(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービンエンジンに関し、そのタービンエアフォイルを適切に冷却し、有効寿命の長期化を促進する技術を提供する。【解決手段】タービンエアフォイル１２は、対向する前縁及び後縁３２、３４間において軸線方向に翼弦に渡って延びる加圧側壁及び吸引側壁２４、２６を有する。側壁２４、２６は、横方向に間隔を空けており、側壁２４、２６を橋絡する仕切り３６により翼弦方向に分割され縦方向に延びる流路を定める。有孔部３６は、その内部を斜めに延びる交差孔４０の列を含む。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンエアフォイル（１２）であって、
対向する前縁及び後縁（３２、３４）間において、縦方向に翼幅に渡って延び、軸線方向に翼弦に渡って延びる加圧及び吸引側壁（２４、２６）であり、前記側壁（２４、２６）を橋絡する仕切り（３６）により翼弦方向に分割され縦方向に延びる複数の流路（１乃至６）を定めるように、間に横方向に間隔を空け、
前記仕切り（３６）の一枚は有孔であり、その内部を傾斜して通過し且つ前記有孔仕切り（３６）の一方の側にある流入路（２、５）と、その反対側にある流出路（１、６）との間に渡って延びる交差孔（４０）の縦列を有し、
前記交差孔（４０）は、前記有孔仕切り（３６）を介して、前記縦流入路（２、５）とは反対に縦方向へ傾斜して、内部を通して送られる冷媒の方向を反転させる、加圧及び吸引側壁（２４、２６）と、
前記流入路（２、５）内部において、前記加圧及び吸引側壁（２４、２６）の内側に並び、前記冷媒の二次流動を導入すると共に、前記交差孔（４０）に対して縦方向に傾斜して局所的に温度の低い冷媒を前記交差孔（４０）へ送るタービュレータ群（４４）と、を備えるエアフォイル。
【請求項２】
前記流入路（２、５）は、横方向の高さに対する翼弦方向の幅のアスペクト比を有し、
前記タービュレータ（４４）は、１未満のアスペクト比に対して、前記有孔仕切り（３６）において終了する第一の傾斜方向を有し、
前記タービュレータ（４４）は、１より大きな前記アスペクト比に対して、前記有孔仕切り（３６）において開始される逆の第二の傾斜方向を有する、請求項１記載のエアフォイル。
【請求項３】
前記タービュレータ（４４）のそれぞれは、前記流入路（２、５）を通る前記冷媒（２０）を最初に受領する第一の開始端部（４６）と、前記流入路（２、５）を通る前記冷媒を最後に受領する、縦方向反対側の第二の終了端部（４８）とを有し、
前記タービュレータは、前記流入路（２、５）内において縦方向に傾斜し、前記開始及び終了端部（４６、４８）は、翼幅において異なる高さに位置する、請求項２記載のエアフォイル。
【請求項４】
前記加圧及び吸引側壁（２４、２６）は、半径方向内側の根元（２８）から半径方向外側の先端（３０）まで翼幅に渡って縦方向に延び、
前記交差孔（４０）は、前記流入路（２、５）から前記流出路（１、６）へ縦方向内側に傾斜する、請求項３記載のエアフォイル。
【請求項５】
前記流出路（１）は、前記前縁（３２）の直後に配置され、前記交差孔（４０）は、前記前縁に向かって傾斜し、その裏側をインピンジメント冷却する、請求項３記載のエアフォイル。
【請求項６】
前記タービュレータ（４４）は、前記流入路（２）において縦方向に傾斜し、前記終了端部（４８）が前記有孔仕切り（３６）に隣接する状態となる、請求項５記載のエアフォイル。
【請求項７】
前記側壁（２４、２６）の一方を介して、前記交差孔（４０）と反対の傾斜方向へ傾斜するフィルム冷却孔（５０）の列を更に備える、請求項６記載のエアフォイル。
【請求項８】
前記交差孔（４０）は、前記流入路（２）から前記流出路（１）へ縦方向内側に傾斜し、前記フィルム冷却孔（５０）は、前記流出路（１）から前記一方の側壁（２４、２６）を介して、縦方向外側に傾斜する、請求項７記載のエアフォイル。
【請求項９】
前記流出路（６）は、前記後縁（３４）の直前に配置され、前記交差孔（４０）は、前記後縁に向かって傾斜し、その前側をインピンジメント冷却する、請求項３記載のエアフォイル。
【請求項１０】
