(57)【要約】【課題】被覆ベーンクラスタにおける被膜厚みが薄い領域を局部的に冷却する手段を設ける。【解決手段】ベーンクラスタは、被覆された金属基体を有する。このクラスタは、プラットフォームとシュラウドとを備える。少なくとも第１のエアフォイル（６２）および第２のエアフォイル（６４）が、プラットフォームの外周面とシュラウドの内周面との間に延びている。各エアフォイルは、正圧側および負圧側を有する。第１のエアフォイル（６２）の正圧側が、第２のエアフォイルの負圧側と向き合っている。第１のエアフォイル（６２）の正圧側および第２のエアフォイル（６４）の負圧側から選択される少なくとも第１の側が、被膜に局部的な薄肉または途切れを有する第１の領域を備える。この第１の側に沿って、冷却通路系が、第１の領域を局部的に冷却する手段を備える。【選択図】図７
2008101607.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
被膜で被覆された金属基体を備えるベーンクラスタであって、
プラットフォームと、
シュラウドと、
前記プラットフォームの外周面と前記シュラウドの内周面との間に延びる少なくとも第１のエアフォイルおよび第２のエアフォイルであって、前記エアフォイルの各々が、正圧側および負圧側を有し、前記第１のエアフォイルの前記正圧側が、前記第２のエアフォイルの前記負圧側と向き合う、少なくとも第１のエアフォイルおよび第２のエアフォイルと、
前記第１のエアフォイルの１つまたは複数の第１の供給通路と、前記第２のエアフォイルの１つまたは複数の第２の供給通路と、を備える冷却通路系と、
を備え、
前記第１のエアフォイルの前記正圧側および前記第２のエアフォイルの前記負圧側から選択される少なくとも第１の側が、前記被膜に局部的な薄肉または途切れを有する第１の領域を備え、
前記第１の側に沿って、前記冷却通路系が、前記第１の領域を局部的に冷却する手段を備えることを特徴とするベーンクラスタ。
【請求項２】
前記第１の側が、前記第１のエアフォイルの正圧側であり、
前記第２のエアフォイルの前記負圧側が、前記被膜に局部的な薄肉または途切れを有する第２の領域を備え、
前記第２のエアフォイルの前記負圧側に沿って、前記冷却通路系が、前記第２のエアフォイルの前記第２の領域を局部的に冷却する手段を備える、ことを特徴とする請求項１に記載のベーンクラスタ。
【請求項３】
前記第１の領域を局部的に冷却する前記手段が、前記プラットフォームと前記シュラウドとの間に流れをもたらす第１の壁内回路を備え、
前記第２の領域を局部的に冷却する前記手段が、前記プラットフォームと前記シュラウドとの間に流れをもたらす第２の壁内回路を備える、ことを特徴とする請求項２に記載のベーンクラスタ。
【請求項４】
前記プラットフォームと前記シュラウドとの間に流れをもたらす他の付加的な壁内回路が存在しないことを特徴とする請求項３に記載のベーンクラスタ。
【請求項５】
前記第１の回路および前記第２の回路の両方の流れが、前記シュラウドから前記プラットフォームに向かうことを特徴とする請求項３に記載のベーンクラスタ。
【請求項６】
前記第１の回路および前記第２の回路の両方が、蛇行しないことを特徴とする請求項３に記載のベーンクラスタ。
【請求項７】
前記第１の回路および前記第２の回路の両方が、蛇行することを特徴とする請求項３に記載のベーンクラスタ。
【請求項８】
前記第１の回路および前記第２の回路の少なくとも１つの流れが、前記シュラウドから前記プラットフォームに向かうことを特徴とする請求項３に記載のベーンクラスタ。
【請求項９】
前記第１の回路および前記第２の回路の少なくとも１つが、蛇行することを特徴とする請求項３に記載のベーンクラスタ。
【請求項１０】
前記第１の回路および前記第２の回路の少なくとも１つが、蛇行することを特徴とする請求項３に記載のベーンクラスタ。
【請求項１１】
前記第１の側が、前記第２のエアフォイルの前記負圧側であることを特徴とする請求項１に記載のベーンクラスタ。
【請求項１２】
前記第１の領域を局部的に冷却する前記手段が、前記プラットフォームと前記シュラウドとの間に流れをもたらす第１の壁内回路を備えることを特徴とする請求項１１に記載のベーンクラスタ。
【請求項１３】
