(57)【要約】      （修正有）【課題】後縁スロット通過空気を減少させる。【解決手段】前縁１０５及び後縁１０７を有する胴部を備える翼形構成部品は、内部冷却通路２０１と、内部冷却通路２０１と連通状態にある細長開口２１１とを含む。開口２１１は、鋳造中に構造安定性を与える形状で構成されて、効率的な構成部品動作を実現するために開口２１１を通る空気流を十分に絞る断面を有する。鋳造インサートは、外縁部突起と、インサートの周囲に鋳造された時の開口の形状に対応するウェブ部分とを有し、鋳造インサートの周囲に翼形構成部品を鋳造した後、開口２１１を有する構成部品を完成するためにインサートは除去される。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼形構成部品（１００）であって、
前縁（１０５）及び後縁（１０７）を有する胴部と、
内部冷却通路（２０１）と、
内部冷却通路（２０１）と連通状態にある細長開口（２１１）と
を備え、前記開口（２１１）は、鋳造中に構造安定性を与える形状で構成され且つ該開口（２１１）を通る冷却流体流を十分に絞る断面を有し、効率的な構成部品動作を実現する、翼形構成部品。
【請求項２】
構成部品（１００）であって、開口（２１１）は、第１寸法（８０１）及び第２寸法（８０３、８０４）を有する細長形状を有し、第１寸法（８０１）は、開口（２１１）の対向端部に配置された第１端部（８０５）及び第２端部（８０７）を有し、
第２寸法（８０３、８０４）は第１寸法（８０１）に対して垂直に配置され、さらに、第１端部（８０５）及び第２端部（８０７）間に位置する少なくとも１つの最小値（８０３）及び少なくとも１つの最大値（８０４）をさらに含む、請求項１に記載の構成部品。
【請求項３】
構成部品（１００）であって、少なくとも１つの最小値（８０３）は最大値（８０４）の９０％未満である、請求項２に記載の構成部品。
【請求項４】
構成部品（１００）であって、少なくとも１つの最小値（８０３）は最大値（８０４）の８０％未満である、請求項３に記載の構成部品。
【請求項５】
構成部品（１００）であって、開口は後縁（１０７）に隣接して配置される、請求項１に記載の構成部品。
【請求項６】
構成部品（１００）であって、タービン動翼又は静翼である、請求項１に記載の構成部品。
【請求項７】
構成部品（１００）であって、構成部品（１００）はタービンシュラウドである、請求項１に記載の構成部品。
【請求項８】
構成部品（１００）であって、開口は構成部品（１００）を鋳造インサートの周囲に鋳造することによって形成され、鋳造インサートは、
セラミックインサート胴部（５０１）と、
胴部から延出して、ウェブ部分（６０３）によって接続された外縁部突起（６０１）を有するコアインサート突起５０３であって、外縁部突起（６０１）は、ウェブ部分（６０３）に沿った厚さがウェブ部分（６０３）の厚さより大きい、コアインサート突起（５０３）と
を有しており、
コアインサート突起（５０３）及びウェブ部分（６０３）は、構成部品（１００）をインサートの周囲に鋳造できるようにするのに十分な構造安定性を有する、請求項１に記載の構成部品。
【請求項９】
ウェブ部分（６０３）は、ウェブ部分（６０３）に沿った厚さが外縁部突起（６０１）の厚さの９０％未満である、請求項８に記載の鋳造インサート。
【請求項１０】
