(57)【要約】      （修正有）【課題】タービンエンジン用の翼形部を提供する。【解決手段】タービンエンジン用の翼形部（１０５）は、正圧側（１１２）および負圧側（１１４）を画定する外側壁（１１１）を有する本体（１１０）を含むことができ、本体（１１０）は、切頭ノーズ（１１６）と後縁（１１８）との間に軸方向に延びることができる。シールド（１２０）は、ノーズ（１１６）の上流に配置されて翼形部（１０５）の前縁を画定することができる。【選択図】図３
2019056366.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンエンジン（１０）用の翼形部（１０５、２０５）であって、
正圧側（１１２、２１２）および前記正圧側（１１２、２１２）に対向する負圧側（１１４、２１４）を画定する外側壁（１１１、２１１）を有する本体（１１０、２１０）であって、前記外側壁（１１１、２１１）は、内部（１３８、２３９）を包囲し、切頭ノーズ（１１６、２１６）と後縁（１１８、２１８）との間に軸方向に延びる本体（１１０、２１０）と、
前記ノーズ（１１６、２１６）の上流に配置されて前記翼形部（１０５、２０５）の前縁（１２２、２２２）を画定するシールド（１２０、２２０）であって、前記シールド（１２０、２２０）は、前記本体（１１０、２１０）と前記シールド（１２０、２２０）との間に隙間（１２４、２２４）を画定するように前記ノーズ（１１６、２１６）から離間しているシールド（１２０、２２０）とを備える、翼形部（１０５、２０５）。
【請求項２】
前記シールド（１２０、２２０）が、前記前縁（１２２、２２２）を画定する頂部（１３４、２３４）をさらに備える、請求項１に記載の翼形部（１０５、２０５）。
【請求項３】
前記シールド（１２０、２２０）が、上流面（１３０、２３０）および下流面（１３２、２３２）をさらに備え、前記下流面（１３２、２３２）が、前記ノーズ（１１６、２１６）に対向する、請求項１に記載の翼形部（１０５、２０５）。
【請求項４】
前記シールド（１２０、２２０）が、少なくとも１つの内部冷却通路（２３７）をさらに備える、請求項３に記載の翼形部（１０５、２０５）。
【請求項５】
前記シールド（１２０、２２０）が、前記少なくとも１つの内部冷却通路（２３７）から前記上流面（１３０、２３０）または下流面（１３２、２３２）の１つに延びる少なくとも１つのフィルム孔（１３６、２３６）をさらに備える、請求項４に記載の翼形部（１０５、２０５）。
【請求項６】
前記シールド（１２０、２２０）が、前記下流面（１３２、２３２）から前記上流面（１３０、２３０）に延びる少なくとも１つのフィルム孔（１３６、２３６）をさらに備える、請求項３に記載の翼形部（１０５、２０５）。
【請求項７】
前記本体（１１０、２１０）が、前記本体（１１０、２１０）の前記内部（１３８、２３９）を前記隙間（１２４、２２４）に流体結合する少なくとも１つの冷却孔（１４０、２４０）をさらに備える、請求項１に記載の翼形部（１０５、２０５）。
【請求項８】
前記隙間（１２４、２２４）が、連続的である、請求項７に記載の翼形部（１０５、２０５）。
【請求項９】
前記シールド（１２０、２２０）のスパン範囲（１４２）が、前記ノーズ（１１６、２１６）のスパン（１４４）以上である、請求項１に記載の翼形部（１０５、２０５）。
【請求項１０】
前記シールド（１２０、２２０）が、前記本体（１１０、２１０）より高い温度性能を有する材料で作製された少なくとも一部を有する、請求項１に記載の翼形部（１０５、２０５）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービンエンジン翼形部用のシールドに関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジン、特にガスまたは燃焼タービンエンジンは、エンジンを通って複数の回転するタービンブレード上を通過す加圧燃焼ガスの流れからエネルギーを抽出する回転エンジンである。
【０００３】
航空機用のガスタービンエンジンは、高温で動作してエンジン効率を最大化するように設計されている。高熱環境下でのエンジン構成要素の冷却に加え、これらの構成要素に対する追加の熱保護を提供することが有益となり得る。
【発明の概要】
【０００４】
一態様では、タービンエンジン用の翼形部は、正圧側および正圧側に対向する負圧側を画定する外側壁を有する本体であって、外側壁は、内部を包囲し、切頭ノーズと後縁との間に軸方向に延びる本体と、ノーズの上流に配置されて翼形部の前縁を画定するシールドであって、シールドは、本体とシールドとの間に隙間を画定するようにノーズから離間しているシールドとを備える。
【０００５】
別の態様では、タービンエンジン用の翼形部アセンブリは、半径方向に離間した内側および外側バンドと、内側および外側バンドの間に延びる複数の翼形部とを備え、翼形部の少なくとも１つは、正圧側および正圧側に対向する負圧側を画定する外側壁を有する本体であって、外側壁は、内部を包囲し、切頭ノーズと後縁との間に軸方向に延びる本体と、ノーズの上流に配置されて翼形部の前縁を画定するシールドであって、シールドは、本体とシールドとの間に隙間を画定するようにノーズから離間しているシールドとを備える。
