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技術 ガスタービンエンジン内の翼の冷却通路の乱流促進構造

出願人 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ
発明者 チング−パング・リーデイヴィッド・バートン・ネブル
出願日 1997年12月24日 (21年2ヶ月経過) 出願番号 1997-353964
公開日 1998年10月13日 (20年5ヶ月経過) 公開番号 1998-274001
状態 特許登録済
技術分野 タービンロータ・ノズル・シール ガスタービン、高圧・高速燃焼室 タービンロータ・ノズル・シール
主要キーワード 千鳥形 縦方向通路 熱境界層 コアダイ 過大圧力 乱流促進体 航空機ジェットエンジン 各冷却通路
関連する未来課題
重要な関連分野

この項目の情報は公開日時点(1998年10月13日)のものです。
また、この項目は機械的に抽出しているため、正しく解析できていない場合があります

図面 (14)

課題

ガスタービンエンジン動翼内の冷却通路壁内面に沿う熱境界層の厚さを減らし、これにより、コアダイが部分的に摩耗している時でもこのような冷却通路内過大圧力降下を生じることなく乱流の発生を保つことができるような乱流促進構造を提供する。

解決手段

ガスタービンエンジン内の動翼の冷却通路上流端と下流端とそれを貫通する縦軸線とを有する。乱流促進構造は、特定の高さと長さを有し冷却通路壁に沿って熱境界層を乱して冷却媒体と冷却通路壁との間の熱伝達を促進する第1組の縦方向に相隔たる乱流促進体と、特定の高さと長さを有し冷却通路のコア流域内で乱流を発生してその下流の熱境界層の厚さを減らす第2組の縦方向に相隔たる乱流促進体とを含んでいる。

概要

背景

ガスタービンエンジン、例えば航空機ジェットエンジンは、を有する構成部(例えばタービン圧縮機、ファン等)を備えている。例えば、動翼用の翼は、回転するタービンロータディスク取付けシャンク部と、エンジン燃焼器を出た高温ガスから有用仕事を抽出するために用いられる翼形部とを有する。翼形部はシャンクに取付けた翼根と、翼形部の自由端である翼端とを含んでいる。最新の航空機ジェットエンジンは、タービン動翼内部冷却を用いて翼形部温度をある設計限度内に保つ。通例、タービン動翼の翼形部は、縦方向に延在する内部通路通流する空気(通常エンジン圧縮機からの抽気)により冷却され、この空気は翼根近くで流入しそして翼端近くで流出する。公知のタービン動翼冷却通路は、複数の接続されない縦方向向きの通路からなる冷却回路を含み、この回路の各通路は翼根近くから冷却空気受入れそしてその空気を縦方向に翼端の方に導く。また、公知の冷却通路には蛇行冷却回路が含まれ、直列に接続されて蛇行流を生成する複数の縦方向通路からなる。いずれの冷却回路でも、幾らかの空気が翼形部前縁近くのフィルム冷却孔を通って翼形部を出るとともに幾らかの空気が後縁冷却孔を通って翼形部を出る。

乱流促進体は動翼の冷却流路において通常用いられる装置で、熱境界層を破りそして冷却通路壁近くで乱流を発生し、こうして、冷却媒体と壁との間の熱伝達を良くする。乱流促進体(従来、冷却通路に鋳造され断面と間隔が同じである複数の長方形または正方形リブ)の高さと形状は乱流発生の効果を得るのに重要であることは理解されている。特に、乱流促進体の高さは熱境界層を乱すために同層の厚さより大きくなければならない。

新しいコアダイ(core die)から製造されたセラミックコアで鋳造された翼は、通常、図4に示すように所望の高さと鋭いコーナを持つ乱流促進体を有することがわかっている。この例では、冷却媒体と冷却通路との間の熱伝達は、乱流促進体を持たない滑らかな表面と比べ、2〜3倍改善され得る。しかし、冷却通路に形成した乱流促進体の高さとコーナは、コアダイが部分的に摩耗した後あるいは冷却媒体に含有される粒子による連続的な衝突により(図5に見られるように)壊食され、こうしてこのような乱流促進体の効果に悪影響を及ぼす。コアダイは新しいコアダイと交換される前に数回磨き直され得るが、これは費用と時間がかかる。

