(57)【要約】【課題】タービンブレードを提供する。【解決手段】  本タービンブレード（１０）は、翼形部（１２）と、翼形部の根元におけるプラットフォーム（１４）と、支持ダブテール（１６）とを含む。翼形部（１２）は、前縁及び後縁（２４、２６）間で翼弦にわたって延びかつ根元（２８）から先端（３０）まで翼長にわたって延びる対向する正圧及び負圧側面（２０、２２）を有する。先端（３０）は、それぞれ前記正圧及び負圧側面（２０、２２）と一致しかつ前縁及び後縁（２４、２６）間で翼厚方向に間隔を置いて配置されて前記翼形部（１２）を囲むフロア（４２）を有する先端空洞（４０）を形成した第１及び第２のリブ（３６、３８）を含む。第２のリブ（３８）は、負圧側面（２２）から側方外向きに広がった外表面フレア（４４）を含む。【選択図】      図１
2008051097.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼形部（１２）と、前記翼形部の根元におけるプラットフォーム（１４）と、支持ダブテール（１６）とを含み、
前記翼形部（１２）が、前縁及び後縁（２４、２６）間で翼弦にわたって延びかつ根元（２８）から先端（３０）まで翼長にわたって延びる対向する正圧及び負圧側面（２０、２２）を有し、
前記先端（３０）が、それぞれ前記正圧及び負圧側面（２０、２２）と一致しかつ前記前縁及び後縁（２４、２６）間で翼厚方向に間隔を置いて配置されて前記翼形部（１２）を囲むフロア（４２）を有する先端空洞（４０）を形成した第１及び第２のリブ（３６、３８）を含み、
前記第２のリブ（３８）が、前記負圧側面（２２）から側方外向きに広がった外表面フレア（４４）を含む、
タービンブレード（１０）。
【請求項２】
前記翼形部（１２）が、前記前縁（２４）から後方に最大幅までその幅が増大し、
前記フレア（４４）が、前記先端において前記前縁（２４）及び最大幅間で翼弦方向に延びる、
請求項１記載のブレード。
【請求項３】
前記フレア（４４）が、前記前縁（２４）から後方に延びる、請求項２記載のブレード。
【請求項４】
前記フレア（４４）が、前記先端（３０）における翼形部最大幅付近で終端する、請求項３記載のブレード。
【請求項５】
前記フレア（４４）が、前記先端フロア（４２）の上方で側方外向きに広がる、請求項３記載のブレード。
【請求項６】
前記フレア（４４）が、前記負圧側面（２２）から外向きに凹面形でありかつ該負圧側面（２２）と滑らかに接続する、請求項５記載のブレード。
【請求項７】
前記フレア（４４）が、その翼厚方向断面が前記負圧側面（２２）から弓形である、請求項５記載のブレード。
【請求項８】
前記第１のリブ（３６）が、前記前縁（２４）の周りで、該前縁（２４）における前記フレア形の第２のリブ（３８）と一体形に前記負圧側面（２２）から外向きにフレアしている、請求項５記載のブレード。
【請求項９】
前記第1及び第２のリブ（３６、３８）が、前記先端空洞（４０）の周りで同一平面上にありかつ前記前縁（２４）の両側で該空洞（４０）の開口から側方外向きにフレアしている、請求項８記載のブレード。
【請求項１０】
前記フレア形の第１のリブ（３６）が、前記後縁（２６）付近でなくなって前記正圧側面（２０）に滑らかに接続し、
前記フレア形の第２のリブ（３８）が、前記先端（３０）において翼形部最大幅の後方でなくなって前記負圧側面（２２）に滑らかに接続する、
請求項９記載のブレード。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジン内のタービンブレードに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、空気が、圧縮機内で加圧されかつ燃料と混合されて、燃焼器内で燃焼ガスを発生するようにする。様々なタービン段により、燃焼ガスからエネルギーを抽出して、エンジンを駆動しかつ仕事を行う。
【０００３】
