(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
開いたキャビティ（１４）が翼先端に形成され、そのキャビティが閉鎖された端壁（１６）および側方リム（１８）によって画定される、翼根元と翼先端（１２）との間で半径方向に延在するタービン翼（１０）であって、キャビティ（１４）の側方リム（１８）が、翼（１０）の前縁（２８）と後縁（３０）との間に延在する少なくとも１つのリブ（３２）を担持することを特徴とする、タービン翼（１０）。
【請求項２】
前記少なくとも１つのリブ（３２）が、翼（１０）の半径方向（Ｒ）に実質的に直角である平面（Ｐ）に延在することを特徴とする、請求項１に記載の翼（１０）。
【請求項３】
側方リム（１８）が、少なくとも２つのリブ（３２、３４）を有することを特徴とする、請求項１または２に記載の翼（１０）。
【請求項４】
リブ（３２、３４）が、翼（１０）の半径方向（Ｒ）に実質的に直角である共通平面（Ｐ）に内接されることを特徴とする、請求項３に記載の翼（１０）。
【請求項５】
リブ（３６、３８）が、翼（１０）の半径方向（Ｒ）に実質的に直角である２つの異なる平面（Ｐ’、Ｐ’’）に内接されることを特徴とする、請求項３に記載の翼（１０）。
【請求項６】
側方リム（１８）が、翼（１０）の正圧側面（２４）に接近した第１のリム部分（１８ａ）、および翼（１０）の負圧側面（２６）に接近した第２のリム部分（１８ｂ）によって構成され、リブ（３４’、３４’’）が、リム部分（１８ａ、１８ｂ）のうちの共通部分に設置されることを特徴とする、請求項３から５のいずれか一項に記載の翼（１０）。
【請求項７】
側方リム（１８）が、翼（１０）の正圧側面（２４）に接近した第１のリム部分（１８ａ）、および翼（１０）の負圧側面（２６）に接近した第２のリム部分（１８ｂ）によって構成され、リブ（３４、３４、３６、３８）が、両方のリム部分（１８ａ、１８ｂ）に設置されることを特徴とする、請求項３から５のいずれか一項に記載の翼（１０）。
【請求項８】
翼（１０）の半径方向（Ｒ）を考慮して、前記少なくとも１つのリブ（３２）が、翼（１０）の翼先端（１２）から引っ込めたところに置かれることを特徴とする、請求項１から７のいずれか一項に記載の翼（１０）。
【請求項９】
リブ（３２）が、閉鎖された端壁（１６）と前記リブ（３２）との間に溝を画定するように、側方リム（１８）から突出することを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載の翼（１０）。
【請求項１０】
前記少なくとも１つのリブ（３２）が、実質的に矩形状の断面からなることを特徴とする、請求項１から９のいずれか一項に記載の翼（１０）。
【請求項１１】
前記少なくとも１つのリブ（４０）が、面取りをされることを特徴とする、請求項１から１０のいずれか一項に記載の翼（１０）。
【請求項１２】
請求項１から１１のいずれか一項に記載の翼（１０）を少なくとも１つ含むタービンロータ（１００）。
【請求項１３】
ヘリコプター用ガスタービンなどの、および請求項１２に記載のタービンロータ（１００）を少なくとも１つ含む、ターボ機械（２００）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はタービンロータ用の翼に関し、より詳細には、本発明は、高圧ガスタービン用の、特にヘリコプター用の中空翼に関する。それにもかかわらず、本発明はまた、飛行機用のエンジンに、より一般的には任意のガスタービンにも適用可能である。より詳細には、本発明は、閉鎖された端壁を有するタイプの中空翼に関し、すなわち、開いた端壁を有するタイプの中空翼、または「冷却される」と言われており本発明の要旨を構成しない中空翼と対照的に、端壁がオリフィスを含まない中空翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
図１および図２に示されるように、その根元とその翼先端１２との間で半径方向に延在するタービン翼１０の場合、「バスタブ」と呼ばれる、閉鎖された端壁１６によっておよび側方リム１８によって画定される開いたキャビティ１４が、一般に設けられる。翼の半径方向Ｒとは、これを支持するロータに対してであり、軸方向は、エンジンの軸の方向であり、半径方向に対して直角である。従来、このような翼は、正圧側面２４、負圧側面２６、前縁２８、および後縁３０を有している。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
中実である翼先端と比べると、キャビティ１４の存在は、翼を軽くし、かつガスの流れ構造を変更する働きをし、それによって、翼の正圧側面２４から負圧側面２６に向かって望ましくないガスの流れを制限する。それにもかかわらず、タービンから上流に設置される燃焼室からの高温ガスが、キャビティ１４の内側に流れると対流によってキャビティ１４の壁を加熱する。
【０００４】
