JP2008144760A - タービンエンジン構成要素およびそのエアフォイル部を形成する方法 - Google Patents

Abstract

【課題】熱勾配を最小限に抑え、フィルム冷却を可能にし、主供給キャビティからの流れがフィルム孔に送られるときの逆流マージンの問題を回避するように改良されたタービンエンジン構成要素を提供する。
【解決手段】フィルム冷却孔１５０，１５２，１５４，１５６が、突出部１４６，１４６’，１４２，１４２’に接続するように形成され、中心キャビティ１４０，１４０’から冷却流体を受ける。突出部を２つだけ有するキャビティ１４０，１４０’が示されているが、正圧面冷却回路および／または負圧面冷却回路の各々が５つの脚部を有する構成である場合、フィルム冷却孔の列がさらに必要とされることがあり、１つまたは複数のキャビティ１４０，１４０’に、３つ以上の突出部が設けられることがある。
【選択図】図５

Description

本発明は、熱勾配を最小限に抑え、フィルム冷却を可能にし、主供給キャビティからの冷却流体の流れがフィルム孔に送られるときの逆流マージン（ｂａｃｋ ｆｌｏｗ ｍａｒｇｉｎ）の問題を避けるように改良されたタービンブレードのようなタービンエンジン構成要素に関する。

全冷却有効度（ｏｖｅｒａｌｌ ｃｏｏｌｉｎｇ ｅｆｆｅｃｔｉｖｅｎｅｓｓ）は、特定の設計に関する冷却特性を定めるために使用される尺度である。到達し得ない理想上の目標は１である。この場合、金属温度がエアフォイル内の冷媒温度と同じであることを意味する。この反対が起きることもあり、その場合に全冷却有効度は０であり、金属温度がガス温度と同じであることを意味する。その場合に、ブレード材料は、確実に溶融し、焼損する。一般に、既存の冷却技術では、冷却有効度を０．５〜０．６にすることができる。

過冷却などのさらに進んだ技術では、０．６〜０．７になると考えられる。微細回路冷却を行うと、０．７を超える冷却有効度を得ることができる。図１は、冷却有効度対フィルム有効度の耐久性を、さまざまな対流効率の線ごとに示している。この図には、図２Ａ，２Ｂに示される進んだ技術の蛇行微細回路についての点がプロットされている。図２Ａは、負圧面冷却回路２２を示し、図２Ｂは、正圧面冷却回路２０を示す。

表１は、耐久性マップに設計点をプロットするために使用した無次元パラメータを示している。この表から、０．２９６のフィルム有効度および０．５７３（５７％）の対流効率（または熱を吸収する能力）に対して、全冷却有効度が０．７１７であることに留意されたい。

図３に示されるように、この蛇行構成を有するタービンブレードに対応する冷却流が、エンジン流の３．５％であることにも留意されたい。たいていの高圧タービンブレード設計では、エンジン流の約５％が使用されている。結果的に、この設計は、著しい冷却流の低減をもたらす。延いては、サイクルの熱力学効率、タービン効率、ロータ入口の温度変化、および燃料消費率に正の影響を与える。

図３から、この構成では、負圧面蛇行微細回路を通流する流れが０．４２８％ＷＡＥであるのに比べ、正圧面蛇行微細回路を通流する流れは、１．１６５％ＷＡＥであることに留意されたい。これは、冷却流が、負圧面微細回路に対して２．７倍に増加していることを表す。この増加の理由は、この部品への熱負荷が、エアフォイルの正圧面側で著しく高いということにある。このことから、微細回路のチャネルの高さを、負圧面側のチャネルの高さの１．８倍にするべきである。すなわち、０．０２２インチ対０．０１２インチの比にするべきである。

正圧面側における流れ要求の増加に加えて、正圧面回路に生じる供給源圧力対吸込み圧によって表される推進圧力降下は、負圧面回路における推進圧力降下ほど高くはない。正圧面回路の冷媒圧力を考えると、第３の脚の端部において、外圧に対する内圧の比の尺度である逆流マージンが低い。この逆流問題の結果として、金属温度が、正圧面回路の第３の脚部付近で、必要とされる金属温度よりも上昇する。