前記第１のエアフォイルは、前記第１の壁内回路と同様に配置される壁内回路を有しないことを特徴とする請求項１２に記載のベーンクラスタ。
【請求項１４】
前記第１のエアフォイルは、前記第１の壁内回路と同様に配置される壁内回路を有しないことを特徴とする請求項１２に記載のベーンクラスタ。
【請求項１５】
請求項１に記載のベーンクラスタの製造方法であって、
インベストメント鋳造プロセスによって鋳物を製造するステップであって、前記鋳物が、前記プラットフォームと、前記シュラウドと、前記第１のエアフォイルおよび第２のエアフォイルと、前記第１の供給通路および第２の供給通路と、第１のプラットフォーム冷却プレナムおよび第２のプラットフォーム冷却プレナムと、前記第１の領域を局部的に冷却する前記手段と、の前駆体を備える、ステップと、
前記被膜を施すステップであって、前記施された状態の被膜が、前記局部的な薄肉または途切れを有する、ステップと、
を含むことを特徴とする方法。
【請求項１６】
前記インベストメント鋳造が、前記第１の供給通路および前記第２の供給通路を鋳造するために、第１の供給コアおよび第２の供給コアを用いると共に、前記第１の領域を局部的に冷却する前記手段を鋳造するために、付加的なコアを用いることを特徴とする請求項１５に記載の方法。
【請求項１７】
被膜で被覆された金属基体を備えるベーンクラスタであって、
プラットフォームと、
シュラウドと、
前記プラットフォームの外周面と前記シュラウドの内周面との間に延びる少なくとも第１のエアフォイルおよび第２のエアフォイルであって、前記エアフォイルの各々が、正圧側および負圧側を有し、前記第１のエアフォイルの前記正圧側が、前記第２のエアフォイルの前記負圧側と向き合う、少なくとも第１のエアフォイルおよび第２のエアフォイルと、
前記第１のエアフォイルの１つまたは複数の第１の供給通路と、前記第２のエアフォイルの１つまたは複数の第２の供給通路と、を備える冷却通路系と、
を備え、
前記第１のエアフォイルの前記正圧側および前記第２のエアフォイルの負圧側から選択される少なくとも第１の側が、前記被膜に局部的な薄肉または途切れを有する第１の領域を備え、
前記第１の側に沿って、前記冷却通路系が、壁内部分を備え、前記壁内部分が、前記第１の側への出口を有しない、ことを特徴とするベーンクラスタ。
【請求項１８】
被膜で被覆された金属基体を備えるベーンクラスタであって、
プラットフォームと、
シュラウドと、
前記プラットフォームの外周面と前記シュラウドの内周面との間に延びる少なくとも第１のエアフォイルおよび第２のエアフォイルであって、前記エアフォイルの各々が、正圧側および負圧側を有し、前記第１のエアフォイルの前記正圧側が、前記第２のエアフォイルの前記負圧側と向き合う、少なくとも第１のエアフォイルおよび第２のエアフォイルと、
前記第１のエアフォイルの１つまたは複数の第１の供給通路と、前記第２のエアフォイルの１つまたは複数の第２の供給通路と、を備える冷却通路系と、
を備え、
前記第１のエアフォイルの前記正圧側および前記第２のエアフォイルの負圧側から選択される少なくとも第１の側が、前記被膜に局部的な薄肉または途切れを有する第１の領域を備え、
前記第１の側に沿って、前記冷却通路系が、前記プラットフォームと前記シュラウドとの間に充分に延びる壁内部分を備える、ことを特徴とするベーンクラスタ。
【請求項１９】
プラットフォームと、
シュラウドと、
前記プラットフォームの外周面と前記シュラウドの内周面との間に延びる少なくとも第１のエアフォイルおよび第２のエアフォイルであって、前記エアフォイルの各々が、正圧側および負圧側を有し、前記第１のエアフォイルの前記正圧側が、前記第２のエアフォイルの前記負圧側と向き合う、少なくとも第１のエアフォイルおよび第２のエアフォイルと、
冷却通路系と、
を備えるベーンクラスタであって、
前記冷却通路系が、
前記シュラウドにおける少なくとも１つの入口と、
前記第１のエアフォイルを通って前記シュラウドから前記プラットフォームに向かう少なくとも１つの第１の供給通路と、
前記第２のエアフォイルを通って前記シュラウドから前記プラットフォームに向かう少なくとも１つの第２の供給通路と、
