(57)【要約】【課題】    本発明は、ガスタービンエンジンにおけるタービンに関する。【解決手段】  タービン翼形部（２８）は、その中に内部冷却回路（４６）を備えた状態で、前縁（４２）と後縁（４４）との間で延びる。ベンチュリスロット（４８）の列は、翼形部の内部において冷却回路で始まり、後縁付近で終る。ベンチュリスロット（４８）の各々は、冷却回路から一続きに流体連通した状態で、入口（４８ａ）と、収束部分（４８ｂ）と、スロート部（４８ｃ）と、発散部分（４８ｄ）と、出口（４８ｅ）とを含む。収束部分は、翼弦方向長さがスロート部と匹敵する。【選択図】      図１
2004197740.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
根元（３８）と先端（４０）との間で翼形部スパンにわたって長手方向に延び、対向する前縁（４２）と後縁（４４）との間で翼弦方向に延び、かつそれらの間で横方向に間隔を置いて配置されて内部冷却回路（４６）を形成する正圧及び負圧側壁（３４、３６）と、
前記冷却回路（４６）と流体連通した、前記翼形部の内部で始まりかつ前記後縁に隣接して終る複数のベンチュリスロット（４８）と、
を含み、
前記ベンチュリスロット（４８）の各々が、一続きに流体連通した状態で、フレア形入口（４８ａ）と、前記入口に隣接した収束部分（４８ｂ）と、前記収束部分に隣接した最小流れ面積のスロート部（４８ｃ）と、前記スロート部に隣接した発散部分（４８ｄ）と、前記発散部分に隣接しかつ前記後縁に隣接して露出して冷却媒体を吐出するようになった出口（４８ｅ）とを含み、
前記スロット収束部分（４８ｂ）は、翼弦方向長さが前記スロート部（４８ｃ）に匹敵している、
ことを特徴とするガスタービンエンジン翼形部（２８）。
【請求項２】
前記ベンチュリスロット（４８）の各々が、前記フレア形入口（４８ａ）から前記出口（４８ｅ）まで滑らかに連続していることを特徴とする、請求項１に記載の翼形部。
【請求項３】
前記冷却回路（４６）が、前記前縁（４２）に隣接した第１脚部（４６ａ）で始まりかつ前記ベンチュリスロットに隣接した最終脚部（４６ｃ）で終る３パス蛇行流路を含み、
前記ベンチュリスロット（４８）が、前記最終脚部から翼弦方向に延びている、
ことを特徴とする、請求項２に記載の翼形部。
【請求項４】
前記冷却回路（４６）が、前記翼形部スパンに沿って一列に整列されかつ前記ベンチュリスロット（４８）と前記最終蛇行脚部（４６ｃ）との間で翼弦方向に配置された複数のクロスオーバ孔（４６ｄ）を更に含み、前記スロット入口（４８ａ）に隣接して、前記ベンチュリスロットを通して前記冷却媒体を吐出するようになった吐出マニホルド（４６ｅ）を形成していることを特徴とする、請求項３に記載の翼形部。
【請求項５】
前記ベンチュリスロット（４８）及び前記クロスオーバ孔（４６ｄ）は、前記翼形部スパンに沿った高さが前記側壁（３４、３６）間の幅よりも大きい長円形の断面を有し、
前記クロスオーバ孔が、前記ベンチュリスロットのスロート部の総流れ面積よりも大きい総流れ面積を有する、
ことを特徴とする、請求項４に記載の翼形部。
【請求項６】
前記側壁（３４、３６）は、前記冷却回路（４６）及び前記ベンチュリスロット（４８）がその中の空隙として鋳造された状態で鋳物により構成され、
前記スロット出口（４８ｅ）が、前記後縁（４４）の前方で終り、前記正圧側壁（３４）内に露出しており、
前記正圧側壁が、その上を流れることができる燃焼ガス（２０）に圧力低下を生じさせるようなほぼ凹面形である、
ことを特徴とする、請求項５に記載の翼形部。
【請求項７】
前記クロスオーバ孔（４６ｄ）と前記スロットスロート部（４８ｃ）とは、対応する面積比率が約４／３であることを特徴とする、請求項６に記載の翼形部。