前記タービュレータ（４４）は、前記流入路（２）において縦方向に傾斜し、前記開始端部（４６）が前記有孔仕切り（３６）に隣接する状態となる、請求項９記載のエアフォイル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンに関し、特に、そのタービンエアフォイルの冷却に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、空気を圧縮器により加圧し、燃焼器において燃料と混合して高温燃焼ガスを発生させる。エネルギは、タービンステージにおいて、ガスから抽出され、タービンステージは、圧縮器に動力を供給すると共に、一般的なターボファン航空機エンジン用途において、ファンに動力を供給することで仕事を行う。
【０００３】
タービン効率は、その燃焼ガスの入口温度を最大にすることで最大となるが、様々なタービン部品を適切に冷却し、有効寿命の長期化を促進する必要がある。
【０００４】
通常のタービン部品には、タービンノズル内のステータベーンが含まれ、タービンノズルでは、支持ロータディスクから外側へ半径方向に延びる対応するタービンロータブレード列へ燃焼ガスを送る。
【０００５】
ステータベーン及びロータブレードは、高温燃焼ガスのエネルギ抽出を最大化するために特に構成された、一般的なエアフォイル構造を有する。エアフォイルは、一般に中空であり、動作中、エアフォイルを内部冷却するための冷媒として、圧縮器から抜き出した加圧空気を使用する内部冷却回路を含む。
【０００６】
使用された冷却用空気は、通常、エアフォイルの側壁を通して延びるフィルム冷却孔の様々な列を介して排出され、エアフォイル外表面全体に冷却用空気の薄膜を形成して断熱をもたらす。
【０００７】
圧縮器から抜き出され、燃焼サイクルにおいて使用されない全ての空気は、エンジンの全体的効率を低下させるため、通常は最小化される。しかしながら、ステータベーン及びロータブレードは、その前縁から始まり、前縁後方の最大幅のハンプ領域へ向けて厚さを増す複雑な３Ｄエアフォイル構造を有しており、その後、エアフォイルは、薄狭な後縁へと幅を狭めていく。
【０００８】
エアフォイルの空力性能は、軸線方向では対向する前縁及び後縁間、半径方向では半径方向内側の根元及び外側の先端間において、一般に凹状の加圧側及び一般に凸状の吸引側全体での、対応する速度、圧力、熱の分布に影響を与える。
【０００９】
エアフォイルの内部冷却回路は、特に、外部流動環境を適合させ、圧縮器から抜き出した限定された冷媒の使用を調整するように構成される。
【００１０】
先行技術には、タービンエアフォイルの異なる部分を冷却するための様々な構成を、対応する利点及び欠点と共に開示する、数十年に遡る無数の特許で溢れている。
【００１１】
現代のタービンエアフォイル冷却設計の複雑性を増大させるものは、こうした部品のサイズ及び製造である。大型エンジンは、大型のタービンエアフォイルを有し、効果的な冷却のために、相応の大きな冷媒流を要する。
【００１２】
小型エンジンは、相応の小さなタービンエアフォイルを有するが、エンジン効率を最大化するために、エンジンサイズに関係なく燃焼ガス温度を可能な限り高温にすることから、適切な冷却を必要とする。
【００１３】
小さなタービンエアフォイルを製造する際の重大な課題の一つは、相応の小さな冷却特徴部を備えた小型エアフォイルを鋳造する能力である。
【００１４】
現代のタービンエアフォイルは、一般に、高い運転温度における強度を高めたニッケルに基づく超合金から鋳造される。超合金エアフォイルは、一般に、鋳造により作成され、エアフォイルの小さな内部冷却特徴部を定めるセラミックコアを必要とする。
【００１５】
しかしながら、小さなセラミックコアは、特に脆弱で損傷しやすいため、製造中に無駄が多くなる。更に、コアに組み込まれる冷却特徴部は、最小限のサイズではあっても、小型エンジン環境には過大となり得る実用サイズを有する。
【００１６】
具体的には、一般的なタービンエアフォイルは、エアフォイルの様々な部分の内部インピンジメント冷却を行うために、冷媒が小噴流として排出される対応区画内に、内部インピンジメント孔を含む場合がある。
【００１７】
これに対応して、タービンエアフォイルは、通常、使用済みの内部冷却用空気を排出して外部空気断熱を形成する、側壁を介したフィルム冷却孔の多様な列を更に含む。
【００１８】
外部フィルム冷却孔は、従来の穿孔技術を使用して、エアフォイル鋳造後に容易に形成し得るが、穿孔では内部にアクセスできないため、内部インピンジメント孔は、鋳造により形成する必要がある。
【００１９】
こうした違いは、穿孔したフィルム冷却孔を、内部の鋳造インピンジメント孔より実質的に小さな直径にし得ることを意味する。
