(57)【要約】【課題】外壁によって画成されたエアフォイルを有するタービン翼であって、該エアフォイル内では、凹形の腹側外壁と凸形の背側外壁とが前縁部と後縁部に沿って連結し、クーラント流を受けるチャンバを形成している。【解決手段】タービン翼は、該チャンバを半径方向に延在する流路に仕切るリブ構成を含み得る。該リブ構成は、流路のうちの１本の向こう側の目的表面に対向する波形輪郭を有するリブを含み得る。該リブの波形輪郭は、該目的表面に対して相対的に隆起する部分とくぼんだ部分を含み得る。該リブは、該隆起部分を貫通して形成されたインピンジ開口を含み得る。【選択図】図６
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
外壁によって画成されたエアフォイル（２５）を含むタービン翼であって、前記エアフォイル（２５）内では凹形の腹側外壁（２６）と凸形の背側外壁（２７）とが前縁部（２８）と後縁部（２９）に沿って連結し、その間にクーラント流を受ける半径方向に延在するチャンバを形成しており、前記タービン翼は、
前記チャンバを半径方向に延在する流路に仕切るリブ構成を含み、
前記リブ構成は、前記流路のうちの１つの向こう側の目的表面（８５）に対向する波形輪郭を有するリブ（６０）を含み、
前記リブ（６０）の前記波形輪郭は、前記目的表面（８５）に対して相対的な隆起部分（９２）とくぼみ部分（９３）とを含み、
前記リブ（６０）は、前記隆起部分（９２）を貫通して形成されたインピンジ開口（８７）を含む、タービン翼。
【請求項２】
前記流路のうちの１つは壁近傍流路を含み、
前記リブ（６０）は、前記エアフォイル（２５）の前記外壁のうちの１つに沿って延在する反り線リブ（６２）を含んでこの前記外壁との間に前記壁近傍流れチャンバを画成し、
前記目的表面（８５）は、前記エアフォイル（２５）の前記外壁のうちの１つの内表面を含む、請求項１に記載のタービン翼。
【請求項３】
前記波形輪郭は、前記反り線リブ（６２）の前記隆起部分（９２）が前記目的表面（８５）に向けて突出し、前記くぼみ部分（９３）が前記目的表面（８５）から引っ込むように、構成されている、請求項２に記載のタービン翼。
【請求項４】
前記隆起部分（９２）および前記くぼみ部分（９３）は前記反り線リブ（６２）の連続区分を含み、
前記くぼみ部分（９３）は凹区分を含み、前記隆起部分（９２）は各区分の前記目的表面（８５）への近接に対して相対的に隆起する区分を含む、請求項２に記載のタービン翼。
【請求項５】
前記反り線リブ（６２）の前記波形輪郭は、前記エアフォイル（２５）の横断面視での前記反り線リブ（６２）の形状を含み、
前記インピンジ開口（８７）はそれぞれ、圧縮クーラント流を衝突させ、得られたクーラント噴流を前記目的表面（８５）に対し方向付けるように構成されている、請求項４に記載のタービン翼。
【請求項６】
前記反り線リブ（６２）の前記壁近傍流路とは反対の側に、中央流路が形成され、
クーラント供給および前記タービン翼内に構成された冷却回路に対して相対的に、前記中央流路は、前記壁近傍流路に対して相対的に上流の位置を含み、
前記中央流路は、前記中央流路内に導入された圧縮供給クーラントを、前記冷却回路を通じて前記インピンジ開口（８７）に送達するように構成されている、請求項４に記載のタービン翼。
【請求項７】
前記反り線リブ（６２）の前記波形輪郭は少なくとも１つの往復する「Ｓ」字形状を含み、
前記タービン翼はタービン動翼を含む、請求項６に記載のタービン翼。
【請求項８】
前記反り線リブ（６２）の前記波形輪郭は正弦曲線の構成を含み、ここで前記隆起部分（９２）は前記目的表面（８５）に向けて弧を描く前記反り線リブ（６２）の区分を含み、前記くぼみ部分（９３）は前記目的表面（８５）から離れるように弧を描く区分を含む、請求項４に記載のタービン翼。
【請求項９】
前記隆起部分（９２）は前記目的表面（８５）に対し凸面を向け、前記くぼみ部分（９３）は前記目的表面（８５）に対し凹面を向け、
前記隆起部分（９２）は前記凸面が前記目的表面（８５）に近接しているように構成されている、請求項８に記載のタービン翼。
【請求項１０】
前記インピンジ開口（８７）は１列で前記隆起部分（９２）の長手方向軸線に沿って整列され、
前記インピンジ開口（８７）は一定間隔で半径方向に配置されている、請求項９に記載のタービン翼。
【請求項１１】
前記隆起部分（９２）の前記凸面は前記目的表面（８５）に最接近する点としての頂上を含み、
前記インピンジ開口（８７）は前記隆起部分（９２）の前記凸面の前記頂上に沿って整列されている、請求項１０に記載のタービン翼。
【請求項１２】
前記隆起部分（９２）の前記凸面は前記目的表面（８５）に最接近する点としての頂上を含み、前記隆起部分（９２）の前記頂上は半径方向に延在する長手方向軸線を含み、
前記インピンジ開口（８７）は隆起部に２つの平行な列を含み、前記２つの列は、前記隆起部分（９２）の前記頂上の前記長手方向軸線の両側で互いに対してオフセットしている、請求項１０に記載のタービン翼。
【請求項１３】
前記２つの列それぞれの前記インピンジ開口（８７）は一定間隔で半径方向に離間しており、
前記２つの列の前記インピンジ開口（８７）の配置は、前記２つの列のうちの第１におけるインピンジ開口（８７）の位置が、前記２つの列のうちの第２における対応する対のインピンジ開口（８７）の位置に対して相対的にだいたい中間点になるような、互い違いのアラインメントを含む、請求項１２に記載のタービン翼。
【請求項１４】
前記反り線リブ（６２）は前記腹側外壁（２６）に沿ってその近くに延在する腹側反り線リブ（６３）を含み、
前記目的表面（８５）は前記エアフォイル（２５）の前記腹側外壁（２６）の内表面を含む、請求項４に記載のタービン翼。
【請求項１５】
前記反り線リブ（６２）は前記背側外壁（２７）に沿ってその近くに延在する背側反り線リブ（６４）を含み、
前記目的表面（８５）は前記エアフォイル（２５）の前記背側外壁（２７）の内表面を含む、請求項４に記載のタービン翼。
【請求項１６】
前記リブ構成は、前記腹側外壁（２６）に沿って延在し、この外壁との間に第１の壁近傍流れチャンバを形成する腹側反り線リブ（６３）と、前記背側外壁（２７）に沿って延在し、この外壁との間に第２の壁近傍流れチャンバを形成する背側反り線リブ（６４）の、２つの反り線リブ（６２）を含み、
前記腹側反り線リブ（６３）と前記背側反り線リブ（６４）はどちらも、前記隆起部分（９２）と前記くぼみ部分（９３）とを含む前記波形輪郭を含み、
前記反り線リブ（６２）それぞれの前記隆起部分（９２）は、それを貫通して形成された１列の半径方向に離間したインピンジ開口（８７）を含み、
前記第１の壁近傍流路の向こう側の前記目的表面（８５）は前記腹側外壁（２６）を含み、前記第２の壁近傍流路の向こう側の前記目的表面（８５）は前記背側外壁（２７）を含む、請求項４に記載のタービン翼。
