(57)【要約】【課題】  改善された流れを導く装置を提供する。【解決手段】  ガスタービンエンジンの流れを導く装置であって、前縁、後縁、負圧面、および正圧面を有するエアフォイル（１０３）と、エアフォイル（１０３）に接触する壁（１０５）と、エアフォイル（１０３）と壁（１０５）との間に設けられたフィレット部（Ｆ）と、を有する。フィレット部（Ｆ）は、前縁に位置するとともに負圧面および正圧面に沿って後縁に向かって延びる拡大部分（Ｅ）を有する。この装置は、ベーンセグメント（１０１）の一部でありうる。この装置は、馬蹄渦を防止することに加えて、エアフォイル（１０３）の近位端部の比較的低温のガスをエアフォイル（１０３）の中間部分における比較的高温のガスに向かって導くことにより、エアフォイル（１０３）の熱負荷を減少させる。【選択図】  図３
2004278517.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
前縁、後縁、負圧面、および正圧面を有するエアフォイルと、
前記エアフォイルに接する壁と、
前記エアフォイルと前記壁との間に設けられたフィレット部と、を有し、
前記フィレット部は、前記前縁に位置するとともに前記負圧面および前記正圧面に沿って前記後縁に向かって延びる拡大部分を有することを特徴とするガスタービンエンジン用の流れを導く装置。
【請求項２】
前記エアフォイルの負圧面と正圧面とは、それぞれゲージポイントを有し、前記拡大部分は、これらのゲージポイントの近傍で終わっていることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン用の流れを導く装置。
【請求項３】
前記フィレット部は、前記エアフォイルから距離ｄだけ延在しており、前記距離の最大値が、前記拡大部内でかつ前記エアフォイルの負圧面に位置していることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン用の流れを導く装置。
【請求項４】
前記エアフォイルは、よどみ線を有し、前記最大距離は、このよどみ線に隣接していることを特徴とする請求項３記載のガスタービンエンジン用の流れを導く装置。
【請求項５】
前記距離の最小値が、前記フィレット部の標準的な部分に位置し、前記最大距離は、前記最小距離の約８倍であることを特徴とする請求項３記載のガスタービンエンジン用の流れを導く装置。
【請求項６】
前記フィレット部は、前記壁から高さｈだけ延在しており、前記高さの最大値が、前記拡大部内でかつ前記エアフォイルの負圧面に位置していることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン用の流れを導く装置。
【請求項７】
前記エアフォイルは、よどみ線を有し、前記最大高さは、このよどみ線に隣接していることを特徴とする請求項６記載のガスタービンエンジン用の流れを導く装置。
【請求項８】
前記高さの最小値が、前記フィレット部の標準的な部分に位置し、前記最大高さは、前記最小高さの約１０倍であることを特徴とする請求項６記載のガスタービンエンジン用の流れを導く装置。
【請求項９】
前記エアフォイルは、翼幅を有し、前記最大高さは、この翼幅の約３０パーセントであることを特徴とする請求項６記載のガスタービンエンジン用の流れを導く装置。
【請求項１０】
前記拡大部分は、線形の高さプロファイルを有することを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン用の流れを導く装置。
【請求項１１】
前記拡大部分は、弓形の高さプロファイルを有することを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン用の流れを導く装置。
【請求項１２】
前記拡大部分は、変化する曲率を有することを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン用の流れを導く装置。
【請求項１３】
前記拡大部分は、傾斜部の不連続性がないことを特徴とする請求項１記載のガスタービンエンジン用の流れを導く装置。
【請求項１４】
少なくとも１つのプラットフォームと、
前記少なくとも１つのプラットフォームから延在するとともに、前縁、後縁、負圧面、および正圧面をそれぞれ有する複数のエアフォイルと、
前記各々のエアフォイルと前記プラットフォームとの間にそれぞれ設けられたフィレット部と、を有し、前記各々のフィレット部は、前記前縁に位置するとともに前記負圧面および前記正圧面に沿って前記後縁に向かって延びる拡大部分を有することを特徴とするベーンセグメント。
【請求項１５】
前記エアフォイルの負圧面と正圧面とは、それぞれゲージポイントを有し、前記拡大部分は、これらのゲージポイントの近傍で終わっていることを特徴とする請求項１４記載のベーンセグメント。
【請求項１６】
前記フィレット部は、前記エアフォイルから距離ｄだけ延在しており、前記距離の最大値が、前記拡大部内でかつ前記エアフォイルの負圧面に位置していることを特徴とする請求項１４記載のベーンセグメント。
【請求項１７】
前記エアフォイルは、よどみ線を有し、前記最大距離は、このよどみ線に隣接していることを特徴とする請求項１６記載のベーンセグメント。
【請求項１８】
前記距離の最小値が、前記フィレット部の標準的な部分に位置し、前記最大距離は、前記最小距離の約８倍であることを特徴とする請求項１６記載のベーンセグメント。
【請求項１９】
前記フィレット部は、前記壁から高さｈだけ延在しており、前記高さの最大値が、前記拡大部内でかつ前記エアフォイルの負圧面に位置していることを特徴とする請求項１４記載のベーンセグメント。
【請求項２０】
前記エアフォイルは、よどみ線を有し、前記最大高さは、このよどみ線に隣接していることを特徴とする請求項１９記載のベーンセグメント。
【請求項２１】
前記高さの最小値が、前記フィレット部の標準的な部分に位置し、前記最大高さは、前記最小高さの約１０倍であることを特徴とする請求項１９記載のベーンセグメント。
【請求項２２】
前記エアフォイルは、翼幅を有し、前記最大高さは、この翼幅の約３０パーセントであることを特徴とする請求項１９記載のベーンセグメント。
【請求項２３】
前記拡大部分は、線形の高さプロファイルを有することを特徴とする請求項１４記載のベーンセグメント。
【請求項２４】
前記拡大部分は、弓形の高さプロファイルを有することを特徴とする請求項１４記載のベーンセグメント。
【請求項２５】
前記拡大部分は、変化する曲率を有することを特徴とする請求項１４記載のベーンセグメント。
【請求項２６】
前記拡大部分は、傾斜部の不連続性がないことを特徴とする請求項２３記載のベーンセグメント。
【請求項２７】