高圧タービン（ＨＰＴ）は、燃焼器の直ぐ下流に続きかつ最も高温の燃焼ガスからエネルギーを抽出して、１つの駆動シャフトによって上流の圧縮機を駆動する。低圧タービン（ＬＰＴ）は、ＨＰＴに続きかつ燃焼ガスから付加的なエネルギーを抽出して、もう1つの駆動シャフトを駆動するようにする。ＬＰＴは、ターボファン式航空機エンジン用途では上流ファンを駆動するか、又は船舶及び産業用途では外部シャフトを駆動する。
【０００４】
最新式ガスタービンエンジンでは、エンジン効率及び燃料消費率（ＳＰＣ）は、最重要の設計目標である。様々なタービンロータブレード及びそれらに対応するノズルベーンは、それらの表面上における速度及び圧力分布を制御して空気力学的効率を最大にするように精密に構成された空気力学的表面を有する。
【０００５】
ブレード及びベーンの対応する翼形部は、対向する前縁及び後縁間で翼弦にわたって軸方向に延びるほぼ凹面形の正圧側面及びほぼ凸面形の負圧側面を有する。翼形部は、その半径断面が三日月形輪郭を有しており、前縁から最大幅領域までその幅が急激に増大し、次いで後縁までその幅が徐々に減少する。
【０００６】
翼形部の円周方向又は翼厚方向に対向する側面はまた、根元から先端まで翼長にわたって半径方向に延びる。翼形部は一般的に、内部冷却回路を備えた状態で超合金金属を鋳造することによって形成された薄い側壁を有し、内部冷却回路は、その全てが運転時に効率を最大にしながら翼形部を有効に冷却するように特別に調製された様々な実施形態を有する。
【０００７】
しかしながら、タービン翼形部の空気力学的設計は、それらの完全列内における個々の翼形部の３次元（３Ｄ）構成及び運転時に翼形部間に送られる燃焼ガスの対応する複雑な流れストリームを考慮すると著しく複雑である。この設計及び環境の複雑さに加わるのは、運転時に周囲の固定シュラウド内側で高速度で回転するタービンブレードの半径方向外側先端の周りの特殊な流れ場である。
【０００８】
ブレード先端とタービンシュラウドとの間の作動間隙又はギャップは、それを通しての燃焼ガス流の漏洩を最少にしながら、同時に回転先端と固定シュラウドとの間の望ましくない摩擦を生じない状態でブレード及びシュラウドの熱膨張及び収縮を可能にするように実施可能な限り小さくすべきである。
【０００９】
運転時に、タービン列内のブレードは、翼形部負圧側壁が対向する翼形部正圧側壁に先行した状態で回転するように支持ロータディスクを駆動する。翼形部は一般的に、ロータディスクの周囲から半径方向に根元から先端まで捻じれており、前縁は、エンジン軸方向中心軸線に対して上流方向に斜めに面して、協働するノズルベーンの斜めの吐出旋回角度と一致している。燃焼ガスは、ほぼ軸方向下流方向に流れ、円周方向又は接線方向成分は、始めに１つの流れ方向で翼形部前縁に接触し、その後翼形部後縁を越えて異なる流れ方向に翼形部から出る。
【００１０】
翼形部の正圧及び負圧側面は、それらの間の差圧及び高温燃焼ガスからのエネルギー抽出を最大にするような対応する異なる３Ｄ輪郭を有する。凹面形正圧側面及び凸面形負圧側面は、前縁及び後縁間でまた根元から先端まで対応して変化するそれらの上の異なる速度及び圧力分布を生じる。しかしながら、必要な先端間隙内で翼形部先端を越えて漏洩する燃焼ガスは、たとえあったとしても、殆ど有用な仕事を行なわない。
【００１１】
タービンブレードの設計をさらに複雑にするのは、露出したブレード先端であり、これらのブレード先端は、運転時にそれを越えて漏洩する燃焼ガスに浸されるから、タービンブレードの長い有効寿命を保証するために、運転時にそれらを適切に冷却することを必要とする。
【００１２】
最新式のタービンブレード設計では一般的に、前縁から後縁までの翼形部正圧及び負圧側面の小さな半径方向延長部であるスキーラ先端リブが組み込まれている。先端リブは一般的に、その断面が矩形であり、翼厚方向又は円周方向に間隔を置いて配置されて翼形部の上方に開放先端空洞を形成し、開放先端空洞は、一般的に中空の翼形部及びその中の内部冷却回路を囲む一体形の先端フロアを有する。
【００１３】
小さな先端リブは、先端摩擦を生じた場合に先端フロア及び内部冷却回路を望ましくない損傷から保護する犠牲材料を形成する。先端リブは、タービン効率、流れ漏洩及び先端冷却に影響を与える局所的二次的流れ場を導入して燃焼ガス流れ場の複雑さを増大させる。