【請求項８】
前記クロスオーバ孔（４６ｄ）及び前記スロットスロート部（４８ｃ）は、高さ対幅の比率が約２より大きいことを特徴とする、請求項７に記載の翼形部。
【請求項９】
前記クロスオーバ孔（４６ｄ）及び前記スロットスロート部（４８ｃ）が、前記翼形部を通る前記冷却媒体の全圧力低下のそれぞれ約１５％及び約７５％の対応する圧力低下を生じさせるような流れ面積の寸法にされていることを特徴とする、請求項６に記載の翼形部。
【請求項１０】
前記翼形部根元（３８）に一体に接合された内側バンド（３０）と前記翼形部先端（４０）に一体に接合された外側バンド（３２）とを更に含み、
前記クロスオーバ孔（４６ｄ）及び前記スロットスロート部（４８ｃ）は、前記正圧側壁の外側を流れることができる前記燃焼ガス（２０）の圧力低下にほぼ一致する、該クロスオーバ孔及び該スロットスロート部の両側における総圧力低下を該クロスオーバ孔及び該ベンチュリスロットに沿って生じさせるような流れ面積の寸法にされている、
ことを特徴とする、請求項６に記載の翼形部。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般的に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におけるタービンに関する。
【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、燃焼器内で燃料と混合されて高温燃焼ガスを発生し、該高温燃焼ガスがタービンを通って下流に流れ、該タービンが高温燃焼ガスからエネルギーを取り出す。高圧及び低圧タービンは、順次エネルギーを取り出して、対応して圧縮機に動力を供給し、また例示的なターボファン式エンジンにおいては飛行中の航空機に動力を供給するための上流ファンに動力を供給するような有用な仕事を行う。
【０００３】
航空機用途では、航空機の飛行範囲を最大にしかつ運行費用を低減するためには、エンジン重量及び効率が主要な設計目的である。重量及び効率は、一般的にミルで、更にミルの何分の一かで測定される精度で構成された最新式ガスタービンエンジンの様々な高性能部品においては相互に関連している。
【０００４】
回転タービンブレード及び固定タービンノズルベーンは、燃焼ガスからエネルギーを抽出する効率を最大にするように精密に構成された対応する翼形部輪郭を有する。これらの部品は、運転時に高温燃焼ガスにより加熱されるので、長い有効寿命を保証するために適当な冷却を必要とする。
【０００５】
従来から、タービン翼形部の冷却は、該翼形部内部に様々な冷却回路を形成し、運転時に、翼形部を保護するための冷却媒体として用いられる圧縮機から抽出された空気をその冷却回路に供給することによって行われている。加圧空気を燃焼器から反らせることは、それに対応してエンジンの効率を低下させることになるので、高温タービン部品を適当に保護しながら寄生的な冷却空気の使用を最小にすることが望まれる。
【０００６】
タービンブレード及びノズルの従来技術には、その内部の様々な冷却回路の形態及び翼形部の正圧及び負圧側壁を貫通する様々な吐出冷却孔の形態などにおいて多くのものがある。
【０００７】
タービン翼形部の吐出孔は、翼形部の前縁と後縁との間の及び該翼形部の根元から先端までの様々な位置に見られ、また翼形部を取り巻く複雑な三次元の燃焼ガス流れ場において性能を向上させるように選択された様々な寸法及び構成を有する。また、翼形部は、複雑な温度分布のためにその異なる部分において複雑な応力分布を受ける。
【０００８】
タービン翼形部の冷却構成はまた、大型から小型まで翼形部の物理的な大きさにも左右され、より小型の翼形部は、その中に採り入れることができる冷却形状部の寸法の実施可能下限値に起因して該翼形部の効率的な冷却において付加的な問題を有する。