【０００６】
さらに別の態様では、タービンエンジンの翼形部を冷却する方法は、翼形部の前縁を形成するシールドと翼形部の正圧および負圧側を形成する翼形部本体の切頭ノーズとの間の隙間に翼形部の内部から冷却空気を導入することと、正圧および負圧側の少なくとも一方に沿って隙間から冷却空気を流すこととを含む。
【０００７】
図面の説明は、以下の通りである。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】本明細書に記載の様々な態様による翼形部を有する翼形部アセンブリを含む、航空機用のタービンエンジンの概略断面図である。
【図２】一態様による翼形部を含む、図１の翼形部アセンブリの半径方向断面図である。
【図３】線３−３に沿った図２の翼形部の断面図である。
【図４】図３の翼形部の周囲を通る空気流を示す図である。
【図５】別の態様による翼形部を含む、図１の翼形部アセンブリの半径方向断面図である。
【図６】線６−６に沿った図５の翼形部の断面図であり、翼形部の周囲を通る空気流を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
本開示の説明される実施形態は、タービンエンジンの翼形部用のシールドに関する。説明のために、本開示は、航空機タービンエンジン用のタービンに関連して説明される。しかしながら、本開示は、それに限定されるものではなく、圧縮機を含むエンジン内、ならびに非航空機用途、例えば、他のモバイル用途、非モバイルの工業用途、商業用途、および住宅用途に汎用性があり得ることが理解されよう。
【００１０】
本明細書で使用する場合、「前方」または「上流」という用語は、エンジン入口に向かう方向の移動、または別の構成要素と比較してエンジン入口に相対的に近い構成要素を指す。「前方」または「上流」と関連して使用される「後方」または「下流」という用語は、エンジンの後部または出口に向かう方向、または他の構成要素と比較してエンジン出口に比較的近い方向を指す。
【００１１】
さらに、本明細書で使用する場合、「半径方向の」または「半径方向に」という用語は、エンジンの中心長手方向軸線とエンジン外周との間に延びる寸法を指す。
【００１２】
すべての方向についての言及（例えば、半径方向、軸方向、近位、遠位、上部、下部、上方、下方、左、右、横方向、前部、後部、頂部、底部、上に、下に、垂直、水平、時計回り、反時計回り、上流、下流、前方、後方など）は、本開示の読者の理解を助けるための識別目的のためだけに使用され、特に本開示の位置、向き、または使用に関して限定を生じさせるものではない。接続についての言及（例えば、取り付けられる、結合される、接続される、および接合される）は、広く解釈されるべきであり、別段の指示がない限り、１群の要素間の中間部材および要素間の相対移動を含むことができる。このように、接続についての言及は、２つの要素が直接的に接続され、互いに固定された関係にあると必ずしも推測する必要はない。例示される図面は、あくまでも説明を目的とするものであり、添付の図面に反映される寸法、位置、順序および相対サイズは、様々に変更可能である。さらに、本明細書で使用する場合、要素の「組」または「一組」という用語は、１つだけを含む任意の数の要素を指すことができる。
【００１３】
図１は、航空機用のガスタービンエンジン１０の概略断面図である。エンジン１０は、前方１４から後方１６に延びる略長手方向に延びる軸線または中心線１２を有する。エンジン１０は、下流直列流れ関係で、ファン２０を含むファンセクション１８と、ブースタまたは低圧（ＬＰ）圧縮機２４および高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２と、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８と、ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２と、排気セクション３８とを含む。
【００１４】
ファンセクション１８は、ファン２０を取り囲むファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２の周りに半径方向に配置された複数のファンブレード４２を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、およびＨＰタービン３４は、燃焼ガスを生成するエンジン１０のコア４４を形成する。コア４４は、コアケーシング４６によって取り囲まれ、コアケーシング４６は、ファンケーシング４０と結合することができる。
【００１５】
エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置されたＨＰシャフトまたはスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動可能に接続する。大径環状ＨＰスプール４８内でエンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置されたＬＰシャフトまたはスプール５０は、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４およびファン２０に駆動可能に接続する。スプール４８、５０は、エンジン中心線の周りで回転可能であり、複数の回転可能な要素に結合され、これらの要素は集合的にロータ５１を画定することができる。
