(57)【要約】      （修正有）【課題】ブレード先端部のシール性能と冷却性能を向上させる。【解決手段】タービンブレード１０は、加圧側２０に沿って延出する第１のリブ３６及びその反対側の吸引側２２に沿って延出する第２のリブ３８を有するエーロフォイル先端部３０を含む。リブ３６、３８は、先端部フロア４０から外側へ延出し、前縁部２４及びその反対側の後縁部２６において一体に接合される。カスケード先端部バッフル４２は、先端部３０の最大幅の場所の前方において、前記先端部フロア４０の上方で２つのリブ３６、３８に横方向に掛け渡され、バッフル４２の両側で、先端部３０を翼弦に沿って複数の対応する先端部ポケット４４に仕切る。【選択図】図１
2008051096.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
中空のエーロフォイル（１２）、プラットフォーム（１４）及び一体のダブテール（１８）を含むタービンブレード（１０）であって、
前記エーロフォイル（１２）は、根元部（２８）から先端部（３０）まで翼弦方向に延在し且つ前縁部（２４）と後縁部（２６）との間で翼幅方向に延在する加圧側（２０）及びその反対側の吸引側（２２）を含み、
前記先端部（３０）は、先端部フロア（４０）から前記加圧側（２０）に沿って外側へ延出する第１のリブ（３６）及び前記吸引側（２２）に沿って外側へ延出する第２のリブ（３８）をそれぞれ含み、前記第１のリブ（３６）及び前記第２のリブ（３８）が、前記前縁部（２４）及び前記後縁部（２６）において一体に接合され；
前記先端部（３０）の最大幅の場所の前方において、前記先端部フロア（４０）の上方で前記第１のリブ（３６）及び前記第２のリブ（３８）に横方向に掛け渡され、前記先端部（３０）を両側で翼弦方向に複数の対応する先端部ポケット（４４）に仕切るカスケード先端部バッフル（４２）を具備するタービンブレード（１０）。
【請求項２】
前記先端部バッフル（４２）は、前記第１のリブ（３６）及び前記第２のリブ（３８）の双方に沿って前記前縁部（２４）から後方へ離間して配置されて、前記前縁部（２４）のすぐ後方に前方先端部ポケット（４４）を規定し、前記バッフル（４２）は、前記前縁部（２４）に対して傾斜して配置されて、流れの流線（１８）が前記バッフル（４２）を越えて前記後縁部（２６）に向かうように流線（１８）を横方向後方へカスケード状に分配する請求項１記載のブレード。
【請求項３】
前記先端部バッフル（４２）は前記前縁部（２４）の後方で前記第１のリブ（３６）及び前記第２のリブ（３８）に斜めに接合し、前記前方先端部ポケット（４４）の幅は前記前縁部（２４）から後方へ向かって拡大し、後方先端部ポケット（４４）の幅は前記バッフル（４２）と前記後縁部（２６）との間で縮小する請求項２記載のブレード。
【請求項４】
前記第１のリブ（３６）、前記第２のリブ（３８）及び前記先端部バッフル（４２）は、前記先端部フロア（４０）の上方で同一の高さに位置し、前記先端部ポケット（４４）を完全に取り囲む請求項３記載のブレード。
【請求項５】
前記先端部バッフル（４２）は単一であり、前記エーロフォイル先端部（３０）を前記前縁部（２４）のすぐ後方の単一の前方先端部ポケット（４４）と前記後縁部（２６）のすぐ前方の単一の後方先端部ポケット（４４）とに２分割する請求項４記載のブレード。
【請求項６】
前記先端部バッフル（４２）は、ハンプ（４８）の前方で前記第２のリブ（３８）に接合し、前記ハンプ（４８）の後方で前記第１のリブ（３６）に接合する請求項５記載のブレード。
【請求項７】
前記前縁部（２４）と前記後縁部（２６）との間で翼弦方向に互いに離間して配置され、前記先端部（３０）を前方先端部ポケット（４４）、中央先端部ポケット（４４）及び後方先端部ポケット（４４）に仕切る２つの前記先端部バッフル（４２）を更に具備し、前記バッフル（４２）は、並列して前記第１のリブ（３６）及び前記第２のリブ（３８）に横方向に掛け渡され、前記バッフル（４２）を越えて流れの流線（１８）を連続するカスケード流れとして下流側へ横方向に順次分配する請求項４記載のブレード。
【請求項８】
前記２つの先端部バッフル（４２）は前記ハンプ（４８）を含む前記先端部（３０）の前方部分に配置され、一方のバッフル（４２）は前記ハンプ（４８）の前方に配置され、第２のバッフル（４２）は前記ハンプ（４８）の後方に配置される請求項７記載のブレード。
【請求項９】
前記第１のリブ（３６）及び前記第２のリブ（３８）に掛け渡され、前記先端部を４つの先端部ポケット（４４）に仕切る３つの前記先端部バッフル（４２）を更に具備し、前記バッフル（４２）は、並列して前記第１のリブ（３６）及び前記第２のリブ（３８）に横方向に掛け渡され、前記バッフル（４２）を越えて流れの流線（１８）を連続するカスケード流れとして下流側へ横方向に順次分配する請求項４記載のブレード。
【請求項１０】
前記先端部バッフル（４２）のうち２つは前記ハンプ（４８）の前方に配置され、残る先端部バッフル（４２）は前記ハンプ（４８）の後方に配置される請求項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、一般に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においては、圧縮機で空気が加圧され、加圧空気は燃料と混合され、燃焼器において燃焼ガスを生成する。エンジンに動力を供給し、仕事を生成するために、種々のタービン段は燃焼ガスからエネルギーを抽出する。