壁と接する近位端部、遠位端部、およびこれらの端部の間の中間部分を有するエアフォイルを提供し、
前記中間部分に隣接するガスが、前記エアフォイルの近位端部上を流れるガスよりも比較的高い温度を有するガスを、前記エアフォイルにわたって流し、
前記ガスを、前記エアフォイルの近位端部から前記エアフォイルの中間部分に導くステップをそれぞれ含むことを特徴とするエアフォイルの熱負荷減少方法。
【請求項２８】
前記導くステップは、前記エアフォイルと前記壁との間にフィレット部を設けることを含み、このフィレット部は、拡大部分を有することを特徴とする請求項２７記載のエアフォイルの熱負荷減少方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンで使用される流れを導く装置に関する。本発明は、特に、ガスの流れにさらされたエアフォイルの熱負荷を減少させる装置および方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンの主な構成要素には、（上流端すなわち吸気口から順に）ファン部、１つまたはそれ以上の圧縮部、燃焼部、１つまたはそれ以上のタービン部、およびノズルが含まれる。エンジンは、さらにアフタバーナを含みうる。
【０００３】
空気は、吸気口を通ってエンジンに流入してファン部を通過し、圧縮部で圧縮されるとともに、燃焼部で燃料と混合されて燃焼する。燃焼部からのガスは、タービン部を駆動してから、推力を発生させるようにノズルを通ってエンジンから排出される。アフタバーナがあれば、このアフタバーナは、燃焼部の下流で追加の燃料を燃焼させることでエンジンの推力を増加させる。
【０００４】
圧縮部およびタービン部は、複数のロータアセンブリとステータベーンアセンブリとを含む。ロータブレードおよびステータベーンは、ガスタービンエンジン内でコアガスの流れを導く構造体（すなわち“流れを導く構造体”）の例である。圧縮機に流入するとともに燃焼部およびタービン部を通って後方に移動する空気は、一般に“コアガス”と呼ばれる。燃焼部およびタービン部の内部および後方では、流路に流入する冷却空気および燃焼生成物がコアガスにさらに含まれる。
【０００５】
燃焼部の内部および後方では、コアガスが高温なためにコアガスと接触する部品の冷却が必要となる。このような冷却機構の１つは、部品の内部に冷却空気を通過させるとともに部品の外側壁に設けられた流路を通って冷却空気を流出可能としている。他の冷却機構は、部品の外側面に沿って移動する冷却空気のフィルムを利用する。この冷却空気のフィルムは、高温のコアガスから部品を隔離するとともに部品の表面に沿って冷却の均一性を増加させる。
【０００６】
コアガス温度は、コアガス流路内でかなり変動し、特に、燃焼部の後方に位置するタービン部の最初のいくつかの段において一様でない。軸方向では、コアガス温度は、燃焼部からの距離が長くなるに従って減少する。径方向では、コアガス温度は、コアガス流路の中間領域で最大となる。コアガス流路の径方向外側領域と径方向内側領域では、コアガス温度が最も低い。
【０００７】
種々の異常な流れがコアガス流れに影響を与えうる。このような異常な流れの１つには、“馬蹄渦”がある。馬蹄渦は、エアフォイルが、ステータベーンのプラットフォームなど、ガス流路の径方向境界を構成する面に接触するところで典型的に生じる。馬蹄渦は、エアフォイルの前縁領域に沿って発生し、エアフォイルの中間領域から離れるとともにステータベーンのプラットフォームに接近するように移動する。渦は、次にエアフォイルから離れるように進み、壁に沿ってコアガス流れとは反対に移動する。続いて、渦は、名前通りの流れパターンを形成するように渦を巻く。馬蹄渦は、エアフォイルの近傍の部品に悪影響を及ぼす。
【０００８】
例えば、馬蹄渦は、壁の耐用寿命に影響を与える。具体的には、馬蹄渦は、中間領域における比較的高温のコアガス流れをプラットフォームに押し付けて、ステータベーンプラットフォームの熱負荷を増加させてしまう。エアフォイルとは異なり、プラットフォームは、増加した熱負荷を相殺する冷却機構を欠いている。
【０００９】
また、馬蹄渦は、燃焼部の耐用寿命にも影響を与える。上述したように、馬蹄渦は、中間領域における比較的高温のコアガス流れをガス流路の径方向境界の方に引き寄せる。燃焼部のライナは、ステータベーンプラットフォームに（上流側で）隣接しているので、このような熱負荷の増加によって燃焼部のライナが損傷するおそれがある。
【００１０】
他の異常な流れには、ステータ部またはロータ部の隣接するエアフォイルの間の通路で発生する“通路渦”がある。通路渦は、馬蹄渦の正圧側部分と、隣接するエアフォイルの間のコアガス直交流と、エアフォイルの間を通過するコアガスの自由流れからの混入空気と、が組み合わさって発生する。これらの流れ特性は、協働してエアフォイルの間を通過する流れの数パーセントを螺旋状の経路（すなわち“通路渦”）に沿って移動するように導く。この螺旋状の経路は、コアガス流路の一方または両方の径方向境界に向かってコアガス流路の中心のコアガス流れを分流するように作用する。馬蹄渦と同様に、通路渦も、比較的高温の中心コアガス流れをコアガス流路の径方向境界の方に引き寄せる。これは、ステータベーンプラットフォームの耐用寿命に悪影響を与える。
【００１１】
本出願人が有する特許文献１は、馬蹄渦および通路渦の発生を防止する１つの試みを示す。この特許文献は、エアフォイルのよどみ線に隣接してフィレット部を使用することを開示している。このフィレット部は、馬蹄渦および通路渦の発生を防止する助けとなる一方で、エアフォイルの熱負荷を減少させることができない。
【特許文献１】米国特許第６，４１９，４４６号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
従って、ガスの流れにさらされたエアフォイルの熱負荷を減少させる装置および方法が求められている。
【００１３】
本発明の目的は、改善された流れを導く装置を提供することである。
【００１４】
本発明の他の目的は、流れを導く装置および流れを導く装置の熱負荷を減少させる方法を提供することである。
【００１５】
本発明のまた他の目的は、馬蹄渦を発生しない流れを導く装置を提供することである。
【００１６】
本発明のさらに他の目的は、流れを導く装置の低温部分から流れを導く装置の高温部分へとガスの流れを導く流れを導く装置を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１７】
本発明の上述およびその他の目的は、１つの形態では、流れを導く装置によって達成される。この装置は、前縁、後縁、負圧面、および正圧面を有するエアフォイルと、エアフォイルに接する壁と、エアフォイルと壁との間に設けられたフィレット部と、を有する。フィレット部は、前縁に位置するとともに負圧面および正圧面に沿って後縁に向かって延びる拡大部分を有する。
