(57)【要約】【課題】エーロフォイルを冷却するためのエアなどの流体を通す内部チャネルを有する動翼または静翼などの中空のタービンエーロフォイルを提供する。【解決手段】凹形の加圧側外壁および凸形の吸引側外壁によって画定されたエーロフォイルを備えるタービン翼であって、これらの外壁が、前縁および後縁に沿って接続されて、その間に、冷媒の流れを受け取るための半径方向に延在するチャンバを形成するタービン翼。タービン翼は、チャンバを、半径方向に延在する流路に分割するリブ構成と、エーロフォイルの外面を画定する翼外殻とをさらに含んでよい。リブ構成は、翼外殻に一体化されていない構成要素である。【選択図】図１
2015127535.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
凹形の加圧側外壁および凸形の吸引側外壁によって画定されたエーロフォイルを備えるタービン翼であって、前記凹形の加圧側外壁と前記凸形の吸引側外壁とが、前縁および後縁に沿って接続されて、その間に、冷媒の流れを受け取るための半径方向に延在するチャンバを形成し、前記タービン翼が、
前記チャンバを、半径方向に延在する流路に分割するリブ構成と、
前記エーロフォイルの外面を画定する翼外殻とをさらに備え、
前記リブ構成が、製造中に翼外殻に挿入され得る一体化されていない構成要素を備えるタービン翼。
【請求項２】
前記リブ構成が第１の材料で一体化して形成された構成要素であり、
前記翼外殻が第２の材料で作製され、一体化して形成された構成要素である請求項１記載のタービン翼。
【請求項３】
前記リブ構成が、波状プロファイルを有するカンバ線リブを含み、
前記波状プロファイルが少なくとも１つの、行ったり来たりする「Ｓ」字形を含み、
前記タービン翼がタービン動翼およびタービン静翼のうちの１つを備える請求項２記載のタービン翼。
【請求項４】
前記波状プロファイルが少なくとも２つの連続して行ったり来たりする「Ｓ」字形を含み、
前記タービン翼がタービン動翼を備える請求項３記載のタービン翼。
【請求項５】
波状プロファイルを有するカンバ線リブは、前記エーロフォイルの前記前縁の近くで始まり、前記エーロフォイルの前記後縁の方へ延在する円弧状の経路にわたって行ったり来たり蛇行するカンバ線リブを備え、前記円弧状の経路が、前記エーロフォイルのカンバ基準線に対してほぼ平行であり、
前記カンバ線リブの前記円弧状の経路が、前記エーロフォイルの前記カンバ基準線の長さの少なくとも５０％の長さを含む請求項３記載のタービン翼。
【請求項６】
前記リブ構成は、加圧側カンバ線リブが加圧側外壁の近くにあるカンバ線リブを備え、吸引側カンバ線リブが吸引側外壁の近くにあるカンバ線リブを備える２つのカンバ線リブを含み、前記加圧側カンバ線リブと前記吸引側カンバ線リブとが、どちらも波状プロファイルを含み、
前記加圧側カンバ線リブと前記吸引側カンバ線リブとが、その間に中心流路を画定し、
前記加圧側カンバ線リブおよび前記吸引側カンバ線リブのそれぞれの波状プロファイルが、前記中央の流路に関連して、第１の凹形のセグメントが第２の凸形のセグメントに移行する少なくとも２つの連続したセグメントを含んでいる波状プロファイルを含む請求項５記載のタービン翼。
【請求項７】
前記リブ構成が横リブを備え、
前記横リブが、カンバ線リブから延在し、前記翼外殻に接続する遠位端において面を含む請求項４記載のタービン翼。
【請求項８】
前記第１の材料が第１のタイプの合金を含み、前記第２の材料が第２のタイプの合金を含む請求項３記載のタービン翼。
【請求項９】
前記第１の材料が合金を含み、前記第２の材料がセラミックを含む請求項３記載のタービン翼。
【請求項１０】
前記第１の材料がセラミックを含み、前記第２の材料が合金を含む請求項３記載のタービン翼。
【請求項１１】
前記第１の材料が第１のタイプのセラミックを含み、前記第２の材料が第２のタイプのセラミックを含む請求項３記載のタービン翼。
【請求項１２】
前記第１の材料および前記第２の材料が、それぞれの熱膨張特性に基づいて選択されている請求項３記載のタービン翼。
【請求項１３】
前記リブ構成と前記翼外殻の間でなされた接続が溶接を含む請求項４記載のタービン翼。
【請求項１４】
前記リブ構成と前記翼外殻の間でなされた接続が機械的締りはめを含む請求項４記載のタービン翼。
【請求項１５】
前記翼外殻が、エーロフォイルが延在するプラットフォームを含む翼付け根を含み、
前記翼外殻が前記翼付け根の内側の面に開口を備え、前記開口は、製造中に前記リブ構成が前記開口を通って挿入され得るように構成されている請求項４記載のタービン翼。
【請求項１６】
凹形の加圧側外壁と凸形の吸引側外壁とによって画定されたエーロフォイルを含むタービン翼を製造する方法であって、前記凹形の加圧側外壁と前記凸形の吸引側外壁とが、前縁および後縁に沿って接続され、その間に、冷媒の流れを受け取るための半径方向に延在するチャンバを形成し、前記方法が、
それぞれが一体化して形成された構成要素を備える翼外殻およびリブ挿入物を別個に形成するステップであって、前記翼外殻が開口を含み、前記リブ挿入物が装着中に前記開口を通して挿入されるステップと、
前記リブ挿入物を、前記開口を通して挿入して、前記翼外殻の内面に取り付けるステップとを含み、
前記リブ挿入物が、前記エーロフォイルの前記チャンバを、半径方向に延在する流路に分割する構成を備え、また、波状プロファイルを有するカンバ線リブを含む方法。
【請求項１７】
波状プロファイルを有する前記カンバ線リブが、前記エーロフォイルの前記前縁の近くで始まり、前記エーロフォイルの前記後縁の方へ延在する円弧状の経路にわたって行ったり来たり蛇行するカンバ線リブを備え、前記円弧状の経路が、前記エーロフォイルのカンバ基準線に対してほぼ平行であり、前記波状プロファイルが少なくとも１つの行ったり来たりする「Ｓ」字形を含み、
