(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービンエンジン用タービン動翼を提供する。【解決手段】タービン動翼１００は、プラットフォーム部１０８と、プラットフォーム部から半径方向に延在する翼形部１０４と、翼形部内且つ翼形部の外面付近に形成される多数の冷却通路１２０とを含んでよい。各々の冷却通路は、第１の断面積を有する半径方向内側部分１３２と第２の断面積を有する少なくとも１つの半径方向外側部分１３４とを含んでよく、第１の断面積は第２の断面積より大きくてよい。本出願は更にガスタービンエンジンに用いられるタービン動翼を冷却する方法を提供する。【選択図】図５
2014177943.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン用タービン動翼において：
プラットフォーム部と；
前記プラットフォーム部から半径方向に延在する翼形部と；
前記翼形部内且つ前記翼形部の外面付近に形成される複数の冷却通路であって、各々の冷却通路が、第１の断面積を有する半径方向内側部分と第２の断面積を有する少なくとも１つの半径方向外側部分とを含み、前記第１の断面積は前記第２の断面積より大きい冷却通路とを含むタービン動翼。
【請求項２】
少なくとも１つの前記冷却通路は、１つを超える個数の半径方向外側部分を含む請求項１に記載のタービン動翼。
【請求項３】
少なくとも１つの前記冷却通路は、前記半径方向内側部分と前記少なくとも１つの半径方向外側部分との間に延在する少なくとも１つの半径方向中間部分を含み、前記少なくとも１つの半径方向中間部分は第３の断面積を有し、前記第３の断面積は前記第２の断面積より大きく、且つ前記第１の断面積より小である請求項１に記載のタービン動翼。
【請求項４】
前記翼形部は基材部分と前記基材部分の上に延在する被覆層とを含み、各々の前記冷却通路は、前記基材部分に形成されると共に前記被覆層がその上に延在する溝によって形成される請求項１に記載のタービン動翼。
【請求項５】
前記被覆層は、前記半径方向内側部分の上において第１の厚さを、そして前記半径方向外側部分の上において第２の厚さを有し、前記第１の厚さは前記第２の厚さより大きい請求項４に記載のタービン動翼。
【請求項６】
前記溝は略矩形の断面を有する請求項４に記載のタービン動翼。
【請求項７】
少なくとも１つの前記冷却通路は、前記翼形部の前記外面に沿って、前記プラットフォーム部から、タービン動翼の翼先端シュラウドに形成される１つ以上の出口まで半径方向に延在する請求項１に記載のタービン動翼。
【請求項８】
少なくとも１つの前記冷却通路は、前記翼形部の前記外面に沿って、前記プラットフォーム部から、前記翼形部の前記外面に形成されると共に前記プラットフォーム部とタービン動翼の翼先端シュラウドとの間に配置される１つ以上の出口まで半径方向に延在する請求項１に記載のタービン動翼。
【請求項９】
前記プラットフォーム部から半径方向に且つ前記翼形部から離れる方向に延在する軸部と、前記軸部内に形成される少なくとも１つの供給通路とを更に含み、前記供給通路は１つ以上の前記冷却通路と境界部において連通する請求項１に記載のタービン動翼。
【請求項１０】
前記供給通路は１つ以上の前記半径方向内側部分と前記境界部において直接連通し、前記境界部は前記プラットフォーム部内に配置される請求項９に記載のタービン動翼。
【請求項１１】
前記供給通路は１つ以上の前記半径方向内側部分と前記境界部において直接連通し、前記境界部は前記プラットフォーム部とタービン動翼の翼先端シュラウドとの間において前記翼形部内に配置される請求項９に記載のタービン動翼。
【請求項１２】
前記供給通路は第４の断面積を有し、前記第４の断面積は前記第１の断面積より大である請求項９に記載のタービン動翼。
【請求項１３】
ガスタービンエンジンに用いられるタービン動翼を冷却する方法において：
冷却用流体流を前記タービン動翼の軸部内に形成される少なくとも１つの供給通路内に導く段階と；
前記タービン動翼の翼形部内且つ前記翼形部の外面付近に形成される複数の冷却通路を介して前記冷却用流体流を送る段階であって、各々の前記冷却通路は、第１の断面積を有する半径方向内側部分と第２の断面積を有する少なくとも１つの半径方向外側部分とを含み、前記第１の断面積は前記第２の断面積より大きくてなる段階と；
前記冷却用流体流を前記タービン動翼の外へ且つ前記ガスタービンエンジンの高温ガス流路内へと導く段階とを含む方法。
【請求項１４】
少なくとも１つの前記冷却通路は１つを超える個数の半径方向外側部分を含む請求項１３に記載の方法。
【請求項１５】
前記翼形部は基材部分と前記基材部分の上に延在する被覆層とを含み、各々の前記冷却通路は、前記基材部分に形成されると共に前記被覆層がその上に延在する溝によって形成される請求項１３に記載の方法。
【請求項１６】
少なくとも１つの前記冷却通路は、前記翼形部の前記外面に沿って、前記タービン動翼のプラットフォーム部から、前記タービン動翼の翼先端シュラウドに形成される１つ以上の出口まで延在する請求項１３に記載の方法。
【請求項１７】
ガスタービンエンジンの高温ガス流路表面の冷却システムにおいて：
高温ガス流路構成要素と；
