(57)【要約】      （修正有）【課題】タービンエーロフォイルの先端を越える横断流を減少させる。【解決手段】ガスタービンエンジン用のタービンロータブレードにおいて、エーロフォイルが、前縁３２および後縁３４位置で一体に結合され、根元から先端板４８まで延在する圧力側壁２８および負圧側壁３０と、先端板４８から半径方向外向きに延出し、圧力側壁２８の終端にほぼ隣接して位置するように前縁３２から後縁３４まで横に延びる圧力側先端壁５０と、先端板４８から半径方向外向きに延出し、負圧側壁３０の終端にほぼ隣接して位置するように前縁３２から後縁３４まで横に延びる負圧側先端壁５２と、実質的に圧力側先端壁５０と負圧側先端壁５２との間に延在する１つまたは複数の先端リブ６２とを備える。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
エーロフォイル（２４）と、前記エーロフォイル（２４）をタービンシュラウド（２０）の内側で半径方向軸に沿ってロータディスク（１６）に取り付けるダブテール（２２）とを備えるガスタービンエンジン用のタービンロータブレード（１８）において、前記エーロフォイル（２４）が、
前縁（３２）および後縁（３４）位置で一体に結合され、根元（３６）から先端板（４８）まで延在する圧力側壁（２８）および負圧側壁（３０）と、
前記先端板（４８）から半径方向外向きに延出し、前記圧力側壁（２８）の終端にほぼ隣接して位置するように前記前縁（３２）から前記後縁（３４）まで横に延びる圧力側先端壁（５０）と、
前記先端板（４８）から半径方向外向きに延出し、前記負圧側壁（３０）の終端にほぼ隣接して位置するように前記前縁（３２）から前記後縁（３４）まで横に延びる負圧側先端壁（５２）と、
実質的に前記圧力側先端壁（５０）と前記負圧側先端壁（５２）との間に延在する１つまたは複数の先端リブ（６２）と
を備える、タービンロータブレード（１８）。
【請求項２】
前記圧力側先端壁（５０）が、前記先端板（４８）に対して７０°〜１１０°の角度を形成し、
前記負圧側先端壁（５２）が、前記先端板（４８）に対して７０°〜１１０°の角度を形成し、
前記圧力側先端壁（５０）および負圧側先端壁（５２）が、前記前縁（３２）と前記後縁（３４）との間で連続しており、
前記先端リブ（６２）のそれぞれが、前記先端板（４８）から半径方向に延出し実質的に前記圧力側先端壁（５０）から前記負圧側先端壁（５２）まで前記先端板（４８）を渡って延びる細長い突出部を備える、
請求項１記載のタービンロータブレード（１８）。
【請求項３】
「ＨＷ」が、前記負圧側先端壁（５２）の概略半径方向高さ、および前記圧力側先端壁（５０）の概略半径方向高さの少なくとも１つを表し、
「ＨＡ」が、前記エーロフォイル（２４）の概略半径方向高さを表し、
比ＨＷ／ＨＡが、約０．００１〜０．１の範囲内の値を有する、
請求項１記載のタービンロータブレード（１８）。
【請求項４】
「ＷＷ」が、前記負圧側先端壁（５２）の概略幅、および前記圧力側先端壁（５０）の概略幅の少なくとも１つを表し、
「ＨＡ」が、前記エーロフォイル（２４）の概略半径方向高さを表し、
比ＷＷ／ＨＡが、約０．００１〜０．０５の範囲内の値を有する、
請求項１記載のタービンロータブレード（１８）。
【請求項５】
先端中央翼弦線（６０）が、前記圧力側先端壁（５０）と前記負圧側先端壁（５２）とのほぼ中間の点を連結して前記前縁（３２）から前記後縁（３４）まで延在する基準線を備え、
前記先端リブ（６２）のそれぞれが、各先端リブ（６２）を通って延びる長手方向軸（６６）が前記先端中央翼弦線に対してある角度を形成するように構成され、
前記角度のそれぞれが、約６０°〜１２０°の範囲内に含まれ、
前記先端リブ（６２）のそれぞれが、前記圧力側先端壁（５０）および前記負圧側先端壁（５２）からの連続リブを備える、
請求項１記載のタービンロータブレード（１８）。
【請求項６】