【請求項１７】
前記反り線リブ（６２）の前記波形輪郭は、少なくとも１つの隆起部分（９２）がくぼみ部分（９３）に両側から挟まれている、交互の隆起部分（９２）とくぼみ部分（９３）を含み、
前記反り線リブ（６２）の前記波形輪郭は、前記隆起部分（９２）は前記目的表面（８５）に対し凸面を向け、前記２つの両側のくぼみ部分（９３）はそれぞれ前記目的表面（８５）に対し凹面を向けている正弦曲線の構成を含む、請求項４に記載のタービン翼。
【請求項１８】
前記反り線リブ（６２）の前記波形輪郭は、第１の隆起部分（９２）が両側をくぼみ部分（９３）に挟まれ、第２の隆起部分（９２）が両側をくぼみ部分（９３）に挟まれている、交互の隆起部分（９２）とくぼみ部分（９３）を含み、
前記反り線リブ（６２）の前記波形輪郭は、前記隆起部分（９２）はそれぞれ前記目的表面（８５）に対し凸面を向け、前記両側のくぼみ部分（９３）はそれぞれ前記目的表面（８５）に対し凹面を向けている正弦曲線の構成を含む、請求項４に記載のタービン翼。
【請求項１９】
前記第１の隆起部分（９２）とそれに関連する前記両側のくぼみ部分（９３）は、第１の壁近傍流路内に配置され、
前記第２の隆起部分（９２）とそれに関連する前記両側のくぼみ部分（９３）は、第２の壁近傍流路内に配置され、
前記第１の壁近傍流路と前記第２の壁近傍流路は、連続する壁近傍流路を含む、請求項１８に記載のタービン翼。
【請求項２０】
前記第１の壁近傍流路と前記第２の壁近傍流路は、前記反り線リブ（６２）を前記エアフォイル（２５）の前記外壁と連結している横断リブ（６６）によって仕切られ、
前記横断リブ（６６）は、前記連続する壁近傍流路のそれぞれの内部に延在しているくぼみ部分（９３）で前記反り線リブ（６２）と交差している、請求項１９に記載のタービン翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン・エアフォイルに関し、より詳細には、エアフォイルを冷却するために空気などの流体を通過させる内部チャネルを有する中空の動翼や静翼などのタービン・エアフォイルに関する。
【背景技術】
【０００２】
燃焼またはガスタービン・エンジン（以後「ガスタービン」とする）には、圧縮機、燃焼器、およびタービンが含まれる。当技術分野ではよく知られているように、圧縮機内で圧縮された空気が燃焼器内で燃料と混合されて点火され、次いでタービン内で膨張されて動力が生み出される。タービン内の構成要素、特に周方向に配列された動翼と静翼は、タービン内で使用される燃焼産物の非常に高い温度および圧力を特徴とする過酷な環境に晒されている。熱サイクルの反復ならびにこの環境での厳しい温度および機械的応力に耐えるためには、エアフォイルは、堅牢な構造を有し、積極的に冷却される必要がある。
【０００３】
タービンの動翼および静翼は、クーラント（典型的には圧縮機から吐出される空気）を循環させる冷却システムを形成する翼内通路または回路をしばしば内蔵していることが理解できる。そのような冷却回路は、典型的には、エアフォイルが必要とする構造的支持を提供する翼内リブによって形成され、エアフォイルを許容可能な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過する空気は、エアフォイルの前縁部、後縁部、背側面、および腹側面上に形成されているフィルム冷却開口を通じて吐出されることが多い。
【０００４】
ガスタービンの効率は、燃焼温度の上昇にしたがって向上することが理解できる。このため、今までにないほどの高温に耐えられるタービン翼を可能にする技術的進歩が絶えず望まれている。このような進歩としては、高温に耐えられる新規の材料が挙げられる場合もあるが、翼構造と冷却能力が改善されるようなエアフォイル内部の構成もまたよく挙げられる。しかし、クーラントを使用するとエンジン効率が低下するので、クーラント使用量の増加に依存しすぎるような新規の構成では単に問題をすり替えるだけになる。結果として、エアフォイル内部構成および冷却効率を向上させるクーラント循環を提供できる新規のエアフォイルの設計が依然として必要とされている。
【０００５】
翼内冷却エアフォイルの設計をさらに複雑化する問題は、運転中エアフォイルの内部構造と外部構造との間に発生する温度差の問題である。すなわち、運転中エアフォイルの外壁は高温ガス路に晒されているが、たとえば翼内リブの多くは、その各側に画成された通路をクーラントが流れ得るので、典型的には外壁のほうがはるかに高い温度下にある。実際、一般的なエアフォイル構成には「四壁」構成が含まれ、この中では長い内部リブが腹側外壁と背側外壁に平行に延びている。四壁構成内に形成された壁近傍流路によって高冷却効率が得られ得ることが知られているが、外壁は内壁よりもかなり高いレベルで熱膨張する。この不均衡な伸長により、内部リブと外壁が連結する諸点において応力が発生し、翼の寿命を短縮し得る低サイクル疲労をもたらす。したがって、クーラントをより有効に用いながら、内部領域と外部領域との間の不均衡な熱膨張を原因とする応力を低下させるようなエアフォイル構造を開発することは、なおも技術界の重要な目的である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許出願公開第２０１１／０２３６２２１号明細書
【発明の概要】
【０００７】
したがって、本発明は、外壁によって画成されたエアフォイルを有するタービン翼を記載し、該エアフォイル内では、凹形の腹側外壁と凸形の背側外壁とが前縁部と後縁部に沿って連結し、クーラント流を受けるチャンバを形成している。タービン翼は、該チャンバを半径方向に延在する流路に仕切るリブ構成を含み得る。該リブ構成は、流路のうちの１つの向こう側の目的表面に対向する波形輪郭を有するリブを含み得る。該リブの波形輪郭は、該目的表面に対して相対的に、隆起部分とくぼみ部分を含み得る。該リブは、該隆起部分を貫通して形成されたインピンジ開口を含み得る。
【０００８】
本発明のこれらの特徴およびその他の特徴は、以下の好ましい実施形態の詳細な説明を図面および添付の特許請求の範囲とともに読むと、より明白になる。
【０００９】
本発明のこれらの特徴およびその他の特徴は、次の添付の図面とともに以下の本発明の例示的な実施形態の詳細な説明を注意深く読むと、より完全に理解を深めることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】本願の実施形態が使用され得る例示的なタービン・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使用され得るタイプのタービン動翼の斜視図である。
【図５】従来の設計による内壁またはリブ構成を有するタービン動翼の横断面図である。
【図６】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の横断面図である。
