ガスタービンエンジン翼形部先端陥凹部
【課題】ガスタービンエンジン圧縮機の翼形部先端とシールとの間のクリアランス部は、運転中に摩擦により、翼形部先端において高い振動応力をもたらすことがあるため、適正な構造を提供する。
【解決手段】翼形部ベース５６からその自由端８７にある翼形部先端５８まで、及びその前縁から後縁まで延びるガスタービンエンジン翼形部５４は、翼形部先端５８内に円周方向に完全に貫通して延び且つ翼形部５４の前縁及び後縁の内側に位置する少なくとも１つの陥凹部９２を有する。陥凹部９２は、高い先端振動応力及び摩擦を受けやすい翼形部先端５８の区域９３に位置付けられ、スカラップ半径と、陥凹部無しの公称先端縁部１０６から測定したときに約０．００５〜０．０１インチの範囲内の数ミルの最大深さＤとを有する円形スカラップ９４とすることができる。翼形部は、半径方向ブレード２００、ステータベーン、又はインペラブレード上に存在することができる。
【解決手段】翼形部ベース５６からその自由端８７にある翼形部先端５８まで、及びその前縁から後縁まで延びるガスタービンエンジン翼形部５４は、翼形部先端５８内に円周方向に完全に貫通して延び且つ翼形部５４の前縁及び後縁の内側に位置する少なくとも１つの陥凹部９２を有する。陥凹部９２は、高い先端振動応力及び摩擦を受けやすい翼形部先端５８の区域９３に位置付けられ、スカラップ半径と、陥凹部無しの公称先端縁部１０６から測定したときに約０．００５〜０．０１インチの範囲内の数ミルの最大深さＤとを有する円形スカラップ９４とすることができる。翼形部は、半径方向ブレード２００、ステータベーン、又はインペラブレード上に存在することができる。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的に、相対的に回転する翼形部先端とシールとの間のガスタービンエンジンクリアランスに関し、より詳細には、ブレード及び片持ちベーンの翼形部先端におけるクリアランスに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンブレードは、回転可能ブレードと固定シール又はケーシングとの間、並びにタービン及び圧縮機両方における固定片持ちベーンと回転シール又はロータとの間にギャップを有する。効率上の観点から、先端クリアランスと呼ばれることが多い回転構成要素と半径方向に隣接する固定部品との間のギャップを縮小し、このギャップをわたるガスストリームの漏洩を低減することが望ましい。この漏洩により、圧縮機又はタービンの効率が低下するだけでなく、部品に作用する高温に起因してブレード先端及びシュラウド部材の寿命も短くなる。
【０００３】
一部のガスタービンエンジン設計は、ブレードが全く摩擦しないようにギャップを設定している。一部の設計者は、エンジンの最初の慣らし運転中に摩擦を生じるように負のギャップを設け、摩擦による法線方向の損耗により、滑らかで且つ可能な限りゼロに近いギャップをもたらすことができるようにしている。しかしながら、この摩耗は、回転可能ブレード又は固定片持ちベーンの翼形部先端又はインペラの先端において高い振動応力などの望ましくない結果をもたらす場合がある。摩擦は、材料の疲労強度の損失という望ましくない結果をもたらす可能性がある。
【０００４】
ブレード先端クリアランスは、最良のエンジン性能を得るために摩擦を回避することと漏洩を最小限にすることの折衷の産物である。摩擦は、強度の損失、亀裂形成、及び保守整備の追加につながる可能性がある。現在のところ、特にブレードが薄肉であるＬＥ及びＴＥにおいてはクリアランスがより広く設定されることが多い。これにより高応力の区域での摩耗を回避し、材料特性が維持され、先端亀裂が回避される。
【発明の概要】
【０００５】
ガスタービンエンジン構成要素は、翼形部ベースからその自由端にある翼形部先端まで延び且つその前縁から後縁まで下流側に延びる翼形部を含む。少なくとも１つの陥凹部が、翼形部先端内に円周方向に完全に貫通して延び且つ翼形部の前縁及び後縁の内側に位置する。
【０００６】
陥凹部は、高い先端振動応力及び摩擦を受けやすい翼形部先端の区域に位置付けることができ、スカラップ半径を有する円形スカラップとすることができる。陥凹部は、該陥凹部無しの公称先端縁部から測定したときに約５〜１０ミル（０．００５〜０．０１インチ）の範囲内の数ミルの最大深さを有することができる。
【０００７】
翼形部は、ガスタービンエンジンの半径方向又はインペラ圧縮機ブレード上に存在することができる。翼形部は、ガスタービンエンジンステータベーン上に存在し、ステータベーンの外向き端部にあるベーン翼形部のベースから、ステータベーンの半径方向内向き端部にあるベーン翼形部のベーン翼形部先端まで半径方向内向きに延び、且つベーン翼形部の前縁から後縁まで下流側に延びることができる。陥凹部は、ベーン翼形部先端内に円周方向に完全に貫通して延び、ベーン翼形部の前縁及び後縁の内側に位置する。
【０００８】
ガスタービンエンジン組立体は、複数の翼形部と、翼形部先端と陥凹部又はスカラップを含んで翼形部先端を囲む環状先端シールとの間に翼形部先端クリアランスとを含むことができる。
【０００９】
ガスタービンエンジン構成要素の翼形部の自由端にて翼形部先端の振動応力を低減する方法は、高い先端振動応力の１つ又は複数の区域を決定する段階と、高い先端振動応力の１つ又は複数の区域において翼形部先端内に円周方向に完全に貫通して延びる少なくとも１つの陥凹部又はスカラップを機械加工、カッティング、又は他の方法で形成する段階と、を含む。
【００１０】
