(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン用タービンロータにおける内部冷却型タービンブレードの先端シール構造において、
前記ガスタービンエンジンの作動媒体流体にさらされるとともに、先端面と、リーディングエッジと、トレイリングエッジと、圧力側表面とを有する翼部と、
前記翼部の外周に同心状に支持され、かつ前記先端面との間に間隙を形成する環状のシュラウドと、
前記翼部の内部に形成され、かつ冷却空気が導入される内部通路と、
前記圧力側表面に近接した位置で、翼部先端面まで延在するよう形成され、かつ圧力側表面側に傾いている所定の角度でもって前記内部通路から前記間隙へ向けて冷却空気の噴流を噴出させて、前記間隙をシールするとともに前記作動媒体流体が前記間隙に流入するのを防止するように前記間隙を遮断する吐出孔と、
前記吐出孔の詰まりを防止するために、前記圧力側表面と前記吐出孔とを連通させるように前記吐出孔の圧力側表面側のみに形成され、かつ前記吐出孔の幅と略等しい幅を有するキャビテイと、を備え、
前記吐出孔の圧力側表面側は前記キャビティを介して圧力側表面に開口し、かつ前記キャビティとは反対側の前記吐出孔の背部壁面は、前記所定の角度でもって翼部先端面まで延在していることを特徴とするタービンブレードの先端シール構造。
【請求項２】
前記タービンロータは、円周方向に適宜な間隔をもって配置された複数個の翼部を有し、前記シュラウドは、前記翼部の先端面との間に環状の間隙を構成することを特徴とする請求項１記載の先端シール構造。
【請求項３】
前記リーディングエッジから前記トレイリングエッジへ延在する前記圧力側表面に沿って互いに離間した状態に複数個のキャビティが配置されていることを特徴とする請求項１記載の先端シール構造。
【請求項４】
前記キャビティが、前記圧力側表面に隣接する深い部分を有するとともに、前記吐出孔に隣接する浅い部分を有することを特徴とする請求項３記載の先端シール構造。
【請求項５】
前記吐出孔はスロットであることを特徴とする請求項１記載の先端シール構造。
【請求項６】
前記キャビティの深さは、前記スロットの厚さの少なくとも７５パーセントにほぼ相当することを特徴とする請求項５記載の先端シール構造。
【請求項７】
前記吐出孔がスロットであるとともに、前記キャビティと前記スロットとが交差する交点付近で測定したキャビティの深さが、前記スロットの少なくとも７５パーセントにほぼ相当することを特徴とする請求項４記載の先端シール構造。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は、ガスタービンエンジンの内部冷却型のタービンブレードに関し、特に、ブレードの先端シールとブレード冷却とに用いるブレード先端部の空気孔の目詰まりおよび汚損を防止する技術に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンの技術分野においては、周知のように、エンジン性能を改善するために、エンジンの運転範領域の全範囲において、外側のエアシールとタービンブレード先端との間の隙間のクリアランスを最小限にするように多大な努力がなされてきた。この目的のために、ここ数年にわたり開発されたものは、能動型のクリアランス制御と受動型のクリアランス制御とがある。これらの発明および概念の多くは、ある程度の成功を収めたが、エンジンならびに航空機の性能に対する要求が高まることに伴い、問題は更に困難なものとなっている。また、これらの解決手段は、一部の航空機／エンジンの形式、つまり一般の商業用飛行機に対応したものであり、軍用航空機、特に戦闘用に設計されたものには適さない。
【０００３】
