(57)【要約】【課題】タービンエンジンの全体的な効率を高めるタービン動翼端を提供する。【解決手段】ガスタービンエンジン用のタービン動翼（１８）の動翼端（３８）であって、タービン動翼（１８）が、エーロフォイル（２４）、およびエーロフォイル（２４）をタービンシュラウド（２０）の内側で半径方向の軸線に沿ってロータディスク（１６）に取り付けるための翼根部（３６）と、翼根部（３６）から動翼端（３８）へ延び、前縁（３２）および後縁（３４）において互いに結合する正圧側側壁（２８）および負圧側側壁（３０）と、動翼端（３８）に形成されるスクイーラ翼端キャビティ（６２）とを含む、動翼端（３８）において、スクイーラ翼端キャビティ（６２）の後端から始まり、概して動翼端（３８）の後縁（３４）に向かって延びる後縁トレンチ（７２）を備える動翼端（３８）が提供される。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン用のタービン動翼（１８）の動翼端（３８）であって、前記タービン動翼（１８）が、エーロフォイル（２４）、および前記エーロフォイル（２４）をタービンシュラウド（２０）の内側で半径方向の軸線に沿ってロータディスク（１６）に取り付けるための翼根部（３６）と、前記翼根部（３６）から動翼端（３８）へ延び、前縁（３２）および後縁（３４）において互いに結合する正圧側側壁（２８）および負圧側側壁（３０）と、動翼端（３８）に形成されるスクイーラ翼端キャビティ（６２）とを含む、動翼端（３８）において、前記スクイーラ翼端キャビティ（６２）の後端から始まり、概して動翼端（３８）の前記後縁（３４）に向かって延びる後縁トレンチ（７２）を備える動翼端（３８）。
【請求項２】
前記動翼端（３８）が、前記正圧側側壁（２８）の半径方向外側の縁部と前記負圧側側壁（３０）の半径方向外側の縁部との間に延びる翼端プレート（４８）を備え、
前記スクイーラ翼端キャビティ（６２）が、前記翼端プレート（４８）から半径方向外側へ延び前記前縁（３２）から前記後縁（３４）まで横断する正圧側翼端壁（５０）によって第１の側部に形成され、その結果、正圧側翼端壁（５０）が前記正圧側側壁（２８）の終端にほぼ隣接して存在し、
前記スクイーラ翼端キャビティ（６２）が、前記翼端プレート（４８）から半径方向外側へ延び前記前縁（３２）から前記後縁（３４）まで横断する負圧側翼端壁（５２）によって第２の側部に形成され、その結果、負圧側翼端壁（５２）が前記負圧側側壁（３０）の終端にほぼ隣接して存在する請求項１記載の動翼端（３８）。
【請求項３】
翼端中間翼弦線（６０）が、前記正圧側翼端壁（５０）と前記負圧側翼端壁（５２）の間のほぼ中点を結んでいる、前記前縁（３２）から前記後縁（３４）まで延びる基準線を含み、
前記後縁トレンチ（７２）が、前記翼端中間翼弦線（６０）とほぼ位置合わせされる請求項２記載の動翼端（３８）。
【請求項４】
前記後縁トレンチ（７２）の経路の形が、直線形、弓形、サーペンタイン形およびジグザグ形の１つであり、
前記後縁トレンチ（７２）の輪郭が、半楕円形、長方形、半円形、三角形、台形、「Ｖ」字形および「Ｕ」字形の１つである請求項２記載の動翼端（３８）。
【請求項５】
前記後縁トレンチ（７２）の深さが、それが前記スクイーラ翼端キャビティ（６２）から前記動翼端（３８）の前記後縁（３４）に向かって延びるとき、実質的に一定であり、
前記後縁トレンチ（７２）の前記深さが、前記スクイーラ翼端（６２）の前記後端の深さの約１００％〜７５％の深さを有する請求項２記載の動翼端（３８）。
【請求項６】
前記後縁トレンチ（７２）の深さが、前記トレンチ（７２）が前記動翼端（３８）の前記後縁（３４）に向かって延びるにつれて徐々に浅くなり、
前記後縁トレンチ（７２）の前端における前記深さが、前記スクイーラ翼端キャビティ（６２）の前記後端の深さの約１００％〜７５％の深さを有し、前記後縁トレンチ（７２）の後端における前記深さが、前記スクイーラ翼端キャビティ（６２）の前記後端の深さの５０％〜１０％の深さを有する請求項２記載の動翼端（３８）。
【請求項７】
前記後縁トレンチ（７２）が、前記スクイーラ翼端キャビティ（６２）から前記動翼端（３８）の前記後縁（３４）に向かって延びるとき、実質的に一定の幅を有し、
前記後縁トレンチ（７２）の前記幅が、前記スクイーラ翼端キャビティ（６２）の前記後端の幅の約８０％〜４０％の幅を有する請求項２記載の動翼端（３８）。
【請求項８】
前記後縁トレンチ（７２）の前記幅が、前記動翼端（３８）の前記後端の形が狭くなるのに比例して狭くなり、