エアフォイル部への熱負荷は、正圧面において、特に、エアフォイルの後端に向かうほど高いので、エアフォイルの正圧面にフィルム冷却を導入することが望ましい。しかし、フィルム冷却を周縁回路から引き出すと、低い逆流が発達する恐れがある。この問題を回避する代替的な方法は、主キャビティからフィルム冷却を導入することである。図４に示されるように、エアフォイルに用いられる冷却チャネルの壁を画定する熱伝達の低い領域Ａ，Ｂ，Ｃがある。これらの領域があることにより、２つの脚部の間の空間を広げることができ、延いては、図４で形付けされた孔Ｄの位置によって示されるように、エアフォイルを冷却するフィルム孔をＥＤＭ穴あけ加工によって形成することができる。

周縁回路はエアフォイル壁に埋設されているので、回路の脚部の間に、高い温度勾配の領域または高い熱束ベクトルの領域が発達し得る。従って、これらの高い熱勾配の領域を減らすことが望ましい。

本発明によれば、熱勾配を最小限に抑え、フィルム冷却を可能にし、主供給キャビティからの流れがフィルム孔に供給されるときの逆流マージンの問題を回避するように改良されたタービンエンジン構成要素が提供される。

本発明によれば、タービンエンジン構成要素が提供される。このタービンエンジン構成要素は、概して、正圧面壁および負圧面壁を有するエアフォイル部と、正圧面壁の内部に埋設された第１の冷却回路であって、正圧面壁の内部に埋設された少なくとも２つの通路を有する第１の冷却回路と、負圧面壁の内部に埋設された第２の冷却回路であって、負圧面壁の内部に埋設された少なくとも２つの通路を有する第２の冷却回路と、正圧面壁と負圧面壁との間に設けられた少なくとも１つの冷却流体供給キャビティと、を備え、冷却流体供給キャビティの各々は、第１の冷却回路内の埋設された通路のうち互いに隣接する通路間、または第２の冷却回路内の埋設された通路のうち互いに隣接する通路間に延びる少なくとも１つの突出部を有し、突出部の各々が、少なくとも１つのフィルム冷却孔と連通している。

さらに、本発明によれば、タービンエンジン構成要素のエアフォイル部を形成する方法が提供される。この方法は、概して、モールドの第１の側から離間した位置に複数の脚を有する第１の周縁コアを配置するステップと、モールドの第２の側から離間した位置に複数の脚を有する第２の周縁コアを配置するステップと、少なくとも１つの中心コアを、中心コアの各々が第１および第２の周縁コアの各々における２つの互いに隣接する脚部の間に少なくとも１つのバンプ（ｂｕｍｐ：当接部）を有するように、第１の周縁コアと第２の周縁コアとの間に配置するステップと、超合金材料からエアフォイル部を鋳造するステップと、正圧面壁に埋設された第１の冷却微細回路と、負圧面壁に埋設された第２の冷却微細回路と、少なくとも１つのバンプが設けられていた位置に少なくとも１つの突出部を有する少なくとも１つの中心冷却流体供給キャビティと、を残すように、第１の周縁コア、第２の周縁コア、および少なくとも１つの中心コアを除去するステップと、を含む。

本発明による周縁蛇行微細回路に対して主コアを改良した高アスペクト比ブレードの他の細部、ならびに他の目的および付随する利点は、以下の詳細な説明および添付の図面に記載される。図面では、同様の参照番号は、同様の要素を示すものとする。

図５を参照すると、タービンブレードのようなタービンエンジン構成要素のエアフォイル部１００が示されている。タービンエンジン構成要素は、プラットフォームや根元部などの他の一体化された要素を含み得るが、これらのよく知られている要素は、便宜上、図面に示されていない。

エアフォイル部１００は、前縁１０２と、後縁１０４と、前縁１０２と後縁１０４との間に延びる正圧面壁１０６と、前縁１０２と後縁１０４との間に同様に延びる負圧面壁１０８と、を有する。正圧面壁１０６に、第１の冷却回路１１０が埋設されている。この冷却回路１１０を、冷却流体が流れる相互接続脚１１２，１１４，１１６を３つ有する蛇行構成などの所望の構成にすることができる。正圧面冷却回路１１０の蛇行構成は、図２Ｂに示される構成にすることもできる。負圧面壁１０８内に、第２の冷却回路１１８が埋設されている。第２の冷却回路１１８も、冷却流体が流れる相互接続脚１２０，１２２，１２４を３つ有する蛇行構成などの所望の構成にすることができる。負圧面冷却回路１１８の蛇行構成は、図２Ａに示される構成にすることもできる。

