JPH07305603A - ガスタービンエンジンの空冷式翼型構造 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 ガスタービンエンジンのタービン等の翼型前
縁部のフィルム冷却及びインピンジメント冷却等を組み
合わせた前縁部冷却構造において、前縁部の機械的強度
を損なうことなく、前縁部での冷却効率の改善を図る。 【構成】 ガスタービンエンジンのタービンブレード等
の空冷式翼型構造において、翼型前縁部１８の冷却孔４
０としてヘリカル形状で且つその断面が長方形であるも
のが用いられ、しかも、ヘリカル冷却孔４０の冷却空気
吹出口を前縁部１８の外表面に対して小さな仰角で吹き
出し方向を形成して吹き出された冷却空気が該表面に沿
って流れるようになっている。これらの複数のヘリカル
冷却孔４０は、タービンブレードの根本部から先端部に
亘って翼型の長手方向に互いに離間して並設されてい
る。

Description

【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
のタービンブレード（動翼）及びタービンベーン（静
翼）の内部空冷式タービン翼型構造に関し、特に翼型
（エアフォイル）の前縁部を冷却する技術に関する。

【０００２】

【従来の技術】周知のとおり、ガスタービンエンジンに
関する技術分野においては、タービンブレードの前縁部
は、翼表面の小孔から冷却空気を吹き出させ、その冷却
空気の薄膜で翼表面を覆って冷却するフィルム冷却と、
冷媒による増補的熱伝達冷却とを巧みに組み合わせた冷
却システムによって冷却されていた。タービン翼型の冷
却技術に関係する当業者にとって周知であるように、タ
ービン翼型の冷却技術は、ガスタービンエンジンの発展
につれて徐々に進化してきており、その発展過程におい
て、タービン翼の各部で最大冷却効果を得る為、各所に
応じた独特の冷却技術が要求されるようになってきた。
例えば、タービン翼前縁部や後縁部やブレード先端部や
ブレード中間部等の各所に応じて異なる冷却技術を適用
して最大冷却効率を得るようになってきている。タービ
ンの冷却構造が非常に重要であり、且つガスタービンエ
ンジンの設計者がタービン翼型の各部に応じた冷却に注
意を払うようになったのは、ガスタービンエンジンの効
率がタービン温度に依存しており、特にタービン温度の
増加に従ってエンジン効率も向上することによる。むや
みにタービン温度を上昇すれば、タービンの構成部品は
熱に耐えきれず損傷に至るため、このタービン温度の上
限は、タービン構成部品の材質の有する耐熱限度によっ
て決定される。エンジンの燃焼セクションで燃焼され排
出された燃焼ガスは高温ガスとなってタービンセクショ
ンに導入される為、高温ガスにさらされるタービン構成
部品の材質は十分な物理的強度を有するものでなければ
ならない。しかしながら、タービン温度の上昇に起因し
て、この機械的強度は極端に低下してしまうのは周知の
とおりである。従って、エンジンの熱力学的総合効率を
向上する目的でタービン構成部品を効果的に冷却しつ
つ、タービン温度を高レベルに保持することが要求され
る。

【０００３】周知のように、翼前縁での冷却効率を高め
る工夫は、タービン翼型自体の寿命に関して考慮する
と、むしろ短所となっていた。これまでのタービン翼前
縁の冷却技術の主流は、冷却空気によるフィルム冷却や
冷却空気の翼前縁部への衝突剥離を利用した、翼内部に
小孔を有する横笛状の筒をタービンの半径方向に延設
し、この筒に形成された小孔から吹き出した冷却空気を
翼前縁部の内側に集中的に衝突させるインピンジメント
冷却を含む、冷媒を利用した増補的熱伝達冷却であっ
た。通常、フィルム冷却部は、タービン翼前縁部に多数
の近接する冷却小孔を機械加工することにより形成され
ている。