前記後縁トレンチ（７２）の前記幅が、前記動翼端（３８）の幅の約３０％〜７０％の幅を有する請求項２記載の動翼端（３８）。
【請求項９】
前記後縁トレンチ（７２）が少なくとも１つのトレンチ冷却孔（７４）を含み、前記トレンチ冷却孔（７４）が、前記エーロフォイル（２４）内の１つまたは複数の冷却キャビティに接続する前記後縁トレンチ（７２）内の開口部を含む請求項２記載の動翼端（３８）。
【請求項１０】
前記後縁トレンチ（７２）が、前記スクイーラ翼端キャビティ（６２）から前記動翼端（３８）の前記後縁（３４）の前方のある位置まで延びる第１の後縁トレンチ（７２）を含み、
前記第１の後縁トレンチ（７２）の下流の終端点の下流に、第２の後縁トレンチ（７２）が形成される請求項２記載の動翼端（３８）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本願は一般に、タービン動翼端の設計に関連する装置、方法および／またはシステムに関する。限定はしないがより詳細には、本願は、利点の中でもとりわけ動翼端の冷却を改善する後縁のトレンチキャビティを含む、タービン動翼端に関連する装置、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、圧縮機の中で加圧された空気を用い、燃焼器内で燃料を燃焼させて高温の燃焼ガスの流れを発生させ、その後で、そのようなガスが１つまたは複数のタービンを通って下流へ流れ、その結果、そこからエネルギーを取り出すことができることがよく知られている。そのようなタービンによれば、一般に、周方向に離間されたタービン動翼の列が、支持用のロータディスクから半径方向外側に延びている。各動翼は通常、ロータディスク内の対応するダブテールスロット内の、動翼の組み立ておよび分解を可能にするダブテールと、ダブテールから半径方向外側へ延び、エンジンを通る作動流体の流れと相互作用するエーロフォイルとを含む。
【０００３】
エーロフォイルは、軸方向では対応する前縁と後縁の間、半径方向では翼根部と翼端の間に延びる略凹形の正圧面および略凸形の負圧面を有する。動翼端は半径方向外側のタービンシュラウドに対して密に離間され、その間では、タービン動翼間を下流へ流れる燃焼ガスの漏洩が最小限に抑えられることが理解されるであろう。漏洩を防止するために翼端のクリアランスまたは間隙を最小限に抑えることによって、エンジンの効率が改善されるが、この方策は、動翼とタービンシュラウドの間で熱的、機械的な膨張率および収縮率が異なること、ならびに動作中に翼端をシュラウドにこすりつける望ましくないシナリオを回避するという動機によって、ある程度制約を受ける。
【０００４】
さらに、タービン動翼は高温の燃焼ガスに覆われるため、部品耐用寿命を確保するために効果的に冷却を行う必要がある。通常は、動翼のエーロフォイルは中空であり、エーロフォイルの冷却に使用するために圧縮機から流出した加圧空気の一部を受け入れるように、圧縮機と流れ連通して配設される。エーロフォイルの冷却はきわめて複雑なものであり、様々な形の内部冷却チャネルおよび機構、ならびに冷却空気を放出するためにエーロフォイルの外壁を貫通する冷却孔を用いて行うことができる。それにもかかわらず、エーロフォイル翼端はタービンシュラウドのすぐ隣に位置し、翼端間隙を通って流れる高温の燃焼ガスによって加熱されるため、その冷却は特に困難である。それに応じて、翼端を冷却するために、通常は動翼のエーロフォイルの内部を流れる空気の一部が翼端を通して放出される。
【０００５】
従来の動翼端の設計は、漏洩を防止して冷却効果を高めることを意図した複数の異なる形状および構成を含むことが理解されるであろう。例示的な特許には、Ｂｕｔｔｓ等に対する米国特許第５，２６１，７８９号、Ｂｕｎｋｅｒに対する米国特許第６，１７９，５５６号、Ｍａｙｅｒ等に対する米国特許第６，１９０，１２９号、およびＬｅｅに対する米国特許第６，０５９，５３０号が含まれる。しかしながら、従来の動翼端の設計はすべて、一般に漏洩を適切に低減すること、および／または効率を奪う圧縮機バイパス空気の使用を最小限に抑える効率的な翼端の冷却を行うことができないことを含む、いくつかの欠点を有している。全体的な翼端の漏洩流をさらに低減し、それによってタービンの効率を高めるためには、やはり翼端領域付近の圧力分布を改善することが考えられる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第７３００２５０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、翼端領域付近の圧力分布を変え、また他の方法で全体的な翼端の漏洩流を低減し、それによってタービンエンジンの全体的な効率を高めるタービン動翼端の設計が強く求められる。