【０００３】
燃焼器のすぐ後に続く高圧タービン（ＨＰＴ）は、最高温度の燃焼ガスからエネルギーを抽出して、１つの駆動軸を介して上流側の圧縮機に動力を供給する。ＨＰＴの後に続く低圧タービン（ＬＰＴ）は、燃焼ガスから更にエネルギーを抽出して、別の駆動軸に動力を供給する。ＬＰＴは、ターボファン航空機エンジンに適用される場合は上流側のファンに動力を供給し、船舶用及び工業用として適用される場合には外部軸に動力を供給する。
【０００４】
最新のガスタービンにおいて設計上重要な目標は、エンジン効率及び燃料消費率（ＳＦＣ）である。種々のタービン動翼及びそれに対応するノズル羽根の空力面は、空気力学的効率を最大限にするために、空力面に沿った速度分布及び圧力分布を制御するように精密に構成される。
【０００５】
動翼及びノズル羽根の対応するエーロフォイルは、ほぼ凹形の加圧側及びほぼ凸形の吸引側を有する。加圧側及び吸引側は、前縁部とその反対側の後縁部との間で軸方向に翼弦に沿って延在する。エーロフォイルの半径方向断面は三日月形のプロファイルを有し、その幅は前縁部から最大幅領域まで急激に増加し、その後、後縁部に向かって徐々に縮小する。
【０００６】
エーロフォイルの周囲方向又は横方向に対向する側面も、半径方向に翼幅に沿って根元部から先端部まで延在する。通常、エーロフォイルは、超合金の鋳造により形成された薄い側壁を有し、内部冷却回路は種々の実施形態を有する。それらの実施形態は、全て、効率を最大限にする一方で、動作中にエーロフォイルを効率よく冷却するように用途別に適合されている。
【０００７】
しかし、エーロフォイルのすべての列における個々のエーロフォイルの３次元（３Ｄ）構成と、動作中にエーロフォイル間で搬送される燃焼ガスの対応する複雑な流れとを考慮すると、タービンエーロフォイルの空気力学的構造は著しく複雑である。そのように複雑な構造及び周囲環境に加えて、動作中に周囲を取り囲む固定シュラウドの内側で高速で回転するタービンブレードの半径方向外側の先端部周辺には、特殊な流れ場が存在する。
【０００８】
ブレード先端部とタービンシュラウドとの間の動作空隙又は間隙を通過する燃焼ガス流れの漏れを最小限にするために、間隙は実用的な値として可能な限り狭くなければならないが、その一方で、回転する先端部と固定シュラウドとの間の望ましくない摩擦を発生することなく、ブレード及びシュラウドの熱膨張及び収縮を可能にしなければならない。
【０００９】
動作中、タービン列のブレードは、エーロフォイル吸引側が反対側のエーロフォイル加圧側より先に進む状態で、回転している支持回転翼円板を駆動する。通常、エーロフォイルは、根元部から先端部まで、回転翼円板の周囲から半径方向にねじれ、前縁部は、上流側でエンジンの軸方向中心線軸と斜めに対面し、それにより、対応するノズル羽根の傾斜した吐出し渦角度に整合する。燃焼ガスは、一般に軸方向下流側の方向に流れ、周囲方向成分又は接線方向成分は、まず、１つの流れ方向においてエーロフォイル前縁部に当たり、その後、異なる流れ方向に後縁部を越えてエーロフォイルから離れる。
【００１０】
エーロフォイルの加圧側と吸引側との間の差圧を最大限にし、高温燃焼ガスからのエネルギー抽出を最大限にするために、加圧側及び吸引側は相応して異なる３Ｄプロファイルを有する。凹形の加圧側及び凸形の吸引側は、それらの面に沿って異なる速度分布及び圧力分布を実現し、速度分布及び圧力分布は前縁部と後縁部との間で相応して変化し、また、根元部から先端部までの間にも相応して変化する。しかし、必要な先端部空隙においてエーロフォイル先端部から漏れる燃焼ガスは、仕事を実行する場合であっても、有用な仕事を殆ど実行しない。
【００１１】
更に複雑なタービンブレード構造は、ブレード先端部が露出しているものである。露出しているため、先端部は燃焼ガスの中に浸され、動作中、燃焼ガスが先端部に沿って漏れる。動作中、タービンブレードの長期耐用年数を確保するために、ブレードを適切に冷却することが必要である。
【００１２】
最新のタービンブレード構造は、通常、前縁部から後縁部に至るエーロフォイルの加圧側及び吸引側の短い半径方向延長部分であるスクイーラ先端部リブを含む。通常、先端部リブは矩形の横断面形状を有し、横方向又は周囲方向に互いに離間されて配置され、エーロフォイルの上に開放された先端空洞部を規定する。エーロフォイルは、通常は中空であるエーロフォイル及び内部冷却回路を包囲する一体の先端部フロアを有する。
【００１３】
短い先端部リブは、先端部の擦れが発生した場合に、先端部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ための犠牲材料を提供する。先端部リブは、燃焼ガスの流れ場を更に複雑にし、その結果、タービン効率、流れ漏れ及び先端部冷却に影響を及ぼす局所二次流れ場を導入する。
【００１４】
燃焼ガスの一次流れ方向は、隣接するブレードの間に規定された流路内の軸方向下流側に向かう方向である。更に、軸方向流れは、各エーロフォイルの根元部から先端部まで半径方向に沿って変化する。また、それらの軸方向及び半径方向の流れの変化は、エーロフォイル先端部に沿って更に大きくなり、燃焼ガスは、先端部において各エーロフォイルの加圧側と吸引側との間で漏れ出す。
