(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
前縁（８６）及び後縁（９９）を備える翼（８０）に設けられた翼冷却回路（８１）であって、
前記前縁（８６）直近の空洞（８５）により形成された衝突冷却回路（８２）と、
前記衝突冷却回路（８２）と流れ連通し前記後縁に向けて蛇行する蛇行冷却回路（８３）と、
前記衝突冷却回路（８２）内に設けられた、複数の衝突孔（１００）を有するインサート（８４）と
を備え、 
前記インサート（８４）の後方には、該インサート（８４）と前記衝突冷却回路（８２）とにより形成された径方向チャネル（９４）が設けられている
翼冷却回路（８１）。
【請求項２】
前記インサート（８４）が、前記翼（８０）の先端（９２）から前記翼（８０）のハブまで延びている、請求項１に記載の翼冷却回路（８１）。
【請求項３】
前記蛇行冷却回路（８３）が、リフレッシュ穴（９１）を備えている請求項１又は２に記載の翼冷却回路（８１）。
【請求項４】
前記蛇行冷却回路（８３）が、複数の後縁スロット（９８）につながる集合空洞（８７）を備えている請求項１乃至３のいずれか１項に記載の翼冷却回路（８１）。
【請求項５】
前記蛇行冷却回路（８３）が、複数の後縁スロット（９８）に直接つながる請求項１乃至３のいずれか１項に記載の翼冷却回路（８１）。
【請求項６】
前記蛇行冷却回路（８３）が、流れの方向の少なくとも２回の１８０度の変化を含んでいる請求項１乃至５のいずれか１項に記載の翼冷却回路（８１）。
【請求項７】
前記蛇行冷却回路（８３）が、曲がりくねった経路を形成する複数の空洞を備えている請求項１に記載の翼冷却回路（８１）。
【請求項８】
ガスタービンエンジン（１０）における使用のための、前縁（８６）及び後縁（９９）を備える翼（８０）であって、
前記前縁（８６）直近の空洞（８５）により形成された衝突冷却回路（８２）と、
前記衝突冷却回路（８２）と流れ連通し前記後縁に向けて蛇行する蛇行冷却回路（８３）と、
前記衝突冷却回路（８２）内に設けられた、複数の衝突孔（１００）を有するインサート（８４）と
を備える冷却回路（８１）を有し、
前記インサート（８４）の後方には、該インサート（８４）と前記衝突冷却回路（８２）とにより形成された径方向チャネル（９４）が設けられている
翼（８０）。
【請求項９】
前記インサート（８４）が、前記翼（８０）の先端（９２）から前記翼（８０）のハブまで延びている、請求項８に記載の翼（８０）。
【請求項１０】
前記蛇行冷却回路（８３）が、流れの方向の３回の１８０度の変化を含んでいる請求項８又は９に記載の翼（８０）。
【請求項１１】
前記蛇行冷却回路（８３）が、リフレッシュ穴（９１）を備えている請求項８乃至１０のいずれか１項に記載の翼（８０）。
【請求項１２】
前記蛇行冷却回路（８３）が、複数の後縁スロット（９８）につながる集合空洞（８７）を備えている請求項８乃至１１のいずれか１項に記載の翼（８０）。
【請求項１３】
前記蛇行冷却回路（８３）が、複数の後縁スロット（９８）に直接つながる請求項８乃至１１のいずれか１項に記載の翼（８０）。
【請求項１４】
前記蛇行冷却回路（８３）が、流れの方向の少なくとも２回の１８０度の変化を含んでいる請求項８又は９に記載の翼（８０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本明細書において説明される技術は、概して、翼のための冷却回路に関し、より詳しくは、ガスタービンエンジンのタービン翼において使用されるそのような冷却回路に関する。
【背景技術】
【０００２】
多くのガスタービンエンジンアセンブリは、回転翼（高圧または低圧タービンの翼など）および／または非回転の固定翼（高圧または低圧タービンのノズルなど）に冷却回路を備えている。
【０００３】
稼働時に、翼を形成している材料の温度を溶融温度または軟化温度よりも低く保つために、比較的冷たい空気が翼に供給される。典型的には、翼は、衝突後の空気が翼から軸方向に流出する衝突回路（ｉｍｐｉｎｇｅｍｅｎｔ  ｃｉｒｃｕｉｔ）、または流れの方向が主として径方向であり、強制対流によって冷却を行う蛇行回路（ｓｅｒｐｅｎｔｉｎｅ  ｃｉｒｃｕｉｔ）のいずれかによって冷却される。