さらに、そのような動翼端にとって、動翼端で放出される冷却空気の冷却特性を高めること、ならびにタービン動翼の全体的な空気力学特性を高めることも望ましい。具体的には、冷却空気がより適切に流れるようにする改善された翼端の設計によって、一般に冷却が難しい領域である動翼端の後縁に向かって冷却空気を移動させることが望ましいであろう。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
したがって、本願では、ガスタービンエンジン用のタービン動翼の動翼端であって、タービン動翼が、エーロフォイル、および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の軸線に沿ってロータディスクに取り付けるための翼根部と、翼根部から動翼端へ延び、前縁および後縁において互いに結合する正圧側側壁および負圧側側壁と、動翼端に形成されるスクイーラ翼端キャビティとを含む、動翼端において、スクイーラ翼端キャビティの後端から始まり、概して動翼端の後縁に向かって延びる後縁トレンチを備える動翼端について記載する。
【０００９】
いくつかの実施形態では、動翼端は、正圧側側壁の半径方向外側の縁部と負圧側側壁の半径方向外側の縁部との間に延びる翼端プレートを備え、スクイーラ翼端キャビティは、翼端プレートから半径方向外側へ延び前縁から後縁まで横断する正圧側翼端壁によって第１の側部に形成され、その結果、正圧側翼端壁が正圧側側壁の終端にほぼ隣接して存在し、またスクイーラ翼端キャビティは、翼端プレートから半径方向外側へ延び前縁から後縁まで横断する負圧側翼端壁によって第２の側部に形成され、その結果、負圧側翼端壁が負圧側側壁の終端にほぼ隣接して存在する。
【００１０】
いくつかの実施形態では、翼端中間翼弦線（ｔｉｐ  ｍｉｄ−ｃｈｏｒｄ  ｌｉｎｅ）は、正圧側翼端壁と負圧側翼端壁の間のほぼ中点を結んでいる、前縁から後縁まで延びる基準線であり、後縁トレンチは、翼端中間翼弦線とほぼ位置合わせさせることができる。後縁トレンチの経路の形は、直線形、弓形、サーペンタイン形およびジグザグ形の１つとすることができ、後縁トレンチの輪郭は、半楕円形、長方形、半円形、三角形、台形、「Ｖ」字形および「Ｕ」字形の１つとすることができる。
【００１１】
いくつかの実施形態では、後縁トレンチの深さは、それがスクイーラ翼端キャビティから動翼端の後縁に向かって延びるとき、実質的に一定とすることができる。いくつかの実施形態では、後縁トレンチの深さは、スクイーラ翼端キャビティの後端の深さの約１００％〜７５％の深さとすることができる。いくつかの実施形態では、後縁トレンチの深さは、トレンチが動翼端の後縁に向かって延びるにつれて徐々に浅くなるようにすることができる。後縁トレンチの前端における深さは、スクイーラ翼端キャビティの後端の深さの約１００％〜７５％の深さとすることができ、後縁トレンチの後端における深さは、スクイーラ翼端キャビティの後端の深さの５０％〜１０％の深さとすることができる。
【００１２】
いくつかの実施形態では、後縁トレンチは、それがスクイーラ翼端キャビティから動翼端の後縁に向かって延びるとき、実質的に一定の幅を有することができる。後縁トレンチの幅は、スクイーラ翼端キャビティの後端の幅の約８０％〜４０％の幅とすることができる。
【００１３】
いくつかの実施形態では、後縁トレンチの幅は、動翼端の後端の形が狭くなるのに比例して狭くなる。後縁トレンチの幅は、動翼端の幅の約３０％〜７０％の幅とすることができる。
【００１４】
いくつかの実施形態では、後縁トレンチは少なくとも１つのトレンチ冷却孔を含むことができるが、トレンチ冷却孔は、エーロフォイル内の１つまたは複数の冷却キャビティに接続する後縁トレンチ内の開口部である。いくつかの実施形態では、後縁トレンチは、スクイーラトレンチキャビティから動翼端の後縁の前方のある位置まで延びる第１の後縁トレンチを含むことができ、また第１の後縁トレンチの下流終端点の下流に、第２の後縁トレンチを形成することができる。
【００１５】
本願のこれらおよび他の特徴は、図面および添付の特許請求の範囲と併せて、好ましい実施形態に関する以下の詳細な説明を検討することによって明らかになるであろう。
【００１６】
