JP2008032008A

JP2008032008A - 高温ガス移行のための蛇行微細回路

Info

Publication number: JP2008032008A
Application number: JP2007194055A
Authority: JP
Inventors: Francisco J Cunha; ジェイ．クンハフランシスコ
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 2006-07-28
Filing date: 2007-07-26
Publication date: 2008-02-14
Also published as: US7581928B1; US20090208343A1

Abstract

【課題】局所的な熱負荷領域に対処できるように、周縁部微細回路を調整する必要がある。
【解決手段】タービンブレードなどのタービンエンジン構成要素は、正圧面および負圧面を有するエアフォイル部を備える。タービンエンジン構成要素は、エアフォイル部の正圧面を冷却する正圧面内の第１の冷却回路と、エアフォイル部の負圧面を冷却し、かつ正圧面上に冷却フィルムを生み出す前縁取り囲み冷却回路と協働する負圧面内の第２の冷却回路と、をさらに有する。
【選択図】図７

Description

本発明は、エアフォイル部を冷却するための改良された機構を有するタービンエンジン構成要素に関する。

全冷却有効度（ｏｖｅｒａｌｌｃｏｏｌｉｎｇｅｆｆｅｃｔｉｖｅｎｅｓｓ）は、特定の設計に関する冷却特性を決めるために使用する尺度である。到達し得ない理想上の目標値は１であり、この場合、金属温度がエアフォイル内部の冷媒温度と同じになることを意味する。この反対が起きることもあり、その場合に冷却有効度は０であり、金属温度がガス温度と同じになることを意味する。その場合に、ブレード材料は確実に溶融し、焼損する。一般的に、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。現在の最も進んだ冷却技術である微細回路冷却を行うと、０．７より高い冷却有効度を得ることができる。

図１は、冷却有効度（ｘ軸）に対するフィルム有効度（ｙ軸）の耐久性を、様々な対流効率の線ごとに示している。図２Ａ〜図２Ｃに示される新しく進歩した蛇行微細回路についての点１０が、図にプロットされている。この蛇行微細回路は、エアフォイル壁部２４および２６内に埋め込まれた正圧面蛇行回路２０および負圧面蛇行回路２２からなる。

以下の表１は、耐久性の図に設計点をプロットするために使用された動作パラメータを示す。

この表から、０．２９６のフィルム有効度および０．５７３の対流効率（または熱吸収能力）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。また、この冷却用微細回路を有するタービンブレードに対応する冷却流が、３．５％のエンジン流であることにも留意されたい。図３は、エアフォイル壁部内に埋め込まれた図２Ａ〜図２Ｃの蛇行微細回路を有するタービンブレードの冷却流分布を示す。

ここで、周縁部微細回路設計を用いることで効率的に対処され得る場の問題が存在する。そのような場の問題の１つを、図４Ａおよび図４Ｂに示す。図４Ａでは、ガス流が方向または移行性を変化させる４つの異なる領域、すなわち先端領域、２つの中間領域、および根元領域を、エアフォイルの外面付近のガス経路の流線が表している。先端領域と上方中間領域との間で、流れは（１つまたは複数の）擬の停滞点（ｐｓｅｕｄｏｓｔａｇｎａｔｉｏｎｐｏｉｎｔ（ｓ））を通って移行する。外部ガスの運動量（ｍｏｍｅｎｔｕｍ）は、部品に局所的な熱負荷を与えながら、減速すると考えられる。これは、エアフォイルの表面で腐食および酸化の傾向が増える領域があることから自明である。図４Ｂの重ね合わせは、擬の停滞領域と、部品表面でのブレードストレス（ｂｌａｄｅｄｉｓｔｒｅｓｓ）との間で、局所的な一致を示す。中間領域では、上方および下方領域が互いに収束するが、流線間の間隔が狭くなっても、流れは加速するように思われ、擬の停滞領域は存在しない。先端〜中間領域と同じ現象が、中間〜根元領域の移行領域で緩やかに現れ始めているように見える。

したがって、これらの局所的な熱負荷領域に対処できるように、周縁部微細回路を調整する必要がある。

本発明によれば、改善された冷却部を備えるタービンエンジン構成要素が提供される。タービンエンジン構成要素は、概して、正圧面および負圧面を有するエアフォイル部を備える。タービンエンジン構成要素は、エアフォイル部の正圧面を冷却する正圧面内の第１の冷却回路と、エアフォイル部の負圧面を冷却し、正圧面を覆う冷却フィルムを生み出す手段と協働する負圧面内の第２の冷却回路と、をさらに有する。