【００２０】
一般的なフィルム冷却孔は、断面が円筒形であり、約１２乃至１８ミル（０．３乃至０．４６ｍｍ）の直径を有し得る。こうした小孔は、容易に穿孔可能であるが、一般に鋳造不可能である。
【００２１】
通常の内部インピンジメント孔も円筒形の断面を有し、小型から大型までのタービンエアフォイルサイズの関数として、直径約２４乃至９０ミル（０．６乃至２．２ｍｍ）の範囲となり得る。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００２２】
しかしながら、最小インピンジメント孔サイズは、通常、最小の実用鋳造サイズにより制限されるが、その実用鋳造サイズは、小型タービンエアフォイルにおいて、相対的に大きなインピンジメント孔を発生させる。
【００２３】
したがって、小型タービンエアフォイルにおいて鋳造可能な最小のインピンジメント孔であっても、過剰な冷媒が孔を通して送られ、エンジンの全体的効率は、望ましくない減少を示す。
【００２４】
したがって、特に小型タービンエアフォイルにおいて有用な、改良された冷却特徴部を有するタービンエアフォイルを提供することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００２５】
タービンエアフォイルは、対向する前縁及び後縁間において軸線方向に翼弦に渡って延びる加圧側壁及び吸引側壁を有する。側壁は、横方向に間隔を空けており、側壁を橋絡する仕切りにより翼弦方向に分割され縦方向に延びる流路を定める。有孔部は、その内部を斜めに延びる交差孔の列を含む。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】内部冷却回路を有するガスタービンエンジンのタービンロータブレードの一例の部分断面等角図である。
【図２】線２−２に沿った図１のエアフォイルの半径又は横断面図である。
【図３】キャンバーライン３−３に沿った図２のエアフォイル一部の縦方向又は立面図である。
【図４】線４−４に沿った図２の第二の流路の一部の部分断面図である
【図５】線５−５に沿った図２の第五の流路の部分断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２７】
以下、好適な実施形態例により、本発明を、その別の目的及び利点と共に、添付図面と併せて以下の詳細な説明において具体的に説明する
図１に、ガスタービンエンジン内において使用するタービンロータブレード１０の実施形態例を示す。ブレード１０は、内部プラットフォーム１４から一体的に外側へ延びるエアフォイル１２を含み、内部プラットフォーム１４は、エンジン内の支持ロータディスク（図示無し）の周囲にブレードを取り付けるために構成された従来のダブテール１６と一体式に形成される。
【００２８】
図１に示したタービンブレード１０は、運転中に高温燃焼ガス１８を受けるディスクに支持されたブレード列全体のうちの一枚である。
【００２９】
通常のガスタービンエンジンは、圧縮器と、燃焼器と、運転中に圧縮器へ動力を供給するタービンステージとを、連続した流体連通状態で含む。一般的には、低圧タービンが高圧タービンの後に続き、通常のターボファン航空機エンジン用途において上流ファン（図示無し）を駆動する。
【００３０】
空気２０は、運転中、圧縮器において加圧され、燃焼器において燃料と混合され、高温燃焼ガス１８を生成し、高温燃焼ガス１８は、タービンステータノズルを介して排出され、タービンロータブレード１０間へ送られ、タービンロータブレード１０は、エネルギを抽出して、支持ディスクを回転させると共に圧縮器ロータに動力を提供する。
【００３１】
加圧された圧縮器排気２０の一部は、ブレードダブテール１６を介して、ブレードの内部冷却回路２２内へ適切に送られ、運転中の温度を許容値内に制限してブレードの長い有効寿命を確保する。冷却回路２２は、図示したタービンブレード用に、或いは冷却されたエアフォイルを有するタービンステータベーンにおいて、特定のエンジン設計による任意の従来型構成を有し得る。
【００３２】
冷却回路は、運転中に供給される限定された加圧空気冷媒２０の冷却性能を改善するために、以下に説明したように具体的に修正した。一定の量の冷媒２０に対して、ブレードの冷却の改善を達成し得るか、或いは、ブレードの冷却の改善により、冷媒の量を低減し得る。
【００３３】