本発明の目的は、高温ガスとキャビティの壁との間の熱交換を減少させるように、キャビティ内の高温ガスの流れを構築することである。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明は、キャビティの側方リムが翼の前縁と後縁との間に延在する少なくとも１つのリブを担持するということによってこの目的を達成している。したがって、前記リブはキャビティの内側に延在することが理解され得る。
【０００６】
このような翼の利点は、側方リムの前記少なくとも１つのリブが、その中に貫入することができる高温ガスの大部分に対してキャビティの入口を遮断するガスの循環を発生することである。その結果として、高温ガスとキャビティの壁との間の熱交換が少なくされ、したがって、キャビティの壁は、熱の観点からより小さな程度に応力が加えられる。
【０００７】
前記少なくとも１つのリブは、翼の半径方向に実質的に直角である平面に延在することが有利であり、「実質的に直角な」とは、翼の半径方向に厳密に直角である平面に対して−３０°から＋３０°までの範囲にある角度の平面を意味するように使用されることが理解される。前記少なくとも１つのリブは、翼の半径方向に厳密に直角である平面に延在することが好ましい。本発明者らは、この構成において、前記少なくとも１つのリブが、キャビティの中に入り、したがってその壁を加熱し得る高温ガスの流れを遮断する場合に有効であることを見出している。
【０００８】
１つの変形例では、側方リムは、少なくとも２つのリブを含んでいる。２つのリブの存在は、キャビティの入口でのガスの遮断をさらに改善する働きをする。２つのリブは、互いに向かい合うことが好ましい。
【０００９】
側方リムは、翼の半径方向に実質的に直角である共通平面に内接される少なくとも２つのリブを有することが有利である。したがって、キャビティの開口は、単一の共通平面に制限され、それによって、キャビティの中へのガスの流入を制限する働きをする。
【００１０】
あるいは、側方リムは、翼の半径方向に実質的に直角である２つの異なる平面に内接される少なくとも２つのリブを担持している。半径方向のリブの位置出しのこの差異が、キャビティの中に貫入することができるガスの流れを遮断する働きをする。
【００１１】
さらに、キャビティの側方リムは、翼の正圧側面に接近した第１のリム部分によって、および翼の負圧側面に接近した第２のリム部分によって構成され、有利には、側方リムは、リムの共通部分に少なくとも２つのリブを有している。この構成において、キャビティの中に貫入することができるガスの流れの遮断を微調整し、翼のリブで代表される余分の重量を低減することができる。
【００１２】
用語「リム部分」は、翼の前縁と後縁との間に延在するリムの部分を意味するように使用されることに気づかれたい。２つのリム部分は接触している。したがって、リムは、２つのリム部分、すなわち翼の正圧側面のそばで前縁と後縁との間に延在する第１のリム部分と、翼の負圧側面のそばで前縁と後縁との間に延在する第２のリム部分とで作られる。
【００１３】
あるいは、側方リムが翼の正圧側面に接近した第１のリム部分と、翼の負圧側面に接近した第２のリム部分とによって構成されることをさらに考慮すると、側方リムは、２つのリム部分に設置される少なくとも２つのリブを有している。したがって、キャビティの入口は、リブによって実質的により小さく作られ、ガスの少ない流れだけが、キャビティの中に貫入することができる。
【００１４】
翼の半径方向を考慮して、前記少なくとも１つのリブは、翼先端から引っ込めたところに置かれることが有利である。結果として、残りの隙間は、翼先端に残り、その結果、キャビティの中に貫入することができるガスが有効に閉じ込められることができ、したがって、キャビティの入口での遮断を改善する。
【００１５】
前記少なくとも１つのリブは、断面が実質的に矩形状であることが好ましい。本発明者らは、このようなリブが遮断機能を改善することを見出している。用語「実質的に矩形状の断面」は、矩形である断面、および台形、正方形、または平行四辺形からなる断面も包含するように使用される。
【００１６】
また、リブは、面取りをされる場合もある。面取りをされたリブの形状は、前記連結の機械的一体性を確実にするのに十分である、リブとリムとの間の連結インターフェイスを維持しながら、リブの重量を低減する働きをする。さらに、リブの面取りをされた形状は、特定のエッジ効果ガス流れを生じ、したがってキャビティの中に貫入することができるガスの流れの遮断を改善する働きをする。
【００１７】
本発明はまた、本発明の少なくとも１つの翼を含むタービンロータ、および少なくとも１つのタービンロータを含むヘリコプター用ガスタービンなどのターボ機械を提供する。
【００１８】
本発明およびその利点は、非限定的な例示として与えられるさまざまな実施形態についての次の詳細な説明を読むとよりよく理解され得る。説明では添付の図面を参照する。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】先行技術の翼の先端の斜視図である。