【００１８】
本発明の上述およびその他の目的は、他の形態では、ベーンセグメントによって達成される。このベーンセグメントは、少なくとも１つのプラットフォームと、この少なくとも１つのプラットフォームから延在するとともに、前縁、後縁、負圧面、および正圧面をそれぞれ有する複数のエアフォイルと、各々のエアフォイルとプラットフォームとの間にそれぞれ設けられたフィレット部と、を有する。各々のフィレット部は、前縁に位置するとともに負圧面および正圧面に沿って後縁に向って延びる拡大部分を有する。
【００１９】
本発明の上述およびその他の目的は、また他の形態では、エアフォイルの熱負荷減少方法によって達成される。この方法は、壁に接する近位端部、遠位端部、およびこれらの端部の間の中間部分を有するエアフォイルを提供し、エアフォイルの中間部分の近傍のガスがエアフォイルの近位端部上を流れるガスよりも高温であるガスをエアフォイルにわたって流し、ガスをエアフォイルの近位端部からエアフォイルの中間部分に導くステップをそれぞれ含む。
【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１０を示している。エンジン１０は、ファン部１１、圧縮部１３，１５、燃焼部１７、タービン部１９，２１、およびノズル２３を有する。エンジンは、さらにアフタバーナ２５を含んでもよい。圧縮部１３，１５とタービン部１９，２１とは、交互に配置されたステータベーン段２７とロータ段２９の列をそれぞれ含む。ステータベーン段２７は、隣接するロータ段２９に流入するコアガス流れおよび隣接するロータ段２９から流出するコアガス流れを導く。
【００２１】
図２は、ステータベーン段２７の１つを示している。ステータベーン段２７は、ステータベーンクラスタ２９にセグメント化されている。各々のクラスタ２９は、内側プラットフォーム３３と外側プラットフォーム３５との間に延在する１つまたはそれ以上のエアフォイル３１を有する。これらのプラットフォーム３３，３５は、エンジン１０を通る環状のコアガス流路の径方向の境界を画成する。
【００２２】
クラスタ２９は、一般に、粗い形状に鋳造してから、最終形状に機械加工される。機械加工工程では、エアフォイル３１とプラットフォーム３３，３５との間に直角をなす交差部が形成されない。その代わりに、機械加工工程では、エアフォイル３１とプラットフォーム３３，３５との間にフィレット部Ｆが設けられる。換言すれば、フィレット部Ｆは、２つの面の交差部を埋める材料である。
【００２３】
全てのエアフォイルと同様に、エアフォイル３１は、それぞれよどみ線Ｓを有する。よどみ線Ｓは、（コアガス流れの方向に対して）エアフォイル３１の前方に位置し、コアガス流れの速度がゼロになる位置を示す。エアフォイル３１のよどみ線Ｓの負圧側に達したコアガス流れは、エアフォイル３１の負圧面に沿って移動し、エアフォイルの正圧面に達したコアガス流れは、エアフォイル３１の正圧面に沿って移動する。エアフォイル３１は、正圧面および負圧面にゲージポイントＧｐ，Ｇｓ（図２では省略）をさらに有する。ゲージポイントＧｐ，Ｇｓは、隣接するエアフォイル３１の間の最小距離を確定する線（図示省略）の終点を定める。
【００２４】
図３〜図５は、本発明の一実施例を示している。図３は、ガスタービンエンジンのステータベーン段の１つのセグメントを構成するステータベーンクラスタ１０１を示している。ベーンクラスタ１０１は、（図３では明瞭化のために内側プラットフォームのみを示しているが）１つまたはそれ以上のプラットフォーム１０５の間に延在する１つまたはそれ以上のエアフォイル１０３を有する。プラットフォーム１０５は、エンジン１０を通る環状のコアガス流路の径方向の境界を画成する。エアフォイル１０３は、負圧面１０７と正圧面１０９を有する。クラスタ１０１は、クラスタ２９と同様である。すなわち、クラスタ１０１は、エアフォイル１０３とプラットフォーム１０５との間に機械加工によって形成されたフィレット部Ｆを有する。さらに、エアフォイル１０３は、よどみ線Ｓ、負圧面１０７上のゲージポイントＧｓ、および正圧面１０９上のゲージポイントＧｐをそれぞれ有する。
【００２５】
図５に示すように、フィレット部Ｆは、エアフォイル１０３の外周にわたってエアフォイル１０３から距離ｄだけ延在する。同様に、フィレット部は、エアフォイル１０３の外周にわたって高さｈだけ延在する。
【００２６】
クラスタ２９とは異なり、クラスタ１０１のフィレット部Ｆは、拡大部分Ｅと標準的な部分とを有する。フィレット部Ｆの標準的な部分では、一般に、距離ｄと高さｈが一定のままである。しかし、フィレット部Ｆの拡大部分Ｅでは、距離ｄと高さｈが別々に変化する。距離ｄと高さｈとは、共にスプライン関数やコサイン関数などの連続関数に従って決定されることが好ましい。連続関数の使用によって、拡大部分Ｅの曲率がエアフォイル１０３の周りで変化する一方で、拡大部分Ｅの傾斜部の不連続性が確実になくなる。
【００２７】
距離ｄは、最小値（ｄmin）と最大値（ｄmax）との間で変化しうる。最小距離ｄminは、拡大部分Ｅがフィレット部の標準的な部分へと移行する箇所に位置することが好ましい。この箇所は、典型的に、ゲージポイントＧｓ，Ｇｐの近傍である。最大距離ｄmaxは、拡大部分Ｅの内部で、かつよどみ線Ｓの近傍に位置することが好ましい。図５に示すように、最大距離ｄmaxは、よどみ線Ｓの負圧側に位置することが好ましい。エアフォイル１０３の入射角が負であるなどの特定の状況においては、最大距離ｄmaxがよどみ線Ｓの正圧側に位置することが必要な場合もありうる。最大距離Ｄmaxは、最小距離ｄminの約８倍である。
【００２８】
高さｈは、最小値（ｈmin）と最大値（ｈmax）との間で変化しうる。最小高さｈminは、拡大部分Ｅがフィレット部の標準的な部分へと移行する箇所に位置することが好ましい。この箇所は、典型的に、ゲージポイントＧｓ，Ｇｐの近傍である。最大高さｈmaxは、拡大部分Ｅの内部で、かつよどみ線Ｓの近傍に位置することが好ましい。図４に示すように、最大高さｈmaxは、よどみ線Ｓの負圧側に位置することが好ましい。エアフォイル１０３の入射角が負であるなどの特定の状況においては、最大高さｈmaxがよどみ線Ｓの正圧側に位置することが必要な場合もありうる。典型的には、最大高さｈmaxの位置は、最大距離ｄmaxの位置に対応する。最大高さｈmaxは、最小高さｈminの約１０倍である。また、最大高さｈmaxは、エアフォイル１０３の翼幅の約３０パーセントである。
【００２９】