前記第２のエアフォイルの前記負圧側に沿った第１の壁内回路と、を備え、前記第１のエアフォイルの前記負圧側に沿って、前記プラットフォームと前記シュラウドとの間に流れをもたらす壁内回路は存在しない、ことを特徴とするベーンクラスタ。
【請求項２０】
前記第１の壁内回路が、蛇行していることを特徴とする請求項１９に記載のベーンクラスタ。
【請求項２１】
前記第１の壁内回路が、前記プラットフォームと前記シュラウドとの間に延びることを特徴とする請求項１９に記載のベーンクラスタ。
【請求項２２】
前記第１の壁内回路から前記第２のエアフォイルの前記負圧側への通路が存在しないことを特徴とする請求項２１に記載のベーンクラスタ。
【請求項２３】
前記第１のエアフォイルの前記正圧側に沿った壁内冷却回路をさらに備えることを特徴とする請求項１９に記載のベーンクラスタ。
【請求項２４】
プラットフォームと、
シュラウドと、
前記プラットフォームの外周面と前記シュラウドの内周面との間に延びる少なくとも第１のエアフォイルおよび第２のエアフォイルであって、前記エアフォイルの各々が、正圧側および負圧側を有し、前記第１のエアフォイルの前記正圧側が、前記第２のエアフォイルの前記負圧側と向き合う、少なくとも第１のエアフォイルおよび第２のエアフォイルと、
前記第１のエアフォイルの１つまたは複数の第１の供給通路と、前記第２のエアフォイルの１つまたは複数の供給通路と、を備える冷却通路系と、
を備える、被覆された金属基体を備えたベーンクラスタの設計方法において、
直進性の蒸着物が第１の領域に直交して到達するのを妨げる障害物に対応して、被膜に局部的な薄肉または途切れを有する前記第１の領域のパラメータを決定するステップと、
前記第１の領域に沿って、前記第１の領域を局部的に冷却する壁内回路を追加するステップと、
を含むことを特徴とするベーンクラスタの設計方法。
【請求項２５】
前記領域は、前記第１のエアフォイルの前記正圧側および前記第２エアフォイルの前記負圧側から選択される少なくとも１つの側に沿っていることを特徴とする請求項２４に記載のベーンクラスタの設計方法。
【請求項２６】
基準のクラスタからの再設計であることを特徴とする請求項２４に記載のベーンクラスタの設計方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、高温部品の冷却に関する。さらに詳細には、本発明は、ガスタービンエンジンの被覆ベーンクラスタに関する。本発明は、米国海軍によって与えられた契約Ｎ０００１９−０２−Ｃ−３００３に基づく米国政府の援助によってなされた。米国政府は、本発明に一定の権利を有する。
【背景技術】
【０００２】
航空宇宙業界において、部品、例えば、ガスタービンエンジン部品の冷却に関する技術は、充分に開発されている。例示的な部品は、ガスタービンエンジンのブレードおよびベーンである。例示的なブレードのエアフォイルおよびベーンのエアフォイルは、エアフォイル内に導かれた空気流れがエアフォイル面の冷却孔から吐出されることによって、冷却される。また、ベーンシュラウドに沿って、またはベーンプラットフォームまたはブレードプラットフォームに沿って、冷却孔が設けられる場合がある。冷却機構として、空気流れが部品を貫通する直接冷却と、部品から排出された後の空気流れが部品の外周面の近くで下流に向かうフィルム冷却と、の両方が挙げられる。
【０００３】
一例として、冷却式ベーンが、特許文献１，２，３に見出される。ベーンのクラスタ化は、いくつかの利点を有する。エンジン部品の点数が少なくなるので、製造が容易になり、重量が低減する。プラットフォーム間の隙間およびシュラウド間の隙間の数が少なくなるので（例えば、ダブレットベーンの場合、隙間の数が半分になるので）、性能上の利点が得られる。第１に、隙間からの漏れが、相応して低減する。第２に、隙間シールを冷却するために冷却空気を分流させる程度も低減する。
【０００４】
例示的な冷却式ベーンは、インベストメント鋳造プロセスによって形成される。犠牲材料（例えば、ワックス）が、１つまたは複数のコア（例えば、耐熱金属コアおよび／またはセラミックコア）を覆って鋳込まれ、模型を形成する。模型を覆って、シェルが形成される。シェルから、ワックスが取り除かれる。合金（例えば、ニッケル基またはコバルト基超合金）が、シェル内に鋳込まれる。シェルおよび１つまたは複数のコアが、（例えば、機械的手段および化学的手段によって）、破壊して取り除かれる。鋳物には、（表面機械加工および孔／通路のドリル加工を含む）仕上げ機械加工が施される。この鋳物は、耐熱被膜および／または耐食被膜で被覆される。