本発明の高温ガス移行のための蛇行微細回路のその他の詳細、その他の目的および利点が、以下の詳細な記述、および同様の参照番号が同様の要素を示す添付の図面において説明される。

図５および図６に、タービンブレードなどのタービンエンジン構成要素９０にあるエアフォイルの局所的な熱負荷の増加に対処する２つの周縁部冷却構成が示されている。２つの周縁部冷却構成は、エアフォイル部１０４の正圧面を形成する壁部内に組み込むつまり埋め込むことができる周縁の正圧面微細回路１００と、エアフォイル部１０４の負圧面を形成する壁部内に組み込むつまり埋め込むことができる負圧面微細回路１２０と、を含む。

図５に、正圧面周縁部微細回路１００が示されている。この回路内で、第１の脚部１０２は、供給源（図示せず）から冷却流体を受ける入口１０３を有する。脚部１０２は、図４Ｂに示すエアフォイル部１０４の、先端から中間領域内の高温スポットを急冷する冷却流体の流れを提供する。脚部１０２内の冷却流体は、複数のフィルム孔１０８（好ましくは３つのフィルム孔）を設けられた１８０°の屈曲部１０６を回って進む。フィルム孔１０８は、屈曲部１０６を通って第２の下流脚部１１０へ向かう流れを確実に加速させる。第２の下流脚部１１０は、タービンエンジン構成要素９０のプラットホーム１１２の下方の出口１６４の中で終端する。脚部１１０からの冷却流体は、出口１６４を通して、以下に考察する内部後縁回路１１４内へ供給され、エアフォイル部１０４をさらに冷却するために使用される。

図６に、周縁部負圧面微細回路１２０が示されている。回路１２０は、冷却流体の供給源（図示せず）と連通する第１の脚部１２２を有する。第１の脚部１２２内では、冷却流が、負圧面から熱を奪って対流させる。回路１２０は、フィルム孔をもたないので、エアフォイル部１０４の外部ゲージポイント（このポイントでは、フィルム冷却が、混合による大きな空力的損失をもたらす）を過ぎてからは、効果的な冷却を行うことができない。すなわち、回路１２０は、エアフォイル部１０４の前縁１２６を取り囲む前縁微細回路１２４へ冷却流体を供給するために使用される。回路１２０は、複数の壁部交差孔１２８を通して、前縁を取り囲む回路１２４へ冷却流体を給送つまり供給する。図６から分かるように、回路１２０は、屈曲部１３０および第２の脚部１３２を有する。孔１２８は、屈曲部１３０および第２の脚部１３２の付近に設けられることが好ましい。第２の脚部１３２も、通路１３４を介して、周囲の回路１２４と連通することができる。微細回路１２４が前縁を取り囲んで、いくつかの孔１３６が前縁内に配置され、エアフォイル部１０４の前縁を冷却するために使用される。さらに、微細回路１２４は、エアフォイル部の正圧面を覆うフィルム冷却流体を生み出す複数のフィルム孔１３８を備える。

図７に、前縁内部冷却用回路１５０および後縁内部冷却用回路１１４を備える主本体内部冷却用回路が示されている。前縁内部冷却用回路１５０は、入口１５１を通じて抽気など冷却流体の供給源（図示せず）と連通し、エアフォイル部１０４の先端１５４に隣接する先端冷却を提供する１つまたは複数のフィルム冷却孔１５２を有する。回路１５０は、前縁微細回路１２４に冷却流体を供給する複数の交差孔１５６も有する。

後縁内部回路１１４は、入口１５７を通して、エンジン抽気など冷却流体の供給源（図示せず）と連通し、先端冷却を提供するために、先端１５４に隣接する１つまたは複数のフィルム冷却孔１５８を有する。回路１１４は、エアフォイル部１０４の後縁を冷却するために、後縁冷却回路１６２と連通する複数の交差孔１６０も有する。図７に見られるように、後縁内部回路１１４は、さらに、出口１６４を介して、周縁の正圧面微細回路１００から冷却流体を受け入れる。

前縁内部回路１５０および後縁内部回路１１４は、それぞれ複数のフィルム冷却孔１７０、１７２を備え、エアフォイル部１０４の正圧面および負圧面を覆う冷却フィルムを形成することができる。

