(57)【要約】  【課題】タービンの性能及び効率を高めるように改良された構成を有するタービンブレードを提供する。  【解決手段】タービンブレードは、エアフォイルと一体的プラットフォーム部とを含む。エアフォイルは、横方向に対向する正圧及び負圧側に沿って前記プラットフォーム部に結合され、前記プラットフォーム部は、横方向に対向した対応の第１及び第２の分割線縁部を有し、高度的に二次元的に成形されており、エアフォイルの対向し合う両側部に配置される隆起状山部と陥没状谷部とを含む。  【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンブレードであって、
横方向に対向する正圧及び負圧側に沿ってプラットフォーム部に結合されるエアフォイルであって、前記プラットフォーム部が、横方向に対向した対応の第１及び第２の分割線縁部を有する、エアフォイルを含み、
前記プラットフォーム部が、高度的に二次元的に成形されており、前記エアフォイルの対向する前記正圧及び負圧側の両側に、前記分割線縁部に沿って配置された相補形の隆起状山部と陥没状谷部を含む、タービンブレード。
【請求項２】
前記エアフォイルが、対向する前縁及び後縁間で軸方向に翼弦をなして延在し、
前側山部及び前側谷部が、前記エアフォイルの翼弦中点の前方に配置され、後側山部及び後側谷部が、前記翼弦中点の後方に配置される、請求項１に記載のブレード。
【請求項３】
前記前側山部が前記正圧側と前記分割線の第１の縁部との間で横方向に延在し、
前記前側谷部が前記負圧側と前記分割線の第２の縁部との間で横方向に延在し、
前記後側山部が前記負圧側と前記分割線の第２の縁部との間で横方向に延在し、
前記後側谷部が前記正圧側と前記分割線の第１の縁部との間で横方向に延在する、請求項２に記載のブレード。
【請求項４】
前記前側山部が前記正圧側付近で前記後側谷部と軸方向に融合し、
前記前側谷部が前記負圧側付近で前記後側山部と軸方向に融合する、請求項３に記載のブレード。
【請求項５】
前記プラットフォーム部が更に、軸方向に対向する前側及び後側端部を含み、
前記前側山部及び谷部が、前記前縁の前方で前記プラットフォーム部の前側端部と互いに融合し、
前記後側山部及び谷部が、前記後縁の後方で前記プラットフォーム部の後側端部と互いに融合する、請求項４に記載のブレード。
【請求項６】
前記前側及び後側山部がそれぞれ、前記正圧及び負圧側付近で最大高さを有する、請求項５に記載のブレード。
【請求項７】
前記前側谷部が前記負圧側から離間した位置で最大深さを有し、前記後側谷部が前記正圧側付近で最大深さを有する、請求項５に記載のブレード。
【請求項８】
前記谷部の深さが前記山部の高さよりも大きい、請求項５に記載のブレード。
【請求項９】
前記後側谷部が、前記分割線の第１の縁部と共通の陥没状の鞍部をなして結合されており、前記鞍部の高度は横方向に上昇して一方の側で前記前側山部に至り、他方の側で前記分割線の第１の縁部へと至る、請求項５に記載のブレード。
【請求項１０】
前記プラットフォーム部で周方向に相接する前記タービンブレードの列であって、
１つのプラットフォーム部上の前記鞍部が、隣接する次のプラットフォーム上の前記前側谷部を前記分割線縁部に沿って補完し、
前記鞍部が、局所的に陥没したピーク部を有しており、前記ピーク部から後方向に前記後側谷部の最大深さまで深さを増し、前記ピーク部から前方向に前記隣接する次のプラットフォーム部の前記前側谷部のまた別の最大深さまで深さを増す、請求項９に記載のタービンブレードの列。
【請求項１１】
横方向に対向する正圧及び負圧側に沿ってプラットフォーム部と一体的に結合されるエアフォイルであって、前記プラットフォーム部から長手方向に翼幅をなして延在し且つ対向する前縁と後縁との間で軸方向に翼弦をなして延在する、エアフォイルを含み、
前記プラットフォーム部が、高度的に二次元的に成形されており、前記対向する正圧及び負圧側に沿って前側及び後側の隆起状山部と、相補形の前側及び後側の陥没状谷部とを含む、タービンブレード。
【請求項１２】
前記前側及び後側山部がそれぞれ、前記正圧及び負圧側の両側に沿って、前記前縁付近と前記後縁の前方とに配置され、
前記前側及び後側谷部がそれぞれ、前記正圧及び負圧側の両側に沿って、前記前縁の後方と前記後縁の前方とに配置される、請求項１１に記載のブレード。
【請求項１３】
前記前側山部が前記正圧側に沿って前記後側谷部と軸方向に融合し、
前記前側谷部が前記負圧側に沿って前記後側山部と軸方向に融合する、請求項１２に記載のブレード。