例えば、単に商業目的で使用される航空機用に設計されたエンジンにおいては、能動型クリアランス制御がうまく機能することが既に立証されている。このような商業的成功をなし得た能動型クリアランス制御の一例は、例えば、１９７９年１月２４日に特許された、本願と同一の出願人に係る米国特許第４，０６９，６６２号に示されている。この種の装置は、運転領域の所定の時間に、タービンロータに接近しているエンジンの外部ケースに空気を吹き付け、該外部ケースを縮小させるようにしたものであり、これによって外側のエアシールがタービンまたはコンプレッサのブレード先端に接近し、間隙が減少するようになっている。
【０００４】
能動型のクリアランス制御の設計原理とは逆に、受動型のクリアランス制御では、目的とするクリアランスの制御を成し遂げるために、継続的な方法が用いられる。例えば、ある装置では、ロータブレードに接近した外部エンジンケースに冷却空気を連続して供給し、高温になりやすい外部ケースの膨張率を制限して、クリアランスを最小限に保つようにしている。要するに、能動型の制御には、入力に応答して、高温空気あるいは冷たい空気を供給したり、もしくは機械的手段を適用してクリアランスを制御する制御システムが必要である。受動型制御には、このような制御システムは必要なく、常に静的な状態となる。
【０００５】
本発明は、受動型のクリアランス制御に関するものであり、タービンブレードの内部冷却に用いられる吐出空気を利用して、タービンブレードの先端と外側のエアシールとの間のクリアランスを効果的に制御する。本発明では、外側のエアシールとブレード先端との間の間隙において、その流れを最小限にするように空気力学的なシールを行う手段が開示されている。これによりブレードの高圧側から低圧側への流れが減少し、タービンの効率が向上する。タービンブレードの先端部、詳しくは翼部の圧力側表面と先端面との交点付近に形成された吐出孔は、外側のエアシールとブレード先端との間の間隙に向けて、冷却空気の噴流を吐出する。ある適用例では、交差する孔が用いられている。孔のひとつは、圧力側表面に隣接した内部冷却通路に連通し、もう一方の孔は、吸込側表面に隣接した内部冷却通路と連通する。これらの孔は、２つの孔から形成されるスロットより吐出する冷却空気の速度（運動量）と角度とに影響を与えるように、互いに交差している。
【０００６】
空気冷却型タービンブレードの先端部の孔および交差した孔は、従来から公知である。例えば１９８５年９月１０日に特許された米国特許第４，５４０，３３９号および１９９１年１１月５日にに特許された米国特許第５，０６２，７６８号に、それぞれタービンブレードの先端に位置する交差孔が開示されている。そのひとつにおいては、吐出孔から出る流れによって、摺接する先端の側壁面を洗浄している。もう一方の例では、交差孔によって汚染や孔の目詰まりの可能性が減少する。これらの特許では、空気力学的なシールのためには、それらの孔を用いていないが、空気力学的シールのために先端に孔を設けた既知の装置もある。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
従来技術に開示されているように、異物、特にブレード先端の摺接により発生する異物が、ブレード先端の吐出孔に移動し、ここから出る吐出流に悪影響を及ぼす懸念がある。近時は、ブレード先端が研磨性の材料によって被覆されており、ブレード先端の摺接によってこの研磨材から粒子が出てくるので、上記の問題はさらに深刻化している。つまり、吐出孔が閉塞されてしまう可能性が明らかに増しており、これにより冷却通路および吐出流による冷却効果に悪影響を及ぼすばかりでなく、ブレード先端のシール構造において、孔が塞がれることによってシール性能に悪影響をもたらし、ひいてはタービンの効率を下げてしまう。
【０００８】
本発明の目的は、ガスタービンエンジンに用いられる内部冷却された軸流タービンブレードの先端に位置する吐出孔の閉塞あるいは目詰まりを防ぐことにある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
本発明に係るタービンブレードのシール構造は、ガスタービンエンジン用タービンロータにおける内部冷却型タービンブレードの先端シール構造において、