タービンエアフォイル１２は、図１の縦立面及び図２の半径断面又は横断面の状態で最初に設置され、横方向又は円周方向において対向する加圧側壁及び吸引側壁２４、２６を含み、側壁２４、２６は、プラットフォーム１４に位置する半径方向内側の根元２８から反対側の縦方向端部に位置する半径方向外側の先端３０までの翼幅に渡って、縦方向又は半径方向に延びる。
【００３４】
二枚の側壁２４、２６は、更に、対向する前縁及び後縁３２、３４間において、軸線方向に翼弦に渡って延びる。加圧側壁２４は、根元から先端に渡り、前縁及び後縁間で全般的に凹状であり、一方、吸引側壁２６は、それらの間で全般的に凸状である。
【００３５】
二枚の側壁は、前縁及び後縁間において横方向又は円周方向に間隔を空け、運転中にエンジンの圧縮器から加圧冷媒２０を送る内部冷却回路２２を定める。
【００３６】
具体的には、二枚の側壁２４、２６は、互いから間隔を空けた状態にあり、対応する縦壁又は仕切り３６により局所的に橋絡されており、縦壁又は仕切り３６は、翼弦方向で間隔を空けて冷却回路の縦方向又は半径方向の流路１乃至６を定める。図２に示した実施形態例では、五枚の仕切り３６が、前縁及び後縁間において軸線方向で間隔を空け、六本の対応する縦方向主流路１乃至６を定める。
【００３７】
冷却回路２２及びその数本の流路１乃至６は、任意の構成を有してよく、図１乃至３に示した実施形態例では、専用の後縁回路を含み、後縁回路において、第五の流路５は、ダブテール１６基部に加圧冷媒２０を受領する専用の開口入口３８を有する流入路となる。
【００３８】
第五の流路の前の第四の流路４は、ダブテール基部に別の専用入口３８を有し、スリーパス蛇行回路の第一の区間を形成し、スリーパス蛇行回路は、第三及び第四の流路の最上部に流動方向を反転させる曲流部を有し、第二及び第三の流路の底部に流動の方向を再度反転させる曲流部を有する。
【００３９】
特に重要な点は、加圧冷媒２０をタービンエアフォイルの半径方向外側に送る第二の流路２及び第五の流路５であり、特に、第一の流路１では前縁３２に対して、第六の流路６では後縁に対して、対応するインピンジメント冷却を行うように構成されている。
【００４０】
具体的には、第一及び第五の仕切り３６は、両方とも孔が空いており、従来のインピンジメント孔の一般的な標準配向性又は垂直配向性とは対照的に、対応する仕切りを縦方向又は半径方向において斜めに延びるインピンジメント孔又は交差孔４０の単一の縦列をそれぞれ有する。
【００４１】
各交差孔４０は、対応する流入路２、５内の冷媒流の主方向に対して優先的に選択し得る鋭角の傾斜角Ａにおいて、有孔仕切り３６を介して縦方向に傾斜する。
【００４２】
各縦列内の交差孔４０は、同一の傾斜方向において、好ましくは同一の傾斜の大きさで、一致して同様に傾斜することが好ましいが、傾斜角度は、エアフォイルの特定の設計と、回転するタービンロータブレード又は静止したノズルベーン内の動作環境とに応じて、性能の利点を最大化するために変更し得る。
【００４３】
図２に示したように、エアフォイルの半径断面は、前縁及び後縁３２、３４間においてエアフォイルを二等分し、凹状加圧側壁２４及び凸状吸引側壁２６のそれぞれの曲率に全般的に対応する中心キャンバーライン４２を有する。交差孔４０は、対向する側壁２４、２６の中間において、対応する有孔仕切り３６内の単一の列として配置され、全体としてキャンバーライン４２に沿って、或いは、局所的にキャンバーライン４２に平行に延びることが好ましい。
【００４４】
図２の実施形態例には六本の流路１乃至６を図示しているが、交差孔４０は、通常、エアロフォイル前縁の直後に、そのインピンジメント冷却用として第一の仕切り３６に設け、更に、同様のインピンジメント冷却をエアフォイルの後縁領域に対して行うために、最後の仕切り３６にも設け得る。
【００４５】
中間の仕切りは、一般に無孔であり、図示した実施形態例では、中間スリーパス蛇行冷却回路の複数のパスを定める。
【００４６】
背景の項において示したように、内部交差孔４０は、タービンブレード１０全体の最初の鋳造中に形成する必要があることから、冷却回路の内部空洞特徴部を定めるために使用されるセラミックコア（図示無し）の対応部分によって定められる。
【００４７】