前記高温ガス流路構成要素内且つ前記高温ガス流路構成要素の外面付近に形成される複数の冷却通路であって、各々の冷却通路が、第１の断面積を有する第１の部分と第２の断面積を有する少なくとも１つの第２の部分とを含み、前記少なくとも１つの第２の部分は前記第１の部分から延在し、前記第１の断面積は前記第２の断面積より大きい冷却通路とを含む冷却システム。
【請求項１８】
前記冷却通路は前記高温ガス流路構成要素に沿って半径方向に延在し、前記第１の部分は半径方向内側部分を含み、前記少なくとも１つの第２の部分は少なくとも１つの半径方向外側部分を含む請求項１７に記載の冷却システム。
【請求項１９】
前記冷却通路は前記高温ガス流路構成要素に沿って軸方向に延在し、前記第１の部分は軸方向下流部分を含み、前記少なくとも１つの第２の部分は少なくとも１つの軸方向上流部分を含む請求項１７に記載の冷却システム。
【請求項２０】
前記高温ガス流路構成要素はノズルを含み、前記冷却通路は前記ノズルに沿って半径方向に延在する請求項１７に記載の冷却システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本出願及びその結果として付与される特許は、一般にガスタービンエンジンに関し、特に、高い運転温度においてより優れた冷却を達成する、ガスタービンエンジンのタービン動翼の冷却通路に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンにおいて、高温の燃焼ガスは一般に１つ以上の燃焼器からトランジションピースを通って且つ高温ガス流路に沿って流れる。多数のタービン段が一般に直列状に高温ガス流路に沿って設けられて、燃焼ガスは第１段ノズル及び動翼を通ると共に、その後にタービンの後続段のノズル及び動翼を通って流れるようになっている。このような態様で、タービン動翼は高温ガス流路に沿って流れる燃焼ガスによってもたらされる高温に曝される。ガスタービンエンジンの効率はその運転温度に依存するため、高温ガス流路に沿って配置されるタービン動翼等の構成要素には、故障又は耐用寿命の低下を起こすことなく、ますます高い温度に耐えられることが常に求められている。
【０００３】
ある一定のタービン動翼、特に後続タービン段の動翼は、そのタービン動翼を半径方向に貫通して延在する多数の冷却穴を含む。このような態様で、冷却穴はタービン動翼を介して熱交換のために空気等の冷却用流体を流通させて、タービン動翼の温度を許容可能な範囲内に維持する。ある周知の冷却穴構成によれば、タービン動翼は、「ＳＴＥＭ穴あけ」の別称でも知られる成形管電解加工（shaped-tube electrolytic machining）によって形成される多数の長尺の直線状冷却穴を含んでよい。このような構成は、ある一定の用途ではタービン動翼の適正な冷却を達成するが、従来のＳＴＥＭ穴あけによって形成される冷却穴は、タービン動翼を貫通する直線状の流路に制限される。従って、タービン動翼の立体形状も、それを半径方向に貫通して延在する直線状の冷却穴に適応する必要性によって制限される。更に、ＳＴＥＭ穴あけによって形成される直線状の冷却穴は一定な直径を有すると共に、よってタービン動翼の半径方向の長さに沿った冷却要求の変動に対応することができない。特に、直径が一定である結果として、冷却要求がより高いタービン動翼の翼先端領域に冷却用流体が到達する前に、望ましくない量の熱が冷却用流体に伝達されてしまいかねない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許第７，９００，４５８号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
このため、ガスタービンエンジンの高温ガス流路に沿って高温に耐えるための冷却構成を有する改良型タービン動翼が求められている。特に、こうした冷却構成は、タービン動翼が様々な複雑な立体形状を有すること又は空力特性を高めるために捻れることを可能にすることができる。このような冷却構成は、更にまた、タービン動翼の半径方向の長さに沿った冷却要求の変動に対応して効率的な冷却を達成することができる。最後に、こうした冷却構成は、タービン動翼を冷却するために必要とされる空気流の量を削減する一方でガスタービンエンジンの全体としての効率を高めることができる。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
よって、本出願及びその結果として付与される特許は、ガスタービンエンジン用タービン動翼を提供するものである。このタービン動翼は、プラットフォーム部と、プラットフォーム部から半径方向に延在する翼形部と、翼形部内且つ翼形部の外面付近に形成される多数の冷却通路とを含んでよい。各々の冷却通路は、第１の断面積を有する半径方向内側部分と、第２の断面積を有する少なくとも１つの半径方向外側部分とを含んでよく、第１の断面積は第２の断面積より大きくてよい。
【０００７】