翼形部先端及び翼形部は、環状先端シールにより囲まれるブレード又はベーンの単一段又は円周方向列からの複数の翼形部先端及び翼形部内のものとすることができ、高い先端振動応力の１つ又は複数の区域を決定する段階は、ベーンをそれぞれ囲むブレード又は環状先端シールを含むロータを稼働又は回転させて、環状シール又は翼形部先端における傷又は擦り傷を観測する段階を含む。陥凹部又はスカラップは、傷又は擦り傷に隣接する高い先端振動応力の１つ又は複数の区域に形成される。
【００１１】
本発明の上記の態様及び他の特徴は、添付図面と関連して以下で説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】軸流及び遠心圧縮機段を有するガスタービンエンジンの断面図。
【図２】図１に示すエンジンの軸流圧縮機段の拡大断面図。
【図３】図２に示すエンジンの軸流圧縮機段において陥凹部を備えた翼形部先端の概略断面図。
【図４】図１に示すエンジンの遠心圧縮機段の拡大断面図。
【図５】図４に示すエンジンの遠心圧縮機段における陥凹部の拡大断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
図１には、高圧ガス発生器１０を備えたガスタービンエンジン８が示されている。高圧ガス発生器１０は、下流側流れ関係で、高圧圧縮機１４、燃焼器５２、及び高圧タービン１６を含む高圧ロータ１２を有する。高圧圧縮機１４は、高圧多段軸流圧縮機段と、最終燃焼器段としての単一段の遠心圧縮機１８とを含む。ロータ１２は、前部フレーム２２における前方軸受２０及びタービンフレーム２６内の高圧タービン１６の下流側に配置される後方軸受２４によってエンジン中心線２８の周りに回転可能に支持される。
【００１４】
本明細書で示される圧縮機１４の例示的な実施形態は、５つの段の軸流圧縮機３０と、その後に続いて、環状遠心圧縮機インペラ３２を有する単一段の遠心圧縮機１８とを含む。出口ガイドベーン４０が、５段軸流圧縮機３０と単一段遠心圧縮機１８との間に配置される。圧縮機１４は、前方ケーシング１１０と後方ケーシング１１４とを含む。前方ケーシング１１０は、軸流圧縮機３０を全体的に囲み、後方ケーシング１１４は、遠心圧縮機１８を全体的に囲み且つ遠心圧縮機１８の直ぐ下流側にあるディフューザ４２を支持する。
【００１５】
更に図２を参照すると、５段軸流圧縮機３０は、ブレードシュラウド６９により円周方向に囲まれる回転可能圧縮機ブレード２００の第３及び第４圧縮機段１９０、１９３を含む。非回転可能ステータベーン２０４の円周方向列は、回転可能圧縮機ブレード２００の第３及び第４圧縮機段１９０、１９３の間に軸方向に配置される。図２及び３には、ブレード翼形部５４を有する圧縮機ブレード２００が示され、該ブレード翼形部５４は、高圧ロータ１２上に位置する翼形部ベース５６から、ブレード翼形部５４のスパンＳに沿って測定されるブレード翼形部５４の自由端８７において半径方向外側ブレード翼形部先端５８まで半径方向外向きに延びる。ブレード翼形部５４は、前縁ＬＥから後縁ＴＥまで下流側に延びる。各半径方向外側翼形部先端５８は、圧縮機前方ケーシング１１０上に装着されたブレードシュラウド６９のブレード摩擦ランド６２から内向きに隣接して半径方向に離間して配置される。環状のロータ翼形部先端クリアランス６０は、半径方向外側ブレード翼形部先端５８と圧縮機前方ケーシング１１０上のブレード摩擦ランド６２との間に定められる。
【００１６】
ステータベーン２０４は、これらの半径方向外向き端部２３４の前方ケーシング１１０から片持ちにされて且つこれに固定され、これらの半径方向内向き端部２３６では支持されず、自由端８７となる。ベーン翼形部２２５は、対向する半径方向外向き及び内向き端部２３４、２３６間に半径方向に延びる。各ベーン翼形部２２５は、ステータベーン２０４の外向き端部２３４にてベーン翼形部２２５のベース２２８から、ステータベーン２０４の半径方向内向き端部２３６にてベーン翼形部２２５のベーン翼形部先端１３８まで半径方向内向きに延びる。ベーン翼形部２２５は、前縁ＬＥから後縁ＴＥまで下流側に延びる。各ベーン翼形部先端１３８は、高圧ロータ１２上のロータシールランド２３２に外向きに隣接して半径方向に離間して配置される。環状のベーン翼形部先端クリアランス６６は、ベーン翼形部先端１３８と高圧ロータ１２上のロータシールランド２３２との間に定められる。
【００１７】
図１及び４を参照すると、圧縮機吐出圧（ＣＤＰ）空気７６は、遠心圧縮機１８のインペラ３２から吐出されてディフューザ４２に直接流入し、次いで、デスワールカスケード４４を通って燃焼器５２内の燃焼室４５に流入する。図１を更に詳細に参照すると、インペラ３２は、ロータディスク部分８２上のインペラ翼形部ベース９１からインペラ翼形部８８の自由端８７に位置するインペラ翼形部先端８６まで外向きに延びたインペラ翼形部８８を有する複数のインペラ圧縮機ブレード８４を含む。インペラ翼形部８８の各々は、インペラ翼形部８８の前縁ＬＥから後縁ＴＥまで下流側に延びる。環状遠心ブレード先端シュラウド９０は、インペラ圧縮機ブレード８４及びインペラ翼形部８８を囲む。遠心ブレード先端シュラウド９０は、インペラ翼形部先端８６に隣接し、これらの間に環状のインペラ翼形部先端クリアランス８０を定める。インペラ翼形部先端クリアランス８０は、エンジン中心線２８から測定して半径方向Ｒの軸方向幅Ｗが変化している。
【００１８】
