(57)【要約】【課題】湾曲を画定する外部表面を有し、軸方向に延びる空気力学的外部表面の湾曲を有する前縁部（２６）および軸方向に隔置された後縁部（２８）とを含む、タービンエーロフォイル（２２）を提供すること。【解決手段】複数の冷却孔（５０）が、冷却回路（４０）と流体連通するようにエーロフォイル（２２）の外部表面に形成され、複数の冷却孔（５０）の少なくともいくつかは、冷却回路（４０）の下流に絞り部分（５８）と、ディフューザ部分（５１）とを有する。ディフューザ部分（５１）の両側壁（５３、５４）および頂壁と底壁（５５、５６）のいずれか一方が、広がりが強化され、付着性が強化され、より乱流になりにくい冷却回路（４０）からの冷却膜の流れを、それぞれの冷却孔（５０）近傍のエーロフォイル（２２）の下流表面に実現するための、ベル形の構造を有する。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
湾曲を画定する外部表面を有するタービンエーロフォイル（２２）であって、このタービンエーロフォイル（２２）は、
（ａ）軸方向に延びる空気力学的外部表面の湾曲を有する前縁部（２６）および軸方向に隔置された後縁部（２８）と、
（ｂ）翼根部（３０）、並びに径方向に延びる翼幅軸に沿って隔置された翼端（３２）と、
（ｃ）正圧側の壁（３４）、並びに側方に隔置された負圧側の壁（３６）と、
（ｄ）前記正圧側の壁（３４）と前記負圧側の壁（３６）の間に配置された、エーロフォイル（２２）を冷却するために流体流（Ｆ）を送るための冷却回路（４０）と、
（ｅ）前記冷却回路（４０）と流体連通するように、前記エーロフォイル（２２）の前記外部表面に形成された複数の冷却孔（５０）とを有し、
前記複数の冷却孔（５０）の少なくともいくつかは、
（ｉ）前記冷却回路（４０）の下流位置の絞り部分（５８）と、
（ｉｉ）前記絞り部分（５８）の下流かつ前記エーロフォイル（２２）の前記外部表面の上流に設けられたディフューザ部分（５１）であって、前記外部表面上に冷却膜を出すための出口開口（５２）を画成する、頂壁（５５）と底壁（５６）と両側壁（５３、５４）とを有し、
このタービンエーロフォイル（２２）は、さらに、
（ｆ）前記ディフューザ部分（５１）の少なくとも、前記両側壁（５３、５４）と、前記頂壁および底壁（５５、５６）のいずれか一方は、下流で広がったベル形の構造を有することにより、前記冷却回路（４０）からの前記冷却膜の流れが、それぞれの冷却孔（５０）近傍の前記エーロフォイル（２２）の下流表面において、広がりを強化され、付着性が強化され、より乱流になりにくくされたことを特徴とするタービンエーロフォイル（２２）。
【請求項２】
前記絞り部分（５８）が、そこを通る流体流の方向に垂直な一定の断面を有することを特徴とする請求項１記載のタービンエーロフォイル（２２）。
【請求項３】
前記絞り部分（５８）が、そこを通る流体流の方向に垂直な、円形、楕円形および矩形からなるグループから選択された、一定の断面を有することを特徴とする請求項１記載のタービンエーロフォイル（２２）。
【請求項４】
前記冷却孔（５０）が、前記エーロフォイル（２２）の前記負圧側の壁（３６）に形成されることを特徴とする請求項１記載のタービンエーロフォイル（２２）。
【請求項５】
前記ディフューザ部分（５１）の前記出口開口（５２）が、径方向に延びる縦の高さ寸法と、横方向に延びる幅寸法を規定することを特徴とする請求項１記載のタービンエーロフォイル（２２）。
【請求項６】
前記底壁（５６）が、前記ディフューザ部分（５１）の前記出口開口（５２）の下流に、ベル形の湾曲を有することを特徴とする請求項１記載のタービンエーロフォイル（２２）。
【請求項７】
前記ベル形のディフューザ底壁（５６）が、前記絞り部分（５８）の円筒形の壁に比べて、０〜３０度の角度に方向付けられたことを特徴とする請求項６記載のタービンエーロフォイル（２２）。
【請求項８】
前記冷却孔（５０）よる前記前縁部（２６）の表面積被覆率が、約３５パーセントであることを特徴とする請求項１記載のタービンエーロフォイル（２２）。
【請求項９】
各出口開口（５２）の前記面積が、約０．１２ｍｍ２〜約０．６５ｍｍ２であることを特徴とする請求項１記載のタービンエーロフォイル（２２）。
【請求項１０】