先端中央翼弦線（６０）が、前記圧力側先端壁（５０）と前記負圧側先端壁（５２）とのほぼ中間の点を連結し前記前縁（３２）から前記後縁（３４）まで延在する基準線を備え、
前記先端リブ（６２）のそれぞれが、各先端リブ（６２）を通って延びる長手方向軸（６６）が前記先端中央翼弦線（６０）に対してある角度を形成するように構成され、
前記角度のそれぞれが、約８０°〜１００°の範囲内にある、
請求項１記載のタービンロータブレード（１８）。
【請求項７】
前記先端リブ（６２）のそれぞれが、前記先端板（４８）に対して７０°〜１１０°の角度を形成し、
前記先端リブ（６２）が、前記前縁（３２）から前記後縁（３４）までほぼ均等な間隔で配置され、
前記先端リブ（６２）の高さおよび幅が、前記圧力側先端壁（５０）および前記負圧側先端壁（５２）の高さおよび幅にほぼ等しい、
請求項１記載のタービンロータブレード（１８）。
【請求項８】
「ＨＲ」が、前記先端リブ（６２）の概略半径方向高さを表し、
「ＨＡ」が、前記エーロフォイル（２４）の概略半径方向高さを表し、
比ＨＲ／ＨＡが、約０．００１〜０．１００の範囲内の値を有する、
請求項１記載のタービンロータブレード（１８）。
【請求項９】
「ＷＲ」が、前記先端リブ（６２）の概略幅の少なくとも１つを表し、
「ＨＡ」が、前記エーロフォイル（２４）の概略半径方向高さを表し、
比ＷＲ／ＨＡが、約０．００１〜０．０５の範囲内の値を有する、
請求項１記載のタービンロータブレード（１８）。
【請求項１０】
前記先端リブ（６２）の１つまたは複数が弓形であり、前記弓形先端リブ（６２）の凹側が、前記タービンロータブレード（１８）の前記前縁（３２）に面し、
前記１つまたは複数の先端リブ（６２）が、アブレイダブルＴＢＣ材を備える、
請求項１記載のタービンロータブレード（１８）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本願は、一般に、タービンエーロフォイルの先端を越える横断流を減少させる装置、方法、および／またはシステムに関する。より具体的には、それに限定するものではないが、本願は、ブレードの横断流を減少させる擦過式先端（ｓｑｕｅａｌｅｒ  ｔｉｐ）、および／または横断隆起部（ｃｒｏｓｓ  ｒｉｄｇｅ）もしくはリブを備えるタービンブレード先端に関する装置、方法、および／またはシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、空気が、コンプレッサで加圧され、燃焼器内で燃料を燃焼するのに使用されて高温の燃焼ガスの流れを生成し、その後、そのガスが、下流へ１つまたは複数のタービンを通って流れ、それによってその燃焼ガスからエネルギーを取り出すことができることは良く知られている。そのようなタービンでは、一般に、数列の円周方向に離隔配置されたロータブレードが、支持ロータディスクから半径方向外向きに延出する。各ブレードは、通常、ロータディスクの対応するダブテールスロット内にブレードを組み付け取外せるようにするダブテール、ならびにダブテールから半径方向外向きに延出するエーロフォイルを備える。
【０００３】
エーロフォイルは、一般に、対応する前縁と後縁との間に軸方向に延在し、根元と先端との間に半径方向に延在する全体的に凹状の圧力面と全体的に凸状の負圧面とを有する。ブレード先端は、タービンブレードとの間を下流へ流れる燃焼ガスがブレード先端と半径方向外側のタービンシュラウドの間から漏洩するのを最小限に抑えるために、半径方向外側のタービンシュラウドに密接した間隔で配置されていることが理解されるであろう。漏洩を防止するように先端間隙または空隙を最小限に抑えることによってエンジンの最大効率が得られるが、この方策は、ロータブレードとタービンシュラウドとの間の熱および機械的膨張および収縮率の違い、ならびに作動中にシュラウドに対する先端擦過が起こるという望ましくない方向を避けようとする動機によって、ある程度抑制される。