【請求項１４】
前記プラットフォーム部が更に、軸方向に対向する前側及び後側端部を含み、
前記前側山部及び谷部が、前記前縁の前方で前記プラットフォーム部の前側端部と互いに融合し、
前記後側山部及び谷部が、前記後縁の後方で前記プラットフォーム部の後側端部と互いに融合する、請求項１３に記載のブレード。
【請求項１５】
前記エアフォイルが、自身の翼弦中点付近に最大幅のこぶ状部を有し、
前記前側及び後側山部及び谷部が、前記こぶ状部で軸方向に互いに融合する、請求項１３に記載のブレード。
【請求項１６】
前記谷部の深さが前記山部の高さよりも大きい、請求項１３に記載のブレード。
【請求項１７】
前記後側山部が前記前側山部よりも高い、請求項１３に記載のブレード。
【請求項１８】
前記前側谷部が前記後側谷部よりも深い、請求項１３に記載のブレード。
【請求項１９】
前記前側及び後側山部がそれぞれ、前記正圧及び負圧側付近の同様の位置で最大高さを有する、請求項１３に記載のブレード。
【請求項２０】
前記前側及び後側谷部がそれぞれ、前記正圧及び負圧側から異なる距離をおいて最大深さを有する、請求項１３に記載のブレード。
【請求項２１】
前記プラットフォーム部がそれぞれ、前記正圧及び負圧側に沿って横方向に対向する第１及び第２の分割線縁部を有し、
前記前側山部及び後側谷部が、前記第１の分割線縁部に沿って延在しており、前記第２の分割線縁部に沿って延在する前記前側谷部及び後側山部を補完する、請求項１３に記載のブレード。
【請求項２２】
前記後側谷部が、前記正圧側の前記後縁付近から前記分割線の第１の縁部の前記前縁付近まで延在しており、前記分割線の第２の縁部に沿って前記前側谷部を補完する、請求項２１に記載のブレード。
【請求項２３】
前記後側谷部が前記分割線の第１の縁部と共通の陥没状の鞍部をなして結合されており、前記鞍部の高度が横方向に上昇して一方の側で前記前側山部に至り、他方の側で前記分割線の第１の縁部に至る、請求項２２に記載のブレード。
【請求項２４】
前記鞍部が、局所的に陥没したピーク部を有しており、前記ピーク部から後方に前記後側谷部に沿って深さを増し、前記ピーク部から前方に前記分割線の第１の縁部まで深さを増す、請求項２３に記載のブレード。
【請求項２５】
エアフォイルチップを更に含み、
前記エアフォイルチップが、正圧側の第１のリブであって、前記前縁において負圧側の第２のリブに結合され、前記対向する後縁において横方向に離間して後側出口を形成する正圧側の第１のリブと、前記リブどうしの間で翼弦方向に延在するチップバッフルであって、前記後側出口において、横方向に開口する第１のポケットを前記第１のリブに沿って形成すると共に、横方向に閉鎖された第２のポケットを前記第２のリブに沿って形成するチップバッフルとを有する、請求項１３に記載のブレード。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概してガスタービンエンジンに関し、特にガスタービンエンジン内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、空気を圧縮機内で圧縮し、燃焼器内で燃料と混合して高温の燃焼ガスを発生させる。タービン段のこうしたガスからエネルギーが取り出され、圧縮機と、航空機ターボファンエンジン用途では大抵の場合ファンを駆動させる軸とに動力が供給される。
【０００３】
高圧タービン（ＨＰＴ）が、燃焼器の直後に配置されており、燃焼器から最高温のガスを受け取って、このガスから最初にエネルギーが取り出される。低圧タービン（ＬＰＴ）がＨＰＴの後に配置されており、ガスから追加のエネルギーが取り出される。
【０００４】
様々なタービン段でガスからエネルギーを取り出すにつれて、速度及び圧力の分布が相応に変動するので、タービンステータベーン及びロータブレードの空力形状を相応に異ならせる必要がある。ベーン及びブレードの寸法が通常は下流方向に増大していくのは、燃焼ガスの圧力降下に伴って、燃焼ガスからエネルギーを取り出すための表面積を大きくするためである。
【０００５】
エネルギーが取り出されて流路が拡大していくにつれて、ガス速度も低下するが、このことによって、ベーン及びブレードの翼幅及び厚さ並びにこれらの対応するチャンバのアスペクト比も変化する。
【０００６】
