(57)【要約】  タービン翼（１０）は、正圧面（１４）と負圧面（１６）との間で翼内部（１１）に配置された後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）を有する。後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）は、タービン翼（１０）の後縁（２０）に隣接して配置されており、後縁（２０）に沿って配置された複数の冷却材出口スロット（２８）と流体連通している。少なくとも１つの骨組み状通路（７０，８０）が、後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）の翼幅方向端部に形成されている。翼（１０）は、骨組み状通路（７０，８０）に配置された骨組み特徴（７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂ）をさらに有する。骨組み特徴は、正圧面（１４）および／または負圧面（１６）から突出したリブ（７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂ）として構成されている。リブ（７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂ）は、正圧面（１４）と負圧面（１６）との間に部分的に延びている。
2019512641.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン翼（１０）であって、
翼内部（１１）を画定する外壁（１２）であって、該外壁（１２）は、タービンエンジンの半径方向に沿って翼幅方向に延びており、前縁（１８）および後縁（２０）にて結合された正圧面（１４）および負圧面（１６）から形成されている、外壁（１２）と、
前記正圧面（１４）と前記負圧面（１６）との間で前記翼内部（１１）に配置された後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）であって、該後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）は、前記後縁（２０）に隣接して配置されており、前記後縁（２０）に沿って配置された複数の冷却材出口スロット（２８）と流体連通しており、前記後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）の翼幅方向端部に少なくとも１つの骨組み状通路（７０，８０）が形成されている、後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）と、
前記骨組み状通路（７０，８０）内に配置された骨組み特徴（７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂ）であって、リブ（７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂ）として構成された前記骨組み特徴が、前記正圧面（１４）および／または前記負圧面（１６）から突出しており、前記リブ（７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂ）は、前記正圧面（１４）と前記負圧面（１６）との間に部分的に延びている、骨組み特徴（７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂ）と、
を備える、タービン翼（１０）。
【請求項２】
前記骨組み状通路（７０，８０）は、前記後縁（２０）に向かって翼弦方向に延びており、前記リブ（７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂ）は、前記正圧面（１４）および／または前記負圧面（１８）において翼弦方向に離隔して配置されている、請求項１記載のタービン翼（１０）。
【請求項３】
前記リブ（７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂ）は、前記正圧面（１４）および前記負圧面（１６）に形成されており、
前記正圧面（１４）における前記リブ（７２Ａ，８２Ａ）および前記負圧面（１６）における前記リブ（７２Ｂ，８２Ｂ）は、前記出口スロット（２８）に向かって前記骨組み状通路（７０，８０）内を流れる冷却材のジグザグ流路（Ｆ）を画成するように翼弦方向で交互に配置されている、請求項２記載のタービン翼（１０）。
【請求項４】
前記冷却材出口スロット（２８）に向かって流れる前記冷却材の流路に配置された、前記後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）に配置された複数の冷却特徴（２２）を有し、該冷却特徴（２２）は、前記後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）の翼幅方向の端部の間に配置されている、請求項１記載のタービン翼（１０）。