【０００４】
さらに、タービンブレードは、高温燃焼ガスを浴びているので、有効な部品寿命を確保するために効果的な冷却が必要になる。通常、ブレードのエーロフォイルは、中空であり、コンプレッサから抽気された加圧空気の一部分を受け入れてエーロフォイルを冷却するのに使用するために、コンプレッサに流体連通するようになされている。エーロフォイルの冷却は、極めて複雑であり、様々な形態の内部冷却チャネルおよび機構、ならびに冷却空気を排出するためのエーロフォイルの外壁を貫通する冷却孔を用いて行われ得る。それにも拘わらず、エーロフォイル先端は、タービンシュラウドの直ぐ近くに位置し、先端空隙を通って流れる高温燃焼ガスによって加熱されるので、冷却が特に難しい。したがって、通常、ブレードのエーロフォイルの内側を流れた空気の一部分が、先端を通って排出されて先端を冷却する。
【０００５】
従来のブレード先端の設計が、漏洩を防止し、冷却効果を向上させることを意図した数々の様々な形状および構成を有することは理解されるであろう。例示的特許としては、Ｂｕｔｔｓ他への米国特許第５，２６１，７８９号、Ｂｕｎｋｅｒへの米国特許第６，１７９，５５６号、Ｍａｙｅｒ他への米国特許第６，１９０，１２９号、およびＬｅｅへの米国特許第６，０５９，５３０号がある。しかし、従来のブレード先端の設計は全て、漏洩を十分に減少させること、および／または効率を低下させるコンプレッサ迂回空気の利用を最小限に抑える効率的な先端冷却を可能にすることが全般的に不十分であることを含めて、ある程度の短所を有する。さらに先端漏洩流れを減少させ、それによってタービンの効率を向上させるために、先端領域近くの圧力分布の改善が、未だに追及されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第５，２６１，７８９号公報
【特許文献２】米国特許第６，１７９，５５６号公報
【特許文献３】米国特許第６，１９０，１２９号公報
【特許文献４】米国特許第６，０５９，５３０号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
その結果、先端領域近くの圧力分布を改め、また、別様に先端漏洩流れ全体を減少させ、それによってタービンエンジンの全体効率を向上させるタービンブレード先端設計が、大いに必要とされる。さらに、そのようなブレード先端はまた、ブレード先端で放出される冷却空気の冷却特性を向上させると同時に、タービンブレードの全体空力性能を向上させることが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
したがって、本願は、エーロフォイルと、エーロフォイルをタービンシュラウドの内側で半径方向軸に沿ってロータディスクに取り付けるダブテールとを備えるガスタービンエンジン用のタービンロータブレードにおいて、エーロフォイルが、前縁および後縁位置で一体に結合され、根元から先端板まで延在する圧力側壁および負圧側壁と、先端板から半径方向外向きに延出し、圧力側壁の終端にほぼ隣接して位置するように前縁から後縁まで横に延びる圧力側先端壁と、先端板から半径方向外向きに延出し、負圧側壁の終端にほぼ隣接して位置するように前縁から後縁まで横に延びる負圧側先端壁と、実質的に圧力側先端壁と負圧側先端壁との間に延在する１つまたは複数の先端リブとを備える、タービンロータブレードについて記載する。
【０００９】
本願のこれらおよび他の特徴は、以下の好ましい実施形態の詳細な説明を図面および添付の特許請求の範囲と併せて考察することにより明らかになるであろう。
【００１０】
この発明のこれらおよび他の目的および利点は、以下の本発明の例示的実施形態のより詳細な説明を添付図面と併せて精査することによってより完全に理解され認識されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本発明の例示的実施形態による先端を有し、周りを囲むシュラウド内でロータディスクに取り付けられた例示的ガスタービンエンジンロータブレードの部分断面斜視図である。