前記カンバ線リブの前記円弧状の経路が、前記エーロフォイルの前記カンバ基準線の長さの少なくとも５０％の長さを含み、
前記タービン翼がタービン動翼を備える請求項１６記載の方法。
【請求項１８】
前記リブ挿入物が横リブを備え、
前記横リブが、前記カンバ線リブから延在し、遠位端において面を含み、前記翼外殻に前記リブ挿入物を取り付けるステップが、前記エーロフォイルの前記チャンバの内面に前記リブ挿入物の前記遠位端の面を接続するステップを含む請求項１７記載の方法。
【請求項１９】
前記リブ挿入物が第１の材料を含み、前記翼外殻が前記第１の材料とは異なる第２の材料を含み、
前記第１の材料が、第１のタイプの合金、第２のタイプの合金、第１のタイプのセラミック、および第２のタイプのセラミックのうちの１つを含み、
前記第２の材料が、第１のタイプの合金、第２のタイプの合金、第１のタイプのセラミック、および第２のタイプのセラミックのうちの１つを含む請求項１７記載の方法。
【請求項２０】
前記第１の材料および前記第２の材料を、それぞれの互いに対する熱膨張特性に基づき選択するステップをさらに含む請求項１７記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービンエーロフォイルに関し、より詳細には、エーロフォイルを冷却するためのエアなどの流体を通す内部チャネルを有する動翼または静翼などの中空のタービンエーロフォイルに関する。
【背景技術】
【０００２】
燃焼エンジンまたはガスタービンエンジン（以下「ガスタービン」）は、圧縮機、燃焼器、およびタービンを含む。当技術分野でよく知られているように、圧縮機で圧縮されたエアが燃料と混合されて燃焼器の中で点火され、次いで、タービンを通って膨張して動力を生成する。タービン内の構成要素、特に周方向に配置された動翼および静翼は、それらを通って消費される燃焼生成物の極高温および圧力によって特徴付けられる不良環境にさらされる。この環境の、繰り返す熱サイクルならびに極端な温度および機械的応力に耐えるために、エーロフォイルは頑健な構造を有する必要があり、積極的に冷却する必要がある。
【０００３】
理解されるように、タービンの動翼および静翼は、冷却システムを形成する内部の通路または回路を含んでいることが多く、これを通って、一般的には圧縮機から抜かれるエアである冷媒が循環する。そのような冷却回路を一般に形成する内部リブは、エーロフォイルに対して必要な構造的支持をもたらし、また、エーロフォイルを許容できる温度プロファイル内に維持するように設計された複数の流路を含む。これらの冷却回路を通るエアは、エーロフォイルの前縁、後縁、吸引側、および加圧側に形成されたフィルム冷却開口を通って排出されることが多い。
【０００４】
入口温度が上昇するのにつれてガスタービンの効率が向上することが理解されよう。このため、タービン翼をさらなる高温に耐えるようにする技術的進歩が絶え間なく求められている。これらの進歩は、より高い温度に耐え得る新素材を含んでいることがあるが、同様に、しばしば翼構造および冷却能力を向上するために、エーロフォイルの内部構成の改善を伴う。しかしながら、冷媒を用いるとエンジンの効率が低下するので、冷媒の利用レベルを増すことに過度に頼る新規の機構は、ある非能率を別の非能率と引き換えにするものでしかない。結果として、内部のエーロフォイル構成および冷媒効率を改善する冷媒循環を提供する新規のエーロフォイルの設計が、引き続き要求されている。
【０００５】
動作中にエーロフォイルの内部構造と外部構造の間で進展する温度差を考慮すると、内部冷却されたエーロフォイルの設計がさらに複雑になる。すなわち、エーロフォイルの外壁は、熱ガス経路にあるので、一般に、動作中は、たとえば各側面に対して画定された通路を流れる冷媒があり得る内部リブの多くよりもはるかに高温になる。実際、一般的なエーロフォイル構成は、外壁の加圧側および吸引側に対して長い内側リブが平行になる「４方の壁」の機構を含む。４方の壁の機構において形成される壁に近い流路によって高い冷却効率を達成し得ることが知られているが、外壁には内壁よりもかなり高レベルの熱膨張が生じる。この不均衡な成長により、内側リブと外壁の接続点に応力が生じて、翼の寿命を縮める可能性がある低サイクル疲労の原因になり得る。そのため、冷媒をより効率的に用いる一方で、内部領域と外部領域の間の不均衡な熱膨張に起因する応力も低減するエーロフォイル構造の開発が、技術集約型産業上の重大な難題として残っている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第８２５１６６０号公報
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００７】
したがって、本出願が説明するタービン翼に含まれるエーロフォイルは、凹形の加圧側外壁と凸形の吸引側外壁とによって画定され、これらの外壁は、前縁および後縁に沿って接続され、その間に、冷媒の流れを受け取るための半径方向に延在するチャンバを形成する。タービン翼は、チャンバを、半径方向に延在する流路に分割するリブ構成と、エーロフォイルの外面を画定する翼外殻とをさらに含んでよい。リブ構成は、翼外殻に一体化されていない構成要素である。
【０００８】