【図７】本発明の一代替実施形態による内壁またはリブ構成を有するタービン動翼の横断面図である。
【図８】本発明の一代替実施形態による内壁またはリブ構成を有するタービン動翼の横断面図である。
【図９】従来のインピンジ冷却構成の断面図である。
【図１０】本発明の特定の態様によるインピンジ冷却構成を有するエアフォイルの横断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
最初に、本発明を明白に説明するためには、ガスタービン内の関連の機械構成要素に言及し説明するときの特定の術語の選択が必要になる。その際に、可能であれば、一般的な業界術語を使用し、許容されている意味に沿って用いることにする。特に断りのない限り、そのような術語は、本願の文脈および添付の特許請求の範囲に沿って広義に解釈すべきである。当業者であれば、ある特定の構成要素がいくつかの異なるまたは重複する用語を用いてしばしば言及されることを理解する。本明細書中、単一の部品として記載され得るものであっても、別の文脈では複数の構成要素からなるものを含んで参照されることがある。あるいは、本明細書中、複数の構成要素を含むと記載され得るものであっても、別のところでは単一の部品として言及されることがある。したがって、本発明の範囲を理解する際には、本明細書内での術語や説明のみならず、その構成要素の構造、構成、機能、および／または用途にも注意を払うべきである。
【００１２】
さらに、本明細書でたびたび使用され得るいくつかの記述的用語があるので、この章の初めにこれらの用語について定義しておけば役立つはずである。これらの用語およびそれらの定義は、特に断りのない限り、以下のとおりである。本明細書では、「下流」および「上流」という用語は、タービン・エンジンを通る作動流体またはたとえば燃焼器を通る空気流もしくはタービンの構成要素システムのうちの１つを通るクーラントなどの流体の流れに対する相対的な方向を指す。「下流」という用語は流体が流れる方向に相当し、「上流」という用語はその流れとは逆の方向を意味する。特に限定しなければ、「前方」および「後方」という用語は方向を意味し、「前方」はエンジンの前端または圧縮機側の端部を指し、「後方」はエンジンの後端またはタービン側の端部を指している。中心軸線に対してさまざまな半径方向位置にある部品を説明する必要がしばしばある。「半径方向」という用語は、軸線に垂直な動きまたは位置を意味する。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線の近くにある場合、本明細書では、第１の構成要素は第２の構成要素よりも「半径方向内側」または「中心寄り」であるという。他方で、第１の構成要素が第２の構成要素よりも軸線から離れている場合、本明細書では、第１の構成要素は第２の構成要素よりも「半径方向外側」または「外側寄り」であるということができる。「軸方向」という用語は、軸線に平行な動きまたは位置を意味する。最後に、「周方向」という用語は、軸線を中心とした動きまたは位置を意味する。これらの用語はタービンの中心軸線に対し相対的に適用され得ることが理解できる。
【００１３】
次に図面を参照すると、背景として、図１から図４は、本願の実施形態が使用され得る例示的な燃焼タービン・エンジンを示す。当業者であれば、本発明はこの特定のタイプの用途に限定されないことを理解する。本発明は、発電、航空機で使用されるような燃焼タービン・エンジン、ならびに他のタイプのエンジンで使用され得る。ここで示す例は、特に断りのない限り限定の意図はない。
【００１４】
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、圧縮空気流中で燃料を燃焼させて生じる圧縮高温ガス流からのエネルギーを抽出することによって運転される。図１に示すように、燃焼タービン・エンジン１０は、軸流圧縮機１１と、この軸流圧縮機１１と共通のシャフトまたはロータによって機械的に連結された下流のタービン部分またはタービン１３と、圧縮機１１とタービン１３との間に配置された燃焼器１２とを備えて構成され得る。
【００１５】
図２は、図１の燃焼タービン・エンジンで使用され得る、例示的な複数段軸流圧縮機１１の図を示している。図示のように、圧縮機１１は複数の段を含み得る。各段は、１列の圧縮機動翼１４と、その後ろの１列の圧縮機静翼１５とを含み得る。したがって、第１の段には、中心シャフトの周りで回転する１列の圧縮機動翼１４と、その後ろの運転中も静止したままの１列の圧縮機静翼１５とが含まれ得る。
【００１６】
図３は、図１の燃焼タービン・エンジンで使用され得る、例示的なタービン部分またはタービン１３の部分図を示している。タービン１３は複数の段を含み得る。図では例示的に３つの段を示すが、タービン１３の段数はそれより少なくても多くてもよい。第１の段は、運転中シャフトの周りで回転する複数のタービン・バケットまたはタービン動翼１６と、運転中も静止したままの複数のノズルまたはタービン静翼１７とを含む。タービン静翼１７は一般には周方向に互いに離間され回転軸の周りに固定されている。タービン動翼１６はタービン・ホイール（図示せず）に取り付けられシャフト（図示せず）の周りで回転し得る。タービン１３の第２の段も示されている。第２の段も同様に、複数の周方向に離間されたタービン静翼１７と、その後ろの、やはりタービン・ホイールに取り付けられて回転する、複数の周方向に離間されたタービン動翼１６とを含む。第３の段も示されており、同様に、複数のタービン静翼１７と動翼１６とを含む。タービン静翼１７とタービン動翼１６はタービン１３の高温ガス路内にあることが理解できる。高温ガス路内を高温ガスが流れる方向を矢印で示す。当業者であれば理解しようが、タービン１３は図３に示すものよりも多くの、または場合によってはそれよりも少ない段数を有し得る。追加の段はそれぞれ１列のタービン静翼１７と、その後ろの１列のタービン動翼１６とを含み得る。
【００１７】
運転の一例では、軸流圧縮機１１内で圧縮機動翼１４が回転すると、空気流が圧縮され得る。圧縮された空気が燃焼器１２内で燃料と混合され点火されるとエネルギーが放出され得る。次に、そうして得られた高温ガス流（作動流体と呼ばれることがある）が燃焼器１２からタービン動翼１６上に送られ、作動流体の流れがタービン動翼１６をシャフトの周りで回転させる。それによって、作動流体の流れのエネルギーは、回転する翼の機械的エネルギーに変換され、また動翼とシャフトは連結しているので、回転するシャフトの機械的エネルギーに変換される。シャフトの機械的エネルギーは次いで圧縮機動翼１４の回転を駆動するのに使用され、その結果必要な供給量の圧縮空気が生成され、また、たとえば発電機が電気を生成できる。
【００１８】