また、乱流促進体は、熱境界層を乱すのに必要な高さより大きな高さを有してコアダイの寿命延ばすように設計され得るが、このような乱流促進体は冷却流体に過大な望ましくない圧力降下を生じるおそれがある。冷却孔での冷却空気の出口圧力は動翼面上を流れる高温ガスの圧力より高いことが肝要である(この圧力差は逆流余裕として知られている)。もし確実な逆流余裕が保たれなければ、冷却空気は動翼から流出せずそして高温ガスが冷却孔を通って動翼に流入し動翼の寿命を減らすおそれがある。乱流促進体は冷却媒体と冷却通路表面との間の熱伝達を増すが冷却通路の入口と出口との間の圧力降下を増すので、これらの競い合う要因の適当な均衡を保つ乱流促進構造の開発が重要である。

従って、ガスタービンエンジンの動翼内の冷却通路と一体の乱流促進構造として、冷却通路壁の少なくとも一つの壁の内面に沿う熱境界層の厚さを減らし、これにより、コアダイが部分的に摩耗している時でもこのような冷却通路内過大圧力降下を生じることなく乱流の発生を保つことができるような乱流促進構造の開発が望まれる。

概要

ガスタービンエンジンの動翼内の冷却通路壁の内面に沿う熱境界層の厚さを減らし、これにより、コアダイが部分的に摩耗している時でもこのような冷却通路内に過大圧力降下を生じることなく乱流の発生を保つことができるような乱流促進構造を提供する。

ガスタービンエンジン内の動翼の冷却通路は上流端と下流端とそれを貫通する縦軸線とを有する。乱流促進構造は、特定の高さと長さを有し冷却通路壁に沿って熱境界層を乱して冷却媒体と冷却通路壁との間の熱伝達を促進する第1組の縦方向に相隔たる乱流促進体と、特定の高さと長さを有し冷却通路のコア流域内で乱流を発生してその下流の熱境界層の厚さを減らす第2組の縦方向に相隔たる乱流促進体とを含んでいる。

目的

効果

実績

技術文献被引用数
2件
牽制数
8件

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請求項1

動翼(10)の冷却通路(30)が上流端と下流端とそれを貫通する縦軸線(24)とを有し、冷却媒体(32)の流れが、該冷却通路(30)の概して中央域内に位置するコア流域(60)と、該冷却通路(30)を形成する各壁(36、38)の内面(56、58)に概して隣接する熱境界層(54)とを画成するように該冷却通路(30)を通るような冷却通路(30)において、前記冷却通路内面(56、58)の少なくとも一つに形成された乱流促進構造(48)であって、(a)特定の高さと長さを有し前記冷却通路内面(56、58)に沿って前記熱境界層(54)を乱して前記冷却媒体(32)と前記冷却通路壁(36、38)との間の熱伝達を促進する第1組の縦方向に相隔たる乱流促進体(50)と、(b)特定の高さと長さを有し前記冷却通路(30)の前記コア流域(60)内で乱流を発生してその下流の前記熱境界層(54)の厚さを減らす第2組の縦方向に相隔たる乱流促進体(52)とからなる乱流促進構造(48)。

請求項2

前記第2組の乱流促進体(52)の前記高さは前記第1組の乱流促進体(50)の前記高さより約2〜4倍大きい請求項1記載の乱流促進構造。

請求項3

前記第2組の乱流促進体(52)の前記長さは前記第1組の乱流促進体(50)の前記長さより約2〜4倍大きい請求項1記載の乱流促進構造。

請求項4

前記第1組の乱流促進体(50)はそれぞれさらに3次元形状を有する請求項1記載の乱流促進構造。

請求項5

前記第2組の乱流促進体(50)はそれぞれさらに3次元形状を有する請求項1記載の乱流促進構造。

技術分野

0001

本発明は一般的にはガスタービンエンジンにおける内部冷却に関し、特に、このような翼内に冷却通路画成する少なくとも一つの壁の内面に沿って配設された乱流促進構造に関する。