タービン効率にとって個々のタービンエアフォイルの空力性能が重要なのは、燃焼ガスが、タービンエアフォイルの前縁に沿って分割され、全体的に凹状のエアフォイル正圧側と全体的に凸状のエアフォイル負圧側とに沿って相応に流れるからである。対向し合うエアフォイルの側部間に差圧が作用し、エアフォイルの空力的輪郭又は反りが最適化されることにより、望ましくないガスの境界層剥離を負圧側で生じることなく、差圧が最大限に高まる。
【０００７】
タービン流路は、隣接するエアフォイルどうしの間で周方向に、且つ、内側及び外側の流路面間で半径方向に形成される。タービンノズルの場合は、ベーンと一体をなす内側及び外側バンドが、流れの境界面となる。タービンブレードの場合は、半径方向内側のプラットフォーム部と半径方向外側のシュラウドとが、燃焼ガスの境界面となる。
【０００８】
タービン効率に影響を与える特有の問題として、半径方向内側のブレードプラットフォーム部等の流れの境界面付近で燃焼ガスがエアフォイル前縁に沿って分割される時に、望ましくない渦が発生することがある。２つの馬蹄渦が各エアフォイルの対向し合う側部を下流方向に流れ、流れの中に望ましくない乱流を創出する。この乱流が、プラットフォーム部の加熱を増大させることがある。また、半径方向外方への渦の移動が、タービン効率を低下させることがある。
【０００９】
典型的なガスタービンエンジンの外側及び内側流路境界面は、その輪郭又は軸方向の形状が異なることがあるが、各軸平面においてエンジンの軸方向中心軸から一定の直径又は半径を有して軸対称をなしている。したがって、例えばブレードプラットフォーム部は、その軸方向の傾斜又は勾配にかかわらず、上流側の前側端部から下流側の後側端部まで一様な周方向の曲率を有して軸対称をなす。
【００１０】
これまでのタービンの開発において、流路境界面を選択的に成形して馬蹄渦の悪影響を最小限に抑える方法が知られている。しかし、タービン段の複雑な三次元（３Ｄ）構成と、燃焼ガスの速度、圧力、及び温度の相応に複雑な３Ｄ分布とにより、流路境界面の成形も同様に複雑になり、個々のタービン段の個々の設計の影響を直接的に受ける。
【００１１】
したがって、周知の流路成形は、個々のタービン段に対してかなり特化したものになるので、別の段に転用すると効率及び性能が逆に低下することがあり、容易に転用することができない。
【００１２】
設計及び環境の複雑さを助長するものが、タービンブレードの半径方向外側チップの周りにある特殊な流れ場であり、この流れ場は、運転時に周囲の定置シュラウド内で高速回転する。エアフォイルチップとシュラウドとの間の所要の隙間からエアフォイルチップを越えて漏出する燃焼ガスは、たとえ仕事をするとしても、有用な仕事は殆どしない。
【００１３】
現代のタービンブレード設計では通常、エアフォイルの前縁から後縁までの正圧及び負圧側の小さな半径方向延長部である、スキーラ（ｓｑｕｅａｌｅｒ）チップリブを組み込んでいる。このチップリブは通常、矩形断面を有し、横方向又は周方向に互いに離間しており、エアフォイル上部において開放型チップキャビティを形成する。開放型チップキャビティは、通常の中空エアフォイルとその内側の内部冷却回路とを外囲する一体的なチップ床面を有する。
【００１４】
これらの小さなチップリブは、チップ擦れ時に犠牲材料となってチップ床面と内部冷却回路を望ましくない損傷から保護する。チップリブによって、燃焼ガスの流れ場の複雑さが増大して局所的な二次流れ場が生じ、その影響が、タービン効率と流れの漏出とチップ冷却に及ぶ。
【００１５】
燃焼ガスの一次流れ方向は、隣接するブレードどうしの間に形成される流路内の、軸方向に下流の方向である。この軸方向の流れも、各エアフォイルの付け根からチップまで半径方向に沿って変化し、馬蹄渦による大きな影響を受ける。また、これらの軸方向及び半径方向の流れの変動は、各エアフォイルの正圧及び負圧側間で燃焼ガスが漏出するエアフォイルチップ上で更にひどくなる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１６】
【特許文献１】米国特許出願公開第２００７／２５８８１８号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１７】
そこで、タービンの性能及び効率を高めるように改良された構成を有するタービンロータブレードの提供が望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１８】
