(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
エーロフォイル（１２）、プラットフォーム（１４）及び一体のダブテール（１６）を備えるタービンブレード（１０）であって、
前記エーロフォイル（１２）は、前縁部（２４）とその反対側の後縁部（２６）との間に翼弦方向に延在し且つ根元部（２８）から先端部（３０）まで翼幅方向に延在する凹形の加圧側（２０）及び横方向にその反対側に位置する凸形の吸引側（２２）を含み、
前記エーロフォイル（１２）の幅は、前記前縁部（２４）から最大幅を有するハンプ（５２）まで後方へ増加し、前記ハンプから前記後縁部（２６）まで後方へ減少し；
前記エーロフォイルの先端部（３０）は、共通の先端部フロア（４０）から外側へ延出し、且つ前記加圧側及び前記吸引側の形状に相似する形状をそれぞれ成すように、前記前縁部（２４）及び前記後縁部（２６）において互いに一体に接合される第１のリブ（３６）及び横方向にその反対側に位置する第２のリブ（３８）を含み、
前記タービンブレード（１０）は更に、前記前縁部と前記後縁部（２６）との間で翼弦方向後方に延在し、前記第１のリブ（３６）と前記第２のリブ（３８）との間に横方向に組込まれ、前記第１のリブ（３６）と前記第２のリブ（３８）と一体で鋳造され、前記エーロフォイル先端部（３０）を前記第１のリブ（３６）及び前記第２のリブ（３８）により境界を規定される第１の先端部ポケット（４４）及び第２の先端部ポケット（４６）に二分割する先端部バッフル（４２）を備え、
前記先端部バッフル（４２）は、前記第２のリブ（３８）に向かって凸形状であり、
前記第２の先端部ポケット（４６）が、前記第１のリブ（３６）に沿って前記第１の先端部ポケット（４４）の後方へ延在し、
前記先端部バッフル（４２）は、前記エーロフォイル先端部（３０）の前記ハンプ領域において、前記第１のリブ（３６）より前記凸形の第２のリブ（３８）の形状に更によく相似するように、前記第１のリブ（３６）と前記第２のリブ（３８）との間に離間配置される、
タービンブレード（１０）。
【請求項２】
前記先端部バッフル（４２）は、前記前縁部（２４）と前記ハンプ（５２）との間で前記第２のリブ（３８）と一体の状態で始まり、前記先端部フロア（４０）の上方において同一の高さとなるように前記ハンプ（５２）と前記後縁部（２６）との間で前記第１のリブ（３６）と一体の状態で終端し、前記第２のポケット（４６）は、前記第１のポケット（４４）の後方で前記第１のリブ（３６）及び前記第２のリブ（３８）の双方により境界を規定される請求項１記載のブレード。
【請求項３】
前記先端部バッフル（４２）は、前記ハンプ（５２）より前記前縁部（２４）に近接する位置で前記第２のリブ（３８）に接合する請求項２記載のブレード。
【請求項４】
前記先端部バッフル（４２）は、前記後縁部（２６）より前記ハンプ（５２）に近接する位置で前記第１のリブ（３６）に接合する請求項３記載のブレード。
【請求項５】
前記先端部バッフル（４２）は、前記ハンプ（５２）において前記第１のリブ（３６）より前記第２のリブ（３８）に近接して離間配置される請求項４記載のブレード。
【請求項６】
前記第１の先端部ポケット（４４）及び前記第２の先端部ポケット（４６）の双方の横方向幅は、前記ハンプ（５２）と前記後縁部（２６）との間で後方へ縮小する請求項４記載のブレード。
【請求項７】
前記先端部バッフル（４２）は、前記第１のリブ（３６）に向かって凹形であり、前記第２のリブ（３８）に向かって凸形であり、ほぼ一定の厚さを有する請求項４記載のブレード。
【請求項８】
前記先端部バッフル（４２）及び前記第２のリブ（３８）の双方は、前記ハンプ（５２）の付近で最大凸形湾曲を有する請求項４記載のブレード。
【請求項９】
前記先端部バッフル（４２）は、前記第２のリブ（３８）と鋭角の開先角度を成して前記第２のリブ（３８）と接線方向に融合し、前記第１のリブ（３６）と接線方向に融合し、前記第２のポケット（４６）とその後方で境を接する請求項４記載のブレード。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般にガスタービンエンジンに関し、特に、ガスタービンエンジンのタービンブレードに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンにおいては、圧縮機で空気が加圧され、加圧空気は燃料と混合され、燃焼器において燃焼ガスを生成する。エンジンに動力を供給し、仕事を生成するために、種々のタービン段は燃焼ガスからエネルギーを抽出する。