【請求項５】
前記冷却特徴は、ピン（２２）の配列を含み、各ピン（２２）は前記正圧面（１４）から前記負圧面（１６）まで延びており、前記配列は、前記ピン（２２）の複数の半径方向列を有し、各列における前記ピン（２２）は、該ピン（２２）の間に冷却材通路（２４）を画成するように半径方向に互いに離隔している、請求項４記載のタービン翼（１０）。
【請求項６】
各ピン（２２）は、半径方向に延びている、請求項５記載のタービン翼（１０）。
【請求項７】
前記骨組み状通路（７０，８０）は、前記冷却特徴（２２）と、翼の半径方向端面（５２，５４）との間に配置されている、請求項１記載のタービン翼（１０）。
【請求項８】
前記少なくとも１つの骨組み状通路（７０，８０）は、前記後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）の翼幅方向の向かい合った端部に形成された、第１の骨組み状通路（７０）および第２の骨組み状通路（８０）を有する、請求項１記載のタービン翼（１０）。
【請求項９】
タービン翼（１０）を形成するための鋳造コアであって、
前記タービン翼（１０）の後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）を形成するコアエレメント（１４１ｆ）であって、該コアエレメント（１４１ｆ）は、翼幅方向に延び、さらに、コア後縁（１２０）に向かって翼弦方向に延びる、コア正圧面（１１４）およびコア負圧面（１１６）を有する、コアエレメント（１４１ｆ）を備え、
前記コアエレメント（１４１ｆ）の翼幅方向端部に、前記コア正圧面（１１４）および／または前記コア負圧面（１１６）に複数の凹部（１７２Ａ−１７２Ｂ，１８２Ａ−１８２Ｂ）が設けられており、該凹部（１７２Ａ−１７２Ｂ，１８２Ａ−１８２Ｂ）は、前記タービン翼（１０）の前記後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）に骨組み特徴（７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂ）を形成する、タービン翼（１０）を形成するための鋳造コア。
【請求項１０】
前記コア正圧面（１１４）および／または前記コア負圧面（１１６）における凹部（１７２Ａ−１７２Ｂ，１８２Ａ−１８２Ｂ）は、翼弦方向で離隔している、請求項９記載の鋳造コア。
【請求項１１】
前記凹部（１７２Ａ−１７２Ｂ，１８２Ａ−１８２Ｂ）は、前記コア正圧面（１１４）および前記コア負圧面（１１６）に形成されており、
前記コア正圧面（１１４）における前記凹部（１７２Ａ，１８２Ａ）および前記コア負圧面（１１６）における前記凹部（１７２Ｂ，１８２Ｂ）は、翼弦方向で交互に配置されている、請求項１０記載の鋳造コア。
【請求項１２】
前記コア正圧面（１１４）および／または前記コア負圧面（１１６）における複数の翼弦方向に離隔した凹部（１７２Ａ−１７２Ｂ，１８２Ａ−１８２Ｂ）は、前記コアエレメント（１４１ｆ）の各翼幅方向端部に設けられている、請求項１０記載の鋳造コア。
【請求項１３】
前記コアエレメント（１４１ｆ）の翼幅方向の端部の間に配置された、前記コアエレメント（１４１ｆ）を貫通する孔（１２２）の配列をさらに備え、前記孔（１２２）は、前記タービン翼（１０）の前記後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）に冷却特徴（２２）を形成し、各孔（１２２）は、前記コア正圧面（１１４）から前記コア負圧面（１１６）まで延びており、前記配列は、前記孔（１２２）の複数の半径方向列を有し、各列における前記孔（１２２）は、前記タービン翼（１０）に冷却材通路を形成する介在コアエレメント（１２４）によって半径方向に互いに離隔されている、請求項９記載の鋳造コア。
【請求項１４】
各孔（１２２）は、半径方向に延びている、請求項１３記載の鋳造コア。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般にタービン翼に関し、より詳細にはタービン翼のための改良された後縁冷却特徴に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、圧縮機セクションから排出された圧縮空気と、燃料の供給源から導入された燃料とが混合され、燃焼セクション内で燃焼され、高温かつ高圧の作動ガスを形成する燃焼生成物を生じる。作動ガスは、エンジンのタービンセクション内の高温ガス通路を通って方向付けられ、タービンセクション内で作動ガスは膨張し、タービンロータの回転を提供する。タービンロータは、発電機に接続されていてもよく、タービンロータの回転は、発電機において電気を発生するために使用することができる。