本発明のこれらおよび他の特徴は、添付図面と併せて、本発明の例示的な実施形態に関する以下のより詳細な説明を注意深く検討することによって、より完全に理解および認識されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】周囲のシュラウドの中でロータディスクに取り付けられ、動翼が従来の翼端の設計を有する例示的なガスタービンエンジンの動翼の部分断面等角図である。
【図２】図１に示す従来の動翼端の等角図である。
【図３】本発明の例示的な実施形態による翼端を有するタービン動翼の上面図である。
【図４】図３のタービン動翼端の等角図である。
【図５】本発明の別の実施形態による翼端を有するタービン動翼の上面図である。
【図６】本発明の別の実施形態による翼端を有するタービン動翼の上面図である。
【図７】本発明の別の実施形態による翼端を有するタービン動翼の上面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
次に図面を参照するが、図全体を通して同じ番号は同じ要素を示す。図１は、ガスタービンエンジンのタービン１０の一部を示している。タービン１０は、燃焼器（図示せず）から下流に取り付けられ、燃焼器から高温の燃焼ガス１２を受け取る。タービン１０は、軸方向の中心軸線１４について対称であり、ロータディスク１６、およびロータディスク１６から半径方向の軸線に沿って半径方向外側へ延び、周方向に離間される複数のタービン動翼１８（そのうちの１つを示す）を含む。環状のタービンシュラウド２０が、固定されたステータケーシング（図示せず）に適切に結合され、動翼１８との間に、動作中に燃焼ガス１２がそれ通して漏洩するのを制限するような比較的小さいクリアランスまたは間隙を設けるように動翼１８を囲む。
【００１９】
各動翼１８は一般にダブテール２２を含み、ダブテール２２は、ロータディスク１６の外周で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のダブテールなど、任意の従来の形を有することができる。中空のエーロフォイル２４は、ダブテール２２に一体に結合され、そこから半径方向または長手方向外側へ延びる。動翼１８は、燃焼ガス１２用の半径方向内側の流路の一部を画定するようにエーロフォイル２４とダブテール２２の結合部に配設された、一体型のプラットフォーム２６も含む。動翼１８は任意の従来の方法で形成することが可能であり、通常は一体型の鋳造物であることが理解されるであろう。
【００２０】
エーロフォイル２４は、反対向きの前縁３２と後縁３４の間で軸方向にそれぞれ延びる、略凹形の正圧側側壁２８、および周方向または横方向に反対向きの、略凸形の負圧側側壁３０を含む。側壁２８および３０は、プラットフォーム２６にある半径方向内側の翼根部３６と、半径方向外側の翼端または動翼端３８との間を半径方向にも延びており、それについては、図２に関する議論の中でさらに詳しく説明する。さらに、正圧側側壁２８および負圧側側壁３０は、エーロフォイル２４を通り、それを冷却する冷却空気を流すための少なくとも１つの内部の流れチャンバまたはチャネルを画定するように、エーロフォイル２４の半径方向のスパン全体にわたって、周方向に離間される。冷却空気は通常、任意の従来の方法で圧縮機（図示せず）から流出させる。
【００２１】
エーロフォイル２４の内部は、例えば冷却空気の効果を高めるために内部に様々なタービュレータなどを有するサーペンタイン形の流路を含む、任意の構成を有することが可能であり、冷却空気は、従来の膜冷却孔４４および後縁の放出孔４６など、エーロフォイル２４を貫通する様々な孔を通して放出される。
【００２２】
図２によってさらによく理解されるように、従来の設計によれば、動翼端３８は一般に、正圧側側壁２８および負圧側側壁３０の半径方向外側の端部の頂部に配設された翼端プレート４８を含み、そこで翼端プレート４８は内部の冷却キャビティの境界をなす。翼端プレート４８は、動翼１８と一体化すること、または適所に溶接することができる。翼端プレート４８上に、正圧側翼端壁５０および負圧側翼端壁５２を形成することができる。一般に、正圧側翼端壁５０は翼端プレート４８から半径方向外側へ延び、かつ軸方向に前縁３２から後縁３４まで延びる。一般に、正圧側翼端壁５０は翼端プレート４８と約９０°の角度を形成するが、これは異なってもよい。正圧側翼端壁５０の経路は、正圧側側壁２８の終端に隣接するか、または終端の近くに存在する（すなわち、正圧側側壁２８に沿って翼端プレート４８の周縁部または周縁部の近くに存在する）。