エンジン作動サイクル中にロータ翼形部先端クリアランス６０、ステータ翼形部先端クリアランス６６、及びインペラ翼形部先端クリアランス８０を最小限にし、特に低温バースト中などのエンジン加速中に関連するランド及び翼形部とブレード先端との間の摩擦を排除又は最小限にすることが望ましい。より一般的に言えば、翼形部先端１４２（本明細書ではブレード、ベーン、及びインペラ翼形部先端５８、１３８、８６として示される）と環状先端シール１４４（本明細書では、圧縮機前方ケーシング１１０上のブレード摩擦ランド６２、高圧ロータ１２上のロータシールランド２３２、及び遠心ブレード先端シュラウド９０として示される）との間の翼形部先端クリアランス１４０（本明細書では、ロータ、ベーン、及びインペラ翼形部先端クリアランス６０、６６、８０として示される）を最小限にすることが望ましい。このために、ロータ及びベーン翼形部先端５８、１３８並びにインペラ翼形部先端８６は、図３及び４に示すように、高い先端振動応力を受けやすい区域９３に陥凹部９２を有し、高応力の区域９３における摩擦を回避し、材料特性を維持し、先端亀裂形成を回避するようにする。
【００１９】
図３で例示されるように、翼形部先端及びインペラブレード先端における陥凹部９２は、翼形部の前縁ＬＥ及び後縁ＴＥから内向きに位置付けられ、本発明では円形スカラップ９４の形態で示されている。翼形部及びインペラは中実であり、陥凹部９２及びスカラップ９４は、先端を円周方向に完全に貫通して延びる。翼形部先端はまた、特に薄肉の前縁ＬＥ及び後縁ＴＥに有効な翼形部先端の振動応力による劣化を更に低減するために、前縁及び後縁コーナカット９６、９８を有することができる。
【００２０】
陥凹部９２及びスカラップ９４は、図３では破線で示されたロータ翼形部先端５８の公称翼形部先端縁部１０６内に形成され、又は該公称翼形部先端縁部１０６内に切り込まれる。陥凹部９２及びスカラップ９４はまた、図４に示すようなインペラ翼形部先端８６のインペラ先端縁部１０８から形成され、又はインペラ先端縁部１０８に切り込まれるように図示される。公称翼形部先端及びインペラブレード先端形状１００、１０２は、図３及び５に破線で示されている。公称形状は、陥凹部又はスカラップが先端に形成され又は切り込まれる前の当初の設計先端形状である。公称翼形部先端縁部１０６は、ブレード摩擦ランド６２から等間隔で配置され、すなわち、図３に示すような円錐形であるか、又は円筒形である。公称インペラ先端縁部１０８は、単純曲線又は図５に示すような第１の曲率半径Ｒ１を有する少なくとも１つの第１のセクタ１２０を含む複合曲線とすることができるインペラブレード先端形状１０２を有する。
【００２１】
陥凹部９２及びスカラップ９４は、極めて浅いものであり、本明細書で示される例示的なエンジンにおいて公称翼形部及びインペラ先端縁部１０６、１０８それぞれから測定したときに、約５〜１０ミル（０．００５〜０．０１インチ）の範囲のような、数ミルほどの最大深さＤを有する。より大きなエンジンは、より大きな陥凹部及びスカラップを有することができる。スカラップ９４は、スカラップ半径ＳＲを有する円形である。インペラ翼形部先端８６のインペラ先端縁部１０８におけるスカラップ９４のスカラップ半径ＳＲは、インペラブレード先端形状１０２の第１の曲率半径Ｒ１よりも小さい。
【００２２】
翼形部先端及びインペラブレード先端における高い先端振動応力の区域を決定する公知の方法が存在する。応力が亀裂を生成するかどうか、又は望ましくない摩擦があるかどうかを判定するために試験及び分析方法の組み合わせが使用される、有限要素解析、経験的手法、及び半経験的手法のような分析方法が存在する。エンジンの製造及びオーバーホール中に、エンジンは稼働又は回転されていることが多く、翼形部先端と周囲のシールとの間に摩擦が生じる可能性があり、これは翼形部先端とインペラブレード先端における高い先端振動応力の区域を示している。このようなエンジンが稼働した後に観測される傷及び擦り傷は、このような区域であることを示しており、ここで翼形部先端及びインペラブレード先端上に陥凹部及びスカラップを設定すべきある。傷及び擦り傷に隣接する翼形部先端内に陥凹部及びスカラップを機械加工又は切り込むことができる。陥凹部及びスカラップのサイズ及び深さは、各個々の翼形部に合わせて調整され、従って、ブレード、ベーン、又はインペラブレードの段又は環状列内で翼形部毎に変えることができる。
【００２３】
以上、例示的な方法で本発明を説明してきた。使用した技術用語は、限定の用語としてではなく、説明の用語の性質のものであることが意図される点を理解されたい。本明細書では本発明の好ましく例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、当業者であれば、本明細書の教示から本発明の他の修正が明らかになる筈であり、従って、全てのこのような修正は、本発明の技術思想及び技術的内に属するものとして特許請求の範囲において保護されることが望まれる。
【００２４】
従って、本特許により保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載し且つ特定した発明である。
【符号の説明】
【００２５】
８ ガスタービンエンジン
１０ 高圧ガス発生器
１２ 高圧ロータ
１４ 高圧圧縮機
１６ 高圧タービン
１８ 遠心圧縮機
２０ 前方軸受
２２ 前部フレーム
２４ 後方軸受
２６ タービンフレーム
２８ エンジン中心線
３０ 軸流圧縮機
３２ 環状遠心圧縮機インペラ
４０ 出口ガイドベーン
４２ ディフューザ
５２ 燃焼器
１１０ 前方ケーシング
１１４ 後方ケーシング