【０００３】
現代のエンジンにおいて生じる高い圧力比および高いエンジン燃焼温度を考慮して、翼、例えば、タービンセクション内の固定ベーンおよび回転ブレードなどの構成部材は、構成部材の過熱を防止するために、圧縮機セクションにおける圧縮機から排出された空気などの冷却流体によって冷却されなければならない。ガスタービン効率をさらに高く押し上げるために、タービンにおける冷却材消費を削減するという継続的な要求が存在する。例えば、従来の超合金よりも高い温度能力を有するセラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料のタービンブレードおよびベーンを形成することが公知であり、これは、冷却のための圧縮機空気の消費を削減することを可能にする。
【０００４】
タービン翼の有効な冷却には、タービンブレードまたは固定ベーンの後縁に沿ってなど、危険な領域へ比較的低温の空気を供給する必要がある。関連する冷却開口が、例えば、翼内の上流の比較的高圧のキャビティと、タービンブレードの外面のうちの１つとの間に延びていてもよい。一般的に、ブレードキャビティは、機械のロータおよびステータに関して半径方向に延びている。熱伝達率に基づいて高い冷却効率を達成することは、冷却のために圧縮機から逸らされた冷却材空気の体積を最小限にするために、重要な設計上の考慮事項である。
【０００５】
タービン翼の後縁は、空力効率のために比較的薄く形成されている。ガスタービン翼の比較的狭い後縁部分は、例えば、翼外面の総面積の最大で約３分の１を占めることがある。タービン翼は、多くの場合、典型的にセラミック材料から形成される鋳造コアを必要とする鋳造プロセスによって製造される。コア材料は、タービン翼内の中空の流路の型である。鋳造プロセスの間の取扱いに耐えるように、鋳造コアは十分な構造的強度を有していると有利である。このために、翼後縁における冷却材出口開口は、より強い額縁状の構成を形成するために、翼の根元部および先端部の近くでより大きな寸法を有するように設計されることがあり、その結果、翼根元部および先端部の近くで、望まれているよりも大きな冷却材流が生じることがある。
【０００６】
強い鋳造コアのみならず、冷却材流における制限をも達成するための改良を有することが望ましい。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００７】
簡単に言えば、本発明の態様は、後縁骨組み特徴（framing feature）を備えるタービン翼を提供する。
【０００８】
本発明の第１の態様によれば、タービン翼が提供される。このタービン翼は、翼内部を画定する外壁を有しており、外壁は、タービンエンジンの半径方向に沿って翼幅方向に延びており、前縁および後縁において結合された正圧面および負圧面から形成されている。後縁冷却材キャビティは、正圧面と負圧面との間で翼内部に位置している。後縁冷却材キャビティは、後縁に隣接して配置されており、後縁に沿って配置された複数の冷却材出口スロットと流体連通している。少なくとも１つの骨組み状通路が、後縁冷却材キャビティの翼幅方向端部に形成されている。タービン翼は、骨組み状通路に配置された骨組み特徴をさらに有する。骨組み特徴は、正圧面および／または負圧面から突出したリブとして構成されている。リブは、正圧面と負圧面との間に部分的に延びている。
【０００９】
本発明の第２の態様によれば、タービン翼を形成するための鋳造コアが提供される。鋳造コアは、タービン翼の後縁冷却材キャビティを形成するコアエレメントを有する。コアエレメントは、翼幅方向に延びておりかつさらにコア後縁に向かって翼弦方向に延びる、コア正圧面およびコア負圧面を有している。コアエレメントの翼幅方向端部に、コア負圧面および／またはコア正圧面に複数の凹部が設けられている。凹部は、タービン翼の後縁冷却材キャビティに骨組み特徴を形成する。
【００１０】
本発明は、図面を利用してさらに詳細に示されている。図面は、好適な構成を示しており、本発明の範囲を限定しない。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本発明の実施の形態を有するタービン翼の斜視図である。
【図２】本発明の１つの実施の形態による図１の断面ＩＩ−ＩＩに沿ったタービン翼の翼幅中央の断面図である。
【図３】タービン翼の後縁部分を示す、拡大した翼幅中央の断面図である。
【図４】図３の断面ＩＶ−ＩＶに沿った断面図である。
【図５Ａ】コア負圧面からコア正圧面への方向で見た鋳造コアの一部の翼幅方向の構成を示している。
【図５Ｂ】コア負圧面からコア正圧面への方向で見た鋳造コアの一部の翼幅方向の構成を示している。
【図６Ａ】コア正圧面からコア負圧面への方向で見た鋳造コアの一部の翼幅方向の構成を示している。
【図６Ｂ】コア正圧面からコア負圧面への方向で見た鋳造コアの一部の翼幅方向の構成を示している。