【００２３】
同様に、負圧側翼端壁５２は一般に、翼端プレート４８から半径方向外側へ延び、かつ軸方向に前縁３２から後縁３４まで延びる。負圧側翼端壁５２の経路は、負圧側側壁３０の終端に隣接するか、または終端の近くに存在する（すなわち、負圧側側壁３０に沿って翼端プレート４８の周縁部または周縁部の近くに存在する）。正圧側翼端壁５０および／または負圧側翼端壁５２の高さおよび幅は、最高性能およびタービン組立体全体の大きさに応じて変えることができる。示されるように、正圧側翼端壁５０および／または負圧側翼端壁５２の形は、ほぼ長方形とすることができるが、他の形も可能である。図２には、翼端中間翼弦線６０も点線として示してある。図示されるように、翼端中間翼弦線６０は、正圧側翼端壁５０と負圧側翼端壁５２の間の間のほぼ中点を結んでいる、前縁３２から後縁３４まで延びる基準線である。図１にも２にも示されていないが、場合によっては、正圧側翼端壁５０と負圧側翼端壁５２を接続する１つまたは複数のリブが存在してもよい。図３から７には示されていないが、本発明の例示的な実施形態にリブが存在してもよいが、それらは重要な特徴ではない。
【００２４】
正圧側翼端壁５０および負圧側翼端壁５２は一般に、本明細書においてスクイーラ翼端キャビティ６２と称するものを形成する。一般的な用語では、スクイーラ翼端キャビティ６２は、動翼端３８の上に形成された、半径方向内側へ延びる任意の窪みまたはキャビティを含むことができる。一般に、スクイーラ翼端キャビティ６２はエーロフォイル２４と同様の形態または形状を有するが、他の形も可能であり、また、１）本明細書では正圧側翼端壁５０と記載されている、正圧側側壁２８と位置合わせされた半径方向外側へ延びる壁、２）本明細書では負圧側翼端壁５２と記載されている、負圧側側壁３０と位置合わせされた半径方向外側へ延びる壁、および３）本明細書では翼端プレート４８と記載されている、半径方向内側の床部によって境界が定められる。スクイーラ翼端キャビティ６２は、キャビティ６２の半径方向外側の限界を画定する面を貫き、開放された状態とすることができる。その結果、一般に設置後に、スクイーラ翼端キャビティ６２は周囲の固定されたシュラウド２０によって実質的に囲まれるが、正圧側翼端壁５０および負圧側翼端壁５２の外面は、シュラウド２０から所望のクリアランスだけオフセットされる。
【００２５】
当業者には理解されるように、スクイーラ翼端キャビティ６２の中に、１つまたは複数の冷却孔（図１にも２にも示さず）が存在することができる。冷却孔は、一般に圧縮機から流出した圧縮空気の供給物を含む冷媒の供給物を、エーロフォイル２４内のキャビティからスクイーラ翼端キャビティ６２へ送り出すように構成される。動作時には、スクイーラ翼端キャビティ６２内の冷媒の流れがその部分の外面を冷却すると同時に、動翼端３８を周囲の作動流体の流れの極端な温度から部分的に隔離する。こうして、動作中に動翼端３８を許容できる温度に維持することができる。当業者には理解されるように、動翼端３８は、動翼の中でも冷却が難しい領域であり、したがって一般に、スクイーラ翼端キャビティ６２を通る高レベルの冷媒の流れを必要とする。特に動翼端３８の後縁は、その部分の空気力学的性状（すなわち、ほとんどの冷媒が、動翼端３８の後縁に達する前に負圧側翼端壁５２の上を通り過ぎる）のため、従来のシステムで低温を維持することが難しい。こうした形で用いられる冷媒は、タービンエンジンの効率に悪影響を及ぼし、したがって、その使用を減らすことによってエンジン性能が改善される。
【００２６】
図３および４は、本願の好ましい実施形態による動翼７０を示している。示されるように、動翼７０は、翼端プレート４８、正圧側翼端壁５０、負圧側翼端壁５２およびスクイーラ翼端キャビティ６２を含み、それらの構成および性質は一般に、図１および２の動翼端３８に関連してこれまで説明してきた同じ参照符号が付いた機構と同様である。本願の例示的な実施形態によれば、動翼７０の動翼端３８は後縁トレンチ７２を含む。以下にさらに詳しく説明するように、後縁トレンチ７２は、窪み、溝、ノッチ、トレンチ、またはスクイーラ翼端キャビティ６２の後端と動翼端３８の後縁３４との間に位置決めされた同様の構成を備えている（本明細書で使用するとき、「後方」とは動翼端３８の下流または後縁３４に近い方向を指し、「前方」とは動翼端３８の上流または前縁３２を指すことに留意されたい）。
【００２７】