図５に示すように、フィレット部Ｆの拡大部分Ｅの大部分は、エアフォイル１０３の前縁に位置する。しかし、図５は、フィレット部Ｆの拡大部分Ｅが、エアフォイル１０３の負圧面１０７および正圧面１０９の両方に沿って、エアフォイル１０３の後縁に向かって下流に延在していることも示している。好ましくは、拡大部分Ｅは、エアフォイル１０３の両面１０７，１０９において、ゲージポイントＧｓ，Ｇｐの近傍で標準的な大きさに移行する。本発明では、ゲージポイントＧｓ，Ｇｐの近傍でフィレット部Ｆを標準的な大きさに戻すことにより、ベーン段の流れ容量が妨げられない。本発明では、段を通る流れの断面積が減少しないので、出口におけるマッハ数および（タービンのスラスト荷重に影響を与える）段の反作用が変化しない。
【００３０】
図５では、拡大部分Ｅが、完全にゲージポイントＧｓ，Ｇｐの上流に位置していることを示しているが、本発明では、拡大部分ＥがゲージポイントＧｓ，Ｇｐの上流側および下流側の両方に位置してもよい（図示省略）。この構成では、拡大部分Ｅは、ゲージポイントの近傍で標準寸法のフィレット部Ｆに戻ってから、下流で拡大部分に戻る（図示省略）。図４は、フィレット部Ｆの拡大部分Ｅのプロファイルが線形であることを示している。しかし、図６は、フィレット部Ｆの拡大部分Ｅ’が弓形のプロファイルを有する他の実施例を示している。フィレット部Ｆの拡大部分Ｅ’の弓形のプロファイルは、楕円形であることが好ましい。
【００３１】
本発明をベーンクラスタ１０１の内側プラットフォームに関して説明したが、フィレット部Ｆの拡大部分Ｅ，Ｅ’を（明瞭化のために図３〜図６では省略されている）ベーンクラスタの外側プラットフォームのみ、または両方のプラットフォームに設けることができる。
【００３２】
本発明は、従来の設計に対して明らかな利点を有する。上述したように、従来の設計は、種々の異常な流れの影響を受けるおそれがある。図７は、コアガス流れに対する馬蹄渦の影響を示している。馬蹄渦は、エアフォイル３１の中間領域からプラットフォーム３３の方に流体を引き寄せる。これにより、比較的高温のコアガス流れがプラットフォーム３３に導かれる。プラットフォーム３３は、エアフォイルほど高温のコアガス流れに対する耐性がない。このため、比較的高温のコアガス流れは、プラットフォームおよび（上流側および下流側で）プラットフォームに隣接する構造体を損傷するおそれがある。
【００３３】
図８は、本発明のフィレット部Ｆの拡大部分Ｅの近傍には、馬蹄渦が存在しないないことを示している。馬蹄渦がないと、エアフォイル１０３の中間領域からのコアガス流れがプラットフォーム１０５に接近しない。実際には、本発明のフィレット部Ｆの拡大部分Ｅは、反対の機能を果たす。拡大部分Ｅは、プラットフォーム１０５の近傍の流体をエアフォイル１０３の中間部分に向かって導く。これにより、比較的低温のコアガス流れがエアフォイル１０３に導かれる。
【００３４】
本発明は、さらに二次的な利点を有する。フィレット部Ｆの拡大部分Ｅは、隣接するエアフォイルの間において通路渦の発生を遅らせるのを助ける。
【００３５】
本発明を種々の図面の好適実施例に関して説明したが、本発明から逸脱しないで本発明と同様の機能を実行するために、同様の実施例を使用したり、開示された実施例の変更および追加を行うことが可能である。従って、本発明は、１つの実施例に限定されるものではなく、請求項に従って範囲が解釈されるべきである。
【図面の簡単な説明】
【００３６】
【図１】航空機のガスタービンエンジンの断面図である。
【図２】従来技術に係る流れを導く装置の斜視図である。
【図３】本発明に係る流れを導く装置の一実施例の斜視図である。
【図４】図３の流れを導く装置の側面図である。
【図５】図４の５−５線に沿った流れを導く装置の断面図である。
【図６】本発明に係る他の流れを導く装置の他の実施例の側面図である。
【図７】図２の流れを導く装置を通過する流体の温度分布を表す説明図である。
【図８】図３の流れを導く装置を通過する流体の温度分布を表す説明図である。
【符号の説明】
【００３７】
１０１…ステータベーンクラスタ
１０３…エアフォイル
１０５…プラットフォーム
Ｅ…拡大部分
Ｆ…フィレット部
Ｇｐ…ゲージポイント
Ｓ…よどみ線
【図１】
2004278517.tif 000003
【図２】
2004278517.tif 000004
【図３】
2004278517.tif 000005
【図４】
2004278517.tif 000006
【図５】
2004278517.tif 000007
【図６】
2004278517.tif 000008
【図７】
2004278517.tif 000009
【図８】
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【外国語明細書】
1. TITLE OF INVENTION
Flow Directing Device
2. DETAILED DESCRIPTION OF INVENTION
Federal Research Statement 
The U.S. Government may have rights in this invention pursuant to Contract Number F33615-98-2-2905 with the United States Air Force. 
Background of Invention 
[0001] 
This invention relates to flow directing devices for use in gas turbine engines. Specifically, the present invention relates to an apparatus and a method of reducing heat load on an airfoil exposed to a gas flow. 
[0002] 
The major components of a gas turbine engine include (beginning at the upstream end, or inlet) a fan section, one or more compressor sections, a burner section, one or more turbine sections, and a nozzle. The engine may also include an afterburner. 
[0003] 
