(57)【要約】      （修正有）【課題】タービン翼の全体的な冷却効率を向上させ、それにより翼の運用年数が増える可能性がある。これにより、タービン翼の交換の減少およびガスタービンエンジンのダウンタイムの減少に因り、結果的にコスト節減がもたらされる可能性があるタービン翼を提供する。【解決手段】少なくとも１つのガスタービン翼の表面に配設されている少なくとも１つの凹部を含む少なくとも１つのガスタービン翼を含む。また、該システムは、冷却流体が多孔質挿入物を通って流動することを可能にする複数の孔を含む多孔質挿入物を含む。該システムはカバープレートをさらに含み、多孔質挿入物は少なくとも１つの凹部内に配設されており、カバープレートは多孔質挿入物を覆って配設されており、多孔質挿入物を少なくとも１つの凹部内に封入している。【選択図】図１
2014055589.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン翼の表面に配設されている第１の凹部を含むタービン翼と、
冷却流体が第１の多孔質挿入物を通って流動することを可能にする複数の孔を含む第１の多孔質挿入物と、
第１のカバープレートであり、前記第１の多孔質挿入物は前記第１の凹部内に配設されており、前記第１のカバープレートは、前記第１の多孔質挿入物を覆って配設されており、前記第１の多孔質挿入物を前記第１の凹部内に封入している、第１のカバープレートと
を含む、システム。
【請求項２】
前記第１の凹部は、前記タービン翼の径方向先端部に隣接して配設されている、請求項１記載のシステム。
【請求項３】
前記タービン翼は、前記タービン翼の前記径方向先端部に配置されている先端レールを含み、前記第１の凹部は、前記先端レールの一部分に沿って配設されている、請求項２記載のシステム。
【請求項４】
前記第１の凹部は前記タービン翼の正圧面側に配設されている、請求項１記載のシステム。
【請求項５】
前記第１の凹部は前記タービン翼の負圧面側に配設されている、請求項１記載のシステム。
【請求項６】
前記第１のカバープレートは外縁部を含み、前記外縁部は、前記第１の多孔質挿入物を通る前記冷却流体の流動を阻止することなく、前記タービン翼に結合されている、請求項１記載のシステム。
【請求項７】
前記第１のカバープレートは、ろう付けにより前記タービン翼に結合されている、請求項６記載のシステム。
【請求項８】
前記第１のカバープレートの前記外縁部と前記タービン翼との間のインターフェースが遮断材料を含み、ろう付け材料が前記複数の孔内に進入するのを防止しかつ前記第１の多孔質挿入物を通る前記冷却流体の流動を阻止する、請求項７記載のシステム。
【請求項９】
前記遮断材料は窒化ホウ素を含む、請求項８記載のシステム。
【請求項１０】
前記第１の多孔質挿入物は金属を含む、請求項１記載のシステム。
【請求項１１】
前記タービン翼は、第２の凹部と、前記第２の凹部内に配設されている第２の多孔質挿入物と、前記第２の多孔質挿入物を覆って配設されている第２のカバープレートとを含む、請求項１記載のシステム。
【請求項１２】
前記システムは複数のタービン翼を含み、各々が各多孔質挿入物と、その各凹部内に前記各多孔質挿入物を封入している各カバープレートとを有する、請求項１記載のシステム。
【請求項１３】
前記タービン翼と、前記第１の多孔質挿入物と、前記第１のカバープレートとを有するガスタービンエンジンを含む、請求項１記載のシステム。
【請求項１４】
タービン翼の凹部内に多孔質挿入物を配設するステップであり、前記多孔質挿入物は、冷却流体が前記多孔質挿入物を通って流動することを可能にする複数の孔を含む、配設するステップと、
カバープレートの外縁部に遮断材料を付けるステップと、
前記多孔質挿入物を覆って前記カバープレートを配設するステップと、
前記カバープレートを前記タービン翼にろう付けして、前記多孔質挿入物を前記凹部内に封入するステップと
を含む、方法。
【請求項１５】
前記タービン翼の径方向先端部に配置されている先端レールに沿って前記凹部を作り出すステップを含む、請求項１４記載の方法。
【請求項１６】