【０００４】
堅調かつ経済的なやり方で翼に冷却をもたらす優れた冷却回路について、ニーズが依然として存在する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許出願公開第８０４３０５７号明細書
【発明の概要】
【０００６】
一態様においては、翼冷却回路が、衝突冷却回路および蛇行冷却回路を備える。
【０００７】
別の態様においては、ガスタービンエンジンに使用される翼が、衝突冷却回路と蛇行冷却回路とを備える冷却回路を有する。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】典型的なガスタービンエンジンアセンブリの断面図である。
【図２】典型的な冷却回路を有する翼の斜視図である。
【図３】図２の翼の線３−３に沿って得た断面図である。
【図４】図２の翼の側面断面図である。
【図５】図２の翼の図３と同様の一部分の拡大断面図である。
【図６】図２の翼の図４と同様の一部分の拡大側面断面図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
図１が、長手軸１１を有する典型的なガスタービンエンジンアセンブリ１０の概略の断面図である。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、ファンアセンブリ１２およびガスタービンエンジン本体１３を備えている。ガスタービンエンジン本体１３は、高圧コンプレッサ１４、燃焼室１６、および高圧タービン１８を備えている。典型的な実施形態においては、ガスタービンエンジンアセンブリ１０が、低圧タービン２０と、多段ブースタコンプレッサ３２と、多段ブースタコンプレッサ３２を実質的に囲むスプリッタ３４とをさらに備える。
【００１０】
ファンアセンブリ１２は、ロータディスク２６から径方向外側に延びている一連のファン翼２４を備えており、ロータディスク２６の前部が、流線形のスピナ２５によって囲まれている。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、吸気側２８および排気側３０を有している。ファンアセンブリ１２、ブースタ２２、および低圧タービン２０が、第１のロータシャフト１１によって一体に結合し、高圧コンプレッサ１４および高圧タービン１８が、第２のロータシャフト２２によって一体に結合している。
【００１１】
稼働時に、空気がファンアセンブリ１２を通って流れ、気流の第１の部分５０が、多段ブースタコンプレッサ３２を通って導かれる。多段ブースタコンプレッサ３２から排出される圧縮された空気が、高圧コンプレッサ１４を通って導かれ、高圧コンプレッサ１４において気流がさらに圧縮され、燃焼室１６にもたらされる。燃焼室１６からの高温の燃焼生成物（図１には示されていない）が、タービン１８および２０を駆動するために利用され、低圧タービン２０が、シャフト２１によってファンアセンブリ１２および多段ブースタコンプレッサ３２を駆動するために利用される。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、設計の動作状態と設計外の動作状態との間の一連の動作状態にて稼働することができる。
【００１２】
ファンアセンブリ１２から排出される気流の第２の部分５２は、ファンアセンブリ１２からの気流の一部をガスタービンエンジン本体１３の周囲にバイパスさせるためのバイパスダクト４０を通って導かれる。より具体的には、バイパスダクト４０は、ファンケーシングまたはシュラウド３６と、スプリッタ３４との間を延びている。したがって、ファンアセンブリ１２からの気流の第１の部分５０が、上述のように多段ブースタコンプレッサ３２を通って高圧コンプレッサ１４に導かれ、ファンアセンブリ１２からの気流の第２の部分５２が、バイパスダクト４０を通って導かれ、例えば航空機のための推力をもたらす。スプリッタ３４が、到来する気流を第１および第２のそれぞれの部分５０および５２に分割する。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、ファンアセンブリ１２に構造的な支持をもたらすとともに、ファンアセンブリ１２をガスタービンエンジン本体１３に結合させるためにも利用されるファンフレームアセンブリ６０をさらに備える。