【００１４】
燃焼ガスの主な流れ方向は、隣接するブレード間に形成された流路内における軸方向下流方向である。軸方向流れストリームはまた、各翼形部の根元から先端まで半径方向に沿って変化する。また、これらの軸方向及び半径方向流れ変化はさらに、各翼形部の正圧及び負圧側面間で燃焼ガスが漏洩する翼形部先端上で複合される。
【００１５】
従って、先行技術では、タービン効率、先端漏洩及び先端冷却を含む様々な問題及び性能に関する懸案事項に対処するタービンブレード先端の様々な構成が知られている。これら３つの重要な問題点は、少なくとも部分的に相互依存しているが、翼形部先端と前縁及び後縁間とにおける異なる正圧及び負圧側面上の複雑な３Ｄ流れ場は、その評価を極めて複雑なものにする。
【００１６】
しかしながら、最新式の計算流体力学（ＣＦＤ）は、ガスタービンエンジン内の複雑な３Ｄ流れストリームを数学的に解析する能力を改善する強力なソフトウェアを含んでおり、またそれによってタービンブレード設計における更なる改善を達成することができるメカニズムを提供する。
【特許文献１】米国特許第３，６３５，５８５号公報
【特許文献２】米国特許第３，７８１，１２９号公報
【特許文献３】米国特許第４，０１０，５３１号公報
【特許文献４】米国特許第４，１４２，８２４号公報
【特許文献５】米国特許第４，３９０，３２０号公報
【特許文献６】米国特許第４，４２４，００１号公報
【特許文献７】米国特許第４，６０６，７０１号公報
【特許文献８】米国特許第４，８９３，９８７号公報
【特許文献９】米国特許第４，９４０，３８８号公報
【特許文献１０】米国特許第４，８９３，９８７号公報
【特許文献１１】米国特許第４，９９２，０２５号公報
【特許文献１２】米国特許第５，２６１，７８９号公報
【特許文献１３】米国特許第５，２８２，７２１号公報
【特許文献１４】米国特許第５，４７６，３６４号公報
【特許文献１５】米国特許第５，５０３，５２７号公報
【特許文献１６】米国特許第５，６６０，５２３号公報
【特許文献１７】米国特許第５，５６４，９０２号公報
【特許文献１８】米国特許第５，６６０，５２３号公報
【特許文献１９】米国特許第５，７２０，４３１号公報
【特許文献２０】米国特許第６，０３９，５３１号公報
【特許文献２１】米国特許第６，０５９，５３０号公報
【特許文献２２】米国特許第６，０８６，３２８号公報
【特許文献２３】米国特許第６，１６４，９１４号公報
【特許文献２４】米国特許第６，２２４，３３６号公報
【特許文献２５】米国特許第６，５２７，５１４号公報
【特許文献２６】米国特許第６，５５４，５７５号公報
【特許文献２７】米国特許第６，５９５，７４９号公報
【特許文献２８】米国特許第６，６７２，８２９号公報
【特許文献２９】米国特許第６，７９０，００５号公報
【非特許文献１】Mischo, B., "Flow Physics and Profiling of Recessed Blade Tips: Impact on Performance and Heat load," ASME GT2006-91074, May 8-11, 2006, pp: 1-11
【非特許文献２】U.S. Patent application No. 11/162433, "Turbine Airfoil with Curved Squealer Tip," filed 09/09/2005, M.E. Stegemiller et al, [GE Docket 179740]
【非特許文献３】U.S. Patent application No. 11/162434, "Turbine Airfoil Curved Squealer Tip with Tip Shelf," filed 09/09/2005, M.E. Stegemiller et al, [GE Docket 187352]
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１７】