ウェブ部分（６０３）は、ウェブ部分（６０３）に沿った厚さが外縁部突起（６０１）の厚さの８０％未満である、請求項９に記載の鋳造インサート。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、包括的にはガスタービンエンジン構成部品に、特にガスタービンエンジン構成部品に使用される内部冷却翼形に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービン内の温度は３０００°Ｆ（１６５０°Ｃ）を越えることがあり、タービン動翼の冷却が、動翼の寿命の観点から非常に重要である。ガスタービンエンジンは、圧縮機部分を使用して大気を大気圧の１０〜２５倍に圧縮し、処理中に空気を約８００°〜１２５０°Ｆ（４２７°Ｃ〜６７７°Ｃ）間に断熱式に加熱することによって動作する。この加熱かつ圧縮された空気が燃焼器内へ送られ、そこで空気は燃料と混合される。燃料が点火され、燃焼工程がガスを３０００°Ｆ（１６５０°Ｃ）を越える非常に高温に加熱する。これらの高温ガスがタービン内を流れ、そこで、回転タービンディスクに固定された翼形がエネルギを抜き出し、それにより、エンジンのファン及び圧縮機や排気システムを駆動し、ここでガスは、航空機を推進するための十分な推力を与える。航空機エンジンの動作効率を改善するために、燃焼温度が高くなってきた。もちろん、燃焼温度を上昇させると、これらの高温の燃焼ガス用の流路を形成する材料の熱劣化を防止するための措置を取らなければならない。
【０００３】
航空機ガスタービンエンジンは、圧縮機を駆動するために、いわゆる高圧タービン（ＨＰＴ）を有する。ＨＰＴは、エンジンレイアウト内の燃焼器の後に配置され、エンジン内に生じる最高レベルの温度及び圧力（それぞれ公称３０００°Ｆ（１８５０°Ｃ）及び３００ｐｓｉａ）を受ける。ＨＰＴはまた、超高回転速度（大型高バイパスターボファンの場合は１０，０００ＲＰＭ、小型ヘリコプタエンジンの場合は５０，０００ＲＰＭ）で動作する。ＨＰＴ内に複数段の回転翼形が存在してもよい。これらのレベルの温度及び圧力での寿命要件に対処するために、ＨＰＴ構成部品は、一般的に圧縮機から取り出されたブリード空気によって空冷され、高温合金から構成される。
【０００４】
冷却しなければ、タービン動翼は急速に劣化するであろう。タービン動翼の冷却の改良が非常に望ましく、冷却を向上させるために、タービン動翼内の内部キャビティ用の改良形状の考案に対して、動翼冷却技術の専門家によって多大な努力が払われてきた。燃焼ガスは高温であるので、タービン静翼及び動翼は一般的に、この目的のために圧縮機から流出した圧縮機空気の一部分で冷却される。圧縮機空気のいくらかを圧縮機での使用から流用すれば、必然的にエンジンの全体効率が低下する。したがって、静翼及び動翼をできる限り少ない圧縮機ブリード空気で冷却することが望ましい。
【０００５】
内部冷却回路を備えるタービン動翼は通常、一般的にロストワックス処理と呼ばれるインベストメント鋳造処理を使用して製造される。この処理は、タービン動翼の所望形状に形作られたワックス内に内部冷却回路を画定するセラミックコアを包み込むことを含む。次に、ワックスアセンブリをセラミック溶液内に繰り返して浸し、それにより、硬いセラミックシェルをその上に形成する。次に、加熱によってワックスをシェルから取り除き、それにより、残った型は、内部セラミックコア、外部セラミックシェル、及びその間の、以前にワックスが満たされていた空間からなる。次に、空になった空間に溶融金属を満たす。金属を冷却して凝固させた後、外部シェルを壊して取り除き、ワックスの除去によって生じた空隙の形を取った金属を露出させる。内部セラミックコアは、リーチング処理によって溶解される。結果的に得られた金属構成部品は、内部冷却回路及び冷却オリフィスを備えた所望形状のタービン動翼を有する。
【０００６】