前記ろう付けするステップの間に、前記遮断材料により、ろう付け材料が前記複数の孔に進入するのを防止するステップを含む、請求項１４記載の方法。
【請求項１７】
前記遮断材料は窒化ホウ素を含む、請求項１６記載の方法。
【請求項１８】
前記多孔質挿入物は金属を含む、請求項１４記載の方法。
【請求項１９】
複数のガスタービン翼であり、前記複数のガスタービン翼の少なくとも２つのガスタービン翼が各々、径方向先端部に配置されている先端レールおよびその各先端レールに沿って配設されている凹部を含む、複数のガスタービン翼、
各凹部内に配設されている金属多孔質挿入物であり、各金属多孔質挿入物は、冷却流体が各金属多孔質挿入物を通って流動することを可能にする複数の孔を含む、金属多孔質挿入物、ならびに
各金属多孔質挿入物を覆って配設されているカバープレートであり、各カバープレートは、前記少なくとも２つのガスタービン翼の各それぞれのガスタービン翼に結合されており、各それぞれの金属多孔質挿入物をその各凹部内に封入しており、各カバープレートは、前記冷却流体の流動が前記金属多孔質挿入物を通って流動するのを妨げることなく、各それぞれのガスタービン翼に結合されている、カバープレート
を含む、ガスタービンエンジン
を含む、システム。
【請求項２０】
各カバープレートは、ろう付けにより各それぞれのガスタービン翼に結合されており、各カバープレートの外縁部と各それぞれのガスタービン翼との間のインターフェースが窒化ホウ素を含み、ろう付け材料が、各金属多孔質挿入物の前記複数の孔内に進入するのを防止し、各金属多孔質挿入物を通る前記冷却流体の流動を阻止する、請求項１９記載のシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本明細書において開示されている主題はガスタービンに関し、より具体的には、ガスタービン翼のためのカバープレートに関する。
【背景技術】
【０００２】
一般に、ガスタービンエンジンが、圧縮空気および燃料の混合物を燃焼させて、高温燃焼ガスを生成する。高温燃焼ガスは、タービンの翼に力を付与し、それにより翼に連結されているシャフトが回転する。シャフトの回転は、負荷および／または圧縮機のために発電してもよい。ガスタービン環境はタービン翼を高温に晒し、それによりタービン翼に熱応力、磨耗、および／またはひびが生じる可能性がある。したがって、タービン翼は、ガスタービンエンジンの致死的構成要素である可能性がある。具体的には、タービン翼の特定の領域が致死的領域である可能性がある。これらの致死的領域は、翼の大部分に先だって劣化し、結果的にコストのかかる翼の交換およびタービンのダウンタイムをもたらす可能性がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】米国特許第７５００８２８号明細書
【発明の概要】
【０００４】
最初に特許請求されている発明と範囲が等しいある実施形態が以下に要約されている。これらの実施形態は、特許請求されている発明の範囲を限定することを目的としておらず、むしろ、これらの実施形態は、もっぱら本発明の可能な形態の概要を提供することを目的としている。実際、本発明は、以下に記載されている実施形態に類似したまたはそれとは異なる種々の形態を包含する可能性がある。
【０００５】
第１の実施形態では、システムが、タービン翼の表面に配設されている第１の凹部を有するタービン翼を含む。また、該システムは、複数の孔を備えた第１の多孔質挿入物を有し、該複数の孔は、冷却流体が第１の多孔質挿入物を通って流動することを可能にし、第１の多孔質挿入物は、第１の凹部内に配設されている。第１のカバープレートが、第１の多孔質挿入物を覆って配設されており、第１の多孔質挿入物を第１の凹部内に封入している。
【０００６】
第２の実施形態では、方法が、タービン翼の凹部内に多孔質挿入物を配設するステップを含み、多孔質挿入物は、冷却流体が多孔質挿入物を通って流動することを可能にする複数の孔を含む。また、本方法は、カバープレートの外縁部に遮断材料を付けるステップと、多孔質挿入物を覆ってカバープレートを配設するステップと、カバープレートをタービン翼にろう付けして、多孔質挿入物を凹部内に封入するステップとを含む。
