(57)【要約】【課題】本発明は、ガスタービンエンジンのタービンを提供する。【解決手段】タービン段は、横方向に間隔を置いて配置されてそれらの間に流路（３６）を形成した翼形部（１４）の列とそれらのプラットフォーム（１６）とを含む。各翼形部（１４）は、対応する弓形フィレット（３８）においてそのプラットフォームに一体形に接合され、該弓形フィレットは、前縁（２４）の周りでその寸法が変化するとき、翼形部（１４）の正圧側面（２０）に沿ってより大きくまた負圧側面（２２）に沿ってより小さい。フィルム冷却根元孔（４０）は、翼形部（１４）内の内部冷却回路に連通して根元フィレット内に配置されて、作動中にフィレット（３８）に沿って冷却空気を吐出して流路（３６）を通って流れる燃焼ガスの境界層流をエネルギー強化するようにする。【選択図】      図１
2006170198.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
対応するプラットフォーム（１６）と一体形に接合されかつ横方向に間隔を置いて配置されて、それらの間に燃焼ガス（１２）を流すためのそれぞれの流路（３６）を形成した翼形部（１４）の列を含み、
前記翼形部（１４）の各々が、内部冷却回路（２８）の境界となる凹面形の正圧側面（２０）と横方向に対向する凸面形の負圧側面（２２）とを含みかつ対向する前縁及び後縁（２４、２６）間で翼弦方向に延び、
前記翼形部（１４）の各々が、前記前縁（２４）の周りで前記負圧側面（２２）に沿ってよりも前記正圧側面（２０）に沿ってその寸法が大きくなった弓形フィレット（３８）の形態で前記プラットフォーム（１６）に滑らかに接続し、かつ前記負圧側面（２２）側でよりも前記正圧側面（２０）側で大きくなった局所陥凹部（４２）を該プラットフォーム内に形成し、
前記フィレット（３８）の各々が、前記冷却回路（２８）に連通結合され、該フィレットに沿って冷却空気を吐出して前記燃焼ガス（１２）の境界層流をエネルギー強化しかつ前記流路（３６）内の馬蹄形渦を弱めるようになったフィルム冷却根元孔（４０）を具備することを特徴とするタービン段。 
【請求項２】
前記フィレット（３８）が、前記前縁及び後縁（２４、２６）間でその半径が変化し、かつ前記前縁（２４）近傍で前記負圧側面（２２）側でよりも前記正圧側面（２０）側でそのスパンが大きい状態で前記プラットフォーム（１６）から延びていることを特徴とする請求項１記載のタービン段。
【請求項３】
前記翼形部正圧側面（２０）側でのフィレット（３８）が、隣接する翼形部（１４）の負圧側面（２２）側でのプラットフォーム（１６）に向かって前記陥凹部（４２）の深さが増大していることを特徴とする請求項２記載のタービン段。
【請求項４】
前記プラットフォーム陥凹部（４２）が、前記翼形部前縁及び後縁（２４、２６）近傍で終端していることを特徴とする請求項３記載のタービン段。
【請求項５】
前記翼形部の正圧及び負圧側面（２０、２２）での前記プラットフォームにおけるフィレット（３８）及び陥凹部（４２）が、横方向に凹状の弓形輪郭を有することを特徴とする請求項４記載のタービン段。
【請求項６】
前記翼形部正圧側面（２０）に沿ったフィレット（３８）及び陥凹部（４２）が、前記負圧側面（２２）に沿ったフィレット（３８）及び陥凹部（４２）よりも円周方向に長くなっていることを特徴とする請求項５記載のタービン段。
【請求項７】
前記正圧及び負圧側面（２０、２２）側での前縁（２４）の各々と境界を接する複数の根元孔（４２）をさらに含むことを特徴とする請求項６記載のタービン段。
【請求項８】
前記翼形部の前縁（２４）に隣接する該翼形部の各々の正圧及び負圧側面（２０、２２）の各々内に１対の根元孔（４０）をさらに含むことを特徴とする請求項６記載のタービン段。
【請求項９】
前記フィレット（３８）が、前記前縁（２４）近傍を除いて開口部がないことを特徴とする請求項６記載のタービン段。
【請求項１０】