背景技術

0002

ガスタービンエンジン、例えば航空機ジェットエンジンは、翼を有する構成部(例えばタービン圧縮機、ファン等)を備えている。例えば、動翼用の翼は、回転するタービンロータディスク取付けシャンク部と、エンジン燃焼器を出た高温ガスから有用仕事を抽出するために用いられる翼形部とを有する。翼形部はシャンクに取付けた翼根と、翼形部の自由端である翼端とを含んでいる。最新の航空機ジェットエンジンは、タービン動翼の内部冷却を用いて翼形部温度をある設計限度内に保つ。通例、タービン動翼の翼形部は、縦方向に延在する内部通路通流する空気(通常エンジン圧縮機からの抽気)により冷却され、この空気は翼根近くで流入しそして翼端近くで流出する。公知のタービン動翼冷却通路は、複数の接続されない縦方向向きの通路からなる冷却回路を含み、この回路の各通路は翼根近くから冷却空気受入れそしてその空気を縦方向に翼端の方に導く。また、公知の冷却通路には蛇行冷却回路が含まれ、直列に接続されて蛇行流を生成する複数の縦方向通路からなる。いずれの冷却回路でも、幾らかの空気が翼形部前縁近くのフィルム冷却孔を通って翼形部を出るとともに幾らかの空気が後縁冷却孔を通って翼形部を出る。

0003

乱流促進体は動翼の冷却流路において通常用いられる装置で、熱境界層を破りそして冷却通路壁近くで乱流を発生し、こうして、冷却媒体と壁との間の熱伝達を良くする。乱流促進体(従来、冷却通路に鋳造され断面と間隔が同じである複数の長方形または正方形リブ)の高さと形状は乱流発生の効果を得るのに重要であることは理解されている。特に、乱流促進体の高さは熱境界層を乱すために同層の厚さより大きくなければならない。

0004

新しいコアダイ(core die)から製造されたセラミックコアで鋳造された翼は、通常、図4に示すように所望の高さと鋭いコーナを持つ乱流促進体を有することがわかっている。この例では、冷却媒体と冷却通路との間の熱伝達は、乱流促進体を持たない滑らかな表面と比べ、2〜3倍改善され得る。しかし、冷却通路に形成した乱流促進体の高さとコーナは、コアダイが部分的に摩耗した後あるいは冷却媒体に含有される粒子による連続的な衝突により(図5に見られるように)壊食され、こうしてこのような乱流促進体の効果に悪影響を及ぼす。コアダイは新しいコアダイと交換される前に数回磨き直され得るが、これは費用と時間がかかる。

0005

また、乱流促進体は、熱境界層を乱すのに必要な高さより大きな高さを有してコアダイの寿命延ばすように設計され得るが、このような乱流促進体は冷却流体に過大な望ましくない圧力降下を生じるおそれがある。冷却孔での冷却空気の出口圧力は動翼面上を流れる高温ガスの圧力より高いことが肝要である(この圧力差は逆流余裕として知られている)。もし確実な逆流余裕が保たれなければ、冷却空気は動翼から流出せずそして高温ガスが冷却孔を通って動翼に流入し動翼の寿命を減らすおそれがある。乱流促進体は冷却媒体と冷却通路表面との間の熱伝達を増すが冷却通路の入口と出口との間の圧力降下を増すので、これらの競い合う要因の適当な均衡を保つ乱流促進構造の開発が重要である。

0006

従って、ガスタービンエンジンの動翼内の冷却通路と一体の乱流促進構造として、冷却通路壁の少なくとも一つの壁の内面に沿う熱境界層の厚さを減らし、これにより、コアダイが部分的に摩耗している時でもこのような冷却通路内過大圧力降下を生じることなく乱流の発生を保つことができるような乱流促進構造の開発が望まれる。