【０００４】タービン翼の総合的冷却効果を大幅に改善
することはできても、翼前縁部での寿命は相変わらずか
なり制限的であった。即ち、高温燃焼ガスにさらされ加
熱される前縁部の翼外表面の面積は、冷媒にさらされ冷
却される前縁部の翼内部の面積よりも大きいため、翼前
縁部は熱損し易い傾向にあるからである。この翼前縁部
での加熱と冷却の不釣り合い現象は、タービン翼の他の
箇所よりも甚だしい。周知のとおり、翼の他の箇所に較
べて、前縁部では熱伝達係数が最も高く、翼前縁部では
単位面積当たりの熱負荷が最高値となる。前縁部の翼内
部の比較的小さな内半径により、互いに交差することな
く配設される空冷用小孔の数は制限されてしまい、結果
的に、翼前縁部の外表面では冷却孔がまばらに比較的低
い密度で配列されているのが現状である。

【０００５】実際の実験結果によると、タービン翼前縁
部での熱伝達は、これら冷却孔の冷却空気導入口で最も
盛んであるが、多数の冷却孔が集中する前縁部空気導入
部から冷却空気の吹出口までの冷却空気導入通路の長さ
は比較的長く対流効率が十分ではなく、従って十分な冷
却効率を得るに至っていない。

【０００６】上記の従来技術を以下に図２〜図４に従っ
て説明する。図２はタービンブレード１０の長手方向
（縦軸方向）に直行する方向に切断したブレード前縁部
１８の断面図を示す。図２において、インピンジメント
冷却用のインピンジメント冷却孔３４を経由してブレー
ド１０の根本部で空気導入通路２６と連通する長手方向
に延設された流路３２と連通するフィルム冷却用の冷却
孔３０が示されている。翼型の内部に画成された空洞部
では文字Ａで示された内側湾曲部のように比較的曲率が
大きい為、空洞部の内部半径は小さく、互いに隣接する
冷却孔を交差することなく配設し得る冷却孔の数は制限
される。一方、図２から明らかなように、文字Ｂで示さ
れた翼型前縁部１８の外側湾曲部のように内側湾曲部に
較べて外部半径が大きいので、冷媒にさらされる翼型前
縁内部面積よりも高温の燃焼ガスにさらされる翼型前縁
外部面積のほうがより大きい翼前縁部構造となってい
る。この為、冷却効率は十分に満足的ではない。図２で
は冷却孔３０は互いに比較的高い密度で配設されている
が、図４では冷却孔３０が比較的まばらに配設されてい
るのが解るであろう。実験結果では、ブレード翼型前縁
部に形成された冷却孔の空気導入口において、熱伝達効
率が最も高く、この前縁部空気導入口では冷却孔が集中
しており増補的熱伝達が最も盛んである。しかしなが
ら、図３に示されるように、冷却孔３０の空気導入口か
ら前縁部１８の冷却孔の空気吹出口までの冷却空気導入
通路の長さは比較的長く、この為、従来の上述した翼型
前縁部の構造では、前縁部冷却における冷却効率がある
程度に制限されていた。

【０００７】

【発明が解決しようとする課題】従って、公知のタービ
ン翼前縁部の冷却構造によって達成され得る冷却効率
は、ある程度の範囲に制限されてしまっているのが現状
であり、更に前縁部の冷却効率を改善することが望まれ
ていた。

【０００８】

【課題を解決するための手段】本発明は、タービンブレ
ードの前縁部に沿ってタービンブレードの横方向に延設
され、且つタービンブレードの長手方向に互いに離間し
て並設されたヘリカル形状の冷却空気導入通路を高密度
に配設すると共に、この冷却空気導入通路の空気吹出口
の方向を前縁部の外表面に近接して冷媒である冷却空気
のフィルム層が効果的に形成されるように方向付けたこ
とを特徴とする。

【０００９】本発明の他の特徴は、タービンブレードの
前縁部にヘリカル形状の冷却空気導入通路を配設し、且
つこの通路の断面形状を正方形または長方形としたこと
である。