前記根元孔（４０）が、翼弦方向に前記前縁（２４）からの約５つの直径の範囲内に配置されていることを特徴とする請求項６記載のタービン段。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的にはガスタービンエンジンのタービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、空気は、圧縮機において加圧され、燃焼器において燃料と混合されて高温燃焼ガスを発生するようになっている。タービン段は、エネルギーを抽出して圧縮機に動力を与えると同時に、ターボファン式航空機エンジン用途においては上流ファンにも動力を与え、或いは船舶及び工業用途の場合には外部駆動シャフトに動力を与える。
【０００３】
高圧タービン（ＨＰＴ）は、燃焼器の直ぐ後に続き、支持ロータディスクから半径方向外向きに延びる回転する第１段タービンロータブレードの列内に燃焼ガスを吐出す静止タービンノズルを含む。ＨＰＴは、ロータブレード及び対応するタービンノズルの１つ又はそれ以上の段を含むことができる。
【０００４】
ＨＴＰに続くのは、低圧タービン（ＬＰＴ）であり、ＬＰＴは一般的に、ロータブレード及び対応するタービンノズルの複数の段を含む。
【０００５】
各タービンノズルは、ベーンを支持する弓形バンドの形態になった半径方向外側及び内側端壁を有するステータベーンの列を含む。それに対して、タービンロータブレードは、半径方向内側端壁すなわちプラットフォームに一体形に接合された翼形部を含み、プラットフォームは次に、支持ロータディスクの周辺部に形成したダブテールスロット内に個々のブレードを取付ける対応するダブテールによって支持される。環状のシュラウドが、各タービン段においてロータ翼形部の半径方向外側先端を囲む。
【０００６】
ステータベーン及びロータブレードは、対向する前縁及び後縁間で翼弦にわたって軸方向に延びるほぼ凹面形の正圧側面とほぼ凸面形の負圧側面とを含む対応する翼形部を有する。隣接するベーン及び隣接するブレードは、それらの間に半径方向内側及び外側端壁によって境界付けられた対応する流路を形成する。
【０００７】
作動中、燃焼ガスは、燃焼器から吐出され、ステータベーンとロータブレードとの間に形成されたそれぞれの流路を通って軸方向下流方向に流れる。ベーン及びブレードとその間の対応する流路との空気力学的輪郭は、燃焼ガスからの抽出エネルギーを最大にするように精密に構成され、燃焼ガスは、そこからブレードが延びるロータを順次回転させる。
【０００８】
ベーン及びブレード翼形部の複合３次元（３Ｄ）構成は、作動の効率を最大にするように調製され、スパンにわたって翼形部に沿って半径方向に変化すると同時に前縁及び後縁間で翼形部の翼弦に沿って軸方向に変化する。従って、翼形部表面にわたるまた対応する流路内における燃焼ガスの速度及び圧力分布もまた変化する。
【０００９】
従って、燃焼ガス流路における望ましくない圧力損失は、タービン全体効率の望ましくない低下に対応する。例えば、燃焼ガスは、それらの間の流路内で対応するベーン及びブレードの列に流入し、翼形部のそれぞれの前縁において必然的に分割される。
【００１０】
流入燃焼ガスのよどみ点の軌跡は、各翼形部の前縁に沿って延び、対応する境界層が、全体として各流路の４つの側面を境界付ける各翼形部の正圧及び負圧側面と各半径方向外側及び内側端壁とに沿って形成される。境界層においては、燃焼ガスの局所速度は、端壁及び翼形部表面に沿ったゼロから境界層が終わるところの燃焼ガスの無拘束速度まで変化する。
【００１１】
タービン圧力損失の１つのよくある原因は、燃焼ガスがその移動において翼形部前縁の周りで分割されるときに発生する馬蹄形渦の形成である。全圧力勾配は、翼形部の前縁と端壁との接合部において境界層流として生じる。翼形部前縁におけるこの圧力勾配は、端壁近傍で各翼形部の両側面上を下流方向に移動する１対の反対回転する馬蹄形渦を形成する。
【００１２】
２つの渦は、各翼形部の対向する正圧及び負圧側面に沿って後方に移動し、そこに沿った圧力及び速度が異なるために異なる挙動を示す。例えば、コンピュータ解析では、負圧側面渦が、端壁から離れるように翼形部後縁に向かって移動し、次に翼形部後縁の後方で該翼形部後縁に向けて後方に流れる正圧側面渦と相互作用することを示している。