本出願は、凹形の加圧側外壁と凸形の吸引側外壁とによって画定されたエーロフォイルを含むタービン翼を製造する方法をさらに説明するものであり、これらの外壁は、前縁および後縁に沿って接続され、その間に、冷媒の流れを受け取るための半径方向に延在するチャンバを形成する。この方法は、それぞれが一体化して形成された構成要素を備える翼外殻およびリブ挿入物を別個に形成するステップであって、翼外殻が開口を含み、リブ挿入物が装着中にその開口を通して挿入されるステップと、リブ挿入物を、この開口を通して挿入して、翼外殻の内面に取り付けるステップとを含み得る。リブ挿入物は、エーロフォイルのチャンバを、半径方向に延在する流路に分割する構成を含んでよく、波状プロファイルを有するカンバ線リブを含む。
【０００９】
本出願のこれらおよび他の特徴は、好ましい実施形態の以下の詳細な説明の検討に際して、図面および添付の特許請求の範囲とともに理解されたとき明らかになるであろう。
【００１０】
本発明のこれらおよび他の特徴は、添付図面とともに選ばれた本発明の例示的実施形態の以下のより詳細な説明を念入りに検討することによって、より十分に理解されかつ認識されるはずである。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本出願の特定の実施形態が用いられ得る例示的タービンエンジンの概略図である。
【図２】図１の燃焼タービンエンジンの圧縮機部分の断面図である。
【図３】図１の燃焼タービンエンジンのタービン部分の断面図である。
【図４】本発明の実施形態が採用され得るタイプのタービン動翼の斜視図である。
【図５】従来型の設計による内壁またはリブの構成を有するタービン動翼の断面図である。
【図６】本発明の一実施形態による内壁構成を有するタービン動翼の断面図である。
【図７】本発明の代替実施形態による内壁またはリブの構成を有するタービン動翼の断面図である。
【図８】本発明の一実施形態による動翼の殻の側面図である。
【図９】本発明の一実施形態による一体化されていない殻および挿入物を有するタービン動翼の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
最初の問題として、本発明を明瞭に説明するために、ガスタービン内の関連した機械部品を参照して説明するとき、特定の用語を選択することが必要になるであろう。この選択を行なうとき、できれば一般的な工業用語が用いられ、その通義と整合性のあるやり方で採用されることになる。そのような用語は、別様に明示されなければ、本出願の文脈および添付の特許請求の範囲の適用範囲と整合性のある広範な解釈を与えられるべきである。当業者なら、特定の構成要素が、しばしば、いくつかの異なる用語または重複する用語を用いて参照され得ることを理解するであろう。本明細書で単一の部品であると説明され得るものが、別の文脈では、複数の構成要素を含んでよく、複数の構成要素から成るように参照されることがある。あるいは、本明細書で複数の構成要素を含んでいると説明され得るものが、他のところでは単一の部品と呼ばれることもある。したがって、本発明の範囲の理解においては、本明細書で提供される用語および説明だけでなく、構成要素の構造、構成、機能、および／または用法にも注意すべきである。
【００１３】
それに加えて、本明細書ではいくつかの説明的な用語が定常的用いられることがあり、この段落の始めでこれらの用語を定義することが有用であると分かるはずである。これらの用語およびその定義は、特に明記しない限り以下の通りである。本明細書で用いられる場合、「下流」および「上流」は、タービンエンジンを通る作動流体などの流体の流れ、または、たとえば燃焼器を通る空気もしくはタービンの構成要素のシステムのうちの１つを通る冷媒の流れに関する方向を示す用語である。「下流」という用語は流体の流れの方向に対応し、「上流」という用語は流れに対して反対の方向を指す。「前部」という用語および「後部」という用語は、それ以上の限定性なしで方向を指し、「前部」はエンジンの前部または圧縮機端を指し、「後部」はエンジンの後方またはタービン端を指す。中心軸に関して異なる半径方向の位置にある部分を説明することが、しばしば必要とされる。「半径方向」という用語は、軸に対して垂直な移動または位置を表す。このような場合、第１の構成要素が第２の構成要素よりも軸の近くに存在する場合、本明細書では、第１の構成要素が第２の構成要素の「半径方向の内側」または「内側寄り」にあると明示されることになる。他方では、第１の構成要素が第２の構成要素よりも軸から遠くに存在する場合、本明細書では、第１の構成要素が第２の構成要素の「半径方向の外側」または「外側寄り」にあると明示され得る。「軸方向」という用語は、軸に平行な移動または位置を指す。最後に、「周方向」という用語は、軸のまわりの移動または位置を指す。そのような用語は、タービンの中心軸に関連して適用され得ることが理解されよう。
【００１４】
背景として、次に図を参照すると、図１から図４は、本出願の実施形態が用いられ得る例示的燃焼タービンエンジンを示す。当業者には、本発明が特定のこのタイプの用途に限定されないことが理解されよう。本発明は、発電、飛行機に使用され得るものなどの燃焼タービンエンジン、ならびに他のエンジン形式に使用されてよい。提供される例は、別様に明示されなければ、限定することを意味するものではない。
【００１５】
図１は燃焼タービンエンジン１０の概略図である。一般に、燃焼タービンエンジンは、圧縮空気の流れの中の、燃料の燃焼によって生成された高温ガスの圧流から、エネルギーを抽出することによって動作する。図１に示されるように、燃焼タービンエンジン１０は、共通のシャフトすなわちロータによって下流のタービン部分すなわちタービン１３に機械的に結合された軸流圧縮機１１と、圧縮機１１とタービン１３の間に位置決めされた燃焼器１２とで構成され得る。
【００１６】