蛇行冷却回路付きのタービン動翼の鋳造において、内部セラミックコアは、多数の長く細いブランチを有する蛇行エレメントとして形成される。これは、コアを、コアの位置決めのための厳格な要求事項を維持しながら、金属の注入に耐えるのに十分に堅固にするという難題を提示する。現在では、コアに強度を与えるとともに、タービン構成部品の後縁に沿った十分な冷却を行うために、一般的に０．０１３インチを越える十分な大きさのスロットサイズを与えるほぼ楕円形のコアインサート突起を用いて、後縁スロットが鋳造される。図３は、後縁１０７に沿った既知の構造を有する後縁開口２１１を有する既知の翼形構成を示す。後縁開口２１１は、過剰量の冷却流体２０４の通過を許可するほぼ楕円形の形状（すなわち、長さを横切る幅がほぼ均一である形状）を有し、望ましくないことに、動翼１００の効率的な動作を行うために冷却流体２０４の供給部に、付け根板などの冷却流体２０４の絞りを必要とする。従来構造の別の図が図７に示されており、これは、後縁開口２１１の断面を示し、その断面形状はほぼ楕円形状である。当該技術において既知の後縁開口２１１では、鋳造中に十分なセラミックコア５０１強度を与えるために、長さ７０３を横切る幅７０１がほぼ均一であることが従来は必要であった。しかしながら、現在形成される冷却スロットは、動作中にキャビティ減圧で過剰流量の冷却流体を与えるので、冷却流体の流量を制限するために、動翼供給部上に付け根板９０１を使用することが必要である。図９は、入口開口２０５上に配置された付け根板９０１を有する既知のタービン動翼１００の構造を示す。望ましくないことに、付け根板は製造コストを増加させるとともに、タービン構成要素に隣接して追加構成部品を設置する必要により、追加的なメンテナンスコストも生じる。
【特許文献１】米国特許第６，９７４，３０６Ｂ２号公報
【特許文献２】米国特許第６，９３３，４５９Ｂ２号公報
【特許文献３】米国特許第６，４９１，４９６Ｂ２号公報
【特許文献４】米国特許第６，４１６，２７５Ｂ１号公報
【特許文献５】米国特許第６，３９０，７７４Ｂ１号公報
【特許文献６】米国特許第６，１８６，７４１Ｂ１号公報
【特許文献７】米国特許第６，１７６，６７７Ｂ１号公報
【特許文献８】米国特許第６，０５９，５２９号公報
【特許文献９】米国特許第５，９５１，２５６号公報
【特許文献１０】米国特許第４，８２０，１２３号公報
【特許文献１１】米国特許第４，６２６，１６９号公報
【特許文献１２】米国特許第４，５８２，４６７号公報
【特許文献１３】米国特許第４，２３６，８７０号公報
【特許文献１４】米国特許第３，７０６，５０８号公報
【特許文献１５】米国特許第６，１２６，３９６号公報
【特許文献１６】日本国特許第６２，１３１，９０１Ａ号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
したがって、作製中のコアが、タービン構成部品の鋳造に耐えるのに十分に堅固でありながら、後縁スロットを通る冷却流体流量を減少させる翼形構成部品が必要である。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の第１の態様は、前縁及び後縁を有する胴部を備える翼形構成部品を含む。構成部品は、内部冷却通路と、内部冷却通路と連通状態にある細長開口とを有する。開口は、鋳造中に構造安定性を与える形状で構成され、また、効率的な構成部品動作を実現するために、開口を通る空気流を十分に絞る断面を有する。
【０００９】
本発明の別の態様は、セラミックインサート胴部を有する、ガスタービンエンジン構成部品鋳造インサートを含む。インサートは、ウェブ部分によって接続された外縁部突起を有する、胴部から延出したコアインサート突起をさらに含む。外縁部突起は、ウェブ部分に沿った厚さが、ウェブ部分の厚さより大きい。コアインサート突起及びウェブ部分は、インサートの周囲に鋳造できるようにするのに十分な構造安定性を有する。
【００１０】
本発明のさらに別の態様は、ガスタービンエンジン構成部品を鋳造する方法を含む。本方法は、ウェブ部分によって接続された外縁部突起を設けたコアインサート突起を有するコアインサートを準備することを含む。外縁部突起は、ウェブ部分に沿った厚さが、ウェブ部分の厚さより大きい。ガスタービンエンジン構成部品が、コアインサートの上に鋳造される。次に、コアインサートが取り除かれ、それにより、冷却通路及び冷却通路と連通状態にある細長開口を有するガスタービンエンジンを与えることができる。コアインサートの除去によって形成される開口は、効率的な構成部品動作を実現するために開口を通る空気流を十分に絞る形状を有する。