【００１５】
従って、従来の技術においては、タービン効率、先端部漏れ及び先端部冷却を含む異なる問題及び性能上考慮すべき点に対応するためのタービンブレード先端部の種々の構成が提案されている。それら３つの重要な問題は、少なくとも一部では互いに関連しているが、エーロフォイル先端部及び前縁部と後縁部との間における異なる加圧側及び吸引側に沿った複雑な３Ｄ流れ場は、それらの問題の評価を極めて複雑にしている。
【００１６】
しかし、最新の計算流体力学（ＣＦＤ）は、ガスタービンエンジンにおける複雑な３Ｄ流れを数理的に解析する能力を改善する強力なソフトウェアを含む。このソフトウェアは、タービンブレード設計の更なる改善を実現できるメカニズムを提供する。
【００１７】
例えば、先端部流れ漏れを減少するか、タービン効率を向上するか、又は先端部冷却を改善するか、あるいはそれらの要因を別個に又は一体に任意に組み合わせることにより、タービンブレード先端部の設計を改善することが望まれる。
【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
【特許文献３０】米国特許出願第１１／１６２４３３号
【特許文献３１】米国特許出願第１１／１６２４３４号
【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
【発明の開示】
【００１８】
タービンブレードは、加圧側に沿って延出する第１のリブ及びその反対側の吸引側に沿って延出する第２のリブを有するエーロフォイル先端部を含む。リブは先端部フロアから外側へ延出し、前縁部及びその反対側の後縁部において互いに接合される。カスケード先端部バッフルは、先端部の最大幅の場所の前方において、先端部フロアの上方で２つのリブに横方向に掛け渡され、バッフルの両側で、先端部を翼弦に沿って対応する複数の先端部ポケットに仕切る。
【００１９】
添付の図面と関連させた以下の詳細な説明の中で、好適な実施形態に従って、本発明の更なる目的及び利点と共に本発明を更に詳細に説明する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
図１は、ガスタービンエンジンのＨＰＴにおいて使用するための第１段タービン動翼１０の一例を示した図である。通常、動翼は超合金から鋳造され、エーロフォイル１２、動翼の根元部のプラットフォーム１４及び支持ダブテール１６を一体の構体として有する。
【００２１】
ダブテール１６は、図１に示される軸方向差込ダブテールのような任意の従来の形態を有してもよく、これは、支持回転翼円板（図示せず）の周囲にある対応するダブテール溝穴に動翼を装着する。回転翼円板は、周囲方向に互いに離間して配置された１列の動翼を保持し、動翼の間に動翼間流路を規定する。
【００２２】
動作中、エンジンの燃焼器（図示せず）において燃焼ガス１８が生成される。燃焼ガス１８は、対応するタービン動翼１０に沿って下流側へ適切に搬送され、動翼１０は、支持回転翼円板に動力を供給するためのエネルギーを燃焼ガスから抽出する。個々のプラットフォーム１４は、燃焼ガスに対して半径方向内側の境界を形成し、１列のタービン動翼において隣接するプラットフォームに隣接する。
【００２３】
図１及び図２に示されるエーロフォイル１２は、周囲方向又は横方向に互いに反対の側にある加圧側２０及び吸引側２２を含む。加圧側２０及び吸引側２２は、前縁部２４とその反対側の後縁部２６との間で翼弦に沿って軸方向に延在する。エーロフォイル１２は、エーロフォイル根元部２８から翼幅に沿って半径方向に延在し、半径方向外側の先端部キャップ又は先端部３０で終端する。エーロフォイル加圧側２０は、前縁部と後縁部との間でほぼ凹形であり、前縁部と後縁部との間でほぼ凸形であるエーロフォイル吸引側２２に対して相補形である。
【００２４】
動作中、燃焼ガスからのエネルギー抽出を最大限にするために、エーロフォイルの加圧側２０及び吸引側２２の外面は、それらの面に沿った燃焼ガスの適切な速度分布及び圧力分布を実現するように構成された従来の典型的な三日月形プロファイルを有する。
【００２５】
通常、エーロフォイル１２は中空であり、内部冷却回路３２を含む。冷却回路は、前縁部の背後及び後縁部の前方の対応する流路で終端する図示されるような２つの３パス蛇行回路などの任意の従来の構成を有してもよい。冷却回路は、プラットフォーム及びダブテールを通過して延在する。従来通り、エンジンの圧縮機（図示せず）から加圧冷却空気３４を受入れるために、対応する複数の入口がダブテールの底面に配置される。
【００２６】
このように、動翼は、内部冷却空気により、根元部から先端部に向かって前縁部と後縁部との間で内部冷却される。冷却空気は、その後、薄いエーロフォイル側壁を通って、従来通りの大きさ及び形状の薄膜冷却穴の種々の列において排出されてもよい。
【００２７】
通常、エーロフォイルの前縁部は最も高温の流入燃焼ガスにさらされるので、任意の適切な方法による前縁部専用の冷却が実行される。また、エーロフォイルの薄い後縁部領域は、通常、使用済み冷却空気の一部を排出するための加圧側後縁部冷却溝穴の列を含む。
【００２８】