【００１０】本発明の更なる特徴は、ガスタービンエン
ジンのタービンブレードの前縁部に関するヘリカル形状
の通路を備えた冷却システムを提供すると共に、このシ
ステムは、ヘリカル形状の通路の各冷却空気導入口を、
タービンディスクに固定されたタービンブレードの根本
部からブレード先端部へと長手方向に延設され且つター
ビンブレード前縁部内に配設された冷却空気（冷媒）の
供給通路と連通するように形成したことである。

【００１１】

【作用】本発明のガスタービンエンジンの空冷式タービ
ン翼冷却構造によると、タービンの前縁部に互いに別個
に多数のヘリカル形状の冷却孔を適切に配設した前縁部
構造を提供しており、翼型前縁部での冷却効率を向上す
ることができる。また、ヘリカル形状の冷却孔の配設方
向を以下のように最適に決定しており、冷却効率を格段
と高めることができる。

【００１２】１）冷却孔の内壁面の表面積がタービン翼
前縁部の外表面積にかなり接近するようにヘリカル形状
の冷却孔の配設が工夫されており、結果的に、冷却空気
を導入する各冷却孔の長さを減少して、対流効率を改善
している。

【００１３】２）ヘリカル形状を有する冷却孔の外径側
において、より高い熱伝達効率が得られる。

【００１４】加えて、ヘリカル形状の冷却孔内に画成さ
れた冷却空気導入通路の断面形状を長方形に形成するこ
とにより、前縁部の外表面を覆う冷却空気の薄膜層が最
適に形成されると共に、冷媒である冷却空気を外表面に
沿うように前縁部外表面に対して比較的小さな角度、即
ち鋭角に噴射されるようにヘリカル形状の冷却孔の吹き
出し方向を形成することにより、より一層、冷却空気の
薄膜層が最適に形成される。従って、このようなヘリカ
ル形状の冷却孔を前縁部に形成することにより、総合的
フィルム冷却効率が改善される。

【００１５】上述のヘリカル形状の冷却孔を伴ったター
ビン翼前縁部の構造は、発明の名称が「冷却式タービン
ブレード」である１９８７年８月４日、クリフォード
（Ｃｌｉｆｆｏｒｄ ｅｔ ａｌ．）に付与された米国
特許第４，６８４，３２２号、及び発明の名称が「冷却
式タービンベーン」である１９７８年３月２１日、スタ
ール（Ｓｔａｈｌ）に付与された米国特許第４，０８
０，０９５号に記載のヘリカル形状の通路とは異なり、
本発明に従うガスタービンエンジンの空冷式タービン翼
構造においては、翼前縁部に冷却空気導入用の多数の冷
却孔内に画成されたヘリカル形状の通路が高密度に形成
されると共に、各ヘリカル形状の冷却孔の冷却空気吹出
口の方向が、前縁部外表面の湾曲面を冷却空気の薄膜が
効果的に覆うように、前縁部外表面に対して比較的小さ
な仰角で方向付けられていて、フィルム冷却用の冷却空
気の薄膜層が最適に形成されるようになっている。

【００１６】

【実施例】本発明は、航空機を駆動するガスタービンエ
ンジンのタービンブレードの翼型に適用された場合に特
に有効である。以下に本発明のタービン翼の冷却構造の
実施例を図面を伴って詳説することにより、この技術に
関連する当業者は、本発明がタービンブレードの外に、
例えば圧縮機ブレードや圧縮機ステータベーン等のよう
な他のブレード又はベーンを冷却する用途、或はタービ
ンエンジンを駆動源とする航空機に適用する外に、船舶
用や工業用にも適用され得ることが理解できるであろ
う。本発明は特にロータブレード又はステータベーンの
翼の冷却に最適である。