【０００３】
燃焼器のすぐ後に続く高圧タービン（ＨＰＴ）は、最高温度の燃焼ガスからエネルギーを抽出して、１つの駆動軸を介して上流側の圧縮機に動力を供給する。ＨＰＴの後に続く低圧タービン（ＬＰＴ）は、燃焼ガスから更にエネルギーを抽出して、別の駆動軸に動力を供給する。ＬＰＴは、ターボファン航空機エンジンに適用される場合は上流側のファンに動力を供給し、船舶用及び工業用として適用される場合には外部軸に動力を供給する。
【０００４】
最新のガスタービンにおいて設計上重要な目標は、エンジン効率及び燃料消費率（ＳＦＣ）である。種々のタービン動翼及びそれに対応するノズル羽根の空力面は、空気力学的効率を最大限にするために、空力面に沿った速度分布及び圧力分布を制御するように精密に構成される。
【０００５】
動翼及びノズル羽根の対応するエーロフォイルは、ほぼ凹形の加圧側及びほぼ凸形の吸引側を有する。加圧側及び吸引側は、前縁部とその反対側の後縁部との間で軸方向に翼弦に沿って延在する。エーロフォイルの半径方向断面は三日月形のプロファイルを有し、その幅は前縁部から最大幅領域まで急激に増加し、その後、後縁部に向かって徐々に縮小する。
【０００６】
エーロフォイルの周囲方向又は横方向に対向する側面も、半径方向に翼幅に沿って根元部から先端部まで延在する。通常、エーロフォイルは、超合金の鋳造により形成された薄い側壁を有し、内部冷却回路は種々の実施形態を有する。それらの実施形態は、全て、効率を最大限にする一方で、動作中にエーロフォイルを効率よく冷却するように用途別に適合されている。
【０００７】
しかし、エーロフォイルのすべての列における個々のエーロフォイルの３次元（３Ｄ）構成と、動作中にエーロフォイル間で搬送される燃焼ガスの対応する複雑な流れとを考慮すると、タービンエーロフォイルの空気力学的構造は著しく複雑である。そのように複雑な構造及び周囲環境に加えて、動作中に周囲を取り囲む固定シュラウドの内側で高速で回転するタービンブレードの半径方向外側の先端部周辺には、特殊な流れ場が存在する。
【０００８】
ブレード先端部とタービンシュラウドとの間の動作空隙又は間隙を通過する燃焼ガス流れの漏れを最小限にするために、間隙は実用的な値として可能な限り狭くなければならないが、その一方で、回転する先端部と固定シュラウドとの間の望ましくない摩擦を発生することなく、ブレード及びシュラウドの熱膨張及び収縮を可能にしなければならない。
【０００９】
動作中、タービン列のブレードは、エーロフォイル吸引側が反対側のエーロフォイル加圧側より先に進む状態で、回転している支持回転翼円板を駆動する。通常、エーロフォイルは、根元部から先端部まで、回転翼円板の周囲から半径方向にねじれ、前縁部は、上流側でエンジンの軸方向中心線軸と斜めに対面し、それにより、対応するノズル羽根の傾斜した吐出し渦角度に整合する。燃焼ガスは、一般に軸方向下流側の方向に流れ、周囲方向成分又は接線方向成分は、まず、１つの流れ方向においてエーロフォイル前縁部に当たり、その後、異なる流れ方向に後縁部を越えてエーロフォイルから離れる。
【００１０】
エーロフォイルの加圧側と吸引側との間の差圧を最大限にし、高温燃焼ガスからのエネルギー抽出を最大限にするために、加圧側及び吸引側は相応して異なる３Ｄプロファイルを有する。凹形の加圧側及び凸形の吸引側は、それらの面に沿って異なる速度分布及び圧力分布を実現し、速度分布及び圧力分布は前縁部と後縁部との間で相応して変化し、また、根元部から先端部までの間にも相応して変化する。しかし、必要な先端部空隙においてエーロフォイル先端部から漏れる燃焼ガスは、仕事を実行する場合であっても、有用な仕事を殆ど実行しない。
【００１１】
更に複雑なタービンブレード構造は、ブレード先端部が露出しているものである。露出しているため、先端部は燃焼ガスの中に浸され、動作中、燃焼ガスが先端部に沿って漏れる。動作中、タービンブレードの長期耐用年数を確保するために、ブレードを適切に冷却することが必要である。
【００１２】
最新のタービンブレード構造は、通常、前縁部から後縁部に至るエーロフォイルの加圧側及び吸引側の短い半径方向延長部分であるスクイーラ先端部リブを含む。通常、先端部リブは矩形の横断面形状を有し、横方向又は周囲方向に互いに離間されて配置され、エーロフォイルの上に開放された先端空洞部を規定する。エーロフォイルは、通常は中空であるエーロフォイル及び内部冷却回路を包囲する一体の先端部フロアを有する。
