(57)【要約】【課題】先端が摩擦を受けるにもかかわらず、先端冷却が強化されたタービンノズルを提供する。【解決手段】タービン動翼（１０）は、前縁（２８）と後縁（３０）の間を延びる正圧側壁（２４）および負圧側壁（２６）を有するエーロフォイル（１２）と、根元（３２）と、先端（３４）とを備える。先端（３４）は、開いた先端キャビティ（４２）を形成する先端フロア（４０）から延びる、スクイーラリブ（３６、３８）を含む。正圧側壁（２４）に沿ったリブ（３６）は、直角外側隅部を有し、溝（４４）は、先端フロアにあるリブの基部に沿って延びる。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンエーロフォイル（１２）であって、
翼弦が対向する前縁（２８）と後縁（３０）の間を延び、翼幅が根元（３２）と先端（３４）の間を延び、内部冷却循環路（２０）を含む、横方向に対向する正圧側壁（２４）および負圧側壁（２６）を備え、
前記先端（３４）が、先端フロア（４０）から外側に、直角の内側および外側隅部へと延びる第１および第２のスクイーラリブ（３６、３８）を備え、
前記正圧側壁（２４）がその外面内に溝（４４）を備え、前記溝が、前記先端フロア（４０）の前記第１のリブ（３６）の基部に沿って弦方向に延び、前記第１のリブ（３６）の前記直角外側隅部下方で終端する、エーロフォイル。
【請求項２】
前記溝（４４）が、外側および内側凸状円弧（５０）と融合する凹状の中央フィレット（４８）を含む、請求項１記載のエーロフォイル。
【請求項３】
前記第１のリブ（３６）の幅が前記正圧側壁（２４）と一致し、前記リブが、前記溝（４４）によってリブの基部で前記外面から内側へずらされ、前記溝（４４）上方の前記第１のリブ（３６）の前記外側隅部が、前記溝下方の前記外面と同一平面上に位置合わせされる、請求項２記載のエーロフォイル。
【請求項４】
前記第１および第２のリブ（３６、３８）が、前記前縁および後縁（２８、３０）と一体に接合されて、外側に開いた先端キャビティ（４２）を形成し、前記溝（４４）が、前記前縁後方の前記正圧側壁（２４）から前記先端キャビティ（４２）に沿って前記後縁（３０）に向かって延びる、請求項３記載のエーロフォイル。
【請求項５】
前記溝（４４）が、前記先端フロア（４０）に沿った前記第１のリブ（３６）の下部のみに配置され、その外側部分には配置されない、請求項４記載のエーロフォイル。
【請求項６】
前記溝（４４）が、部分的に前記先端フロア（４０）に配置される、請求項５記載のエーロフォイル。
【請求項７】
前記溝（４４）が、前記先端キャビティ（４２）を越えて前記後縁（３０）へと延び、かつ、その前記先端（３４）の下を延びる、請求項５記載のエーロフォイル。
【請求項８】
前記冷却循環路から、前記先端フロア（４０）を通り、前記溝（４４）へと延びる１列のフィルム冷却孔（４６）をさらに備える、請求項５記載のエーロフォイル。
【請求項９】
前記冷却循環路（２０）と前記先端キャビティ（４２）の間を前記先端フロア（４０）を貫通して延びる複数の先端孔（５２）をさらに含む、請求項８記載のエーロフォイル。
【請求項１０】
前記正圧側壁（２４）の前記外面が、前記溝（４４）周囲と同一平面上にあり、前記溝（４４）の下方および上方に平らな部分を含む、請求項５記載のエーロフォイル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般に、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、タービン動翼の冷却に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジン内では、高温の燃焼ガスを発生するために、空気が圧縮機内で加圧され、燃焼器内の燃料と混合される。複数のタービン段内のガスからエネルギーが抽出されて、タービン段により圧縮機に動力が与えられ、また航空機用ターボファンエンジン応用例の上流ファンに動力を与えるなど実質的な仕事が発生する。
【０００３】
各タービン段は、支持翼車ディスクから径方向外側に延びるタービン動翼の対応する列を通して燃焼ガスを送る、固定タービンノズルを備える。
【０００４】
静翼および動翼は、内部冷却循環路を内部に有する中空のエーロフォイルを備える。この循環路は、動作中にエーロフォイル内部を冷却するために、圧縮機から抜き出された空気を使用する。静翼および動翼からなる各段は、動作中に燃焼ガスがタービン内を下流へ流れる際のガスからのエネルギー抽出量が最大になるように、それぞれ異なる構成となっている。各静翼および動翼はまた、その正圧側および負圧側を越えて燃焼ガスが下流へ流れる際の、燃焼ガスからの様々な熱負荷に特に適合した様々な冷却構成を有する。