更に、こうした交差孔４０は、結果として、従来の鋳造プロセスにより可能な最小サイズにより最小サイズが制限される。例えば、その最小鋳造サイズは、管状孔に対して約２４ミルとなる場合があり、特定のエアフォイル設計では、特に、最小サイズのガスタービンエンジンにおいて通常見られる小型タービンエアフォイルに対して、不必要に大きくなる場合がある。小型タービンエアフォイルに対して、交差孔４０は、最小鋳造サイズとして、約２０×２８ミルの長円又はレーストラック状の断面を有する場合がある。
【００４８】
したがって、対応する有孔仕切り３６に対して標準方向又は垂直方向から離れて交差孔４０を優先的に傾斜させることで、他の方法では相対的に大きなものとなる交差孔４０に有意な圧力の低下を導入して、運転中に交差孔４０を介して送られる冷媒２０の流量を相応に減少させ得る。
【００４９】
図２及び３に示したように、第二及び第五の流路２、５は、それぞれの有孔仕切り３６の一方の側に対応する流入路を定め、第一及び第六の流路１、６は、その反対側に対応する流出路を定める。
【００５０】
前縁回路において、冷媒２０は、流入路２を通って縦方向へ送られ、その後、交差孔４０を介して軸線方向へ向きを変えられ、流出路１に入り前縁へ向かう。
【００５１】
同様に、後縁回路において、冷媒２０は、最初に流入路５を通って軸線方向へ送られ、その後、交差孔４０を介して後方へ向きを変えられ、流出路６に入り後縁３４へ向かう。
【００５２】
対応する流入路２、５は、対応する入口を有し、図１乃至３に図示した構成例では、例えば、エアフォイルの根元に近い、流路の半径方向内側端部における対応する入口を含む。
【００５３】
図１及び３は、冷媒をエアフォイルの根元へ導入するダブテール１６基部の二つの専用入口３８を示している。後縁回路において、冷媒２０は、第五の流路５を通って半径方向外側へ流れる。前縁回路では、冷媒２０は、最初にスリーパス蛇行回路４−３−２を通って運ばれた後、対応する交差孔４０に対する流入路を定める最後の蛇行流路２を通って、再度、半径方向外側へ流れる。
【００５４】
図３に示した両実施形態において、対応する交差孔４０は、縦流入路２、５とは反対の向きへ、有孔仕切り３６を介して縦方向に傾斜しており、通過する冷媒流の方向を優先的に反転させる。
【００５５】
流入路２、５を通る主冷媒流は、当初、図３において半径方向外側へ向かっているため、交差孔４０をそれぞれの流出路１、６内へ半径方向内側に傾斜させることで、主冷媒流は、急角度に曲げられると共に半径方向外側方向から半径方向内側方向へ反転され、これにより、有意な圧力損失が生じる。
【００５６】
圧力損失は効率的なガスタービンエンジン設計において通常は望ましくないが、このような相対的な大きな交差孔４０を有する場合、孔４０の反転又は逆傾斜による付加的圧力損失の意図的な導入を使用して、加圧冷媒が交差孔４０を介して送られる際に、過剰な流量の低減を助長し得る。
【００５７】
図１乃至３に示したタービンロータブレード実施形態例では、側壁２４、２６は、根元２８から先端３０の翼幅に渡って縦方向に延びる。したがって、交差孔４０は、対応する流入路２、５から対応する流出路１、６へ縦方向内側に傾斜する。そのため、各交差孔４０の対応する入口開口部は、交差孔４０の対応する出口開口部より上の高さ及び翼幅に位置している。
【００５８】
図２、３に示した前縁回路では、流出路１は、前縁３２の直後に配置され、交差孔４０は、前縁３２に向かって下方に傾斜して、その裏側を流入路２から受け取った冷媒によりインピンジメント冷却する。
【００５９】
図２、３に示した後縁回路では、流出路６は、後縁３４の直前に配置され、交差孔４０は、後縁３４に向かって下方に傾斜して、その内部前側を流入路２から受け取った冷媒によりインピンジメント冷却する。
【００６０】
図２、３に示した両実施形態において、逆傾斜角度Ａは、圧力損失の導入を最大化するのに適切な９０度未満の鋭角である。例えば、傾斜角度Ａは、３０乃至８０度の範囲にしてよく、特定のエアフォイル設計に基づいて最適化し得る。
【００６１】
冷却効率の更なる改善は、対応する交差孔４０との協調のため、対応する流入路２、５内側において、加圧及び減圧側壁２４、２６の一方又は両方に並ぶ協調するタービュレータ群４４を導入することで得られる。
【００６２】
タービュレータ４４は、従来の任意の構造を有してよく、一般には、側壁の内面と一体的に形成あれた細長い長方形のリブであり、流路を完全に橋絡することなく、内面からほんの僅かに突起する。タービュレータ４４自体が鋭角の傾斜角度Ｂを有し、図示した実施形態例において、好ましくは４５度であるが、交差孔との個別及び集合的性能を最適化するために必要に応じて変更してよい。