上述のように、最初に図１に示されるタービンエーロフォイル１２は、精密に規定された３Ｄ外部プロファイルを有し、これは、燃焼ガス１８が前縁部２４から後縁部２６まで軸方向下流側の方向に流れる間に、燃焼ガスの速度分布及び圧力分布に影響を及ぼす。動翼は支持円板の周囲に装着され、動作中に回転する。それにより、動翼は燃焼ガス中に二次流れ場を生成し、通常、燃焼ガスはエーロフォイルの翼幅に沿って半径方向外側へ移動する。
【００２９】
更に、エーロフォイルの加圧側２０における燃焼ガスの相対圧力はエーロフォイルの吸引側に沿った圧力より高く、動作中に動翼が対応して回転するのに伴って燃焼ガスは露出されたエーロフォイル先端部３０に沿って半径方向上方へ更には先端部３０を越えて流れ、燃焼ガスの流れ場は更に二次的又は三次的な影響を受ける。
【００３０】
以上説明したタービン動翼は、例えば、ＨＰＴの第１段を含めて、ガスタービンエンジンにおいて使用するための従来通りの構成であり、従来通りに動作してもよい。そこで、以下に説明されるように、従来の動翼は、第１のスクイーラ先端部リブ３６及び第２のスクイーラ先端部リブ３８を含むようにエーロフォイル先端部３０において変形されてもよい。それらのスクイーラ先端部リブ３６、３８は、それぞれ、エーロフォイルの加圧側及び吸引側、又は側壁２０、２２の半径方向に一体の延長部分であり、加圧側及び吸引側に倣ったプロファイル又は湾曲を有する。
【００３１】
第１のリブ又は加圧側リブ３６は、翼弦方向にエーロフォイルの凹形の加圧側２０に倣った形状又はプロファイルを有し、それに対応して、第２のリブ又は吸引側リブ３８は、エーロフォイルの凸形の吸引側２２に従った翼弦方向プロファイルを有する。
【００３２】
図１、図３及び図４に示される２つのリブ３６、３８は、中空のエーロフォイルを取り囲む共通の先端部フロア４０から半径方向外側へ延出する。先端部フロア４０は、その内部で内部冷却回路３２の境界を規定する。フロア４０に穴が形成されてもよく、あるいはフロア４０は、内部冷却回路３２から使用済み冷却空気３４の一部を排出するための少数又は限られた数の冷却穴及びそれより大きな除塵穴（図示せず）を含んでもよい。
【００３３】
エーロフォイル先端部は、１つ以上のカスケードバッフル又はリブ４２を更に含む。バッフル４２は、共通の先端部フロア４０の上方で、エーロフォイルの両側の第１のリブ３６と第２のリブ３８との間に横方向又は周囲方向に掛け渡される。１つ以上の先端部バッフル４２は、対応する先端部バッフルの両側、すなわち、前側及び後側で、翼弦方向又は軸方向にエーロフォイル先端部を２つ以上の対応する先端空洞部又はポケット４４に仕切る。
【００３４】
最初に図１及び図２に示されるように、エーロフォイル１２は、典型的な空気力学的三日月形状又は三日月プロファイルを有する。前縁部とその反対側の後縁部との間で、加圧側２０はほぼ凹形であり、周囲方向に反対側にある吸引側２２はほぼ凸形である。中間線又はキャンバー線４６は、前縁部から後縁部まで、加圧側と吸引側との間でエーロフォイルを横方向に均等に分割する。従って、キャンバー線は、加圧側に向かって凹形であり、吸引側に向かって凸形である。
【００３５】
図２に示されるように、エーロフォイルの横方向幅Ｗは、前縁部２４からエーロフォイルの最大幅の位置にあるハンプ（隆起部）４８まで下流側又は後方へ急激に増加し、その後、反対側の後縁部２６まで後方に向かって徐々に縮小する。燃焼ガスがエーロフォイルの両側を通って下流側へ流れる際に、燃料ガスから効率よくエネルギーを抽出するために、ハンプ４８に沿ったエーロフォイル吸引側は、エーロフォイルの両側における燃焼ガスの差圧を最大限にするように最大の凸形湾曲を有する。
【００３６】
図１及び図３に示される一例である先端部バッフル４２のうち少なくとも１つのバッフルは、先端部の前方部分において、エーロフォイル先端部の最大幅の場所の前方で先端部リブ３６、３８に横方向に掛け渡される。先端部バッフルは、前縁部から後方へ適切な間隔をおいた位置で、両側の先端部リブ３６、３８に一体に接合し、前縁部と後縁部との間で後方へ延出するキャンバー線に対して、リブに対しほぼ斜め又は垂直に配置される。
【００３７】
第１の先端部バッフル４２は、第１のリブ３６及び第２のリブ３８の双方に沿って前縁部から後方へ離間して配置され、前縁部のすぐ後に前方先端部ポケット４４を規定する。また、バッフル４２は、前縁部に対して斜めに配置され、バッフル４２に沿って後縁部に向かって燃焼ガス１８の流れの流線をカスケード状に横方向に分配する。
【００３８】
図３は、動作中の燃焼ガス１８の流線の例を概略的に示した図である。ガス１８は、エーロフォイルの前縁部に対してほぼ垂直な入射角を有し、複数の部分に分割される。それらのガス部分は、エーロフォイルの両側の加圧側及び吸引側に沿って流れる。ガスは、前縁部と後縁部との間で、エーロフォイルのキャンバー線又は翼弦線に沿ってほぼ軸方向下流側の方向へ流れる。
【００３９】
エーロフォイルの加圧側におけるガス圧力は、エーロフォイルの吸引側におけるガス圧力より相対的に高いため、図４に示されるように、動作中、ガスのごく一部は、エーロフォイル先端部３０を越えて周囲方向又は横方向に漏れ出す。
【００４０】
図４及び図５は、１列のタービン動翼の周囲に相対的に狭い空隙又は半径方向間隙を残して装着された周囲タービンシュラウド５０の一部を示した図である。図４に示される流れの流線は、エーロフォイル加圧側２０からエーロフォイル吸引側に向かい、エーロフォイル先端部とシュラウドとの間の狭い間隙を通る燃焼ガスの周囲方向漏れを示す。図５は軸方向先端部流れ漏れを示す。