前記ガスタービンエンジンの作動媒体流体にさらされるとともに、先端面と、リーディングエッジと、トレイリングエッジと、圧力側表面とを有する翼部と、
前記翼部の外周に同心状に支持され、かつ前記先端面との間に間隙を形成する環状のシュラウドと、
前記翼部の内部に形成され、かつ冷却空気が導入される内部通路と、
前記圧力側表面に近接した位置で、翼部先端面まで延在するよう形成され、かつ圧力側表面側に傾いている所定の角度でもって前記内部通路から前記間隙へ向けて冷却空気の噴流を噴出させて、前記間隙をシールするとともに前記作動媒体流体が前記間隙に流入するのを防止するように前記間隙を遮断する吐出孔と、
前記吐出孔の詰まりを防止するために、前記圧力側表面と前記吐出孔とを連通させるように前記吐出孔の圧力側表面側のみに形成され、かつ前記吐出孔の幅と略等しい幅を有するキャビテイと、を備え、
前記吐出孔の圧力側表面側は前記キャビティを介して圧力側表面に開口し、かつ前記キャビティとは反対側の前記吐出孔の背部壁面は、前記所定の角度でもって翼部先端面まで延在していることを特徴としている。
【００１１】
すなわち本発明の特徴は、上述のタービンブレードに、先端シールに用いられる吐出孔に隣接してキャビティを設け、吐出孔と、キャビティと、ブレード形状とが互いに所定の関係を保持するようにしたことにある。
【００１２】
本発明の前述のおよび他の特徴は、後述の説明および添付の図面により更に明らかになる。
【００１３】
尚、本願は、１９８８年８月２４日に出願された米国特許出願第０７／２３６，０９４号「ガスタービンエンジンのタービンのクリアランス制御（Ｃｌｅａｒａｎｃｅ  Ｃｏｎｔｒｏｌ  ｆｏｒ  ｔｈｅ  Ｔｕｒｂｉｎｅ  ｏｆ  Ｇａｓ  Ｔｕｒｂｉｎｅ  Ｅｎｇｉｎｅ）」に関連している。
【００１４】
【実施例】
以下、この発明の一実施例を図面に基づいて説明する。なお、以下の説明で明らかなように、本発明の目的は、空気冷却される軸流タービンブレードの先端シールおよびブレードの冷却に用いられる先端孔の詰まりを防ぐことである。先端孔には数多くの形状があるが、本発明の目的は、これらの孔の詰まりを防ぐことにあり、発明の範囲内であれば、ここに図示された孔の形状や位置によって限定されるものではない。
【００１５】
当業者によって知られているように、多数のタービンブレードがタービンロータのディスクに支持されることによって軸流タービンが構成されており、ガスタービンエンジンの燃焼室で生成された高温ガスにより駆動されるようになっている。一般に、タービンにより抽出されたエネルギーは、エンジンのコンプレッサを駆動し、かつ推力を発生する。タービンは燃焼室に最も近く、初期のタービンの実用化で問題となったように、エンジンのすべての構成要素の中で最も高温となるので、タービンブレードを冷却する手段が従来から用いられている。タービンブレードの冷却は、周知であり、また本発明を理解するために必要である。最も多いタービンブレードの冷却機構は、一般的に、ブレード内部に縦通路を設けたものであり、シャワーヘッド冷却、フィルム冷却などに用いられる加圧された冷却空気が、その通路によって供給される。
【００１６】
図１〜図３を参照して本発明の一実施例を説明する。符号１０は、タービンブレードの一つを示している。タービンブレード１０は、取付基部１２、プラットフォーム部１４および翼部１６を有する。一般的に図示せぬコンプレッサから導入される高圧の空気は、取付基部１２の底面部からブレード１０の内部へ供給され、図示せぬシャワーヘッド冷却孔およびフィルム冷却孔として構成される多数の空気吐出孔を通して、ガス流路へ吐出される。本発明は、主として先端シールおよび冷却孔に関するものであるから、要部であるブレードの部分のみを説明する。その他の公知の構成は、１９８１年３月２４日に特許された米国特許第４，２５７，７３７号「冷却ロータブレード（Ｃｏｏｌｅｄ  Ｒｏｔｏｒ  Ｂｌａｄｅ）」および１９８８年６月２８日に特許された米国特許第４，７５３，５７５号「入れ子形冷却チャネルを有する翼（Ａｉｒｆｏｉｌ  ｗｉｔｈ  Ｎｅｓｔｅｄ  Ｃｏｏｌｉｎｇ  Ｃｈａｎｎｅｌｓ）」が参照できる。両特許とも本願と同一出願人に係るものである。翼部１６は、圧力側表面１８と、リーディングエッジ２０と、トレイリングエッジ２２と、タービンの外周側に向かう先端面３２と、上記圧力側表面１８の反対の面となる吸込側表面２４とで構成される。