【００１１】
本発明の一実施形態の１つの利点は、圧縮機からのブリード空気の量を減少させることができ、ガスタービンエンジン動作をより効率的にできることである。
【００１２】
本発明の一実施形態の別の利点は、後縁からの冷却流体の冷却流量の減少により、付け根板などの他の流体流絞りの必要性が減少するか、なくなることである。
【００１３】
本発明の他の特徴及び利点は、本発明の原理を例示的に示す添付図面と組み合わせた、好適な実施形態の以下のより詳細な説明から明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
全図面を通して、同一又は同様部品を参照するために、できる限り同一の参照番号を使用する。
【００１５】
図１に、軸流の下流方向に流れる高温ガス流内で動作するように設計されたガスタービンエンジン用の例示的なタービン動翼１００を示す。動翼１００の動作中、燃焼ガス１０１が燃焼器（図示せず）によって発生して、翼形１０３の上を下流へ流れる。動翼１００は、中空の翼形１０３と、動翼１００をガスタービンエンジンのロータディスク（図示せず）に固定するために使用される従来型翼根１０４とを含む。翼形１０３は、上流側前縁１０５と、翼端１０６と、前縁１０５から弦方向に間隔をおいた下流側後縁１０７とを有する。翼形１０３はその長手方向が、翼根１０４から離れる半径方向に延びる。
【００１６】
図２に示すように、翼形１０３は、翼形１０３の中空部分を横切る冷却通路２０１を有する内部蛇行冷却回路を含む。冷却通路２０１の構成は特に制限されることはなく、ガスタービンエンジン（図示せず）の圧縮機から入口開口２０５を通って流出する圧縮空気などの冷却流体２０４を受け取る複数の回路２０３を含んでもよい。好ましくは、蛇行冷却回路２０３は、冷却回路２０３内の蛇行冷却流体２０４が通路２０１を流れて、前縁開口２０７、翼端開口２０９及び後縁開口２１１を通って出ていくように構成される。それにより、冷却流体２０４の流れが翼形１０３を、その外面の上を流れる燃焼ガス１０１の熱から冷却する。また、エーフォロイル１０３のさまざまな表面のフィルム冷却を行うために、翼形１０３は、所望通りに外壁、前縁及び／又は翼端面に沿って開口を有してもよい。図２に示すように、これらのフィルム冷却開口２０７及び２０９は、それぞれ前縁１０５及び翼端１０６に沿って外壁に貫設して配置されてもよい。本発明は、図示の通路２０１又は開口２０７及び２０９の配置に制限されることはなく、翼形１０３の冷却を行う任意の適当な配置の通路２０１を含んでもよい。
【００１７】
後縁開口２１１は、冷却流体２０４の流れを受け取り、冷却流体２０４は、後縁開口２１１を通って流れて翼形１０３から排出される。冷却空気排出穴又は後縁開口２１１は好ましくは、後縁１０７の衝突冷却を行うように設計される。本発明は、翼根板又は他の冷却流体２０４の絞りを必要とすることなく、効率的な冷却を行う後縁開口２１１の構成を用いて、効率的なガスタービンエンジン動作を可能にする。
【００１８】
例示的なガスタービン動翼１００を図１及び図２に示すが、本発明は、同様な翼形及びタービンシュラウドを有する、ほぼ固定されたタービン静翼にも等しく当てはまり、これらは本発明に従って同様に冷却されるであろう。さらに、翼形１０３は、その冷却を高める任意の他の従来型の特徴部、たとえば当該技術分野において既知のタービュレータ又はピン（図示せず）を有してもよい。また、翼形１０３の熱特性を改善するために、当該技術において既知のサーマルバリアコーティング（ＴＢＣ）を用いてもよい。
【００１９】