Air enters the engine through the inlet, travels past the fan section, becomes compressed by the compressor sections, mixes with fuel, and combusts in the burner section. The gases from the burner section drive the turbine sections, then exit the engine through the nozzle to produce thrust. If present, the afterburner could augment the thrust of the engine by igniting additional fuel downstream of the burner section. 
[0004] 
The compressor and turbine sections include a plurality of rotor assemblies and stationary vane assemblies. Rotor blades and stator vanes are examples of structures (i.e., "flow directing structures") that direct core gas flow within a gas turbine engine. Air entering the compressor and traveling aft through the burner and turbine sections is typically referred to as "core gas." In and aft of the burner and turbine sections, the core gas further includes cooling air entering the flow path and the products of combustion products. 
[0005] 
In and aft of the burner section, the high temperature of the core gas requires cooling of the components that contact the core gas. One such cooling schemes passes cooling air internally through the component and allowing it to exit through passages disposed within an external wall of the component. Another such cooling scheme utilizes a film of cooling air traveling along the outer surface of a component. The film of cooling air insulates the component from the high temperature core gas and increases the uniformity of cooling along the component surface. 
[0006] 
Core gas temperature varies significantly within the core gas flow path, particularly in the first few stages of the turbine section aft of the burner section. In the axial direction, core gas temperature decreases in the downstream direction as the distance from the burner section increases. In the radial direction, core gas temperature has a peak at the medial region of the core gas flow path. The radially outer region and the radially inner region of the core gas flow path have the lowest core gas temperatures. 
[0007] 
Various flow anomalies can affect the core gas flow. One such flow anomaly is a "horseshoe vortex." A horseshoe vortex typically forms where an airfoil abuts a surface forming one of the radial boundaries of the gas path, such as the platform of a stator vane. The horseshoe vortex begins along the leading edge area of the airfoil, traveling away from the medial region of the airfoil and towards the stator vane platform. The vortex next rolls away from the airfoil, travelling along the wall against the core gas flow. Subsequently, the vortex curls around to form the namesake flow pattern. The horseshoe vortex detrimentally affects components near the airfoil. 
[0008] 
For example, the horseshoe vortex affects the useful life of the wall. Specifically, the horseshoe vortex augments the heat load of the stator vane platform by urging higher temperature medial region core gas flow to the platform. Unlike the airfoil, the platform lacks any cooling schemes that can offset the augmented heat load. 