【００１３】
短い先端部リブは、先端部の擦れが発生した場合に、先端部フロア及び内部冷却回路を望ましくない損傷から保護するための犠牲材料を提供する。先端部リブは、燃焼ガスの流れ場を更に複雑にし、その結果、タービン効率、流れ漏れ及び先端部冷却に影響を及ぼす局所二次流れ場を導入する。
【００１４】
燃焼ガスの一次流れ方向は、隣接するブレードの間に規定された流路内の軸方向下流側に向かう方向である。更に、軸方向流れは、各エーロフォイルの根元部から先端部まで半径方向に沿って変化する。また、それらの軸方向及び半径方向の流れの変化は、エーロフォイル先端部に沿って更に大きくなり、燃焼ガスは、先端部において各エーロフォイルの加圧側と吸引側との間で漏れ出す。
【００１５】
従って、従来の技術においては、タービン効率、先端部漏れ及び先端部冷却を含む異なる問題及び性能上考慮すべき点に対応するためのタービンブレード先端部の種々の構成が提案されている。それら３つの重要な問題は、少なくとも一部では互いに関連しているが、エーロフォイル先端部及び前縁部と後縁部との間における異なる加圧側及び吸引側に沿った複雑な３Ｄ流れ場は、それらの問題の評価を極めて複雑にしている。
【００１６】
しかし、最新の計算流体力学（ＣＦＤ）は、ガスタービンエンジンにおける複雑な３Ｄ流れを数理的に解析する能力を改善する強力なソフトウェアを含む。このソフトウェアは、タービンブレード設計の更なる改善を実現できるメカニズムを提供する。
【００１７】
例えば、先端部流れ漏れを減少するか、タービン効率を向上するか、又は先端部冷却を改善するか、あるいはそれらの要因を別個に又は一体に任意に組み合わせることにより、タービンブレード先端部の設計を改善することが望まれる。
【特許文献１】米国特許第３，６３５，５８５号公報
【特許文献２】米国特許第３，７８１，１２９号公報
【特許文献３】米国特許第４，０１０，５３１号公報
【特許文献４】米国特許第４，１４２，８２４号公報
【特許文献５】米国特許第４，３９０，３２０号公報
【特許文献６】米国特許第４，４２４，００１号公報
【特許文献７】米国特許第４，６０６，７０１号公報
【特許文献８】米国特許第４，８９３，９８７号公報
【特許文献９】米国特許第４，９４０，３８８号公報
【特許文献１０】米国特許第４，８９３，９８７号公報
【特許文献１１】米国特許第４，９９２，０２５号公報
【特許文献１２】米国特許第５，２６１，７８９号公報
【特許文献１３】米国特許第５，２８２，７２１号公報
【特許文献１４】米国特許第５，４７６，３６４号公報
【特許文献１５】米国特許第５，５０３，５２７号公報
【特許文献１６】米国特許第５，６６０，５２３号公報
【特許文献１７】米国特許第５，５６４，９０２号公報
【特許文献１８】米国特許第５，６６０，５２３号公報
【特許文献１９】米国特許第５，７２０，４３１号公報
【特許文献２０】米国特許第６，０３９，５３１号公報
【特許文献２１】米国特許第６，０５９，５３０号公報
【特許文献２２】米国特許第６，０８６，３２８号公報
【特許文献２３】米国特許第６，１６４，９１４号公報
【特許文献２４】米国特許第６，２２４，３３６号公報
【特許文献２５】米国特許第６，５２７，５１４号公報
【特許文献２６】米国特許第６，５５４，５７５号公報
【特許文献２７】米国特許第６，５９５，７４９号公報
【特許文献２８】米国特許第６，６７２，８２９号公報
【特許文献２９】米国特許第６，７９０，００５号公報
【特許文献３０】米国特許出願第１１／１６２４３３号
【特許文献３１】米国特許出願第１１／１６２４３４号
【非特許文献１】Mischo, B., "Flow Physics and Profiling of Recessed Blade Tips: Impact on Performance and Heat Load", ASME GT2006-91074, May 8-11, 2006, pp: 1-11
【発明の開示】
【００１８】
タービンブレードは、先端部フロアから延出する第１の先端部リブ及び第２の先端部リブを有するエーロフォイル先端部を含む。リブはブレードの加圧側及びその反対側の吸引側に沿って延出し、前縁部及びその反対側の後縁部において互いに接合される。先端部バッフルはリブの間に横方向に組込まれ、対応する加圧側に沿って延在する第１の先端部ポケット及び対応する吸引側に沿って延在する第２の先端部ポケットにエーロフォイル先端部を二分割するために、第２のリブの形状に相似する形状を有する。