本出願及びその結果として付与される特許は、更に、ガスタービンエンジンに用いられるタービン動翼を冷却する方法を提供するものである。この方法は、タービン動翼の軸部内に形成される少なくとも１つの供給通路内に冷却用流体流を導く段階と、タービン動翼の翼形部内且つ翼形部の外面付近に形成される多数の冷却通路を介して冷却用流体流を送る段階と、冷却用流体流をタービン動翼の外で且つガスタービンエンジンの高温ガス流路内へと導く段階とを含んでよい。各々の冷却通路は、第１の断面積を有する半径方向内側部分と第２の断面積を有する少なくとも１つの半径方向外側部分とを含んでよく、第１の断面積は第２の断面積より大きくてよい。
【０００８】
本出願及びその結果として付与される特許は、更に、ガスタービンエンジン用タービン動翼を提供するものである。このタービン動翼は、プラットフォーム部と、プラットフォーム部からタービン動翼の翼先端側端部まで半径方向に延在する翼形部と、プラットフォーム部からタービン動翼の翼付根側端部まで半径方向に延在する軸部とを含んでよい。タービン動翼は、更にまた、翼形部内且つ翼形部の外面付近に形成される多数の冷却通路を含んでよい。各々の冷却通路は、第１の断面積を有する半径方向内側部分と、第２の断面積を有する少なくとも１つの半径方向外側部分とを含んでよく、第１の断面積は第２の断面積より大きくてよい。タービン動翼は、更に、軸部内に形成される少なくとも１つの供給通路を含んでよく、この供給通路は少なくとも１つの冷却通路と境界部において連通してよい。供給通路は第４の断面積を有してよく、この第４の断面積は第１の断面積より大きくてよい。
【０００９】
以下の詳細な説明を幾つかの図面及び添付の特許請求の範囲と併せて吟味することにより、当業者には、本出願及びその結果として付与される特許の上記及びその他の特徴と改良点とが明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】圧縮機と燃焼器とタービンとを含むガスタービンエンジンの略図である。
【図２】多数のタービン段を示す、図１のガスタービンエンジンに用いることができるタービンの一部分の略図である。
【図３】破線で示される多数の冷却穴を示す、図２のタービンに用いることができる周知のタービン動翼の正面図である。
【図４】図３のタービン動翼の上面図である。
【図５】破線により示される多数の冷却通路を示す、本明細書に記載のタービン動翼の１つの実施形態の正面図である。
【図６】破線により示される多数の冷却通路を示す、本明細書に記載のタービン動翼のまた他の実施形態の正面図である。
【図７】タービン動翼内に形成される冷却通路を示す、本明細書に記載のタービン動翼の一部分の上面断面図である。
【図８】タービン動翼内に形成される冷却通路を示す、本明細書に記載のタービン動翼の一部分の上面断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
次に、幾つかの図を通じて同様の符号が同様の要素を示す図面を参照すると、図１は、本発明において用いることができるガスタービンエンジン１０の略図である。ガスタービンエンジン１０は圧縮機１５を含んでよい。圧縮機１５は、入来する空気流２０を圧縮する。圧縮機１５は、圧縮された空気流２０を燃焼器２５に送る。燃焼器２５は、圧縮空気流２０を加圧燃料流３０と混合すると共に、この混合物に点火して燃焼ガス流３５を創出する。図には単一の燃焼器２５のみを示すが、ガスタービンエンジン１０はいかなる個数の燃焼器２５を含んでもよい。燃焼ガス流３５は、次に、タービン４０に送られる。燃焼ガス流３５は力学的仕事を生み出すようにタービン４０を駆動する。タービン４０で生み出された力学的仕事は、軸４５を介して圧縮機１５と発電機等の外部負荷５０とを駆動する。その他の構成及びその他の構成要素を本発明において用いることができる。
【００１２】
ガスタービンエンジン１０は、天然ガス、様々な種類の合成ガス及び／又はその他の種類の燃料を使用することができる。ガスタービンエンジン１０は、ニューヨーク州スケネクタディのゼネラル・エレクトリック・カンパニーが提供している、７又は９シリーズのヘビーデューティガスタービンエンジン等を含むが、これらに制限されない多くの様々なガスタービンエンジンのいずれかであってよい。ガスタービンエンジン１０は異なる構成を有してよく、且つ他の種類の構成要素を用いてもよい。その他の種類のガスタービンエンジンも本発明において用いることができる。複数のガスタービンエンジン、その他の種類のタービン及びその他の種類の発電設備も本発明において一緒に用いることができる。本明細書にはガスタービンエンジン１０を示すが、本出願はあらゆる種類のターボ機械に適用可能である。
【００１３】
図２は、ガスタービンエンジン１０の高温ガス流路５２内に配置される多数の段５２を含むタービン４０の一部分の略図である。第１段５６は、周方向に離間する多数の第１段ノズル５８と動翼６０とを含む。同様に、第２段６２は、周方向に離間する多数の第２段ノズル６４と動翼６６とを含む。更に、第３段６８は、周方向に離間する多数の第３段ノズル７０と動翼７２とを含む。このタービン４０の一部分は３つの段５２を含むものとして示されているが、タービン４０はいかなる個数の段５２を含んでもよい。
【００１４】