【００６３】
図３において最初に示したように、主冷媒流の優勢な方向は、二つの流入路２、５において半径方向外側である。対応するタービュレータ４４の列を両側壁の内側に導入することで、タービュレータは、局所的に主流動を妨害し、図４及び５に示した対応する二次流動を形成して、熱伝達及び冷却性能に影響を与える。
【００６４】
好適な半径方向傾斜角度と、対応する交差孔４０に対する方向とを備えたタービュレータ４４を特定的に導入することで、タービュレータにより導入された二次流動は、主冷媒２０の局所的な低温部分を対応する交差孔４０へ送るために使用し得る。
【００６５】
図２に最初に示したように、流路１乃至６のそれぞれは、前縁及び後縁間のエアフォイルにおける相対的位置により制御される、対応する横断輪郭を有する。各流路は、対応するアスペクト比ＡＲを有し、アスペクト比ＡＲは、対向する側壁２４、２６間の円周方向又は横方向の高さＨに対する軸線方向又は翼弦方向における流路の局所幅Ｗの比である。前縁後ろにあるエアフォイルの最大幅のハンプ領域における横に狭い流路から、ハンプ領域より後方へ向けて先細になる狭小な後縁領域における細長く幅広な流路まで、流路は、アスペクト比及び輪郭において様々である。
【００６６】
例えば、第二の流路２は、１である１：１未満のアスペクト比を有し、全体としては、見掛け又は平均のアスペクト比が約１：３である長方形となる。
【００６７】
一方、第五の流路５は、１である１：１より大きいアスペクト比を有し、同じく全体としては、平均又は見掛けのアスペクト比が約４：１である長方形となる。
【００６８】
第二の流路２はエアフォイルのハンプ領域において相対的に高さＨが大きくなるため、対向する側壁２４、２６のタービュレータ４４は、流路の狭い幅Ｗと比較して、互いの間隔が実質的に開いている。
【００６９】
一方、第五の流路５の境界となる対向側壁のタービュレータ４４は、エアフォイルの薄い後縁領域において流路の高さＨが低いことから、相対的に互いの間隔が小さくなる。
【００７０】
これに対応して、第二の流路２の有孔仕切り内の交差孔４０は、高さのある流路２を二等分するエアフォイルの中心キャンバーラインに沿って位置する。更に、背の低い第五の流路５において、交差孔４０は、同様に二等分するキャンバーラインに沿って位置するが、相対的に背が低く、且つ、交差孔をタービュレータに近接して配置する後方の有孔仕切り３６内に位置する。
【００７１】
図３に示したように、アスペクト比の低い前方流入路２内のタービュレータ４４は、冷媒を前縁流出路１へ供給する前方有孔仕切り３６において終了する第一の傾斜方向又は配向性を有する。
【００７２】
一方、後縁流入路５内の対応するタービュレータ４４は、後縁流出路６への供給を行うアスペクト比の高い流路５のための後方有孔仕切り３６を始点とする反対の第二の傾斜方向を有する。
【００７３】
言い換えると、タービュレータ４４の配向性は、流路のアスペクト比により制御され、流路内において、対応する有孔仕切り３６及び斜行交差孔４０と最善の形で協調するように配置され、冷却有効性及び効率を最大化する。
【００７４】
図３に最初に示したように、タービュレータ４４のそれぞれは、各側壁２４、２６の内側において、半径方向又は縦方向外側へ傾斜しており、主冷媒２０が流路をその入口端部から流れる際に最初に受領する、上流又は開始位置にある第一の端部４６を含む。更に、各タービュレータは、対応する流路を通して送られた主冷媒２０を最後に受領する、半径方向反対側の下流又は終了位置にある第二の端部４８を含む。
【００７５】
タービュレータ４４は、対応する流入路２、５において、例えば４５度で半径方向に傾斜しているため、開始及び終了端部４６、４８は、エアフォイルの半径方向又は縦方向の翼幅において異なる高さに位置しており、構造の異なる流入路２、５において異なる挙動を示す。
【００７６】
具体的には、図３及び４に示した前方流入路２及びその１未満のアスペクト比に関して、タービュレータ４４は、前縁及び前方有孔仕切り３６に向かって半径方向外側へ傾斜しており、流入路２の後方側の境界となる後方無孔仕切りに隣接する開始端部４６よりも上の高さで、終了端部４８が有孔仕切り３６に隣接した状態となる。
【００７７】
一方、図３及び５に示した後方流入路５内のタービュレータ４４は、半径方向内側へ傾斜しており、１より大きなアスペクト比を有する流入路５の前方側の境界となる前方無孔仕切り３６に隣接する反対側の終了端部４８より低い高さで、タービュレータの開始端部４６が前方有孔仕切り３６に隣接した状態となる。
