JP2015527530A - 回転機械用の内部冷却される翼 - Google Patents

Abstract

本発明は、ガスタービンエンジン用の内部冷却される鋳造された翼であって、それぞれ軸方向で、即ち翼の前縁領域からから後縁領域（３）へと延在する負圧面壁（１）及び圧力面壁（２）と、負圧面壁と第１の内壁（５）とによって形成された軸方向で延在する負圧壁側の冷却通路（４）と、前記圧力面壁と第２の内壁（７）とによって形成された軸方向で延在する圧力壁側の冷却通路（６）と、第１の内壁と前記第２の内壁との間に形成されたフィードチャンバ（８）であって、第１の内壁及び第２の内壁の内側の貫通孔（９，１０）を介して、負圧壁側の冷却通路と圧力壁側の冷却通路とにそれぞれ供給するためのフィードチャンバ、とを有した翼に関する。本発明は、負圧壁側の冷却通路と圧力壁側の冷却通路とが、後縁領域内へと別個に延在していて、負圧壁側の冷却通路と圧力壁側の冷却通路とは、後縁における排出の前に、連通されていることを特徴とする。

Description

本発明は、回転機械、好適にはガスタービンエンジン用の内部冷却される翼に関する。このような翼は、それがベーンとして使用される、又はブレードとして使用されるに関わらず、典型的にはそれぞれ軸方向で、即ち前記翼の前縁領域からから後縁領域へと延在する負圧面壁と圧力面壁とを有している。公知の翼の中でも、負圧面壁と第１の内壁とによって形成された軸方向に延在する少なくとも１つの負圧壁側の冷却通路と、圧力面壁と第２の内壁とによって形成された軸方向で延在する少なくとも１つの圧力壁側の冷却通路とを備えた翼が重要である。さらに、前記第１の内壁と前記第２の内壁との間に少なくとも１つのフィードチャンバが形成されていて、このフィードチャンバによって、第１の内壁及び第２の内壁の内側の少なくとも１つの貫通孔を介して、前記少なくとも１つの負圧壁側の冷却通路と前記少なくとも１つの圧力壁側の冷却通路とにそれぞれ供給される。

背景技術
特にタービンセクションにおいて、選択されたガスタービンエンジン構成部分のために、圧縮機排出路からのブリードエアの供給により内部空冷することは知られた方法である。このような冷却は、構成部分の温度を、これら構成部分を形成する材料の作動範囲内に維持するために必要である。エンジンガス温度が高いと、冷却ブリード要求が増加し、結果としてサイクル効率が低下し、エミッションレベルが増大する。現在まで、比較的低いコストで冷却流を最小化するために冷却系の設計を改良することが可能となっている。将来的にエンジン温度は、低い冷却流を維持するために複雑な冷却特徴を有する必要が生じるレベルまで上がるだろう。

ガスタービンエンジン用のブレードの効果的な冷却システムが米国特許第５７２０４３１号明細書に開示されている。開示された翼は、中央弦材領域における二重壁構造を有しており、内壁と外壁との間に翼の各側において規定された複数の半径方向フィード通路を有している。半径方向で延在する中央のフィードチャンバは２つの内壁の間に形成されている。翼の後縁は従来の単一壁構造を有しており、翼を貫通して半径方向で延在する一連の後縁キャビティを画成する２つの外壁を有しており、後縁キャビティは軸方向で流体接続されており、これにより１つの共通の排出ポートが後縁で直接、排出する。屈曲された翼のプロファイルに起因して、圧力側キャビティの端部で大きな材料蓄積が生じ、これにより翼における高い温度勾配が生じる。

翼の圧力面後縁領域における材料蓄積の同様に不都合な側面は、欧州特許第１２６７０３８号明細書に開示された公知の空冷式翼において見られる。ここに開示された翼は、軸方向に向けられた負圧側近壁通路を有していて、この通路は後縁において冷却空気を圧力側へと排出する。後縁は極めて高い熱負荷にさらされているので、負圧側冷却通路は、後縁温度を十分に低く維持するために十分な空気を供給しなければならない。