本発明の後縁トレンチ７２は、以下に詳しく論じるように、複数の異なる形、大きさ、並びおよび構成を有することができる。例えば図３および４に示すように、トレンチ７２は、スクイーラ翼端キャビティの後端６２と動翼端３８の後縁３４との間を、実質的に直線の経路に沿って延びることができる。一般に後縁トレンチ７２の長手方向の軸線は、ほぼ下流方向に位置合わせされる。いくつかの実施形態では、後縁トレンチ７２を翼端中間翼弦線６０とほぼ位置合わせさせることができるが、それは、場合によってはこの領域での動翼端３８の曲率に応じて、実際にはトレンチ７２がわずかに弓状になることを意味する。いくつかの他の好ましい実施形態（図示せず）では、後縁トレンチ７２の経路を翼端中間翼弦線６０とほぼ平行にすることができるが、負圧側側壁３０より正圧側側壁２８に近くに配置してもよい。後縁トレンチ７２から流出する冷却空気は、一般に負圧側側壁３０に向かって移動するため、この構成によって、脱出する冷却空気がより広い翼端表面上を流れることが可能になり、それによって、後縁トレンチ７２が負圧側側壁３０の近くに位置する場合よりも大きい冷却効果が得ることができる。本発明の他の実施形態では、後縁トレンチ７２を翼端中間翼弦線６０とほぼ平行にすることができるが、正圧側側壁２８より負圧側側壁３０の近くに配置してもよい。さらに、後縁トレンチ７２は、どこに位置していても、曲線形、直線形、ジグザグ形またはサーペンタイン形の経路を有することができる。
【００２８】
いくつかの実施形態では、後縁トレンチ７２は、金属のボンディングコート、または環境および熱からの保護を可能にする他のコーティングなど、コーティングで処理することができる。好ましい実施形態では、コーティングは、アルミナイドコーティングなど、アルミニウム含有量の高い高温腐食または酸化防止剤とすることができる。アルミナイドコーティングは後縁トレンチ７２の内部にきわめて適しているが、それは、この位置が、隣接する部品との摩擦または異物破片による損傷から比較的保護されるためである。こうしたコーティングは、その本来の表面粗さのためにトレンチ効果を高めることも可能であり、それによって、熱伝達、したがって冷却速度を高めることができる。アルミナイドコーティングは特に腐食に対して効果的であるが、物理的な損傷に弱い傾向があり、したがって通常、タービン動翼の動翼端領域には使用されないはずである。後縁トレンチ７２は、この領域で使用するのに対して、費用効果が見込まれ、頑強性を高めることができる。
【００２９】
図４によってさらによく理解されるように、後縁トレンチ７２の断面の輪郭は、実際にはほぼ半楕円形とすることができる。あるいは、図には示されていないが、後縁トレンチ７２の輪郭は、長方形、半円形、三角形、台形、「Ｖ」字形、「Ｕ」字形および他の同様の形、ならびに他の輪郭とフィレット半径の組み合わせとすることができる。正圧側翼端壁５０／負圧側翼端壁５２の上部と、後縁トレンチ７２の半径方向に位置合わせされた壁との間に形成される縁部は、尖った形（すなわち９０度の隅部）、あるいは場合によって、実際にはより丸みのある形にすることができる。
【００３０】
後縁トレンチ７２の深さは、後縁３４に向かって延びるとき、実質的に一定とすることができる。本明細書で用いるとき、後縁トレンチ７２の深さとは、その経路上の所与の位置におけるトレンチ７２の半径方向の最大高さを指すものであることに留意されたい。したがって、輪郭が半楕円形である場合、後縁トレンチ７２の深さは楕円形の内側頂点に見出される。いくつかの好ましい実施形態では、後縁トレンチ７２の深さは、スクイーラ翼端キャビティ６２の後端（すなわち、後縁トレンチ７２が始まるスクイーラ翼端キャビティ６２におけるおおよその位置）の深さの約１１０％〜４０％とすることができる。さらに好ましくは、後縁トレンチ７２の深さは、スクイーラ翼端キャビティ６２の後端（すなわち、後縁トレンチ７２が始まるスクイーラ翼端キャビティ６２におけるおおよその位置）の深さの約１００％〜７５％とすることができる。
【００３１】
他の実施形態では、図３および４に示すように、後縁トレンチ７２の深さはスクイーラ翼端キャビティ６２と後縁３４の間のその経路に沿って変化してもよい。いくつかの好ましい実施形態では、後縁トレンチ７２の深さは、トレンチ７２が後縁３４に向かって延びるにつれて徐々に浅くなるようにすることができる。そのような場合には、後縁トレンチ７２の前端における深さは、スクイーラ翼端キャビティ６２の後端（すなわち、後縁トレンチ７２が始まるスクイーラ翼端キャビティ６２におけるおおよその位置）の深さの約１１０％〜４０％とすることができ、後縁トレンチ７２の後端における深さは、スクイーラ翼端キャビティ６２の後端の深さの約６０％〜０％とすることができる。さらに好ましくは、後縁トレンチ７２の前端における深さは、スクイーラ翼端キャビティ６２の後端（すなわち、後縁トレンチ７２が始まるスクイーラ翼端キャビティ６２におけるおおよその位置）の深さの約１００％〜７５％とすることができ、後縁トレンチ７２の後端における深さは、スクイーラ翼端キャビティ６２の後端の深さの約５０％〜１０％とすることができる。