図３に、タービン４０の第２段６２の１つの動翼６６の正面図を示す。周知のように、動翼６６は、翼形部７６と、軸部７８と、翼形部７６と軸部７８との間に配置されるプラットフォーム部８０とを含む。翼形部７６は、プラットフォーム部８０から、動翼６６の翼先端側端部８４の周りに配置される翼先端シュラウド８２まで半径方向上方に延在する。翼先端シュラウド８２は翼形部７６と一体的に形成されてよい。軸部７８は、プラットフォーム部８０から、動翼６６の翼付根側端部８６まで半径方向下方に延在して、プラットフォーム部８０が一般に翼形部７６と軸部７８との間の境界部を形成するようになっている。図に示すように、プラットフォーム部８０は、実質的に平面状であると共に、動翼６６が使用時にタービン４０内に配置されると略水平になるように形成される。軸部７８は、動翼６６をタービン４０のタービンディスクに固定するように構成されるダブテール部等の翼付根構造をなすように形成される。ガスタービンエンジン１０の動作時において、燃焼ガス流３５は、高温ガス流路５４に沿って且つ高温ガス流路５４の半径方向内側境界線を形成するプラットフォーム部８０の上を移動する。従って、燃焼ガス流３５は動翼６６の翼形部７６に衝突するように導かれ、よって翼形部７６の表面は非常に高い温度に曝される。
【００１５】
図３及び４に示すように、動翼６６は、翼形部７６内に形成される多数の冷却穴８８（破線で示す）を含んでよい。各冷却穴８８は、プラットフォーム部８０から、動翼６６の翼先端側端部８４において翼先端シュラウド８２に形成される出口９０まで半径方向に延在する。冷却穴８８は従来のＳＴＥＭ穴あけによって形成されてよく、よって略円形の断面形状と冷却穴８８の長さに沿って一定な直径とを有する。動翼６６は、更にまた、軸部７８内に形成される多数の供給穴９２（破線で示す）を含んでよい。各供給穴９２は、動翼６６の翼付根側端部８６において軸部７８に形成される入口９４からプラットフォーム部８０まで半径方向に延在する。図に示すように、各供給穴９２は、プラットフォーム部８０内に配置される境界部９６において１つの冷却穴８８と直接連通する。供給穴９２も従来のＳＴＥＭ穴あけによって形成されてよく、よって略円形の断面形状と供給穴９２の長さに沿って一定な直径とを有する。ガスタービンエンジン１０の動作時において、圧縮機１５からの抽気等の冷却用流体は、入口９４を介して供給穴９２内へと導かれると共に、その後、冷却穴８８を通過して動翼６６から出口９０を介して流出する。従って、冷却用流体が冷却穴８８を通って送られると共に然る後に動翼６６の翼先端側端部８４において高温ガス流路５４内へと導かれる時に、熱が動翼６６から、特に翼形部７６から冷却用流体に伝達される。
【００１６】
図５に、本明細書に記載のタービン動翼１００の１つの実施形態の正面図を示す。動翼１００は、ガスタービンエンジン１０のタービン４０の第２段６２等の後続段に用いられてよい。同様の態様で、動翼１００は、タービン４０の第３段６８又は何らかのその他の段に用いられてよい。動翼１００は、翼形部１０４と、軸部１０６と、翼形部１０４と軸部１０６との間に配置されるプラットフォーム部１０８とを含む。翼形部１０４は、プラットフォーム部１０８から、動翼１００の翼先端側端部１１４の周りに配置される翼先端シュラウド１１２まで半径方向上方に延在する。軸部１０６はプラットフォーム部１０８から動翼１００の翼付根側端部１１８まで半径方向下方に延在して、プラットフォーム部１０８が一般に翼形部１０４と軸部１０６との間の境界部を形成するようになっている。図に示すように、プラットフォーム部１０８は、実質的に平面状であると共に、動翼１００が使用時にタービン４０内に配置されると略水平になるように形成される。軸部１０６は、動翼１００をタービン４０のタービンディスクに固定するように構成されるダブテール部等の翼付根構造をなすように形成される。その他の構成の翼形部１０４、軸部１０６及びプラットフォーム部１０８を用いてもよい。
【００１７】
図５に示すように、動翼１００は、翼形部１０４の外面１２２付近において翼形部１０４内に形成される多数の冷却通路１２０（破線で示す）を含んでよい。冷却通路１２０は、翼形部１０４の外面１２２に沿って、プラットフォーム部１０８から動翼１００の翼先端側端部１１４の方へと半径方向に延在する。特に、１つ以上の各冷却通路１２０は、翼形部１０４の外面１２２に沿って、プラットフォーム部１０８から、動翼１００の翼先端側端部１１４において翼先端シュラウド１１２に形成される１つ以上の出口１２６まで半径方向に延在する。加えて、１つ以上の各冷却通路１２０は、翼形部１０４の外面１２２に沿って、プラットフォーム部１０８から、翼形部１０４の外面１２２に形成されると共に半径方向にプラットフォーム部１０８と翼先端シュラウド１１２との間に配置される１つ以上の出口１２８まで半径方向に延在する。同様の態様で、１つ以上の各冷却通路１２０は、翼形部１０４の外面１２２に沿って、プラットフォーム部１０８から動翼１００に沿った何らかの位置に形成される１つ以上の出口まで半径方向に延在する。例えば、ある一定の態様において、１つ以上の各冷却通路１２０は、翼形部１０４に沿って配置される１つ以上の貫通穴により形成される１つ以上の出口まで半径方向に延在してよい。幾つかの態様では、１つ以上の各冷却通路１２０は、翼形部１０４の外面１２２に沿って半径方向に延在すると共に、翼形部１０４の外面１２２の輪郭をなぞってもよい。その他の態様では、１つ以上の各冷却通路１２０は、翼形部１０４の外面１２２に沿って、翼形部１０４に形成される１つ以上の出口まで軸方向に延在してよい。例えば、ある一定の態様においては、１つ以上の各冷却通路１２０は、翼形部１０４に沿って配置される１つ以上の貫通穴により形成される１つ以上の出口まで軸方向に延在してよい。更に他の態様において、１つ以上の各冷却通路１２０は、動翼１００の冷却を最適化するために、軸方向に曲がるか又は蛇行パターン若しくは何らかのその他のパターンを形成してよい。このような態様において、１つ以上の各冷却通路１２０は、翼形部１０４の後縁部に沿って配置される１つ以上の貫通穴により形成される１つ以上の出口まで延在してよい。