【図２】図１に示されたブレード先端の斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
ここで図面を参照すると、両図を通して同一の番号は同じ要素を示すが、図１は、ガスタービンエンジンのタービン１０の一部分を示す。タービン１０は、燃焼器（図示せず）の直ぐ下流に取り付けられて、燃焼器から高温燃焼ガス１２を受け取る。軸方向中心軸１４に関して軸対称であるタービン１０は、ロータディスク１６と、周方向に離隔配置され、ロータディスク１６から半径方向軸に沿って半径方向外向きに延出する複数のタービンロータブレード１８（その１つが図示されている）を備える。環状タービンシュラウド２０が、固定静止ケーシング（図示せず）に適切に結合され、ブレード１８を取り巻くことによって、ブレードとシュラウドとの間の間隙または空隙を比較的小さくして、作動中その間隙を通る燃焼ガス１２の漏洩を抑える。
【００１３】
各ブレード１８は、一般に、ロータディスク１６の外周部の対応するダブテールスロットに取り付けられるように構成された軸方向ダブテールなど、任意の従来形態を有し得るダブテール２２を備える。中空エーロフォイル２４は、ダブテール２２に一体に結合され、ダブテールから半径方向または長手方向外向きに延出する。ブレード１８はまた、エーロフォイル２４とダブテール２２との結合部に配置されて燃焼ガス１２の半径方向内側流路の一部を画成する一体のプラットフォーム２６を備える。ブレード１８は、任意の従来方式で形成することができ、通常、一体鋳造であることが理解されよう。
【００１４】
エーロフォイル２４は、好ましくは、対向する前縁３２と後縁３４との間に軸方向にそれぞれ延在する全体的に凹状の圧力側壁２８と、周方向または側方に反対側の全体的に凸状の負圧側壁３０とを備えることが分かるであろう。側壁２８および３０はまた、プラットフォーム２６位置の半径方向内側根元３６と半径方向外側先端またはブレード先端３８との間に半径方向に延在し、それは、図２に関する説明の中でより詳細に記述される。さらに、圧力側壁２８および負圧側壁３０は、エーロフォイル２４の冷却用に冷却空気をエーロフォイル２４を通して流すための少なくとも１つの内部流れチャンバまたはチャネルを画成するために、エーロフォイル２４の半径方向全長に亘って、周方向に離隔配置されている。冷却空気は、通常、コンプレッサ（図示せず）から任意の従来方式で抽気される。
【００１５】
エーロフォイル２４の内部は、たとえば、冷却空気の効果を高めるために様々な乱流発生機構をその中に有する蛇行チャネルを含めて、任意の構成を有することができ、冷却空気が、従来の膜冷却孔４４および後縁排出孔４６などのエーロフォイル２４を貫通する様々な孔を通って排出される。
【００１６】
図２に示すように、本発明の例示的実施形態によれば、ブレード先端３８は、一般に、圧力側壁２８および負圧側壁３０の半径方向外側端部の頂上に配置された先端板４８を備え、その場所で先端板４８は内部冷却チャネルの境界をなす。先端板４８は、ロータブレード１８と一体でもよいし、所定位置に溶接してもよい。圧力側先端壁５０および負圧側先端壁５２は、先端板４８上に形成してもよい。一般に、圧力側先端壁５０は、先端板４８から半径方向外向きに延出し（すなわち、先端板４８に対して約９０°の角度を形成し）、前縁３２から後縁３４まで延在する。（ある種の実施形態では、圧力側先端壁５０は、先端板４８に対して７０°〜１１０°の角度を形成することもあることに留意されたい）。圧力側先端壁５０の経路は、圧力側壁２８の終端に隣接または近接している（すなわち、圧力側壁２８に沿った先端板４８周縁に位置し、またはそれに近接している）。