タービンブレードは、エアフォイルと一体的プラットフォーム部を含む。プラットフォーム部は、高度的に二次元的に成形されており、エアフォイルの対向し合う両側部に配置される、隆起状山部と陥没状谷部とを含む。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】タービンブレード列を有する単段ＨＰＴを含む例示的なターボファンガスタービン航空エンジンの概略図である。
【図２】自身を通る燃焼ガスの流れを改善する二次元的に成形されたプラットフォーム部を有する、図１に示す２つのＨＰＴブレードの等角図である。
【図３】共通する半径方向の高度及び深度の等傾線を示す、図２に示した２つのロータブレードの、線３−３に沿った断面図である。
【図４】図２に示したブレードの線４−４に沿った平面図と二次元プラットフォーム部の成形の典型的な横断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２０】
添付図面に関連する下記の詳細な説明では、本発明の更なる目的及び利点と共に、好適な実施例に従って本発明をより具体的に記述する。
【００２１】
図１の概略図に、飛行中の航空機に動力を供給する、航空機の翼（部分的に示す）に取り付けられた例示的なターボファンガスタービンエンジン１０を示す。
【００２２】
エンジン１０は、長手方向又は軸方向中心軸の周りにおいて軸対称をなし、直列に連通しているファン１２と圧縮機１４と燃焼器１６と後続の単段ＨＴＰとを含む。ＨＴＰは、ノズル１８と、支持ロータディスク２２から半径方向外方に延在する第１段タービンブレード２０の列とを含む。
【００２３】
ブレード２０の列は、これを取り巻くタービンシュラウド２４の内側において、シュラウドとの間に小さい半径方向の隙間又はチップ間隙Ｇを有して取り付けられる。そして、単段ＨＰＴの後に多段ＬＰＴ２６が続く。
【００２４】
動作時、空気２８はエンジンに流入して圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合される。その後、高温の燃焼ガス３０が燃焼器を出てＨＰＴ及びＬＰＴに動力を供給し、続いてＨＰＴ及びＬＰＴが、圧縮機とファンに動力を供給する。
【００２５】
例示的なタービンブレード２０は、大抵は超合金から鋳造されており、一体的な単体のアセンブリをなすエアフォイル３２とその付け根にあるプラットフォーム部３４と支持ダブテール部３６とを有する。
【００２６】
ダブテール部３６は、支持ロータディスク２２の周縁部の対応するダブテールスロット内にブレードを取り付ける、図示の軸方向挿入ダブテール部等のいかなる従来形態をも有し得る。ディスク２２は、ブレード列全体を保持しており、これらのブレードは、互いに周方向に離間しており、自身間にブレード間流路を形成する。
【００２７】
動作時は、燃焼ガス３０が燃焼器１６から下流方向にノズル１８を通って放出され、対応するブレード２０間を通過する。これらのブレードが、燃焼ガスからエネルギーを取り出して、支持ロータディスクに動力を供給する。個々のプラットフォーム部３４は、燃焼ガスの半径方向内側境界面となって、タービンブレード列全体において隣接し合うプラットフォーム部に相接する。
【００２８】
図１及び２に示すエアフォイル３２は、対向する前縁及び後縁４２、４４間において軸方向に翼弦をなして延在する、周方向又は横方向に対向する正圧及び負圧側３８、４０を含み、エアフォイル付け根４６から翼幅をなして半径方向に延在して半径方向外側チップキャップ又はチップ４８で終端する。エアフォイル正圧側３８は、前縁及び後縁間で全体的に凹状をなしており、前縁及び後縁間の全体的に凸状のエアフォイル負圧側４０を補完する。
【００２９】
エアフォイルの正圧及び負圧側３８、４０の外面は、従来構成の典型的な三日月形状又は輪郭を有し、動作時はこの形状又は輪郭上において相応の燃焼ガス速度及び圧力分布が得られ、ガスからのエネルギー抽出を最大化することができる。
【００３０】
エアフォイル３２は、通常は中空であって、前縁の後方且つ後縁の前方において対応する衝突流路で終端する、図示の２つの三路式蛇行回路等の従来構造を有する内部冷却回路５０を含む。この冷却回路は、プラットフォーム部とダブテール部とを貫通して延在し、対応する入口をダブテール部の基部に有しており、何らかの従来の方式で圧縮機１４から加圧冷却空気２８を受け取る。
【００３１】
このようにして、ブレードが、付け根からチップまで且つ前縁と後縁との間において内部冷却空気２８により内部冷却され、内部冷却空気２８はその後、肉薄のエアフォイル側壁の、従来の寸法及び構成を有する様々な列状の膜冷却穴から放出される。
【００３２】