図４は、本発明の一実施形態による、後縁１０７に沿って後縁開口２０１の配列を有する後縁開口２１１を有する翼形１０３を示す。この実施形態では、つまみ形状を有する後縁開口２１１は、冷却流体２０４の流量を、図３の後縁開口２１１を通る冷却流体２０４の流量より少なくすることができる。減少した冷却流体２０４の流量は、翼根板又は他の冷却流体２０４絞りを必要とすることなく、効率的な冷却を行い、効率的なガスタービンエンジン動作を可能にする。
【００２０】
図５は、蛇行冷却回路を有するタービン動翼の鋳造用のコアアセンブリを示し、内部セラミックコア５０１は、多数の長く細いブランチを有する蛇行エレメントとして形成される。セラミックコア５０１は、鋳造中にセラミックコア５０１に対する厳しい位置決め要求事項を維持しながら、鋳造材料（たとえば、スーパーアロイ金属）の注入に耐えるのに十分な、強度などの機械的性質を有する。タービン動翼１００の鋳造は、従来のタービン動翼１００の鋳造方法を使用して行われてもよい。たとえば、タービン動翼１００は、セラミックコア５０１の周囲に方向性凝固又は単結晶スーパーアロイからインベストメント鋳造されてもよい。鋳造及び外側セラミック材料の除去が完了してから、セラミックコア５０１を化学的に除去し、それにより中空のタービン動翼１００を与えるようにしてもよい。
【００２１】
本発明の一実施形態は、後縁開口２１１のつまみ形状に対応する形状を有するコアインサート突起５０３を使用して形成されたセラミックコア５０１を用いる。セラミックコア５０１に強度を与えるとともに、タービン構成部品の後縁開口２１１に沿った十分な冷却を行うために、つまみ後縁開口２１１は、つまみ形状を有するスロット形状を与えるセラミックコア５０１のインサート突起５０３を用いて鋳造される。
【００２２】
図６は、セラミックコア５０１のインサート突起５０３を図示する、図５の部分５０５の拡大図を示す。図６の部分５０５の拡大図によりわかりやすく示すように、セラミックコア５０１のインサート突起５０３の形状は、ウェブ部分６０３によって接続された１つ又は複数のリブ又はスプラインを与える外縁部突起６０１を含み、ウェブ部分６０３は外縁部突起６０１間に延在する。図５及び図６に示す形状に制限されないが、インサート突起５０３は好ましくは、ウェブ部分６０３を横切る方向に最小厚さ及び最大厚さを有する。たとえば、ウェブ部分６０３は、ウェブ部分６０３に沿った厚さ（すなわち、図５及び図６に示す紙面に垂直な軸に沿って測定した厚さ）が、外縁部突起６０１の厚さの約９０％未満であり、好ましくはウェブ部分６０３の厚さは、外縁部突起６０１の厚さの約８５％未満であり、より好ましくは、ウェブ部分６０３の厚さは、外縁部突起６０１の厚さの約８０％未満である。外縁部突起６０１及びウェブ部分６０３の組み合わせにより、タービン動翼１００の鋳造を可能にするとともに鋳造中の位置決めを維持するのに十分な機械的性質が与えられる。セラミックコア５０１のインサートは、セラミックコア５０１のインサートを除去した時の、後縁開口２１１を有する完成タービン動翼１００の形状であって、動作中のキャビティ減圧での冷却流体２０４の過剰な流量を減少又は排除する形状に対応する。冷却流体２０４の流量は、後縁開口２１１によって十分に制限され、それにより、冷却流体２０４の流量を制限するために動翼供給部に翼根板を設ける必要性を減少又は排除することができる。
【００２３】
図８は、つまみ形状を有する本発明の一実施形態を示す。つまみ形状とは、後縁開口２１１の断面形状が、長手方向に配置された第１寸法８０１と、第１寸法にほぼ垂直な第２最小寸法８０３及び第２最大寸法８０４とを有する細長開口を含むことを意味する。第１寸法８０１は、第１端部８０５及び第２端部８０７を備え、第２最小寸法８０３は、第１端部８０５及び第２端部８０７間の位置で最小値を有する。好適な実施形態では、後縁開口２１１はつまみ形状を有して、第１端部８０５及び第２端部８０７はそれぞれ、後縁開口２１１の側縁部８１１に沿って延びる減少厚さ弦８０９によって接続された第２最大寸法８０４について延びるほぼ円形の断面形状を有する。たとえば、第２最大寸法８０４は、第１端部８０５及び第２端部８０７の近くに約０．０１３インチの最大値を有してもよく、第２最小寸法８０３は、弦８０９に沿って０．０１０インチでよい。第２最小寸法８０３は、第２最大寸法８０４の約９０％以下であり、好ましくは、第２最大寸法８０４の約８５％以下であり、さらにより好ましくは、第２最大寸法８０４の８０％でよい。