【００１７】
同様に、負圧側先端壁５２は、先端板４８から半径方向外向きに延出し（すなわち、先端板４８に対して約９０°の角度を形成し）、前縁３２から後縁３４まで延在する。（ある種の実施形態では、負圧側先端壁５２は、先端板４８に対して７０°〜１１０°の角度を形成することもあることに留意されたい）。負圧側先端壁５２の経路は、負圧側壁３０の終端に隣接または近接している（すなわち、負圧側壁３０に沿った先端板４８周縁に位置し、またはそれに近接している）。
【００１８】
本発明の例示的実施形態によれば、圧力側先端壁５０および／または負圧側先端壁５２の高さおよび幅は、最大効果およびタービンアセンブリ全体の大きさに応じて変化し得る。当業者なら理解するであろうように、圧力側先端壁５０および／または負圧側先端壁５２の高さおよび幅は、エーロフォイル２４の半径方向長さと比較されるそれぞれの相対寸法によって記述することができる。好ましい実施形態では、圧力側先端壁５０および／または負圧側先端壁５２の高さは、エーロフォイル２４の半径方向高さの約０．１％〜１０．０％の範囲内とすることができる。（したがって、言い換えれば、「ＨＡ」が、エーロフォイルの概略半径方向高さを表し、「ＨＷ」が、圧力側先端壁５０または負圧側先端壁５２の概略半径方向高さを表す場合、比ＨＷ／ＨＡは、約０．００１〜０．１００の範囲内の値になる）。より好ましくは、圧力側先端壁５０および／または負圧側先端壁５２の高さは、エーロフォイル２４の半径方向高さの約１％〜５％の範囲内とすることができる。さらに、好ましい実施形態では、圧力側先端壁５０および／または負圧側先端壁５２の幅は、エーロフォイル２４の半径方向高さの約０．１％〜５．０％の範囲内とすることができる。より好ましくは、圧力側先端壁５０および／または負圧側先端壁５２の幅は、エーロフォイル２４の半径方向高さの約０．５％〜２．５％の範囲内とすることができる。さらに、ある種の代替実施形態によれば、圧力側先端壁５０および／または負圧側先端壁５２は、連続的または断続的に延在させることができ、その経路に沿って高さおよび幅を変化させてもよい。図示のように、圧力側先端壁５０および／または負圧側先端壁５２は、ほぼ矩形にしてもよく、また他の形状も可能である。
【００１９】
先端中央翼弦線（ｍｉｄ−ｃｈｏｒｄ  ｌｉｎｅ）６０もまた図２に示されている。図示の通り、先端中央翼弦線６０は、圧力側先端壁５０と負圧側先端壁５２とのほぼ中間の点を連結し前縁３２から後縁３４まで延在する基準線である。本願の例示的実施形態によれば、１つまたは複数の先端リブ６２がブレード先端３８上に形成されている。本明細書で用いられる先端リブ６２は、先端板４８から半径方向に延出し（すなわち、先端板４８に対して約９０°の角度を形成し）、圧力側先端壁５０から負圧側先端壁５２まで先端板４８を渡って横切る細長い突出部を備える。（ある種の実施形態では、先端リブ６２は、先端板４８に対して７０°〜１１０°の角度を形成することもあることに留意されたい）。ある種の実施形態では、本発明は、一般に、各先端リブ６２を通って延在する長手方向軸６６が先端中央翼弦線６０に対して角度θを形成するように先端リブ６２を構成し、その角度θを下記の範囲内に収めることを行う。角度θは、好ましくは約６０°〜１２０°の範囲内、より好ましくは約７０°〜１１０°の範囲内、最適には約８０°〜１００°の範囲内である。
【００２０】