【００７８】
上述したように、斜行する交差孔４０を優先的に使用して、対応する流入路２、５内の主冷媒流の方向を、対応する流出路１、６内へ向けて局所的に反転させ、付加的な圧力低下又は圧力損失を交差孔又はオリフィス４０において特定的に導入し、これに応じて冷却回路を通る冷媒の流量を減少させ得る。
【００７９】
これにより、鋳造された交差孔４０を、相対的に小さなタービンエアフォイルにおいて、流れ直径は必要なものより大きいものの、通過する冷媒流を低減した状態で利用し得る。
【００８０】
これに対応して、流入路２、５におけるタービュレータ４４の優先的配向性は、更に、異なるアスペクト比を有する前方及び後方流入路２、５の異なる構造に対して、対応する交差孔４０を介して局所的に温度の低い流動を提供することで、性能及び効率を改善する。
【００８１】
具体的には、図２及び４は、アスペクト比の小さな流入路２と、その内部のタービュレータ４４及び交差孔４０の協調とを示している。主冷媒流２０は、図４において縦方向を上方へ向かい、横断面又は放射面に第二の流れ場を導入する傾斜タービュレータ４４により妨害される。
【００８２】
タービュレータ４４は相対的に短く、流入路２の短辺側に配置されているため、その熱伝達効果は、こうした短い側壁の近くにおいて局所的に顕著となり、アスペクト比の低い流入路２の中心近くに位置する温度の低い主流動又は中心流動に比べて、側壁に沿った二次流動は、相対的に温度が高くなる。
【００８３】
したがって、最も低い局所的流動温度を得るための交差孔４０の最善の位置は、タービュレータの終了端部４８における大きな流れ又は中心流動の内部となる。これにより、図４に示した相対的に幅広の有孔仕切り３６の中心に沿って配置された交差孔４０を介して、局所的に温度の低い流動が送られ、前縁のインピンジメント冷却が改善される。
【００８４】
一方、図２及び５に示した後方の流入路５は、高いアスペクト比のため相対的に狭く、タービュレータ４４は、相対的に長く、流路５の境界となる相対的に長い側壁に沿って配置される。
【００８５】
この構造において、アスペクト比の高い流路５内の長いタービュレータ４４は、アスペクト比の低い第二の流路２内の短いタービュレータより大きな熱伝導効果を有し、冷媒をより多く加熱する。更に、第五の流路５内の二次流動は、第二の流路２内よりも強く、構造の異なる流路２、５を通して送られる冷媒内の実質的に異なる局所温度に相応の影響を与える。
【００８６】
図３は、逆に配向された交差孔４０と最善の形で協調する第二及び第五の流路２、５内のタービュレータ４４の逆配向性を最も良く表している。第五の流路５において、タービュレータ４４の開始端部４６は、後方の有孔仕切り３６に隣接し、局所的に温度の低い冷媒を後方の交差孔４０へ提供する。
【００８７】
図３に示した第五の流路において主冷媒流を上方へ送る際に、傾斜タービュレータ４４により生じた二次流動は、タービュレータの終了端部４８へ向かって冷媒温度を増加させる。言い換えると、冷媒流は、当初、タービュレータの開始端部において最も温度が低く、タービュレータ４４の終了端部において温度が増加している。
【００８８】
したがって、図５に示した第五の流路５内の狭い有孔仕切り３６に開始端部を隣接させてタービュレータ４４を配向することにより、局所的に温度の低い流動が後方の交差孔４０を介して送られ、エアフォイルの後縁領域における冷却性能を最大化する。
【００８９】
図１及び２において最初に示したように、前方の交差孔４０からの空気噴流は、前縁流路１に受領され、前縁の裏側のインピンジメント冷却が行われ、使用済みの冷却用空気は、前縁周囲の加圧側壁及び吸引側壁を橋絡する数列のフィルム冷却孔５０を介して排出される。
【００９０】
これに対応して、後縁流路６は、後方交差孔４０からの冷媒噴流を受領し、後縁の内部前側のインピンジメント冷却を行い、使用済みの冷媒は、通常、薄い後縁領域の加圧側で開口する後縁冷媒スロット又は孔の列を介して排出される。
【００９１】
図３に示したフィルム冷却孔５０は、前方交差孔４０とは逆の傾斜方向において、前縁周囲の側壁２４、２６を介して傾斜させ、付加的な利点を加えることが好ましい。
【００９２】