【０００９】
具体的には、タービン翼形部の後縁は、前縁の付近に最大厚さを有する翼形部の典型的な空気力学的輪郭を考慮して比較的薄くなっており、２つの側壁は鋭い後縁に収束している。翼形部の内部冷却回路は、翼形部の収束する側壁の間に適合するように寸法が対応して縮小されなければならず、また一般的に小型の翼形部又は同様に薄い後縁を有する翼形部の場合には後縁に到達する前に終らなければない。
【００１０】
翼形部後縁を適当に冷却するためには、内部冷却回路は、一般的に後縁の直ぐ上流の翼形部の正圧側を貫通して形成された後縁孔の列内に吐出される。吐出冷却媒体は、後縁を覆って下流方向に移動する冷却空気の保護フィルムを形成して、高温燃焼ガスから後縁を保護する。
【００１１】
しかしながら、スパンの高さが数センチメートル程度の特に小型のタービン翼形部の場合には、直径が約１０〜１５ミル程度の最小寸法の出口孔を採り入れることでさえ、後縁自体からかなり上流側に後縁孔を配置することを必要とする場合があり、そのことが吐出空気の冷却効果を低下させることになる。
【００１２】
従って、最小寸法の典型的な出口孔は、それらが比較的に大きな寸法であるために必要以上に多くの冷却空気を吐出し、従ってエンジン全体の効率を低下させる可能性がある。
【００１３】
タービン翼形部を経済的に製造することができることは、設計過程におけるもう一つの重要な目的である。タービンブレード及びベーンは一般的に、従来型のロストワックス鋳造法でその内部冷却形状部に適したセラミックコアを用いて鋳造される。
【００１４】
セラミックコア内の小さい形状部は、それに対応してコアを脆弱にし、製造過程の間に破壊されやすくするので、このことが全体的な製造費用を増大させることになる。セラミックコアの歩留まりは、タービン翼形部を製造する際の重要な因子であり、コア内に取り入れられる小さい冷却形状部は、一般的により低い歩留まりに関連する。
【００１５】
例えば、後縁吐出孔は、それらが小型のタービン翼形部の鋳造における実施可能な寸法下限値を有する小さい形状部を対応して有しているので、タービン翼形部を製造する際に特に問題となる。後縁孔は、有限の軸方向又は翼弦方向長さを有し、一般的に翼形部内部の共通の半径方向流路と流体連通して配置された半径方向の列に配列される。対応するセラミックコアは、鋳造後には後縁孔になる片持ち状のセラミック指部の列を備えた共通のセラミック脚部を有する。
【００１６】
より大型の翼形部の場合には、セラミックコアは、翼形部を経済的に鋳造するのに充分な歩留まりを得るのに充分な強度を有することが可能である。しかしながら、小型の翼形部及び小さい形状部の場合には、セラミック指部は、許容できないほどに小さくかつ脆弱になり、製造においてそれらを使用することを実施不能にするような容認できない歩留まりを招くことになる。
【００１７】
それに代えて、小型の翼形部は、翼形部を鋳造するためのセラミック指部及び後縁孔を省いた対応するセラミックコアで鋳造することができる。そのように鋳造された翼形部は、その後一般的に放電加工（ＥＤＭ）又は電流（ＥＳ）加工を用いて後縁孔を穿孔する後続の製造加工を行われて、小型の後縁孔に必要とされる小さい寸法及び公差が得られる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１８】
従って、典型的な小型のタービン翼形部の場合においても、対応するセラミックコアを用いて適当な歩留まりで製造することができる構成で冷却効率を向上させるような改良された後縁の冷却設計を有するタービン翼形部を提供することが望まれる。
【課題を解決するための手段】
【００１９】