【００４１】
従って、最初に図３に示される流れの流線１８は、動翼の回転の方向に見て、エーロフォイル先端部に沿って軸方向又は翼弦に沿った下流側方向と周囲方向又は横方向との２つの方向の漏れ成分を有する。
【００４２】
エーロフォイル先端部の前方部分において、加圧側スクイーラリブ３６及び吸引側スクイーラリブ３８に横方向に掛け渡されるように、先端部バッフル４２のうち１つ以上を特に導入することにより、流入した燃焼ガスの流線は、バッフルの両側で、キャンバー線に沿って下流側方向に向かう一様なカスケード又は落水の形態で横方向に分配される。このようにして、エーロフォイル先端部を越えた流れの流線は、第１の先端部バッフル４２に対してほぼ垂直に突当たる。
【００４３】
前述のように、動作中、エーロフォイルに沿って流れる燃焼ガスの速度分布及び圧力分布は、３次元で極めて複雑である。エーロフォイル先端部を越える燃焼ガスの漏れは、流れの状況をいっそう複雑にしている。
【００４４】
タービン効率は、タービンエーロフォイルが燃焼ガスからエネルギーを抽出する能力により評価される。また、タービン効率は、通常、エーロフォイル先端部を越える燃焼ガスの漏れと互いに関連している。通常、漏れはタービン効率を低下する。
【００４５】
以下に更に説明されるように、エーロフォイル先端部に特に導入された１つ以上の先端部バッフル４２は、タービン効率を相当に向上し、それに関連して、個別の設計に応じて先端部漏れを減少又は増加させる。いずれの場合にも、１つ以上のカスケード先端部バッフルの導入により、タービン効率を著しく改善できる。
【００４６】
図１〜図５に示される実施形態においては、第１の先端部リブ３６及びその反対側の第２の先端部リブ３８に掛け渡されるカスケード先端部バッフル４２は３つのみであるので、それに対応して、エーロフォイル先端部は４つの先端部ポケット４４に仕切られる。それらの先端部ポケット４４は、キャンバー線に沿って順に配列される。
【００４７】
図１及び図３に示されるように、いくつかの先端部バッフル４２の両端部は、前縁部２４から後方へ離間して、両側の先端部リブ３６、３８に斜めに接合する。３つのバッフル４２は、前縁部のすぐ後の前方先端部ポケットと、後縁部のすぐ前方の後方先端部ポケットと、それらの間に翼弦に沿って配列された２つの中央先端部ポケットとを規定する。
【００４８】
前方ポケット４４は、エーロフォイルの幅が広がる前縁部のすぐ後の位置に配置されるので、前方ポケット自体の幅も、前縁部から第１のバッフル４２まで広がる。
【００４９】
それに対応して、エーロフォイルの幅は、ハンプ４８から後縁部２６まで縮小又は減少するので、後縁部２６のすぐ前方に配置された後方先端部ポケット４４の幅も、同様に、上流側のバッフル４２から下流側の後縁部２６まで縮小する。また、２つの中央ポケット４４は、エーロフォイルの前方ハンプ領域の変化するプロファイルに整合するように、対応するプロファイル及び周囲形状を有する。
【００５０】
図１及び図３〜図５に示されるように、２つのリブ３６、３８は、エーロフォイル先端部の周囲全体に沿って境界を規定する。１つ以上の先端部バッフル４２は、２つのリブの間に横方向に掛け渡され、共通の先端部フロア４０の上方において、バッフルの高さはリブの高さと一致する。従って、各先端部ポケット４４は、互いに交差するリブ及びバッフルにより完全に取り囲まれており、底部フロア４０に沿って閉鎖されている。その一方で、先端部ポケット４４は、周囲のタービンシュラウドに直接面する対応する外側口部又は入口においては完全に開放され露出している。
【００５１】
この構成においては、横方向先端部バッフル４２は対応するカスケードを形成し、燃焼ガスは、それらのカスケードに従って、対応する先端部ポケットを越えて軸方向下流側方向へ順次流れる。先端部ポケットは下流側方向に順次流れ連通する状態で配置され、エーロフォイル先端部のキャンバー線に従い上流側流線を対応する先端部バッフルを越えて並列流れとして下流側へ横方向に分配する。
【００５２】
図３に示される好適な一実施形態においては、初めの２つの先端部バッフル４２はハンプ４８の前方に配置され、残る第３の先端部バッフル４２は、湾曲形状の変化が最大であるエーロフォイルの前方部分においてハンプのすぐ後方に配置される。エーロフォイルは、第３の先端部バッフルから、横方向幅が縮小するように先細になり、エーロフォイルの後方部分においては、エーロフォイルの両側の加圧側及び吸引側の表面プロファイルが徐々に変化し、細い後縁部２６で終端する。
【００５３】
図３に示される３つの先端部バッフル４２は、両側の第１のリブ３６と第２のリブ３８との間で横方向に直線状であり、キャンバー線４６に対して斜めに、一般にはキャンバー線４６に対して垂直に配置されるのが好ましい。
【００５４】
図１〜図５に示される第１の実施形態の空気力学的性能を評価するために、最新のＣＦＤ解析を実施した。横方向先端部バッフル４２の導入により、燃焼ガスがキャンバー線に沿って軸方向下流側の方向へ流れる際の燃焼ガスの先端部漏れに対する適切な抵抗が発生される。図示される先端部バッフルをいずれも伴わない基準エーロフォイル先端部と比較して、横方向先端部バッフルによってタービン効率の著しい向上が得られることが解析から予測される。
【００５５】