【図７】半径方向内方を見た、鋳造コアの平面図である。
【図８】半径方向外方を見た、鋳造コアの下面図である。
【図９】図１の断面ＩＸ−ＩＸに沿った、翼の半径方向外側の翼幅方向端部の近くの骨組み特徴を示す断面図である。
【図１０】図１の断面Ｘ−Ｘに沿った、翼の半径方向内側の翼幅方向端部の近くの骨組み特徴を示す断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
好適な実施の形態の以下の詳細な説明では、その一部を形成する添付の図面が参照され、図面には、例として、限定としてではなく、本発明を実施可能な特定の実施の形態が示されている。本発明の思想および範囲から逸脱することなく、その他の実施の形態が使用されてもよいし、変更がなされてもよいことが理解されるべきである。
【００１３】
図面において、方向Ｘはタービンエンジンの軸線に対して平行な軸線方向を表すのに対し、方向ＲおよびＴはそれぞれ、タービンエンジンの軸線に関して半径方向および接線方向（または周方向）を表す。
【００１４】
ここで図１を参照すると、１つの実施の形態によるタービン翼１０が示されている。例示されているように、翼１０は、ガスタービンエンジン用のタービンブレードである。しかしながら、本発明の態様は、加えて、ガスタービンエンジン内の固定ベーンに組み込むことができる点に留意すべきである。翼１０は、例えば、軸流ガスタービンエンジンの高圧段にて使用するように適応された外壁１２を有していてもよい。外壁１２は、中空の内部１１を画定している（図２参照）。外壁１２は、タービンエンジンの半径方向Ｒに沿って翼幅方向に延びており、略凹面状の正圧面１４と、略凸面状の負圧面１６とを有する。正圧面１４および負圧面１６は、前縁１８および後縁２０にて接続されている。外壁１２は、プラットフォーム５８で根元部５６に接続されていてもよい。根元部５６は、タービン翼１０をタービンエンジンのディスク（図示せず）に接続していてもよい。外壁１２は、半径方向で、半径方向外側の翼端面（翼先端部キャップ）５２と、プラットフォーム５８に接続された半径方向内側の翼端面５４とによって画定されている。他の実施の形態では、翼１０は、タービンエンジンのタービンガス通路セクションの内径に接続された半径方向内側の端面と、タービンエンジンのタービンガス通路セクションの外径に接続された半径方向外側の端面とを備える、定置のタービンベーンであってもよい。
【００１５】
図２を参照すると、正圧面１４と負圧面１６との間の中央に延びる翼弦軸線３０が規定されている。この説明において、「前方」という相対的用語は、翼弦軸線３０に沿って前縁１８に向かう方向をいうのに対し、「後方」という相対的用語は、翼弦軸線３０に沿って後縁２０に向かう方向をいう。図示するように、内部通路および冷却回路は、半径方向範囲に沿って正圧面１４と負圧面１６とを接続する内部隔壁またはリブ４０ａ〜４０ｅによって形成された、半径方向冷却材キャビティ４１ａ〜４１ｆによって形成されている。この例では、冷却材は、ブレード１０の根元部に設けられた開口を通って半径方向キャビティ４１ａ〜４１ｆのうちの１つまたは複数に進入してもよく、そこから、冷却材は、例えば、１つまたは複数の蛇行した冷却回路を通って、隣接する半径方向冷却材キャビティへ移動してもよい。このような冷却方式の複数の例が当技術分野において公知であり、ここではこれ以上説明しない。半径方向冷却材キャビティを通過すると、冷却材は、例えば、それぞれ前縁１８および後縁２０に沿って配置された排出オリフィス２６，２８を通って、翼１０から高温ガス通路内へ排出されてもよい。図示されていないが、排出オリフィスは、正圧面１６、負圧面１８および翼先端部５２におけるあらゆる場所を含む複数の位置に設けられてもよい。
【００１６】
後縁２０に隣接する最も後方の半径方向冷却材キャビティ４１ｆは、ここでは後縁冷却材キャビティ４１ｆと呼ばれる。後縁冷却材キャビティ４１ｆに達すると、冷却材は、後縁２０に沿って配置された冷却材出口スロット２８を通って翼１０から出る前に、後縁冷却材キャビティ４１ｅに配置された後縁冷却特徴の内部配列５０を通って軸方向に移動してもよい。従来の後縁冷却特徴は、翼弦軸線に沿って隣り合って配置された、一般的には２つまたは３つの、一連のインピンジメントプレートを有していた。しかしながら、この配置では、冷却材が、後縁において翼から出る前に短い距離しか移動しない。冷却効率を高めかつ冷却材流れ要件を低減するために、後縁部分に沿ってより長い冷却材流路を有して熱伝達のためのより大きな表面積を有することが望ましいことがある。
【００１７】
特に図３および図４に示すこの実施の形態は、後縁冷却特徴の改良された配置を提供する。この場合、インピンジメントプレートは、ピン２２として具体化された冷却特徴の配列によって置き換えられている。各特徴またはピン２２は、図３に示すように正圧面１４から負圧面１６まで完全に延びている。特徴２２は、図４に示すように半径方向の列で配置されている。各列における特徴２２は、軸方向冷却材通路２４を画成するように互いに離隔しており、各冷却材通路２４は正圧面１４から負圧面１６まで完全に延びている。この場合、１４列が、半径方向冷却材通路２５を画成するように翼弦軸線３０に沿って互いに離隔している。