発明の概要

0007

本発明の一態様によれば、ガスタービンエンジン内の動翼の冷却通路の少なくとも一つの壁の内面に形成した乱流促進構造が開示され、冷却通路は上流端と下流端とそれを貫通する縦軸線とを有する。冷却媒体の流れが、冷却通路の概して中央域内に位置するコア流域と、冷却通路を形成する壁の内面に概して隣接する熱境界層とを画成するように冷却通路を通る。乱流促進構造は、特定の高さと長さを有し冷却通路壁に沿って熱境界層を乱して冷却媒体と冷却通路壁との間の熱伝達を促進する第1組の縦方向に相隔たる乱流促進体と、特定の高さと長さを有し冷却通路のコア流域内で乱流を発生してその下流の熱境界層の厚さを減らす第2組の縦方向に相隔たる乱流促進体とを含んでいる。従って、第2組の乱流促進体の高さと長さは第1組の乱流促進体の高さと長さより大きい。また、第1および第2組の乱流促進体の相互間隔は最適にされる。第1および第2乱流促進体の形状は変えることができ、2次元と3次元の形状を含み得る。

0008

本発明の第2態様によれば、ガスタービンエンジン用の動翼がシャンク部と翼形部とを含むものとして開示される。翼形部は圧力側吸引側とを有し、圧力側と吸引側は互いに接合されて翼形をなしている。翼形部はさらに、シャンク部に取付けた翼根と、翼端と、翼端に向かって外方にそして翼根に向かって内方に延在する縦軸線とを有する。加えて、一つ以上の壁が翼形部内に少なくとも一つの縦方向に延在する冷却通路を画成し、壁はその内面と一体の複数の第1および第2乱流促進体を有する。第1乱流促進体は第1特定高さを有しそして第2乱流促進体は第1乱流促進体の特定高さより大きな第2特定高さを有し、従って第2乱流促進体は冷却通路内で第1乱流促進体よりさらに半径方向内方に延在する。

0009

本発明は添付図面と関連する以下の説明からさらに良く理解されよう。

0010

添付図面の全図を通じて同符号は同要素を表す。図1ガスタービンエンジン動翼10(例えば航空機ジェットエンジンタービン動翼)を示す。動翼10はシャンク12と翼形部14とを含んでいる。シャンク12はさらに、タービン空気流半径方向に面する翼台16と、タービンロータディスク(図示せず)に取付けるダブテール18とを含んでいる。翼形部14は凹形の圧力側20と凸形の吸引側22とを有し、両側は相互に接合されて翼形をなしている。縦軸線24が、翼端26に向かって半径方向外方に、そしてシャンク12に取付けた翼根28に向かって半径方向内方に延在する。動翼10は翼形部圧力側20が翼形部吸引側22に追従するような方向に回転する。すなわち、図1に示した状態では、動翼10は紙面の裏側に向かって回動する。

0011

図2図3に示すように、翼形部14は複数の概して縦方向に延在する内部冷却通路30を含み、冷却通路30は冷却空気または冷却媒体32の流れを通す(その方向は符号を付けない矢印で示してある)。冷却通路30は好ましくは1列に配置され、隣合う通路が互いに接続されて蛇行冷却回路34の少なくとも一部分を画成している。図3に見られるように、通路30a〜30hはそれぞれ、実質的に長方形から台形に近い形までの範囲で独特な断面を有するが、このような冷却通路30の断面は任意の形状を有し得る。しかし、説示した本翼形部では、冷却通路30は実質的に四辺形で、2対の対向壁を有する。第1対の対向壁36、38は方向が翼形部14の圧力側20と吸引側22それぞれにほぼ合致している。第2対の対向壁40、42は各通路30を形成するように壁36、38と接合している。蛇行冷却回路34の冷却通路30はシャンク12における入口44から冷却媒体を受入れることを認識されたい。冷却媒体は冷却通路30を通った後、翼端26の穴46を通って翼形部14を出る。