例えば、先端流れ漏洩を減少させること、タービン効率を増大させること、先端冷却を改善すること、又はこれらの因子のあらゆる組合せによって、タービンブレード先端設計を別個に又は合わせてかのいずれかで改善することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１８】
本タービンブレードは、先端で終端する翼形部を含む。先端は、翼形部の凹面形正圧側面と一致した第１のリブと、翼形部の凸面形負圧側面と一致した第２のリブとを含む。第２のリブは、負圧側面から外向きにフレアしている。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１９】
好ましくかつ例示的な実施形態により、本発明をその更なる目的及び利点と共に、添付図面に関して行う以下の詳細な記載において一層具体的に説明する。
【００２０】
図１は、ガスタービンエンジンのＨＰＴ内で使用する例示的な第１段タービンロータブレード１０を示している。ブレードは一般的に、超合金金属で鋳造され、翼形部１２と、その根元のプラットフォーム１４と、支持ダブテール１６とを一体形の単一部品組立体として有する。
【００２１】
ダブテール１６は、図１に示す軸方向挿入式ダブテールのようなあらゆる従来型の形態を有することができ、軸方向挿入式ダブテールは、支持ロータディスク（図示せず）の周辺の対応するダブテールスロット内にブレードを取付ける。ディスクは、互いに円周方向に間隔を置いて配置されたブレードの完全な列を保持して、ブレード間にブレード間流路を形成する。
【００２２】
運転時に、燃焼ガス１８が、エンジン（図示せず）の燃焼器内で発生され、対応するタービンブレード１０上を通って適切に下流方向に送られ、これらのタービンブレード１０が、燃焼ガスからエネルギーを抽出して支持ロータディスクを駆動するようにする。個々のプラットフォーム１４は、燃焼ガスに対する半径方向内側境界を形成し、またタービンブレードの完全列として隣り合うプラットフォームと隣接する。
【００２３】
図１及び図２に示す翼形部１２は、対向する前縁及び後縁２４、２６間で翼弦にわたって軸方向に延びる円周方向又は翼厚方向に対向する正圧及び負圧側面２０、２２を含み、かつ翼形部根元２８から翼長にわたって半径方向に延びて、半径方向外側先端キャップ又は先端３０で終端する。翼形部正圧側面２０は、前縁及び後縁間でほぼ凹面形であり、前縁及び後縁間でほぼ凸面形の翼形部負圧側面２２と補完し合う。
【００２４】
翼形部の正圧及び負圧側面２０、２２の外部表面は、運転時にそれらの上に燃焼ガスの対応する速度及び圧力分布を生じて、燃焼ガスからのエネルギー抽出を最大にするように従来通りに構成された一般的な三日月形形状又は輪郭を有する。
【００２５】
翼形部１２は一般的に、中空であり、内部冷却回路３２を含み、この内部冷却回路は、前縁の後方及び後縁の前方の対応する流れ通路内で終端する図示した２つの３経路蛇行回路のようなあらゆる従来型の構成を有することができる。冷却回路は、プラットフォーム及びダブテールを貫通して延び、あらゆる従来型の方式でエンジンの圧縮機（図示せず）から加圧冷却空気３４を受けるようになった対応する入口をダブテールの基部内に有する。
【００２６】
このようにして、ブレードは、根元から先端までかつ前縁及び後縁間で、内部冷却空気によって内部冷却され、内部冷却空気は次に、様々な従来型の寸法及び形状のフィルム冷却孔の列で薄い翼形部側壁を通して放出することができる。
【００２７】
翼形部の前縁は一般的に、最も高温の流入燃焼ガスに曝されるので、いずれかの適切な方式で、その専用の冷却が行われる。また、翼形部の薄い後縁領域は一般的に、使用済み冷却空気の一部分を放出するための正圧側面後縁冷却スロットの列を含む。
【００２８】
上述したように、先ず始めに図１に示したタービン翼形部１２は、正確に構成した３Ｄ外部輪郭を有し、この外部輪郭は、燃焼ガス１８が前縁２４から後縁２６まで軸方向下流方向に流れる時に、それに応じて燃焼ガスの速度及び圧力分布に影響を与える。ブレードは、支持ディスクの周辺に取り付けられかつ運転時に回転し、それによって、一般的には燃焼ガスが翼形部の翼長に沿って半径方向外向きに移動する二次的流れ場を燃焼ガス内に発生させる。