【００１６】
ＬＰ圧縮機２４およびＨＰ圧縮機２６はそれぞれ、複数の圧縮機段５２、５４を含み、ここでは一組の圧縮機ブレード５６、５８が対応する組の固定圧縮機ベーン６０、６２に対して回転し、その段を通過する流体の流れを圧縮または加圧する。単一の圧縮機段５２、５４において、複数の圧縮機ブレード５６、５８は、リング状に設けられ、ブレードプラットフォームからブレード先端にかけて中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができるが、対応する固定圧縮機ベーン６０、６２は、回転ブレード５６、５８の上流に隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、および圧縮機段の数は、説明のためにのみ選択されたものであり、他の数も可能であることに留意されたい。
【００１７】
圧縮機の段のブレード５６、５８は、ディスク６１に装着する（または一体化する）ことができ、これはＨＰおよびＬＰスプール４８、５０の対応するスプールに装着される。圧縮機の段のベーン６０、６２は、円周方向の配置でコアケーシング４６に装着することができる。
【００１８】
ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６はそれぞれ、複数のタービン段６４、６６を含み、ここでは一組のタービンブレード６８、７０が対応する組の固定タービンベーン７２、７４（ノズルとも呼ばれる）に対して回転し、その段を通過する流体の流れからエネルギーを抽出する。単一のタービン段６４、６６において、複数のタービンブレード６８、７０は、リング状に設けられ、中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができるが、対応する固定タービンベーン７２、７４は、回転ブレード６８、７０の上流に隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、およびタービン段の数は、説明のためにのみ選択されたものであり、他の数も可能であることに留意されたい。
【００１９】
タービンの段のブレード６８、７０は、ディスク７１に装着することができ、これはＨＰおよびＬＰスプール４８、５０の対応するスプールに装着される。圧縮機の段のベーン７２、７４は、円周方向の配置でコアケーシング４６に装着することができる。
【００２０】
ロータ部分と相補的であるが、圧縮機およびタービンセクション２２、３２の中の固定ベーン６０、６２、７２、７４のようなエンジン１０の静止部分は、個々にまたは集合的にステータ６３とも呼ばれる。このように、ステータ６３は、エンジン１０全体にわたる非回転要素の組合せを指すことができる。
【００２１】
動作中、ファンセクション１８を出る空気流は分割され、それにより空気流の一部がＬＰ圧縮機２４に送られ、次いで、ＬＰ圧縮機２４は加圧空気７６をＨＰ圧縮機２６に供給し、ＨＰ圧縮機２６は空気をさらに加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧空気７６は、燃焼器３０で燃料と混合され点火され、それによって燃焼ガスを生成する。これらのガスからＨＰタービン３４によっていくらかの仕事が抽出され、これによりＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスはＬＰタービン３６に吐出され、ＬＰタービン３６が追加の仕事を抽出してＬＰ圧縮機２４を駆動し、最終的に排気ガスは、排気セクション３８を介してエンジン１０から吐出される。ＬＰタービン３６の駆動によりＬＰスプール５０が駆動され、ファン２０およびＬＰ圧縮機２４を回転させる。
【００２２】
加圧空気流７６の一部は、ブリード空気７７として圧縮機セクション２２から引き出すことができる。ブリード空気７７は、加圧空気流７６から引き出され、冷却を必要とするエンジン構成要素に供給することができる。燃焼器３０に入る加圧空気流７６の温度は、著しく上昇する。このように、ブリード空気７７によって供給される冷却は、上昇した温度環境においてそのようなエンジン構成要素を動作させるために必要である。
【００２３】
空気流７８の残りの部分は、ＬＰ圧縮機２４およびエンジンコア４４をバイパスし、静止ベーン列、より具体的には、ファン排気側８４において複数の翼形部ガイドベーン８２を備える出口ガイドベーンアセンブリ８０を介してエンジンアセンブリ１０を出る。より具体的には、半径方向に延びる翼形部ガイドベーン８２の円周方向列は、ファンセクション１８に隣接して利用され、空気流７８の一部の方向制御を行う。
【００２４】