前記出口開口（５２）の前記面積が、約０．４５ｍｍ２であることを特徴とする請求項１記載のタービンエーロフォイル（２２）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、高効率ベル形冷却孔を含む、タービンエーロフォイルに関する。
【背景技術】
【０００２】
ベル形の孔は、エーロフォイルの負圧側および正圧側の、後縁部近くの平坦な壁部分上で使用するのに最も適する。ガスタービンエンジンでは、高温燃焼ガスを生成するために、空気が圧縮機内で圧縮され、燃焼器内で燃料に混合され点火される。高温燃焼ガスは、タービンノズルおよび動翼の１つまたは複数の段の中を通って下流に流れる。ノズルは静翼を含み、静翼の後には、回転ディスクの周縁部に取り付けられた対応するタービン動翼列が続く。静翼および動翼はこれに対応して、燃焼ガスからの熱に対して冷却を行うために、中空で、様々な冷却回路と圧縮機から抜き取られた一部分を受ける機能とを含むエーロフォイルを構成してきた。
【０００３】
静翼および動翼に適した耐用年数を得ながらエンジンの全効率を向上させるために、冷却機能を高め、冷却空気の必要量を削減するための様々な構造が、タービン静翼および動翼冷却技術によって明らかになる。例えば、エンジンの高圧タービン部分にある典型的な静翼／動翼エーロフォイルは、従来方式で膜冷却を実現するために、冷却空気の膜をエーロフォイルの外側表面に沿って放出するための、正圧側、または負圧側、またはその両方を貫通して延びる冷却孔を含んでいる。
【０００４】
典型的な膜冷却孔は、正圧側は、後部方向に空気の膜を放出するためのなど、エーロフォイルの両側のうちの一方を貫通して軸方向に傾斜した、円筒形の開き口（ａｐｅｒｔｕｒｅ）の形をしている。冷却孔は一般に、特定のピッチ間隔で、径方向すなわち翼幅方向に１列に並んで設けられる。このように、冷却孔は、動作中にエーロフォイルの外側表面を高温燃焼ガスから保護する空気の層（ｂｌａｎｋｅｔ）を形成する冷却膜を放出する。
【０００５】
動翼前縁部の領域では、孔入口の径方向上方に孔出口を配置し、冷却膜を孔からそれぞれの径方向外に向かって放出するように、鋭角の翼幅角のところで円筒形の膜冷却孔を傾けることも周知である。冷却孔の性能を改善するには、その形状を冷却流の拡散を生じるように変更することも一般的である。この拡散によって、放出速度が低減され、気流の静圧が高まる。適当な吹き出し比および逆流マージンによる膜冷却の有効性を改善するための拡散冷却孔が、特許取得済みの構造に見られる。典型的な拡散膜冷却孔は、入口から出口まで、望ましくない流れの剥離を起こさずに拡散を生じる面積増加率を用いた、円錐形をとることができる。拡散は、３本の軸、すなわち孔の長さに沿って、ならびに２本の面内直交軸において生じる。例えば、本譲受人による米国特許第６，２８７，０７５号を参照されたい。
【０００６】
様々な矩形孔と、様々な性能特性をもたらすように１つまたは複数の方形側部を有する孔とを含む、他のタイプの拡散冷却孔も従来技術に見られる。円錐形の拡散孔と同様に、矩形の拡散孔も、冷却空気がその中を通って流れエーロフォイルの外側表面に沿って放出される、３次元の拡散を生じる。例えば、米国特許第６，２８３，１９９号、第５，６８３，６００号および第５，４８６，０９３号を参照されたい。
【０００７】
上記に示したように、様々な拡散冷却孔が一般的に、エーロフォイルの翼幅方向または径方向の軸に沿って延びる列に配列され、膜冷却空気を集合的に放出するのに許容される限り互いに接近した間隔で配置される。適当な強さを維持するのに十分な間隔が、隣接する冷却孔同士の間に設けられなければならないので、放出膜の冷却空気は、対応する孔列の翼幅ラインに沿って１００％覆うことはできない。
【０００８】
典型的な従来技術の孔ピッチ間隔は、円形の孔入口の直径の１０倍である。上記の翼幅方向に傾斜した円筒形の冷却孔の例では、典型的な翼幅角度は、孔直径０．２５ｍｍで約３０度である。ファン冷却孔列の有効被覆率は、エーロフォイル外側表面に沿った冷却孔の翼幅高を隣接する孔同士のピッチ間隔で割った値で表される、被覆パラメータで定義することができる。傾斜した円筒形の孔では、外側表面の孔の翼幅高は、孔の直径を傾斜角の正弦で割った値でよい。この結果、直径の１０倍の間隔で３０度傾斜した円筒形の孔では、２０％の被覆率になる。