【００２９】
さらに、翼形部の正圧側面２０に作用する燃焼ガスの相対圧力は、翼形部の負圧側面に沿った圧力よりも高く、また運転時におけるブレードの対応する回転と共に、運転時に燃焼ガスが半径方向上向きに、また露出した翼形部先端３０を越えて流れる時に、燃焼ガスの流れ場内に二次的又は三次的影響をさらに導入する。
【００３０】
上述したタービンロータブレードは、例えばＨＰＴの第１段を含むガスタービンエンジン内で使用する、その構成及び作動が従来型のものとすることができる。従来型のブレードは次に、翼形部先端において以下に述べるように変更して、それぞれ翼形部正圧及び負圧側面つまり側壁２０、２２の半径方向の一体形延長部でありかつ輪郭又は曲率がそれらと一致した第１及び第２のスキーラ先端リブ３６、３８を含むようにすることができる。
【００３１】
第１のつまり正圧側リブ３６は、翼形部の凹面形正圧側面２０の形状又は輪郭と翼弦方向に一致し、またそれに対応して、第２のつまり負圧側リブ３８は、翼形部の凸面形負圧側面２２とその翼弦方向輪郭が一致する。
【００３２】
図１及び図３に最もよく示すように、２つのリブ３６、３８は、翼形部前縁及び後縁２４、２６間で翼厚方向に間隔を置いて配置されて、翼形部の半径方向外側先端に開放又は露出した先端空洞４０を形成する。２つのリブ３６、３８は、翼形部前縁２４及び比較的薄い翼形部後縁２６において互いに接合されて先端空洞４０の全周辺境界を形成する。
【００３３】
先端空洞は、翼形部の対向する正圧及び負圧側壁を橋絡して翼形部の外側端部及び内部冷却回路３２を囲む先端フロア４２を含む。先端フロア４２は一般的に、無孔であるが、あらゆる従来型の方式で内部冷却回路から使用済み空気の幾らかを放出するための小さな冷却孔又はダスト孔（図示せず）を有することができる。
【００３４】
上に述べたように、２つのリブ３６、３８は、翼形部の対応する正圧及び負圧側壁の短い半径方向延長部を形成し、またタービンブレードの性能及び寿命を改善するための陥凹先端空洞を導入する。小さなリブは、タービンにおいて時折り起こる先端摩擦に適応し、先端摩擦から内部冷却回路３２を保護することができる。しかしながら、先端空洞はまた、運転時に燃焼ガスがブレードの正圧及び負圧側面間で先端を越えて漏洩する時に、燃焼ガスがその上を流れる局所的領域を形成する。
【００３５】
先ず始めに図１〜図３に示したタービンの性能をさらに改善するために、第２のつまり負圧側のリブ３８は、翼形部負圧側面外部表面から半径方向外向きにかつ側方に選択的に広がって（フレアして）、翼形部負圧側面の上方に小さな張出し部を形成する。具体的には、第２のリブ３８は、その一般的な矩形状構成から、一般的な弓形フィレットの例示的な構成の外部つまり外側表面フレア４４を含むように変更することができる。負圧側面フレア４４は、図４においては翼厚方向断面で示しており、翼形部負圧側面２２から半径方向外向き方向に第２の先端リブ３８の外側表面まで側方外向きに広がる。
【００３６】
図２は、翼形部の例示的な半径断面及びその一般的な三日月形輪郭を示しており、この三日月形輪郭は、燃焼ガスからエネルギーを抽出するように必要に応じて翼形部の根元から先端まで適切に変化する。様々な半径断面に共通しているのは、翼形部の翼厚方向幅Ｗが前縁２４から後方に翼形部の翼弦中央の直前にある最大幅の隆起部位置まで急速に増大し、次に翼形部は、細いつまり薄い後縁２６まで徐々にその幅が減少することである。負圧側面フレア４４は、翼形部先端において前縁２４及び最大翼形部幅間で連続的な張出し部として翼弦方向後方に延びるのが好ましい。
【００３７】
翼形部負圧側面上において、フレア４４は、翼形部前縁２４で始まりかつ該翼形部前縁２４から延び、第２のリブ３８と連続して該第２のリブ３８に沿って後縁に向かって下流方向に延びる。
【００３８】