ファン２０によって供給される空気の一部は、エンジンコア４４をバイパスし、エンジン１０の一部、特に高温部分の冷却に使用され、および／または航空機の他の態様の冷却または動力供給に使用することができる。タービンエンジンの状況で、エンジンの高温部分は、通常は燃焼器３０、特にタービンセクション３２の下流にあり、ＨＰタービン３４は、燃焼セクション２８のすぐ下流にあるので、最も熱い部分である。冷却流体の他の供給源は、限定はしないが、ＬＰ圧縮機２４またはＨＰ圧縮機２６から吐出される流体とすることができる。
【００２５】
図２は、内側バンド１０２と、内側バンド１０２から半径方向に離間した外側バンド１０４と、図示のようにバンド１０２、１０４の間に延びる複数の翼形部１０５とを備える翼形部アセンブリ１００の側面図を示す。翼形部１０５の少なくとも１つは、正圧側１１２および正圧側１１２に対向する負圧側１１４を画定するようにスパン方向に延びることができる外側壁１１１を有する本体１１０（ＨＰタービンベーン７２として図示）を含むことができる。外側壁１１１はまた、切頭ノーズ１１６と後縁１１８との間に軸方向に延びることができる。ベーン７２として図示されているが、本開示は、それに限定されるものではなく、翼形部本体１１０は、圧縮機セクション２２またはタービンセクション３２（図１）内に含まれるタービンエンジン１０内の任意の翼形部を含むことができることが理解されよう。
【００２６】
翼形部１０５はまた、切頭ノーズ１１６の上流に配置されたシールド１２０を含むことができ、シールド１２０は、翼形部１０５の前縁１２２を画定する形状またはプロファイルを有することができる。シールド１２０はまた、本体１１０のノーズ１１６から離間して、図示のように隙間１２４を画定することができる。シールド１２０に使用される材料は、本体１１０に使用される材料より高い温度性能を有することができることが意図されており、温度性能は、タービンエンジン環境における所与の材料の使用のために意図される最高動作温度と定義することができ、材料をその温度性能より高い温度に曝すことは、材料の酸化、疲労、または溶融などの影響を引き起こすことになり得る。例えば、シールド１２０は、セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）またはモノリシックセラミックで作製することができ、本体１１０は、インサート材料より低い温度性能を有する金属で作製することができる。しかし、このような例は限定的なものではなく、本開示では、タービンエンジン環境に適した任意の材料が使用されることが意図される。さらに、シールド１２０は、非限定的な例では、前縁１２２にのみ、またはシールド１２０全体にわたってより高い温度性能を有する材料を含むことができる。
【００２７】
シールド１２０は、隙間１２４を画定するために内側バンド１０２と外側バンド１０４との間に装着することができることが意図されている。一例では、実矧ぎ取付具を使用することができ、内側バンド１０２は、シールド１２０の第１の舌部１２８Ａを受け入れることができる第１の溝１２６Ａを含むことができ、外側バンド１０４は、シールド１２０の第２の舌部１２８Ｂを受け入れるための第２の溝１２６Ｂを含むことができる。シールド１２０を翼形部アセンブリ１００内に固定するために、他の取付具を使用することができることが理解されよう。さらに、シールド１２０は、組立中に任意の所望の順序で装着することができ、非限定的な例では、最初にシールド１２０を、第１の舌部１２８Ａを第１の溝１２６Ａに挿入することによって内側バンド１０２に装着することができ、次に外側バンド１０４を、第２の舌部１２８Ｂを第２の溝１２６Ｂに挿入することによってシールド１２０に固定することができる。
【００２８】
図３を参照すると、翼形部１０５のシールド１２０は、上流面１３０と、下流面１３２と、頂部１３４とをさらに備えることができ、頂部１３４は、上流面１３０に配置することができ、下流面１３２は、図示のようにノーズ１１６に対向する。一組のフィルム孔１３６は、図示のように、下流面１３２から上流面１３０にシールド１２０を通って延びることができ、穿孔などの任意の所望の方法を利用してシールド１２０に形成することができる。
【００２９】
翼形部１０５の外側壁１１１は、図示のように内部１３８を包囲することができ、内部１３８内の少なくとも１つの翼形部冷却通路１３９は、冷却空気を翼形部１０５に供給することができる。一組の冷却孔１４０は、外側壁１１１を通って延び、内部１３８を隙間１２４に流体結合することができる。一組の冷却孔１４０の代わりにスロットまたは他の蒸散冷却方法を利用することができることが理解されよう。
【００３０】
さらに、フィルム孔１３６および冷却孔１４０の使用は、タービンエンジン１０（図１）内の翼形部１０５の位置に依存し得ることが意図されている。切頭ノーズ１１６とシールド１２０の両方に含まれるものとして図示されているが、非限定的な例では、フィルム孔１３６および冷却孔１４０は、第１段または第２段タービンノズルの翼形部１０５に利用することができ、またはフィルム孔１３６および冷却孔１４０を、追加の下流段において翼形部１０５に任意に設けることができる。
【００３１】