タービン翼形部は、その中に内部冷却回路を備えた状態で前縁と後縁との間で延びる側壁を含む。ベンチュリスロットの列が、翼形部の内部において冷却回路で始まり、後縁付近で終る。ベンチュリスロットの各々は、冷却回路から一続きに流体連通した状態で、入口と、収束部分と、スロート部と、発散部分と、出口とを含む。収束部分は、翼弦方向長さがスロート部と匹敵する。
【００２０】
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、添付の図面に関連してなされた以下の詳細な説明においてより具体的に説明する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２１】
図１に示すのは、長手方向すなわち軸方向の中心軸線１２を中心に軸対称である例示的なターボファン式ガスタービンエンジン１０の1部分である。エンジンは、空気１６を加圧するように構成された多段軸流圧縮機１４を含み、この空気１６は、後部が図示されている環状の燃焼器１８に適当に導かれる。
【００２２】
燃料が、燃焼器内で従来の方法で加圧空気と混合されて、高温燃焼ガス２０を発生し、該高温燃焼ガスは燃焼器から下流に流れる。
【００２３】
高圧タービンは、第１段タービンノズル２２を含み、該第１段タービンノズル２２は燃焼器からの燃焼ガスを第１段タービンロータブレード２４の列を通して流し、該第１段タービンロータブレード２４が燃焼ガスからエネルギーを取り出す。ブレードは、支持ディスクから半径方向外向きに延びており、該支持ディスクは、シャフトにより圧縮機に結合されて運転時に圧縮機内の幾段かの圧縮機ロータブレードを回転させる。
【００２４】
第１段ロータブレードの直ぐ下流に配置されているのは、周囲の環状ケーシングに従来通りの方法で支持された第２段タービンノズル２６である。燃焼ガスは、第２段ノズル２６を通って第２段タービンブレードの列(図示せず)に流れ、更に下流に低圧タービン(図示せず)まで流れ、該低圧タービンを使用して、従来通りの方法でファン(図示せず)に動力を供給ことができる。
【００２５】
第１及び第２段タービンノズル２２、２６は、燃焼ガスをそれぞれの列のタービンロータブレードに導くように構成されているが、それらタービンノズルは、エンジン内での異なる配置のために実質的に異なる構成及び冷却回路を有する。第１段ノズル２２は、燃焼器から最も高温の燃焼ガスを最初に受けるので、最大限の冷却形状部を必要とし、その冷却形状部は一般的に、圧縮機から供給されて運転時に冷却媒体として用いられる冷却空気１６の冷却効果を最大にするためにその中にインピンジメント板を含む。
【００２６】
第２段ノズル２６は、燃焼ガスからエネルギーが取り出されたので、より低温の燃焼ガスを受け、一般的にその中でインピンジメント板を用いることのないより簡単な冷却構成を有する。
【００２７】
図１に示す好ましい実施形態では、エンジン１０自体は、比較的小型であり、第２段ノズル２６を含むタービン部品は、それに応じて小型である。背景技術の項で上に説明したように、小さい寸法の第２段ノズル２６には、それを効率的に冷却する点でかつノズル部品の経済的な製造という点で対応する問題が生じる。
【００２８】
図１に示す第２段ノズル２６は、中心軸線１２を中心に軸対称であり、また複数の円弧形のノズルセグメント２６ａにより形成された部品の環状の組立体であり、そのうちの１つが図２に示される。各セグメントは、一般的に鋳造により形成された単体又は一体構造として半径方向内側バンド３０と半径方向外側バンド３２との間で中心軸線から半径方向外向きに延びる２つのベーン又は翼形部２８を含むのが一般的である。
【００２９】