フレア４４は、図２及び図３に示すように、第２のリブ３８に沿って連続して、先端３０における翼形部最大幅付近で終端する。フレアは、先端最大幅の手前で終端することができ、或いは先端最大幅の位置において終端することができ、或いは図２に示す例示的な実施形態では、先端最大幅の僅かに後方まで延びることができる。負圧側面の第２のリブ３８上のフレア４４の翼弦方向の範囲は、特定のタービンブレード設計及び翼形部先端上における燃焼ガス流れ場に応じて変化することになる。
【００３９】
第２のリブ３８自体は、前縁２４から該第２のリブ３８が第１のリブ３６と接合する後縁２６まで延びるが、フレア４４は、先端における翼形部最大幅の直ぐ後方でなくなって翼形部負圧側面２２に滑らかに接続しかつ終端する。例えば、フレア付きの第２のリブ３８は、前縁及び後縁間での翼形部の翼弦方向長さの約１０％〜３０％だけ後方に延びることができる。負圧側面の後端部にわたる残りの７０％〜９０％の翼弦方向長さは、フレアなしとし、終端したフレア４４から後方の第２のリブ３８の全外表面にわたって、負圧側面２２の外部表面と同一平面として連続するようにすることができる。
【００４０】
図１〜図３は、燃焼ガス１８が翼形部の前縁２４の周りで分割されて、翼形部の対向する側面に沿って後方へ移動する時の燃焼ガス１８の例示的な流線を示している。先端付近の翼形部前縁に沿った入射ガス流線は、側方に広がり、第１及び第２のリブ３６、３８の対応する前方部分上で半径方向外向きに流れる。
【００４１】
従って、負圧側の第２のリブ３８上にフレア４４を導入することによって、局所的流線の自由流れに抗して付加的張出し制限が加えられる。図４は、先端におけるその最大幅付近での翼形部の翼厚方向断面を示しており、先端は、部分的に示した周囲のタービンシュラウド４６の半径方向内側に取り付けられる。翼形部は、その半径方向翼長が、シュラウド４６の内側表面に密接に近接して先端３０を位置させてそれらの間に小さな間隙つまり半径方向ギャップが形成されるような寸法にされ、運転時に燃焼ガスの幾らかがこの半径方向ギャップを通して漏洩することになる。
【００４２】
翼形部の負圧側面に沿ったフレア付きの第２のリブ３８は、図３及び図４に概略的に示すように、燃焼ガスが翼形部の前縁領域上で半径方向外向きに流れる時に、燃焼ガスに対する有効な流れ制限を導入する。
【００４３】
前縁２４の周りのフレア付きの第２のリブの性能を補完するために、図１〜図４に示す正圧側の第１のリブ３６は、フレア付きの第２のリブに対応して、前縁２４の周りで正圧側面２０から外向きにフレアさせることができ、また前縁２４においてフレア付きの第２のリブ３８と一体形に接合される。図２及び図４に示すように、第１のリブ３６の外部表面は、翼形部前縁の周りに対応する正圧側張出し部を形成するための対応するフレア４４を含む。
【００４４】
図３及び図４は、フレア付きの第１及び第２のリブ３６、３８が、翼形部先端において翼形部の前縁の周りでいかにして連続的に延び、また燃焼ガスが翼形部先端を越えてかつシュラウド−翼形部間隙を通って流れる時に軸方向下流方向への燃焼ガス流に対していかにして対応する抵抗をもたらすかを概略的に示している。
【００４５】
図１〜図３に示すようなフレア付きの第１のリブ３６は、後縁２６付近でなくなって翼形部正圧側面２０に滑らかに接続しかつ終端するのが好ましく、従って第１のリブ３６よりも十分に上流側で終端した対向する負圧側のフレア付きの第２のリブ３８よりもその範囲が実質的に長い。
【００４６】
張出しフレア４４の幅又は範囲は、翼形部負圧及び正圧側面の変化する外形にわたって必要に応じて変化させることができる。例えば、負圧側フレア４４の幅は、翼形部前縁２４の周りで負圧側面とのその終端部から前方にその開始位置まで実質的に一定とすることができる。
【００４７】
前縁の周りにおけるフレアの幅は次に、入射燃焼ガスのよどみ点における最高温ガスが前縁に直接当たるのを回避するために、図２に示すように前縁の直ぐ後方の正圧側の最大幅まで増大させることができる。正圧側フレア４４は次に、該正圧側フレア４４が正圧側面２０の半径方向直線輪郭と滑らかに接続する後縁付近におけるその終端部まで後方に実質的に一定の幅を有することができる。
【００４８】