【０００７】
第３の実施形態では、システムがガスタービンエンジンを含む。該ガスタービンエンジンは複数のガスタービン翼を含む。ガスタービン翼の少なくとも２つが、各々、径方向先端部に配置されている先端レールと、その各先端レールに沿って配設されている凹部とを含む。また、ガスタービンエンジンは、各凹部内に配設されている多孔質挿入物を含み、各多孔質挿入物は、冷却流体が各多孔質挿入物を通って流動することを可能にする複数の孔を含む。さらに、ガスタービンエンジンは、各多孔質挿入物を覆って配設されているカバープレートをさらに含む。各カバープレートは、各それぞれのガスタービン翼に結合されており、各それぞれの多孔質挿入物をその各凹部内に封入しており、各カバープレートは、冷却流体の流動が多孔質挿入物を通って流動するのを阻止することなく、各それぞれのガスタービン翼に結合されている。
【０００８】
図面を通じて同様の文字が同様の部分を示す添付図面を参照して以下の詳細な説明を読むと、本発明のこれらのかつ他の特徴、態様、および利点がより良く理解されるようになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】ガスタービン翼に結合されているカバープレートを有するガスタービンエンジンの実施形態の概略流れ図である。
【図２】長手方向軸に沿った、図１のガスタービンエンジンの実施形態の横断面側面図である。
【図３】図２の線３−３の範囲内の、多孔質挿入物とカバープレートとを有する図２のガスタービン翼の先端部の実施形態の分解図である。
【図４】多孔質挿入物とカバープレートとを有する図３のガスタービン翼の先端部の実施形態の斜視図である。
【図５】複数の多孔質挿入物とカバープレートとを有する図３のガスタービン翼の先端部の実施形態の斜視図である。
【図６】図４の線６−６に沿った、ガスタービン翼の先端部の実施形態の横断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
本発明の１つまたは複数の特定の実施形態が以下に記載される。これらの実施形態を簡潔に記載するために、実際の実施の全ての特徴が本明細書に記載されているとは限らない。任意の工学プロジェクトまたは設計プロジェクトの場合のように、任意のそのような実際の実施の開発において、システム関連の制約およびビジネス関連の制約の遵守などの開発者の具体的なゴールを達成するために、実施によって異なる可能性がある多数の実施に特有の決定を行わなければならないことを理解すべきである。さらに、そのような開発努力は複雑で時間がかかるであろうが、とは言っても、本開示の利益を得る当業者にとって、設計、製作、および製造という日常的な仕事であることを理解すべきである。
【００１１】
本発明の種々の実施形態の要素を紹介する場合、冠詞「ａ」、「ａｎ」、「ｔｈｅ」および「ｓａｉｄ（前記）」は、その要素のうちの１つまたは複数があることを意味するものとする。用語「ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ（含む／具備する等）」、「ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ（含む／具備する等）」、および「ｈａｖｉｎｇ（有する）」は包括的であり、列挙された要素以外に付加的な要素がある可能性があることを意味するものとする。
【００１２】
本開示は、タービン翼の内部に配設されている多孔質挿入物を覆って配設されているカバープレートを含む、ガスタービンエンジンに関する。タービン翼は、結果的に翼の材料破壊をもたらす可能性がある高温環境に晒されている。冷却の向上を可能にするために、翼に凹部が作り出されてもよく、次いで、多孔質挿入物（例えば、金属（ｍｅｔａｌｌｉｃ／ｍｅｔａｌ）合金発泡体）で満たされてもよい。例えば、多孔質挿入物は、タービン翼の致死的領域である、タービン翼の先端レールの内部に配置されてもよい。多孔質挿入物をタービン環境から保護するために、保護カバープレートが多孔質挿入物を覆って配設されて（例えば、ろう付けされてまたは溶接されて）いてもよい。