【００１８】
隣接する列内の特徴２２は、半径方向でずらされている。この配列の軸方向冷却材通路２４は、半径方向流路２５を介して流通可能に相互接続されており、これにより、後縁冷却材キャビティ４１ｆ内の加圧された冷却材を、直列インピンジメント方式を介して後縁２０における冷却材出口スロット２８に向かって導く。特に、全体として前方から後方へ流れる加圧された冷却材は、次々に特徴２２の列に衝突し、これは、冷却材の圧力の低下を伴う冷却材への熱伝達につながる。熱は、対流および／またはインピンジメント冷却によって、通常はそれら両方によって、外壁１２から冷却材へ伝達されてもよい。
【００１９】
例示した実施の形態では、各特徴２２は、半径方向に沿って延在している。すなわち、各特徴２２は、翼弦方向の幅よりも大きな半径方向の長さを有する。より大きなアスペクト比が、通路２５における冷却材のためのより長い流路を提供し、これにより、増大した冷却表面積と、これによる、より大きな対流熱伝達とにつながる。２重または３重のインピンジメントプレートに関して、前記配置は、冷却材のためのより長い流路を提供し、冷却材流量を制限するように熱伝達および圧力降下の両方を高めることが示されている。したがって、このような配置は、より少量の冷却空気を必要とする最新式タービンブレード用途に適していてもよい。
【００２０】
典型的なタービン翼１０は、一般的にはセラミック材料から形成された鋳造コアを必要とする鋳造プロセスによって製造されてもよい。コア材料は、タービン翼１０内の中空の冷却材流路の型である。鋳造コアが、鋳造プロセスの間の取扱いに耐えるように十分な構造的強度を有すると有利である。このために、後縁２０における冷却材出口スロット２８は、より強い額縁のような構成を形成するために、翼の翼幅方向端部において、すなわち翼１０の根元部および先端部に隣接して、より大きな寸法を有するように設計されていてもよい。しかしながら、このような構成は、結果として、翼根元部および先端部の近くで、望まれているよりも大きな冷却材流を生じることがある。本発明の実施の形態は、強い鋳造コアのみならず、冷却材流の制限をも達成するための改良を提供する。
【００２１】
図５Ａ−図５Ｂ、図６Ａ−図６Ｂおよび図７−図８は、本発明のタービン翼１０を製造するための典型的な鋳造コアの部分を示している。例示したコアエレメント１４１ｆは、タービン翼１０の後縁冷却材キャビティ４１ｆの型である。コアエレメント１４１ｆは、翼幅方向に延びておりかつさらにコア後縁１２０に向かって翼弦方向に延びる、コア正圧面１１４およびコア負圧面１１６を有する。図５Ａおよび図５Ｂは、コア負圧面１１６側から見た図を示している。図５Ａは、半径方向外側の翼端面５２（翼先端部キャップ）に隣接する第１の翼幅方向端部を示しており、図５Ｂは、プラットフォーム５８に接続された半径方向内側の翼端面５４に隣接する第２の翼幅方向端部を示している。図６Ａおよび図６Ｂは、コア正圧面１１４側から見た図を示している。図６Ａは、半径方向外側の翼端面５２（翼先端部キャップ）に隣接する第１の翼幅方向端部を示しており、図６Ｂは、プラットフォーム５８に接続された半径方向内側の翼端面５４に隣接する第２の翼幅方向端部を示している。図示するように、コアエレメント１４１ｆは、コアエレメント１４１ｆの翼幅方向端部の間に配置された、コアエレメント１４１ｆを貫通する孔１２２の配列を有する。各孔１２２は、コア正圧面１１４からコア負圧面１１６まで完全に延びている。孔１２２は、後縁冷却材キャビティ４１ｆ内の冷却特徴２２を形成する（図４参照）。各孔１２２は、対応して、半径方向または翼幅方向に延在している。配列は、孔１２２の複数の半径方向の列を有し、各列における孔１２２は、タービン翼１０内に冷却材通路２４を形成する介在コアエレメント１２４によって半径方向に離隔されている。コアエレメント１２８は、タービン翼１０の後縁冷却材出口スロット２８を形成する。
【００２２】
図５Ａ−図５Ｂおよび図６Ａ−図６Ｂに示すように、孔１２２の配列は、コアエレメント１４１ｆの翼幅方向端部の間に配置されているが、コアエレメント１４１ｆの翼幅方向端部まで完全には延びていない。本発明の実施の形態によれば、コアエレメント１４１ｆの翼幅方向端部において、コア正圧面１１４および／またはコア負圧面１１６に凹部が設けられている。ここに示す非限定的な例では、半径方向外側の翼幅方向端部において、凹部は、通常はより厚い、コアエレメント１４１ｆの翼弦方向上流位置に設けられている。比較的狭い翼弦方向の下流位置では、孔が、コアエレメント１４１ｆの半径方向外側の翼幅方向端部に沿ってコアエレメント１４１ｆを貫通して形成されていてもよい。半径方向内側の翼幅方向端部では、孔は全く排除されている。例示した実施の形態では、翼弦方向に離隔した凹部１７２Ａおよび１８２Ａが、コア正圧面１１４の第１および第２の翼幅方向端部にそれぞれ設けられており（図６Ａ−図６Ｂ）、翼弦方向に離隔した凹部１７２Ｂおよび１８２Ｂが、それぞれコア負圧面１１６の第１および第２の翼幅方向端部にそれぞれ設けられている（図５Ａ−図５Ｂ）。