図２は、図１の燃焼タービンエンジンで使用され得る例示的多段軸流圧縮機１１を示す。示されるように、圧縮機１１は複数の段を含んでよい。各段は、圧縮機動翼１４の列と、これに続く圧縮機静翼１５の列とを含んでよい。したがって、第１段は、中心シャフトのまわりを回転する圧縮機動翼１４の列と、これに続く、動作中静止している圧縮機静翼１５の列とを含み得る。
【００１７】
図３は、図１の燃焼タービンエンジンで使用され得る例示的タービン部分すなわちタービン１３の部分図を示す。タービン１３は複数の段を含んでよい。３つの例示的段が示されているが、タービン１３内の段は、これより多くても少なくてもよい。第１段は、動作中にシャフトのまわりを回転する複数のタービンバケットすなわちタービン動翼１６と、動作中に静止している複数のノズルすなわちタービン静翼１７とを含む。タービン静翼１７は、全体的に、互いに周方向に離隔されており、回転軸のまわりに固定されている。タービン動翼１６は、シャフト（図示せず）のまわりを回転するようにタービンホイール（図示せず）に取り付けられてよい。タービン１３の第２段も図示されている。第２段は、同様に、周方向に離隔された複数のタービン静翼１７と、これに続く、回転するようにやはりタービンホイールに取り付けられ、周方向に離隔された複数のタービン動翼１６とを含む。第３段も図示されており、同様に、複数のタービン静翼１７および動翼１６を含む。タービン静翼１７およびタービン動翼１６は、タービン１３の高温ガス経路にあることが理解されよう。高温ガス経路を通る高温ガスの流れの方向は、矢印で示されている。タービン１３が有する段数は、図３に示されたものよりも多くてよく、または場合によってはより少なくてもよいことが当業者には認識されよう。それぞれの追加の段は、タービン静翼１７の並びと、それに続くタービン動翼１６の並びとを含んでよい。
【００１８】
動作の一例では、軸流圧縮機１１内の圧縮機動翼１４の回転によって、空気の流れが圧縮され得る。燃焼器１２において、圧縮空気が燃料と混合されて点火されたとき、エネルギーが放出され得る。燃焼器１２から生じる、作動流体と称され得る熱ガスの流れが、次いでタービン動翼１６の上方に導かれ、作動流体の流れによって、シャフトのまわりのタービン動翼１６の回転が誘起される。それによって、作動流体の流れのエネルギーが、動翼の機械エネルギーに変換され、動翼とシャフトの間が接続されているので、シャフトの機械エネルギーに変換される。次いで、シャフトの機械エネルギーは、必要な圧縮空気を供給して、たとえば発電機で電力も生成するように、圧縮機動翼１４を回転させるのに用いられてよい。
【００１９】
図４は、本発明の実施形態が採用され得るタイプのタービン動翼１６の斜視図である。タービン動翼１６は、動翼１６を回転翼円板に取り付けている付け根２１を含む。付け根２１は、回転翼円板の周囲の対応するダブテールスロットに取り付けるように構成されたダブテールを含み得る。付け根２１は、ダブテールとプラットフォーム２４の間に延在するシャンクをさらに含んでよく、プラットフォーム２４は、エーロフォイル２５と付け根２１の交点に配設されており、タービン１３を通る流路の一部分の内側境界を画定する。エーロフォイル２５は、作動流体の流れを遮断して回転翼円板の回転を誘起する動翼１６の動的機器であることが理解されよう。この例の翼はタービン動翼１６であるが、本発明は、タービン静翼１７を含んでいるタービンエンジン１０内の他のタイプの翼にも適用され得ることが理解されよう。動翼１６のエーロフォイル２５は、凹形の加圧側外壁２６と、対向する前縁２８と後縁２９の間でそれぞれ軸方向に延在する、周方向または横方向で反対側の凸形の吸引側外壁２７とを含むことが理解されよう。側壁２６および２７は、プラットフォーム２４から外側の先端３１へと半径方向にも延在する。（本発明の用途はタービン動翼に限定されるものではなく、静翼にも適用可能であり得ることが理解されよう。本明細書で説明された、いくつかの実施形態の動翼の用途は、別様に明示されなければ例示的なものである。）
図５は、従来型の設計の動翼エーロフォイル２５に見られるような内壁の構造を示す。示されるように、エーロフォイル２５の外面は、比較的薄い加圧側外壁２６および吸引側外壁２７によって画定されてよく、これらは、半径方向に延在しかつ交差する複数のリブ６０によって接続されてよい。リブ６０は、エーロフォイル２５に対する構造的支持をもたらすように構成されており、また、実質的に分離されて半径方向に延在する複数の流路４０を画定する。一般的には、各リブ６０は、エーロフォイル２５の半径方向の高さのほとんどにわたって流路を分割するように半径方向に延在するが、以下でさらに論じられるように、流路は、冷却回路を画定するように、エーロフォイルの周縁部に沿って接続されてよい。すなわち、流路４０は、エーロフォイル２５の外側または内側の縁部において、ならびにその間に位置決めされ得るいくつかのより小さい交差流路または衝突開口（図示せず）によって、流体連絡し得る。この方式では、いくつかの流路４０が、ともに、巻線状の冷却回路または蛇行する冷却回路を形成してもよい。加えて、流路４０から冷媒をエーロフォイル２５の外面上に放出する出口をもたらすフィルム冷却ポート（図示せず）が含まれてよい。
【００２０】