エアフォイルの前縁は、大抵は最高温で到来する燃焼ガスに曝されるので、何らかの適切な態様でエアフォイル前縁専用の冷却を行う。また、肉薄のエアフォイル後縁領域は、大抵は使用済み冷却空気の一部分を放出する列状の正圧側後縁冷却スロットを含む。
【００３３】
上述したように、図２に示すタービンエアフォイル３２は、厳密に構成された三次元の外側輪郭を有しており、これらの輪郭は、燃焼ガス３０が前縁４２から後縁４４まで且つ付け根とチップとの間において軸方向に下流方向に流れる時に、燃焼ガス３０の速度及び圧力分布に相応の影響を与える。ブレードが支持ディスクの周縁部に取り付けられ、動作時に回転することにより、燃焼ガス中に二次流れ場が発生し、燃焼ガスがエアフォイルの翼幅に沿って半径方向に移動する。
【００３４】
更に、エアフォイル正圧側３８の燃焼ガスの相対圧力は、エアフォイル負圧側４０に沿った圧力よりも高く、動作時の対応するブレードの回転と相俟って、燃焼ガスが動作時に半径方向上方に流れて、露出したエアフォイルチップ４８を通過する際に、燃焼ガスの流れ場に更に二次的又は三次的な作用を及ぼす。
【００３５】
上述したタービンブレード２０は、例えば第１段のＨＰＴを含むガスタービンエンジンに用いられる従来の構成及び作用を有し得る。或いは、従来式のブレードを以下に説明するように個々に改変することで、とりわけ新規又は派生的なターボファンエンジンにおいてその性能を向上させることができる。
【００３６】
背景技術の部分で上述したように、燃焼ガス３０は、エアフォイルの前縁を通る時に分割され、エアフォイルの対向する両側部に沿って対応するエアフォイル間の流路に流入する。これにより馬蹄渦が創出され、タービン効率が低下する。
【００３７】
最初に図２に示したように、隣接し合うプラットフォーム部３４は、自身間に従来式のスプラインシール（図示せず）を有する対応する直線状分割線５２、５４において、互いに周方向又は横方向に相接しており、高温燃焼ガスの連続的な周方向内側流路境界面を維持する。第１の分割線縁部５２は、エアフォイルの正圧側においてプラットフォーム部の正圧側に配置されている。また、第２の分割線縁部５４は、プラットフォーム部の負圧側の、エアフォイルの負圧側に配置されている。
【００３８】
馬蹄渦の悪影響を低減するために、プラットフォーム部３４の外面は、軸方向中心軸から三次元の半径方向高度Ｒにおいて特異的に三次元成形されており、隆起状山部５６、５８と陥没状谷部６０、６２とを含んでいる。この三次元エンドウォール成形（ＥＷＣ）は、個々の形状のタービンエアフォイル３２のターボファンエンジン内の動作環境における数値流れ解析により決定され、馬蹄渦による圧力損失を最小限に抑える。
【００３９】
図２〜４に、対応するプラットフォーム部３４の上から半径方向外方に延在する、周方向に隣接した２つのタービンエアフォイル３２を示す。共通する半径方向の高度又は高さＨ（＋）及び半径方向の深度又は深さＤ（−）の等傾線が、各軸平面で測定された従来式タービンブレードプラットフォーム部の軸対称又は円形の輪郭を表す公称又は基準高度Ｎに対して示されている。
【００４０】
この特定のＥＷＣのプラットフォーム部３４は、タービン効率を最大限に高めるために数値流れ解析により決定された隆起又は正部分（＋）と陥没又は負部分（−）を含む。例示的な等傾線は、山部及び谷部が全くない従来式の軸対称の輪郭に対応するゼロ値を有する基準ランドＮに対して高さＨ及び深さＤの正規化最大値及び最小値を有する。
【００４１】
具体的には、各プラットフォーム部３４の半径方向の高度が二次元的に成形されており、エアフォイルの対向し合う両側部に配置される隆起状山部５６、５８と陥没状谷部６０、６２とを含み、これらの山部及び谷部は分割線縁部５２、５４に沿った補完形であり、この形状が、ブレード列の周まわりのプラットフォーム部からプラットフォーム部の間で一様に繰り返される。
【００４２】
前側山部５６が、正圧側３８と分割線の第１の縁部５２との間で横方向に延在する。
【００４３】
後側山部５８が、負圧側４０と分割線の第２の縁部５４との間で横方向に延在する。
【００４４】
前側谷部６０も、負圧側４０と分割線の第２の縁部５４との間で横方向に延在する。
【００４５】
また、後側谷部６２が、正圧側３８と分割線の第１の縁部５２との間で横方向に延在する。
【００４６】
二次元プラットフォーム部３４は、具体的には高度的に成形されており、エアフォイルの対向側部上に前側及び後側の隆起状山部５６、５８を含み、同じくエアフォイルの対向側部上に前側及び後側の陥没状谷部６０、６２を含み、これらは、相互に共働して、対向し合う正圧及び負圧側に沿ってＥＷＣを補完する。