エアフォイル部１００は、前縁冷却回路１２６および後縁冷却回路１２８を備え得る。前縁冷却回路１２６は、複数の通路１３４を介して冷却流体供給キャビティ１３２と連通する複数の冷却孔１３０を備え得る。後縁冷却回路１２８は、フィルム冷却孔１３８で終端する１つまたは複数の冷却流体通路１３６を備え得る。

負圧面壁１０８と正圧面壁１０６との間に、複数の冷却流体供給キャビティ１４０，１４０’が設けられている。２つの流体冷却供給キャビティ１４０，１４０’が示されているが、必要に応じて、このようなキャビティが３つ以上設けられていてもよい。冷却回路１１０，１１８は、当技術分野において周知の適切な方法により、キャビティ１４０，１４０’から冷却流体を受けることができる。

正圧面壁１０６および負圧面壁１０８の全体に亘ってフィルム冷却を供給することが望ましい。この目的のために、キャビティ１４０，１４０’の各々は、キャビティ１４０，１４０’の第１の壁１４４，１４４’に位置する第１の突出部１４２，１４２’と、キャビティ１４０，１４０’の第２の壁１４８，１４８’に位置する第２の突出部１４６，１４６’と、を有する。第２の壁１４８，１４８’は、第１の壁１４４，１４４’の向かい側にある。キャビティ１４０の第１の突出部１４２は、負圧面冷却回路１１８の２つの脚１２０，１２２の間に設けられ、キャビティ１４０’の第１の突出部１４２’は、負圧面冷却回路１１８の２つの脚１２２，１２４の間に設けられている。キャビティ１４０の第２の突出部１４６は、正圧面冷却回路１１０の脚１１２，１１４の間に設けられ、キャビティ１４０’の第２の突出部１４６’は、正圧面冷却回路１１０の脚１１４，１１６間に設けられている。

各突出部１４２，１４２’，１４６，１４６’は、それぞれの供給キャビティ１４０，１４０’の長さに沿って径方向に延びている。これらの突出部は、それぞれの供給キャビティ１４０，１４０’の長さの全体に亘って延在していても、長さの一部に延在していてもよい。

前述したように、正圧面壁１０６および負圧面壁１０８の外面を覆うようにフィルム冷却を供給することが望ましい。この目的のために、複数のフィルム冷却孔１５０，１５２，１５４，１５６が、正圧面壁１０６および負圧面壁１０８に形成されている。図５では、突出部１４２，１４２’，１４６，１４６’の各々に１つずつのフィルム冷却孔だけが付随しているが、実際には、並べられたフィルム冷却孔の列が径方向に延在していてもよいことを理解されたい。

図５に見られるように、後縁冷却回路１２８は、供給キャビティ１４０’から冷却流体の供給を受けることができる。

突出部を２つだけ有する各キャビティ１４０，１４０’が示されているが、正圧面冷却回路および／または負圧面冷却回路が異なる構成を有する場合、１つまたは複数のキャビティが、３つ以上の突出部を有し得ることを理解されたい。例えば、各々の冷却回路が５つの脚部を有する構成である場合、フィルム冷却孔の列がさらに必要とされることがある。従って、１つまたは複数のキャビティ１４０，１４０’に、３つ以上の突出部が設けられていることがある。

図５に示されるエアフォイル部１００は、図６に示されるような分割線１８２を有する多片モールド１８０を利用することにより、形成され得る。モールド１８０の内部に、第１のコア１８４および第２のコア１８６が配置されている。第１のコア１８４は、正圧面冷却回路１１０の構成を有し、第２のコア１８６は、負圧面冷却回路１１８の構成を有する。従って、各冷却回路１１０，１１８の各々が蛇行した構成を有する場合、コア１８４，１８６の各々は、蛇行した構成を有する。コア１８４，１８６は、当技術分野において周知の適切なコア材料から形成され得る。例えば、コア１８４，１８６は、モリブデンまたはモリブデン合金のような耐熱性金属または耐熱性金属合金から形成され得る。あるいは、各コア１８４，１８６は、セラミックまたはシリカ材料から形成され得る。