カバープレートの外面は、タービン翼の外面と整合していてもよく、それによりタービン翼の好適な航空力学的特性が維持され得る。さらに、カバープレートの使用により、他の保護方法（例えば、遮熱コーティング）とは対照的に、挿入物の多孔性を減じることなく、多孔質挿入物のための保護が実現され得る。カバープレートは、カバープレートの穴部を経由して多孔質挿入物を通る完全な空気流を可能にする可能性がある。冷却流の向上により、タービン翼の内部での全体的な冷却効率が高まり、それにより翼の運用年数が増える可能性がある。さらに、保護カバープレートは、ターボ機械翼と共に使用されてもよい。当然のことながら、これにより、タービン翼の交換の減少およびタービンエンジンのダウンタイムの減少に因り、結果的にコスト節減がもたらされる可能性がある。
【００１３】
図１は、カバープレートにより保護されている、多孔質挿入物を備えたタービン翼を使用する可能性があるガスタービンエンジン１２を含む、例示的システム１０のブロック図である。ある実施形態では、システム１０には、航空機、船舶、機関車、発電システム、またはそれらの組合せが含まれる可能性がある。図示のガスタービンエンジン１２は、吸気部１６と、圧縮機１８と、燃焼器部２０と、タービン２２と、排気部２４とを含む。タービン２２は、シャフト２６を介して圧縮機１８に連結されている。
【００１４】
矢印で示されている通り、空気が、吸気部１６を通ってガスタービンエンジン１２に進入し、圧縮機１８に流入し、該圧縮機は、燃焼器部２０内への侵入の前に空気を圧縮する。図示の燃焼器部２０は、圧縮機１８とタービン２２との間に、シャフト２６の周囲に同軸にまたは環状に配設されている燃焼器ハウジング２８を含む。圧縮機１８からの圧縮空気は燃焼器３０に進入し、そこで圧縮空気は、燃焼器３０内の燃料と混合し、燃焼し、タービン２２を駆動する。
【００１５】
燃焼器部２０から、高温燃焼ガスはタービン２２を通って流動し、シャフト２６を介して圧縮機１８を駆動する。例えば、燃焼ガスは、タービン２２の内部のタービン動翼に原動力を与えて、シャフト２６を回転させる。以下に検討されている通り、タービン２２は、カバープレートの下の翼の内部に配設されている金属（ｍｅｔａｌｌｉｃ／ｍｅｔａｌ）合金多孔質挿入物を備えた複数の翼を含んでいてもよい。タービン２２を通って流動した後、高温燃焼ガスは、排気部２４を通ってガスタービンエンジン１２を出てもよい。検討を進めるために、軸方向３１、径方向３２、および軸方向３１を中心とする周方向３３を参照してもよい。
【００１６】
図２は、長手方向軸３４に沿った、図１のガスタービンエンジン１２の実施形態の横断面側面図である。図示の通り、ガスタービン２２は、３つの段３６を含む。各段３６は、シャフト２６（図１）に回転可能に取り付けられていてもよいロータホイール４０に結合されている一組の翼３８を含む。翼３８は、ロータホイール４０から外側に径方向３２に延在しており、高温燃焼ガスの経路内に部分的に配設されている。以下に詳述されている通り、翼３８は、保護カバープレート（図３参照）により封入されている多孔質挿入物を含む。ガスタービン２２は３段タービンとして示されているが、本明細書に記載されている挿入物およびカバープレートは、任意の数の段およびシャフトを備えた任意の適切な種類のタービンで使用されてもよい。例えば、挿入物およびカバープレートは、単段ガスタービン、低圧タービンと高圧タービンとを含む２段タービンシステム、蒸気タービン、または別の多段タービンに含まれていてもよい。さらに、挿入物およびカバープレートは、他のターボ機械翼に組み込まれていてもよい。
【００１７】