【０００５】
例示的な熱バリア被膜として、２層熱バリア被膜系が挙げられる。例示的な被膜系として、（例えば、低圧プラズマ溶射（ＬＰＰＳ）による）ＮｉＣｏＣｒＡｌＹ結合被膜および（例えば、空気プラズマ溶射（ＡＰＳ）または電子ビーム物理蒸着（ＥＢＰＶＤ）による）イットリア安定化ジルコニア（ＹＳＺ）バリア被膜が、挙げられる。
【特許文献１】米国特許第５，４１３，４５８号明細書
【特許文献２】米国特許第５，３４４，２８３号明細書
【特許文献３】米国特許出願公開第２００５０１３５９２３号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
ベーンクラスタ（例えば、ダブレット）の場合、各エアフォイルが、隣接する１つまたは複数のエアフォイルへの被膜の形成を妨げる可能性がある。これによって、施された被膜に局部的な薄肉、場合によっては、途切れが生じることがある。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の一態様は、被覆された金属基体を有するベーンクラスタを含む。このクラスタは、プラットフォームおよびシュラウドを備える。少なくとも第１のエアフォイルおよび第２のエアフォイルが、プラットフォームの外周面とシュラウドの内周面との間に延びている。各エアフォイルは、正圧側および負圧側を有する。第１のエアフォイルの正圧側は、第２のエアフォイルの負圧側と向き合っている。このクラスタは、第１のエアフォイルの１つまたは複数の第１の供給通路と、第２のエアフォイルの１つまたは複数の第２の供給通路とを備える冷却通路系を備える。第１のエアフォイルの正圧側および第２のエアフォイルの負圧側から選択される少なくとも第１の側は、被膜に局部的な薄肉または途切れを有する第１の領域を備える。この第１の側に沿って、冷却通路系は、前記第１の領域を部分的に冷却する手段を備える。
【０００８】
種々の実施形態において、この手段は、既存のクラスタ構成の再設計に用いられてもよい。この手段の例として、壁内回路が挙げられる。この回路は、シュラウドからプラットフォームに流れを導くことができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
図１には、中心となる長手方向軸５００を有し、上流入口２２から下流出口２４に延びるガスタービンエンジン２０が示されている。このエンジンは、上流から下流に向かって、コア流路に沿った多数のセクションを有する。これらのセクションは、上流から下流に向かって、低速／低圧圧縮機（ＬＰＣ）３０、高速／高圧圧縮機（ＨＰＣ）３２、燃焼器３４、高速／高圧タービン（ＨＰＴ）３６、低速／低圧タービン（ＬＰＴ）３８、オーグメンタ４０、および排気ダクト／ノズル４２を備える。圧縮セクションおよびタービンセクションの各々は、多数のベーン段と交互に配置された多数のブレード段を備える。ＬＰＣのブレードおよびＬＰＴのブレードは、低速スプールに、軸５００を中心として回転可能に取り付けられている。ＨＰＣのブレードおよびＨＰＴのブレードは、高速スプールに、同じように、軸５００を中心として回転可能に取り付けられている。
【００１０】
以下にさらに詳細に説明するように、１つまたは複数のベーン段は、クラスタ・リングとして形成される。例えば、ＨＰＴ３６の第２のベーン段５０が、図１に概略的に示されている。図２には、この例示的なベーン段５０がさらに詳細に示されている。クラスタ・リングは、内周プラットフォーム５２および外周シュラウド５４を備える。（以下に説明する）エアフォイルの周方向の配列は、プラットフォームとシュラウドとの間に広がっている。以下にさらに詳細に説明するように、このクラスタ・リングは、構造リング５６によってプラットフォームにおいて連結されると共にエンジンケースによってシュラウドにおいて連結される複数の個別に形成されたクラスタに分割されている。
【００１１】