【００１３】
正圧及び負圧側面渦の相互作用は、翼形部の中間スパン領域近傍で起こり、全圧力損失と対応するタービン効率の低下とを生じる。これらの渦はまた、乱流を形成し、望ましくない端壁の加熱を増大させる。
【００１４】
馬蹄形渦が、タービンロータブレードとその一体形根元プラットフォームとの接合部並びにノズルステータベーンとその外側及び内側バンドとの接合部において形成されるので、タービン効率における対応する損失と対応する端壁部品の付加的な加熱とが生じる。
【特許文献１】米国特許第４１９４８６９号公報
【特許文献２】米国特許第５３９７２１５号公報
【特許文献３】米国特許第６０１７１８６号公報
【特許文献４】米国特許第６２８３７１３号公報
【特許文献５】米国特許第６３３８６０９号公報
【特許文献６】米国特許第６３４１９３９号公報
【特許文献７】米国特許第６３５４７９７号公報
【特許文献８】米国特許第６４１９４４６号公報
【特許文献９】米国特許第６５１１２９４号公報
【特許文献１０】米国特許第６５６１７６１号公報
【特許文献１１】米国特許第６６６９４４５号公報
【特許文献１２】スイス特許第２２９２６６号公報
【特許文献１３】フランス特許第１６０２９６５号公報
【非特許文献１】Harvey et al, “Non-Asxisymmetric Turbine End Wall Design: Part 1 Three Dimensional Linear Design System,” ASME 99-GT-337,June 1999,pp:1-9
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１５】
従って、馬蹄形渦の影響を低減する改良型のタービン段を提供することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１６】
タービン段は、翼形部の列と横方向に間隔を置いて配置されてそれらの間に流路を形成したそれらのプラットフォームとを含む。各翼形部は、対応する弓形フィレットにおいてそのプラットフォームに一体形に接合され、弓形フィレットは、該フィレットが前縁の周りでその寸法が変化するときに、翼形部の正圧側面に沿ってより大きくまた負圧側面に沿ってより小さい。フィルム冷却根元孔は、翼形部の内部冷却回路と連通して根元フィレット内に配置され、作動中にフィレットに沿って冷却空気を吐出して流路を通って流れる燃焼ガスの境界層流をエネルギー強化するようにする。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１７】
好ましくかつ例示的な実施形態により、添付図面と関連して行った以下の詳細な記載において、本発明をその更なる目的及び利点と共により具体的に説明する。
【００１８】
図１に図示すのは、２つの例示的な第１段タービンロータブレード１０であり、第１段タービンロータブレード１０は、ガスタービンエンジンの対応するタービン段においてその完全な列の形態で円周方向に互いに隣接する。上で指摘したように、燃焼ガス１２は、従来型の燃焼器（図示せず）内で形成され、タービンブレード１０の列を通して軸方向下流方向に吐出され、タービンブレード１０の列は、燃焼ガスからエネルギーを抽出して、その上にブレードが取付けられた支持ロータディスク（図示せず）に動力を与えるようになっている。
【００１９】
タービン段は、ブレードの完全な列を含み、各ブレードは、根元端部において対応する半径方向内側端壁すなわちプラットフォーム１６に一体形に接合された対応する翼形部１４を有する。各プラットフォームは次に、ロータディスクの周辺部において対応するタービンブレードを支持するように従来通りに構成された対応する軸方向挿入式ダブテール１８に一体形に接合される。
【００２０】