ガスタービンエンジン用の翼を内部冷却するための別の設計が、米国特許第７９４６８１５号明細書に開示されている。この公知の設計は、構成部分の十分な寿命を提供するために十分低く壁温度を維持するように近壁冷却通路を備えている。圧力面と負圧面における別個の通路は、ガスタービン段における高温ガス流にさらされた翼の外面を冷却するためのものである。上記文献に開示された公知の翼は、それぞれ軸方向で、即ち翼の前縁領域から後縁領域へと延在する負圧面壁と圧力面壁とを有している。公知の翼はさらに、負圧面壁と第１の内壁とによって形成された軸方向で延在する負圧壁側の冷却通路と、圧力面壁と第２の内壁とによって形成された軸方向で延在する圧力壁側の冷却通路とを有している。第１の内壁と第２の内壁とはいくつかのフィードチャンバを画成しており、これらのフィードチャンバのうちいくつかは、少なくとも１つの負圧側冷却通路と圧力側冷却通路とに冷媒を、好適には圧縮空気を、供給するために、それぞれ第１の内壁及び第２の内壁の内側の複数の貫通孔を介して流体的に接続されている。

発明の概要
本発明の課題は、最も近い文献である米国特許第７９４６８１５号明細書の参照により上述したような特徴を有する、回転機械、好適にはガスタービンエンジン用の内部冷却される鋳造された翼であって、さらなる応力を回避するために、特に後縁領域における冷却が、特に圧力面壁における大きな材料蓄積を回避することにより向上されるような翼を提供することである。

さらなる課題は、後縁における良好な冷却及び圧力面ブリードのための十分な空気供給の必要性を考慮した翼の圧力面冷却及び負圧面冷却のバランスを向上することである。

さらなる課題は、成形に関するもので、複雑で高価な中子構造を必要とせずに成形により翼を製造することである。

この課題は請求項１に記載の全特徴により達成される。本発明は、好適には、従属請求項に開示された特徴及び特に好適な実施態様を参照した以下の説明により改良することができる。

本発明による、請求項１の上位概念に記載の特徴を有した、回転機械、好適にはガスタービン用の内部冷却される鋳造された翼は、少なくとも１つの負圧壁側の冷却通路と少なくとも１つの圧力壁側の冷却通路とが、後縁領域内へと別個に延在していて、少なくとも１つの負圧壁側の冷却通路と少なくとも１つの圧力壁側の冷却通路とは、後縁における排出の前に連通されていることを特徴とする。

基本的には、本発明による翼のコンセプトは、圧縮ユニット、ガスタービン段、蒸気タービン段における翼に適用することができる。以下では、ガスタービンにおける適用がより詳しく説明されるが、本発明の範囲を制限するものではない。

好適な実施態様では、少なくとも１つの負圧壁側の冷却通路と少なくとも１つの圧力壁側の冷却通路とは共通の通路領域で連通していて、該共通の通路領域は、後縁において圧力面へと開かれた前記排出通路に連通する。一方では少なくとも１つの負圧壁側の冷却通路に沿って、他方では圧力壁側の冷却通路に沿って、別個にガイドされた少なくとも２つの冷却流が、後縁領域における排出通路を通って逃出する前に共通の通路領域で合流するという事実により、圧力面と負圧面の冷却バランスに対する明らかに有利な作用が伴われる。従って、少なくとも２つの別個にガイドされる冷却流の流体動力学が互いに影響し合うという事実が重要である。圧力面の後縁領域は、ガスタービン段における運転中に極めて高い熱負荷にさらされるので、本発明による、少なくとも２つの負圧壁側の冷却通路と圧力壁側の冷却通路の再統合は結果として、後縁の良好な冷却及び圧力面ブリードのための十分な空気供給となる。

特に後縁領域における翼の材料領域内部での熱応力を回避するために、負圧面壁と圧力面壁とはそれぞれ、排出通路の領域を除いて、好適には軸方向の延在に沿って一定の壁厚さを有しており、排出通路に沿って、壁厚さは、負圧面壁又は圧力面壁の少なくとも一方で薄くなる。以下で説明されるように、翼の軸方向の延在に対して垂直である半径方向で、圧力面壁と負圧面壁の厚さを変更することは有利である。さらに好適な実施態様では、翼は、少なくとも２つの、好適には３つ以上の、互いに半径方向の間隔を置いて配置された別個の負圧壁側の冷却通路を有している。各負圧壁側の冷却通路は、負圧壁と第１の内壁とによって形成されている。同様に、翼は、少なくとも２つの、好適には３つ以上の、互いに半径方向の間隔を置いて配置された圧力壁側の冷却通路を有している。負圧壁側の冷却通路の場合と同様に、２つの隣接する冷却通路の間の半径方向間隔は一定であるべきだが、翼を冷却するための最適化された方法に応じて変更されても良い。