【００１９】
添付の図面と関連させた以下の詳細な説明において、好適な実施形態に従って、本発明を更なる目的及び利点と共に更に詳細に説明する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
図１は、ガスタービンエンジンのＨＰＴにおいて使用するための第１段タービン動翼１０の一例を示した図である。通常、動翼は超合金から鋳造され、エーロフォイル１２、動翼の根元部のプラットフォーム１４及び支持ダブテール１６を一体の構体として有する。
【００２１】
ダブテール１６は、図１に示される軸方向差込ダブテールのような任意の従来の形態を有してもよく、これは、支持回転翼円板（図示せず）の周囲にある対応するダブテール溝穴に動翼を装着する。回転翼円板は、周囲方向に互いに離間して配置された１列の動翼を保持し、動翼の間に動翼間流路を規定する。
【００２２】
動作中、エンジンの燃焼器（図示せず）において燃焼ガス１８が生成される。燃焼ガス１８は、対応するタービン動翼１０に沿って下流側へ適切に搬送され、動翼１０は、支持回転翼円板に動力を供給するためのエネルギーを燃焼ガスから抽出する。個々のプラットフォーム１４は、燃焼ガスに対して半径方向内側の境界を形成し、１列のタービン動翼において隣接するプラットフォームに隣接する。
【００２３】
図１及び図２に示されるエーロフォイル１２は、周囲方向又は横方向に互いに反対の側にある加圧側２０及び吸引側２２を含む。加圧側２０及び吸引側２２は、前縁部２４とその反対側の後縁部２６との間で翼弦に沿って軸方向に延在する。エーロフォイル１２は、エーロフォイル根元部２８から翼幅に沿って半径方向に延在し、半径方向外側の先端部キャップ又は先端部３０で終端する。エーロフォイル加圧側２０は、前縁部と後縁部との間でほぼ凹形であり、前縁部と後縁部との間でほぼ凸形であるエーロフォイル吸引側２２に対して相補形である。
【００２４】
動作中、燃焼ガスからのエネルギー抽出を最大限にするために、エーロフォイルの加圧側２０及び吸引側２２の外面は、それらの面に沿った燃焼ガスの適切な速度分布及び圧力分布を実現するように構成された従来の典型的な三日月形プロファイルを有する。
【００２５】
図２は、エーロフォイルの半径方向横断面及びエーロフォイルの典型的な三日月プロファイルの例を示した図である。三日月プロファイルは、燃焼ガスからエネルギーを抽出するために、必要に応じてエーロフォイルの根元部から先端部まで適切に変化する。種々の半径方向横断面に共通するのは、エーロフォイルの横方向幅Ｗが前縁部２４からエーロフォイルの翼弦中央の直前に位置する最大幅のハンプ領域まで後方へ急激に増加し、その後、エーロフォイルの幅は、幅の狭い、すなわち、細い後縁部２６まで徐々に減少するという点である。
【００２６】
通常、エーロフォイル１２は中空であり、内部冷却回路３２を含む。冷却回路は、前縁部の背後及び後縁部の前方の対応する流路で終端する図示されるような２つの３パス蛇行回路などの任意の従来の構成を有してもよい。冷却回路は、プラットフォーム及びダブテールを通過して延在する。従来通り、エンジンの圧縮機（図示せず）から加圧冷却空気３４を受入れるために、対応する複数の入口がダブテールの底面に配置される。
【００２７】
このように、動翼は、内部冷却空気により、根元部から先端部に向かって前縁部と後縁部との間で内部冷却される。冷却空気は、その後、薄いエーロフォイル側壁を通って、従来通りの大きさ及び形状の薄膜冷却穴の種々の列において排出されてもよい。
【００２８】
通常、エーロフォイルの前縁部は最も高温の流入燃焼ガスにさらされるので、任意の適切な方法による前縁部専用の冷却が実行される。また、エーロフォイルの薄い後縁部領域は、通常、使用済み冷却空気の一部を排出するための加圧側後縁部冷却溝穴の列を含む。
【００２９】
上述のように、最初に図１に示されるタービンエーロフォイル１２は、精密に規定された３Ｄ外部プロファイルを有し、これは、燃焼ガス１８が前縁部２４から後縁部２６まで軸方向下流側の方向に流れる間に、燃焼ガスの速度分布及び圧力分布に影響を及ぼす。動翼は支持円板の周囲に装着され、動作中に回転する。それにより、動翼は燃焼ガス中に二次流れ場を生成し、通常、燃焼ガスはエーロフォイルの翼幅に沿って半径方向外側へ移動する。
【００３０】