各翼形部は、前縁及び後縁２４、２６間で翼弦にわたり軸方向に延びるほぼ凹面形の正圧側面２０と円周方向又は横方向に対向するほぼ凸面形の負圧側面２２とを含む。前縁及び後縁２４、２６は、スパンにわたり翼形部の根元から先端まで半径方向に延びる。
【００２１】
図１及び図２に示すように、各翼形部は、中空であり、対向する正圧及び負圧側面によって境界付けられた内部冷却回路２８を含む。冷却回路は、あらゆる従来型の構成を有することができ、プラットフォーム及びダブテールを貫通して延びてエンジン（図示せず）の圧縮機から抽気した冷却空気３０を受けるようになった入口チャネルを含む。
【００２２】
冷却空気は一般的に、翼形部の正圧及び負圧側面上の所望の場所に設置されかつ一般的には該翼形部の前縁近傍に集中した幾つかのフィルム冷却孔３２の列を通って各翼形部から吐出される。各翼形部はまた一般的に、該翼形部の薄い後縁のすぐ前方で該翼形部の正圧側面を貫通して表面にでる後縁冷却孔３４の列を含む。
【００２３】
図１及び図２に示す例示的なタービンブレードは、作動中に燃焼ガス１２からエネルギーを抽出するための翼形部、プラットフォーム及びダブテールの何らかの従来型の構成を有することができる。上で指摘したように、プラットフォーム１６は、翼形部の根元端部に一体形に接合され、燃焼ガス１２のための半径方向内側流れ境界面を形成する。
【００２４】
ブレードは、ロータディスクの周辺部の周りに列の形態で取付けられ、隣接する翼形部１４は、円周方向又は横方向に間隔を置いて配置されてそれらの間に作動中に燃焼ガス１２を軸方向下流方向に流すための流路３６を形成する。
【００２５】
従って、図１及び図２に示すタービン段における各翼形部間流路３６は、１つの翼形部の正圧側面２０と、次の隣接する翼形部の負圧側面２２と、隣接するプラットフォーム１６の対応する正圧及び負圧側部分と、完全なタービンブレードの列において翼形部の半径方向外側先端端部を囲む半径方向外側タービンシュラウド（図示せず）とによって形成されかつ境界付けられる。
【００２６】
背景技術の章において上で指摘したように、燃焼ガス１２は、作動中に対応する流路３６を通って流れ、個々の翼形部１４によって必然的に分割される。高速燃焼ガスは、対応する翼形部前縁２４において円周方向に分割されて、該翼形部前縁によどみ圧力を生じまた翼形部の対向する正圧及び負圧側面に沿った対応する境界層を形成した状態になる。
【００２７】
さらに、燃焼ガスはまた、ガスがそのプラットフォームとの接合部において翼形部前縁の周りに分割されたとき、個々のブレードプラットフォーム１６に沿って境界層を形成する。
【００２８】
従って、ブレードプラットフォームに沿った分割燃焼ガス流は、各翼形部の対向する正圧及び負圧側面に沿って流路を通って軸方向下流方向に流れる１対の反対回転する馬蹄形渦を生じる。これらの馬蹄形渦は、境界層内に乱流を形成しかつ翼形部の中間スパン領域に向かって半径方向外向きに移動し、全圧力の損失を生じ、タービン効率を低下させる。
【００２９】
これらの馬蹄形渦の悪影響を低減するために、各プラットフォーム１６は、端壁すなわちプラットフォーム１６の輪郭を変更して空力学的効率を改善するように特別に構成された比較的大きい弓形フィレット３８で各翼形部の根元端部に一体形に接合される。翼形部の正圧及び負圧側面は、その上での対応する圧力及び速度分布を生じるように異なった状態に構成されているので、フィレット３８は、各翼形部の両側面に沿ってその寸法及び構成が変化しているのが好ましい。例えば、フィレット３８は、前縁２４の周りで翼形部負圧側面２２に沿ってよりも正圧側面２０に沿って大きくなっており、かつ前縁の周りでその寸法がより小さい状態で変化し又は滑らかに接続している。
【００３０】
さらに、フィレット３８の各々は、内部冷却回路２８に連通結合されて作動中にフィレットに沿って使用済み冷却空気３０の一部分を吐出するようになったフィルム冷却根元又はフィレット孔４０を含む。根元孔４０から吐出された空気は、馬蹄形渦の発端（開始）において燃焼ガス１２の境界層流にエネルギーを与えて強化する（をエネルギー強化する）ために使用され、従ってそれら渦が対応する流路３６を通って下流方向に移動するときにそれら渦を弱める。根元フィレット３８の構成及び根元孔４０の配置は、翼形部前縁における渦の発端で始まる馬蹄形渦の悪影響を低減するように特別に調製することができる。