【００１７】図１に、航空機の駆動源としてのガスター
ビンエンジンの典型的な軸流タービンブレード１０の立
面図を示す。タービンブレード１０は、翼型１２、根本
部１４、プラットフォーム１５、先端部１６、前縁部１
８、及び後縁部２０とから形成される。図１において、
受圧面側２２が示されており、流出面側はこの受圧面側
２２に対向する反対面に形成されている。一般的に、ガ
スタービンエンジンの圧縮機セクション（図示せず）の
圧縮段から抽気された圧縮空気（冷媒）がタービンブレ
ードの根本部１４に配設された冷却空気導入流路２６と
２８を経由して、翼型１２の内部通路内に供給されてい
る。タービンロータは、エンジンシャフトに固定された
タービンディスク（図示せず）に支持固定された複数の
ディスクの周方向に互いに離間して配設されたタービン
ブレード１０を有する。タービンブレードの翼型１２
は、タービンロータを駆動するタービンエンジンの燃焼
セクション（図示せず）から送出される作動媒体である
燃焼ガスからエネルギーを抽出するための手段として機
能している。公知のように、燃焼ガスの流路における極
めて高い運動エネルギーが航空機の推力となるスラスト
を発生するために利用される。ガスタービンエンジンの
動作に関する説明は本発明と関連するものではないの
で、以下、本発明の翼型前縁部の冷却構造に関して図５
〜図７に基づいて詳説する。

【００１８】図５〜図７に示した本発明に従うタービン
ブレード翼型前縁部の冷却構造においては、従来技術の
翼型前縁部の冷却構造と比較する目的で、同様な機能を
有する構成部品に関しては同一の参照符号を付けて説明
するものとする。図５〜図７から明らかなように、本発
明の翼型前縁部の冷却構造においては、従来技術の前縁
部の冷却孔３０をヘリカル形状の冷却孔４０に置き換え
ている点で異なる。このヘリカル形状の冷却孔４０は、
通常の冷媒供給量よりも多い追加的な冷媒供給を行うこ
となく、より効率的な冷却を達成することができる。

【００１９】図５に示すヘリカル形状の冷却孔４０は通
常の穴明け加工又は翼型を成形する際に同時成形した
り、詳しくは、電気化学的ミリングやレーザー穴明け加
工等によって形成され得る。このヘリカル形状の冷却孔
４０は、空気導入通路２６とインピンジメント冷却孔３
４を連通孔として連通し且つタービンブレード長手方向
に延設された流路３２から前縁部１８の外端縁に亘って
ヘリカル形状に形成してある。ヘリカル形状の冷却孔４
０の曲率は、冷却孔の冷却空気吹出口から吹き出された
冷媒（冷却空気）が前縁部１８の湾曲した外表面にほぼ
沿って流れ、前縁部の外表面に対する吹き出し角度が小
さくなるようにしてある。また、該吹出口はオリフィス
となって形成されており、よりフィルム冷却に適した冷
却空気の薄膜が該表面に沿って形成され得る。加えて、
図６に示すように、ヘリカル形状の冷却孔４０の断面形
状は、長方形又は正方形のような四角形状となってお
り、前縁部は吹き出された冷却空気の薄膜層によって最
適に覆われ得るようになっている。また、比較的小さな
仰角で冷却空気を吹き出すことによって、前縁部の冷却
空気薄膜層が理想的に形成され、フィルム冷却効果を一
層改善することができる。図から明らかなように、ヘリ
カル形状の冷却孔４０は、前縁部に沿って、タービンブ
レードの根本部から先端部に亘ってブレードの長手方向
に互いに離間して並設されている。冷却効率を高めるよ
うに、図５及び図６に示されるように、前縁部におい
て、ヘリカル形状の冷却孔の一端を翼型の長手方向に直
行する横平面に略配設し、且つヘリカル形状の冷却孔の
他端を翼型の長手方向に互いに離間して配設してある。