図４は、本発明の実施形態が使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は根元部２１を含み、それによって動翼１６はロータ・ディスクに取り付けられている。根元部２１は、ロータ・ディスクの周囲で対応するダブテール・スロット内に装着するように構成されているダブテールを含み得る。さらに、根元部２１は、ダブテールとプラットフォーム２４間に延在する脚部も含み得る。プラットフォーム２４は、エアフォイル２５と根元部２１との接合部に配置され、タービン１３を貫通する流路の中心寄り境界部分を画定している。エアフォイル２５は、作動流体の流れを遮断しロータ・ディスクを回転させる、動翼１６の動作的な構成要素であることが理解できる。この例では翼はタービン動翼１６だが、本発明はタービン静翼１７も含めタービン・エンジン１０内の他の種類の翼にも適用され得ることが理解できる。動翼１６のエアフォイル２５は、両側の前縁部２８と後縁部２９の間でそれぞれ軸方向に延在する、凹形の腹側外壁２６と、その周方向または横方向反対側の凸形の背側外壁２７とを含むことがわかる。側壁２６および２７はまた、プラットフォーム２４から半径方向に外側寄り先端部３１まで延在している。（本発明の適用はタービン動翼に限られず、静翼にも適用され得ることが理解できる。本明細書に記載のいくつかの実施形態では動翼を用いているが、それは特に断りのない限り例示的なものとする。）
図５は、従来の設計の動翼エアフォイル２５に見出され得るような内壁構造を示す。図示のように、エアフォイル２５の外表面は、比較的薄い腹側外壁２６と背側外壁２７によって画成され得、これら外壁は半径方向に延在し交差している複数のリブ６０により連結され得る。リブ６０は、エアフォイル２５を構造的に支持すると同時に、半径方向に延在する実質的に隔てられた複数の流路４０を画成するように構成されている。典型的には、リブ６０は、半径方向に延在してエアフォイル２５の半径方向高さのほとんどの部分で流路４４を仕切るが、以下に詳述するように、流路は冷却回路を画成するようにエアフォイルの周囲に沿って連結され得る。すなわち、流路４０は、エアフォイル２５の外側寄り縁部または中心寄り縁部で流体連通し得るが、同様に、これら縁部の間に配置され得るいくつかのより狭い交差通路またはインピンジ開口（図示せず）を通じても流体連通し得る。このように、流路４０のうちのいくつかが、一緒に、曲がりくねったまたは蛇行する冷却回路を形成し得る。さらに、流路４０からエアフォイル２５の外表面上にクーラントを放出する出口となるフィルム冷却口（図示せず）も含まれ得る。
【００１９】
リブ６０は、大きく二種類に分けることができ、本明細書で説明するように、それからさらに細分化され得る。第１の種類の反り線リブ６２は、典型的にはエアフォイルの反り線に平行または略平行に延びる長いリブであるが、この反り線とは、前縁部２８から後縁部２９まで延びる、腹側外壁２６と背側外壁２７との間の中間点を連結する基準線である。図５の従来構成は、多くの場合そうであるように、２つの反り線リブ６２、つまり、腹側反り線リブ６３（腹側外壁２６からオフセットしその近傍にあることから、腹側内壁とも呼ぶことができる）と、背側反り線リブ６４（背側外壁２７からオフセットしその近傍にあることから、背側内壁とも呼ぶことができる）とを含む。上述したように、この種類の設計は、２枚の側壁２６，２７と２つの反り線リブ６３，６４を含む主たる４枚の主要壁により、「四壁」構成を有する、としばしば称される。
【００２０】
第２の種類のリブは、本明細書では、横断リブ６６と呼ばれる。横断リブ６６は、短いほうのリブであり、図では四壁構成の壁と内部リブとを連結している。図示のように、四壁はいくつかの横断リブ６６によって連結され得るが、横断リブ６６は、どの壁を連結するかによって、それぞれさらに分類され得る。本明細書では、腹側外壁２６と腹側反り線リブ６３とを連結する横断リブ６６を、腹側横断リブ６７と呼ぶ。背側外壁２７と背側反り線リブ６４とを連結する横断リブ６６は、背側横断リブ６８と呼ぶ。最後に、腹側反り線リブ６３と背側反り線リブ６４とを連結する横断リブ６６は、中央横断リブ６９と呼ぶ。
【００２１】
一般に、エアフォイル２５の内部四壁構成は、高効率な壁近傍冷却の提供を目的とし、ここで冷却空気はエアフォイル２５の外壁２６，２７に隣接するチャネルに流入する。壁近傍冷却では冷却空気がエアフォイルの高温の外表面に近接するので有利であり、流れを狭小なチャネル内に制限することで得られる高流速のせいで、結果として伝熱係数が高くなることが理解できる。しかし、そのような設計は、エアフォイル２５内での熱膨張レベルの差により低サイクル疲労を受けやすく、最終的には動翼の寿命が短縮されることがある。たとえば、運転に際して、背側外壁２７は背側反り線リブ６４よりも大きく熱膨張する。この膨張差により、エアフォイル２５の反り線は長くなる傾向があり、それによってこれらの各構造間ならびにそれらを連結する構造間に応力が発生する。さらに、腹側外壁２６もまた、より低温の腹側反り線リブ６３よりも大きく熱膨張する。この場合は、膨張差によりエアフォイル２５の反り線は短くなる傾向があり、それによってこれらの各構造間ならびにそれらを連結する構造間に応力が発生する。エアフォイル内で対立するこれらの力、つまり一方ではエアフォイル反り線を短縮し他方ではそれを伸長する力は、さらなる応力の集中を招き得る。エアフォイル固有の構造的構成を前提とするこれらの力のさまざまな顕現の仕方、およびこれらの力がその後均衡化され相殺される方法は、動翼１６の部品寿命の重要な決定要因となる。
【００２２】
より具体的には、一般的にいえば、背側外壁２７は、高温ガス路の高温に晒されて熱膨張すると、その曲線の頂上で外向きに曲がる傾向がある。内壁である背側反り線リブ６４は同レベルの熱膨張を受けないので、外向きに曲がるような同様の傾向をもたないことが理解できる。次に反り線リブ６４は外壁２７の熱伸長に抵抗する。従来の設計では反り線リブ６２はコンプライアンスがほとんどないかまったくない堅固な形状に形成されるので、その結果としてのこの抵抗および応力集中は相当なものになり得る。さらに悪いことには、反り線リブ６２と外壁２７を連結するのに用いられる横断リブ６６は、直線輪郭に形成され、一般にはそれが連結する壁に対し直角に定められる。この場合、横断リブ６６は、外壁２７と反り線リブ６４の加熱による膨張速度が大幅に異なるにもかかわらず、これらの構造体を基本的に「低温時の」空間的関係にしっかりと固定するように機能する。したがって、従来構成では「屈従性」が構造内にほとんど存在しないか皆無なので、構造の特定領域に集中する応力を緩和するには不適当である。熱膨張母線の差異は、構成要素の寿命を短縮化する低サイクル疲労の問題をもたらす。
【００２３】