【００３１】
図１〜図３は、翼形部の対向する正圧及び負圧側面２０、２２に沿って該翼形部の前縁２４から後縁２６までその寸法が選択的に変化する根元フィレット３８の幾つかの図を示す。図２に最もよく示すように、フィレット３８は、その半径方向スパン又は高さ（＋）が、前縁２４近傍の負圧側面２２側でよりも正圧側面２０側で大きくすなわち高くプラットフォーム１６から延びる。
【００３２】
フィレット３８は、円周方向における曲率半径によって形成することができ、弓形輪郭の形態で翼形部の根元端部のプラットフォームとの接合部に滑らかに接続する。フィレット３８は、翼形部の両側面上での燃焼ガスの異なる圧力及び速度プロフィールに対応するように翼形部負圧側面上でよりも正圧側面上でその寸法が実質的に大きいか又は大きく延びる。
【００３３】
図２は、フィレット３８の円周方向断面を示す。図３は、翼形部の正圧側面２０側でのフィレット３８の軸方向輪郭を示す。また、図４は、個々の翼形部１４の両側でのプラットフォーム１６内におけるその寸法及び表面積の変化を概略的に示すフィレット３８の平面図である。
【００３４】
従来型のブレードプラットフォームは、エンジン又はタービンロータの軸方向中心軸線の周りでの、円形円弧を形成する対称回転面である。これと対照的に、図２〜図４に示すフィレット３８は、プラットフォーム１６の外側表面と滑らかに接続しかつ円周方向及び軸方向の両方方向でその表面輪郭が変化している。
【００３５】
例えば、各フィレット３８は、プラットフォーム１６の露出面すなわち外面における局所陥凹部４２の深さ（−）で滑らかに接続し、この局所陥凹部は、翼形部の負圧側面側でよりも正圧側面側で実質的に大きい。図２〜図４に示す局所陥凹部は、基準すなわちゼロ（Θ）半径方向高さを有する他の従来型の円周方向円形プラットフォームに対するものである。
【００３６】
さらに、大きいフィレット３８及び陥凹部４２の導入は、局所的に形成するものであるので、それらの半径方向の大きさはまた、局所的変化のない状態の従来型の円形円弧の形態で軸対称のままとすることができる流れプラットフォームの前方及び後方部分すなわち端縁を基準にすることができる。
【００３７】
例えば、図２に示すように、フィレット３８は、その深さが翼形部の正圧側面２０から図４に最もよく示しているようにその最大厚さすなわちハンプ領域近傍の翼形部の前縁の直ぐ後方における次の隣接する翼形部の負圧側面側でのプラットフォーム１６まで連続的に増大するのが好ましい。
【００３８】
図３及び図４に示すように、プラットフォーム陥凹部４２は、ゼロ深さ（Θ）のアイソクラインによって境界付けられ、部分的に軸方向及び部分的に円周方向の両方方向に延び、かつ個々のプラットフォーム１６の前端縁及び後端縁に対応する翼形部前縁及び後縁２４、２６の軸方向近傍で終わる。局所陥凹部４２は、翼形部の前縁及び後縁の軸方向間での該翼形部の中央翼弦領域においてかつそれらがブレードの列の形態で互いに隣接する個々のプラットフォームの横方向又は円周方向端縁すなわち分割線に沿って、該プラットフォーム内に最大深さを有する。
【００３９】
図２に示す例示的な実施形態では、局所陥凹部及び隣接する翼形部１４の境界フィレット３８は、該翼形部間で円周方向に形成された共通の流路３６の半径方向内側端面を境界付ける円周方向の凹状弓形輪郭を形成する。従って、各タービンブレードは、その正圧側面２０側に横方向の凹状弓形輪郭を有するフィレット３８及び局所陥凹部４２を有しまた負圧側面側に同様なフィレット及び局所陥凹部の弓形輪郭を有し、これら弓形輪郭は、図４に示す四辺形のプラットフォームの各々を横切って対角線上に延びる翼形部のねじれ角に起因してその大きさ又は表面積が異なっている。
【００４０】