【００２３】
図９および図１０に示すように、（図５Ａ−図５Ｂおよび図６Ａ−図６Ｂに示した）凹部１７２Ａ−１７２Ｂおよび１８２Ａ−１８２Ｂは、タービン翼１０の後縁冷却材キャビティ４１ｆにおいて、それぞれの骨組み状通路（framing passage）７０，８０内に骨組み特徴７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂを形成する。骨組み状通路７０および８０は、後縁冷却材キャビティ４１ｆの第１および第２の翼幅方向端部にそれぞれ配置されている。特に、それぞれの骨組み状通路７０，８０は、冷却特徴２２と、それぞれの翼半径方向端面５２，５４との間に配置されている。骨組み特徴７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂは、リブとして構成されている。図示したように、リブ７２Ａ，８２Ａは、翼１０の正圧面１４から突出しており、リブ７２Ｂ，８２Ｂは、翼１０の負圧面１６から突出している。各リブ７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂは、正圧面１４と負圧面１６との間に部分的にのみ延びている。
【００２４】
凹部１７２Ａ−１７２Ｂ，１８２Ａ−１８２Ｂは、コアの正圧面および負圧面を貫通する孔を完成させるのではなく、根元部および先端部におけるセラミックコアの強度を維持する。例示した実施形態では、図７に半径方向平面図で示したように、コア正圧面１１４における凹部１７２Ａと、コア負圧面１１６における凹部１７２Ｂとは、翼弦方向に沿って交互に配置されている。同様に、図８に半径方向下面図で示したように、コア正圧面１１４における凹部１８２Ａと、コア負圧面１１６における凹部１８２Ｂとは、翼弦方向に沿って交互に配置されている。
【００２５】
結果として得られる骨組み特徴が、図９および図１０に示されている。図９を参照すると、正圧面１４におけるリブ７２Ａと、負圧面１６におけるリブ７２Ｂとは、翼弦方向で交互に配置されており、これにより、冷却材出口スロット２８に向かって骨組み状通路７０内を流れる冷却材のジグザグ流路Ｆを画成している。図１０を参照すると、正圧面１４におけるリブ８２Ａと、負圧面１６におけるリブ８２Ｂとは、翼弦方向で交互に配置されており、これにより、冷却材出口スロット２８に向かって骨組み状通路８０内を流れる冷却材のジグザグ流路Ｆを画成している。例示したように、各ジグザグ流路Ｆは、小さな蛇行通路として構成されており、この場合、冷却材流れ方向は、後縁冷却材出口スロット２８に向かって骨組み状通路７０，８０において全体としては翼弦方向であるが、正圧面１４と負圧面１６との間で交替している。ジグザグ流路Ｆは、特に後縁冷却材出口スロット２８がコア安定性を維持するためにより大きな寸法を有する（翼の根元部および先端部の近くの）翼幅方向端部に、冷却材のための激しく蛇行した流路を提供して冷却材の流れを制限する。ジグザグ通路は、極めて制限された冷却材流量のための高い圧力降下および高い熱伝達を提供しつつ、強いセラミックコアを維持する。
【００２６】
代替的な実施の形態では、本発明の特徴は、インピンジメントプレートが翼弦方向に直列に配置されている、（上に例示したピンの配列ではなく）インピンジメントオリフィスを備える複数のインピンジメントプレートを有する後縁冷却特徴のために採用されてもよい。
【００２７】
特定の実施の形態について詳細に説明してきたが、全体的な開示内容を考慮して、これらの詳細に対する様々な変更および代用を開発できることを当業者は認識するであろう。したがって、開示された特定の配列は、例示的でしかなく、添付の請求項およびそのあらゆる全ての均等物の全範囲が与えられるべき本発明の範囲に関して制限するものではないことが意味されている。
【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５Ａ】
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【図５Ｂ】
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【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