これまで多くのさまざまなエアフォイル内冷却システムおよび構造的構成が評価され、この問題を改正する試みがなされてきた。そのようなアプローチのひとつに、外壁２６，２７を過剰冷却すれば、温度差が縮小し、それによって熱伸長差も縮小する、という提案がある。しかし、これを達成する典型的な方法はエアフォイル内に循環させるクーラントの増量であることが理解できる。クーラントは典型的には圧縮機から吐出される空気なので、その使用量を増やすとエンジン効率に悪影響があることから、この解決法は避けたい。他の解決法としては、改善された製造方法を用いること、および／または、使用するクーラントの量は同じだが、より高効率に使用できる、より複雑な翼内冷却構成を用いることが提案されている。これらの解決法はある程度は有効であることがわかっているが、それぞれエンジンの運転または部品の製造のいずれかで追加の費用が発生する上に、問題の根源つまり運転中にエアフォイルがいかに熱伸長するかに照らした従来設計の幾何学的欠点に直接取り組んだものではない。
【００２４】
本発明は、広くは、タービン翼のエアフォイル内でしばしば発生する不均衡な熱応力を緩和する、特定の曲線状またはあぶく状または正弦曲線状または波形の翼内リブ（以後「波形リブ」とする）を教示する。この概要において、本願はこれがなされ得るいくつかの方法を説明する。その方法には、波形反り線リブ６２および／または横断リブ６６ならびにそれらリブ同士の特定のタイプの有角度の連結、および連結横断リブ６６間で小幅輪郭を有する反り線リブ６２が含まれる。これらの新規の構成は、添付の特許請求の範囲に記述するように個別でも組み合わせても利用できるが、エアフォイル２５の内部構造の堅さを減じて目的とする可撓性を提供し、それによって応力集中が分散され、より良好に歪みに耐えられる他の構造的領域に歪みを肩代わりさせることが理解できる。これにはたとえば、より大きい面積上に歪みを拡散させる領域に、または、おそらくはこちらのほうが典型的にはより好ましいが、引張応力を圧縮負荷と相殺する構造体に、肩代わりさせることが含まれる。こうすれば、寿命を短縮する応力集中と歪みを回避できる。
【００２５】
図６から図８は、本発明の特定の態様による内壁構成を有するタービン動翼１６の横断面図を示す。本発明は、構造的支持として、ならびに中空エアフォイル２５を互いに連結された半径方向に延在する流路４０に区分けする仕切りとして用いられるリブ６０の構成を含む。これらの流路４０は、独特の方法でエアフォイル２５内でクーラント流を方向付けるので、クーラントは的を絞ってより効率よく使用される。本明細書の例では流路４０はタービン動翼１６で使用され得ることが示されているが、同じ概念をタービン静翼１７でも用いることが可能であることが理解できる。図６は、波形輪郭を有する反り線リブ６２を有する本発明のリブ構成を示す。（本明細書では、「輪郭」という用語は、図６から図８の横断面図中のリブが有する形状を指すものとする。）反り線リブ６２とは、上述したように、エアフォイル２５の前縁部２８付近の位置から後縁部２９へと延在している長いほうのリブのひとつである。このようなリブを「反り線リブ」と呼ぶのは、これらが描く経路がエアフォイル２５の反り線（エアフォイル２５の前縁部２８と後縁部２９との間を、凹形の腹側外壁２６と凸形の背側外壁２７とから等間隔のところの点群を通って延びる基準線）に略平行だからである。本願によると、「波形輪郭」には、図示のように明らかな曲線を描き、正弦曲線形状のものが含まれる。言い換えると、「波形輪郭」は、前後（左右）に「Ｓ」字形の輪郭を呈するものである。
【００２６】
波形輪郭で構成される反り線リブ６２の区分または長さは、設計条件により変わり得る。本明細書の例では、波形反り線リブ６２は、典型的には、エアフォイル２５の前縁部２８付近の位置からエアフォイル２５の反り線の中間点を超えた位置まで延びている。反り線リブ６２の波形部分の長さはもっと短くてもよく、それでもなお本明細書に記載のものと同種の性能を提供し得ることが理解できる。反り線リブ６２の波形区分の曲線の数ならびに長さは、最良な結果を得るために変えることができる。ある実施形態では、本発明の波形反り線リブ６２は、それが含む完璧な往復する「Ｓ」字形状の数により画成される。このタイプの好ましい実施形態では、波形反り線リブ６２は、少なくとも１つの連続的な往復する「Ｓ」字形状を含む。別の実施形態では、波形反り線リブ６２は、少なくとも２つの一続きの連続的な往復する「Ｓ」字形状を含む。図６と図７に示す例は、いずれも２つ以上の完全な「Ｓ」字形状を有する経路を描いていることが理解できる。全体の長さについては、反り線リブ６２の波形区分はエアフォイル２５の反り線の長さの相当な部分にわたり延在できる。たとえば、図６と図７に示すように、好ましい実施形態では、反り線リブ６２の波形部分は、エアフォイル２５の反り線の長さの少なくとも６９％である。言い換えると、反り線リブ６２の波形部分は、エアフォイル２５の前縁部２８付近から開始し、後方に向けて、エアフォイル２５の曲線の頂上を十分に通り過ぎて延在している。
【００２７】
波形反り線リブ６２は、曲がりくねった輪郭なので、さまざまな方向に向かう経路を描くことが理解できる。とはいえ、本発明の波形反り線リブ６２は、曲がりくねるなかで概ね弧状の経路を有し、また、この経路は典型的にはエアフォイル２５の前縁部２８付近の始点と後縁部２９付近の後縁点間で延びる、と記載することができる。波形反り線リブ６２の場合、エアフォイル２５の反り線に略平行であるのは、この概ね弧状の経路であることが理解できる。
【００２８】
多くの既知のエアフォイル２５構成、たとえば上述の図５の四壁の例には、２つの反り線リブ６２が含まれる。このタイプの構成は、腹側外壁２６により接近している腹側反り線リブ６３と、背側外壁２７により接近している背側反り線リブ６４とを有する、と記載することができる。図６と図７に示すように、本発明は、背側反り線リブ６４と腹側反り線リブ６３の両方が波形リブとして形成された構成を含むことができる。代替実施形態では、これらの反り線リブ６２のうち１つだけが波形輪郭を有し得る。本発明は、反り線リブ６２を１つだけ有する構成においても使用され得ることが理解できる。
【００２９】
２つの反り線リブ６２を含むエアフォイル２５では、腹側反り線リブ６３と背側反り線リブ６４とで中央流路４０を画成していることが理解できる。腹側反り線リブ６３と背側反り線リブ６４それぞれの波形輪郭は、中央流路４０に面した反り線リブ６２の連続区分がとる形状に対して相対的に画成され得る。すなわち、たとえば、中央流路４０に対する反り線リブ６２の相対的な波形輪郭は、第１の凹形区分が第２の凸形区分に移行する２つの連続区分を含むと記載することができる。代替実施形態では、波形輪郭は四連区分を含み得、ここで第１の凹形区分は第２の凸形区分に移行し、第２の凸形区分は第３の凹形区分に移行し、第３の凹形区分は第４の凸形区分に移行している。
【００３０】