【００２４】
本発明の別の実施形態では、後縁開口２１１は、たとえば、第１端部８０５及び第２端部８０７間に複数の第２最小寸法８０３を有してもよく、その場合、第２最大寸法８０４は、ほぼＴ字形開口２１１の第１寸法８０１の中央の近くの場所に位置する。同様に、第２最大寸法８０４は、第２最小寸法８０３を２方向に越えて延びてもよい。本発明は、第１寸法８０１、第２最小寸法８０３及び第２最大寸法８０４の上記構成に制限されることはなく、第２最小寸法８０３及び第２最大寸法８０４の各々又は両方を複数、含んでもよい。本発明は、動翼１００の鋳造を可能にする十分な強度のセラミックコア５０１のインサートを与える一方、冷却流体２０４の流量を減少させるように形成された断面形状を利用する。したがって、冷却流体２０４は、より効率的に使用され、また、圧縮機から流出する冷却流体２０４が減少して、ガスタービンエンジンの動作効率全体を増加させることができる。
【００２５】
好適な実施形態を参照しながら本発明を説明してきたが、本発明の範囲から逸脱することなく、さまざまな変化を加えてもよく、また、その要素の代わりに同等物を用いてもよいことは、当業者には理解されるであろう。また、本発明の本質的な範囲から逸脱することなく、特定の状況又は材料を本発明の教示に適応させるために、多くの変更を加えてもよい。したがって、本発明は、本発明を実施するために考えられる最良の形態として開示された特定の実施形態に制限されることはなく、本発明は、添付の特許請求の範囲内に入るすべての実施形態を含むものとする。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】本発明の一実施形態によるタービン動翼の立面斜視図である。
【図２】本発明の一実施形態によるタービン動翼の部分破断図である。
【図３】当該技術分野において既知の後縁開口を有する翼形の斜視図である。
【図４】本発明による後縁開口を有する翼形の斜視図である。
【図５】本発明の一実施形態によるコアインサートの斜視図である。
【図６】本発明の一実施形態によるコアインサートの拡大斜視図である。
【図７】当該技術分野において既知の後縁開口の断面形状を示す図である。
【図８】本発明の一実施形態による後縁開口の断面形状を示す図である。
【図９】翼根板を有するタービン動翼の底部斜視図である。
【符号の説明】
【００２７】
図１
１００  動翼（翼形構成部品）
１０１  ガス
１０３  翼形（エーロフォイル）
１０４  翼根（ルート）
１０５  前縁
１０６  翼端
１０７  後縁
図２
２０１  通路
２０３  回路
２０４  冷却流体
２０５  入口開口
２０７  前縁開口
２０９  翼端開口
２１１  後縁開口
図３〜図４
図５
５０１  セラミックコア
５０３  インサート突起
５０５  部分
図６
６０１  外縁部突起
６０３  ウェブ部分
図７
７０１  幅
７０３  長さ
図８
８０１  第１寸法
８０３  第２寸法
８０５  第１端部
８０７  第２端部
８０９  弦
【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】
2008163942.tif 000009
【図８】
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【図９】
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