リブ６０は、２つの異なるタイプを含んでよく、次いで、これらは、本明細書でもたらされるように、さらに細分されてよい。第１のタイプのカンバ線リブ６２は、エーロフォイルのカンバ線に対して、一般的には平行に、またはほぼ平行に延在する長いリブであり、エーロフォイルのカンバ線は、前縁２８から、加圧側外壁２６と吸引側外壁２７の間の中間点に接続する後縁２９に及ぶ基準線である。大抵の場合、図５の従来型の構成は、加圧側外壁２６からオフセットしてその近くに与えられた、加圧側内壁とも称され得る加圧側カンバ線リブ６３と、吸引側外壁２７からオフセットしてその近くに与えられた、吸引側内壁とも称され得る吸引側カンバ線リブ６４との２つのカンバ線リブ６２を含む。前述のように、このタイプの設計は、２つの側壁２６、２７および２つのカンバ線リブ６３、６４を含んでいる有力な４つの主壁のために、「４方の壁」の構成を有するものと称されることが多い。外壁２６、２７およびカンバ線リブ６２は、一体型構成要素として鋳造されることが理解されよう。
【００２１】
第２のタイプのリブは、本明細書では横リブ６６と称される。横リブ６６は、４方の壁の構成の、壁と内側リブとを接続して示されているより短いリブである。示されるように、４つの壁はいくつかの横リブ６６によって接続されてよく、複数の横リブ６６は、それぞれが接続する壁によってさらに分類され得る。本明細書で使用される場合、加圧側外壁２６を加圧側カンバ線リブ６３に接続する横リブ６６は、加圧側横リブ６７と称される。吸引側外壁２７を吸引側カンバ線リブ６４に接続する横リブ６６は、吸引側横リブ６８と称される。最後に、加圧側カンバ線リブ６３を吸引側カンバ線リブ６４に接続する横リブ６６は、中央の横リブ６９と称される。
【００２２】
一般に、エーロフォイル２５の４方の壁の内部構成の目的は、冷却エアがエーロフォイル２５の外壁２６、２７に隣接したチャネルの中を流れる、壁近くの効率的な冷却をもたらすことである。壁近くの冷却は、冷却エアがエーロフォイルの熱い外面に隣接しており、また、狭いチャネルを通る流れを制限することによって達成される流速が高いために、もたらされる熱伝達係数が大きいので、有利であることが理解されよう。しかしながら、そのような設計は、エーロフォイル２５内に生じる様々なレベルの熱膨張のために低サイクル疲労が起こりがちであり、最終的には動翼の寿命が短縮される可能性がある。たとえば、動作において、吸引側外壁２７は、吸引側カンバ線リブ６４よりも大きく熱膨張する。この膨張の差により、エーロフォイル２５のカンバ線の長さが増加する傾向があり、それによって、これらの構造のそれぞれ、ならびにそれらに接続する構造の間に応力が生じる。それに加えて、加圧側外壁２６も、より低温の加圧側カンバ線リブ６３よりも大きく熱膨張する。この場合、この膨張の差により、エーロフォイル２５のカンバ線の長さが減少する傾向があり、それによって、これらの構造のそれぞれ、ならびにそれらに接続する構造の間に応力が生じる。エーロフォイル内の反対の力により、エーロフォイルカンバ線は、一方の場合には減少し、他方の場合には増加する傾向があり、さらなる応力集中がもたらされる可能性がある。エーロフォイルの特定の構造的構成を与えられて、これらの力が発揮される様々な様式と、力の平衡を保ち、次いで補償する方式とが、動翼１６の部品寿命の重要な決定要因になる。
【００２３】
より具体的には、一般的なシナリオでは、吸引側外壁２７は、熱膨張の原因となる熱ガス経路の高温にさらされたとき、その曲率の頂点において外側へ撓む傾向がある。内壁である吸引側カンバ線リブ６４に生じる熱膨張のレベルは同一ではなく、したがって、外側へ撓む傾向も同一ではないことが理解されよう。次いで、カンバ線リブ６４は、外壁２７の熱成長に抵抗する。従来型の設計は、堅い形状を用いてカンバ線リブ６２を形成するので、ほとんど順応性がなく、またはまったく順応性がなく、その結果、この抵抗および応力集中が多大になる可能性がある。悪いことに、カンバ線リブ６２を外壁２７に接続するのに使用される横リブ６６は、直線状のプロファイルを用いて形成され、一般に、接続される壁に対して直角に配向されている。このような状況であるため、横リブ６６は、加熱された構造がかなり異なる割合で膨張するとき、外壁２７とカンバ線リブ６４との間の「冷えた」空間的関係を、基本的にしっかりと保持するように働く。したがって、従来型の機構は、ほとんど「撓まない」、またはまったく「撓まない」構造を有し、構造の特定の領域に集中する応力を緩和するうえで不適当である。差のある熱膨張バスは、構成要素の寿命を短縮する低サイクル疲労問題をもたらす。
【００２４】
これまでに、多くの様々な内部のエーロフォイル冷却システムおよび構造的構成が評価されており、この問題を是正するための努力がなされている。そのような手法の１つには、温度差を低減して、それによって熱成長の差を低減するように、外壁２６、２７を過冷却することを提案するものがある。しかしながら、これは、一般的には、エーロフォイルを通って循環する冷媒の量を増やすことによって達成されることが理解されよう。冷媒は、一般的には圧縮機から抜かれる空気であるため、その使用が増加するとエンジンの効率に悪影響があり、したがって、過冷却するという提案は、好ましくは回避される解決策である。他の解決策は、同じ量の冷媒をより効率的に用いる、改善された製作方法および／またはより複雑な内部冷却構成を使用することを提案している。これらの解決策はいくぶん効果的であると判明しているが、それぞれが、エンジンの動作またはその部品の製造のいずれかに対してあらたな代価をもたらすものであり、エーロフォイルが動作中に熱的に成長する様子を考慮したときの従来型の設計の幾何学的な欠点である根本問題への直接的な対処は何もしていない。
【００２５】