ある実施形態では、本発明は、エアフォイル２５の屈従性を調整するのに用いられ得る横断リブ６６の特定の構成を教示している。本明細書では、横断リブ６６は、エアフォイル２５の全体にわたって延びる、より短いリブである。横断リブ６６は、反り線リブ６２を他の反り線リブまたはエアフォイル２５の外壁２６，２７のうちの１つに連結するのに用いられる。横断リブ６６は、このように構成すると、外壁２６，２７と反り線リブ６２との間に形成された流路４０の仕切りとしても機能することが理解できる。図示のように、腹側外壁２６と腹側反り線リブ６３は、それらの間に腹側流路４０を画成するように構成されている。同様に、背側外壁２７と背側反り線リブ６４は、それらの間に背側流路４０を画成するように構成されている。背側反り線リブ６４と腹側反り線リブ６３との間に中央流路４０が画成されている。上述したように、次にこれらの流路４０を横断リブ６６によって細分化できる。本発明のある実施形態では、いくつかの腹側横断リブ６７が腹側外壁２６を腹側反り線リブ６３と連結している。したがって、腹側横断リブ６７は腹側流路４０をいくつかの別個の、軸方向に重なる流路４０に分割している。同様に、いくつかの背側横断リブ６８が背側外壁２７を背側反り線リブ６４と連結しており、背側流路４０をいくつかの別個の、軸方向に重なる流路４０に分割している。中央横断リブ６９が腹側反り線リブ６３を背側反り線リブ６４と連結しており、同様に中央流路を仕切っている。
【００３１】
反り線６２リブおよび横断リブ６６は、半径方向に延在する壁として構成できる。すなわち、これらのリブは、エアフォイル２５の両端間で半径方向に延在しながら、図６から図８の横断面図に示す輪郭を形成し得る。このように、腹側流路、背側流路、および中央流路４０は、エアフォイル２５と翼根元部２１間の境界付近の中心寄り端部と、エアフォイル２５の外側寄り先端部３１付近の外側寄り端部との間を半径方向に延在できる。使用においては、供給クーラントは、翼根元部２１を貫通して延在する供給路から１つまたは複数の流路４０の中心寄り端部に送達され得る。流路４０は、中心寄り端部または外側寄り端部で選択的に連結されてエアフォイル２５内に蛇行クーラント経路を生成し得ることが理解できる。
【００３２】
図６に示すように、本発明のリブ構成は、エアフォイル２５の腹側と背側それぞれにいくつかの横断リブ６６を含み得る。好ましい実施形態では、少なくとも５つの腹側横断リブ６７と５つの背側横断リブ６８が含まれ得る。複数の中央横断リブ６９も備えられ得るが、他の実施形態では１つの横断リブ６９を使用することもできる。図示のように、好ましい実施形態では、本発明は少なくとも２つの中央横断リブ６９を含み得る。本発明はさらに、それによって横断リブ６６が外壁２６，２７および／または反り線リブ６２と連結する、連結アッセンブリを記載する。横断リブ６６がそれら壁２６，２７，６２と交差する角度は、「連結角度」と記載され得ることが理解できる。（「連結角度」とされるのは、壁と交差した横断リブの両端部で該横断リブの両側に形成される２つの角度のうち、小さいほうであることが理解できる。）従来のエアフォイル構成では、上述したように、連結角度は急角度であり、一般には９０°に近い。このような急角度により堅固な構造になることが理解できる。本発明では、エアフォイル２５の構造、またはこの構造の目的部位がより屈従性を有するような方法として、９０°よりも大幅に小さい角度を教示する。一実施形態によると、図６および図７に示すように、腹側横断リブ６７のうちの少なくとも２つが、腹側外壁２６との間に６０°未満の連結角度を有するように構成され得る。別の実施形態によると、図示のように、背側横断リブ６８のうちの少なくとも２つが、背側外壁２７との間に６０°未満の連結角度を形成するように構成され得る。中央横断リブ６９も同様に形成でき、本発明の構成は、背側反り線リブ６４と腹側反り線リブ６３それぞれで６０°未満の連結角度を少なくとも１つ備えることを含む。より大きいコンプライアンスが要求される場合は、実施形態は、外壁２６，２７との連結角度が６０°未満となるように構成された腹側横断リブ６７を３つおよび背側横断リブ６８を３つ備えることを含んでもよく、中央横断リブ６９のうちの少なくとも２つがそれぞれ背側反り線リブ６４と腹側反り線リブ６３で６０°未満の連結角度を形成するように構成され得る。
【００３３】
本発明は、横断リブ６６の構造的屈従性を向上させ得る別の方法をさらに記載する。横断リブ６６は、典型的には直線輪郭を有するように形成されるが、理解できるように、そのせいで堅く屈従性のない構成になる。本発明のある実施形態によると、横断リブ６６は曲線輪郭を有するように構成される。具体的には、図６から図８の各例で示すように、中央横断リブ６９は、曲線の弓形または弧状の輪郭を含み得る。この輪郭により、横断リブ６６の屈従性は大幅に増大し、それらが連結している構造壁間で相対的な動きに対処できるようになる。横断リブの曲線の弧状輪郭が向けられる方向は、予測される応力の種類に対処できるように操作してもよい。一つの好ましい実施形態によると、図６に示すように、中央横断リブ６９の弧部分を、中央横断リブ６９の凹面がエアフォイル２５の前縁部２８に向くように方向付けることができる。この方向付けは、特定の構造またはその一部に含まれる中央横断リブ６９すべてに対し行うことができる。代替実施形態では、図７に示すように、中央横断リブ６９の弧部分を、横断リブの凸面がエアフォイル２５の前縁部２８から離れるように方向付けることができる。このタイプの輪郭は、中央横断リブ６９全部でもその一部でも用いることができる。
【００３４】
本発明によると、エアフォイルの内部構造は、エアフォイルの反り線方向に波形リブを含むことができる。このようにして反り線リブ６２をばねにすることで、エアフォイル内部のバックボーンの屈従性が高くなり得るので、性能的利点が得られ得る。さらに、エアフォイル構造の横断リブを湾曲させて、負荷経路をさらに軟性化するとともに、リブ６２とそれが連結する外壁２６，２７との間により屈従性の高い連結部を形成してもよい。標準的な直線状のリブ設計では、翼内の冷却キャビティ壁とそれよりもはるかに高温の外壁との熱的対立のせいで高応力を受け低サイクル寿命となるが、本発明は、応力集中をより良好に分散させることができるばね様構成を提供し、このばね様構成は、本明細書で提供されるように、構成要素の寿命を延長するのに使用され得る。
【００３５】
図７および図８は、反り線リブ６２の１つまたは複数の区分７３が小幅輪郭７２を有するように構成されている、本発明の別の態様を示す。本発明によると、また、本明細書では、「小幅輪郭」とは、リブ厚が区分７３の両端部７５から狭くなって、この両端部７５間にネックまたは小幅領域が形成されたものである。言い換えると、小幅輪郭７２は、反り線リブ区分７３がネック７４から外向きに延びながら両方向に徐々に広がるかまたは厚みが増すものである。この構成では、小幅輪郭７２は砂時計の形に似ていることが理解できる。
【００３６】