【０００９】
この被覆率は、円錐形の拡散孔を使用することによって著しく向上する。典型的な従来技術のエーロフォイルは、０．２５ｍｍの円形入口の面積を、同じ中心線翼幅方向の孔が入口直径の１０倍の間隔またはピッチをもった約０．４６ｍｍの直径を有する円形出口まで、増加させることができる。対応する被覆率は３６％で、これは、単純な円筒形の孔よりも向上したものになる。
【特許文献１】米国特許第６，２８７，０７５号
【特許文献２】米国特許第６，２８３，１９９号
【特許文献３】米国特許第５，６８３，６００号
【特許文献４】米国特許第５，４８６，０９３号
【特許文献５】米国特許第４，６５０，９４９号
【特許文献６】米国特許第４，６６４，５９７号
【特許文献７】米国特許第４，６８４，３２３号
【特許文献８】米国特許第４，９２２，０７６号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
しかし、冷却膜をエーロフォイルに沿ってより均一に拡散させることによって、膜冷却をさらに改良するすることが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
本発明の一態様によれば、前縁部と軸方向に隔置された後縁部とを画成する外部表面を有する、タービンエーロフォイルが提供される。前縁部は、軸方向に延びる空気力学的外部表面の湾曲と、径方向に延びる翼幅軸に沿って隔置された翼根部および翼端部と、正圧側の壁および側方に隔置された負圧側の壁とを有する。冷却回路が、エーロフォイルを冷却するための流体流を送るために、正圧側の壁と負圧側の壁の間に配置されている。複数の冷却孔が、冷却回路と流体連通するようにエーロフォイルの外部表面に形成されている。複数の冷却孔はそれぞれ、冷却回路の下流に絞り部分と、絞り部分の下流かつエーロフォイルの外部表面への出口開口の上流にディフューザ部分を備える。ディフューザ部分は、外部表面上に出口開口を画成する、頂壁と、底壁と、両側壁とを有する。ディフューザ部分の少なくとも、両側壁と、頂壁および底壁のいずれか一方は、広がりが強化され、付着性が強化され、より乱流になりにくい冷却回路からの冷却膜の流れを、それぞれの冷却孔近傍のエーロフォイルの下流表面に実現するための、下流で広がったベル形の構造を有する。
【００１２】
以下の添付図面と併せて考慮することにより、本発明の他の態様が明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１３】
次に具体的に図面を参照すると、図１および図２は、典型的な従来技術の冷却孔１０を示している。冷却孔１０は、エーロフォイル１２内の流体回路（図示せず）と連通する絞り部分１１を有する。ディフューザ部分１４が、エーロフォイル１２の外部表面に連通している。図１に示すように、対向する頂壁１６から逸れていくディフューザ部分１４の底壁１５は直線状であり、頂壁１６もまた直線状である。同様に、図２に示すように、絞り部分１１からエーロフォイル１２の外部表面まで広がっていく側壁部１７と１８も同様に直線状の辺をもつ。このことは図３にさらに示され、冷却孔１０を形成するために使用される放電加工（ＥＤＭ）ツール１９が示されている。
【００１４】
次に図４を参照すると、本発明の例示的実施形態によるタービン動翼２０が示されている。動翼２０は、かかる動翼２０の環状の列にあるローターディスク（図示せず）の周縁部に動翼２０を従来方式で取り付けるための一体的ダブテール２４を、径方向内側の端部のところに有するエーロフォイル２２を含む。図４に示す例示的実施形態では、動翼２０は、ガスタービンエンジン（図示せず）の燃焼器から高温燃焼ガスを従来方式で受ける、高圧タービンノズル（図示せず）のすぐ下流に配設された第１段高圧タービン動翼である。エーロフォイル２２およびダブテール２４は、エンジンの圧縮機から送られてくる圧縮空気の一部分などの冷却流体「Ｆ」を受けるのに適した中空であって、動作中における燃焼ガスからの熱に対して動翼２０を冷却するためのものである。
【００１５】
エーロフォイル２２は、前縁部２６とそれに対向する後縁部２８とを含む。エーロフォイル２２は、ダブテール２４のプラットフォーム部分にある翼根部３０と、全般的に径方向に延びる翼幅軸に沿って径方向に隔置された、それに対向する翼端３２とを含む。