図１〜図３に示す対向する正圧及び負圧側面２０、２２間の異なる圧力分布によって、燃焼ガス流漏洩の主たる方向は、前縁及び後縁間における正圧側面の全範囲にわたってであり、翼形部負圧側面（側面２）の比較的平坦な後方セクションにわたって流出する。
【００４９】
図５は、図４に示す翼形部の広い前方セクションの幅よりも小さな幅へと先細になった翼形部の細い後方部分の翼厚方向の半径方向断面を示している。翼形部の細い後方領域における主たる漏洩方向は、正圧側面から負圧側面への翼形部先端を超える方向であり、正圧側フレア４４は、先端ギャップを超える流れ漏洩に抵抗するか又はこれを減少させる。
【００５０】
しかしながら、図１〜図３に示す翼形部前縁２４における燃焼ガス流線の主たる方向は、前縁に対して垂直であり、ガスは、翼形部の前方部分上を平行に後方に流れる。図３及び４に示す逆方向フレア付きの第１及び第２のリブ３６、３８は、前縁の周り及び先端ギャップ内への燃焼ガスの自由な流れを妨げるか又はそれに抵抗する。
【００５１】
図３は、翼形部先端周りでの分割入射流は次に、対向するリブを越えてかつ開放先端空洞４０内に流入して、空洞内で後縁２６に向って後方に流れることになる。先端空洞４０は、２つのリブの間で後方に収束し、この２つのリブは、先端ガスを後方に案内して、第２のリブ３８の後方部分及び対応する負圧側面２２を越えて放出させる。
【００５２】
図４及び図５に示すフレア付きの第１及び第２のリブ３６、３８は、上述のように翼形部先端の周りに流れ抵抗張出し部を選択的に形成するのに適した形態を有することができる。フレア４４は、翼形部の対向する側面から側方外向きにかつ好ましくは先端フロア４２の上方に広がるのが好ましい。
【００５３】
フレア４４は、対向する正圧及び負圧側面２０、２２の空気力学的外形内に局所的中断を導入するので、それらの寸法は、フレア自体に起因したタービン効率の低下なしで先端漏洩に抵抗するのに可能な限り小さくするか又は実施可能なだけ小さくすべきである。
【００５４】
フレア４４は、翼形部の対向する側壁から外向きに凹面形であり、図４及び図５に示す翼厚方向の半径方向断面においてこれらの側壁と接線方向に滑らかに接続されるのが好ましい。凹面形フレア４４は、翼厚方向断面が正圧及び負圧側面から弓形であるのが好ましくまた典型的なフィレットの形態として円弧とすることができ、或いは所望に応じて複合曲率を有することもできまた可能であれば断面が直線状となるようにすることもできる。
【００５５】
図３〜図５は、２つのリブ３６、３８が共通の先端フロア４２から実質的に等しい高さ又は立上りを有し、先端空洞４０の全周辺の周りで半径方向に同一平面上にある立上り又は翼長方向スパンとして終端する。このようにして、２つのリブ３６、３８は、周囲の先端シュラウド４６との間に実質的に均一な半径方向ギャップを形成する。また、２つのリブは、図１に示すような前縁２４の両側で、先端空洞４０の開口又は入口から局所的に側方外向きに広がり、そこから後方に延び、かつ上述のように終端する。
【００５６】
例えば図４に示すフレア付きリブ３６、３８自体は、翼形部先端のそれぞれの正圧及び負圧側面２０、２２から張り出した比較的鋭いコーナ部として半径方向に終端している。従って、フレア付きリブは、運転時に燃焼ガスによって加熱され、いずれかの従来型の方式で冷却することができる。
【００５７】
例えば、先端フロア４２を貫通して様々な冷却孔（図示せず）を設けて、内部冷却回路３２から先端空洞４０内に使用済み冷却空気を放出して２つのリブの内表面を冷却するようにすることができる。また、フレアの直ぐ下方で側壁２０、２２を貫通してフィルム冷却孔を設けて、フレアを外部フィルム冷却するようにすることができる。
【００５８】
２つのリブの内表面は、２つの側壁２０、２２の内側表面の半径方向直線延長部とすることができ、その場合には、フレア４４は、ブレードに付加的質量を加えることになる。
【００５９】
しかしながら、２つのリブ３６、３８の内表面は、各リブ３６、３８の厚さを実質的に一定に維持しかつフレアによる追加重量を排除すると共にそれに対応してフレアが半径方向外向きに発散した時に先端空洞４０の寸法を増大させるような、図４に点線で示した凸面形フレアを有することができる。