【図２】図１の平面ＩＩにおける図１の翼の断面図である。
【図３】本発明の第１の実施形態の翼の先端の斜視図である。
【図４Ａ】図３の平面ＶＩにおける図３の翼の断面図である。
【図４Ｂ】本発明の翼の他の実施形態を示す図である。
【図４Ｃ】本発明の翼の他の実施形態を示す図である。
【図４Ｄ】本発明の翼の他の実施形態を示す図である。
【図５Ａ】図３の矢印Ｖに沿って見た図３の翼の図である。
【図５Ｂ】本発明の翼の他の実施形態を示す図である。
【図５Ｃ】本発明の翼の他の実施形態を示す図である。
【図６】本発明の翼が装着されているタービンロータを有するガスタービンの図である。
【発明を実施するための形態】
【００２０】
本発明の第１の実施形態が、図３を参照して説明される。図３は、翼根元と翼の先端１２との間で半径方向に延在する高圧タービン翼１０を示し、そこではバスタブと呼ばれる開いたキャビティ１４が形成される。このキャビティ１４は、閉鎖された、すなわちオリフィスを全く有さない端壁１６によって、および側方リム１８によって画定される。側方リム１８は、翼の正圧側面２４に接近した第１のリム部分１８ａと、翼の負圧側面２６に接近した第２のリム部分１８ｂとによって構成される。本発明によれば、側方リム１８は、翼１０の前縁２８と後縁３０との間に延在する少なくとも１つのリブを有する。
【００２１】
この例では、側方リム１８は、第１のリム部分１８ａおよび第２のリム部分１８ｂの上にそれぞれ延在する２つのリブ３２および３４を有し、リブのそれぞれは、部分１８ａおよび１８ｂのそれぞれの部分から突出する。
【００２２】
リブ３２は、閉鎖された端壁１６と前記リブ３２との間に溝を画定するように、側方リム１８から突出している。したがって、リブ３２が閉鎖された端壁１６とは離れており、空間が閉鎖された端壁１６とリブ３２との間に画定されることが理解され得る。換言すれば、リブ３２は、閉鎖された端壁１６と翼の先端１２との間に配置される。したがって、リブ３２は、閉鎖された端壁１６と接触していない。同様のことが、リブ３４についても当てはまる。
【００２３】
したがって、翼の前縁２８と後縁３０との間に延在するリブ３２および３４の存在は、ほとんどまたは全く高温ガスがキャビティの中に貫入しないように、翼の先端で高温ガスを遮断する働きをする。先行技術と比較すると、キャビティ１４の壁で対流により発生する加熱が低減される。
【００２４】
リブの存在は、ガスの流れの乱れ（またはエッジ効果）を生じさせる。本発明者らは、リブにより翼の半径方向にガスの流れの３つのレベルを有する乱流構造が発生させられることを見出している。したがって、図４Ａでは、クリアランスＪを介した翼の正圧側面２４から出てくるガスは、リブ３２および３４によって「規定される」固定した回転運動１３（または渦）になって翼の先端で遮断される。リブ３２および３４と水平に、ガスは、回転運動１３と反対方向に回転する異なる回転運動１５を示す。リブ３２および３４の下方に、キャビティ１４の内側で、ガスは、回転運動１３と同じ方向に回転運動１７を有する。したがって、入射ガスが高温であるとき、乱流構造により、キャビティ１４の壁を加熱することができる入射ガスは、翼の先端に閉じ込められることができ、高温ガスがキャビティ１４の内側で入れ替えられる速度を制限する。さらに、この乱流循環ガス構造は、ガスの異なる回転運動の間の熱交換を制限する働きをする。さらに、これらの回転運動は、キャビティ１４の端壁１６の正圧側面２４と負圧側面２６との間で温度をより一様にする働きをし、それによって、壁の温度勾配の結果として、より低いレベルの機械的応力を生じさせる。したがって、先行技術とは異なり、キャビティの壁は、ガスタービンに燃焼室から出てくる高温ガスによってほとんど、または少しも加熱されず、これらの壁は、よりよい温度の均一性を示す。
【００２５】
図４Ａは、図１の平面ＶＩにおける図１の翼の断面図である。この例では、リブ３２および３４は、翼１０の半径方向Ｒに厳密に直角である同じ平面Ｐ内にある。キャビティ内でガスの逆転循環を発生させることによって、リブ３２および３４は、キャビティの入口でエッジ効果を生じる働きをし、それによって、キャビティ１４の外側のガスがキャビティに入ることを防止する。
【００２６】
図４Ｂでは、リブ３６および３８は、翼の半径方向Ｒに厳密に直角である２つの異なる平面Ｐ’およびＰ’’に内接される。この構成では、リブによって発生されるエッジ効果は、半径方向Ｒに対して実質的に斜めであるガスの流れを遮断する場合に有効である。
【００２７】
翼の高い部分は翼先端１２であるので、この例では上方へより高く配置されるリブは、正圧側面２４のそばで第１のリム部分１８ａ上にある（すなわち、下方へより低く設置されるリブは、負圧側面２６のそばで第２のリム部分１８ｂ上にある）。当然、他の実施形態では、上方へより高く設置されるリブが、負圧側面２６のそばで第２のリム部分１８ｂ上にある場合がある（すなわち、下方へより低く設置されるリブは、正圧側面２４のそばで第１のリム部分１８ａ上にある）。