本発明の小幅輪郭７２は、内側を反り線リブ６２によって画成された流路４０に含まれ得る。好ましい実施形態では、図示のように、小幅輪郭７２は、反り線リブ６２とエアフォイル２５の外壁２６，２７のうちの１つとの間に形成された壁近傍流路４０の構成に対して相対的に画成されている反り線リブ区分７３に適用される。好ましい実施形態では、小幅輪郭７２を有する区分７３は、連続する横断リブ６６間に画成される。具体的には、壁近傍流路は、エアフォイルの外壁２６，２７を５つで反り線リブ６２と連結している２つの連続する横断リブ６６の間に画成されていることが理解できる。好ましい実施形態では、小幅輪郭７２が適用される反り線リブ区分７３は、それらの連続する横断リブ６６が反り線リブ６２と交差する位置の間に画定される、反り線リブ６２の長さである。このように画定されるので、反り線リブ区分７３は横断リブ〜横断リブ区分と呼ぶことができる。
【００３７】
図８に示すように、小幅輪郭７２は、波形または正弦曲線の形の反り線リブ６２で用いることができ、その場合、本発明の他の態様に関して上述したすべての構成で用いることができる。しかし、小幅輪郭７２の用途はこのタイプに限定されない。図７に示すように、小幅輪郭７２は、従来どおりに形成された反り線リブ６２、つまり実質的に直線の軸線を有するものとともに用いてもよい。好ましい実施形態では、小幅輪郭７２は、一続きに形成された２つ以上の流路４０の反り線リブ６２上に用いることができる。といっても、小幅輪郭７２は、単一の流路４０の反り線区分７３上で用いても特定の性能的利点を提供し得ることが理解できる。また、小幅輪郭７２は、腹側反り線リブ６２、背側反り線リブ６２、またはその両方の反り線区分７３上で利用可能であることも、理解できる。
【００３８】
図７および図８で設けられているように、小幅輪郭７２は曲線または直線の形状を含み得る。好ましい実施形態では、小幅輪郭７２は、ネック７４から徐々に広がる等高線の形状を含む。図示のように、好ましい実施形態では、ネック７４は、反り線リブ６２の区分７３の中間点か、またはその付近に配置され得る。ネック７４は「ネック厚」を有すると記載でき、区分７３の両端部７５はそれぞれ「端部厚」を有すると記載でき、これらは図７および図８にそれぞれ距離７７、距離７８として示されることが理解できる。例示的な実施形態では、両端部７５それぞれの端部厚７８は、ネック厚７７よりも少なくとも１．５倍大きい。代替実施形態では、両端部７５それぞれの端部厚７８は、ネック厚７７よりも少なくとも２倍大きい。両端部７５のそれぞれとネック７４との間の小幅輪郭は、滑らかにおよび／または一定して狭くなり得るが、これによって応力集中が最小限化されることになる。
【００３９】
本発明の小幅輪郭７２は、エアフォイル構造の屈従性を向上させまたはさらに調整して、不均衡な熱伸長を原因とする応力を最小限化または拡散できるような、別の方法を提供することが理解できる。好ましい実施形態では、小幅輪郭７２は、波形反り線リブ６２の態様とともに用いて、これらのリブが一般に形成する「ばね」の屈従性を向上させることができる。この場合、小幅輪郭７２により波形壁のばね効果が向上し、それによってエアフォイル２５の内部構造が受ける応力が低下することが理解できる。このことについてさらに図８を参照すると、小幅輪郭７２は、波形リブの曲線区分７３に、引張負荷に応答して強くなり、圧縮負荷に応答してさらに屈曲する屈従性を与えることが理解できる。前述したように、小幅輪郭７２は、エアフォイル構造の少なくともあるレベルの屈従性向上の手段として、より多くの直線タイプの従来の反り線リブ６２を一緒に用いてもよい。これらのタイプのリブ構成により結果として低下する応力レベルを、構成要素のサイクル寿命の延長に用いることができる。
【００４０】
図９および図１０は、上述した波形壁をインピンジ開口とともに用いてエアフォイルの内部冷却システムを向上させる、本発明の別の態様を示す。図９を参照すると、従来のインピンジ冷却構成が示されている。この構成は、一般には、衝突クーラント流により冷却される構造体を含むことが理解できる（この図では、被冷却構造体を一般に壁８０で表す）。壁８０から間隔を置いて、冷却されているインピンジ構造体８２がある。たとえば、壁８０はエアフォイル２５の外壁２６，２７を表し、インピンジ構造体８２はエアフォイル２５内の反り線リブ６２または他の類似の構造体またはリブを表していることが理解できる。壁８０は、高温ガスの高温に晒される側である被加熱表面８４と、壁８０の反対側の、インピンジ構造体８２に対向する面であり、衝突クーラントの標的である目的表面８５とを有するように記載され得ることが理解できる。この従来の構成では、図示のように、インピンジ構造体８２は直線状であり、典型的には、壁８０からおよそ一定の距離にあるように構成されている。このようにインピンジ構造体８２は壁８０との間にインピンジ・キャビティまたは流路８６を形成できる。図示のように、インピンジ構造体８２は、いくつかのインピンジ開口８７を含む。インピンジ構造体８２の反対側には供給プレナムまたはクーラント・キャビティ８８が設けられ、それらによって圧縮クーラントがインピンジ開口に供給されることが理解できる。すなわち、クーラント・キャビティ８８は、供給されるクーラントがインピンジ開口８７を強制的に通過するかまたはそこを通って衝突するように、クーラントを方向付ける（その流れを矢印８９で表す）キャビティである。このようにして増強されたクーラントは、壁８０を標的とするいくつかの高速クーラント噴流に変わる（その流れを矢印９０で表す）。この冷却技法の中心にある考えは、クーラント噴流が近接した目的表面に当たるとその目的表面から熱が高速で対流移動することから生じる高伝熱係数（ＨＴＣ）の使用であることが理解できる。
【００４１】
衝突クーラントが壁８０に対して排気され、その温度がその効果を失うレベルまで上昇すると、流路に入ってくる新しいクーラントに干渉しないような方法で除去する必要がある。しかし、典型的には、排気クーラントの直交流（その流れを矢印９１で表す）は入ってくる新しいクーラントの冷却効果を減損させる。排気クーラントの直交流の強度は、キャビティ出口に近づくと通常は増大し、この強化された直交流はクーラント噴流の方向を変えるので、クーラント噴流は直交する急角度で壁８０に当たることができなくなる。このことは、当然ながら、衝突クーラントの冷却効果に悪影響を及ぼす。このタイプの減損はしばしば噴流ベクトル変更（ｊｅｔ−ｖｅｃｔｏｒ  ａｌｔｅｒａｔｉｏｎ）と呼ばれる。排気クーラントの直交流がクーラント噴流の方向を変えるので、噴流は目的表面に垂直に当たることができなくなり、冷却効果が低下してしまう。
【００４２】