圧力面壁及び負圧面壁における半径方向で分離された冷却通路の数は同じであるが、好適には、特定の最適な冷却方法に応じて互いに異なっていても良い。

半径方向で分離され、翼内側に半径方向で連続したキャビティとして成形された共通の通路領域で対になって結合される負圧面壁及び圧力面壁における複数の近壁冷却通路を設けることにより、明らかに向上された堅牢性を備えた鋳造プロセスにおける翼の製造の可能性が広がる。鋳造用中子は、共通の通路領域のための連続的なキャビティを形成するためのメインボディから成る安定的な一体の置換ボディを提供する。別の実施態様は、図示した対応する図面につき説明する。

本発明の内部冷却される翼のさらに重要な側面は、翼の内側で負圧壁側の冷却通路と圧力壁側の冷却通路とを画成する第１の内壁と第２の内壁の設計に関する。好適な実施態様では、第１の内壁と第２の内壁とは共通の通路領域において、互いに連通する前に負圧壁側の冷却通路の横断面積は大きくなり、一方、圧力壁側の冷却通路の横断面積は一定であるように設計されている。いかなる設計においても、翼の後縁領域における冷却通路を画成する壁の厚さをできるだけ小さく維持することが主たる目的である。これにより材料蓄積は回避され、熱応力は明らかに減じられる。

対応する冷却通路を通るように方向付けられた高圧化された空気流により達成される冷却効果は、対流冷却に基づくものである。対流冷却効果を向上させるためには、少なくとも局所的に流れ横断面積を減じて、冷却流速、及びそれと組み合わせて熱伝達係数をできるだけ高く維持するのが有利である。このような構成について別の好適な実施態様では、共通の通路領域に、互いに向かい合う負圧面壁と圧力面壁とを直接に連結する少なくとも１つのピンが設けられている。共通の通路領域は、圧力面壁と負圧面壁の内側で半径方向で分離された複数の冷却通路を結合させる、半径方向の延在を有する大きな連続的なキャビティであるので、この共通の通路領域内には複数のピンが設けられており、これにより流れ障害物とも呼ばれるいわゆるピン領域が形成され、この領域を通って冷却流は局所的に加速される。

冷却通路に沿った対流冷却、特に共通の通路領域における対流冷却を向上させる別の改良は、少なくとも１つの軸方向のリブを配置することに関する。このリブは、冷却通路の横断面積をそれぞれ減じるために、少なくとも１つの負圧壁側の冷却通路及び少なくとも１つの圧力壁側の冷却通路のうちの少なくとも１つに沿って配置することができる。好適には、少なくとも１つの軸方向のリブは、少なくとも１つの負圧壁側の冷却通路と少なくとも１つの圧力壁側の冷却通路が連通する共通の通路領域に配置されている。

以下に、本発明を図示した実施態様につきさらに詳しく説明する。

後縁領域における本発明による翼の概略的な断面図である。 後縁領域の断面を示した斜視図である。 図１のＢＢ線に沿った断面図である。 圧力壁側の冷却通路、負圧壁側の冷却通路、共通の通路領域、排出通路を製造するための鋳造用中子を示した三次元的な図である。 圧力壁側の冷却通路、負圧壁側の冷却通路、共通の通路領域、排出通路を製造するための別の形の鋳造用中子を示した三次元的な図である。

発明の詳細な説明
図１には、翼の後縁領域３の概略的な断面図が示されている。この翼は、軸方向Ａで、即ち、前縁（図示せず）から後縁１５まで延在する負圧面壁１と圧力面壁２とを有している。負圧面壁１は第１の内壁５と共に、いわゆる負圧壁側の冷却通路４を画成しており、さらに、圧力面壁２は第２の内壁７と共にいわゆる圧力壁側の冷却通路６を画成している。両冷却通路４，６は、共通の通路領域１２において合流している。

第１の内壁５と第２の内壁７とは、圧縮空気で充填されたフィードチャンバ８を画成しており、この圧縮空気は、負圧壁側の冷却通路４及び圧力壁側の冷却通路６へと貫通孔９，１０を通って進入する（複数のこのような貫通孔を表すものとして、１つの壁につき少なくとも１つの貫通孔が図示されている）。共通の通路領域１２は、後縁１６において圧力面へと開口している排出通路１１に通じている。