【００４７】
各プラットフォーム部は、ブレード間流路の周方向中央部において互いに相接する２つの対向側部を有し、１つのブレードの正圧側プラットフォーム部が、次のブレードの負圧側プラットフォーム部と共働して、隣接するブレード間において半径方向内側流路境界面を形成する。
【００４８】
したがって、各ブレードプラットフォーム部の二次元ＥＷＣは、その列のプラットフォーム部に関しては同一であるが、各々のプラットフォーム部分割線において自己補完的でなければならない。
【００４９】
エアフォイル３２は、軸方向に対向する前縁及び後縁４２、４４間において軸方向に翼弦をなして延在し、前側山部５６及び前側谷部６０は、エアフォイルの翼弦中点の軸方向前方に配置され、後側山部５８及び後側谷部６２は、翼弦中点の軸方向後方に配置される。
【００５０】
図３に示す具体的なエアフォイルは、その翼弦中点直近又は翼弦中点に配置される最大横方向又は周方向幅Ｗのこぶ状部６４を有し、このこぶ状部６４が、エアフォイルの空力性能に大きく影響する。
【００５１】
これに対応して、前側及び後側の山部５６、５８と谷部６０、６２は、エアフォイルの両側において、こぶ状部６４の位置で軸方向に融合する。
【００５２】
正圧側沿いでは、隆起状の前側山部５６が前縁４２と後縁４４との間で陥没状の後側谷部６２と軸方向に融合するのに伴って、プラットフォーム部の高度が、前縁４２と後縁４４との間において基準のゼロ高度Ｎを挟んで高さＨ（＋）方向及び深さＤ（−）方向に相応に変化する。
【００５３】
負圧側沿いでは、陥没状の後側谷部６０が前縁４２と後縁４４との間で隆起状の前側山部５８と軸方向に融合するのに伴って、プラットフォーム部の高度が、前縁４２と後縁４４との間において基準のゼロ高度Ｎを挟んで深さＤ（−）方向及び高さＨ（＋）方向に相応に変化する。
【００５４】
山部及び谷部は、三次元の表面範囲又は領域を有するので、プラットフォーム部と結合するエアフォイルの付け根の対向する正圧及び負圧側に直接隣接する部分を含む自身のそれぞれの周縁部まわりでも融合する。エアフォイル付け根４６は大抵、プラットフォーム部との間に小さい弓形又は凹状のフィレットを含み、このフィレットは、相接する山部及び谷部の高さ及び深さの変化と融合するように適当に寸法決めされる。
【００５５】
図２に示すプラットフォーム部３４は更に、従来構成であり得る、軸方向に対向する前側及び後側端部６６、６８を含む。
【００５６】
前側端部６６は、下側シールウィングを有するブルノーズ遷移部となってエアフォイル前縁４２から前方に延在する。また、後側端部６８が、エアフォイル後縁４４から後方に短い片持ち延長部となって延在する
前側山部５６と前側谷部６０とは、エアフォイル前縁の前方且つブルノーズ部の後方において、プラットフォーム部前側端部６６に沿って共通の高度Ｎで融合し、これにより前側端部が、各軸平面において一定の半径Ｒを有して軸対称をなす。
【００５７】
後側山部５８と後側谷部６２とは、エアフォイル後縁の後方において、プラットフォーム部後側端部６８と共通の高度Ｎで相応に融合し、これにより後側端部が各軸平面において一定の半径Ｒを有して軸対称をなす。
【００５８】
これに対応して、山部及び谷部は更に、対向する分割線縁部５２、５４に沿って互いに融合する。
【００５９】
前側山部５６及び後側谷部６２は、第１の分割線縁部５２に沿って延在すると共に、前縁４２付近において共通の高度Ｎで互いに軸方向に融合し、前側山部がプラットフォーム部前側端部６６と共通の高度Ｎで融合し、後側谷部がプラットフォーム部後側端部６８と共通の高度Ｎで融合する。
【００６０】
これに対応して、前側谷部６０及び後側山部５８は、第２の分割線縁部５４に沿って延在すると共に、エアフォイル翼弦中点又はこぶ状部６４付近において共通の高度Ｎで互いに軸方向に融合し、前側谷部がプラットフォーム部前側端部６６と共通の高度Ｎで融合し、後側山部がプラットフォーム部後側端部６８と共通の高度Ｎで融合する。
【００６１】
山部５６、５８及び谷部６０、６２は、対応する分割線縁部５２、５４に沿って延在し、プラットフォーム部間で互いに補完し合うので、相接するプラットフォーム部に沿って半パターンを繰り返し、分割線の第１の縁部５２に沿った半パターンが第２の縁部５４に沿った対向する半パターンと合致して組み合わさった完全なパターンとなって、プラットフォーム部分割線を横切る方向に各ブレード間流路の境界面をなす。
【００６２】