【００１３】
ファンフレームアセンブリ６０は、径方向外側の取り付けフランジと径方向内側の取り付けフランジとの間を実質的に径方向に延びており、バイパスダクト４０内に径方向に間隔を開けつつ並んでいる複数の出口案内翼７０を備えている。ファンフレームアセンブリ６０は、径方向外側の取り付けフランジと径方向外側の取り付けフランジとの間に接続された複数の支柱をさらに備えることができる。一実施形態においては、ファンフレームアセンブリ６０が、フランジを出口案内翼７０および支柱に接続した弓形のセグメントにて製作される。一実施形態においては、出口案内翼および支柱が、バイパスダクト４０において同軸に接続される。随意により、出口案内翼７０を、バイパスダクト４０内で支柱の下流において接続することができる。
【００１４】
ファンフレームアセンブリ６０は、ガスタービンエンジンアセンブリ１０において種々の構成部品の向きの維持を容易にするために使用されるガスタービンエンジンアセンブリ１０の種々のフレームおよび支持体アセンブリのうちの１つである。より具体的には、そのようなフレームおよび支持体アセンブリが、不動の構成部品を互いに接続するとともに、回転子の軸受の支持を提供する。ファンフレームアセンブリ６０は、出口案内翼７０および支柱がファンアセンブリ１２の出口の付近に周方向に間隔を開けつつ並び、ファンアセンブリ１２から排出される気流の経路を横切って延びるように、バイパスダクト４０においてファンアセンブリ１２の下流に接続される。
【００１５】
図２が、ガスタービンエンジンアセンブリ１０のタービンのうちの１つ（高圧タービン１８または低圧タービン２０）における使用に適した典型的な翼８０を示している。図２に示した実施形態においては、翼８０が、タービンノズルまたはタービン翼などの固定の翼としての使用に合わせて構成されている。
【００１６】
図３〜図６に示されるように、図２の翼８０は、２つのこれまでは別々の種類の回路を組み合わせる翼冷却回路８１を備えている。それら２つの種類の回路は、衝突冷却回路８２を形成するために翼８０の前縁８６の付近の空洞８５において衝突インサート８４（図３および５を参照）を使用することによって採用され、翼８０の残りの部分は、衝突冷却回路８２の通過後も翼８０内に残る冷却用空気である衝突後の空気を使用する蛇行冷却回路８３（図４を参照）によって冷却される。衝突インサート８４は、衝突後の空気が空洞８５の後部リブ８９に沿って導かれることで、衝突冷却の交差流の影響が最小限になるようなサイズおよび前縁の空洞８５の前部における配置を有する。衝突冷却の空気は、衝突の空気を翼８０の前縁８６の近傍の空洞８５の内面に向けるような寸法、形状、および配置の複数の衝突冷却孔１００を通って衝突インサート８４を出る。
【００１７】
到来する冷却用空気９０は、最初に翼８０の先端９２の付近で衝突インサート８４に形成された入り口を通って翼８０に進入し、翼８０の先端９２に向かって軸方向内側に流れる。この翼冷却回路８１は、衝突冷却回路８２内の前縁の衝突後の空気を、翼８０の先端９２からハブ９３まで径方向に流れる衝突インサート８４の後方の径方向のチャネル９４に集めることによって機能する（図６を参照）。衝突後の空気を径方向のチャネル９４に軸方向に案内し、空洞８５における空気の径方向の流れを制限するチャネルを生成するために、随意により、いくつかの馬蹄形のリブ（図示されていない）を、翼８０の前縁８６の内面に追加してもよい。一部の衝突前の冷却用空気を、ロータのパージまたは他の所望の用途のための衝突前の冷却用空気の流れ９６を形成するために、オリフィス９７を通って外に案内することができる。
【００１８】