【００１８】
１つ以上の各冷却通路１２０は、冷却通路１２０の半径方向の長さに沿って変動する断面積を有してよい。冷却通路１２０の断面積は、冷却通路１２０の半径方向の長さに沿って漸減的態様で次第に変化してよい。これに代わる方法として、冷却通路１２０の断面積は、図５に示すように、冷却通路の半径方向の長さに沿って段階的態様で急に変化してもよい。特に、１つ以上の冷却通路１２０は、プラットフォーム部１０８付近において、動翼１００の翼先端側端部１１４における冷却通路１２０の断面積より大きい断面積を有してよい。
【００１９】
一部の態様において、１つ以上の各冷却通路１２０は、半径方向内側部分１３２の半径方向の長さに沿って一定である第１の断面積を有する半径方向内側部分１３２と、半径方向外側部分１３４の半径方向の長さに沿って一定である第２の断面積を有する半径方向外側部分１３４とを含んでよい。このような態様において、第１の断面積は第２の断面積より大きくてよい。半径方向内側部分１３２は、動翼１００のプラットフォーム部１０８と翼先端側端部１１４との間に配置される境界部１３６において半径方向外側部分１３４と直接連通してよい。これに代わる方法として、１つ以上の各冷却通路１２０は、半径方向内側部分１３２と半径方向外側部分１３４との間に配置される半径方向中間部分１３８を含んでよい。ある一定の態様では、半径方向中間部分１３８は、半径方向中間部分１３８の半径方向の長さに沿って一定である第３の断面積を有してよい。このような態様において、第３の断面積は第１の断面積より小且つ第２の断面積より大きくてよい。半径方向中間部分１３８は、半径方向内側部分１３２と境界部１４２において直接連通すると共に、半径方向外側部分１３４と境界部１４４において直接連通してよい。図に示すように、異なる部分１３２、１３４、１３８間の各々の境界部１３６、１４２、１４４は、ある断面積から別の断面積への段階的移行部を含んでよい。これに代わる方法として、異なる部分１３２、１３４、１３８間の各々の境界部１３６、１４２、１４４は、ある断面積から別の断面積への漸減的移行部を含んでよい。１つ以上の各冷却通路１２０が、半径方向内側部分１３２と半径方向外側部分１３４との間に配置される、半径方向に離間する追加の中間部分を含み、半径方向に離間する追加の各中間部分が個別の異なる断面積を有するその他の構成を用いてもよい。
【００２０】
図５に示すように、１つ以上の各冷却通路１２０は、境界部１３６において半径方向内側部分１３２と直接連通する多数の半径方向外側部分１３４を含んでよい。このような態様で、冷却通路１２０は、半径方向外側部分１３４が境界部１３６において半径方向内側部分１３２から分岐する樹状形状をなす。ある一定の態様において、半径方向内側部分１３２の第１の断面積は各々の半径方向外側部分１３４の第２の断面積より大きくてよい。同様の態様で、１つ以上の各冷却通路１２０は、境界部１４２において半径方向内側部分１３２と直接連通する多数の半径方向中間部分１３８を含んで、分岐した樹状形状をなしてよい。一部の態様において、半径方向内側部分１３２の第１の断面積は各々の半径方向中間部分１３８の第３の断面積より大きくてよい。更に、１つ以上の各冷却通路１２０は、境界部１４４において１つの半径方向中間部分１３８と直接連通する多数の半径方向外側部分１３４を含んで、同じく分岐した樹状形状をなしてよい。ある一定の態様において、半径方向中間部分１３８の第３の断面積は各々の半径方向外側部分１３４の第２の断面積より大きくてよい。１つ以上の各冷却通路１２０が、半径方向内側部分１３２と半径方向外側部分１３４との間に配置される、半径方向に離間する追加の中間部分を含み、半径方向に離間する追加の各中間部分が個別の異なる断面積を有するその他の構成を用いてもよい。
【００２１】
動翼１００は、更にまた、動翼１００内に形成される１つ以上の供給通路１４８（破線で示す）を含んでよい。図５に示すように、１つ以上の各供給通路１４８は、動翼１００の翼付根側端部１１８において軸部１０６に形成される入口１５２からプラットフォーム部１０８まで半径方向に延在してよい。１つ以上の各供給通路１４８は、プラットフォーム部１０８内に配置される境界部１５４において１つ以上の冷却通路１２０と直接連通してよい。特に、１つ以上の各供給通路１４８は、境界部１５４において１つ以上の半径方向内側部分１３２と直接連通してよい。一部の態様において、１つ以上の各供給通路１４８は、供給通路１４８の半径方向の長さに沿って一定である第４の断面積を有してよい。このような態様において、第４の断面積は１つ以上の半径方向内側部分１３２の各々の第１の断面積より大きくてよい。