シールド１２０と本体１１０との間の隙間１２４は、図４の例では、連続隙間１２４を備えるものとして示されており、シールド１２０のスパン範囲１４２は、図示のように隙間１２４を形成する際にノーズ１１６のスパン１４４以上にすることができる。さらに、隙間１２４はまた、非限定的な例では、ノーズ１１６のスパン１４４を横切る複数の別個の隙間１２４、または翼形部１０５の前縁１２２に沿った複数の別個の隙間１２４を備えることができる。そのような場合、シールド１２０は、断面線３−３（図２）によって示されるものとは異なる断面平面で本体１１０に接触してもよいことを理解されたい。さらに、シールド１２０は、所望に応じて、翼形部１０５、内側バンド１０２、または外側バンド１０４のいずれかまたはすべてに装着することができる。
【００３２】
図示のように、シールド１２０の下流面１３２は、一組のシールド表面形状１５０をさらに含むことができ、本体１１０のノーズ１１６は、一組のノーズ表面形状１５２を含むことができる。表面形状１５０、１５２は、鋳造、機械加工、または任意の他の所望の方法によって適宜形成することができ、非限定的な例では、表面形状１５０、１５２は、相補的な幾何学的形状で成形することができ、またはノーズ表面形状１５２は、本質的に滑らかにすることができ、シールド表面形状１５０は、湾曲または波形プロファイルを含むことができる。任意の所望の幾何学的形状または成形が、シールド１２０またはノーズ１１６の表面形状１５０、１５２に使用され得ることが理解されよう。
【００３３】
動作中、高温空気流Ｈは、シールド１２０の頂部１３４に衝突し、図４に示すように、本体１１０の正圧側１１２または負圧側１１４に沿って向きを変えることができる。さらに、冷却空気流Ｃは、冷却孔１４０を通って隙間１２４に移動することができる。冷却空気流Ｃの第１の部分Ｃ１は、フィルム孔１３６を通ってシールド１２０の上流面１３０に向かって移動し、シールド１２０を高温空気流Ｈから冷却することができる。冷却空気流Ｃの第２の部分Ｃ２は、隙間１２４を通って正圧または負圧側１１２、１１４に沿って導かれ、本体１１０を高温空気流Ｈから冷却するのを補助することができる。表面形状１５０、１５２はまた、冷却空気流Ｃのより効率的な使用のために、第２の部分Ｃ２を正圧または負圧側１１２、１１４に沿って接線方向に導くのを助けるように設計することができる。上流面１３０は、冷却空気Ｃ１の第１の部分が上流面１３０に沿って流れ、第２の部分Ｃ２と合流して追加の冷却を翼形部１０５に供給することができるように、正圧および負圧側１１２、１１４に滑らかに移行するように形成することができることがさらに意図されている。
【００３４】
タービンエンジン１０は、本開示の第２の態様による別の翼形部アセンブリ２００をさらに備えることができる。翼形部アセンブリ２００は、翼形部アセンブリ１００に類似しており、したがって同様の部分は、１００だけ増やした同様の数字で指し示され、第１の態様の同様の部分の説明が、特にそのようでないと述べられない限り、第２の態様にも当てはまると理解される。
【００３５】
図５を参照すると、翼形部アセンブリ２００は、内側バンド２０２と、外側バンド２０４と、図示のようにバンド２０２、２０４の間に延びる複数の翼形部２０５とを備えることができる。翼形部２０５の少なくとも１つは、正圧側２１２および負圧側２１４を画定するようにスパン方向に延びる外側壁２１１を有する本体２１０（ＨＰタービンベーン７２として図示）を含むことができる。外側壁２１１はまた、ノーズ２１６と後縁２１８との間に軸方向に延びることができる。翼形部２０５はまた、ノーズ２１６の上流に配置されたシールド２２０を含むことができ、それによりシールド２２０は、翼形部２０５の前縁２２２を画定し、シールド２２０はまた、本体２１０から離間して、図示のように隙間２２４を画定することができる。シールド２２０は、一組のフィルム孔２３６ならびに一組の内部シールド冷却通路２３７をさらに含むことができ、図示のように内側バンド通路２３７Ａおよび外側バンド通路２３７Ｂに流体結合され得る。
【００３６】
図６は、翼形部２０５内およびその周囲の空気流を示しており、動作中、高温空気流Ｈがシールド２２０の頂部２３４に衝突し、正圧および負圧側２１２、２１４に流れることができることが分かる。内側または外側バンド通路２３７Ａ、２３７Ｂ（図５）によって供給された冷却空気Ｓは、シールド冷却通路２３７に流入し、フィルム孔２３６を通過し、図示のようにシールド２２０の上流面２３０に向かって流れることができる。フィルム孔２３６はまた、隙間２２４に延びることができ、また、シールド冷却通路２３７をシールド２２０の下流面２３２のような任意の所望の部分、または非限定的な例では、シールド２２０の外部の任意の領域に流体結合するために使用することができることを理解されたい。さらに、冷却空気流Ｃを本体２１０の内部２３９から、本体２１０の冷却孔２４０を通して隙間２２４に導くことができ、この場合、冷却空気流Ｃの第１の部分Ｃ１は、本体２１０を冷却するのを補助するために正圧側２１２または負圧側２１４に導くことができる。
【００３７】