モールド１８０内に、供給キャビティ１３２，１４０，１４０’を形成する複数のコア要素１８８，１９０，１９２が配置されている。各コア要素１８８，１９０，１９２は、シリカのような当技術分野で周知の適切な材料から形成され得る。図６に見られるように、コア要素１９０，１９２の各々は、複数のバンプ１９４を有する。これらのバンプ１９４は、最終的に、突出部１４２，１４２’，１４６，１４６’の形成につながる。コア要素１９０，１９２の各々は、第１の壁の側にバンプ１９４を有し、第１の壁と向かい側の第２の壁にバンプ１９４を有する。

コア要素１８８，１９０，１９２がモールド１８０の内部に配置された後、当技術分野で周知の適切な鋳造技術を用いてエアフォイル部１００が形成され得る。例えば、インベストメント鋳造技術を用いて形成する。インベストメント鋳造技術では、コア要素１８４，１８６，１８８，１９０，１９２の周りにワックスパターンを形成し、ワックスパターンの周りにセラミックシェルを形成する。エアフォイル部１００は、超合金材料などの当技術分野で周知の適切な材料から鋳造され得る。図６には示されていないが、プラットフォームや根元部などのタービンエンジン構成要素の他の部分も、鋳造によりエアフォイル部１００と一体に形成することができる。

エアフォイル部を鋳造し、エアフォイル部を形成する溶融材料を冷却して凝固させた後、各コア材料１８４，１８６，１８８，１９０，１９２は、当技術分野で周知の適切な技術を用いて取り除くことができる。この後、ＥＤＭ穴あけ加工などの当技術分野で周知の適切な穴あけ技術を用いて、フィルム冷却孔１５０，１５２，１５４，１５６を形成することができる。図５に示されるように、フィルム冷却孔が、突出部１４２，１４２’，１４６，１４６’に接続するように形成されている。この方法で、フィルム冷却孔１５０，１５２，１５４，１５６が、キャビティ１４０，１４０’から冷却流体を受ける。

前縁冷却回路１２６および後縁冷却回路１２８は、穴あけ加工などの当技術分野で周知の適切な技術を用いて形成され得る。これらの回路は、フィルム冷却孔１５０，１５２，１５４，１５６よりも前に形成されることもあれば後に形成されることもある。

本発明は、結果的に熱勾配を最小限に抑えて熱力学的な疲労寿命のマイナスを減らし、各部への熱負荷を低減するフィルム冷却を可能にし、さらに主キャビティ１４０，１４０’からの流れがフィルム孔１５０，１５２，１５４，１５６に供給されるときの逆流マージンの問題を回避することができる。

本発明はタービンブレードとの関連で記述されているが、当業者であれば、本発明は、燃焼器パネル、ブレード外周側エアシールおよびベーンのような冷却を必要とする他のタービンエンジン構成要素にも用いられ得ることを理解されるであろう。

高圧タービンブレード冷却設計の耐久性を示すグラフ。 負圧面周辺蛇行冷却回路の概略図。 正圧面周辺蛇行冷却回路の概略図。 エアフォイル壁に埋設された蛇行微細回路を有する高圧タービンブレードの冷却流の分配を示す説明図。 冷却脚間でのフィルム冷却を伴う周辺微細回路冷却用の輪郭付けされた通路の概略図。 本発明によるタービンエンジン構成要素のエアフォイル部の断面図。 図５のエアフォイル部を形成するモールドおよびコアシステムの断面図。

Claims (19)