本発明は、一般に、タービン翼のエーロフォイルにしばしば生じる不均衡な熱応力を緩和する、特定の、曲がった、または泡立った、正弦波状の、または波状の内部リブ（以下「波状のリブ」）を教示するものである。この全般的な概念の範囲内で、本出願は、波状のカンバ線リブ６２および／または横リブ６６、ならびにその間の特定のタイプの角を成す接続を含めてこれを達成し得るいくつかのやり方を説明する。これらの斬新な構成は、添付の特許請求の範囲で描写されるように、別個に、または組み合わせて採用されてよく、目標とする可撓性をもたらすことによって応力集中を分散させ、より耐性の優れた他の構造的領域に歪みを肩代わりさせるように、エーロフォイル２５の内部構造の剛性を低減することが理解されよう。これは、たとえば、歪みを、より大きい面積にわたって分散する領域に肩代わりさせること、または、恐らく、圧縮荷重を、一般的にはより好ましい引張応力に肩代わりさせる構造を含んでよい。このようにして、寿命を短縮する応力集中および歪みが回避され得る。
【００２６】
図６および図７は、本発明の実施形態による内壁構成を有するタービン動翼１６の断面図を与えるものである。具体的には、本発明は、構造的支持と、中空のエーロフォイル２５を、冷却回路を生成するための望み通りの相互接続であり得る実質的に分離された半径方向に延在する流路４０へと分割する区分との両方として一般的に使用されるリブ６０の構成を伴う。これらの流路４０およびそれらが形成する回路は、目標を絞ってより効率的になるように、特定のやり方で、エーロフォイル２５を通して冷媒の流れを導くのに使用される。本明細書で提供された例は、タービン動翼１６で用いられ得るように示されているが、同じ概念がタービン静翼１７でも採用され得ることが理解されよう。一実施形態では、本発明のリブ構成は、波状プロファイルを有するカンバ線リブ６２を含む。（本明細書で用いられる場合、「プロファイル」という用語は、図６から図８の断面図におけるリブの形状を指すように意図されている。）前述のように、カンバ線リブ６２は、一般に、エーロフォイル２５の前縁２８に近い位置から後縁２９の方へ延在する、より長いリブのうちの１つである。これらのリブは、辿る経路が、エーロフォイル２５のカンバ線にほぼ平行であるので、「カンバ線リブ」と称され、エーロフォイル２５のカンバ線は、エーロフォイル２５の前縁２８と後縁２９の間で、凹形の加圧側外壁２６と凸形の吸引側外壁２７の間を等配分する点の集合を通って延在する基準線である。本出願によれば、示されるように、「波状プロファイル」は、顕著に湾曲された正弦波の形状を含む。言い換えれば、「波状プロファイル」は、行ったり来たりする「Ｓ」字形プロファイルを示すものである。この特定のタイプの波状プロファイルの例は、図６および図７に与えられている。
【００２７】
波状プロファイルを伴って構成されたカンバ線リブ６２のセグメントまたは長さは、設計基準に依拠して変動し得る。与えられた例では、波状のカンバ線リブ６２は、一般に、エーロフォイル２５の前縁２８に近い位置からエーロフォイル２５のカンバ線の中間点を越えた位置まで及ぶ。カンバ線リブ６２の波状部は、長さでは短くてよいが、なお本明細書で論じられたのと同じタイプの性能利点をもたらすことが理解されよう。カンバ線リブ６２の曲線の数ならびに波状セグメントの長さは、最善の結果を達成するように変動してよい。特定の実施形態では、本発明の波状のカンバ線リブ６２は、それが含む、行ったり来たりする完全な「Ｓ」字形の数によって画定される。このタイプの好ましい実施形態では、波状のカンバ線リブ６２は、少なくとも１つの、行ったり来たりする連続した「Ｓ」字形を含む。別の実施形態では、波状のカンバ線リブ６２は少なくとも２つの一続きで連続して行ったり来たりする「Ｓ」字形を含む。図６および図７に与えられた例のそれぞれが、２つより多くの完全な「Ｓ」字形の経路を辿ることが理解されよう。全長に関して、カンバ線リブ６２の波状のセグメントは、エーロフォイル２５のカンバ線の長さのかなりの部分にわたって延在してよい。たとえば、図６および図７に示されるように、好ましい実施形態では、カンバ線リブ６２の波状部は、エーロフォイル２５のカンバ線の長さの５０％を上回る。言い換えれば、カンバ線リブ６２の波状部は、エーロフォイル２５の前縁２８の近くで始まって、エーロフォイル２５の曲率の頂点をはるかに越えて後方に延在する。より短い長さが、カンバ線リブ６２の少なくとも２５％の長さの波状部などの性能利点を伴って採用されてよいことも理解されよう。
【００２８】
波状のカンバ線リブ６２は、蛇行するプロファイルを与えられると、その指向性の方向が変化する経路を辿ることが理解されよう。本発明の波状のカンバ線リブ６２は、蛇行する全体的な円弧状の経路を有し、この経路は、一般に、エーロフォイル２５の前縁２８の近くの起点から後縁２９の近くの後続の点まで延在するとさらに説明され得る。波状のカンバ線リブ６２の場合、この全体的に円弧状の経路は、エーロフォイル２５のカンバ線に対してほぼ平行であることが理解されよう。
【００２９】
上記で論じた図５の例示の４方の壁などの多くの公知のエーロフォイル２５の構成が、２つのカンバ線リブ６２を含む。このタイプの構成は、加圧側外壁２６のより近くに存在する加圧側カンバ線リブ６３と、吸引側外壁２７のより近くに存在する吸引側カンバ線リブ６４とを有すると記述され得る。本発明は、図６および図７に示されるように、吸引側カンバ線リブ６４と加圧側カンバ線リブ６３の両方が波状のリブとして形成される構成を含み得る。代替実施形態では、これらのカンバ線リブ６２のうちの１つだけが波状プロファイルを有してもよい。本発明は、単一のカンバ線リブ６２のみを有する構成にも採用され得ることが理解されよう。
【００３０】