【０００５】
典型的なタービン動翼は、周囲のタービン囲み板に近接して、間に小さな隙間または間隙が形成されるように間隔をあけて配置された径方向外側先端を有する、エーロフォイルを備える。動作中、燃焼ガスは、タービン動翼の正圧側および負圧側を越えて流れるが、この燃焼ガスのうち少量が先端の小さな隙間を通り動翼先端の向こう側に漏れる。
【０００６】
動翼先端は、前縁と後縁の間にあるエーロフォイルの正圧側と負圧側が共に高温燃焼ガスに曝され、先端自体も先端と囲み板との隙間内で高温燃焼ガスに曝されているため、冷却することが特に難しい。
【０００７】
動翼先端は、周囲のタービン囲い板による摩擦を時々受けるので、先端は通常、先端フロアから径方向外側に延びる高さの低いスクイーラリブを備える。先端フロアは、外側に開いた先端キャビティを画定する。また先端フロアは、エーロフォイルの内側冷却循環路の外部境界を画定し、スクイーラリブをその外側に位置決めする。そのため、動作中の先端冷却がさらに難しくなる。
【０００８】
したがって、タービン動翼先端は、エンジン内での長期間の使用中に酸化作用を受け、エンジン保守のための停止中に対応する修理が必要になることがある。動翼先端の酸化による損傷によって一般的に、動作中の動翼の耐用年数が制限されるとともに、動作中に動翼先端が酸化して磨耗し、それに付随して動翼先端の隙間が増大するにつれて、タービンの効率が低減する。
【０００９】
動翼先端冷却における２つの有意な改善が、いずれも本譲受人に譲渡された特許文献１および特許文献２にみられる。前者の特許では、先端棚が、タービン動翼の正圧側に沿って導入されている。先端棚は、動作中に燃焼ガスが先端を越えて径方向に移動することを防ぐために、正圧側のスクイーラリブを内側に変位させて、冷却空気膜で先端を遮蔽することによって先端冷却を促進する。
【００１０】
後者の特許では、先端の性能を高めるためにそこに作製された冷却空気膜を保護するための、先端棚にある傾いた正圧側スクイーラリブが開示されている。
【００１１】
ただし、動翼先端は周囲のタービン囲い板による摩擦を時々受けるので、スクイーラリブが磨耗し、それによって動翼先端の性能と先端棚冷却の効率性の両方が悪影響を受ける。
【特許文献１】米国特許第５，２６１，７８９号
【特許文献２】米国特許第６，６７２，８２９号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
したがって、先端が摩擦を受けるにもかかわらず、先端冷却の強化されたタービン動翼を提供することが望まれている。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
タービン動翼は、前縁と後縁の間、および根元と先端の間を延びる正圧側壁と負圧側壁とを有する、エーロフォイルを備える。先端は、開いた先端キャビティを形成する先端フロアから延びる、スクイーラリブを含む。正圧側壁に沿ったリブは、直角の外側隅部と、先端フロアにあるリブの基部に沿って延びる溝とを有する。
【００１４】
本発明を、好ましい例示的な実施形態に関して、そのさらなる目的および利点とともに、添付の図面に関して行う以下の詳細な説明でより具体的に説明する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
図１に、ガスタービンエンジン用のタービン動翼１０を示す。この動翼は、径方向内側にあるプラットフォーム１４とダブテール１６に順に一体に接合された中空のエーロフォイル１２を備える。この例のダブテールは、タービン翼車ディスクの外周内の相補的なダブテールスロット（図示せず）内に支持される複数のタングまたはローブを備える、軸方向挿入型ダブテールである。
【００１６】
タービン動翼１０の列全体が支持翼車ディスクから径方向外側に延びており、動作中に、上流の燃焼器（図示せず）からエネルギーを抽出してエンジンの圧縮機（図示せず）に動力を与えるために、この燃焼器から燃焼ガス１８を受け取る。
【００１７】
中空のエーロフォイルは、動作中に圧縮機から引き抜かれた冷却空気２２をダブテール内の入口チャネルを通して受け取る内部冷却循環路２０を内部に備える。この冷却循環路は、エーロフォイルを貫通するその前縁と後縁の間のフィルム冷却孔の多数の列から、従来のいずれかの方式で、使用済みの冷却空気を排出する、図示した３流路の蛇行冷却循環路など従来のいかなる形状のものでもよい。
【００１８】