【００２２】
図６に、本明細書に記載のタービン動翼２００のまた他の実施形態の正面図を示す。動翼２００は、動翼１００に関して上記に説明した要素に対応する様々な要素を含み、図６にはこれらの要素を対応する符号で示すと共に、本明細書に更に詳説することはしない。動翼２００は、ガスタービンエンジン１０のタービン４０の第２段６２等の後続段に用いられてよい。同様の態様で、動翼２００をタービン４０の第３段６８又は何らかのその他の段に用いることができる。
【００２３】
図６に示すように、動翼２００は、翼形部２０４の外面２２２付近において翼形部２０４内に形成される多数の冷却通路２２０（破線で示す）を含んでよい。冷却通路２２０は、翼形部２０４の外面２２２に沿って、プラットフォーム部２０８付近の位置から動翼２００の翼先端側端部２１４の方へと半径方向に延在してよい。特に、１つ以上の各冷却通路２２０は、翼形部２０４の外面２２２に沿って、プラットフォーム部２０８付近の位置から、動翼２００の翼先端側端部２１４において翼先端シュラウド２１２に形成される１つ以上の出口２２６まで半径方向に延在してよい。加えて、１つ以上の各冷却通路２２０は、翼形部２０４の外面２２２に沿って、プラットフォーム部２０８付近の位置から、翼形部２０４の外面２２２に形成されると共に半径方向にプラットフォーム部２０８と翼先端シュラウド２１２との間に配置される１つ以上の出口２２８まで半径方向に延在してよい。一部の態様において、１つ以上の冷却通路２２０は、動翼１００に関して上記に説明した要素に対応する１つ以上の半径方向内側部分２３２と１つ以上の半径方向外側部分２３４とを含んでよい。同様の態様で、１つ以上の各冷却通路２２０は、翼形部２０４の外面２２２に沿って、プラットフォーム部２０８から、動翼２００に沿った何らかの位置に形成される１つ以上の出口まで半径方向に延在してよい。一部の態様において、１つ以上の各冷却通路２２０は、翼形部２０４の外面２２２に沿って半径方向に延在すると共に、翼形部２０４の外面２２２の輪郭をなぞってもよい。その他の態様では、１つ以上の各冷却通路２２０は、翼形部１０４の外面１２２に沿って軸方向に延在してよい。例えば、ある一定の態様においては、１つ以上の各冷却通路２２０は、翼形部２０４に沿って配置される１つ以上の貫通穴により形成される１つ以上の出口まで軸方向に延在してよい。更に他の態様において、１つ以上の各冷却通路２２０は、動翼１００の冷却を最適化するために、軸方向に曲がるか又は蛇行パターン若しくは何らかのその他のパターンを形成してよい。このような態様において、１つ以上の各冷却通路２２０は、翼形部２０４の後縁部に沿って配置される１つ以上の貫通穴により形成される１つ以上の出口まで延在してよい。
【００２４】
動翼２００は、更にまた、動翼２００内に形成される１つ以上の供給通路２４８（破線で示す）を含んでよい。図６に示すように、１つ以上の各供給通路２４８は、動翼２００の翼付根側端部２１８において軸部２０６に形成される入口２５２からプラットフォーム部２０８付近の位置まで半径方向に延在してよい。このような態様で、１つ以上の各供給通路２４８は軸部２０６を貫通して翼形部２０４内へと延在する。１つ以上の各供給通路２４８は、翼形部２０４内に配置される境界部２５４において１つ以上の冷却通路２２０と直接連通してよい。特に、１つ以上の各供給通路２４８は、境界部２５４において１つ以上の半径方向内側部分２３２と直接連通してよい。一部の態様において、１つ以上の各供給通路２４８は、供給通路２４８の半径方向の長さに沿って一定である第４の断面積を有してよい。このような態様においては、第４の断面積は１つ以上の各々の半径方向内側部分２３２の第１の断面積より大きくてよい。１つ以上の各冷却通路１２０が、半径方向内側部分２３２と半径方向外側部分２３４との間に配置される、半径方向に離間する追加の中間部分を含み、半径方向に離間する追加の各中間部分が個別の異なる断面積を有するその他の構成を用いてもよい。
【００２５】
図７は、１つの冷却通路１２０の１つの半径方向内側部分１３２の構造を示す、翼形部１０４の外面１２２に沿ったタービン動翼１００の一部分の上面断面図である。翼形部１０４は、基材部分１６０と基材部分１６０の上に延在する被覆層１６４とを含む。このような態様で、被覆層１６４は翼形部１０４の外面１２２を形成する。図に示すように、冷却通路１２０は翼形部１０４の基材部分１６０と被覆層１６４とによって形成される。特に、冷却通路１２０は、基材部分１６０内に形成されると共に被覆層１６４がその上に延在する溝１６８によって形成される。溝１６８は図に示すように略矩形の断面を有するが、これに代わる方法として、溝１６８はその他の形状の断面を有するように形成されてもよい。加えて、溝１６８は、丸コーナーを含んでよい。冷却通路１２０の半径方向内側部分１３２に沿って、溝１６８は幅ｗiと深さｄiとを有する。更に、冷却通路１２０の半径方向内側部分１３２に沿って、被覆層１６４は厚さｔiを有する。厚さｔiは半径方向内側部分１３２の半径方向の長さに沿って一定に保たれて、その結果として溝１６８と翼形部１０４の外面１２２との間における距離が一定になる。これに代わる方法として、厚さｔiは半径方向内側部分１３２の半径方向の長さに沿って変動して、その結果として溝１６８と翼形部１０４の外面１２２との間における距離が変動してもよい。冷却通路１２０の公称直径の大きさは幅広い大きさの範囲内であってよいが、ある一定の実施形態では、この公称直径は好ましくは０．０１０インチ〜０．３００インチ（０．０２５４ｃｍ〜０．７６２ｃｍ）の範囲内としてよい。加えて、冷却通路１２０のピッチと公称直径との比は、大き目の冷却通路１２０の場合は１より大きくてよく、小さ目の冷却通路１２０の場合は３〜１０の範囲内としてよい。