ハブの付近において、衝突後の空気は、蛇行冷却回路８３の第１の通路に向きを変える（図４を参照）。衝突冷却回路８２および蛇行冷却回路８３が連通しており、冷却用空気が、衝突冷却回路８２から蛇行冷却回路８３に流れる。蛇行冷却回路８３に任意の数の空洞が存在でき、したがって冷却用空気を翼を通って種々の内面に接触させつつ案内するために、翼の内部に蛇行または曲がりくねった経路が形成される。図３に示される実施形態においては、蛇行冷却回路８３が、３つの空洞（チャネル９４も数に入れる）を有しており、流れの方向に２回の１８０度の変化がもたらされている。図４に示される実施形態においては、蛇行冷却回路８３が、４つの空洞（チャネル９４も数に入れる）を有しており、流れの方向に３回の１８０度の変化がもたらされている。翼８０の後縁９９に最も近い最後の径方向の流れの空洞において、空気は、渡り穴９７を通って集合空洞８７に流れ、その後に後縁のスロットまたは孔９８に送り込まれ（図３に示されているとおり）、あるいはスロット９８に直接送り込まれ（図４に示されているとおり）、もしくは他の後縁の冷却の構成において使用されてもよい。リフレッシュ穴９１を、冷却剤供給源からのより低温の空気ならびに追加の流れを蛇行冷却回路８３の残りの部分に加えるために、翼８０のハブ９３または先端９２のいずれかに追加することができる（図４を参照）。フィルム孔を蛇行回路の端部に配置することによって、端部を通る流れをさらに遅くし、回路の内部の対流冷却を維持することも可能である。
【００１９】
本明細書において説明され、添付の図面に示される典型的な実施形態の翼冷却回路は、２つの異なる冷却回路の手法の最良の特徴を、両方の設計の冷却の意図および堅実さを維持するやり方で組み合わせる。伝統的な二連インサート冷却式の翼においては、第２のインサートによって冷却される中央部が、多くの場合に、翼の前縁および後縁よりもはるかに低温になる傾向にある。本明細書に記載の典型的な実施形態においては、蛇行冷却回路が、翼の中央および後部についてより一貫的な冷却効果を生み出し、翼の前縁から中央部および翼の中央部から後縁への温度勾配を軽減する。
【００２０】
本明細書に記載の冷却回路について考えられる商業上の利点は、翼の冷却の流れが少なくて済むことで、エンジンの燃料消費率が改善されることにある。この設計の技術的な利点は、翼における温度勾配が小さくなることで、エンジン稼働時の翼の応力が軽減され、部品の寿命および耐久性が向上することにある。
【００２１】
インサートから蛇行部への供給のために衝突前および衝突後の空気の混合物を使用する設計を、達成することができる。さらに、後縁のスロットと蛇行部の後部との間の境界について、種々の構成を考えることができる。蛇行部への供給用の複数のインサートを使用することができる（例えば、衝突空気を同じ蛇行部に流れさせる２つの空洞）。流れの一部が径方向ではなくて軸方向に進む或る種の蛇行回路を採用することも可能である。軸方向の流れの蛇行部を、径方向の空気の代わりに衝突後の空気を使用するように設計することが可能である。
【００２２】
本発明を種々の具体的な実施形態に関して説明したが、特許請求の範囲の技術的思想および技術的範囲の範囲内で、本発明を変更を伴って実施できることを、当業者であれば理解できるであろう。
【符号の説明】
【００２３】
１０  ガスタービンエンジンアセンブリ
１１  長手軸、第１のロータシャフト
１２  ファンアセンブリ
１３  ガスタービンエンジン本体
１４  高圧コンプレッサ
１６  燃焼室
１８  高圧タービン
２０  低圧タービン
２１  シャフト
２２  第２のロータシャフト
２４  ファン翼
２５  スピナ
２６  ロータディスク
２８  吸気側
３０  排気側
３２  多段ブースタコンプレッサ
３４  スプリッタ
３６  シュラウド
４０  バイパスダクト
５０  第１の部分
５２  第２の部分
６０  ファンフレームアセンブリ
７０  出口案内翼
８０  翼
８１  翼冷却回路
８２  衝突冷却回路
８３  蛇行冷却回路
８４  衝突インサート
８５  空洞
８６  前縁
８７  集合空洞
８９  後部リブ
９０  冷却用空気
９１  リフレッシュ穴
９２  先端
９３  ハブ
９４  チャネル
９７  オリフィス、渡り穴
９８  孔、スロット
９９  後縁
１００  衝突冷却孔
【図１】
0005948436.tif 000002
【図２】
0005948436.tif 000003
【図３】
0005948436.tif 000004
【図４】
0005948436.tif 000005
【図５】
0005948436.tif 000006
【図６】
0005948436.tif 000007