図１を参照して前述されている通り、空気が吸気部１６を通って進入し、圧縮機１８により圧縮される。圧縮機１８からの圧縮空気は、次いで、燃焼器部２０内へ方向付けられ、そこで圧縮空気は燃料と混合される。圧縮空気と燃料との混合物は、一般に、燃焼器部２０の内部で燃やされて、高温高圧燃焼ガスを生成し、該高温高圧燃焼ガスは、タービン２２の内部でトルクを生成するのに使用される。具体的に、燃焼ガスは、翼３８に原動力を与えてロータホイール４０を回転させる。ある実施形態では、翼３８は内部冷却法を含んでおり、熱応力を低減し、高温燃焼ガスにより誘発される材料破壊を防止してもよい。例えば、内部冷却は、翼３８（例えば、タービン翼３８の先端レール）の内部に多孔質挿入物（例えば、金属多孔質挿入物）を配置することにより達成されて、冷却流（例えば、空気流）が翼３８を通り抜けることを可能にしてもよい。多孔質挿入物は、燃焼ガス中の熱および物質の影響を受けやすい可能性がある。したがって、保護カバープレートが多孔質挿入物を覆って配置されて、多孔質挿入物の劣化（例えば、熱的破壊）を防止してもよい。
【００１８】
図３は、図２のガスタービン翼３８の先端部４８の実施形態の分解斜視図である。翼３８は、翼３８の本体５３から距離５２だけ径方向３２に延在している先端レール５０を含む。先端レール５０は、翼３８の外周を巡って延在していてもよく、翼３８の先端部４８に陥凹部５４または凹領域を画定していてもよい。先端レール５０および陥凹部５４は、翼３８の有益な冷却特徴である可能性がある。翼３８は、冷却開口部５６などの他の冷却特徴を含んでいてもよい。冷却開口部５６は、先端レール５０の基部５９から翼３８上に配置されている別の開口部または入口まで（例えば、径方向３２に）、翼３８の本体５３を通って延在している（点線で示されている）冷却通路５７に連結されている。冷却通路５７の配向は変化してもよく、例えば、通路５７は、翼３８の垂直軸に対して垂直であってもよくまたは角度が付けられていてもよい。簡単にするために、一対の通路５７のみが示されている。
【００１９】
図３に示されている通り、凹部５８が、翼３８の表面６３に形成されている。例えば、凹部５８は、翼３８上の先端レール５０内に形成されている。ある実施形態では、凹部５８は、先端レール５０の他に翼３８の別の位置に配設されているかまたは先端レール５０の任意の部分に沿って配設されていてもよい。多孔質挿入物６０が、凹部５８の容積内に配設されていてもよい。多孔質挿入物６０は、金属／金属合金、高温プラスチック、または別の高温耐性多孔質材で作製されていてもよい。特定の実施形態では、ニッケルもしくは別の適切な金属および／または金属合金が使用されて、多孔質メッシュ構造を形成していてもよい。多孔質構造の使用により、材料および幾何学的伝熱特性を利用することで、翼先端部４８の内部での冷却が向上する可能性がある。多孔質挿入物６０は、冷却開口部５６からの冷却流が通過してもよいように、十分に大きな孔を有していてもよい。多孔質挿入物６０の構造は、スポンジの構造（例えば、３次元網状孔）と似ている可能性がある。例えば、多孔質挿入物６０は、１インチ当たり約１から１０００まで、５から７５０まで、または１０から５００までの孔を含んでいてもよい。多孔質挿入物６０が致死的領域（例えば、高熱応力に晒されている翼３８の位置）に配置されている場合、翼３８の先端部４８内での多孔質挿入物６０の使用により、翼３８の構成要素の耐用年数が増える可能性がある。図３の図示の実施形態では、多孔質挿入物６０は、凹部５８の内部に完全に嵌合し、カバープレート６２が翼縁部６４と整合するのに十分な空間を残している。
【００２０】
カバープレート６２は多孔質挿入物６０を覆っており、タービン２２の内部の厳しい環境から多孔質挿入物６０を保護してもよい。カバープレート６２は、遮熱コーティングと同様に、その多孔性に影響を及ぼすことなく、多孔質挿入物６０を保護してもよい。このように、カバープレート６２は、翼先端部４８内の多孔質挿入物６０の冷却特性を妨げない可能性がある。したがって、カバープレート６２は、表面６８に沿って穴部６５を含んでおり、冷却空気がカバープレート６２を通過するのを可能にしてもよい。穴部６５は、一般に、多孔質挿入物６０の孔に比べて、大きさがより小さく、等しく、またはより大きくてもよい。さらに、カバープレート６２の部分が除去されて、冷却空気流がカバープレート６２を通ることを可能にしてもよい。
【００２１】