図３に示すように、二次元ＥＷＣは、エアフォイルの対向する両側部に配置される２つの別個の山部５６、５８と、同じくエアフォイルの対向する側部に配置される２つの別個の谷部６０、６２とを含む。
【００６３】
後側谷部６２は、後縁４４付近の正圧側から前縁４２付近の分割線の第１の縁部５２まで軸方向前方に延在して、分割線の第２の縁部５４に沿った前側谷部６０を補完する。
【００６４】
後側谷部６２は、共通の陥没状の鞍部７０で分割線の第１の縁部５２に結合され、この鞍部の深度又は高度は、横方向に上昇し、一方の側で前側山部５６に至り、他方の側で分割線の第１の縁部５２に至る。
【００６５】
鞍部７０は、第１の縁部５２に向けて外方に凹んだ弓形又は腎臓形の形状を有する連続的な陥没部であって、共通の分割線を跨いで１つのプラットフォーム部の前側谷部６０とその次のプラットフォーム部の後側谷部６２との両方を含む。
【００６６】
図３及び４に示すように、鞍部は更に、局所的に陥没した中間ピーク部７２を有し、そこから深さＤが、後方向に後側谷部６２に沿って且つ前方向に分割線の第１の縁部５２まで増大する。
【００６７】
タービンブレード列は、プラットフォーム部で周方向に相接するので、１つのプラットフォーム部上の鞍部は、隣接するその次のプラットフォーム部上の前側谷部を分割線縁部に沿って補完する。鞍部の深さＤは、自身の中間ピーク部７２から後方に後側谷部内の極大深さまでを増大すると共に、隣接する次のプラットフォーム部の前側谷部内のまた別の極大深さまで前方に増大する。
【００６８】
二次元ＥＷＣのプラットフォーム部外面は、隆起状山部と陥没状谷部とを含むので、半径方向の高度が、極大値と極小値との間において変動する。
【００６９】
図３及び４に示す前側及び後側谷部６０、６２の深さＤ（−）は、前側及び後側山部５６、６８の高さＨ（＋）よりも大きい。
【００７０】
後側山部５８は、＋４．５の相対最大高さＨを有すると共に、それより小さい＋２．８の最大高さを有する前側山部５６よりも高い。
【００７１】
前側谷部６０は、−５．５８の最大深さＤを有すると共に、−５．４７の最大深さＤを有する後側谷部６２よりも若干深い。
【００７２】
前側及び後側山部５６、５８はそれぞれ、正圧側及び負圧側付近の同様に近接する位置において、最大高度又は高さを有する。
【００７３】
これに対応して、前側谷部６０は、負圧側４０から横方向に離間し且つ分割線の第２の縁部５４のごく近くで最大深さを有する。後側谷部６２は、正圧側３８に直接隣接する位置において最大深さを有する。
【００７４】
前側及び後側谷部６０、６２の最大深さはそれぞれ、対向するエアフォイル側部の空力性能が異なることから、負圧側及び正圧側から異なる距離を置いて位置する。また、前側及び後側山部５６、５８の高さの違いもエアフォイル側部の空力性能の違いによってもたらされる。
【００７５】
二次元ＥＷＣのプラットフォーム部３４の流れの計算解析から、動作時の馬蹄渦の強さとそれに付随する燃焼ガスとプラットフォーム部の間における剪断力とを低減することによる、向上した空力性能及びタービン効率を予測する。
【００７６】
ブレード間流路の隣接するエアフォイル間における静圧勾配の減少により、二次流れも減少する。二次流れの減少に伴って、全体的な圧力損失が減少するだけでなく、軸方向下流方向から半径方向への主要な燃焼ガスの質量及び運動量の移行も減少する。
【００７７】
このため、エアフォイルチップ４８を個々に改変することにより、更なる改善が可能である。具体的には、図１に示すチップ４８は、正圧側の第１のリブ７４を含み、正圧側の第１のリブ７４は、前縁４２において負圧側の第２のリブ７６に結合され、反対側の後縁４４において横方向に離間して後側出口７８を形成する。
【００７８】
チップバッフル８０が、リブ７４、７６間で翼弦方向に延在しており、後側出口７８において横方向に開口する第１のポケット８２を第１のリブ７４に沿って形成すると共に、第２のリブ７６に沿って横方向に閉鎖された第２のポケット８４を形成する。
【００７９】
第１及び第２のスキーラチップリブ７４、７６は、エアフォイルの正圧及び負圧側（即ち側壁）の半径方向に一体的な延長部をなし、これらの側壁に準じた形状又は曲率を有する。エアフォイルチップは、リブ７４、７６間において、対向する側壁を架橋して（或いは対向する側壁を繋いで）内部冷却回路５０を外囲する床面を含む。
【００８０】