翼形部１０５、２０５を冷却する方法は、翼形部本体１１０の上流に離間して配置された、シールド１２０（図４）のフィルム孔１３６を通して冷却空気を流すことを含むことができる。冷却空気は、内部１３８から冷却孔１４０を通って隙間１２４（図４）に流入し、次に隙間１２４からフィルム孔１３６に、または本体１１０の一部に沿って流れることができ、これは正圧または負圧側１１２、１１４の他の下流フィルム孔（図示せず）からフィルム冷却効果を加えることができる。冷却空気はまた、内部シールド冷却通路２３７（図６）に供給されてフィルム孔２３６（図６）を通って導かれ、翼形部１０５、２０５を冷却することができる。
【００３８】
本開示で説明される態様は、様々な利益を提供することができる。シールドのより高い温度性能は、翼形部の熱負荷を低減し、翼形部のノーズをタービンエンジン内の高温ガスの直接衝突から保護し、翼形部の寿命を延ばすことができる。翼形部の熱負荷の低減は、翼形部内の内部冷却チャネルに供給される冷却空気の量を減少させることができることが理解されよう。さらに、シールドの外側輪郭は、空気力学的効率を維持するために遮蔽されていない翼形部の表面を模倣するように空気力学的に設計することができる。
【００３９】
さらに、半径方向の表面角度が内側および外側バンドに近接する領域で制限されることがあるので、フィルム孔が組立前に（例えば、非限定的な例では、穿孔、レーザ加工、または放電加工によって）シールドに形成されている場合には、フィルム孔の製造は著しく制限され得ない。表面角度の改善により、フィルムの有効性を大幅に改善することができ、必要な冷却流をさらに低減することができる。空気流はまた、翼形部のフィルム孔内または翼形部の内部に蓄積し得る塵埃粒子を含むことがあり、これは冷却空気が効果的に通過するのを阻止し、フィルム孔によってもたらされる冷却効果を低下させ、または蓄積された塵埃の絶縁効果による冷却空気の有効性を減少させることになり得る。したがって、供給される冷却空気を減少させることにより、翼形部が遭遇する塵埃の量を減少させ、動作中において翼形部をより耐塵性にすることができる。
【００４０】
開示された設計の適用は、ファンおよびブースタセクションを有するタービンエンジンに限定されず、ターボジェットおよびターボシャフトエンジンにも適用可能であることを理解されたい。
【００４１】
すでに説明されていない限りにおいて、様々な実施形態の異なる特徴および構造を、所望に応じて互いに組み合わせて、または置き換えて使用することができる。１つの特徴を実施形態のすべてにおいて示しているわけではないということは、それが示すようにできないと解釈されるものではなく、説明を簡潔にするためにそのようにしているのである。したがって、新規な実施形態が明白に記載されているか否かを問わず、新規な実施形態を形成するように、異なる実施形態の様々な特徴を所望のように混合し適合させることができる。本明細書に記載されている特徴のすべての組合せまたは置換は、本開示によって包括される。
【００４２】
本明細書は、本発明を最良の態様を含めて開示するとともに、あらゆる装置またはシステムの製作および使用ならびにあらゆる関連の方法の実行を含む本発明の実施を当業者にとって可能にするために、実施例を用いている。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到する他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にある。
［実施態様１］
タービンエンジン（１０）用の翼形部（１０５、２０５）であって、
正圧側（１１２、２１２）および前記正圧側（１１２、２１２）に対向する負圧側（１１４、２１４）を画定する外側壁（１１１、２１１）を有する本体（１１０、２１０）であって、前記外側壁（１１１、２１１）は、内部（１３８、２３９）を包囲し、切頭ノーズ（１１６、２１６）と後縁（１１８、２１８）との間に軸方向に延びる本体（１１０、２１０）と、
前記ノーズ（１１６、２１６）の上流に配置されて前記翼形部（１０５、２０５）の前縁（１２２、２２２）を画定するシールド（１２０、２２０）であって、前記シールド（１２０、２２０）は、前記本体（１１０、２１０）と前記シールド（１２０、２２０）との間に隙間（１２４、２２４）を画定するように前記ノーズ（１１６、２１６）から離間しているシールド（１２０、２２０）とを備える、翼形部（１０５、２０５）。
［実施態様２］
前記シールド（１２０、２２０）が、前記前縁（１２２、２２２）を画定する頂部（１３４、２３４）をさらに備える、実施態様１に記載の翼形部（１０５、２０５）。
［実施態様３］
前記シールド（１２０、２２０）が、上流面（１３０、２３０）および下流面（１３２、２３２）をさらに備え、前記下流面（１３２、２３２）が、前記ノーズ（１１６、２１６）に対向する、実施態様１に記載の翼形部（１０５、２０５）。
［実施態様４］
前記シールド（１２０、２２０）が、少なくとも１つの内部冷却通路（２３７）をさらに備える、実施態様３に記載の翼形部（１０５、２０５）。
［実施態様５］
前記シールド（１２０、２２０）が、前記少なくとも１つの内部冷却通路（２３７）から前記上流面（１３０、２３０）または下流面（１３２、２３２）の１つに延びる少なくとも１つのフィルム孔（１３６、２３６）をさらに備える、実施態様４に記載の翼形部（１０５、２０５）。
［実施態様６］