0012

図4図5に見られるように、複数の乱流促進体が通例各冷却通路30用の壁36、38、40、42の一つ以上に配設される。さらなる例はリー(Lee)の米国特許第4514144号である(この例はまた本発明の譲受人すなわち本件出願人により所有されるもので、参照によりここに包含される)。この例に開示されている乱流促進構造では、複数の縦方向に相隔たる乱流促進体が動翼の冷却通路内の1対の対向壁に配設され、そして冷却通路を貫通する中心線に対して傾斜している。しかし、本例に見られるように、各乱流促進体は実質的に一定の高さを有し、従って冷却通路内に実質的に一定の程度突出している。また、このような乱流促進体は実質的に一定の形と長さを有する。リーの特許における傾斜した乱流促進体は意図した目的に適するものであるが、翼形部14の内部構造の形成に利用されるコアダイの寿命を延ばしそして壊食の影響を補うために新しい乱流促進構造が必要であることがわかった。

0013

本発明によれば、総体的に符号48で示す新規乱流促進構造が、冷却通路30a〜30hの一つ以上の壁に、そして好ましくは壁36、38、40、42のおのおのに設けられる(ただし図では通路30b〜30gの壁36、38だけに示されている)。さらに詳述すると、図6図7に明示のように、乱流促進構造48は少なくとも2組の縦方向に相隔たる乱流促進体50、52からなる(ただし所望に応じて別の組の乱流促進体も設け得る)。第1乱流促進体50は好ましくは特定高さh1(約10〜20ミル程度)を有することに注意されたい。これにより、第1乱流促進体50は、各冷却通路壁の内面(図6には壁36、38の内面56、58を示す)に沿って延在する熱境界層54を乱すように冷却通路30内に内向きに延在し得る。従って、第1乱流促進体50の高さh1は、冷却空気と冷却通路壁との間の熱伝達を増すために、熱境界層54の厚さと少なくとも同じでなければならず、好ましくはそれよりわずかに大きい。第1乱流促進体50はまた好ましくは特定長さl1を有し、この長さだけ各冷却通路壁の内面に沿って縦方向に延在し得る。図7に見られるように、第1乱流促進体50は適用可能な壁の内面(壁38の内面58を図示)を実質的に横切って延在する2次元リブの形態を取り得る。代替的に、第1乱流促進体50は複数の縦方向に相隔たる2次元または3次元の要素(例えば、図8図10に示すリブまたは図12に示す柱体)からなり得る。

0014

第2乱流促進体52も同様に好ましくは特定高さh2(約20〜150ミル程度)を有し、従って、冷却通路30を通流する冷却媒体のコア流域60内で乱流を発生するように冷却通路30内に内向きに延在し得る。コア流域60の寸法は幾つかの要因(例えば熱境界層54の厚さ)により変動するが概して冷却通路30の中央域を包含することを理解されたい。しかし、第2乱流促進体52の高さh2は、第2乱流促進体52が少なくとも部分的にコア流域60内に延在するように十分大きくなければならない。コア流域60内の乱流発生により、熱境界層54の厚さはその下流で減少する。熱境界層54の厚さのこの減少は、その時、第1乱流促進体50の形成に使用されたコアダイのある量の摩耗と、コアダイのある程度の他の壊食とを補償する。

0015

第2乱流促進体52はまた好ましくは特定の縦方向長さl2を有し、従って冷却通路30の壁に沿って縦方向に延在する。第1乱流促進体50と同様に、第2乱流促進体52は壁の内面(図7では壁38の内面58を示す)を実質的に横切って延在する2次元リブを有し得る。代替的に、第2乱流促進体52は(図8図13に示すような)3次元形状を有し得るもので、好ましくは内面に沿って千鳥形に配設される。