従って、図２及び図４に最もよく示すように、翼形部正圧側面２０に沿ったフィレット３８及び局所陥凹部４２は、隣接する翼形部の負圧側面２２に沿ったフィレット３８及び局所陥凹部よりも円周方向に長い。それに対応して、各ブレードのプラットフォームにおける局所陥凹部は、その表面積が正圧側面２０側での方が対向する負圧側面２２でよりも大きい。
【００４１】
馬蹄形渦は、前縁２４との接合部における個々のブレードプラットフォームの前端部で開始するので、比較的大きい根元フィレット３８及び対応する局所陥凹部は、この領域において根元孔４０からのフィルム冷却空気の導入と組合さって渦を弱めるように特別に調製される。
【００４２】
図１及び図４は、フィレット３８が前縁周りで正圧側面２０から負圧側面２２までその寸法が減少するときの該フィレットの寸法の変化を示す。図２及び図３は、局所陥凹部４２がフィレット３８と滑らかに接続するときの該局所陥凹部の深さ（−）を示す。これらの図はまた、フィレット３８が翼形部の根元端部と滑らかに接続するときの該フィレットの高さ（＋）の増大を示す。
【００４３】
図４は、フィレット３８及び局所陥凹部４２が各翼形部の前縁及び後縁間並びに各プラットフォームの前端縁及び後端縁間でその表面積及び半径方向スパン又は高さが変わるときの該フィレット及び局所陥凹部の例示的な高さ（＋）及び陥凹（−）を示す。
【００４４】
図１及び図４に示すようなフィレット３８は、前縁の周りでその寸法が大きな変化を受けかつプラットフォームの両側に沿って各翼形部の後縁に滑らかに接続する。プラットフォームは、図３に示すように、その表面深さがフィレット３８に一致するように順次変化しかつプラットフォームの前端縁及び後端縁と滑らかに接続し、軸方向にその前端縁及び後端縁間に最大深さを有する状態になる。
【００４５】
フィレット３８及び局所陥凹部４２の相対寸法は、個々の翼形部の特定の輪郭と個々のプラットフォーム１６上に取付けられたときのそれらの相対的ねじれ角とを含む、タービン段の特定の設計に従って変化することになる。しかしながら、馬蹄形渦は翼形部前縁において始まるので、前縁のプラットフォームとの接合部の周りに大きなフィレット３８を導入することを根元孔４０と組合せて用いて、作動中に馬蹄形渦を大幅に弱める利点を得ることができる。
【００４６】
単一の根元孔４０は前縁２４の一方側又は両側のフィレット３８内に用いることができるが、図３に示す好ましい実施形態では、正圧及び負圧側面２０、２２側で前縁２４の各々に隣接させて複数の根元孔４０を設けて、馬蹄形渦の各々において境界層をエネルギー強化するようにする。各根元孔は、十分な空気をフィレット内に噴射して馬蹄形渦を順次弱めるような１５〜５０ミルの例示的な範囲の直径を有することができる。
【００４７】
例えば、図３は、前縁２４の両側で翼形部の正圧及び負圧側面２０、２２の各々内に１対の根元孔４０を設置してブレード間流路において使用済み冷却空気を燃焼ガス流の境界層内に噴射するようにした好ましい実施形態を示す。
【００４８】
これに対して、上で指摘したように、前縁近傍を除いて前縁及び後縁間では、フィレット３８には何らの付加的なフィルム冷却孔又は開口部がないのが好ましい。馬蹄形渦は流路内を下流方向に移動するにつれてその寸法及びスパンが増大するので、フィレットは、その発端で馬蹄形渦を弱めるように翼形部前縁における空気の導入と最もよく協働する。
【００４９】
幾つかの図に示す好ましい実施形態では、根元孔４０は、翼弦方向において前縁２４から後方の軸方向位置が約５つの根元孔自体の直径の範囲内に制限されており、馬蹄形渦の発端において冷却空気を導入して境界層をエネルギー強化するのを保証する。
【００５０】
翼形部前縁の周りに大きいフィレットを導入することは、翼形部をその根元でプラットフォームと滑らかに接続し、かつこの接合部に根元孔４０を導入してブレードプラットフォームに沿った燃焼ガス流の境界層をその発端でエネルギー強化するように使用済み冷却空気を選択的に噴射することを可能にする。図２に示すような翼形部の正圧側面での比較的大きいフィレット３８は、燃焼ガスの流れ流線に沿って次の隣接するブレードの負圧側面に向かって円周方向に徐々に下向きに傾斜している。