図示した負圧壁側の冷却通路４と圧力壁側の冷却通路６とはさらに半径方向で分離されている。このことは、後縁領域３の縦断面を示した斜視図である図２にさらに詳しく示されている。図２に示した実施態様は、負圧壁側の冷却通路４内を見た図であり、この冷却通路４は隔壁１５によって半径方向下方で区切られている。図４ａ及び図４ｂにつきより詳しく説明するように、翼は、１つよりも多い負圧壁側の冷却通路４と、１つよりも多い圧力壁側の冷却通路６とを有している。図３には、図１のＢＢ線に沿った部分断面図が示されている。図３には、半径方向ｒで３つの負圧壁側の冷却通路４と圧力壁側の冷却通路６とを有した翼が示されており、これらの通路４，６は半径方向間隔ｄ_ｒを置いて配置されていて、それぞれ負圧面壁１若しくは圧力面壁２と第１の内壁５若しくは第２の内壁７とによって形成されている。全ての冷却通路４，６は半径方向で分離されていて、共通の通路領域１２へと進入している。この通路領域１２は、半径方向で分離された全ての冷却通路を連結するために半径方向で延在している。

流速を増加させる目的で、流路領域及び共通の通路領域１２の範囲においていくつかの流れ障害物がある。流路の内側の流れ横断面積を減じるために、軸方向のリブ１４が設けられており、このリブは、負圧壁側の冷却通路４内と、共通の通路領域１２内とに延在している。さらに、負圧面壁１の内壁面と圧力面壁２の内壁面とを接続するピン１３が設けられている。

さらに、第１の内壁５と第２の内壁７とは共通の通路領域１２で互いに接合されていて、この共通の通路領域１２は、各通路を通るように方向付けられた冷却流と相互作用する空気動力学的に形付けられた流れ輪郭を有する。第１の内壁５と第２の内壁７の設計は、材料節減の観点から、熱応力を回避するように最適化されている。

図４ａ及び図４ｂには、負圧壁側の冷却通路４と、圧力壁側の冷却通路６と、共通の通路領域１２と、排出通路１１とを製造するための鋳造用中子が示されている。図示した両実施態様では、半径方向で分離された３つの負圧壁側の冷却通路４と、圧力壁側の冷却通路６とが存在しており、これらの通路４，６は一緒に共通の通路領域１２に進入している。通路領域１２は連続的な半径方向の延在を有した一体のボディであり、排出通路１１を形成するための中子領域と接続されている。この排出通路１１も連続的な半径方向の延在を有している。

１ 負圧面壁
２ 圧力面壁
３ 後縁領域
４ 負圧壁側の冷却通路
５ 第１の内壁
６ 圧力壁側の冷却通路
７ 第２の内壁
８ フィードチャンバ
９，１０ 貫通孔
１１ 排出通路
１２ 共通の通路領域
１３ ピン
１４ 軸方向のリブ
１５ 隔壁
１６ 後縁
ｄ_ｒ 半径方向間隔
ｒ 半径方向

発明の詳細な説明
図１には、翼の後縁領域３の概略的な断面図が示されている。この翼は、軸方向Ａで、即ち、前縁（図示せず）から後縁１６まで延在する負圧面壁１と圧力面壁２とを有している。負圧面壁１は第１の内壁５と共に、いわゆる負圧壁側の冷却通路４を画成しており、さらに、圧力面壁２は第２の内壁７と共にいわゆる圧力壁側の冷却通路６を画成している。両冷却通路４，６は、共通の通路領域１２において合流している。

Claims (11)