【００１７】
図２および図３に示されるように、ブレード１０の先端には、リーディングエッジ２０からトレイリングエッジ２２に亙る翼弦方向に沿って、複数の離間した孔つまりスロット３０が開口形成されている。従来は、これらの孔は、内部冷却通路５２からブレード先端に向けて延び、かつ終端が先端面３２において面一状態で開口していた。本発明においては、所定の限界寸法および制約の下で、キャビティ３６が孔３０に隣接して先端面３２に形成されている。すべてのキャビティ３６の構成ならびに該キャビティ３６の孔３０に対する基準は一定なので、便宜上、孔３０およびキャビティ３６のひとつを例に説明する。
【００１８】
図３に示されるように、キャビティ３６は、圧力側表面１８のエッジから吸込側表面２６に向かって形成され、かつ孔３０の背部壁面４０まで達している。リーディングエッジ２０からトレイリングエッジ２２に向かう方向については、各キャビティ３６は、孔３０のほぼ全幅にわたって延在する。キャビティ３６の形成には、さらに他の制約がある。その一つとして、孔３０からの吐出空気流つまり噴流４２が考慮されなければならない。空気噴流４２を通る横方向の面から見たときに、間隙４８と圧力側表面１８の延長線とにより規定される境界内に外側のエッジ４４が含まれるように、孔３０が配置される。なお、空気噴流４２を直線状に図示してあるが、実際には、噴出した空気は外側エアシール５０にぶつかる。キャビティ３６の深さ（参照文字Ａで示す）は、これに限定されるものではないが、望ましくは、スロット３０の厚さ（参照文字Ｂで示す）の少なくとも７５％である。
【００１９】
孔３０の背部壁面４０が放射状に延びてブレード先端面３２に達していることは、重要である。タービンの効率を増大し、かつエンジン性能を最大限に発揮するために、背部壁面４０と先端面３２との間の角度（参照文字Ｃで示す）は、空気力学的シールを最大にするように選択される。
【００２０】
上記の角度Ｃは、エンジン性能を最大限に発揮するように設計されるのであるが、本発明の利点として、この最適な角度Ｃが、キャビティ３６を具備しない従来のものよりも大きな角度となる。重要なことは、トレイリングエッジ２２側においては、孔３０と内部冷却通路５２との交差、つまり両者間の連通を確保するために必然的に角度Ｃが大きくなってしまうのであるが、本発明のように最適な角度Ｃが大きく得られることにより、トレイリングエッジ２２側の部分で一層優れた性能が得られるということである。内部冷却通路５２は加圧冷却空気源となるものであるが、トレイリングエッジ２２側の部分における圧力側表面１８から内部冷却通路５２までの距離の許容限界が、緩和される。
【００２１】
本発明の各孔３０に関して最適な角度Ｃが一層高くなる理由は、以下の説明で理解できるであろう。第一に、空気噴流４２の圧力面が、高い静圧を有する翼部１６の圧力側表面１８に露出しているので、翼表面の付加的な空気の流れが噴流４２によって引き込まれ、かつ加速される。この空気は、より大きな角度においても、互いに良好に合流し、従って、最適角度が一層大きな角度となることが許容される。
【００２２】
第二に、図４に示したようなキャビティ３６′は、上述した効果を増大させ、この結果、最適な角度Ｃが更に大きくなる。この場合でも、空気は十分良好に合流する。但し、図４の場合には、付加的に流れる空気が、噴流の空気よりも高温なガス流路の空気となるので、面５６’の耐熱性の点で制約を受ける。
【００２３】