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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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【手続補正書】
【提出日】平成30年11月8日(2018.11.8)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン翼（１０）であって、
翼内部（１１）を画定する外壁（１２）であって、該外壁（１２）は、タービンエンジンの半径方向に沿って翼幅方向に延びており、前縁（１８）および後縁（２０）にて結合された正圧面（１４）および負圧面（１６）から形成されている、外壁（１２）と、
前記正圧面（１４）と前記負圧面（１６）との間で前記翼内部（１１）に配置された後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）であって、該後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）は、前記後縁（２０）に隣接して配置されており、前記後縁（２０）に沿って配置された複数の冷却材出口スロット（２８）と流体連通しており、前記後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）の翼幅方向端部に少なくとも１つの骨組み状通路（７０，８０）が形成されている、後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）と、
前記骨組み状通路（７０，８０）内に配置された骨組み特徴（７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂ）であって、リブ（７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂ）として構成された前記骨組み特徴が、前記正圧面（１４）および／または前記負圧面（１６）から突出しており、前記リブ（７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂ）は、前記正圧面（１４）と前記負圧面（１６）との間に部分的に延びている、骨組み特徴（７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂ）と、
を備える、タービン翼（１０）。
【請求項２】
前記骨組み状通路（７０，８０）は、前記後縁（２０）に向かって翼弦方向に延びており、前記リブ（７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂ）は、前記正圧面（１４）および／または前記負圧面（１６）において翼弦方向に離隔して配置されている、請求項１記載のタービン翼（１０）。
【請求項３】
前記リブ（７２Ａ−７２Ｂ，８２Ａ−８２Ｂ）は、前記正圧面（１４）および前記負圧面（１６）に形成されており、
前記正圧面（１４）における前記リブ（７２Ａ，８２Ａ）および前記負圧面（１６）における前記リブ（７２Ｂ，８２Ｂ）は、前記出口スロット（２８）に向かって前記骨組み状通路（７０，８０）内を流れる冷却材のジグザグ流路（Ｆ）を画成するように翼弦方向で交互に配置されている、請求項２記載のタービン翼（１０）。
【請求項４】
前記冷却材出口スロット（２８）に向かって流れる前記冷却材の流路に配置された、前記後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）に配置された複数の冷却特徴（２２）を有し、該冷却特徴（２２）は、前記後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）の翼幅方向の端部の間に配置されている、請求項１記載のタービン翼（１０）。
【請求項５】
前記冷却特徴は、ピン（２２）の配列を含み、各ピン（２２）は前記正圧面（１４）から前記負圧面（１６）まで延びており、前記配列は、前記ピン（２２）の複数の半径方向列を有し、各列における前記ピン（２２）は、該ピン（２２）の間に冷却材通路（２４）を画成するように半径方向に互いに離隔している、請求項４記載のタービン翼（１０）。
【請求項６】
各ピン（２２）は、半径方向に延びている、請求項５記載のタービン翼（１０）。
【請求項７】
前記骨組み状通路（７０，８０）は、前記冷却特徴（２２）と、翼の半径方向端面（５２，５４）との間に配置されている、請求項１記載のタービン翼（１０）。
【請求項８】
前記少なくとも１つの骨組み状通路（７０，８０）は、前記後縁冷却材キャビティ（４１ｆ）の翼幅方向の向かい合った端部に形成された、第１の骨組み状通路（７０）および第２の骨組み状通路（８０）を有する、請求項１記載のタービン翼（１０）。
【国際調査報告】
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