【００６０】
上に開示したタービンブレードの例示的な設計に対して、ＣＦＤ解析を行った。ベースラインブレード（図示せず）は、フレアがない状態であり、一般的な矩形状断面の正圧及び負圧側先端リブを有する。解析は、前縁２４及び後縁２６間での正圧側フレア４４のみの導入は、タービンブレードの空気力学的効率を大きく改善すると共に、翼形部先端を越える燃焼ガスの漏洩を大きく減少させることもできることを示している。
【００６１】
解析はまた、負圧側フレア４４の導入は、ブレードの効率を必ずしもさらに増大させることはないが、それにも拘わらず翼形部先端を越える燃焼ガスの漏洩を極めて大きくさらに減少させることができることを予測している。
【００６２】
従って、上記のように選択的に設置した負圧側フレア４４の導入は、空気力学的効率に対する何らの影響もなく運転時に翼形部先端漏洩を大きく減少させかつタービン効率に悪影響を及ぼすことは全くない能力を有する。
【００６３】
上述したように、タービン効率、先端漏洩及び先端冷却は、ガスタービンにおける重要な設計目標であり、複雑な３Ｄ流れ場に従って相互依存する可能性がある。解析は、上述した正圧及び負圧側フレアが翼形部の対向する側面に対して異なって機能することを確認している。正圧側先端フレアは、タービン効率を実質的に増大させると共に、二次的に先端漏洩を減少させるのに有効である。
【００６４】
これと対照的に、負圧側先端フレアは、もしあったとしても効率に対しては殆ど影響を及ぼすことなく、入射燃焼流線に対するその局所的影響により先端漏洩を減少させるのに有効である。
【００６５】
従って、別の実施形態では、負圧側先端フレアは、正圧側フレアとは独立してまた正圧側フレアがない状態で使用することができる。また、いずれかの側のフレアは、必要に応じてその他の特徴部と共に使用して、ＨＰＴロータブレードの性能を改善するようにすることができる。
【００６６】
本明細書では本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、当業者には本明細書の教示から本発明のその他の変更形態が明らかになる筈であり、従って、全てのそのような変更形態が本発明の技術思想及び技術的範囲内に含まれるものとして特許請求の範囲で保護されることが望まれる。
【００６７】
従って、本特許で保護されることを望むものは、提出した特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。
【図面の簡単な説明】
【００６８】
【図１】例示的な第１段タービンロータブレードの部分断面斜視図。
【図２】線２−２に沿って取った、図１に示す翼形部の半径断面図。
【図３】図１に示す翼形部先端の拡大負圧側面の図。
【図４】線４−４に沿って取った、図１に示す翼形部先端の前方部分の翼厚方向半径方向断面図。
【図５】線５−５に沿って取った、図１に示す翼形部先端の後方部分の翼厚方向半径方向断面図。
【符号の説明】
【００６９】
１０  ロータブレード
１２  翼形部
１４  プラットフォーム
１６  ダブテール
１８  燃焼ガス
２０  正圧側面
２２  負圧側面
２４  前縁
２６  後縁
２８  翼形部根元
３０  先端
３２  冷却回路
３４  冷却空気
３６  第１の先端リブ
３８  第２の先端リブ
４０  先端空洞
４２  先端フロア
４４  フレア
４６  タービンシュラウド
【図１】
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【図２】
2008051097.tif 000004
【図３】
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【図４】
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【図５】
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