図３、図４には、例示的な２エアフォイルクラスタ（ダブレット）６０が示されている。各例示的なクラスタは、第１のエアフォイル６２および第２のエアフォイル６４を備える。エアフォイルの各々は、プラットフォームセグメント６８の関連する内周端６６からシュラウドセグメント７２の関連する外周端７０（図４）に延びている。例示的なプラットフォームセグメントは、コア流路の内周端に沿った外周面７４を有する。シュラウドセグメントは、コア流路の外周端に沿った内周面７６を有する。
【００１２】
プラットフォームセグメントの底面８０は、（例えば、リング５６にボルト止めすることによって）、各プラットフォームセグメントをその隣接セグメントに取り付ける形状部を備えていてもよい。プラットフォームセグメントは、前端／上流端８２、後端／下流端８４、および第１の周端または嵌合面８６および第２の周端または嵌合面８８を有する。同様に、シュラウドセグメント７２は、上流端９２、下流端９４、および第１の周端９６および第２の周端９８を有する。プラットフォームの周端８６，８８およびシュラウドの周端９６，９８の各々は、シール（図示せず）を受入れる溝つまり通路１０８を備えることができる。特定のこのようなシールは、クラスタの各隣接対の互いに隣接する溝間の隙間に跨って設置される。  
【００１３】
クラスタ６０は、冷却通路を有する。例示的な通路網は、１つまたは複数の入口を備える。図３には、シュラウドセグメント７２の（以下に説明する）例示的な入口１１０，１１１，１１２，１１３，１１５，１１６，１１７，１１８が示されている。これらの入口は、冷却空気（例えば、抽気）をエアフォイル６２，６４の１つまたは複数のスパン方向の通路セグメント内に導く。この空気流れの一部は、エアフォイルに沿った（以下に説明する）冷却孔から出る。例示的なダブレットでは、空気の質量流れの殆どが、プラットフォーム６８の底面の１つまたは複数の出口を通って吐出される。図４には、例示的な出口１２０，１２１，１２２が示されている。出口１２０〜１２２を通って吐出された空気は、下流に流れ、隣接するブレード段に達し、これらのブレードの冷却通路を通って、ブレードを冷却する。
【００１４】
しかし、空気流れの一部は、（例えば、プラットフォームの外周面およびプラットフォームの周端に沿って）、１つまたは複数の冷却出口孔を通って、プラットフォームから出るように導かれてもよい。
【００１５】
図５は、本発明のクラスタが再設計される元のクラスタの基準形式のエアフォイルの断面図である。図示される第１のエアフォイル６２は、前縁１４０、後縁１４２、正圧側１４４、および負圧側１４６を有する。正圧側壁および負圧側壁は、それぞれ、１４８，１４９で示されている。同様に、第２のエアフォイル６４は、前縁１５０、後縁１５２、正圧側１５４、負圧側１５６、正圧側壁１５８、および負圧側壁１５９を有する。エアフォイルは、以下に説明する通路も有する。
【００１６】
鋳造の後、被膜が、エアフォイルに沿って施される。例示的な被覆技術として、直進性（ｌｉｎｅ−ｏｆ−ｓｉｇｈｔ）噴霧技術（例えば、空気プラズマ溶射（ＡＰＳ）および電子ビーム物理蒸着（ＥＢＰＶＤ））が挙げられる。有利な被膜生成は、噴霧の方向が、被覆される面とほぼ直交するときに、達成される。第１のエアフォイルの負圧側１４６および第２のエアフォイルの正圧側１５４には、直進する噴霧流れが、実質的にそれらの側と直交して到達することが可能である。しかし、第１のエアフォイルの正圧側１４４の一部および第２のエアフォイルの負圧側１５６の一部では、直進する噴霧流れがそれらの部分と直交して到達するのを、他のエアフォイルが妨げる。この遮蔽／閉塞によって、直交する方向からずれた角度で到達する噴霧流れによる被膜生成しか得られず、その結果、被膜の厚みが減少する。
【００１７】
図５には、対向するエアフォイルによって閉塞された領域の境界に向かう一連の直進性噴霧流れの方向５１０が示されている。図５には、表面の垂線５２０も局所的に示されている。第１のエアフォイルの正圧側の前縁領域１６０には、直進する噴霧流れが、本質的に直交または殆ど直交する方向に沿って到達する。従って、この領域１６０に沿って、被膜は、充分な厚みを有する。この領域の下流側では、垂線からのずれ角度θが大きくなる。従って、被膜の厚みは、次第に減少する。例えば、角度θが約３０°の領域１６２では、被膜の厚みは、限界と判断される。この領域の下流の領域１６４では、角度θがさらに大きくなり、被膜の厚みは、不足と判断される。