カバープレート６２と翼３８との間の非線形伝熱および他の不連続を防止するために、カバープレート６２は、翼３８と同じ材料（例えば、鋳造合金）で形成されていてもよい。これにより、両部品が同様に環境に応答することが可能になる可能性がある。あるいは、設計仕様に基づいて、カバープレート６２は、翼３８の材料とは異なる材料から形成されていてもよい。カバープレート６２は、その外面が翼３８の外面６３と整合するように成形されているかまたは形成されていてもよい。このように、翼３８の航空力学的特性は変化しない可能性があり、翼３８の航空力学的効率が、元の翼３８の設計と一致したままである可能性がある。これにより、多孔質挿入物６０およびカバープレート６２は、改良の一部として翼３８に付加されることが可能になる。しかし、翼３８は、既に定位置に１つまたは複数の凹部５８を備えて構成されていてもよい。カバープレート６２は、鋳造、溶接作製、ろう付け作製、または別の方法により構成されていてもよい。
【００２２】
図４は、ガスタービン翼３８の先端部４８の実施形態の組み立てられた図である。本実施形態では、多孔質挿入物６０は先端レール５０内に配設されており、カバープレート６２により凹部５８内に保護されている。カバープレート６２は、ろう付け法により翼３８に結合されていてもよい。一実施形態では、ろう付け法は、先端レール５０の凹部５８内に多孔質挿入物６０を配置するステップと、カバープレート６２の外縁部６６を遮断材料で被覆するステップと、多孔質挿入物６０を覆ってカバープレート６２を配置するステップと、ろう充填材を使用してカバープレート６２を翼３８にろう付けするステップとから成っていてもよい。遮断材料は、「ストップオフ」（例えば、ろう材の流動を妨げる材料）であってもよく、ペースト、テープ、塗料、スプレー等の形であってもよい。遮断材料は、ろう付け法の間にろう充填材が金属多孔質挿入物６０の孔を塞がないようにする、窒化ホウ素または他の化合物を含んでいてもよい。ろう充填材は、それが高温抵抗性、腐食抵抗性であり、かつ多孔質挿入物６０の多孔性を保つように、パラジウム系であってもよい。
【００２３】
ろう付けサイクルは、多孔質挿入物６０の構造的完全性および機能的統合性を維持しかつ翼３８の航空力学的特性を維持するために、有益である可能性がある。したがって、使用される充填材の体積、ろう付け温度等の、ろう付けサイクルの種々の態様が観察されてもよい。例えば、フラックス、ろう付けの雰囲気組成、および／または接合部間隙／公差の使用など、他の因子が同様に観察され、制御されてもよい。さらに、トーチろう付け、炉内ろう付け、浸漬ろう付け、赤外線ろう付け、レーザろう付け、別のろう付け技術、またはそれらの組合せなどの、種々のろう付け技術が用いられてもよい。しかし、ろう付けに加えて、溶接が結合方法として用いられてもよい。用いられるろう付け法または溶接法の決定は、用途に固有であろう。
【００２４】
図５は、各々が（点線で示されている）多孔質挿入物６０で満たされておりかつカバープレート６２で覆われた複数の凹部５８を備えた実施形態である。翼３８の先端レール５０は、多数のこれら組立体を含んでいてもよい。多孔質挿入物６０およびカバープレート６２は、翼３８の負圧面側７０、翼３８の正圧面側７２、または両側で使用されていてもよい。また、多孔質挿入物６０およびカバープレート６２は、先端レール５０に沿った他のどこかで使用されていてもよい。さらに、凹部５８と、多孔質挿入物６０と、カバープレート６２との組立体は、翼３８の本体５３の異なる表面６３位置で使用されていてもよい。また、該組立体は、タービン２２の内部のかつタービン２２の種々の段３６内の複数の翼３８上で使用されていてもよい。凹部５８は、円筒形、角柱形、円錐形、または異なる形状などの、任意の適切な形状であってもよい。多孔質挿入物６０およびカバープレート６２は、凹部５８の形状を補完する適切な形状を有していてもよい。
【００２５】