前記シールド（１２０、２２０）が、前記下流面（１３２、２３２）から前記上流面（１３０、２３０）に延びる少なくとも１つのフィルム孔（１３６、２３６）をさらに備える、実施態様３に記載の翼形部（１０５、２０５）。
［実施態様７］
前記本体（１１０、２１０）が、前記本体（１１０、２１０）の前記内部（１３８、２３９）を前記隙間（１２４、２２４）に流体結合する少なくとも１つの冷却孔（１４０、２４０）をさらに備える、実施態様６に記載の翼形部（１０５、２０５）。
［実施態様８］
前記本体（１１０、２１０）が、前記本体（１１０、２１０）の前記内部（１３８、２３９）を前記隙間（１２４、２２４）に流体結合する少なくとも１つの冷却孔（１４０、２４０）をさらに備える、実施態様１に記載の翼形部（１０５、２０５）。
［実施態様９］
前記隙間（１２４、２２４）が、連続的である、実施態様８に記載の翼形部（１０５、２０５）。
［実施態様１０］
前記隙間（１２４、２２４）が、複数の別個の隙間（１２４、２２４）を備える、実施態様８に記載の翼形部（１０５、２０５）。
［実施態様１１］
前記シールド（１２０、２２０）のスパン範囲（１４２）が、前記ノーズ（１１６、２１６）のスパン（１４４）以上である、実施態様１に記載の翼形部（１０５、２０５）。
［実施態様１２］
前記シールド（１２０、２２０）が、前記本体（１１０、２１０）より高い温度性能を有する材料で作製された少なくとも一部を有する、実施態様１に記載の翼形部（１０５、２０５）。
［実施態様１３］
前記少なくとも一部が、前記前縁（１２２、２２２）を含む、実施態様１２に記載の翼形部（１０５、２０５）。
［実施態様１４］
前記少なくとも一部が、前記シールド（１２０、２２０）全体を含む、実施態様１３に記載の翼形部（１０５、２０５）。
［実施態様１５］
タービンエンジン（１０）用の翼形部アセンブリ（１００、２００）であって、
半径方向に離間した内側および外側バンド（１０２、１０４、２０２、２０４）と、
前記内側および外側バンド（１０２、１０４、２０２、２０４）の間に延びる複数の翼形部（１０５、２０５）とを備え、前記翼形部（１０５、２０５）の少なくとも１つは、
正圧側（１１２、２１２）および前記正圧側（１１２、２１２）に対向する負圧側（１１４、２１４）を画定する外側壁（１１１、２１１）を有する本体（１１０、２１０）であって、前記外側壁（１１１、２１１）は、内部（１３８、２３９）を包囲し、切頭ノーズ（１１６、２１６）と後縁（１１８、２１８）との間に軸方向に延びる本体（１１０、２１０）と、
前記ノーズ（１１６、２１６）の上流に配置されて前記翼形部（１０５、２０５）の前縁（１２２、２２２）を画定するシールド（１２０、２２０）であって、前記シールド（１２０、２２０）は、前記本体（１１０、２１０）と前記シールド（１２０、２２０）との間に隙間（１２４、２２４）を画定するように前記ノーズ（１１６、２１６）から離間しているシールド（１２０、２２０）とを備える、翼形部アセンブリ（１００、２００）。
［実施態様１６］
前記シールド（１２０、２２０）が、前記内側および外側バンド（１０２、１０４、２０２、２０４）の間に装着される、実施態様１５に記載の翼形部アセンブリ（１００、２００）。
［実施態様１７］
前記シールド（１２０、２２０）が、舌部（１２８Ａ、１２８Ｂ）および溝（１２６Ａ、１２６Ｂ）を介して前記内側バンド（１０２、２０２）および前記外側バンド（１０４、２０４）の一方に装着される、実施態様１６に記載の翼形部アセンブリ（１００、２００）。
［実施態様１８］
前記シールド（１２０、２２０）が、前記舌部（１２８Ａ、１２８Ｂ）を備え、前記内側バンド（１０２、２０２）および外側バンド（１０４、２０４）の前記一方が、前記溝（１２６Ａ、１２６Ｂ）を備える、実施態様１７に記載の翼形部アセンブリ（１００、２００）。
［実施態様１９］
前記シールド（１２０、２２０）が、前記前縁（１２２、２２２）を画定する頂部（１３４、２３４）をさらに備える、実施態様１５に記載の翼形部アセンブリ（１００、２００）。
［実施態様２０］
前記シールド（１２０、２２０）が、上流面（１３０、２３０）および下流面（１３２、２３２）をさらに備え、前記下流面（１３２、２３２）が、前記ノーズ（１１６、２１６）に対向する、実施態様１５に記載の翼形部アセンブリ（１００、２００）。
［実施態様２１］
前記シールド（１２０、２２０）が、前記下流面（１３２、２３２）から前記上流面（１３０、２３０）に延びる少なくとも１つのフィルム孔（１３６、２３６）をさらに備える、実施態様２０に記載の翼形部アセンブリ（１００、２００）。
［実施態様２２］
前記本体（１１０、２１０）が、前記本体（１１０、２１０）の前記内部（１３８、２３９）を前記隙間（１２４、２２４）に流体結合する少なくとも１つの冷却孔（１４０、２４０）をさらに備える、実施態様２１に記載の翼形部アセンブリ（１００、２００）。
［実施態様２３］
前記本体（１１０、２１０）が、前記本体（１１０、２１０）の前記内部（１３８、２３９）を前記隙間（１２４、２２４）に流体結合する少なくとも１つの冷却孔（１４０、２４０）をさらに備える、実施態様１５に記載の翼形部アセンブリ（１００、２００）。
［実施態様２４］
前記隙間（１２４、２２４）が、連続的である、実施態様２３に記載の翼形部アセンブリ（１００、２００）。