チップバッフル８０は、境界面をなすリブ７４、７６間においてエアフォイルチップ４８を二分割して、第１のリブ７４に沿って翼弦方向に延在する第１のチップキャビティ又はポケット８２を形成すると共に、第２のリブ７６に沿って翼弦方向に延在する対応する第２のチップキャビティ又はポケット８４を形成する。
【００８１】
２つのリブ７４、７６は、エアフォイルの前縁４２で互いに一体的に結合されるが、後縁４４では互いに結合されずに、横方向に離間して第１のポケット８２の後側出口７８を形成する。
【００８２】
第２のポケット８４は、チップバッフル８０と第２のリブ７６の対応する部分とによって横方向に完全に画定されるので、横方向に閉鎖されているが、その一方で、第１のポケット８２は、第１のリブ７４とチップバッフル８０と第２のリブ７６の対応する部分とにより横方向にほぼ完全に画定されるものの、特に自身の後出口７８において開口している。
【００８３】
この例示的なチップの実施形態に関して数値流体力学（ＣＦＤ）解析を実施したところ、二分割チップバッフルを含まない単一のチップキャビティを有する基準設計と比べて性能が向上することを確認した。
【００８４】
チップバッフルの導入を個々の設計に用いることで、タービン効率を高め、エアフォイルのチップを越える燃焼ガスの漏出を減らすことができる。
【００８５】
タービン効率は、エアフォイルの正圧及び負圧側全体にわたって付け根からチップまでの前縁及び後縁間において作用する燃焼ガスの差圧からエネルギーを抽出する、エアフォイル表面の性能に基づく。チップバッフルを導入することにより、ブレードチップにおいてチップ流がそれに衝突してブレード上での追加の仕事が可能になる、追加の表面積が得られる。チップバッフルは更に、２つのスキーラチップリブそのものと同様に追加のシールとなって、チップの流れ漏出を減少させる。
【００８６】
エアフォイルチップが三次元構成であることを考えると、チップ漏出には、軸方向及び周方向の両方の成分が含まれる。燃焼ガス３０は、上流のタービンノズル１８から斜角をなして流入するので、エアフォイルの前縁まわりの軸方向及び周方向の両方向において、エアフォイルに燃焼ガスがかかる。
【００８７】
チップバッフル８０は、第２のリブの前側部分を越えて流入する流線を捕捉してチップバッフルそのものによって画定される第１のチップポケットの内側にこの流線を集めるように配置することが望ましい。漏出ガスは、第１のポケットによって集められ、第１のポケットを加圧しながらチップバッフルそのものに沿って後方に案内される二次流れ場を形成する。このように加圧される第１のポケットは、チップバッフルそのものから追加のエネルギーを抽出することによりタービン効率を高めると共に、自身内の圧力の増大によって、チップ間隙を越える更なる漏出を阻止する。
【００８８】
これに対応して、第１のポケットにより捕捉される漏出ガスの一部が、チップバッフルを越えて第２のポケット内に流入し、更に後方に集まる。両方のポケットの漏出ガスの大部分は、その後、負圧側の第２のリブを越えて下流方向に放出される。
【００８９】
しかし、第１のポケットの後側出口７８を導入することにより、チップガスを部分的に回収してエアフォイル後縁で終端するブレード間流路に戻すことを含む、更に他の利点が得られる。この後側出口は、エアフォイルの正圧側に配置され、これによって回収されるチップ漏出ガスは、後縁と、隣接する次のエアフォイルの負圧側との間の法平面に形成される流路スロート部の上流において流路に戻される。
【００９０】
二分割されたエアフォイルチップを二次元プラットフォーム部と組み合わせて一緒に用いることで、タービン効率を高めることができるが、必要に応じて、これらを別々に用いることもできる。これらは各々、燃焼ガスがタービンブレード上を付け根からチップまで下流方向に流れる際の、燃焼ガスの流れ場を制御する追加の設計上の機構となり、これら各々を有利に用いて、タービンブレードの性能を向上させることができる。
【００９１】
本明細書では、本発明の好ましい実施例と思われるものについて説明したが、本明細書の教示から、本発明のその他の改変も当業者には明らかであろう。したがって、こうした改変も全て、本発明の概念及び範囲に含まれるものとして、添付の特許請求の範囲において保護されることが望ましい。
【００９２】
したがって、保護が望まれるものは、添付の特許請求の範囲において定義付け及び特色付けされている発明である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【国際調査報告】
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