図６は、図４の線６−６に沿った、ガスタービン翼３８の先端部４８の実施形態の横断面図である。図示の実施形態に示されている通り、カバープレート６２の外面６８は、翼３８の外面６３および先端レール５０の最上部６９と直接整合しており、多孔質挿入物６０をしっかりと封入している。この装置は、多孔質挿入物６０をタービン２２の厳しい環境から保護すると同時に、翼３８の設計された航空力学的特性を維持する。コーティング（例えば、遮熱コーティング）の使用と比較して、カバープレート６２も多孔質挿入物６０の多孔性が維持されるという点で有益である可能性がある。カバープレート６２は、システム１０の動作目的により決定される任意の適切な形状を有していてもよい。やはり図示の通り、冷却開口部５６は、翼３８の本体を通して多孔質挿入物６０内へ冷却流を運び、翼３８の先端部４８の内部での熱伝達を向上させる。冷却開口部５６からの冷却流は、多孔質挿入物６０を通って妨げられずに通過し、カバープレート６２の穴部６５を通って出てもよい。この設計は、特に先端部４８の致死的領域において最適な冷却を可能にする可能性がある。多孔質挿入物６０およびカバープレート６２を使用しないと、タービン翼３８は使用可能期間がより短く、結果的に費用がかかり時間のかかる交換手順をもたらす可能性がある。
【００２６】
開示されている実施形態の技術的効果には、冷却の向上を可能にする翼３８への適合が含まれる。翼３８の凹部５８が多孔質挿入物６０で満たされていてもよい。例えば、多孔質挿入物６０は、タービン翼３８の先端レール５０に沿って配置されていてもよく、それはタービン翼３８の致死的領域（例えば、高熱応力領域」）である。多孔質挿入物６０を保護するために、カバープレート６２は、多孔質挿入物６０を覆って配設されていてもよい。カバープレート６２は、タービン翼３８の好適な航空力学的特性を維持するように成形されていてもよい。さらに、カバープレート６２の使用により、挿入物６０の多孔性をあきらめることなく、多孔質挿入物６０が保護される可能性がある。カバープレート６２は、カバープレート６２の穴部６５と共に多孔質挿入物６０を通る完全な空気流を可能にする可能性があり、それがタービン翼３８の全体的な冷却効率を向上させ、それにより翼３８の運用年数が増える可能性がある。これにより、タービン翼３８の交換の減少およびガスタービンエンジン１２のダウンタイムの減少に因り、結果的にコスト節減がもたらされる可能性がある。
【００２７】
本明細書は、例を使用して、最良の形態を含めて本発明を開示しており、また、任意のデバイスまたはシステムを作製することおよび使用することならびに任意の援用されている方法を実施することを含めて、当業者が本発明を実践することを可能にしている。本発明の特許性のある範囲は特許請求の範囲により定められ、当業者に思い付く他の例を含み得る。そのような他の例は、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構造要素を有する場合、またはそれらが特許請求の範囲の文言と僅かしか異ならない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内にあるものとする。
【符号の説明】
【００２８】
１０  システム
１２  ガスタービンエンジン
１６  吸気部
１８  圧縮機
２０  燃焼器部
２２  タービン
２４  排気部
２６  シャフト
２８  燃焼器ハウジング
３０  燃焼器
３１  軸方向
３２  径方向
３３  周方向
３４  長手方向軸
３６  段
３８  翼、タービン翼
４０  ロータホイール
４８  （ガスタービン翼の）先端部
５０  先端レール
５２  距離
５３  （翼の）本体
５４  陥凹部
５６  冷却開口部
５７  冷却通路
５８  凹部
５９  （先端レールの）基部
６０  多孔質挿入物
６２  カバープレート
６３  （翼の）表面、外面
６４  翼縁部
６５  穴部
６６  （カバープレートの）外縁部
６８  （カバープレートの）表面、外面
６９  （先端レールの）最上部
７０  （翼の）負圧面側
７２  （翼の）正圧面側
【図１】
2014055589.tif 000003
【図２】
2014055589.tif 000004
【図３】
2014055589.tif 000005
【図４】
2014055589.tif 000006
【図５】
2014055589.tif 000007
【図６】
2014055589.tif 000008
【外国語明細書】
2014055589000001.pdf