【００１６】
エーロフォイル２２はまた、全般的に凹形の正圧側の壁３４と、それに対向して正圧側の壁３４から離して隔置された、全般的に凸形の負圧側の壁３６も含む。正圧側の壁３４および負圧側の壁３６はそれぞれ、前縁部２６から後縁部２８まで延び、かつ翼根部３０から翼端３２まで延びる。
【００１７】
エーロフォイル２２およびダブテール２４は翼側３４と３６の間に配設された冷却回路４０を有し、この冷却回路４０は動作中に冷却を行うために冷却流体「Ｆ」を送ってエーロフォイル２２の中を通過させる。冷却回路４０は、適当な蛇行流路の形をとってエーロフォイル２２の中を、前縁部２６、後縁部２８、翼弦中間領域などに沿って延びる様々な流路を含む、従来の任意の形状をとることができる。図４に示すエーロフォイル２２では、冷却流体「Ｆ」は、従来の任意の方式で、エンジン圧縮機から、ダブテール２４と、ディスクにある各自の軸方向のダブテールスロットとの間の適当な開き口を通して送られる。
【００１８】
特定のエーロフォイル２２がタービン動翼２０の一部分として示されているが、本発明は、固定タービンノズルにもあるエーロフォイル（図示せず）などの任意の形状のエーロフォイルにも適用される。
【００１９】
本発明の例示的一実施形態では、複数の拡散冷却孔５０が、前縁部２６の負圧側３６に沿って、ならびに後縁部２８の正圧側３４に沿って縦列に隔置され、これにより、エーロフォイル２２内部の冷却回路４０から冷却流体「Ｆ」を放出して、前縁部２６の負圧側３６の、孔近傍の表面上に流体の冷却膜を形成する。エーロフォイル２２の前縁部の負圧側３６に沿った流体流の後尾の方向に留意されたい。
【００２０】
図５に示すように、冷却孔５０は、エーロフォイル２２の負圧側３６の前縁部２６領域内に形成することもできる。
【００２１】
次に図６および図７を参照すると、エーロフォイル２２にある各冷却孔５０は、ディフューザ部分５１を含んでいる。ディフューザ部分５１は、対向する側壁５３、５４（図６）、および対向する頂壁５５、底壁５６によって画成された、エーロフォイル２２の表面上にある全般的に２次線形の出口開口５２を有する。側壁５３、５４の両方および底壁５６が、外に向かって広がったベル形の湾曲部を画成し、この湾曲部は、放出された空気を、集合的により均一に分散させ、外に向かってエーロフォイルの表面に沿って冷却孔５０の下流へ広げる。用語「底壁」は、特定の冷却孔５０近傍の、エーロフォイル２２のランド部（ｌａｎｄ）の平面と本質的に同じ平面にある、エーロフォイル２２の出口開口５２から抜け出る壁５６側を表すことに留意されたい。
【００２２】
絞り部分(metering section)５８が、エーロフォイル２２にあるディフューザ部分５１の上流に形成され、流体回路４０と連通している。
【００２３】
本発明による冷却孔５０は、所与の適用例において、エーロフォイル２２上の湾曲した他の位置に形成されてもよく、特定の設計では、冷却孔の上側、または上側および底側が、ベル形の湾曲を有してもよい。
【００２４】
この冷却孔は、従来の機械加工技術によって形成することができる。ある好ましい方法は、図８に示すようなツール６０を使用するＥＤＭによる。ＥＤＭツール６０は、エーロフォイル２２に形成するための絞り部分５８およびディフューザ部分５１に対応する、絞り部分６１およびディフューザ部分６２を有する。湾曲した壁６４、６５に留意されたい。
【００２５】
次に図９および図１０を参照すると、冷却孔５０が全般に示され、エーロフォイル２２の中を通って外に向かって出口開口５２まで凸状に湾曲し、隣接する側壁部５３、５４も同様に湾曲した、底壁５６が示されている。
【００２６】
本発明の例示的な一実施形態では、冷却孔５０は、出口開口のところで０．４５ｍｍ２の面積を有し、絞り部分５８は、そのディフューザ部分５１の収束点のところで０．３８ｍｍの直径を有する。ディフューザ部分５１の、絞り部分５８からエーロフォイル２２表面の出口開口までの広がり角度は、１５度である。冷却孔５０は、前縁部２６の表面積の約３５パーセントを占め、縦に隣接する冷却孔５０の中心線同士の間の距離は、約１．１４ｍｍである。横方向に隣接する冷却孔５０の中心線同士の間の距離は、１．５２ｍｍである。出口開口５２は、縦に約０．７６ｍｍ離して隔置され、横に約０．７６ｍｍ離して隔置されることが好ましい。