しかし、先端部バッフルに沿った燃焼ガスのカスケード流れは、先端部ポケットにおける付加的な圧力損失を導入する。そのような圧力損失は、チップとシュラウドとの間の空隙におけるガス圧力を低下し、エーロフォイル先端部の後方領域で周囲方向の燃焼ガスの漏れを増加させる。
【００５６】
図３は、ほぼキャンバー線に沿って、ガスがいくつかの先端部ポケットを越えて下流側方向に順次流れるときのガス流線の例を概略的に示す。長い後方先端部ポケットは、エーロフォイルの後方領域の大半を占め、相対的に細い。ここにおいて、動作中、燃焼ガスは、このポケットを越えて加圧側から吸引側へ周囲方向に漏れ出す。
【００５７】
従って、周囲方向先端部漏れは、エーロフォイル先端部の後方領域に偏向され、タービン効率に対する悪影響を最小限に抑える。カスケード先端部バッフルを導入することにより、それに関連して先端部漏れが増加するにもかかわらず、タービン効率を向上できる。
【００５８】
しかし、図１〜図４に示される実施形態は、エーロフォイルの前縁部と後縁部との間に、第１のリブ３６の加圧側に沿って弓形フレア５２を更に含んでもよい。このフレアは、エーロフォイル先端部を越える燃焼ガスの周囲方向漏れを減少するために、エーロフォイル先端部に導入されてもよい独立した特徴である。
【００５９】
このように、エーロフォイルの性能を更に向上するために、カスケード先端部バッフルの導入と関連する先端部漏れは、加圧側先端部フレア５２を導入することにより減少又は補償されてもよい。また、フレアはタービン効率を著しく向上する。
【００６０】
図１〜図５に示される第１の実施形態においては、複数の先端部バッフル４２が両側の先端部リブ３６、３８を接合して、キャンバー線に沿って下流側方向又は翼弦方向に順次互いに離間して配置された対応する先端部ポケットを規定する。それらいくつかのバッフル４２は、ハンプ領域を含めて、前縁部２４とエーロフォイル幅が最大になるハンプ４８との間のエーロフォイル先端部の前方部分に配置されるのが好ましい。エーロフォイル先端部の残りの後方部分は後縁部に向かって先細になり、それに相応して、後方先端部ポケット４４の幅は、最後の、すなわち第３の先端部バッフル４２の背後で縮小する。
【００６１】
従って、収束する形状の後方ポケットは、上流側のポケットからのカスケード先端部流れを順次受け取り、合流した流れを後方ポケットの内側で後方へ搬送する。その後、先端部流れは、吸引側リブ３８に沿って後方ポケットから漏れ出し、エーロフォイル加圧側からは、対応する加圧側リブ３６を越えて付加的な周囲方向漏れが発生し、漏れは第２のリブ３８を越えて流れる。
【００６２】
図６は別の実施形態を示す。この場合、第１のリブ３６は、辺が直線状であるほぼ矩形の横断面を有し、第２のリブ３８も同様である。また、図４に示される独立したフレア５２は使用されない。本実施形態においては、図３に示される３つのバッフルの代わりに、先端部バッフル４２は２つしか使用されない。
【００６３】
２つのバッフル４２は、前縁部２４と後縁部２６との間で翼弦方向に互いに離間して配置され、先端部を前方先端部ポケット４４、中央先端部ポケット４４及び後方先端部ポケット４４に仕切る。２つのバッフル４２はリブ３６、３８を互いにほぼ平行に横断し、両側のリブ３６、３８を越えて流れの流線を順次下流側へ向かうカスケード流れとして横方向に分配する。
【００６４】
先端部バッフル４２の数を２つに限定したため、それに対応して、エーロフォイル先端部は３つのみの先端部ポケット４４に仕切られる。先端部ポケット４４は、エーロフォイルの両側の加圧側及び吸引側に沿う局所的な湾曲の変化に倣った周囲プロファイルを有する。
【００６５】
流入する漏れ流れに対する先端部バッフルの影響を最大限にするために、２つの先端部バッフル４２は、ハンプ４８を含めた先端部の前方部分に配置されるのが好ましい。後方先端部ポケット４４は、エーロフォイル先端部の幅が狭くなる後方部分に沿って縮小する。第１の先端部バッフル４２はハンプ４８の前方に配置されるのが好ましく、第２の、すなわち、最後の先端部バッフル４２はハンプ４８の付近又はそのすぐ後方に配置される。
【００６６】
図７は、図６の構成と同様に２つの先端部バッフルを有するエーロフォイル先端部の別の実施形態を示した図である。図６においては、両側のリブを横断する先端部バッフル４２がリブの間で直線状であるのが好ましいが、図７の場合には、先端部バッフル４２は、両側の第１のリブ３６と第２のリブ３８との間で蛇行して横断するプロファイルを有する。
【００６７】
本実施形態においては、２つのバッフル４２は、第１のリブ３６と接合する箇所では前縁部２４に向かって前方へ凹形に湾曲するプロファイルを有し、第２のリブ３８と接合する箇所では前縁部２４に向かって前方へ凸形に湾曲するプロファイルを有する。
【００６８】
これに対応して、２つのバッフルは、第１のリブ３６と接合する箇所では後縁部２６に向かって後方へ凸形に湾曲し、第２のリブ３８と接合する箇所では後縁部に向かって後方へ凹形に湾曲する。
【００６９】
このように、２つの先端部バッフル４２は、前側と後側との間でほぼ一定の厚さを有し、両側の第１のリブ３６及び第２のリブ３８と、それらに対してほぼ垂直に一体に接合する。
【００７０】