更に、エーロフォイルの加圧側２０における燃焼ガスの相対圧力はエーロフォイルの吸引側に沿った圧力より高く、動作中に動翼が対応して回転するのに伴って燃焼ガスは露出されたエーロフォイル先端部３０に沿って半径方向上方へ更には先端部３０を越えて流れ、燃焼ガスの流れ場は更に二次的又は三次的な影響を受ける。
【００３１】
以上説明したタービン動翼は、例えば、ＨＰＴの第１段を含めて、ガスタービンエンジンにおいて使用するための従来通りの構成であり、従来通りに動作してもよい。そこで、以下に説明されるように、従来の動翼は、第１のスクイーラ先端部リブ３６及び第２のスクイーラ先端部リブ３８を含むようにエーロフォイル先端部３０において変形されてもよい。それらのスクイーラ先端部リブ３６、３８は、それぞれ、エーロフォイルの加圧側及び吸引側、又は側壁２０、２２の半径方向に一体の延長部分であり、加圧側及び吸引側に倣ったプロファイル又は湾曲を有する。
【００３２】
第１のリブ又は加圧側リブ３６は、翼弦方向にエーロフォイルの凹形の加圧側２０に倣った形状又はプロファイルを有し、それに対応して、第２のリブ又は吸引側リブ３８は、エーロフォイルの凸形の吸引側２２に従った翼弦方向プロファイルを有する。２つのリブ３６、３８は、エーロフォイル前縁部２４及び相対的に薄いエーロフォイル後縁部２６において互いに一体に接合される。
【００３３】
２つのリブ３６、３８は、共通の先端部フロア４０から等しい高さで翼幅方向又は高さ方向に半径方向外側へ延出し、エーロフォイル先端部の周囲全体に沿った境界を規定する。リブは、エーロフォイルの対応する加圧側及び吸引側の形状に倣った空気力学的プロファイルを有する。先端部フロア４０は通常は中実であるが、任意の従来の方法により内部冷却回路から使用済み空気の一部を排出するための複数の小さな冷却穴又は除塵穴（図示せず）を有してもよい。
【００３４】
図１及び図３に示されるように、エーロフォイル先端部は、前縁部２４と反対側の後縁部２６との間で翼弦方向後方へ延出する弓形又は凸形の先端部バッフル又はリブ４２を更に含む。先端部バッフル４２は、２つのリブ３６、３８の間に周囲方向又は横方向に組込まれ、エーロフォイルの凸形の吸引側の境界を規定する凸形の第２のリブ３８の形状に倣った空気力学的プロファイルを有する。組込まれたバッフルは、分離バッフルの両側で第１の先端部空洞又はポケット４４及び第２の先端部空洞又はポケット４６にエーロフォイル先端部３０を二分割する。それらのポケットの外側境界は、対応するリブ３６、３８により規定される。
【００３５】
前述のように、２つのリブ３６、３８は、エーロフォイルの対応する加圧側側壁及び吸引側側壁の短い半径方向延長部分であり、タービンブレードの性能及び寿命を改善するためのくぼんだ先端部ポケットを導入する。狭いリブは、タービンにおいて偶発的に起こる先端部摩擦に対応し、内部冷却回路３２を摩擦から保護してもよい。しかし、先端部ポケットは、動作中に燃焼ガスがタービンブレードの加圧側と吸引側との間で先端部を越えて漏れ出すときに燃焼ガスが流れる局所領域を更に形成する。
【００３６】
先端部バッフル４２は、第２の先端部リブ３８より翼弦方向に短いが、タービンブレードの性能を改善するために、凸形の空気力学的プロファイルを共有する。バッフル４２の凸形の翼弦方向プロファイルは、第２のリブ３８の凸形の翼弦方向プロファイルと相似形である。第２の先端部ポケット４６が、エーロフォイルの相対的に薄く且つ収束する形状の後方部分において、加圧側の第１のリブ３６に沿って第１の先端部ポケット４４の後方まで延在するように、バッフル４２の翼弦方向プロファイルは、第２のリブ３８の翼弦方向プロファイルより適切に短くなっている。
【００３７】
図４は、関連部分において示される従来のタービンシュラウド４８の内側に適切に装着された境界を規定する加圧側リブ３６と吸引側リブ３８との間の相似形先端部バッフル４２を示した半径方向断面図である。エーロフォイル先端部は、従来の超合金から一般的な方法により各部品を一体に鋳造することにより製造されるのが好ましい。
【００３８】
２つのリブ３６、３８とそれらに相似する形状の先端部バッフル４２とは、先端部フロア４０から等しい高さ又は翼幅で一体の構体として協働し、周囲を取り囲むタービンシュラウド４８の内面との間に相対的に狭い空隙又は間隙を規定する同一面上の半径方向外側の先端部面を実現する。このようにして、動作中、エーロフォイル先端部を越えてブレードとシュラウドとの間の間隙を通る燃焼ガス１８の漏れを最小限に抑えることができる。
【００３９】