【００２６】
図８は、１つの冷却通路１２０の１つの半径方向外側部分１３４の構造を示す、翼形部１０４の外面１２２に沿ったタービン動翼１００の一部分の上面断面図である。冷却通路１２０の半径方向外側部分１３４に沿って、溝１６８は幅ｗoと深さｄoとを有する。更に、冷却通路１２０の半径方向外側部分１３４に沿って、被覆層１６４は厚さｔoを有する。厚さｔoは半径方向外側部分１３４の半径方向の長さに沿って一定に保たれて、その結果として溝１６８と翼形部１０４の外面１２２との間における距離が一定になる。これに代わる方法として、厚さｔoは半径方向外側部分１３４の半径方向の長さに沿って変動して、その結果として溝１６８と翼形部１０４の外面１２２との間における距離が変動してもよい。上述したように、冷却通路１２０の半径方向内側部分１３２の第１の断面積は冷却通路１２０の半径方向外側部分１３４の第２の断面積より大きくてよい。加えて、冷却通路１２０の半径方向内側部分１３２の厚さｔiは冷却通路１２０の半径方向外側部分１３４の厚さｔoより大きくてよい。上述したように、冷却通路１２０の公称直径の大きさは幅広い大きさの範囲内であってよいが、ある一定の実施形態では、この公称直径は好ましくは０．０１０インチ〜０．３００インチ（０．０２５４ｃｍ〜０．７６２ｃｍ）の範囲内としてよい。加えて、冷却通路１２０のピッチと公称直径との比は、大き目の冷却通路１２０の場合は１より大きくてよく、小さ目の冷却通路１２０の場合は３〜１０の範囲内としてよい。
【００２７】
タービン動翼１００の冷却通路１２０は様々な方法によって形成可能である。ある一定の態様において、冷却通路１２０の溝１６８は、フライス削り、ワイヤー放電加工、フライス放電加工、プランジ放電加工、ウォータージェット溝加工、レーザー溝加工又は鋳造により翼形部１０４の基材部分１６０に形成される。溝１６８のその他の形成方法を用いることもできる。溝１６８の形成後に、被覆層１６４を基材部分１６０に密着させる態様で溝１６８の上に形成する。一部の態様において、被覆層１６４は、基材部分１６０に蝋付け又は溶接される薄い箔又はシートを含んでよい。その他の態様においては、被覆層１６４は、溝１６８を跨ぐと共に基材部分１６０に固着するスプレー被覆を含んでよい。被覆層１６４のその他の形勢方法を用いることもできる。ある一定の態様において、冷却溝１２０の出口１２６、１２８は、穴あけ、ウォータージェット溝加工又はレーザー溝加工によって形成される。出口１２６、１２８のその他の形成方法を用いることもできる。タービン動翼１００の供給通路１４８も様々な方法により形成されてよい。ある一定の態様において、供給通路１４８は、穴あけ、ＳＴＥＭ穴あけ、フライス削り、ワイヤー放電加工、フライス放電加工、プランジ放電加工、ウォータージェット溝加工、レーザー溝加工又は鋳造により、軸部１０６とプラットフォーム部１０８とに形成される。供給通路１４８のその他の形成方法を用いることもできる。上記の方法を組み合わせた何らかの方法を用いて、異なる冷却通路１２０、出口１２６、１２８及び供給通路１４８を形成させることができる。
【００２８】
タービン動翼１００を含むガスタービンエンジン１０の動作時において、圧縮機１５からの抽気等の冷却用流体は入口１５２を介して供給通路１４８内に導かれる。冷却用流体はその後、冷却通路１２０を通って送られると共に、出口１２６、１２８を介して動翼１００から流出する。従って、冷却用流体が冷却通路１２０を通って送られると共に然る後に動翼１００の翼先端側端部１１４において高温ガス流路５４内へと導かれる時に、熱が動翼１００から、特に翼形部１０４から冷却用流体に伝達される。冷却通路１２０内において、冷却用流体は半径方向内側部分１３２と半径方向外側部分１３４とを通って送られ、これによって熱を動翼１００から冷却用流体に異なる率で伝達することが可能になる。
【００２９】
冷却穴１２０の半径方向内側部分１３２と半径方向外側部分１３４とは、動翼１００から、特には翼形部１０４から冷却用流体への熱伝達を最適化するように構成される。冷却要求は動翼１００の翼先端側端部１１４に向かう方向に増大するため、各々の半径方向内側部分１３２の第１の断面積は各々の半径方向外側部分の第２の断面積より大きくする。その結果として、冷却用流体と動翼１００との間における熱伝達は、半径方向内側部分１３２に沿って最小限に抑えられる。同様の態様で、各々の供給通路１４８の第４の断面積を各々の半径方向内側部分１３２の第１の断面積より大きくして、冷却用流体と動翼１００との間における熱伝達を供給通路１４８に沿って最小限に抑えることができる。加えて、被覆層１６４は、半径方向内側部分１３２の上において第１の厚さｔiを、そして半径方向外側部分１３４の上において第２の厚さｔoを有する。第１の厚さｔiを第２の厚さｔoより大きくして、冷却用流体と動翼１００との間における熱伝達を半径方向内側部分１３２に沿って更に最小限に抑えることができる。上述したように、第１の厚さｔi及び第２の厚さｔoの１つ以上をそれぞれの半径方向内側部分１３２又は半径方向外側部分１３４の半径方向の長さに沿って変動させてもよい。