[0009] 
The horseshoe vortex also affects the useful life of the burner section. As discussed above, the horseshoe vortex draws higher temperature medial region core gas flow towards the radial boundary of the gas path. Such heat load augmentation may damage the liner in the burner section since the liner is adjacent (albeit upstream) to the stator vane platform. 
[0010] 
Another such flow anomaly is a "passage vortex" that develops in the passage between adjacent airfoils in a stator or rotor section. The passage vortex is an amalgamation of the pressure side portion of the horseshoe vortex, core gas crossflow between adjacent airfoils, and the entrained air from the freesteam core gas flow passing between the airfoils. Collectively, these flow characteristics encourage some percentage of the flow passing between the airfoils to travel along a helical path (i.e., the "passage vortex") that diverts core gas flow from the center of the core gas path toward one or both radial boundaries of the core gas path. As with a horseshoe vortex, the passage vortex draws higher temperature center core gas flow towards the radial boundaries of the core gas path. This detrimentally affects the useful life of the stator vane platform. 
[0011] 
United States Patent number 6,419,446, also owned by assignee of the present application, is an attempt to prevent horseshoe vortex and passage vortex formation. The patent describes the use of a fillet adjacent the stagnation line of the airfoil. While helping prevent horseshoe and passage vortex formation, the fillet does not reduce the heat load on the airfoil. 
[0012] 
A need exists, therefore, for an apparatus and a method of reducing heat load on an airfoil exposed to a gas flow. 
Summary of Invention 
[0013] 
It is an object of the present invention to provide an improved flow directing device. 
[0014] 
It is a further object of the present invention to provide a flow directing device and a method of reduced heat load on the flow directing device. 
[0015] 
It is a further object of the present invention to provide a flow directing device that does not produce a horseshoe vortex. 
[0016] 
It is a further object of the present invention to provide a flow directing device that directs gas flow from a lower temperature section of the flow directing device to a higher temperature section of the flow directing device. 
[0017] 
These and other objects of the present invention are achieved in one aspect by a flow directing device. The device comprises: an airfoil having a leading edge, a trailing edge, a suction side and a pressure side; a wall abutting the airfoil; and a fillet between the airfoil and wall. The fillet has an enlarged section at the leading edge, along the suction and pressure sides, and towards the trailing edge. 
[0018] 
These and other objects of the present invention are achieved in another aspect by a vane segment. The vane segment comprises: at least one platform; a plurality of airfoils extending from the at least one platform, each of the airfoils having a leading edge, a trailing edge, a suction side and a pressure side; and a fillet between each of the airfoils and the platform. Each of the fillets have an enlarged section at the leading edge, along the suction and pressure sides, and towards the trailing edge. 
[0019] 
These and other objects of the present invention are achieved in another aspect by a method of reducing heat load on an airfoil. The method comprises the steps of: providing an airfoil with a proximal end that abuts a wall, a distal end and a medial section between said ends; flowing a gas over the airfoil, the gas adjacent the medial section of said airfoil having a higher temperature than the gas flowing over the proximal end of the airfoil; and directing the gas from the proximal end of the airfoil to the medial section of the airfoil. 
Detailed Description 
[0028] 
Figure 1 displays a gas turbine engine 10. The engine 10 has a fan section 11, compressor section 13, 15, a burner section 17, turbine sections 19, 21 and a nozzle 23. The engine could also include an afterburner 25. The compressor sections 13, 15 and the turbine sections 19, 21 each include alternating arrangements of stator vane stages 27 and rotor stages 29. The stator vane stages 27 guide core gas flow into or out of an adjacent rotor stage 29. 
[0029] 
Figure 2 displays one of the stator vane stages 27. The stage 27 is segmented into stator vane clusters 29. Each cluster 29 has one or more airfoils 31 extending between an inner platform 33 and an outer platform 35. The platforms 33, 35 define the radial boundaries of the annular core gas path through the engine 10. 
[0030] 
The clusters 29 are typically cast into a rough shape, then machined into a final form. The machining process does not create a perpendicular intersection between the airfoil 31 and the platforms 33, 35. Instead, the machining process provides a fillet F between the airfoil 31 and the platforms 33, 35. In other words, the fillet F is the material that fills in at the intersection of two surfaces. 
[0031] 
Like all airfoils, airfoils 31 each have a stagnation line S. The stagnation lines S reside at the front of the airfoils 31 (in terms of core gas flow direction) and identifies the location where the core gas flow has zero velocity. The core gas flow reaching the airfoil 31 on the suction side of the stagnation line S travels along the suction side of the airfoil 31, while core gas flow reaching the airfoil 31 on the pressure side of the airfoil travels along the pressure side of the airfoil 31.The airfoils 31 also have gage points on the pressure side (G p ) and on the suction side (G s - not seen in Figure 1). The gage points G p , G s define the end points of a line (not shown) that defines the minimum distance between adjacent airfoils 31. 
[0032] 
Figures 3-5 display one embodiment of the present invention. Figure 3 shows a stator vane cluster 101, which forms one segment of a stator vane stage of a gas turbine engine. The vane cluster 101 has one or more airfoils 103 extending between one or more platforms 105 (for clarity, Figure 3 only shows the inner platform). The platforms 105 define the radial boundaries of the annular core gas path through the engine 10. The airfoils 103 have a suction side 107 and a pressure side 109The clusters 101 are similar to clusters 29. Namely, the clusters 101 have a fillet F between the airfoil 103 and the platforms 105 as a result of the machining process. In addition, the airfoils 103 have stagnation lines S, gage points G s on the suction sides 107 and gage points G p on the pressure sides 109. 