【００１８】
同様に、第２のエアフォイルの負圧側１５６の後縁領域１６８では、被膜は、充分な厚みを有する。その前方の領域１７０では、被膜の厚みは、限界である。さらに前方の領域１７２では、被膜の厚みは、不足である。さらに前方の領域１７４では、被膜は、限界である。前縁領域１７６では、被膜は、充分な厚みを有する。被膜品質の正確な分布は、具体的なクラスタの幾何学的な形状に大きく依存する。比較的薄い被膜の領域が存在することによって、熱損傷が局部的に増大する可能性がある。生じ得る熱損傷の位置は、被膜厚みによって影響されるのに加えて、空力学的な加熱の位置によっても影響される。従って、著しく局部的な空力学的な加熱と局部的な被膜の薄肉化とが組み合わされると、不利である。このような領域では、補足的な冷却を追加することが望ましい。
【００１９】
補足的な冷却を行なう１つの有力な手法は、既存の通路からエアフォイル面に向かう出口（例えば、フィルム冷却孔）を追加することである。しかし、このような空気の吐出に関連する希釈は、エンジンの熱動力学的な性能に影響を及ぼすと共に、ダブレットが隙間を通る空気の吐出を低減させる点においてシングレットに対して有する利点を損なうことになる。さらに、負圧側に沿った吐出は、エアフォイルの空力学的な性能に特に著しく悪影響をもたらし、これによって、タービン性能を妨げる。
【００２０】
図６には、補足的な壁冷却を追加するように再設計された（例えば、図５の基準から再設計された）クラスタが示されている。例示的なクラスタ６０では、エアフォイルの各々は、スパン方向に細長く延びた複数の通路脚の流れ方向に沿った列、すなわち、前縁供給キャビティ２００、第１の貫流脚（ｔｈｒｏｕｇｈ−ｆｌｏｗ  ｌｅｇ）２０２、第２の貫流脚２０４、第３の貫流脚２０６、および後縁供給キャビティ２０８を備える。例示的なクラスタ６０では、前縁キャビティ２００は、閉鎖内周縁を有し、前縁出口孔２１０のスパン方向に沿った列を通して、空気を吐出する。同様に、キャビティ２０８は、後縁出口孔（または長孔）２１２の列を通して、空気を吐出する。脚を通って流れる空気は、関連するプラットフォーム出口を通って、プレナム（図示せず）に吐出され、ブレードの冷却に用いられる。
【００２１】
このような通路の基本的な配列は、再設計においても維持されるとよい。しかし、追加される通路を収容するために壁を局部的に厚くするので、隣接する脚／キャビティが相応して狭くなる。例示的な再設計では、第２のエアフォイルの負圧側壁１５９に、冷却通路２１４，２１６，２１８が追加される。同じ鋳造コアの使用を可能にするために、同様の通路が第１のエアフォイルに追加されてもよい。いくつかの非対称的な代替的実施形態では、第１のエアフォイルを基準に対して変更せずに残すことができる。他の非対称的な代替的実施形態では、第１のエアフォイル（第２のエアフォイルではない）は、その領域１６４に沿って同様の冷却通路を備えることができる。例えば、図７には、（供給通路２０８よりも薄い）供給通路２０８’に隣接する通路２２０，２２２，２２４が示されている。供給通路２０８’からは、出口孔の列（または１つの長孔）２１２’が延びている。
【００２２】
図８には、追加された通路２１４，２１６，２１８を、上流から下流の方向に配列させた脚として具体化させた実施形態が示されている。これらの脚は、不連続で、相互接続されず、かつ蛇行していない。空気流れ２３０は、これらの脚の外周側の入口から内周側に流れ、（例えば、負圧面に対するフィルム冷却孔を介する）分流を生じることなく、プラットフォームの出口を通って吐出する。相互接続させた脚を有する代替的実施形態（図示せず）では、流れの全体がシュラウドから入り、プラットフォームから出る。しかし、いずれかの実施形態の変形として、この流れから（例えば、フィルム冷却用の）分流がなされてもよい。同様に、図９には、通路２２０，２２２，２２４が示されている。
【００２３】