【００３０】
このように、本明細書に記載のタービン動翼１００は、ガスタービンエンジン１０の高温ガス流路５４沿いの高温に耐えるより優れた冷却構成を提供する。動翼１００は、冷却通路１２０の半径方向の長さに沿って変動する断面積を有する多数の各冷却通路１２０を含んでよい。特に、１つ以上の冷却通路１２０は、第１の断面積が第２の断面積より大きくなるように構成される第１の断面積を有する１つ以上の半径方向内側部分１３２と第２の断面積を有する１つ以上の外側部分１３４とを含んでよい。このような態様で、冷却通路１２０は、動翼１００の半径方向の長さに沿った冷却要求の変動に対応して、効率的に冷却を行なうことができる。これに代わる方法として、１つ以上の各冷却通路１２０は、動翼１００の冷却を最適化するために、翼形部１０４の外面に沿って軸方向に延在するか、軸方向に曲がるか、又は蛇行パターン若しくは何らかのその他のパターンを形成してよい。その結果として、冷却通路１２０は、動翼１００の冷却に必要とされる空気流の量を削減する一方で、ガスタービンエンジン１０の全体としての効率を高めることができる。更に、冷却通路１２０は翼形部１０４の外面１２２に沿って形成されるため、動翼１００が様々な複雑な立体形状を有すること又は捻れることが可能になる。このような態様で、翼形部１０４は、直線状の経路を有する冷却穴への適応を懸念することなく、より優れた空力特性が得られるように構成される。
【００３１】
上記の実施形態は、動翼１００、２００に関して図示され且つ説明されているが、同様の冷却通路１２０、２２０の構成が、ノズル又はシュラウド等、ガスタービンエンジン１０の高温ガス流路内の又は高温ガス流路に沿ったいかなる構成要素にも使用可能であることを理解するべきである。更に、上記の実施形態は、動翼１００、２００に沿って半径方向に延在する冷却通路１２０、２２０に関して図示され且つ説明されているが、冷却通路１２０、２２０は、動翼１００、２００の冷却を最適化するために、動翼に沿って軸方向に延在するか、軸方向に曲がるか、又は、蛇行パターン若しくは何らかのその他のパターン又はこれらを組み合わせたものを形成してよいことを理解するべきである。
【００３２】
上記の説明は、本出願及びその結果として付与される特許のある一定の実施形態のみに関することは明らかである。当業者は、以下の特許請求の範囲に記載される本発明及び均等物の一般的な精神及び範囲から逸脱することなく、本発明に数多くの変更及び改変を加えることができる。
【符号の説明】
【００３３】
１０    ガスタービンエンジン
１５    圧縮機
２０    空気流
２５    燃焼器
３０    燃料流
３５    燃焼ガス流
４０    タービン
４５    軸部
５０    外部負荷
５２    タービン段
５４    高温ガス流路
５６    第１段
５８    第１段ノズル
６０    第１段動翼
６２    第２段
６４    第２段ノズル
６６    第２段動翼
６８    第３段
７０    第３段ノズル
７２    第３段動翼
７６    翼形部
７８    軸部
８０    プラットフォーム部
８２    翼先端シュラウド
８４    翼先端側端部
８６    翼付根側端部
８８    冷却穴
９０    出口
９２    供給穴
９４    入口
９６    境界部
１００    タービン動翼
１０４    翼形部
１０６    軸部
１０８    プラットフォーム部
１１２    翼先端シュラウド
１１４    翼先端側端部
１１８    翼付根側端部
１２０    冷却通路
１２２    外面
１２６    出口
１２８    出口
１３２    半径方向内側部分
１３４    半径方向外側部分
１３６    境界部
１３８    半径方向中間部分
１４２    境界部
１４４    境界部
１４８    供給通路
１５２    入口
１５４    境界部
１６０    基材部分
１６４    被覆層
１６８    溝
２００    タービン動翼
２０４    翼形部
２０６    軸部
２０８    プラットフォーム部
２１２    翼先端シュラウド
２１４    翼先端側端部
２１８    翼付根側端部
２２０    冷却通路
２２２    外面
２２６    出口
２２８    出口
２３２    半径方向内側部分
２３４    半径方向外側部分
２３６    境界部
２３８    半径方向中間部分
２４２    境界部
２４４    境界部
２４８    供給通路
２５２    入口
２５４    境界部
【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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【図８】
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