【００３２】
いくつかの実施形態では、後縁トレンチ７２は、スクイーラ翼端キャビティ６２から後縁３４に向かって延びるとき、実質的に一定の幅を有することができる。本明細書で用いるとき、後縁トレンチ７２の幅とは、その口部においてトレンチ７２を横断する距離を含むものであることに留意されたい。好ましい実施形態では、後縁トレンチ７２の幅は一般に、スクイーラ翼端キャビティ６２の後端（すなわち、後縁トレンチ７２が始まるスクイーラ翼端キャビティ６２におけるおおよその位置）の幅の９５％〜４０％とすることができる。さらに好ましくは、後縁トレンチ７２の幅は、スクイーラ翼端キャビティ６２の後端の幅の８０％〜５０％とすることができる。
【００３３】
他の好ましい実施形態では、後縁トレンチ７２の幅は、トレンチ７２がスクイーラ翼端キャビティ６２の後端からエーロフォイルの後縁３４に向かって延びるにつれて徐々に減少するようにすることができる。そのような場合には、トレンチ７２の幅は一般に、動翼端３８の後端の形が狭くなるのに比例して狭くなる。そのような実施形態では、トレンチ７２の幅は一般に、エーロフォイルの後端を通して動翼端３８の幅の約３０％〜８０％とすることができる。さらに好ましくは、トレンチの幅は、エーロフォイルの後端を通して動翼端３８の幅の約４０％〜７０％とすることができる。
【００３４】
スクイーラ翼端キャビティ６２と後縁トレンチ７２の間の移行部は、複数の異なる方法で作成することが可能であることに留意されたい。例えばスクイーラ翼端キャビティ６２とより狭い幅の後縁トレンチ７２との間の移行部は、実際には「段付き」（すなわち、鋭い隅部）にする、またはブレンドした縁部（すなわち、滑らかなもしくは丸みのある隅部）を有することができる。当業者には理解されるように、用途によっては、ブレンドした縁部によって後縁トレンチ７２内へのより滑らかな流れを促進することが可能になり、それによって一般に、冷却空気が動翼端３８の後縁３４に向かって移動するとき、後縁トレンチ７２の中により多くの冷却空気を留めることができるようになるため、空気の冷却効果を高めることが可能になる。
【００３５】
後縁トレンチ７２は、先に論じた冷却孔と同様の１つまたは複数のトレンチ冷却孔７４を有することができる。トレンチ冷却孔７４は、エーロフォイル内の冷却キャビティに接続するトレンチ７２内の開口部である。従来の手段によって、冷媒をトレンチ冷却孔７４を通るように方向付け、スクイーラ翼端キャビティ６２からの冷媒の流れと共に、熱を対流によって除去し動翼端３８を作動流体の極端な温度から隔離することによって、動翼端３８の周囲の表面領域を低温に保つことができる。より詳細には、冷媒によって動翼端３８の後縁部をさらに適切に冷却することができる。示されるように、トレンチ冷却孔は、後縁トレンチ７２を通して規則的に離間させ、トレンチ７２の床部の上、すなわちトレンチ７２の最も深い部分の近くに位置決めすることができる。
【００３６】
図５は、本発明の別の実施形態である動翼８０を示している。動翼８０は動翼７０と類似しているが、前述のトレンチ冷却孔７４がない。以下でさらに詳しく論じるように、そのような場合には、動作中にスクイーラ翼端キャビティ６２からの冷媒が後縁トレンチ７２に流入し、冷媒を動翼端３８の後縁３４に方向付けることよってそれを冷却することができる。
【００３７】
図６および７はそれぞれ、本願の２つの他の例示的な実施形態である動翼８５および動翼９０を示している。図６に示すように、特定の実施形態では、後縁トレンチ７２は、スクイーラ翼端キャビティ６２と動翼端３８の後縁３４との間の距離の一部のみにわたって延びることができる。そのような実施形態では、後縁トレンチ７２は一般に、スクイーラ翼端キャビティ６２で始まり、動翼端３８の後縁３４に向かって延び、後縁３４の手前の位置で終わる。一般にそのような実施形態では、トレンチ７２は、スクイーラ翼端キャビティ６２の後端と後縁３４との間の距離の約４０％〜９０％に延びる。
【００３８】