本発明の正圧面および負圧面冷却回路を用いると、タービンエンジン構成要素のエアフォイル部を、対流によって非常に効果的に冷却することができる。正圧面回路を用いることで、エアフォイルをさらに冷却するために、冷却流が後縁内部回路へ戻される。負圧面回路を用いることで、正圧面フィルム内へ排出する前に、エアフォイルの前縁が先に冷却される。このように冷媒を効果的に使うことで、サイクルの熱力学的効率、タービン効率、ロータ入口温度衝撃、および燃料消費率に対してプラスの影響を与える。

タービンエンジン構成要素の冷却有効度対フィルム有効度を示すグラフ。正圧面壁部内に埋め込まれれた正圧面の冷却微細回路と、負圧面壁部内に埋め込まれた負圧面の冷却微細回路とを有する、タービンエンジン構成要素のエアフォイル部。図２Ａのエアフォイル部内で使用される、正圧面冷却用微細回路を示す概略図。図２Ａのエアフォイル部内で使用される、負圧面冷却用微細回路を示す概略図。エアフォイル壁部内に埋め込まれた蛇行微細回路を有する、タービンエンジン構成要素のための冷却流分布。エアフォイル表面上の正圧面損傷を示す概略図。偽停滞領域とブレード損傷の局所的な一致を示す概略図。周縁部正圧面冷却回路を示す概略図。周縁部負圧面冷却回路を示す概略図。主本体内部冷却回路を示す概略図。

Claims

正圧面および負圧面を有するエアフォイル部と、
前記エアフォイル部の前記正圧面を冷却する前記正圧面内の第１の冷却回路と、
前記エアフォイル部の前記負圧面を冷却し、前記正圧面を覆う冷却フィルムを生み出す手段と協働する前記負圧面内の第２の冷却回路と、
を備えるタービンエンジン構成要素。
前記正圧面を覆う冷却フィルムを生み出す前記手段が、前記エアフォイル部の前縁を取り囲む冷却回路を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。
前記前縁に取り囲まれた前記冷却回路が、前記前縁を冷却する第１のフィルム孔の組を有す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。
前記前縁に取り囲まれた前記冷却回路が、前記エアフォイル部の前記正圧面を冷却する第２のフィルム孔の組を有す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。
前縁内部回路および後縁内部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。
前記第１の冷却回路が、前記後縁内部回路へ冷却流体を供給する出口を有することを特徴とする、請求項５に記載のタービンエンジン構成要素。
前記第１の冷却回路が、第１の脚部、第２の脚部、および前記第１の脚部と前記第２の脚部との間の屈曲部を有することを特徴とする、請求項６に記載のタービンエンジン構成要素。
前記第２の脚部が、前記出口の中で終端することを特徴とする、請求項７に記載のタービンエンジン構成要素。
前記屈曲部を通る流れの加速を保証する手段をさらに備えることを特徴とする、請求項７に記載のタービンエンジン構成要素。
前記流れ加速保証手段が、複数の孔からなることを特徴とする、請求項９に記載のタービンエンジン構成要素。
前記内部回路のそれぞれが、前記正圧面および前記負圧面を覆う冷却流体の流れを生み出す複数のフィルム孔を有することを特徴とする、請求項５に記載のタービンエンジン構成要素。
前記前縁内部回路が、前縁冷却回路に流体を供給する複数の交差孔を有することを特徴とする、請求項５に記載のタービンエンジン構成要素。
前記後縁内部回路が、後縁冷却回路に流体を供給する複数の交差孔を有することを特徴とする、請求項５に記載のタービンエンジン構成要素。
前記前縁内部回路および前記後縁内部回路のそれぞれが、前記エアフォイル部の先端を冷却する手段を有することを特徴とする、請求項５に記載のタービンエンジン構成要素。
前記第２の冷却回路が、第１の脚部、第２の脚部、および前記第１の脚部と前記第２の脚部との間の屈曲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。
前記第２の冷却回路が、冷却流体を前記正圧面を覆う冷却フィルムを生み出す前記手段へ供給する複数の交差孔を有することを特徴とする、請求項１５に記載のタービンエンジン構成要素。
前記第２の脚部が、前記正圧面を覆う冷却フィルムを生み出す手段と連通することを特徴とする、請求項１５に記載のタービンエンジン構成要素。