1. 回転機械、好適にはガスタービンエンジン用の内部冷却される鋳造された翼であって、
   それぞれ軸方向で、即ち前記翼の前縁領域からから後縁領域（３）へと延在する負圧面壁（１）及び圧力面壁（２）と、
   前記負圧面壁（１）と第１の内壁（５）とによって形成された、軸方向で延在する少なくとも１つの負圧壁側の冷却通路（４）と、
   前記圧力面壁（２）と第２の内壁（７）とによって形成された、軸方向で延在する少なくとも１つの圧力壁側の冷却通路（６）と、
   前記第１の内壁（５）と前記第２の内壁（７）との間に形成された少なくとも１つのフィードチャンバ（８）であって、前記第１の内壁（５）及び前記第２の内壁（７）の内側の少なくとも１つの貫通孔（９，１０）を介して、前記少なくとも１つの負圧壁側の冷却通路（４）と前記少なくとも１つの圧力壁側の冷却通路（６）とにそれぞれ供給するためのフィードチャンバ（８）、とを有した、翼において、
   前記少なくとも１つの負圧壁側の冷却通路（４）と前記少なくとも１つの圧力壁側の冷却通路（６）とが、前記後縁領域（３）内へと別個に延在していて、前記少なくとも１つの負圧壁側の冷却通路（４）と前記少なくとも１つの圧力壁側の冷却通路（６）とは、後縁における排出の前に、連通されていることを特徴とする、内部冷却される鋳造された翼。
2. 前記少なくとも１つの負圧壁側の冷却通路（４）と前記少なくとも１つの圧力壁側の冷却通路（６）とは共通の通路領域（１２）で連通していて、該共通の通路領域（１２）は、前記後縁（１５）において圧力面へと開かれた排出通路（１１）に連通する、請求項１記載の内部冷却される鋳造された翼。
3. 前記負圧面壁（１）と前記圧力面壁（２）とは、少なくとも後縁領域（３）における軸方向の延在に沿って、排出通路（１１）の領域を除いてほぼ一定の壁厚さを有しており、前記排出通路（１１）に沿って、前記壁厚さは、前記負圧面壁（１）又は前記圧力面壁（２）の少なくとも一方で薄くなる、請求項１又は２記載の内部冷却される鋳造された翼。
4. 共通の通路領域（１２）に、互いに向かい合う前記負圧面壁（１）と前記圧力面壁（２）とを連結する少なくとも１つのピン（１３）が設けられている、請求項２又は３記載の内部冷却される鋳造された翼。
5. 前記負圧壁側の冷却通路（４）又は前記圧力壁側の冷却通路（６）の少なくとも一方に沿って、該冷却通路の横断面積をそれぞれ減じるために、少なくとも１つの軸方向リブ（１４）が配置されている、請求項１又は４記載の、内部冷却される鋳造された翼。
6. 少なくとも１つの前記軸方向のリブ（１４）は、少なくとも１つの負圧壁側の冷却通路（４）と少なくとも１つの圧力壁側の冷却通路（６）が連通する共通の通路領域に配置されている、請求項５記載の内部冷却される鋳造された翼。
7. 前記第１の内壁（５）と前記第２の内壁（７）とは共通の通路領域（１２）において、接続前に前記負圧壁側の冷却通路（４）の横断面積は大きくなり、前記圧力壁側の冷却通路（６）の横断面積は一定であるように、設計されている、請求項１から６までのいずれか１項記載の内部冷却される鋳造された翼。
8. 少なくとも２つの分離された負圧壁側の冷却通路が、半径方向間隔を置いて配置されており、これらの冷却通路はそれぞれ、前記負圧面壁（１）と前記第１の内壁（５）とによって形成されている、請求項１から７までのいずれか１項記載の内部冷却される鋳造された翼。
9. 少なくとも２つの分離された圧力壁側の冷却通路が、半径方向間隔を置いて配置されており、これらの冷却通路はそれぞれ、前記圧力面壁（２）と前記第２の内壁（７）とによって形成されている、請求項１から８までのいずれか１項記載の内部冷却される鋳造された翼。
10. 前記翼は、ガスタービンエンジンのタービン段内のベーン及び／又はブレードとして使用される、請求項１から９までのいずれか１項記載の内部冷却される鋳造された翼。
11. 前記共通の通路領域（１２）は、軸方向及び半径方向に延在する連続的なキャビティとして形成されており、該キャビティ内には少なくとも２つの分離された圧力壁側の冷却通路及び／又は少なくとも２つの分離された負圧壁側の冷却通路が進入しており、前記少なくとも１つの負圧壁側の冷却通路（４）と前記少なくとも１つの圧力壁側の冷却通路（６）とは共通の通路領域（１２）で連通していて、該共通の通路領域（１２）は、後縁（１６）において圧力面へと開かれた排出通路（１１）に連通している、請求項８又は９記載の内部冷却される鋳造された翼。

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