図７に示すように、他の実施形態では、後縁トレンチ７２がスクイーラ翼端キャビティ６２と後縁３４の間の距離の一部のみにわたって延び、第２の後縁トレンチ７２が、その距離の別の部分にわたって延びるようにすることができるが、第２の後縁トレンチ７２は、スクイーラ翼端キャビティ６２に接続するトレンチ７２よりさらに後方の位置にある。そのような実施形態では、例えば後縁トレンチ７２は一般に、スクイーラ翼端キャビティ６２で始まり、動翼端３８の後縁３４に向かって延び、後縁３４の手前の位置で終わる。次いで第２の後縁トレンチ７２は、その終端点よりさらに後方の位置から始まり、動翼端３８の後縁３４に向かって延び、示されるように後縁３４の手前の位置で終わる。示されていないが他の実施形態では、第２の後縁トレンチ７２が、動翼端３８の後縁３４を通って延びるようにすることができる。示されるように、後方に位置決めされたトレンチ７２の中に、１つまたは複数のトレンチ冷却孔７４を配置することができる。当業者には理解されるように、図３および４の実施形態に関連して先に論じた特徴および変形形態を、本明細書で論じた別の実施形態に適用することが可能である。
【００３９】
使用時には一般に、後縁トレンチ７２によって、冷媒の流量を増やすことなく動翼端３８の後縁３４の冷却が改善される。一般に、他の方法では押し流されるスクイーラ翼端キャビティ６２の冷媒の流れが負圧側翼端壁５２からトレンチ７２に浸入し、トレンチ７２は冷媒を動翼端３８の後縁３４に方向付ける。具体的には、後縁トレンチ７２は概して、一般に動作中に動翼端３８の後縁３４に存在するより低い圧力勾配にスクイーラ翼端キャビティ６２内の冷媒がより効果的に達することを可能にする、下流を向いた経路をもたらす。それによって冷媒は、１）正圧面の高温ガスによって押し流されることなく、あるいは、２）負圧面上の流れを乱すことなく、後縁領域に達する。さらに当業者には理解されるように、結果的に後縁の温度が低下することによって、動作中に動翼端３８の後縁３４に沿って生じる酸化の量が全体的に低減される。酸化が低減すると、エーロフォイルの空気力学的性能が改善され、最終的には修繕コストが削減される。さらに、後縁トレンチ７２の形状によって生じる流れパターンは、流れが動翼端３８上を正圧面から負圧面へ滑るように進むのを妨げるため、動翼端３８のその部分を横断するシールとして働き、当業者には理解されるように、それによってエンジンの性能が改善される。したがって要約すると、本願の後縁トレンチは一般に、動翼端の後縁における金属の温度を低下させ、それによって部品寿命を延ばし、酸化を防ぐことによってエンジンの性能を改善し、メンテナンスコストを削減すると同時に、さらにより優れたシーリング特性によってエンジンの効率を改善する。
【００４０】
本発明の好ましい実施形態に関するこれまでの説明から、当業者には、改善形態、変更形態および修正形態が理解されるであろう。当技術分野の技術の範囲内であるそのような改善形態、変更形態および修正形態は、添付の特許請求の範囲によって包含されるものである。さらに、前述の内容は、本願の前述の実施形態のみに関連するものであり、以下の特許請求の範囲およびその均等物によって定められる本願の趣旨および範囲から逸脱することなく、本明細書について多くの変更および修正を行うことが可能であることを理解すべきである。
【符号の説明】
【００４１】
１０  タービン
１２  ガス
１４  軸方向の中心軸線
１６  ロータディスク
１８  動翼
２０  タービンシュラウド
２２  ダブテール
２４  中空のエーロフォイル
２６  プラットフォーム
２８  正圧側側壁
３０  負圧側側壁
３２  前縁
３４  後縁
３６  内側翼根部
３８  動翼端
４４  膜冷却孔
４６  後縁の放出孔
４８  翼端プレート
５０  正圧側翼端壁
５２  負圧側翼端壁
６０  翼端中間翼弦線
６２  スクイーラ翼端キャビティ
７０  動翼
７２  後縁トレンチ
７４  トレンチ冷却孔
８０  動翼
８５  動翼
９０  動翼
【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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【図６】
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【図７】
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