具体的には、前方交差孔４０は、流入路２から流出路１へ、前縁３２に向かって、縦方向内側に傾斜しており、一方、フィルム冷却孔５０は、流出路１からエアロフォイルの側壁を介して、反対側の縦方向外側へ傾斜している。
【００９３】
これにより、交差孔４０だけでなく、逆に傾斜したフィルム冷却孔５０においても付加的な圧力低下を形成し、エアフォイルを介して排出される冷媒の流量を更に低減する。
【００９４】
流出路１は前縁の直後に配置されているため、前縁３２を橋絡する両側壁２４、２６を介してフィルム冷却孔５０の列を多数提供することができる。全ての前縁フィルム冷却孔５０は、第一の流路１において終了する前方交差孔４０と逆に傾斜させ、排出されるフィルム冷却用空気の流量を集合的に低減することが好ましい。
【００９５】
冷媒流量の低減は、エンジン効率を更に増加させるために使用し得る。或いは、一定の流量に対して、フィルム冷却孔の数を増加させて、限定されたフィルム冷却用空気の表面被覆率を増加し得る。
【００９６】
更に、対応する改善点を、図３に示した後縁冷却スロット５２の列にも導入し得る。後縁スロット５２の例は、その出口において従来の形で分岐しており、一般的には鋳造により形成され、この鋳造は、普通、大型のタービンエアフォイルに限定される。
【００９７】
上述したように、小型のタービンエアフォイルは、その内部の小特徴部の鋳造可能性に関する特定の問題に直面しており、小特徴部は、何れにせよ最小の鋳造可能サイズを有するものとなる。小型タービンエアフォイルにおいて、後縁孔は、大きすぎるものとなるため鋳造不可能であり、代わりに、エアフォイルの鋳造後に穿孔され、穿孔された孔では、従来の鋳造冷却スロットより流動直径が実質的に小さくなる。
【００９８】
したがって、後方流路６への供給を行う斜行交差孔４０の導入により、交差孔４０からの付加的な圧力損失のため、冷媒の排出流量が低減するため、小型のエアフォイル設計において、相対的に大きな鋳造後縁スロット５２の導入が可能となり、これは他の方法では実際的ではなく可能ともならない。
【００９９】
大きな鋳造後縁スロット５２を、それ以外は小型であるタービンエアフォイルにおいて使用することにより、後縁スロットの被覆率と、付随する冷却性能とは改善されるが、斜行交差孔４０により形成された圧力損失のため、流量は減少する。
【０１００】
図２及び３に示した前方及び後方交差孔４０は、前縁及び後縁のインピンジメント冷却のために特に使用される二種類の内部交差孔４０を表しており、特定のエアロフォイル設計での必要に応じて、個別に又は共に使用し得る。
【０１０１】
斜行交差孔４０は、冷媒流の方向と反対に傾斜させた場合に付加的な圧力損失が導入され、通過する流量を低減するために優先的に使用し得る。
【０１０２】
交差孔４０は、特定の用途での必要に応じて、他の利点を得るために、対応する流入路及び流出路を通る優勢な流動に対して様々な傾斜配向性を有し得る。
【０１０３】
タービュレータは従来の特徴であり、様々な構成及び角度方向で存在するが、上述したように優先的に使用して、交差孔４０と協調させると共に、タービンエアフォイルの優れた冷却において熱伝達効果を改善する一方で、冷却を担当する流動を最小化し得る。個別の流路のアスペクト比と、エアフォイルの前縁及び後縁間での位置とに応じて上述したような形で協調させながら、タービュレータの様々な実施形態を必要に応じて使用し得る。
【０１０４】
上述した斜行交差孔は、小型タービンエアフォイルにおける特定の利点のために使用し得るが、熱伝達性能を局所的に調整することが望まれる大型のエアフォイルにおいて、対応する利点を有し得る。
【０１０５】
交差孔と、協調するタービュレータとは、運転中に更に冷却性能をもたらす遠心力を受けるタービンロータブレードの例において示したが、冷却性能の改善が望まれるステータベーンにおいても使用することができる。
【０１０６】
以上、本明細書では本発明の好適な実施形態例と考えられるものを説明してきたが、本明細書の内容から、当業者には本発明の他の変形例が明らかとなることから、本発明の本来の趣旨及び範囲内に入るこうした全ての変形例は、添付特許請求の範囲に包含されるべきである。
【０１０７】
したがって、添付特許請求の範囲において定義及び区別される本発明は、米国特許証により保護されることが望ましい。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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