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的に、相対的に回転する翼形部先端とシールとの間のガスタービンエンジンクリアランスに関し、より詳細には、ブレード及び片持ちベーンの翼形部先端におけるクリアランスに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンブレードは、回転可能ブレードと固定シール又はケーシングとの間、並びにタービン及び圧縮機両方における固定片持ちベーンと回転シール又はロータとの間にギャップを有する。効率上の観点から、先端クリアランスと呼ばれることが多い回転構成要素と半径方向に隣接する固定部品との間のギャップを縮小し、このギャップをわたるガスストリームの漏洩を低減することが望ましい。この漏洩により、圧縮機又はタービンの効率が低下するだけでなく、部品に作用する高温に起因してブレード先端及びシュラウド部材の寿命も短くなる。
【０００３】
一部のガスタービンエンジン設計は、ブレードが全く摩擦しないようにギャップを設定している。一部の設計者は、エンジンの最初の慣らし運転中に摩擦を生じるように負のギャップを設け、摩擦による法線方向の損耗により、滑らかで且つ可能な限りゼロに近いギャップをもたらすことができるようにしている。しかしながら、この摩耗は、回転可能ブレード又は固定片持ちベーンの翼形部先端又はインペラの先端において高い振動応力などの望ましくない結果をもたらす場合がある。摩擦は、材料の疲労強度の損失という望ましくない結果をもたらす可能性がある。
【０００４】
ブレード先端クリアランスは、最良のエンジン性能を得るために摩擦を回避することと漏洩を最小限にすることの折衷の産物である。摩擦は、強度の損失、亀裂形成、及び保守整備の追加につながる可能性がある。現在のところ、特にブレードが薄肉であるＬＥ及びＴＥにおいてはクリアランスがより広く設定されることが多い。これにより高応力の区域での摩耗を回避し、材料特性が維持され、先端亀裂が回避される。
【発明の概要】
【０００５】
ガスタービンエンジン構成要素は、翼形部ベースからその自由端にある翼形部先端まで延び且つその前縁から後縁まで下流側に延びる翼形部を含む。少なくとも１つの陥凹部が、翼形部先端内に円周方向に完全に貫通して延び且つ翼形部の前縁及び後縁の内側に位置する。
【０００６】
陥凹部は、高い先端振動応力及び摩擦を受けやすい翼形部先端の区域に位置付けることができ、スカラップ半径を有する円形スカラップとすることができる。陥凹部は、該陥凹部無しの公称先端縁部から測定したときに約５〜１０ミル（０．００５〜０．０１インチ）の範囲内の数ミルの最大深さを有することができる。
【０００７】
翼形部は、ガスタービンエンジンの半径方向又はインペラ圧縮機ブレード上に存在することができる。翼形部は、ガスタービンエンジンステータベーン上に存在し、ステータベーンの外向き端部にあるベーン翼形部のベースから、ステータベーンの半径方向内向き端部にあるベーン翼形部のベーン翼形部先端まで半径方向内向きに延び、且つベーン翼形部の前縁から後縁まで下流側に延びることができる。陥凹部は、ベーン翼形部先端内に円周方向に完全に貫通して延び、ベーン翼形部の前縁及び後縁の内側に位置する。
【０００８】
ガスタービンエンジン組立体は、複数の翼形部と、翼形部先端と陥凹部又はスカラップを含んで翼形部先端を囲む環状先端シールとの間に翼形部先端クリアランスとを含むことができる。
【０００９】
ガスタービンエンジン構成要素の翼形部の自由端にて翼形部先端の振動応力を低減する方法は、高い先端振動応力の１つ又は複数の区域を決定する段階と、高い先端振動応力の１つ又は複数の区域において翼形部先端内に円周方向に完全に貫通して延びる少なくとも１つの陥凹部又はスカラップを機械加工、カッティング、又は他の方法で形成する段階と、を含む。
【００１０】
翼形部先端及び翼形部は、環状先端シールにより囲まれるブレード又はベーンの単一段又は円周方向列からの複数の翼形部先端及び翼形部内のものとすることができ、高い先端振動応力の１つ又は複数の区域を決定する段階は、ベーンをそれぞれ囲むブレード又は環状先端シールを含むロータを稼働又は回転させて、環状シール又は翼形部先端における傷又は擦り傷を観測する段階を含む。陥凹部又はスカラップは、傷又は擦り傷に隣接する高い先端振動応力の１つ又は複数の区域に形成される。
【００１１】
本発明の上記の態様及び他の特徴は、添付図面と関連して以下で説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】軸流及び遠心圧縮機段を有するガスタービンエンジンの断面図。
【図２】図１に示すエンジンの軸流圧縮機段の拡大断面図。
【図３】図２に示すエンジンの軸流圧縮機段において陥凹部を備えた翼形部先端の概略断面図。
【図４】図１に示すエンジンの遠心圧縮機段の拡大断面図。
【図５】図４に示すエンジンの遠心圧縮機段における陥凹部の拡大断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
図１には、高圧ガス発生器１０を備えたガスタービンエンジン８が示されている。高圧ガス発生器１０は、下流側流れ関係で、高圧圧縮機１４、燃焼器５２、及び高圧タービン１６を含む高圧ロータ１２を有する。高圧圧縮機１４は、高圧多段軸流圧縮機段と、最終燃焼器段としての単一段の遠心圧縮機１８とを含む。ロータ１２は、前部フレーム２２における前方軸受２０及びタービンフレーム２６内の高圧タービン１６の下流側に配置される後方軸受２４によってエンジン中心線２８の周りに回転可能に支持される。
【００１４】