エーロフォイル１２は、全体的に凹状の正圧側壁２４と、横方向または周方向にそれと対向する、全体的に凸状の負圧側壁２６とを含む。この負圧側壁２６は、翼弦が、対向する前縁２８と後縁３０との間を弦方向または軸方向に延び、長手方向また径方向の翼幅が、プラットフォーム１４にある根元３２からエーロフォイルの遠位端にある径方向外側の先端３４へと延びる。
【００１９】
図２に最もよく示されるように、エーロフォイル先端３４は、正圧側壁に沿った第１のスクイーラリブ３６と、負圧側壁に沿った対向する第２のスクイーラリブ３８とを含み、この２つのリブは、さらに図１に示すように、前縁２８および後縁３０で互いに一体に接合されている。この２つのリブ３６および３８は、共通の先端フロア４０から、径方向外側に延びる。先端フロア４０は、エーロフォイルの正圧側壁と負圧側壁をつないでおり、その間に、ガスタービンエンジンに取り付けられたとき径方向に取り囲むタービン囲い板（図示せず）と向き合うように径方向外側に開いたまたは露出した先端キャビティ４２を形成する。
【００２０】
図２の２つのスクイーラリブ３６および３８は、対応する正圧側壁２４および負圧側壁２６の、先端フロア４０上方で外側に向かう径方向延長部を形成しており、先端キャビティ４２のほぼ直角の内側隅部内、ならびに対応する正圧側壁２４の正圧側または外面、および負圧側壁２６の負圧側または外面と径方向に位置合わせされた外側隅部内で終端する。ただし、細長い筋または溝４４が、正圧側壁の外面内の溝として設けられ、リブ３６の先端フロア４０との接合部にある第１のリブ３６の基部に沿って弦方向に延びる。
【００２１】
図３の拡大図に示すように、第１のリブ３６は、共通の正圧側壁２４の径方向延長部を形成し、したがって、幅Ａが正圧側壁の幅と一致し、幅がほぼ等しくなる。同様に、第２のリブ３８は負圧側壁２６の延長部を形成し、幅が負圧側壁２６と一致し、これらの幅は互いにほぼ等しい。
【００２２】
したがって第２のリブ３８は、前縁と後縁の間の第２リブの全長に沿って、同一平面構成内に、負圧側壁２６と共通の外面を共有する。
【００２３】
これとは逆に、第１のリブ３６と正圧側壁２４の外面との間は、溝４４によって径方向に遮られている。溝４４があるため、第１のリブ３６の基部が、先端キャビティに向かって内側に、エーロフォイルの外側正圧面から離れる方向にずれまたは凹む。このように、溝４４上方にある第１のリブ３６の露出した外側隅部は、溝４４下方にある正圧側壁の外側正圧面と径方向に位置合せされまたはそれと同一表面上にあり、この溝は凹形であり、溝と同じだけ延び凹形部分以外の場所は平らな正圧側壁外面内にある。
【００２４】
図１に示すように、第１および第２のリブ３６、３８は、エーロフォイルの前縁から延び、エーロフォイル後縁の共通のリブ内で互いに接合される。溝４４はエーロフォイル前縁のすぐ裏、またはその付近にある正圧側壁２４内から、後縁３０に向かって後方に、少なくとも先端キャビティ４２の全長に沿って延びる。図２および図３に最もよく示されるように、溝４４は、先端キャビティ４２を過ぎて後縁３０へと延びており、先端３４の径方向に外側の面の下方に配置されている。
【００２５】
図３に最もよく示されるように、溝４４は、好ましくは第１のリブ３６の下部のみに、先端フロア４０に沿って動翼の後端まで配設され、第２のリブ３８のほぼ正方形の断面と共形のほぼ正方形の断面を維持する第１のリブ３６の外側部分内には設けられない。このようにして、第１のリブ３６は、対応する高さＢの対応する平らな外面が、溝下方にある正圧側壁２４の平らな外面とほぼ同一面上にある状態で、径方向高さＢの直角遠位端を維持する。
【００２６】
第１のリブ３６の直角端部の高さＢは、約０．１２５〜０．２５０ｍｍ（約５〜１０ミル）とすることができる。これは、約１．０〜１．５ｍｍ（約４０〜６０ミル）である先端キャビティの全深さＣの小部分を表す。このようにして、スクイーラリブ３６および３８の直角端部はいずれも、先端と周囲のタービン囲い板との偶発的な摩擦に対して役に立ち、先端の摩擦によってリブの形状または性能を損なうことなくその強度が増す。
【００２７】
動翼先端の冷却性能を改善するために、３つの図に示すように、傾いたフィルム冷却孔４６の列が溝４４の全長に沿って配置され、内部冷却循環路２０から先端フロア４０を通り、溝内へと延びる。フィルム冷却孔は、従来のいかなる形状およびサイズとしてもよく、動作中に、冷却空気の連続膜を溝内に形成するために冷却空気を内部に導入し、そこから動翼先端上に排出するために、通常径方向および弦方向後方に合成傾斜角で傾いている。
【００２８】
図３に示すように、溝４４は、翼先端、あるいは動翼の外側連続正圧面内にある局所的な溝であり、第１のリブ３６の外側直角隅部下方で終端する。このようにして、溝４４によって、その内部に冷却空気の連続膜を形成することが可能になり、この冷却空気は次いで、径方向外側に第１のリブ３６の外側隅部周囲を流れて、動作中に動翼先端上を径方向外側に移動する高温燃焼ガス１８から、動翼先端を保護する。