図３に示されるように、先端部を含めたエーロフォイルは、前縁部とその反対側の後縁部との間で、加圧側とその反対側の吸引側との間の中間線又は中央面線を表す従来の弓形のキャンバー線５０を含めて、典型的な三日月形の空気力学的プロファイルを有する。加圧側２０は凹形であり、第１の先端部リブ３６は、加圧側に倣った凹形のプロファイルを有する加圧側の半径方向延長部分である。反対側の吸引側２２は凸形であり、第２のリブ３８は、吸引側２２に滑らかにつながるように、吸引側から半径方向外側へ延出する。
【００４０】
これに対応して、先端部バッフル４２は、エーロフォイルの弓形のキャンバー線５０にほぼ従うように両側の先端部リブ３６、３８の間に導入される。従って、先端部バッフル自体は、翼弦プロファイルにおいては凸形であり、第２のリブ３８の対応する凸形プロファイルに倣う凸形のプロファイルを有する。
【００４１】
図２に最初に示されるように、エーロフォイル１２の横方向幅Ｗは、前縁部２４から特定の半径方向断面について最大の横方向幅を有するハンプ５２まで増加又は拡張する。その後、エーロフォイル１２の幅は、ハンプ５２から後縁部２６に向かって後方へ減少又は縮小する。その結果形成されるエーロフォイルの空気力学的プロファイルは、エーロフォイルの前方部分又は前半分においては相対的に大きな凸形の湾曲を含み、エーロフォイルの収束形状の後方部分又は後半分においては相対的に小さな湾曲を含み、後縁部において相対的に細くなる。
【００４２】
図３に示されるように、凸形の先端部バッフル４２は、エーロフォイル先端部の横方向中央部の付近のエーロフォイル先端部のハンプ５２の場所においてキャンバー線５０の形状にほぼ従った形状となるように、第１のリブ３６とその反対側の第２のリブ３８との間で離間して配置されるのが好ましい。この構成においては、凸形バッフル４２は、エーロフォイル先端部のほぼハンプ領域（湾曲凸部先端領域）における第１のリブ３６の形状より、その反対側の凸形の第２のリブ３８の形状により類似した形状を有する。
【００４３】
図３に示される第１のリブ３６は、エーロフォイル加圧側２０の凹形のプロファイルに従った形状であるので、その外面も同様に凹形であるが、内面は、第１のポケット４４と境を接する場所において相応して凸形である。
【００４４】
これに対応して、第２のリブ３８は、吸引側２２の凸形のプロファイルに従った形状である。第２のリブ３８の外面は吸引側２２と同一の面にあり、同様に凸形であるが、第２のリブ３８の内面は、第２の先端部ポケット４６と境を接する場所において相応して凹形である。
【００４５】
先端部バッフル４２は、第２のリブ３８の凸形輪郭に従った輪郭形状を有し、従って、第２のリブ３８に面する凸形の外面と反対側の第１のリブ３６に面する相応して凹形の内面とを有する。
【００４６】
図４に示される第２のリブ３８及び先端部バッフル４２は、ほぼ矩形の半径方向断面を有し、約２５〜３５ｍｉｌ（０．６〜０．９ｍｍ）の共通する厚さを有してもよい。それらに共通する高さは約４０ｍｉｌ（１．０ｍｍ）である。
【００４７】
図４に示される第１のリブ３６は一部破線で示されるほぼ矩形の横断面を有するが、図４に示される実施形態は弓形のフレア５４を更に含む。フレア５４は、タービンブレードの独立した開発特徴に従って空気力学的性能を向上するために使用されてもよい。フレア５４は、加圧側２０と第１のリブ３６の半径方向外側の面との間に滑らかにつながる弓形の隅肉を形成し、それに相応して、フレア５４において第１のリブ３６の厚さが増加する。
【００４８】
先端部バッフル４２の長手方向長さは、両側のリブ３６、３８より短いのが好ましいので、図３に示されるように、先端部バッフル４２は、前縁部２４とハンプ５２との間で、好ましくは前縁部２４に近い場所で第２のリブ３８と一体に始まるのが好ましい。
【００４９】
それに対応して、バッフル４２は、翼弦方向にハンプ５２と後縁部２６の間であって第２のリブ３８の後端部の前方の位置で反対側の第１のリブ３６と一体に終わるのが好ましい。これにより、収束する形状の第２のポケット４６は、先端部バッフル及び第１のポケット４４から後方まで延在できる。２つのリブ及びバッフルの長手方向プロファイルは連続しており、第２のポケット４６は、第１の先端部ポケット４４を越えて伸びる２つのリブ３６、３８の後方延長部分により境界を規定される。
【００５０】
エーロフォイルの収束する形状の後縁部領域から上流側へ相当の距離をおいた場所において第１のポケット４４を終端することにより、第２のポケット４６は、エーロフォイルの性能に悪影響を及ぼすほど第２のポケットの幅を過剰に狭くすることなく、第２のポケットを通過する燃焼ガスを搬送するための適切な幅を維持する。