[0033] 
As seen in Figure 5, the fillet F extends a distance d from the airfoil 103 around the perimeter thereof. Similarly, the fillet extends a height h along the airfoil 103 around the perimeter thereof. 
[0034] 
Differently than clusters 29, the fillets F of clusters 101 have enlarged sections E and normal sections. Within the normal sections of the fillet F, the distance d and the height h typically remain constant. Within the enlarged sections E of the fillet F, however, the distance d and height h vary independently. Both the distance d and height h preferably follow continuous functions, such as a spline or a cosine. The use of continuous functions ensures that the enlarged section E lacks any discontinuities in slope while varying in curvature around the airfoil 103. 
[0035] 
Distance d can vary between a minimum (d min ) and a maximum (d max ). The minimum distance d min preferably resides where the enlarged section E transitions to the normal section of the fillet F. This typically occurs near the gage points G s , G p . The maximum distance d max preferably resides near the stagnation line S within the enlarged section E. As seen in Figure 5, the maximum distance d max preferably resides to the suction side of the stagnation line S. Certain situations may require the maximum distance d max to reside to the pressure side of the stagnation line S, such as when the airfoil 103 experiences negative incidence. The maximum distance d max is approximately 8 times greater than the minimum distance d min . 
[0036] 
Height h can vary between a minimum (h min ) and a maximum (h max ). The minimum height h min preferably resides where the enlarged section E transitions to the normal section of the fillet F. This typically occurs near the gage points G s , G p . The maximum height h max preferably resides near the stagnation line S within the enlarged section E. As seen in Figure 4, the maximum height h max resides to the suction side of the stagnation line S. Certain situations may require the maximum height h max to reside to the pressure side of the stagnation line S, such as when the airfoil 103 experiences negative incidence. Typically, the location of maximum height h max corresponds to the location of maximum distance d max . The maximum height h max is approximately 10 times greater than the minimum height h min . Stated differently, the maximum height h max is approximately 30 percent of the span of the airfoil 103. 
[0037] 
As seen in Figure 5, the major extent of the enlarged section E of the fillet F resides at the leading edge of the airfoil 103. However, Figure 5 also shows that the enlarged section E of the fillet F extends downstream along both the suction side 107 and pressure side 109 of the airfoil 103 towards the trailing edge of the airfoil 103. Preferably, the enlarged section E transitions to normal size near the gage points G s , G p on both sides 107, 109 of the airfoil 103. By returning to the normal size of fillet F near the gage points G s , G p , the present invention does not interfere with the flow capacity of the vane stage. Without reducing the flow area through the stage, the present invention does not alter the exit Mach number nor the reaction of the stage (which impacts thrust load of the turbine). 
[0038] 
Although Figure 5 shows the enlarged section E residing entirely upstream of the gage points G s , G p , the present invention contemplates that the enlarged section E could reside both upstream and downstream of the gage points G s , G p (not shown). In this arrangement, the enlarged section E would return to a normal size fillet F adjacent the gage points, then return to an enlarged section downstream (not shown).Figure 4 shows that the profile of the enlarged section E of the fillet F is linear. However, Figure 6 shows an alternative embodiment, in which an enlarged section E' of the fillet F has an arcuate profile. Preferably, the arcuate profile of the enlarged section E' of the fillet F is an elliptical shape. 
[0039] 
Although described with respect to the inner platform of the vane cluster 101, the present invention could locate the enlarged sections E, E' of the fillets F on just the outer platform of the vane cluster (not shown in Figures 3-6 for clarity), or both. 
[0040] 
The present invention has clear benefits over conventional designs. As described above, various flow anomalies can affect conventional designs. Figure 7 demonstrates the impact of a horseshoe vortex on core gas flow. The horseshoe vortex draws fluid from the medial region of the airfoil 31 towards the platform 33. This brings hotter core gas flow to the platform 33. The platform 33 is not as capable of withstanding hot core gas flow as is the airfoil. As a result, the hotter core gas flow can damage the platform and structures adjacent (upstream or downstream) of the platform. 
[0041] 
Figure 8 shows that a horseshoe vortex does not exist adjacent the enlarged section E of the fillet F of the present invention. Without the horseshoe vortex, the core gas flow from the medial region of the airfoil 103 does not approach the platform 105. In fact, the enlarged section E of the fillet F of the present invention performs the opposite function. The enlarged section E directs fluid from adjacent the platform 105 towards the medial section of the airfoil 103. This brings cooler core gas flow to the airfoil 103. 
[0042] 
The present invention also has a secondary benefit. The enlarged section E of the fillet E helps delay the development of the passage vortex between adjacent airfoils. 
[0043] 
The present invention has been described in connection with the preferred embodiments of the various figures. It is to be understood that other similar embodiments may be used or modifications and additions may be made to the described embodiment for performing the same function of the present invention without deviating therefrom. Therefore, the present invention should not be limited to any single embodiment, but rather construed in breadth and scope in accordance with the recitation of the appended claims. 
3. BRIEF DESCRIPTION OF DRAWINGS
[0020] 
Other uses and advantages of the present invention will become apparent to those skilled in the art upon reference to the specification and the drawings, in which: 
[0021] 
Figure 1 is a cross-sectional view of an aircraft gas turbine engine; 
[0022] 
Figure 2 is a perspective view of a conventional flow directing device; 
[0023] 
Figure 3 is a perspective view of one embodiment of a flow directing device of the present invention; 
[0024] 
Figure 4 is an elevational view of the flow directing device of Figure 3; 
[0025] 
Figure 5 is a cross-sectional view of the flow directing device taken along line 5-5 of Figure 4; 
[0026] 
Figure 6 is an elevational view of another flow directing device of the present invention; and 
[0027] 
Figures 7 and 8 are graphical depictions of temperature contours of a fluid flowing past the flow directing devices of Figures 2 and 3, respectively. 