更に、入射する燃焼ガスがエーロフォイルの前方部分で加圧側及び吸引側の双方をつなぐエーロフォイル前縁部領域に沿って後方へ流れるときに、燃焼ガスの流線に対して更に垂直な向きをとるように、２つのバッフル４２の加圧側後方端部は、吸引側前端部より後方に配置されてもよい。
【００７１】
図７に示される実施形態は、上述の第１の実施形態において示されたのと同様に、加圧側フレア５２を更に含む。
【００７２】
図３に示される３つのバッフルを含む実施形態は、ＣＦＤ解析により予測されるような基線設計を超える最高の効率向上を示す。しかし、その効率向上は、先端部漏れのわずかな増加により相殺される。
【００７３】
これに対し、図７に示される２つのバッフルを含む実施形態におけるタービン効率の向上はわずかに少ないが、先端部流れ漏れはわずかに減少する。
【００７４】
図８は、図１に示されるタービン動翼の更に別の実施形態を示した図である。本実施形態においては、単一の先端部バッフル４２がエーロフォイル先端部３０を前縁部２４のすぐ後の単一の前方先端部ポケット４４と、後縁部２６のすぐ前方の単一の後方先端部ポケット４４とに２分割する。２つの大きな先端部ポケット４４は、エーロフォイル先端部の異なる形状の前方部分及び後方部分のプロファイルに倣ったプロファイルを有する。
【００７５】
例えば、単一の先端部バッフル４２は、２つのリブ３６、３８の間で弓形の横方向プロファイルを有し、前縁部２４に向かって前方に凹形に湾曲し、後縁部２６に向かって後方へ凸形に湾曲するのが好ましい。従って、単一の先端部バッフル４２は、前側と後側との間で、第２のリブ３８及び一体のフレア５２の下方の第１のリブ３６の対応する厚さとほぼ等しいほぼ一定の厚さを有してもよい。
【００７６】
単一のバッフル４２は、ハンプ４２の前方において、好ましくはハンプにごく近接する位置で第２のリブ３８に接合するのが好ましい。また、バッフル４２は、ハンプの後方又は先端部の厚みが最大になる場所において、その場所にごく近接して第１のリブ３６に接合する。このように、バッフル４２の中央部は、エーロフォイルのハンプ領域に対して斜めにその領域を横断し、前縁部２４に対してほぼ垂直に前縁部２４に面する。
【００７７】
図８の実施形態のＣＦＤ解析によれば、タービン効率は更に大きく改善され、先端部漏れは相当に減少することが予測される。
【００７８】
図９は、図８の実施形態と同様に単一の先端部バッフル４２を含む別の実施形態を示した図である。先端部バッフル４２は、エーロフォイル先端部を前方先端部ポケット４４及び後方先端部ポケット４４に２分割する。しかし、図９に示される先端部バッフル４２は、上述の図７に示される２つの先端部バッフルと同様に蛇行しており、バッフルの前端部は、後端部と第１のリブ３６との接合部の前方で第２のリブ３８と接合する。
【００７９】
単一の蛇行するバッフル４２はほぼ一定の厚さを有し、第１のリブ３６と接合する場所では前方へ凹形且つ後方へ凸形に湾曲し、第２のリブ３８と接合する場所においては前方へ凸形且つ後方へ凹形に湾曲する。蛇行するバッフルは、２つのリブ３６、３８に対してほぼ垂直にそれらのリブと接合し、動作中にエーロフォイル先端部を越える燃焼ガスの入射漏れを受入れるために、前縁部２４に向かって前方に向いている。
【００８０】
図８に示されるカスケード先端部の実施形態と図９に示されるカスケード先端部の実施形態との構成の相違は相対的に小さいように見えるが、空気力学的性能に与える影響は大きい。ＣＦＤ解析によれば、図９の実施形態の場合、図８の実施形態と比較してタービン効率の向上はわずかに劣るが、図８の実施形態の場合に先端部漏れが減少するのとは対照的に、先端部漏れが増加することが予測される。
【００８１】
以上説明した異なる実施形態は、エーロフォイル先端部を翼弦方向に複数の先端部ポケットに仕切るために、両側の加圧側先端部リブ３６と吸引側先端部リブ３８とに横方向に掛け渡されたカスケード先端部バッフル４２を共有する。先端部を２つ以上の先端部ポケットに仕切るために、先端部バッフル４２の数は、必要に応じて１つ、２つ、３つ又は４つ以上と異なっていてもよい。
【００８２】
先端部バッフルの横方向形状又はプロファイルは、例えば、直線状、弓形及び蛇行形状と様々であり、バッフルは、両側のリブの間で様々に異なる傾斜角で斜めに延在してもよい。
【００８３】
従って、個別の先端部ポケットの対応する形状又は周囲プロファイル及び大きさも、先端部バッフルの構成に応じて異なっていてもよい。また、凹形の加圧側と凸形の吸引側との間の横方向におけるエーロフォイル先端部の特定の空気力学的プロファイル並びに両側の前縁部と後縁部との間の軸方向又は翼弦方向におけるエーロフォイル先端部の特定の空気力学的プロファイルは、複数の先端部ポケットの対応する形状を判定する上で、カスケードバッフルと組合わされて利用される。
【００８４】
先に示したＣＦＤ解析は、タービン効率の著しい改善又は向上が上述のカスケードバッフルの種々の形態によることを予測する。しかし、効率の向上と関連して、対応する先端部流れ漏れの大きさは、選択された特定の構造及びタービンエーロフォイル自体の特定の空気力学的性能に応じて、漏れが増加する場合から漏れが減少する場合まで様々である。
【００８５】