さらに、図９に示すような従来のインピンジ冷却構成の全体的な流れパターンでは、大量の排気クーラントが他のインピンジ開口８７の前（すなわちインピンジ開口８７と壁８０の間）を横切るので、高温のクーラントの境界層が、新しく入ってくるクーラントの冷却効果をさらに減損させることが理解できる。より具体的には、すでに壁８０から吸収した熱のせいで、排気クーラントの直交流は、インピンジ噴流のうちの１つからキャビティ８８に入った新しいクーラントよりも高温となっている。当業者であれば理解しようが、排気クーラントの直交流は新しいクーラントと混合することで壁８０の冷却を妨害し、それによってクーラント噴流の温度を上昇させ、壁８０とそれに当たるクーラント流との温度差を縮める。この境界層効果は、クーラントと壁８０間の伝熱係数を減少させ、それによって冷却効果はさらに減損する。
【００４３】
壁８０に対し直接流入してくる新しいクーラントを妨害しないように、また、新しいクーラントが突破しなければならない排気クーラントの境界層が生成されないように、排気クーラントの直交流がクーラント・キャビティ８８内で減少するかまたはその方向が変われば、流体クーラントと目的表面間の熱交換は改善されることになる。当業者であれば理解しようが、そのように冷却効果が改善されれば、構成要素を所定の許容限度内に維持するのに必要なクーラントの量が減少することになる。一般にクーラントは圧縮機から吐出されるので、その使用量が減少すればエンジン全体の効率が向上する。
【００４４】
図１０は、反り線リブ６２の波形輪郭によって、インピンジ開口８７を目的表面８５（この例示の場合は、背側壁近傍流路４４を外側に画成している背側外壁２７）により接近させて配置することが可能になる、本発明の一実施形態を示す。波形輪郭については、図示のように、反り線リブ６２は、隆起部分９２とくぼみ部分９３を交互に含む。本明細書では、隆起部分９２は、目的表面８５に向けて延在する波形反り線リブ６２の区分であり、目的表面８５に対して相対的に隆起した位置にある。それと比較して、くぼみ部分９３は、目的表面８５から離れるように延在する波形反り線リブ６２の区分であり、目的表面８５に対して相対的に凹んだ位置にある。したがって、隆起部分９２はくぼみ部分９３よりも目的表面８５の近くにあることが理解できる。さらに、本発明の実施形態によると、インピンジ開口８７が反り線リブ６２の隆起部分９２に配置されている。好ましくは、インピンジ開口８７は、目的表面にもっとも近い点としての隆起部分９２の頂上に配置されている。
【００４５】
くぼみ部分９３によって、インピンジ開口８７が目的表面に近づけられることに加えて、壁近傍流路４４内にチャネル９４が設けられ、このチャネル内で排気クーラントが出口に向けて移動し得るので、直交流による新しいクーラントの妨害が最小限になることが理解される。すなわち、各くぼみ部分９３によって背側壁近傍流路４４内に形成された凹チャネル９４によって目的表面８５から多少離れる空間が設けられ、その空間内に排気クーラントが集まり、インピンジ開口８７を通じて到着し続ける新しいクーラントを妨害することなく出口に向かって流出し得る。したがって、凹チャネル９４は、排気クーラントを集め、その長手方向軸線に沿って該排気クーラントを出口に向けて方向付けるように構成され得る。ある好ましい実施形態では、隆起部分９２とくぼみ部分９３の長手方向軸線は、概ね出口（たとえばエアフォイル２５の先端部３１に配置され得る）に向くように、揃えられていることが理解できる。
【００４６】
好ましい一実施形態では、インピンジ開口８７は、隆起部分９２のうちの１つの頂上と出合う軸線上に形成され得る。インピンジ開口８７は、隆起部分９２の頂上に沿って半径方向に一定間隔で離間し得、図示のように、エアフォイル２５を通って半径方向に延在し得る。いくつかの実施形態では、各隆起部分９２に２列以上のインピンジ開口８７が配置され得る。この場合、インピンジ開口８７は、図１０の例のうちの１つに示すように、隆起部分９２の頂上のそれぞれの側にオフセットされ得る。２列のインピンジ開口８７を有する実施形態では、各列の開口８７は他方の列に対して半径方向に互い違いに配置されて直交流の干渉を最小限化している。すなわち、各インピンジ開口８７の半径方向位置は、隣の列の対応する対のインピンジ開口８７のだいたい半径方向中間点になり得る。
【００４７】
当業者であれば理解しようが、いくつかの例示的な実施形態との関連で上述した多くの可変的な特徴および構成は、本発明のその他の可能な実施形態を構成するのにさらに選択的に適用することができる。説明を簡潔にするために、また、当業者の能力を考慮して、考えられるすべての繰り返し的な説明をしたわけではなく、また詳細に述べたわけではないが、以下の請求項のうちのいくつかまたはそれ以外に包括されるあらゆる組み合わせおよび可能な実施形態は、本願の一部であるものとする。加えて、当業者らは、上述した本発明のいくつかの例示的な実施形態から、改良、変形、変更を読み取るであろう。当技術分野内のそのような改良、変形および変更もまた、添付の特許請求の範囲内とする。さらに、以上の説明は記載した本願の実施形態のみに関するものであり、以下の特許請求の範囲によって定義される本願の精神と範囲およびその等価物から逸脱することなく多くの変形および変更がここでなされ得ることは、明らかである。
【符号の説明】
【００４８】
１０  燃焼タービン・エンジン
１１  圧縮機
１２  燃焼器
１３  タービン
１４  圧縮機動翼
１５  圧縮機静翼
１６  タービン動翼
１７  タービン静翼
２１  根元部
２４  プラットフォーム
２５  エアフォイル
２６  腹側外壁
２７  背側外壁
２８  前縁部
２９  後縁部
３１  外側寄り先端部
４０  流路
４１  中央流路
４２  前縁部流路
４３  腹側壁近傍流路
４４  背側壁近傍流路
４５  供給フィード
４６  口
４７  交差通路
４８  インピンジ・コネクタ
４９  表面出口
６０  リブ
６２  反り線リブ
６３  腹側反り線リブ
６４  背側反り線リブ
６６  横断リブ
６７  腹側横断リブ
６８  背側横断リブ
６９  中央横断リブ
７２  小幅輪郭
７３  反り線リブ区分
７４  ネック
７５  区分端部
７７  ネック厚（距離）
７８  端部厚（距離）
８０  外壁
８２  インピンジ構造体
８３  矢印（高温ガス）
８４  被加熱表面
８５  目的表面
８６  インピンジ・キャビティ
８７  インピンジ開口
８８  クーラント・キャビティ
８９  矢印（クーラント供給）
９０  矢印（クーラント噴流）
９１  矢印（排気クーラント）
９２  隆起部分
９３  くぼみ部分
９４  凹チャネル
【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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【図１０】
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