本明細書で示される圧縮機１４の例示的な実施形態は、５つの段の軸流圧縮機３０と、その後に続いて、環状遠心圧縮機インペラ３２を有する単一段の遠心圧縮機１８とを含む。出口ガイドベーン４０が、５段軸流圧縮機３０と単一段遠心圧縮機１８との間に配置される。圧縮機１４は、前方ケーシング１１０と後方ケーシング１１４とを含む。前方ケーシング１１０は、軸流圧縮機３０を全体的に囲み、後方ケーシング１１４は、遠心圧縮機１８を全体的に囲み且つ遠心圧縮機１８の直ぐ下流側にあるディフューザ４２を支持する。
【００１５】
更に図２を参照すると、５段軸流圧縮機３０は、ブレードシュラウド６９により円周方向に囲まれる回転可能圧縮機ブレード２００の第３及び第４圧縮機段１９０、１９３を含む。非回転可能ステータベーン２０４の円周方向列は、回転可能圧縮機ブレード２００の第３及び第４圧縮機段１９０、１９３の間に軸方向に配置される。図２及び３には、ブレード翼形部５４を有する圧縮機ブレード２００が示され、該ブレード翼形部５４は、高圧ロータ１２上に位置する翼形部ベース５６から、ブレード翼形部５４のスパンＳに沿って測定されるブレード翼形部５４の自由端８７において半径方向外側ブレード翼形部先端５８まで半径方向外向きに延びる。ブレード翼形部５４は、前縁ＬＥから後縁ＴＥまで下流側に延びる。各半径方向外側翼形部先端５８は、圧縮機前方ケーシング１１０上に装着されたブレードシュラウド６９のブレード摩擦ランド６２から内向きに隣接して半径方向に離間して配置される。環状のロータ翼形部先端クリアランス６０は、半径方向外側ブレード翼形部先端５８と圧縮機前方ケーシング１１０上のブレード摩擦ランド６２との間に定められる。
【００１６】
ステータベーン２０４は、これらの半径方向外向き端部２３４の前方ケーシング１１０から片持ちにされて且つこれに固定され、これらの半径方向内向き端部２３６では支持されず、自由端８７となる。ベーン翼形部２２５は、対向する半径方向外向き及び内向き端部２３４、２３６間に半径方向に延びる。各ベーン翼形部２２５は、ステータベーン２０４の外向き端部２３４にてベーン翼形部２２５のベース２２８から、ステータベーン２０４の半径方向内向き端部２３６にてベーン翼形部２２５のベーン翼形部先端１３８まで半径方向内向きに延びる。ベーン翼形部２２５は、前縁ＬＥから後縁ＴＥまで下流側に延びる。各ベーン翼形部先端１３８は、高圧ロータ１２上のロータシールランド２３２に外向きに隣接して半径方向に離間して配置される。環状のベーン翼形部先端クリアランス６６は、ベーン翼形部先端１３８と高圧ロータ１２上のロータシールランド２３２との間に定められる。
【００１７】
図１及び４を参照すると、圧縮機吐出圧（ＣＤＰ）空気７６は、遠心圧縮機１８のインペラ３２から吐出されてディフューザ４２に直接流入し、次いで、デスワールカスケード４４を通って燃焼器５２内の燃焼室４５に流入する。図１を更に詳細に参照すると、インペラ３２は、ロータディスク部分８２上のインペラ翼形部ベース９１からインペラ翼形部８８の自由端８７に位置するインペラ翼形部先端８６まで外向きに延びたインペラ翼形部８８を有する複数のインペラ圧縮機ブレード８４を含む。インペラ翼形部８８の各々は、インペラ翼形部８８の前縁ＬＥから後縁ＴＥまで下流側に延びる。環状遠心ブレード先端シュラウド９０は、インペラ圧縮機ブレード８４及びインペラ翼形部８８を囲む。遠心ブレード先端シュラウド９０は、インペラ翼形部先端８６に隣接し、これらの間に環状のインペラ翼形部先端クリアランス８０を定める。インペラ翼形部先端クリアランス８０は、エンジン中心線２８から測定して半径方向Ｒの軸方向幅Ｗが変化している。
【００１８】
エンジン作動サイクル中にロータ翼形部先端クリアランス６０、ステータ翼形部先端クリアランス６６、及びインペラ翼形部先端クリアランス８０を最小限にし、特に低温バースト中などのエンジン加速中に関連するランド及び翼形部とブレード先端との間の摩擦を排除又は最小限にすることが望ましい。より一般的に言えば、翼形部先端１４２（本明細書ではブレード、ベーン、及びインペラ翼形部先端５８、１３８、８６として示される）と環状先端シール１４４（本明細書では、圧縮機前方ケーシング１１０上のブレード摩擦ランド６２、高圧ロータ１２上のロータシールランド２３２、及び遠心ブレード先端シュラウド９０として示される）との間の翼形部先端クリアランス１４０（本明細書では、ロータ、ベーン、及びインペラ翼形部先端クリアランス６０、６６、８０として示される）を最小限にすることが望ましい。このために、ロータ及びベーン翼形部先端５８、１３８並びにインペラ翼形部先端８６は、図３及び４に示すように、高い先端振動応力を受けやすい区域９３に陥凹部９２を有し、高応力の区域９３における摩擦を回避し、材料特性を維持し、先端亀裂形成を回避するようにする。
【００１９】
図３で例示されるように、翼形部先端及びインペラブレード先端における陥凹部９２は、翼形部の前縁ＬＥ及び後縁ＴＥから内向きに位置付けられ、本発明では円形スカラップ９４の形態で示されている。翼形部及びインペラは中実であり、陥凹部９２及びスカラップ９４は、先端を円周方向に完全に貫通して延びる。翼形部先端はまた、特に薄肉の前縁ＬＥ及び後縁ＴＥに有効な翼形部先端の振動応力による劣化を更に低減するために、前縁及び後縁コーナカット９６、９８を有することができる。
【００２０】