【００５１】
従って、正圧側面馬蹄形渦は、フィレット３８において噴射されたフィルム冷却空気と混合し、同時に流路を通って下流方向に流れながら、次の隣接するブレードの負圧側面に向かって円周方向に下向きに移動する。従って、正圧側面馬蹄形渦は、ブレードプラットフォームにより近接して片寄せられ、馬蹄形渦が流路を通って下流方向に流れるとき、翼形部の中間スパンに向かって半径方向外向きに移動する傾向が減少する。
【００５２】
図４に示すように、隣接する翼形部間の局所陥凹部は、プラットフォームの後端縁に滑らかに接続して対応する馬蹄形渦が流路から流出するときにその馬蹄形渦の流れを制御する。
【００５３】
根元フィレット３８、局所陥凹部４２及び根元孔４０は協働して、馬蹄形渦をその発端からより小さく形成し、このことが次に、流れ乱流の発生をより少なくすることになる。渦は、ブレードプラットフォームにより近接した状態に保たれ、主通路の流れへの渦の悪影響が低減される。従って、全圧力損失が減少し、それに対応してタービン効率が増大するようになる。さらに、馬蹄形渦の乱流を減少させることによって、プラットフォームとの間の熱伝達率もまた低下して、プラットフォーム自身の望ましくない加熱を減少させることになる。
【００５４】
従って、馬蹄形渦を弱めることで、圧力損失及びプラットフォームの表面加熱を大きく低減することができる。また、根元孔からのフィルム冷却はまた、プラットフォーム表面にも持ち越されて高温燃焼ガスからプラットフォームをさらに断熱することになる。翼形部の両側でのプラットフォーム内の局所陥凹部は、通路渦の半径方向上方への移動を低下させ、全圧力損失をプラットフォームにより近接した状態に保って流路を通る高速の燃焼ガス主流をより良好に保護する。
【００５５】
根元フィレット３８、局所陥凹部４２及び根元孔４０の導入は、空力学及び熱伝達の両方における利点をもたらし、同様にタービンノズルも含めて他のタービン段にも適用することができる。タービンノズルにおいて、ベーン翼形部は、同様な端壁を形成する半径方向外側及び内側バンドと一体形に形成される。フィレット、局所陥凹部及び根元孔は、各ベーンの両端壁に導入して馬蹄形渦が発生したときに対応する馬蹄形渦を弱めるようにすることができる利点がある。
【００５６】
本明細書では本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものに関して説明してきたが、本発明の教示から本発明の他の変更が当事者には明らかになる筈であり、従ってそのような全ての変更は本発明の技術思想及び技術的範囲内に属するものとして特許請求の範囲で保護されることを望むものである。
【００５７】
従って、本特許よって保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載しかつ特定した本発明である。
【図面の簡単な説明】
【００５８】
【図１】第１段の高圧タービンにおける２つの隣接するロータブレードの斜視図。
【図２】線２−２に沿って取った、図１に示すタービンブレードの断面側面図。
【図３】線３−３に沿って取った、図１に示すブレードの１つの翼形部正圧側面の根元におけるプラットフォーム領域の拡大側面図。
【図４】線４−４に沿って取った、図１に示す２つのブレードの部分断面平面図。
【符号の説明】
【００５９】
１０  タービンロータブレード
１２  燃焼ガス
１４  翼形部
１６  プラットフォーム
１８  ダブテール
２０  正圧側面
２２  負圧側面
２４  前縁
２６  後縁
２８  内部冷却回路
３０  冷却空気
３２  フィルム冷却孔
３４  後縁冷却孔
３６  流路
３８  フィレット
４０  根元孔
４２  局所陥凹部
【図１】
2006170198.tif 000003
【図２】
2006170198.tif 000004
【図３】
2006170198.tif 000005
【図４】
2006170198.tif 000006