[c1] 
1. A flow directing device for use in a gas turbine engine, comprising: an airfoil having a leading edge, a trailing edge, a suction side and a pressure side; a wall abutting said airfoil; and a fillet between said airfoil and wall; wherein said fillet has an enlarged section at said leading edge, along said suction and pressure sides, and towards said trailing edge. 
[c2] 
2. The flow directing device of claim 1, wherein said suction side and said pressure side of said airfoil each have a gage point, said enlarged section ending adjacent said gage points. 
[c3] 
3. The flow directing device of claim 1, wherein said fillet extends a distance from said airfoil, a maximum distance located in said enlarged section on said suction side of said airfoil. 
[c4] 
4. The flow directing device of claim 3, wherein said airfoil has a stagnation line and said maximum distance is adjacent said stagnation line. 
[c5] 
5. The flow directing device of claim 3, wherein a minimum of said distance located on a normal section of said fillet, said maximum distance approximately 8 times greater than said minimum distance. 
[c6] 
6. The flow directing device of claim 1, wherein said fillet extends a height from said wall, a maximum of height located in said enlarged section on said suction side of said airfoil. 
[c7] 
7. The flow directing device of claim 6, wherein said airfoil has a stagnation line and said maximum height is adjacent said stagnation line. 
[c8] 
8. The flow directing device of claim 6, wherein a minimum of said height is located in a normal section of said fillet, said maximum distance approximately 10 times greater than said minimum height. 
[c9] 
9. The flow direction device of claim 6, wherein said airfoil has a span and said maximum distance is approximately 30 percent of said span. 
[c10] 
10. The flow directing device of claim 1, wherein said enlarged section has a linear height profile. 
[c11] 
11. The flow directing device of claim 1, wherein said enlarged section has an arcuate height profile. 
[c12] 
12. The flow directing device of claim 1, wherein said enlarged section has a variable curvature. 
[c13] 
13. The flow directing device of claim 12, wherein said enlarged section does not have any slope discontinuities. 
[c14] 
14. A vane segment, comprising: at least one platform; a plurality of airfoils extending from said at least one platform, each of said airfoils having a leading edge, a trailing edge, a suction side and a pressure side; and a fillet between each of said airfoils and said platform; wherein each of said fillets have an enlarged section at said leading edge, along said suction and pressure sides, and towards said trailing edge. 
[c15] 
15. The vane segment of claim 14, wherein said suction side and said pressure side of said airfoil each have a gage point, said enlarged section ending adjacent said gage points. 
[c16] 
16. The vane segment of claim 14, wherein said fillet extends a distance from said airfoil, a maximum of said distance located in said enlarged section on said suction side of said airfoil. 
[c17] 
17. The vane segment of claim 16, wherein said airfoil has a stagnation line and said maximum distance is adjacent said stagnation line. 
[c18] 
18. The vane segment of claim 16, wherein a minimum of said distance is located in a normal section of said fillet, said maximum distance approximately 8 times greater than said minimum distance. 
[c19] 
19. The vane segment of claim 14, wherein said fillet extends a height from said wall, a maximum of said height located in said enlarged section on said suction side of said airfoil. 
[c20] 
20. The vane segment of claim 19, wherein said airfoil has a stagnation line and said maximum height is adjacent said stagnation line. 
[c21] 
21. The vane segment of claim 19, wherein a minimum of said height is located in a normal section of said fillet, said maximum distance approximately 10 times greater than said minimum height. 
[c22] 
22. The flow direction device of claim 19, wherein said airfoil has a span and said maximum distance is approximately 30 percent of said span. 
[c23] 
23. The vane segment of claim 14, wherein said enlarged section has a linear height profile. 
[c24] 
24. The vane segment of claim 14, wherein said enlarged section has an arcuate height profile. 
[c25] 
25. The vane segment of claim 14, wherein said enlarged section has a variable curvature. 
[c26] 
26. The vane segment of claim 23, wherein said enlarged section does not have any slope discontinuities. 
[c27] 
27. A method of reducing heat load on an airfoil, comprising the steps of: providing an airfoil with a proximal end that abuts a wall, a distal end and a medial section between said ends; flowing a gas over said airfoil, said gas adjacent said medial section of said airfoil having a higher temperature than said gas flowing over said proximal end of said airfoil; and directing said gas from said proximal end of said airfoil to said medial section of said airfoil. 
[c28] 
28. The method of claim 27, wherein said directing step includes providing a fillet between said airfoil and said wall, said fillet having an enlarged section . 
1. ABSTRACT
A flow directing device of a gas turbine engine, comprising: an airfoil having a leading edge, trailing edge, suction side and pressure side; a wall abutting the airfoil; and a fillet between the airfoil and wall. The fillet has an enlarged section at the leading edge, along the suction and pressure sides, and towards the trailing edge. The device could be part of a vane segment. In addition to eliminating a horseshoe vortex, the device also reduces heat load on the airfoil by directing the cooler gas from the proximal end of the airfoil to the hotter gas at the medial section of the airfoil. 
2. REPRESENTING DRAWING
FIG. 3
【図１】
2004278517.tif 000011
【図２】
2004278517.tif 000012
【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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