【００２８】
図４Ａおよび図４Ｂでは、リブ３２および３４、ならびに３６および３８は、実質的に矩形状の断面からなる。図４Ｃおよび図４Ｄでは、リブ４０および４２は面取りをされる。このように、装置もまたより軽量にすると同時に、エッジ効果を改善し、したがってキャビティ１４の入口でのガスの遮断を改善するために、リブの形状を調整することができる。
【００２９】
図４Ａ、図４Ｂ、図４Ｃおよび図４Ｄでは、翼１０がその半径方向Ｒの中で考慮されて、リブ３２、３４、３６、３８、４０、および４２は、翼先端１２から引っ込めたところに置かれる。リブで画定されるように翼先端１２とキャビティの入口との間の隙間を残しておくことによって、この隙間の内側にキャビティ１４の中に貫入することができるガスを閉じ込むことができる。この隙間は、タービンのケーシング２２と翼先端１２との間にガス循環を発生する働きをする。このことは、キャビティ１４の入口でのガスの遮断を改善する。
【００３０】
図５Ａは、図３の矢印Ｖに沿って見た図である。この図は、図４Ａの図に対応する。図４Ｂの変形例について下方から見た図（「頂部」は翼先端１２である）も、同様に見えることになる。したがって、この例は、リブ３２および３４または３６および３８が２つのリム部分１８ａおよび１８ｂに沿っていかに設置され得るかを示している。
【００３１】
図５Ｂは、単一のリブ３４が、負圧側面２６のそばで第２のリム部分１８ｂの上方を延在する実施形態を示している。翼の使用の条件によって、この変形例は、キャビティ１４の中に貫入することができるガスの流れを遮断するのに十分である。他のリムの実施形態では、単一のリブが、正圧側面２４のそばで第１のリム部分１８ａの上方を延在する。
【００３２】
図５Ｃは、図５Ｂの変形例を示している。２つのリブ３４’および３４’’が、同じリム部分１８ｂに（あるいは、リム部分１８ａに）設置される。したがって、図５Ｂの実施形態と比較して省略されるリブの長さが、リブ３４で代表される余分の重量を低減する働きをする。また、このタイプの実施形態は、複数のリブを同じリム部分に容易に配置する働きをし、その結果リブは半径方向にオフセットされる。したがって、キャビティ１４の中に貫入することができるガスの流れを乱すエッジ効果を改善し、したがってキャビティ１４の入口でのガスの流れの遮断を改善することができる。
【００３３】
さらに、選択された実施形態に応じて、２つのリブ３４’および３４’’は、互いに同一線上にある（両方が同じ平面または同じ表面に内接される）ように選択されることができ、または、変形例では、これらは半径方向にオフセットされる。
【００３４】
図５Ｃの例では、２つのリブが示されるが、任意の数のリブが予想されることもできる。他の実施形態では、単一のリブ３４’または３４’’等が設けられることもできる。
【００３５】
この例では、リブ３４’はリブ３４’’よりも長いが、変形例では、所望の効果に応じて、リブ３４’はリブ３４’’と同じ長さまたはこれよりも短いこともある。
【００３６】
当然、他の実施形態が予想されることができ、例えば、正圧側面２４と負圧側面２６との両方のそばで各リム部分１８ａおよび１８ｂに複数のリブを設けることができる。あるいは、単一のリブが正圧側面２４のそばでリム部分１８ａに、および複数のリブが負圧側面２６のそばでリム部分１８ｂに設けられたり、またはその逆に設けられることもできる。リブ（複数可）は、矩形、台形、または正方形の断面からなることができる。同様に、リブのうちの１つ、いくつか、またはすべてが、面取りをされ得る。したがって、さまざまな組み合わせで、翼の特定の使用の条件に応じて、特定の組の要求事項を満足させるキャビティ１４内のリブ構成を規定することができる。
【００３７】
図６は、ロータが本発明による翼１０を担持する高圧タービンロータ１００を有する、ヘリコプター用ガスタービンなどのターボ機械２００を示す。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４Ａ】
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【図４Ｂ】
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【図４Ｃ】
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【図４Ｄ】
0005384632.tif 000008
【図５Ａ】
0005384632.tif 000009
【図５Ｂ】
0005384632.tif 000010
【図５Ｃ】
0005384632.tif 000011
【図６】
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