【００５１】
凸形の先端部バッフル４２の形状と図３に示される凸形の第２のリブ３８の形状との相似性を最大限にするために、先端部バッフルの前端部は、エーロフォイル先端部における下流側ハンプ５２より前縁部２４に近接する位置で第２のリブ３８の前端部に接合するのが好ましい。
【００５２】
その一方で、第１のポケット４４の幅が第２のポケット４６の対応する部分の幅より横方向に広くなるように、先端部バッフル４２の前端部は前縁部２４からわずかに離間して配置されるのが好ましい。バッフル４２は、エーロフォイルの前縁部領域から後方へ延在し、２つの先端部ポケット４４、４６は、それに相応して後方へ延在し、ポケットの幅は、２つのリブ３６、３８及びそれらの間に配置されたバッフル４２のそれぞれ対応するプロファイルに従って最初は拡張する。
【００５３】
バッフル４２が凸形の湾曲を有することにより、バッフルの前端部は、第２のポケット４６の前方部分の境界を規定する鋭角の開先角度で第２のリブ３８と接線方向に融合する。
【００５４】
これに対応して、バッフル４２の後端部は、浅い開先角度で第１のリブ３６と接線方向に融合し、第１のポケット４４の後端部の境を接するのが好ましい。バッフル４２の後端部と第１のリブ３６との接合部は、下流側又は第１のポケットの後端部から後方で第２のポケット４６の後端部と境を接する。
【００５５】
エーロフォイル先端部の後縁部２６よりハンプ５２により近接する位置にバッフル４２の後端部を接合することによって、エーロフォイルの細い後縁部領域において、第２のポケット４６の横方向幅を最大にしてもよい。
【００５６】
通常、エーロフォイルの最大幅のハンプ領域は、エーロフォイルの翼弦長の初めの５０％の中で現れる。ハンプは、動作中に燃焼ガスからエネルギーを抽出するために、エーロフォイルの両側における差圧を最大限にする。先端部バッフル４２の終端は、前縁部から翼弦長の約７５％までの全般領域の中で、後縁部よりハンプ領域により近接して位置するのが好ましい。
【００５７】
図３に示されるエーロフォイル先端部のハンプ部分において、凸形バッフル４２は、キャンバー線が延在する場所であるエーロフォイルの横方向中央部の付近に離間配置される。図４に更に示されるように、この翼弦部分において第２のポケット４６が第１のポケット４４よりわずかに狭くなるように、先端部バッフルは、第１のリブ３６より第２のリブ３８に近接して離間配置されるのが好ましい。
【００５８】
図３に示されるように、２つのポケット４４、４６の幅は、最初は前縁部とハンプとの間で拡張するが、ハンプ５２と後縁部２６との間では後方に向かって横方向に縮小する。
【００５９】
また、エーロフォイル先端部のハンプ５２において、先端部バッフル４２及び第２のリブ３８は、エーロフォイル効率を最大限にするために、同様にほぼ最大の凸形湾曲及びキャンバーを有する。空気力学的性能を改善する際の先端部バッフル４２の効果を最大限にするために、先端部バッフル４２は、最大凸形湾曲のハンプ領域においてキャンバー線に沿ってエーロフォイル先端部に選択的に導入される。
【００６０】
先に示したように、タービンブレードの空気力学的性能を評価するため、並びに相似形先端部バッフル４２の構成の変化及びそれがタービンブレード性能に及ぼす効果を判定するために、ＣＦＤ解析が使用されてもよい。
【００６１】
加圧側フレア５４を含む場合及び含まない場合の双方に関して、図１〜図４に示される先端部構造の実施形態に対して比較ＣＦＤ解析を実行した。フレア５４を含まず第１のリブ３６が単純な矩形の横断面を有する場合、先端部バッフル４２は、先端部バッフルを含まない基準エーロフォイル先端部と比較して、タービン効率を著しく改善すると予測される。これに相応して、先端部バッフル４２は、エーロフォイル先端部を越える燃焼ガスの漏れも著しく減少すると予測される。
【００６２】
加圧側フレア５４の導入は、先端部バッフル４２の導入とは関係のない改善手段である。ＣＦＤ解析は、張り出し部分であるフレアを組み込むことによってタービン効率が更に向上すると予測する。向上の大きさは、バッフル自体による効率改善のほぼ２倍である。従って、先端部バッフル４２と共にフレア５４を導入することにより、先端部漏れは２倍以上減少すると予測される。
【００６３】