陥凹部９２及びスカラップ９４は、図３では破線で示されたロータ翼形部先端５８の公称翼形部先端縁部１０６内に形成され、又は該公称翼形部先端縁部１０６内に切り込まれる。陥凹部９２及びスカラップ９４はまた、図４に示すようなインペラ翼形部先端８６のインペラ先端縁部１０８から形成され、又はインペラ先端縁部１０８に切り込まれるように図示される。公称翼形部先端及びインペラブレード先端形状１００、１０２は、図３及び５に破線で示されている。公称形状は、陥凹部又はスカラップが先端に形成され又は切り込まれる前の当初の設計先端形状である。公称翼形部先端縁部１０６は、ブレード摩擦ランド６２から等間隔で配置され、すなわち、図３に示すような円錐形であるか、又は円筒形である。公称インペラ先端縁部１０８は、単純曲線又は図５に示すような第１の曲率半径Ｒ１を有する少なくとも１つの第１のセクタ１２０を含む複合曲線とすることができるインペラブレード先端形状１０２を有する。
【００２１】
陥凹部９２及びスカラップ９４は、極めて浅いものであり、本明細書で示される例示的なエンジンにおいて公称翼形部及びインペラ先端縁部１０６、１０８それぞれから測定したときに、約５〜１０ミル（０．００５〜０．０１インチ）の範囲のような、数ミルほどの最大深さＤを有する。より大きなエンジンは、より大きな陥凹部及びスカラップを有することができる。スカラップ９４は、スカラップ半径ＳＲを有する円形である。インペラ翼形部先端８６のインペラ先端縁部１０８におけるスカラップ９４のスカラップ半径ＳＲは、インペラブレード先端形状１０２の第１の曲率半径Ｒ１よりも小さい。
【００２２】
翼形部先端及びインペラブレード先端における高い先端振動応力の区域を決定する公知の方法が存在する。応力が亀裂を生成するかどうか、又は望ましくない摩擦があるかどうかを判定するために試験及び分析方法の組み合わせが使用される、有限要素解析、経験的手法、及び半経験的手法のような分析方法が存在する。エンジンの製造及びオーバーホール中に、エンジンは稼働又は回転されていることが多く、翼形部先端と周囲のシールとの間に摩擦が生じる可能性があり、これは翼形部先端とインペラブレード先端における高い先端振動応力の区域を示している。このようなエンジンが稼働した後に観測される傷及び擦り傷は、このような区域であることを示しており、ここで翼形部先端及びインペラブレード先端上に陥凹部及びスカラップを設定すべきある。傷及び擦り傷に隣接する翼形部先端内に陥凹部及びスカラップを機械加工又は切り込むことができる。陥凹部及びスカラップのサイズ及び深さは、各個々の翼形部に合わせて調整され、従って、ブレード、ベーン、又はインペラブレードの段又は環状列内で翼形部毎に変えることができる。
【００２３】
以上、例示的な方法で本発明を説明してきた。使用した技術用語は、限定の用語としてではなく、説明の用語の性質のものであることが意図される点を理解されたい。本明細書では本発明の好ましく例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、当業者であれば、本明細書の教示から本発明の他の修正が明らかになる筈であり、従って、全てのこのような修正は、本発明の技術思想及び技術的内に属するものとして特許請求の範囲において保護されることが望まれる。
【００２４】
従って、本特許により保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載し且つ特定した発明である。
【符号の説明】
【００２５】
８ ガスタービンエンジン
１０ 高圧ガス発生器
１２ 高圧ロータ
１４ 高圧圧縮機
１６ 高圧タービン
１８ 遠心圧縮機
２０ 前方軸受
２２ 前部フレーム
２４ 後方軸受
２６ タービンフレーム
２８ エンジン中心線
３０ 軸流圧縮機
３２ 環状遠心圧縮機インペラ
４０ 出口ガイドベーン
４２ ディフューザ
５２ 燃焼器
１１０ 前方ケーシング
１１４ 後方ケーシング
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン構成要素（２００、２０３、８４）であって、
翼形部ベース（５６、２２８、９１）からその自由端（８７）にある翼形部先端（５８、１３８、８６）まで延び且つその前縁（ＬＥ）から後縁（ＴＥ）まで下流側に延びる翼形部（５４、２２５、８８）と、
前記翼形部先端（５８、１３８、８６）内に円周方向に完全に貫通して延び且つ前記翼形部（５４、２２５、８８）の前縁（ＬＥ）及び後縁（ＴＥ）の内側に位置する少なくとも１つの陥凹部（９２）と、
を備える、ガスタービンエンジン構成要素（２００、２０３、８４）。
【請求項２】
前記陥凹部（９２）が、高い先端振動応力及び摩擦を受けやすい前記翼形部先端（５８、１３８、８６）の区域（９３）に位置付けられる、請求項１に記載のガスタービンエンジン構成要素（２００、２０３、８４）。
【請求項３】
前記陥凹部（９２）が、スカラップ半径（ＳＲ）を有する円形スカラップ（９４）である、請求項２に記載のガスタービンエンジン構成要素（２００、２０３、８４）。
【請求項４】
前記陥凹部９２が、前記陥凹部無しの公称先端縁部（１０６、１０８）から測定したときに約０．００５〜０．０１インチの範囲内の数ミルの最大深さ（Ｄ）を有する、請求項２に記載のガスタービンエンジン構成要素（２００、２０３、８４）。
【請求項５】
ガスタービンエンジン圧縮機ブレード（２００、８４）であって、
ガスタービンエンジンロータ（１２）上に位置する翼形部ベース（５６、９１）からその自由端（８７）にある翼形部先端（５８、８６）まで半径方向外向きに延び且つその前縁（ＬＥ）から後縁（ＴＥ）まで延びる翼形部（５４、２２５、８８）と、
前記翼形部先端（５８、１３８、８６）内に円周方向に完全に貫通して延び且つ前記翼形部（５４、２２５、８８）の前縁（ＬＥ）及び後縁（ＴＥ）の内側に位置する少なくとも１つの陥凹部（９２）と、
を備える、ガスタービンエンジン圧縮機ブレード（２００、８４）。
【請求項６】