1. 正圧面壁および負圧面壁を有するエアフォイル部と、
   前記正圧面壁の内部に埋設された第１の冷却回路であって、前記正圧面壁の内部に埋設された少なくとも２つの通路を有する第１の冷却回路と、
   前記負圧面壁の内部に埋設された第２の冷却回路であって、前記負圧面壁の内部に埋設された少なくとも２つの通路を有する第２の冷却回路と、
   前記正圧面壁と前記負圧面壁との間に設けられた少なくとも１つの冷却流体供給キャビティと、
   を備え、
   前記冷却流体供給キャビティの各々が、前記第１の冷却回路内の前記埋設された通路のうち互いに隣接する通路間、または前記第２の冷却回路内の前記埋設された通路のうち互いに隣接する通路間に延びる少なくとも１つの突出部を有し、
   前記突出部の各々が少なくとも１つのフィルム冷却孔と連通しているタービンエンジン構成要素。
2. 前記冷却流体供給キャビティの各々が、第１の側に第１の突出部を有し、前記第１の側と反対の第２の側に第２の突出部を有することを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン構成要素。
3. 前記第１の突出部が、前記正圧面冷却回路の２つの埋設された通路の間に設けられて径方向に延在し、前記第２の突出部が、前記負圧面冷却回路の２つの埋設された通路の間に設けられて径方向に延在していることを特徴とする請求項２に記載のタービンエンジン構成要素。
4. 前記第１の突出部が、前記冷却流体供給キャビティの前縁に隣接して設けられ、前記第２の突出部が、前記冷却流体供給キャビティの後縁に隣接して設けられていることを特徴とする請求項３に記載のタービンエンジン構成要素。
5. 前記フィルム冷却孔の各々が、前記エアフォイル部の外面から前記突出部に延びるように加工されたフィルム冷却孔であることを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン構成要素。
6. 前記正圧面冷却回路が、前記冷却流体が通流する少なくとも３つの脚を有する蛇行した構成であることを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン構成要素。
7. 前記負圧面冷却回路が、前記冷却流体が通流する少なくとも３つの脚を有する蛇行した構成であることを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン構成要素。
8. 前記正圧面壁と前記負圧面壁との間に設けられた複数の供給キャビティと、前記複数の供給キャビティと連通する前記正圧面および前記負圧面の各内部に設けられた複数の冷却孔と、をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン構成要素。
9. 前記供給キャビティの１つと連通する後縁冷却回路をさらに備えることを特徴とする請求項８に記載のタービンエンジン構成要素。
10. 追加的に設けられた供給キャビティと連通する前縁冷却回路をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン構成要素。
11. 前記構成要素が、タービンブレードであることを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン構成要素。
12. モールドの第１の側から離間した位置に複数の脚を有する第１の周縁コアを配置するステップと、
    前記モールドの第２の側から離間した位置に複数の脚を有する第２の周縁コアを配置するステップと、
    少なくとも１つの中心コアを、該中心コアの各々が前記第１，第２の周縁コアの互いに隣接する２つの脚部の間に少なくとも１つのバンプを有するように、前記第１の周縁コアと前記第２の周縁コアとの間に配置するステップと、
    超合金材料からエアフォイル部を鋳造するステップと、
    正圧面壁に埋設された第１の冷却微細回路と、負圧面壁に埋設された第２の冷却微細回路と、前記少なくとも１つのバンプが設けられていた位置に少なくとも１つの突出部を有する少なくとも１つの中心冷却流体供給キャビティと、を残すように、前記第１の周縁コア、前記第２の周縁コア、および前記少なくとも１つの中心コアを除去するステップと、
    を含むタービンエンジン構成要素のエアフォイル部を形成する方法。
13. 前記突出部と連通する少なくとも１つの冷却孔を形成するステップをさらに含む請求項１２に記載の方法。
14. 前記少なくとも１つの冷却孔を形成するステップが、前記エアフォイル部の少なくとも１つの外面に複数の孔を穴あけ加工することを含む請求項１３に記載の方法。
15. 前記第１の周縁コアを配置するステップが、蛇行した構成を有する第１のコアを配置することを含み、前記第２の周縁コアを配置するステップが、蛇行した構成を有する第２のコアを配置することを含む請求項１２に記載の方法。
16. 前記少なくとも１つの中心コアを配置するステップが、第１の表面に第１のバンプを有し、前記第１の表面と反対の第２の表面に第２のバンプを有する少なくとも１つのコアを配置することを含む請求項１２に記載の方法。
17. 前記少なくとも１つの中心コアを配置するステップが、前記モールド内に少なくとも１つのバンプを有する複数のコアを配置することを含む請求項１２に記載の方法。
18. 後縁冷却回路を形成することをさらに含む請求項１２に記載の方法。
19. 前縁冷却回路を形成することをさらに含む請求項１２に記載の方法。

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