［実施態様２５］
前記隙間（１２４、２２４）が、複数の別個の隙間（１２４、２２４）を備える、実施態様２３に記載の翼形部アセンブリ（１００、２００）。
［実施態様２６］
前記シールド（１２０、２２０）のスパン範囲（１４２）が、前記ノーズ（１１６、２１６）のスパン（１４４）以上である、実施態様１５に記載の翼形部アセンブリ（１００、２００）。
［実施態様２７］
前記シールド（１２０、２２０）が、前記本体（１１０、２１０）より高い温度性能を有する材料で作製された少なくとも一部を有する、実施態様１５に記載の翼形部アセンブリ（１００、２００）。
［実施態様２８］
前記少なくとも一部が、前記前縁（１２２、２２２）を含む、実施態様２７に記載の翼形部アセンブリ（１００、２００）。
［実施態様２９］
前記少なくとも一部が、前記シールド（１２０、２２０）全体を含む、実施態様２８に記載の翼形部アセンブリ（１００、２００）。
［実施態様３０］
タービンエンジン（１０）の翼形部（１０５、２０５）を冷却する方法であって、
翼形部本体（１１０、２１０）の上流に離間して配置された、シールド（１２０、２２０）のフィルム孔（１３６、２３６）を通して冷却空気を流すことを含む、方法。
［実施態様３１］
前記翼形部本体（１１０、２１０）の内部（１３８、２３９）から前記シールド（１２０、２２０）と前記翼形部本体（１１０、２１０）との間の隙間（１２４、２２４）に冷却空気を流入させ、次いで前記フィルム孔（１３６、２３６）に流入させることをさらに含む、実施態様３０に記載の方法。
［実施態様３２］
前記翼形部本体（１１０、２１０）の一部に沿って前記隙間（１２４、２２４）に前記冷却空気の一部を流すことをさらに含む、実施態様３１に記載の方法。
［実施態様３３］
前記翼形部本体（１１０、２１０）の前記一部が、前記翼形部本体（１１０、２１０）の正圧側（１１２、２１２）または負圧側（１１４、２１４）の少なくとも１つである、実施態様３２に記載の方法。
［実施態様３４］
前記フィルム孔（１３６、２３６）を通して空気を前記流すことが、前記シールド（１２０、２２０）の内部（１３８、２３９）から空気を流すことを含む、実施態様３０に記載の方法。
【符号の説明】
【００４３】
１０  ガスタービンエンジン、エンジンアセンブリ
１２  中心線
１４  前方
１６  後方
１８  ファンセクション
２０  ファン
２２  圧縮機セクション、タービンセクション
２４  低圧（ＬＰ）圧縮機
２６  高圧（ＨＰ）圧縮機
２８  燃焼セクション
３０  燃焼器
３２  タービンセクション
３４  ＨＰタービン
３６  ＬＰタービン
３８  排気セクション
４０  ファンケーシング
４２  ファンブレード
４４  エンジンコア
４６  コアケーシング
４８  ＨＰシャフト／スプール
５０  ＬＰシャフト／スプール
５１  ロータ
５２  圧縮機段
５４  圧縮機段
５６  圧縮機ブレード、回転ブレード
５８  圧縮機ブレード、回転ブレード
６０  固定圧縮機ベーン
６１  ディスク
６２  固定圧縮機ベーン
６３  ステータ
６４  タービン段
６６  タービン段
６８  タービンブレード、回転ブレード
７０  タービンブレード、回転ブレード
７１  ディスク
７２  固定タービンベーン
７４  固定タービンベーン
７６  加圧空気流
７７  ブリード空気
７８  空気流
８０  出口ガイドベーンアセンブリ
８２  翼形部ガイドベーン
８４  ファン排気側
１００  翼形部アセンブリ
１０２  内側バンド
１０４  外側バンド
１０５  翼形部
１１０  翼形部本体
１１１  外側壁
１１２  正圧側
１１４  負圧側
１１６  切頭ノーズ
１１８  後縁
１２０  シールド
１２２  前縁
１２４  隙間
１２６Ａ  第１の溝
１２６Ｂ  第２の溝
１２８Ａ  第１の舌部
１２８Ｂ  第２の舌部
１３０  上流面
１３２  下流面
１３４  頂部
１３６  フィルム孔
１３８  内部
１３９  翼形部冷却通路
１４０  冷却孔
１４２  スパン範囲
１４４  スパン
１５０  シールド表面形状
１５２  ノーズ表面形状
２００  翼形部アセンブリ
２０２  内側バンド
２０４  外側バンド
２０５  翼形部
２１０  本体
２１１  外側壁
２１２  正圧側
２１４  負圧側
２１６  切頭ノーズ
２１８  後縁
２２０  シールド
２２２  前縁
２２４  隙間
２３０  上流面
２３２  下流面
２３４  頂部
２３６  フィルム孔
２３７  内部シールド冷却通路
２３７Ａ  内側バンド通路
２３７Ｂ  外側バンド通路
２３９  内部
２４０  冷却孔
Ｃ  冷却空気流
Ｃ１  冷却空気流の第１の部分
Ｃ２  冷却空気流の第２の部分
Ｈ  高温空気流
Ｓ  冷却空気
【図１】
2019056366.tif 000003
【図２】
2019056366.tif 000004
【図３】
2019056366.tif 000005
【図４】
2019056366.tif 000006
【図５】
2019056366.tif 000007
【図６】
2019056366.tif 000008
【外国語明細書】
2019056366000001.pdf