前記陥凹部（９２）が、高い先端振動応力及び摩擦を受けやすい前記翼形部先端（５８、８６）の区域（９３）に位置付けられる、請求項５に記載のガスタービンエンジン圧縮機ブレード（２００、８４）。
【請求項７】
前記ガスタービンエンジン圧縮機ブレード（２００、８４）が、半径方向圧縮機ブレード（２００）又はインペラ圧縮機ブレード（８４）である、請求項６に記載のガスタービンエンジン圧縮機ブレード（２００、８４）。
【請求項８】
ガスタービンエンジンステータベーン（２０４）であって、
前記ステータベーン（２０４）の外向き端部（２３４）にあるそのベース（２２８）から前記ステータベーン（２０４）の半径方向内向き端部（２３６）にあるベーン翼形部先端（１３８）まで半径方向内向きに延び且つその前縁（ＬＥ）から後縁（ＴＥ）まで下流側に延びるベーン翼形部（２２５）と、
前記ベーン翼形部先端（１３８）内に円周方向に完全に貫通して延び且つ前記ベーン翼形部（２２５）の前縁（ＬＥ）及び後縁（ＴＥ）の内側に位置する少なくとも１つの陥凹部（９２）と、
を備える、ガスタービンエンジンステータベーン（２０４）。
【請求項９】
ガスタービンエンジン組立体（１０）であって、
翼形部ベース（５６、２２８、９１）からその自由端（８７）にある翼形部先端（５８、１３８、８６）まで各々が延び且つその前縁（ＬＥ）から後縁（ＴＥ）まで下流側に各々が延びる、複数の翼形部（５５、２２５、８８）と、
翼形部先端（１４２）と該翼形部先端（１４２）を囲む環状先端シール（１４４）との間の翼形部先端クリアランス（１４０）と、
前記翼形部先端（１４２）の各々内に円周方向に完全に貫通して延び且つ前記翼形部（５４、２２５、８８）の前縁（ＬＥ）及び後縁（ＴＥ）の内側に位置する少なくとも１つの陥凹部（９２）と、
を備える、ガスタービンエンジン組立体（１０）。
【請求項１０】
前記翼形部（５５、８８）を含む複数のブレード（２００）を更に備え、前記翼形部（５５、２２５、８８）が、前記翼形部ベース（５６、２２８、９１）から前記翼形部先端（５８、１３８、８６）まで半径方向外向きに延びており、前記翼形部ベース（５６、９１）が、ガスタービンエンジンロータ（１９）上に装着され、前記環状先端シール（１４４）がブレード摩擦ランド（６２）である、請求項９に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
【請求項１１】
前記翼形部（２２５）が、前記ステータベーン（２０４）の半径方向外向き端部（２３４）においてエンジンケーシング（１１０）から片持ちにされ且つこれに固定されたステータベーン（２０４）上のベーン翼形部（２２５）であり、前記翼形部（２２５）が、その半径方向内向きの自由端（２３６）では支持されておらず、前記環状先端シール（１４４）が、前記組立体のロータ（１２）上のロータシールランド（２３２）である、請求項９に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
【請求項１２】
前記翼形部（８８）が、インペラ（３２）のロータディスク部分（８２）上のインペラ翼形部ベース（９１）から、自由端（８７）にあるインペラ翼形部先端（８６）まで外向きに延びるインペラ翼形部（８８）であり、前記環状先端シール（１４４）が環状遠心ブレード先端シュラウド（９０）である、請求項１０に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
【請求項１３】
ガスタービンエンジン構成要素（２００、２０３、８４）の翼形部（５４、２２５、８８）の自由端（８７）にて翼形部先端（５８、１３８、８６）の振動応力を低減する方法であって、
高い先端振動応力の１つ又は複数の区域を決定する段階と、
前記高い先端振動応力の１つ又は複数の区域において前記翼形部先端（５８、１３８、８６）内に円周方向に完全に貫通して延びる少なくとも１つの陥凹部（９２）又はスカラップ（９４）を機械加工、カッティング、又は他の方法で形成する段階と、
を含む、方法。
【請求項１】
ガスタービンエンジン構成要素（２００、２０３、８４）であって、
翼形部ベース（５６、２２８、９１）からその自由端（８７）にある翼形部先端（５８、１３８、８６）まで延び且つその前縁（ＬＥ）から後縁（ＴＥ）まで下流側に延びる翼形部（５４、２２５、８８）と、
前記翼形部先端（５８、１３８、８６）内に円周方向に完全に貫通して延び且つ前記翼形部（５４、２２５、８８）の前縁（ＬＥ）及び後縁（ＴＥ）の内側に位置する少なくとも１つの陥凹部（９２）と、
を備える、ガスタービンエンジン構成要素（２００、２０３、８４）。
【請求項２】
前記陥凹部（９２）が、高い先端振動応力及び摩擦を受けやすい前記翼形部先端（５８、１３８、８６）の区域（９３）に位置付けられる、請求項１に記載のガスタービンエンジン構成要素（２００、２０３、８４）。
【請求項３】
前記陥凹部（９２）が、スカラップ半径（ＳＲ）を有する円形スカラップ（９４）である、請求項２に記載のガスタービンエンジン構成要素（２００、２０３、８４）。
【請求項４】
前記陥凹部９２が、前記陥凹部無しの公称先端縁部（１０６、１０８）から測定したときに約０．００５〜０．０１インチの範囲内の数ミルの最大深さ（Ｄ）を有する、請求項２に記載のガスタービンエンジン構成要素（２００、２０３、８４）。
【請求項５】
ガスタービンエンジン圧縮機ブレード（２００、８４）であって、
ガスタービンエンジンロータ（１２）上に位置する翼形部ベース（５６、９１）からその自由端（８７）にある翼形部先端（５８、８６）まで半径方向外向きに延び且つその前縁（ＬＥ）から後縁（ＴＥ）まで延びる翼形部（５４、２２５、８８）と、