【００２９】
溝４４は、エーロフォイル前縁付近の溝が始まる部分からエーロフォイルの薄い後縁３０の溝が終端する部分までの間、改善された動翼先端の冷却保護を提供する。また、第１のリブ３６の隅部の形状が直角であるため、先端摩擦中もその構造的な強さおよび完全性が維持され、かつ、上にのせた追加材料の高さＢによって先端摩擦から保護される溝４４の、元のサイズが維持される。
【００３０】
図３に示した例示的な溝４４は、その径方向断面または垂直方向断面がほぼ対称であり、図３に示したような凹状の中央フィレット４８を含む。このフィレット４８は、半径方向外側および内側方向に対称に、対応する外側および内側凸状円弧５０と融合する。２つの円弧５０の丸い隅部または縁部が凹状フィレット４８から延び、溝４４の径方向下方および径方向上方でエーロフォイルの外側正圧面と融合する。このように、溝４４はエーロフォイルの外面と滑らかに融合し、動作中に溝４４から排出されるフィルム冷却層の形成を促進し、動作中に高温燃焼ガスが溝４４を越えて径方向外側に移動する際の溝４４の保護性能を高める。
【００３１】
中央フィレット４８および外側円弧５０の相対的なサイズは、動作中の溝の性能を最大にするために、溝内の形状および内包角を対応して変化させるように、所望によりそれぞれ変えることができる。ただし、外側円弧５０は、リブ頂部の有限高さＢをリブ下方の外側正圧面と同一平面上に維持するように、第１のリブ３６の外側隅部下方で終端する。
【００３２】
図３に示すように、溝４４は、先端フロア４０の縁部に沿った下部に配設することができ、フィルム冷却孔４６は、先端フロアを通り溝４４の中央フィレット内へと傾く。こうして、第１のリブ３６の基部は、動作中に溝４４から排出される空気冷却膜によってさらに保護されながら、リブ基部を通って延びるフィルム冷却孔４６の列によってその内部が対流冷却される。
【００３３】
図１および図２に示すように、先端フロア４０を通って径方向に延びる、冷却循環路２０と先端キャビティ４２の間を流体連通する複数の先端孔５２を導入することによって、先端をさらに冷却することができる。径方向先端孔５２は、片側上の先端リブを冷却するために、冷却空気を先端キャビティ内側に導入するが、第１のリブ３６の反対側は、動翼先端を越えて動翼の正圧側から負圧側へと向かう燃焼ガス流の主に径方向に、溝４４から排出される冷却空気膜によって、さらに冷却される。
【００３４】
溝部分以外は径方向に延びる正圧側スクイーラリブ３６内に溝４４を導入すると、上記で特定した２つの先行特許で導入された先端棚および傾いたスクイーラリブの利益を得ながら、冷却先端設計をさらに向上させることもできる。正圧側リブ３６は、先端摩擦に対する強度と耐性を高めるために、直角隅部を溝より上方に維持する。溝自体は、正圧側スクイーラリブの直角遠位端によって先端摩擦から保護されており、したがって、先端摩擦の後も、その元の形状、性能、および冷却能力が維持される。また、溝４４は、比較的薄い後縁領域を特に含めて、動翼先端の大部分にわたって効果的な先端冷却を確保するように、動翼先端キャビティのほとんど全長にわたって延び、またそこから後方に動翼後縁へと延びる。
【００３５】
本発明の好ましい例示的な実施形態と考えられるものを、本明細書で説明してきたが、本明細書の教示から、本発明のその他の変更形態が当分野の技術者には明らかである。また、特許請求の範囲で示す参照番号は、本発明の範囲を狭めるものではなく、本発明をより容易に理解するためのものである。
【図面の簡単な説明】
【００３６】
【図１】例示的な構成のタービン動翼の等角立面図である。
【図２】図１に示した動翼先端の一部分を示す、部分断面等角図である。
【図３】図２に示した動翼先端の、拡大部分断面図である。
【符号の説明】
【００３７】
１０  タービン動翼
１２  エーロフォイル
２４  正圧側壁
２６  負圧側壁
２８  前縁
３０  後縁
３２  根元
３４  先端
３６  スクイーラリブ
３８  スクイーラリブ
４０  先端フロア
４２  先端キャビティ
４４  溝
４６  フィルム冷却孔
５２  先端孔
【図１】
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【図２】
2006077773.tif 000004
【図３】
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【外国語明細書】
2006077773000001.pdf