２つのカンバ線リブ６２を含んでいるエーロフォイル２５では、加圧側カンバ線リブ６３および吸引側カンバ線リブ６４が中心流路４０を画定することが理解されよう。加圧側カンバ線リブ６３および吸引側カンバ線リブ６４のそれぞれの波状プロファイルは、中心流路４０に面するカンバ線リブ６２の連続したセグメントによって採用された形状に対して画定され得る。すなわち、たとえば、中央の流路４０に対して、カンバ線リブ６２の波状プロファイルは、第１の凹形のセグメントが第２の凸形のセグメントに移行する２つの連続したセグメントを含んでいると記述され得る。代替実施形態では、波状プロファイルは、第１の凹形のセグメントが第２の凸形のセグメントに移行し、第２の凸形のセグメントが第３の凹形のセグメントに移行して、第３の凹形のセグメントが第４の凸形のセグメントに移行する、４つ以上の連続したセグメントを含んでよい。
【００３１】
したがって、本発明によれば、エーロフォイルの内部構造は、エーロフォイルのカンバ線の方向に沿った波状のリブを含んでよい。このようにしてカンバ線リブ６２をばねにすることによって、エーロフォイルの内部のバックボーンがより柔軟になり得て、性能利点が達成され得る。それに加えて、エーロフォイル構造の横リブは、負荷通路をさらに軟化するように、ならびにリブ６２および外壁２６、２７に対してより柔軟に接続するように湾曲される。一方標準的な直線状のリブ設計は、内部冷却の中空壁と、はるかに高温の外壁との間の熱的争いのために、高応力および低サイクル寿命を経験するが、本発明が提供するばね状の構成は、より優れた応力集中の分配が可能であり、本明細書で提供されたように、構成要素の寿命を改善するのに用いられ得る。
【００３２】
本発明の別の態様に移って、図８は、本発明の一実施形態による動翼１６の翼外殻１００の側面図である。図９は、本発明の例示的実施形態による、一体化されていないリブ構成またはリブ挿入物１０１が取り付けられる翼外殻１００の断面図である。以下で説明されるように、本発明は、翼が、期待される熱勾配に向けて調整され得て、それらの勾配がエーロフォイルの内部領域と外部領域にわたって不均衡なとき、より良く動作するように、より効率的な冷媒の用法、ならびに複数の要素で構成される翼組立体内の異なる材料の組合せをもたらす斬新な翼組立体およびそのような組立体を製造する方法を伴うものである。加えて、本発明が教示する２つの部分の構造は、低応力の領域では低コストの材料を使用することを可能にする一方で、必要なところには、より割高な弾性材料を使い続けることによって、翼コストの低減をもたらし得る。
【００３３】
一般的には、動翼および静翼などの高応力下の熱ガス経路のタービン構成要素は、弾性ならびに極端な温度および機械負荷に耐える能力のために選択された合金から製作される。これらの構成要素のうち特定のものは、依然として鋼合金から製作され得るが、現在のエンジンの入口温度のさらなる上昇に伴って、動翼などの最も要求の厳しい構成要素は、通常、任意の数の超合金から一体化して形成された単一構成の構成要素として構築され、超合金は、一般的には、そのためそれらの基本合金元素、すなわち、通常はニッケル、コバルト、またはニッケル鉄に関して分類される。超合金の開発は、化学的革新とプロセスの革新の両方に重度に依存しており、主として航空宇宙産業および電力産業によって推進されている。超合金は優れた機械的性質を示すので、そのためそれらの用途が広範囲であることが理解されよう。しかしながら、これらの材料は高くつき、タービン用途のコストを押し上げる。超合金の例には、ハステロイ、インコネル合金、Ｗａｓｐａｌｏｙ、レネ合金、ヘインズ合金、Ｉｎｃｏｌｏｙ、ＭＰ９８Ｔ、ＴＭＳ合金、およびＣＭＳＸ単結晶合金がある。
【００３４】
熱ガス経路の用途で一般に用いられる別の材料にはセラミックがあり、これらの材料およびタービンエンジンにおける利用が増加する可能性に、最近は大いに関心がそそがれている。セラミック材料は高温に耐える能力が知られていることが理解されよう。加えて、セラミックは、一般に用いられるニッケルベースの超合金に対して腐食性の高いナトリウムおよびバナジウムなどの低コストタービン燃料の中に存在する汚染物質に対してかなり耐性がある。セラミックは、同等の高温合金より４０％も軽く、はるかに低コストであることが多い。これらのタイプの材料は、何年も前に確認された炭化シリコンおよび窒化シリコンに基づくセラミックを含んでいる。現在、ガスタービンにおけるセラミック材料の用途は、いくぶん限られているが、この領域の継続的な技術進歩によって、特にセラミックマトリクス複合材料（「ＣＭＣ」）の最近の進歩を考えると、数年のうちに、より広範に用いられ得るようになると思われる。熱ガス経路の構成要素にＣＭＣを導入することは、冷却エアの使用の増加に関連した不利点を招くことなく動作温度の上昇を達成するための可能な道筋として、ずいぶん前に確認されている。以下で論じられるように、本発明は、タービン翼が、複数の材料を含んでいる複数の部品を有して製造され得るやり方を教示するものである。このように、各材料が、タービン翼の分離した領域にわたって異なる基準を満たすように、コスト効率良く組み合わされる。この手法により、たとえば、より高価でより重い材料の代わりに、それほど高くつかない、かつ／またはより軽い材料の使用が可能になり得る。本発明が提供する効率的なプロセスにより、波状または正弦波状の内部リブを有するタービン翼が製造され得ることも理解されよう。当業者なら理解するように、これらのタイプの構成は、従来のインベストメント鋳造法のプロセスによって製造するのは困難である。本明細書で説明された翼の製造のための２つの部分の手法およびその後の取付けプロセスによって２つの部分を接続することにより、それらの困難さが解消されて翼の鋳造がより経済的なる。
【００３５】