前記翼形部先端（５８、１３８、８６）内に円周方向に完全に貫通して延び且つ前記翼形部（５４、２２５、８８）の前縁（ＬＥ）及び後縁（ＴＥ）の内側に位置する少なくとも１つの陥凹部（９２）と、
を備える、ガスタービンエンジン圧縮機ブレード（２００、８４）。
【請求項６】
前記陥凹部（９２）が、高い先端振動応力及び摩擦を受けやすい前記翼形部先端（５８、８６）の区域（９３）に位置付けられる、請求項５に記載のガスタービンエンジン圧縮機ブレード（２００、８４）。
【請求項７】
前記ガスタービンエンジン圧縮機ブレード（２００、８４）が、半径方向圧縮機ブレード（２００）又はインペラ圧縮機ブレード（８４）である、請求項６に記載のガスタービンエンジン圧縮機ブレード（２００、８４）。
【請求項８】
ガスタービンエンジンステータベーン（２０４）であって、
前記ステータベーン（２０４）の外向き端部（２３４）にあるそのベース（２２８）から前記ステータベーン（２０４）の半径方向内向き端部（２３６）にあるベーン翼形部先端（１３８）まで半径方向内向きに延び且つその前縁（ＬＥ）から後縁（ＴＥ）まで下流側に延びるベーン翼形部（２２５）と、
前記ベーン翼形部先端（１３８）内に円周方向に完全に貫通して延び且つ前記ベーン翼形部（２２５）の前縁（ＬＥ）及び後縁（ＴＥ）の内側に位置する少なくとも１つの陥凹部（９２）と、
を備える、ガスタービンエンジンステータベーン（２０４）。
【請求項９】
ガスタービンエンジン組立体（１０）であって、
翼形部ベース（５６、２２８、９１）からその自由端（８７）にある翼形部先端（５８、１３８、８６）まで各々が延び且つその前縁（ＬＥ）から後縁（ＴＥ）まで下流側に各々が延びる、複数の翼形部（５５、２２５、８８）と、
翼形部先端（１４２）と該翼形部先端（１４２）を囲む環状先端シール（１４４）との間の翼形部先端クリアランス（１４０）と、
前記翼形部先端（１４２）の各々内に円周方向に完全に貫通して延び且つ前記翼形部（５４、２２５、８８）の前縁（ＬＥ）及び後縁（ＴＥ）の内側に位置する少なくとも１つの陥凹部（９２）と、
を備える、ガスタービンエンジン組立体（１０）。
【請求項１０】
前記翼形部（５５、８８）を含む複数のブレード（２００）を更に備え、前記翼形部（５５、２２５、８８）が、前記翼形部ベース（５６、２２８、９１）から前記翼形部先端（５８、１３８、８６）まで半径方向外向きに延びており、前記翼形部ベース（５６、９１）が、ガスタービンエンジンロータ（１９）上に装着され、前記環状先端シール（１４４）がブレード摩擦ランド（６２）である、請求項９に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
【請求項１１】
前記翼形部（２２５）が、前記ステータベーン（２０４）の半径方向外向き端部（２３４）においてエンジンケーシング（１１０）から片持ちにされ且つこれに固定されたステータベーン（２０４）上のベーン翼形部（２２５）であり、前記翼形部（２２５）が、その半径方向内向きの自由端（２３６）では支持されておらず、前記環状先端シール（１４４）が、前記組立体のロータ（１２）上のロータシールランド（２３２）である、請求項９に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
【請求項１２】
前記翼形部（８８）が、インペラ（３２）のロータディスク部分（８２）上のインペラ翼形部ベース（９１）から、自由端（８７）にあるインペラ翼形部先端（８６）まで外向きに延びるインペラ翼形部（８８）であり、前記環状先端シール（１４４）が環状遠心ブレード先端シュラウド（９０）である、請求項１０に記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
【請求項１３】
ガスタービンエンジン構成要素（２００、２０３、８４）の翼形部（５４、２２５、８８）の自由端（８７）にて翼形部先端（５８、１３８、８６）の振動応力を低減する方法であって、
高い先端振動応力の１つ又は複数の区域を決定する段階と、
前記高い先端振動応力の１つ又は複数の区域において前記翼形部先端（５８、１３８、８６）内に円周方向に完全に貫通して延びる少なくとも１つの陥凹部（９２）又はスカラップ（９４）を機械加工、カッティング、又は他の方法で形成する段階と、
を含む、方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【公開番号】特開２０１３−８３２５１（Ｐ２０１３−８３２５１Ａ）
【公開日】平成２５年５月９日（２０１３．５．９）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１２−２１９９３６（Ｐ２０１２−２１９９３６）
【出願日】平成２４年１０月２日（２０１２．１０．２）
【出願人】（３９００４１５４２）ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ (6,332)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２５年５月９日（２０１３．５．９）
【国際特許分類】
【出願日】平成２４年１０月２日（２０１２．１０．２）
【出願人】（３９００４１５４２）ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ (6,332)
【Ｆターム（参考）】
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