第三に、ブレード１０が外側エアシール５０（図３参照）と摺接することにより材料の細いばり（ｆｌａｓｈ）が発生し、ブレード１０を覆うようになる。ここで、本発明によれば、この「ばり」が噴流４２を閉塞してしまう代わりに、噴流４２の実質的な角度Ｃを、より低い効果的な角度に向けるように作用し、一層最適角度Ｃに近づけることができる。
【００２４】
本発明においては、一層の性能向上のために、孔３０に対する面５６の角度を、図４に示す面５６′のように増加させてもよい。この図４の実施例において、各部の寸法は、上述した実施例と同様にすればよい。但し、キャビティ３６’の深さは、キャビティ３６’と孔３０との交点Ｄを通って先端面３２と平行な面までの深さでもって測定される。つまり、図４に矢印Ｅで示すものがキャビティ３６′の深さとなる。なお、図４において図３と同一の符号は同一の要素を示す。
【００２５】
キャビティ３６（図３）および３６’（図４）は、一般的な孔あけ作業に用いられる適宜な放電加工機（ＥＤＭ）により形成される。これらのキャビティの所定の寸法および形状を得るために、ＥＤＭマシンの電極棒は、キャビティに対応した形状に周知の方法で形成されている。近時の設計では、孔３０として、図示したようなスロットが通常用いられており、「孔」という語と、「スロット」という語は、同義である。しかしながら、従来の設計では、所望の性能結果を得るためには、スロットは、約０．０５０インチの長さと０．０１２インチの幅を有する小さなものであるにも拘わらず、圧力側表面１８に非常に近接した位置で先端面３２を完全に貫くことが必要とされる。これは、製造上困難であり、それゆえ製造上の問題を引き起こす。本発明によればこの問題を緩和し得る。
【００２６】
本発明によれば、次のような利点を有する。
【００２７】
１．ブレード１０先端の摺接時にこすりつけられる材料によって、ブレード１０先端の孔３０が目詰まりする可能性を最小限にする。これにより、孔３０によるシール作用および冷却作用が保持される。
【００２８】
２．翼部１６の圧力側表面１８に対する孔３０の位置の誤差が性能に及ぼす悪影響を鈍らせることにより、先端の孔３０の生産性が改善される。
【００２９】
３．角度Ｃ（図３）がスペース的な制限で大きくなってしまう部分において、ブレード１０先端のシール性能が改善される。
【００３０】
４．孔３０を塞ぐという問題を発生する研磨材によってブレード１０先端面が被覆された時に、先端の孔形状を、よりシールに適合したものとする。
【００３１】
なお、本発明は上述した実施例に限定されることなく種々の変更が可能である。
【００３２】
【発明の効果】
以上の説明で明らかなように、本発明によれば、冷却ならびに先端シールのために冷却空気を噴出する吐出孔に隣接して、翼部の圧力側表面に至るキャビティを設けたので、ブレード先端の摺接による吐出孔の目詰まりが確実に防止されるとともに、冷却空気が圧力側表面へ向けて噴出するようになり、シール性が向上する。また、吐出孔の角度を大きくすることが可能となり、翼部の厚さが薄くなるトレイリングエッジ側での性能が向上する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るガスタービンエンジンのタービンブレードの斜視図。
【図２】図１に図示されたブレードの先端の平面図。
【図３】図２の線３−３に沿った部分断面図。
【図４】本発明の別の実施例を図示した部分断面図。
【図５】タ−ビン全体の平面図。
【符号の説明】
１０…タービンブレード
１２…取付基部
１４…プラットフォーム部
１６…翼部
１８…圧力側表面
２０…リーディングエッジ
２２…トレイリングエッジ
２４…吸込側表面
３０…孔
３２…先端面
３６…キャビティ
３６’…キャビティ
４０…背部壁面
４２…噴流
５０…外側エアシール
５２…内部冷却通路
５６’…面
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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