次に図８に移ると、エーロフォイル２５の外面を画定する翼外殻１００の側面図が示される。具体的には、翼外殻１００は、内面１０４を有する殻チャンバ１０５を含み、内面１０４のまわりに加圧側外壁２６および吸引側外壁２７が画定されている。図示のように、翼外殻１００は付け根部分２１を含んでよく、付け根部分２１を通って付け根開口１０２が画定されている。付け根開口１０２により、リブ挿入物１０１を殻チャンバ１０５に取り付ける開口がもたらされ得ることが理解されよう。
【００３６】
本発明の実施形態によれば、リブ挿入物１０１は、翼外殻１００に対して一体化して形成された構成要素ではない。すなわち、リブ挿入物１０１（またはその少なくとも一部分）は翼外殻１００とは別個に製作され、次いで２つの部分が集められて取り付けられる。本発明の実施形態では、翼外殻１００とリブ挿入物１０１が同じタイプの材料から別個に製造される場合が予期されるが、リブ挿入物１０１が第１のタイプの材料で一体化して形成された構成要素であり、翼外殻１００が第２の（別の）タイプの材料で一体化して形成された構成要素である場合も含まれる。例示の一実施形態では、第１のタイプの材料は第１のタイプの合金でよく、第２のタイプの材料は第２のタイプの合金でよい。別の例示的実施形態では、第１のタイプの材料は合金でよく、第２のタイプの材料はセラミックでよい。あるいは、別の例示的実施形態では、第１のタイプの材料はセラミックでよく、第２のタイプの材料は合金でよい。最後に、別の実施形態では、第１のタイプの材料は第１のタイプのセラミックでよく、第２のタイプの材料は第２のタイプのセラミックでよい。第１の材料および第２の材料は、それぞれの熱膨張特性に基づいて選択されてよく、または一緒に組み合わされてもよいことが理解されよう。たとえば、この選択は、エーロフォイルの構造内の、動作中に予期される熱勾配を予想してよく、次いで、それぞれの異なる熱膨張特性のために、材料を組み合わせ、予期される勾配を想定すると、そうしなければ生じるはずの歪みのレベルを低下させる。
【００３７】
前述のように、本発明は、波状プロファイルを有するカンバ線リブ６２を含んでいるエーロフォイル２５を効率的に製造するのにも用いられ得る。ここで参照される波状プロファイルは、図６および図７に関連して上記で論じた構成のうち任意のものを含むことを意味する。特定の実施形態によれば、リブ挿入物１０１はいくつかの横リブ６６を含んでよい。横リブ６６は、カンバ線リブ６２から延在してよく、翼外殻１００にリブ挿入物１０１を取り付けるのに使用されてよい。具体的には、横リブ６６の遠位端には、翼外殻１００の内面１０４に接続する面が含まれ得る。横リブ６６が内面１０４に触れる箇所で、リブ挿入物１０１と翼外殻１００との接続１０６がなされてよい。その接続には溶接が含まれ得る。他の実施形態では、接続１０６は機械的締りはめを含んでよい。
【００３８】
本発明は、タービン翼を製造する方法をさらに含む。この方法は、翼外殻１００とリブ挿入物１０１を別個に形成するステップを含んでよい。前述のように、翼外殻１００およびリブ挿入物１０１のそれぞれは、不可欠な構成要素として別個に形成されてよい。翼外殻１００は、取付けのときリブ挿入物１０１が通る開口１０２を含んでよい。プロセスの第２のステップは、開口１０２を通してリブ挿入物１０１を挿入するステップと、リブ挿入物１０１を翼外殻１００の内面１０４に取り付けるステップとを含んでよい。リブ挿入物１０１は、エーロフォイル２５のチャンバ１０５を、半径方向に延在する流路４０に分割する構成を含んでよい。加えて、リブ挿入物１０１は、上記で論じた構成のうち任意のものに応じた波状プロファイルを有するカンバ線リブ６２を含んでよい。この方法の追加のステップは、翼外殻１００およびリブ挿入物１０１のそれぞれが作成される材料を選択するステップを含んでよい。選択される材料は、上記で論じたもののうち任意のものを含んでよく、他のものに対する各材料の熱膨張特性に基づいて選択され得る。
【００３９】
当業者には理解されるように、いくつかの例示的実施形態に関して上記で説明された多種多様な特徴および構成が、本発明の他の可能な実施形態を形成するためにさらに選択的に適用され得る。簡潔さのために、また当業者の能力を考慮に入れて、すべての組合せと、以下のいくつかの請求項によって、または別様に包含された可能な実施形態とが、本出願の一部分であるように意図されていても、すべての可能な繰返しが提供されるかまたは詳細に議論されるわけではない。加えて、本発明のいくつかの例示的実施形態の上記の説明から、当業者なら、改良形態、変更形態および修正形態に気付くであろう。当業者の能力範囲内の、そのような改良形態、変更形態および修正形態も、添付の特許請求の範囲によって包含されるように意図されている。さらに、前述のものが、本出願の説明された実施形態にのみ関連し、多数の変更形態および修正形態が、本明細書の以下の特許請求の範囲およびその等価物によって定義される本出願の趣旨および範囲から逸脱することなく作製され得ることが明らかであろう。
【符号の説明】
【００４０】
１６  タービン動翼
２１  付け根部分
２５  エーロフォイル
２６  加圧側外壁
２７  吸引側外壁
２８  前縁
２９  後縁
３１  外側の先端
４０  流路
６０  リブ
６２  カンバ線リブ
６３  加圧側カンバ線リブ
６４  吸引側カンバ線リブ
６６  横リブ
６７  加圧側横リブ
６８  吸引側横リブ
６９  中央の横リブ
１００  翼外殻
１０１  リブ挿入物
１０２  付け根開口
１０４  内面
１０６  接続
【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５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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