図３は、カスケード先端部バッフルエーロフォイルの更に別の実施形態を示す。本実施形態においては、当初の３つのバッフルに更に２つの先端部バッフル４２が追加され、従って、バッフルの総数は５つである。追加された２つのバッフルは、エーロフォイル後縁部の付近に導入される（円内の拡大図を参照）。これにより、先端部は、連続する６つの先端部ポケット４４に仕切られる。３つのバッフルを含む先端部と５つのバッフルを含むほぼ同一の先端部とを直接比較すると、５つのバッフルを含む先端部の場合、ＣＦＤ解析により予測されるように、効率の改善はわずかに少なくなり、先端部流れ漏れの増加は同量である。
【００８６】
図３に示される基本の３バッフルの実施形態は、上述のいくつかの実施形態のうち最高の効率向上を示したが、先端部流れ漏れは増加する。
【００８７】
図８に示される単一バッフルの実施形態は、タービン効率の向上に関してはほぼ同じ高レベルであるが、先端部流れ漏れの減少は最大である。
【００８８】
従って、種々の量で上述されたカスケード先端部バッフルの種々の形態は、設計制約の指示に従って先端部流れ漏れを減少する一方で、効率を最大限にするために、特定のタービンブレード構造に合わせて選択されてもよい。カスケードバッフルを追加すると、それに対応して、動作中に遠心力を受ける動翼の重量も増加するので、特定の構造に対して使用されるカスケードバッフルの大きさ及び量を判定する際には、そのような遠心力及びそれに対応して発生する遠心応力が更に使用されてもよい。
【００８９】
また、カスケードバッフルの有効な冷却も、選択される特定の構造に影響を及ぼすと考えられる。バッフルの冷却は、通常、エーロフォイルの内側からの使用済み冷却空気をいくつかの先端部ポケットに供給するために、先端部フロアを貫通する複数の冷却開口部（図示せず）を形成することにより実行される。
【００９０】
図１、図２及び図５に例示される冷却回路３２は、エーロフォイルの両側の加圧側及び吸引側を一体に結合する対応する仕切り５４により分離された複数の半径方向流路を有する。第１の実施形態においては、対応する先端部バッフル４２は、先端部フロア４０を貫通する内部仕切り５４のうち対応する仕切りの一体の半径方向延長部分であってもよい。
【００９１】
図５においては、先端部フロア４０は、製造中に対応する先端部ポケット及び流路にろう付けされた複数の個別の又は別個の金属片から形成されてもよい。流路及びエーロフォイル先端部の半径方向高さの全体に沿って貫通する対応するセラミックコアを使用して、共通する仕切り‐バッフルの実施形態を容易に鋳造できるであろう。
【００９２】
鋳造後、共通する高さの第１のリブ３６、第２のリブ３８及び先端部バッフル４２の半径方向外側の端部から、先端部フロアの対応する金属片を好ましくは同じ深さにろう付けすることにより、開いたポケット及び流路が閉鎖されてもよい。
【００９３】
以上開示された種々の実施形態は、エーロフォイル先端部の前方部分に１つのカスケード先端部バッフルを導入するだけで、タービン効率を著しく改善でき、更に先端部流れ漏れも減少することを示す。カスケード先端部バッフルエーロフォイルの特定の構造は、エーロフォイルの両側を越えて先端部とシュラウドとの間の空隙を通過する極めて複雑な３Ｄ流れの分布によって決まる。従って、可能であれば、先端部流れ漏れを最小限に抑えつつ、タービン効率を最大限にするようなカスケード先端部の種々の設計形態を評価するために、最新のＣＦＤ解析が使用されてもよい。
【００９４】
本発明の好適な実施形態であると考えられるものを説明したが、以上の教示から、本発明の他の変形は当業者には明らかであろう。従って、本発明の真の趣旨の範囲内に入るそのような変形の全ては添付の特許請求の範囲において保護されることが望まれる。
【００９５】
従って、合衆国特許法により保護されることが望まれるものは、添付の特許請求の範囲において定義され且つ区別されるような発明である。
【図面の簡単な説明】
【００９６】
【図１】第１段タービン動翼の一例を示した部分断面等角投影図である。
【図２】図１に示されるタービンエーロフォイルの線２‐２に沿った半径方向断面図である。
【図３】図１に示されるエーロフォイル先端部の平面図である。
【図４】図１に示されるエーロフォイル先端部の半径方向断面図である。
【図５】図１に示されるエーロフォイル先端部のキャンバー線及び線５‐５に沿った軸方向断面図である。
【図６】別の実施形態に従った図１に示されるエーロフォイル先端部を示した等角投影図である。
【図７】別の実施形態に従った図１に示される動翼のエーロフォイル先端部を示した平面図である。
【図８】別の実施形態に従った図１に示される動翼のエーロフォイル先端部を示した平面図である。
【図９】別の実施形態に従った図１に示される動翼のエーロフォイル先端部を示した平面図である。
【符号の説明】
【００９７】
１０…タービンブレード、１２…エーロフォイル、１４…プラットフォーム、１６…支持ダブテール、１８…燃焼ガス、２０…加圧側、２２…吸引側、２４…前縁部、２６…後縁部、２８…エーロフォイル根元部、３０…エーロフォイル先端部、３２…冷却回路、３６…第１の先端部リブ、３８…第２の先端部リブ、４０…先端部フロア、４２…先端部バッフル、４４…先端部ポケット、４８…ハンプ
【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】
2008051096.tif 000008
【図７】
2008051096.tif 000009
【図８】
2008051096.tif 000010
【図９】
2008051096.tif 000011