先端リブ６２の数は、最大効果によって変わる。ある種の実施形態では、先端リブ６２は、前縁３２から後縁３４までほぼ均等の間隔で配置される。しかし、最大効果のためには、先端リブ６２の間隔を一定にできない場合もある。先端リブ６２の高さおよび幅は、最大効果およびタービンアセンブリ全体の大きさに応じて変化し得る。好ましい実施形態では、先端リブ６２の高さは、エーロフォイル２４の半径方向高さの約０．１％〜１０％の範囲内とすることができる。より好ましくは、先端リブ６２の高さは、エーロフォイル２４の半径方向高さの約１．０％〜５％の範囲内とすることができる。好ましい実施形態では、先端リブ６２の幅は、エーロフォイル２４の半径方向高さの約０．１％〜５％の範囲内とすることができる。より好ましくは、先端リブ６２の幅は、エーロフォイル２４の半径方向高さの約０．５％〜２．５％の範囲内とすることができる。個々のブレード先端３８の各先端リブ６２の高さおよび幅は、ほぼ同一にすることもできるが、また、最大効果に応じて変化させてもよい。さらに、個々の先端リブ６２が、圧力側先端壁５０および負圧側先端壁５２から延在するとき、連続的でも、または断続的でもよい。個々の先端リブ６２はまた、ある種の代替実施形態および最大効果に従って、高さおよび幅をその経路に沿って変化させることもできる。図示のように、先端リブ６２は、ほぼ矩形にしてもよく、また、縁を丸めた先端リブなど、他の形状も可能である。さらに、好ましい実施形態では、先端リブ６２は、圧力側先端壁５０、負圧先端リブ５２のいずれか、または両方の高さを半径方向に超えて延出してもよい。
【００２１】
さらに、図示のように、先端リブ６２は真直ぐである。ある種の実施形態（図示せず）では、先端リブ６２は弓形でもよい。その種の実施形態では、先端リブ６２の凹側は、好ましくは、リブの上流側である。
【００２２】
本発明は、任意の適切な製造方法を用いて採用することができる。圧力側先端壁５０、負圧側先端壁５２、および先端リブ６２は、たとえば、ブレード先端またはブレード全体との一体鋳造、電子ビーム溶接、ブレード先端への材料の物理蒸着、または材料のろう付けによって形成することができる。本発明は、母材、または、たとえばアブレイダブルＴＢＣなどの異種金属もしくはセラミック材料を含めて、任意の適切な材料を用いて実行することができる。
【００２３】
使用中、上記で説明したいくつかの実施形態による圧力側先端壁５０、負圧側先端壁５２、および１つまたは複数の先端リブ６２の構成は、タービンシュラウド２０とブレード先端３８との間に流れ抵抗を生成することによって、それらの間の空隙を通る燃焼ガスの流れを抑制することが分かった。これにより、当然、タービンエンジンの効率は向上する。というのは、ブレード先端を横切って漏れる流れは、ブレード面に作動力を加えず、したがってエンジンに仕事をもたらさないからである。さらに、本発明の実施形態による構成は、従来のシステム（それは、通常、ブレード先端３８に配置された冷却孔を通して冷却空気を放出することを含む）がブレード先端領域にもたらす冷却特性を向上させ得ることが分かった。また、本発明の実施形態による構成は、一般に、ロータブレードの空力性能を向上させることが分かった。
【００２４】
上記の本発明の好ましい実施形態の説明から、当業者は、改良、変更、および修正を考え付くであろう。当技術分野内でのそのような改良、変更、および修正は、添付特許請求の範囲によって包含されるべきものである。さらに、前述の事項は、本願に記載された実施形態のみに関するものであり、添付の特許請求の範囲およびその同等物によって定義される本願の主旨および範囲から逸脱することなく、多数の変更および修正を本明細書に加えることができることは明白とするべきである。
【符号の説明】
【００２５】
１０  タービン
１２  ガス
１４  軸方向中心軸
１６  ロータディスク
１８  タービンロータブレード
２０  タービンシュラウド
２２  ダブテール
２４  エーロフォイル
２６  プラットフォーム
２８  圧力側壁
３０  負圧側壁
３２  前縁
３４  後縁
３６  内側根元
３８  ブレード先端
４４  膜冷却孔
４６  後縁排出孔
４８  先端板
５０  圧力側先端壁
５２  負圧側先端壁
６０  先端中央翼弦線
６２  先端リブ
６６  長手方向リブ軸
【図１】
2010156325.tif 000003
【図２】
2010156325.tif 000004