図３を再び参照すると、例示的な入口が、図７の通路位置に対応する１つの例示的な組合せの形態で、示されている。例示的な実施形態では、入口１１０，１１５は、それぞれ、第１のエアフォイル６２の前縁通路２００および第２のエアフォイル６４の前縁通路２００に空気を送る。入口１１１は、第１のエアフォイル６２の次の３つの貫流通路に空気を送る。第２のエアフォイル６４では、入口１１１は、２つの入口１１６，１１７と置き換えられている。入口１１６は、通路２０２，２０４，２０６に空気を送り、入口１１７は、通路２１４，２１６，２１８に空気を送る。逆に、第２のエアフォイル６４では、入口１１８が、後縁供給通路２０８に空気を送る。第１のエアフォイル６２では、入口１１８が入口１１２，１１３に置き換えられている。これらの入口１１２，１１３は、その片方が、供給通路２０８’に空気を送り、その他方が、貫流通路２２０，２２２，２２４に空気を送る。図４の例示的なプラットフォームでは、第２のエアフォイル６４に対して、通路２０２，２０４，２０６，２１４，２１６，２１８からの複合流れを受けるために、出口１２２が配置されている。しかし、第１のエアフォイル６２の場合、出口１２０が、３つの主貫流通路からの流れを吐出し、出口１２１が、追加された通路２２０，２２２，２２４からの流れを吐出する。単一入口から多数の通路に空気が送られ、または多数の通路が単一出口に空気を送るようにされる場合、関連するプレナム構造が、シュラウドまたはプラットフォーム内に画定される。
【００２４】
図１０には、互いに隣接する脚を分離する壁２３７に設けた間隙２３６によって相互接続された脚２３２，２３３，２３４，２３５を有する回路が示されている。
【００２５】
図１１には、例示的な２回路単一蛇行配置が示されている。第１の回路２４０は、流れ２４２を通過させ、第２の回路２４４は、流れ２４６を通過させる。２つの回路は、各々、１つまたは複数の入口（例えば、入口１１２）からの流れを受ける第１の下方通過脚２４８，２５０を有する。さらに、これらの回路は、各々、内周側の折り返し点２５２，２５４を有する。さらに、これらの回路は、各々、戻り通過脚２５６，２５８を有する。さらに、これらの回路は、各々、外周側の折り返し点２６０，２６２を有する。さらに、これらの２つの回路は、関連する流れ２４２，２４６をプラットフォームの関連する出口から吐出する最終的な下方通過脚２６４，２６６を有する。エアフォイルの全体にわたる流れの方向に対して、空気流れ２４２の例示的な方向は、下流から上流（例えば、前縁）に向かい、空気流れ２４６の方向は、下流（例えば、後縁）に向かう。
【００２６】
本発明の１つまたは複数の実施形態について説明した。にもかかわらず、種々の変更が、本発明の精神および範囲から逸脱することなくなされてもよいことが理解されるだろう。例えば、これらの原理は、既存のエンジンの再製造または既存の基準エンジン構成の再設計に適用されてもよい。このような再製造または再設計の場合、基準の構成の詳細が具体的な実施形態の詳細に影響を及ぼすことがある。従って、他の実施形態は、特許請求の範囲に含まれる。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】ガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】図１のエンジンのベーンリングを示す図である。
【図３】図２のリングのベーンクラスタの第１の図である。
【図４】図３のベーンクラスタの第２の図である。
【図５】従来技術によるクラスタ／基準クラスタのエアフォイルの断面図である。
【図６】第１の再設計クラスタのエアフォイルの断面図である。
【図７】第２の再設計クラスタのエアフォイルの断面図である。
【図８】図７のクラスタの負圧側の例示的な非蛇行壁冷却回路の概略的な平面図である。
【図９】図７のクラスタの正圧側の例示的な非蛇行壁冷却回路の概略的な平面図である。
【図１０】図７のクラスタの例示的な相互接続回路の概略的な平面図である。
【図１１】図７のクラスタの例示的な蛇行回路の概略的な平面図である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【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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【図１１】
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