【００２７】
ディフューザ側壁部５３、５４のそれぞれの曲率は、側壁部５３、５４によって規定された１０〜３０度の円弧であることが好ましく、２０度の円弧であることが最も好ましい。ディフューザの底壁５６の曲率は１０〜３０度の弧の範囲内にあり、約２０度の弧であることが最も好ましい。好ましい一実施形態では、湾曲した側壁部５３、５４によって画成された円は、５ｍｍの半径を有し、底壁５６の湾曲によって画成された円は７．１ｍｍの半径を有する。以上の寸法は変更可能であり、特に航空機エンジンエーロフォイルに関する。大型の発電タービンエーロフォイル用の寸法は、一般に数倍大きくなるはずである。
【００２８】
次に図１１を参照すると、冷却孔５０の絞り部分５８は断面が円形であり、一定の直径を有することが好ましい。好ましい実施形態では、絞り部分の直径は０．３６ｍｍである。
【００２９】
図１２および図１３に示すように、代替実施形態による冷却孔７０は、ディフューザ部分７１および絞り部分７２を有する。絞り部分７２は断面が楕円形であり、この楕円の長軸は両側壁間の幅方向を向いている。
【００３０】
同様に、図１４および図１５は、ディフューザ部分８１および絞り部分８２を有する、他の代替冷却孔８０を示している。絞り部分は断面が矩形であり、この矩形の長軸は両側壁間の幅方向を向いている。
【００３１】
冷却機能を高めるためのベル形の冷却孔を備えたエーロフォイルが上記に説明されている。本発明の範囲から逸脱せずに、本発明の様々な細部に変更を加えることができる。さらに、本発明の実施形態および本発明を実施するための最良の形態の前述の説明は、例示のためだけに与えられ、限定するためのものではない。本発明は、特許請求の範囲によって定義される。
【図面の簡単な説明】
【００３２】
【図１】典型的な従来技術の冷却孔の縦断面図である。
【図２】典型的な従来技術の冷却孔の横断面図である。
【図３】図１および図２に示す冷却孔を形成するために使用されるＥＤＭツールの図である。
【図４】本発明の実施形態による、前縁部領域の負圧側にベル形の冷却孔を含む、ガスタービンエンジンの動翼の斜視図である。
【図５】本発明の実施形態による、負圧側にベル形の冷却孔を含む、ガスタービン動翼の斜視図である。
【図６】図５に示す前縁部のベル形の冷却孔の縦断面図である。
【図７】図６の線６−６に沿った横断面図である。
【図８】図６および図７に示す冷却孔を形成するために使用すされるＥＤＭツールの図である。
【図９】図５に示すエーロフォイル上の冷却孔の列の拡大図である。
【図１０】図９に示す単独の冷却孔の、他の拡大図である。
【図１１】円形の絞り部分を示す、図７の線１０−１０に沿った縦断面図である。
【図１２】本発明の代替実施形態によるベル形の冷却孔を示す横断面図である。
【図１３】楕円形の絞り部分を示す、図１１の線１３−１３に沿った縦断面図である。
【図１４】本発明の他の代替実施形態によるベル形の冷却孔を示す横断面図である。
【図１５】冷却孔の絞り部分の楕円形状を示す、図１３の線１５−１５に沿った縦断面図である。
【符号の説明】
【００３３】
２０  動翼
２２  エーロフォイル
２４  ダブテール
２６  前縁部
２８  後縁部
３０  翼根部
３２  翼端
３４  正圧側の壁
３６  負圧側の壁
４０  冷却回路
５０  冷却孔
５１  ディフューザ部分
５２  出口開口
５３  側壁
５４  側壁
５５  頂壁
５６  底壁
５８  絞り部分
６０  ツール
６１  絞り部分
６２  ディフューザ部分
６４  湾曲した壁
６５  湾曲した壁
７０  冷却孔
７１  ディフューザ部分
７２  絞り部分
８０  冷却孔
８１  ディフューザ部分
８２  絞り部分
【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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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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