【００２０】このガスタービンエンジンのタービン翼型
前縁部の冷却構造においては、冷却孔４０の内部の冷却
空気にさらされる内表面積のが高温ガスにさらされる前
縁部の外表面積にかなり近い値となっており、また、冷
却孔の空気導入口から吹出口までの冷却空気導入通路の
長さが平均して従来より短く形成されているので、冷媒
の対流効率を高めることができる。また、ヘリカル形状
の冷却孔４０の外径部での熱伝達効率をより高めた構造
となっており、熱吸収の容量を改善することができる。
また更に、ヘリカル形状の冷却孔の断面形状を四角形状
とし且つ冷却孔４０の空気吹出口が前縁部の外表面に対
して小さな仰角で吹き出されるように冷却孔の形成方向
を設定しているので、ブレード前縁部外表面を覆うフィ
ルム冷却用薄膜空気層を最適に形成することができると
共に、全体的冷却効率をより高めることができる。

【００２１】本発明は、その精神又は主要な特徴から逸
脱することなく、他の様々な形で実施することができ
る。それ故、前述の実施例は単なる例示にすぎず、限定
的に解釈してはならない。

【００２２】

【発明の効果】以上のように本発明は、翼型の前縁部近
傍に、冷却空気を導入するための第２流路から翼型外表
面まで延設された複数のヘリカル形状の冷却孔を備え、
冷却孔から吹き出された冷却空気が翼型外表面に沿って
流れるようになっているため、従来のものに比較して翼
型前縁部での冷却効率を確実に向上させることができ
る。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明に従うガスタービンエンジンのタービン
ブレードの前縁部冷却構造の実施例を示す正面図であ
る。

【図２】従来の冷却技術を示したタービンブレードの前
縁部の部分断面図である。

【図３】従来技術を示した図２の線３−３に沿った部分
断面図である。

【図４】従来技術を示した図２のブレード前縁部の部分
斜視図である。

【図５】本発明を示した図１の線５−５に沿った部分断
面図である。

【図６】本発明を示した図５の線６−６に沿った部分断
面図である。

【図７】本発明を示した図５のブレード前縁部の部分斜
視図である。

【符号の説明】

１０…タービンブレード １２…翼型 １４…根本部 １６…先端部 １８…前縁部 ２０…後縁部 ３４…インピンジメント冷却孔 ４０…ヘリカル形状の冷却孔

Claims (4)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 根本部と、先端部と、前縁部と、受圧面
   と、受圧面と反対側に形成された送出面と、後縁部と、
   翼型の内部に冷却空気を導入する為に根本部のから先端
   部に亘って翼型の長手方向に延設され且つ受圧面と送出
   面との間に配設された第一流路と、前縁部に近接して配
   設されると共に長手方向に互いに離間して配設された複
   数の連通孔を介して第一流路と連通した第二流路と、根
   本部に送り込まれる冷却空気を供給するための空気供給
   手段とを有するガスタービンエンジンの空冷式翼型構造
   において、該翼型は、翼型から冷却空気を吹き出すため
   に、前縁部近傍に、第二流路から翼型の外表面まで延設
   された複数のヘリカル形状の冷却孔を有することを特徴
   とするガスタービンエンジンの空冷式翼型構造。
2. 【請求項２】 ヘリカル形状の冷却孔の断面形状が四角
   形状であることを特徴とする請求項１に記載の空冷式翼
   型構造。
3. 【請求項３】 ヘリカル形状の冷却孔の一端を翼型の長
   手方向に直行する横平面に略配設し、且つヘリカル形状
   の冷却孔の他端を翼型の長手方向に互いに離間して配設
   したことを特徴とする請求項２に記載の空冷式翼型構
   造。
4. 【請求項４】 各ヘリカル形状の冷却孔が冷却空気吹出
   口である吹出オリフィスを有し、且つ該吹出オリフィス
   の吹き出し方向は前縁部外表面を吹き出された冷却空気
   が薄膜状に覆うように前縁部の該表面に対して方向付け
   られていることを特徴とする請求項３に記載の空冷式翼
   型構造。