0016

第1および第2乱流促進体50、52の相対的な高さと長さと間隔は所定の用途に対して重要であることがさらに理解されよう。第1および第2乱流促進体50、52の高さh1、h2は主として熱境界層54の厚さとコア流域60の位置とにより定められるが、高さh2は概して高さh1より約2〜4倍大きいことに注意されたい。同様に、第1および第2乱流促進体50、52の縦方向長さl1、l2は好ましくは同様の関係をもち、縦方向長さl2は縦方向長さl1より約2〜4倍大きい。

0017

第1および第2乱流促進体50、52の相互間隔に関しては、図6において壁38の内面58に見られるように、所定数の第1乱流促進体50が好ましくは隣合う第2乱流促進体52間に配置される。また、隣合う第2乱流促進体52間に配置される第1乱流促進体50の数は、冷却通路30を通流する冷却媒体の速度のような条件により変わるが、概して約2〜5の範囲にある。加えて、対向壁36、38の内面56、58上の第2乱流促進体52の配置は千鳥形である(すなわち、ほぼ180度位相がずれている)ことに注意されたい。

0018

図8図11に3次元の第2乱流促進体52を2次元第1乱流促進体50と共に示したが、第1および第2乱流促進体50、52の他の代替構成図12図13に示す。両図に見られるように、第2乱流促進体52は3次元形(例えば円柱形)であり、1群62の3次元第1乱流促進体50が各第2乱流促進体の下流に配設されている。第1および第2乱流促進体50、52の相対的な高さにより、第2乱流促進体52は適用可能な冷却通路壁の内面に千鳥形に配設され、そして各第2乱流促進体52と関連する1群62の第1乱流促進体50は第2乱流促進体52と直接整合しないように配置されることが好ましい。さもなければ、1群62の第1乱流促進体50が熱境界層54に及ぼす効果は最少になる。

0019

本発明の一部分ではないが、動翼10はまた後縁冷却回路前縁冷却回路を備え、冷却媒体は後縁導流路64に入りそして後縁開口66を通って流出し、また冷却媒体は前縁導流路68に入りそして前縁フィルム冷却開孔70を通って流出する。以上、本発明の好適実施例を説示したが、本発明の範囲内で当業者による適当な改変により翼内の冷却通路の乱流促進構造のさらなる適用を達成できる。

図面の簡単な説明

0020

図1ガスタービンエンジン用動翼の斜視図である。
図2図1に示した動翼の縦断面図である。
図3図1に示した動翼の翼形部の図2の線3−3に沿う断面図である。
図4図3に示した翼形部の線4−4に沿う部分断面図で、新しいコアダイで形成した従来の乱流促進構造を示す。
図5図3に示した翼形部の線4−4に沿う部分断面図で、摩耗したコアダイで形成されているかあるいは冷却媒体内の粒子により壊食された場合の図4の従来の乱流促進構造を示す。
図6図3に示した翼形部の線4−4に沿う拡大部分断面図で、本発明の乱流促進構造を示す。
図7図3に示した翼形部の図6の線7−7に沿う拡大部分断面図である。
図8図3に示した翼形部の線4−4に沿う拡大部分断面図で、本発明の乱流促進構造の第2実施例を示す。
図9図8に示した乱流促進構造の拡大部分側面斜視図である。
図10図3に示した翼形部の線4−4に沿う拡大部分断面図で、本発明の乱流促進構造の第3実施例を示す。
図11図10に示した乱流促進構造の拡大部分側面斜視図である。
図12図3に示した翼形部の線4−4に沿う拡大部分断面図で、本発明の乱流促進構造の第4実施例を示す。
図13図12に示した乱流促進構造の拡大部分側面斜視図である。

--

0021

10タービン動翼
14翼形部
24縦軸線
30内部冷却通路
36、38冷却通路壁
40、42 冷却通路壁
48乱流促進構造
50 第1乱流促進体
52 第2乱流促進体
54熱境界層
56、58内壁面
60コア流域
62 第1乱流促進体の1群

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