図３は、動作中に燃焼ガス１８がエーロフォイル先端部を越えて下流側へ流れる間の燃焼ガス１８の流線の例を示す。先端部バッフル４２は、エーロフォイル先端部を周囲方向に仕切るため、エーロフォイルの両側に沿って後方へ延在する互いに隣接する２つのポケット４４、４６が形成される。
【００６４】
流入する流れの流線は、前縁部２４に沿って側方へ広がり、第２のリブ３８の前方部分を越えて軸方向下流側の方向に２つの先端部ポケット４４、４６の中へ漏れ出す。先端部を分割する先端部バッフル４２は、先端部流れに対して追加の流れ制限を導入すると共に、その流れを２つのくぼんだポケット４４、４６を通して下流側へ案内する。
【００６５】
２つのポケットの中で、流れの流線に二次流れ渦が発生し、ポケットが収束するにつれて、それらの渦は後方へ流れる。第１のポケット４４により捕捉された先端部漏れの部分は、先端部バッフル４２の後端部を越えて排出され、第２のポケット４６の後端部に入る。合流したガスは、第２のポケット４６から第２のリブ３８を越えて後縁部に向かって横方向に漏れ出す。
【００６６】
ガスの別の部分は、第１のリブ３６の後端部を越え、第２のポケット４６の後端部を越えて横方向へ漏れ出し、第２のリブ３８を越えて排出される。
【００６７】
従って、エーロフォイルの加圧側と吸引側との間の流れ漏れの軸方向成分及び周囲方向成分は、相似形先端部バッフル４２及びそれに対応する２つのポケット４４、４６の導入により影響を受ける。凸形の先端部バッフル４２は、漏れ流れからエネルギーを抽出できるもう１つの凸面を提供するので、漏れ流れ自体の量が減少する。
【００６８】
エーロフォイル先端部を３つのくぼんだ先端部ポケットに仕切るために、第２の凸形先端部バッフルを導入することは可能であるが、第２のバッフルの導入は不都合であるように思われる。特に収束する形状の後方部分において、エーロフォイル先端部は相対的に狭い。先端部ポケットのうちいずれか１つのポケットの横方向幅があまりに狭すぎると、そのように狭いポケットは、先端部流れを捕捉してポケット内部で渦を案内する能力を失う。
【００６９】
狭すぎる先端部ポケットは、中実のエーロフォイル先端部のように、単にポケットを越えて先端部漏れを流すだけである。その結果、タービン効率が低下すると共に、先端部漏れが増加してしまう。
【００７０】
先端部バッフル４２は、エーロフォイルの高キャンバー領域に選択的に導入されるので、吸引側ポケット４６の横方向幅は、エーロフォイルが相対的に狭くなる後縁部から上流側で終端する翼弦方向長さの全長にわたり相対的に広いままである。
【００７１】
これに対応して、凸形のバッフル４２がエーロフォイル先端部を２つの相対的に幅広の部分に分割するため、加圧側ポケット４４の横方向幅は相当に広くなる。
【００７２】
また、改善された先端部性能を確保するために、２つのポケットの各々の最小横方向幅は約４０ｍｉｌ（１．０ｍｍ）であってもよい。
【００７３】
本発明の好適な実施形態であると考えられるものを説明したが、以上の教示から、本発明の他の変形は当業者には明らかであろう。従って、本発明の真の趣旨の範囲内に入るそのような変形の全ては添付の特許請求の範囲において保護されることが望まれる。
【００７４】
従って、合衆国特許法により保護されることが望まれるものは、添付の特許請求の範囲において定義され且つ区別されるような発明である。
【図面の簡単な説明】
【００７５】
【図１】第１段タービン動翼の一例を示した部分断面等角投影図である。
【図２】図１に示されるエーロフォイルの線２‐２に沿った半径方向断面図である。
【図３】図１に示されるエーロフォイル先端部を示した平面図である。
【図４】図１に示されるエーロフォイル先端部をその周囲を取り囲むタービンシュラウドと共に示した図１の線４‐４に沿った横方向半径方向断面図である。
【符号の説明】
【００７６】
１０…第１段タービン動翼、１２…エーロフォイル、１４…プラットフォーム、１６…支持ダブテール、１８…燃焼ガス、２０…加圧側、２２…吸引側、２４…前縁部、２６…後縁部、２８…（エーロフォイルの）根元部、３０…先端部、３２…冷却回路、３６…第１の先端部リブ、３８…第２の先端部リブ、４０…先端部フロア、４２…先端部バッフル、４４…第１の先端部ポケット、４６…第２の先端部ポケット、５２…ハンプ、５４…弓形のフレア
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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