タービンノズル翼形部２８は、互いにほぼ同一であり、各々が互いに円周方向又は横方向に対向する第１及び第２の側壁３４、３６を有する。第１のすなわち正圧側壁３４は、ほぼ凹面形であり、また第２のすなわち負圧側壁３６はほぼ凸面形である。この２つの側壁は、内側バンドにおける根元３８と外側バンドにおける外側先端４０との間で翼形部スパンにわたって長手方向すなわち半径方向に延びる。２つの側壁は、前縁４２と後縁４４との間で軸方向すなわち翼弦方向に延びる。
【００３０】
図３に示すように、２つの側壁は、前縁と後縁との間で一般的に三日月形状になって互いに間隔を置いて配置されて、それらの間に内部冷却回路４６を形成する。図４では、翼形部の正圧側壁を除去して、翼形部の内部形状部及び負圧側壁３６の内面に沿った冷却回路４６を示す。
【００３１】
図４に示すように、複数のベンチュリ吐出スロットすなわち出口スロット４８が、翼形部スパンに沿って縦方向の列に配列されており、内部冷却回路４６と流体連通して圧縮機からタービンノズルに従来通りに供給された冷却空気すなわち冷却媒体１６を受けるようにされた状態で翼形部の内部で始まり、後縁４４に隣接して終っている。
【００３２】
図５は、ベンチュリスロット４８の好ましい形態を大きく拡大した図で示す。各スロットは、２つの側壁の内面間の円周方向幅と、該２つの側壁間で円周方向すなわち横方向方に延びる相補関係のスロットブリッジ２８ａ間の半径方向高さとで形成される。各スロットは、一続きに流体連通した状態で、入口４８ａと、入口に隣接した収束部分４８ｂと、収束部分に隣接した最小流れ面積のスロート部４８ｃと、スロート部に隣接した発散部分４８ｄと、発散部分に隣接しかつ後縁に隣接してベーン外部に露出して、それから冷却媒体を吐出するようになった出口４８ｅとを含む。スロット入口４８ａの列は、冷却回路４６から冷却媒体１６を受けて、最初に後縁の上流に吐出して該後縁に冷却空気の保護フィルムを形成するすように後縁に向かって軸方向後方にその冷却媒体を吐出する。
【００３３】
図４及び図５に示すベンチュリスロットの各々は、製造及び運転時の性能についての利点があるように、入口から出口までの個別の有限長さ部分によって精密に構成される。外側バンドと内側バンドとの間の内側寄りスロットは、構成及び寸法がほぼ同一であり、外側バンド及び内側バンドに直接隣接した２つの外側寄りスロットは、隣接したバンドとの局所的相互作用に適合するように流れ面積が僅かに大きくなっている。
【００３４】
図５に示すように、スロットスロート部４８ｃは、ベンチュリスロット全体のうちの有限部分であり、スロート部における流れ面積を適当に調整しかつ鋳造時におけるスロート部の再現性を確保するように選択された軸方向すなわち翼弦方向長さＡを有する。収束部分４８ｂの翼弦方向長さＢは、セラミックコアの耐久性を向上させるためにスロート部の翼弦方向長さＡに匹敵するか又は該翼弦方向長さＡと同じである。長さＢは、長さＡに対して±５０％の範囲で適当に変化させることができ、例えば１つの実施形態では、Ａは４０ミルであり、Ｂは５０ミルである。
【００３５】
出口スロットの収束部分は、半径方向スパンにおいてテーパを付けるのが好ましく、該収束部分の幅は、正圧側壁と負圧側壁との間でほぼ一定である。収束部分の幅は、必要に応じてテーパを付けることもできる。
【００３６】
収束部分４８ｂは、スロット入口４８ａから分離されていて、はっきりと区別されており、該入口は、適当な大きさの半径により各ベンチュリスロット内に向かって二次元ベルマウス入口を形成した状態で、半径方向にフレア（拡口）形になっている。
【００３７】
各ベンチュリスロットは、部分間が滑らかにかつ連続的に移行した状態で、フレア形入口４８ａから連続してその反対側の端部の出口４８ｅまで滑らかに連続している。対応するスロットブリッジ２８ａは、ベンチュリスロットの入口及び出口と対応するそれらの対向する２つの端部間において相補関係で滑らかになっている。発散部分４８ｄは、対応するブリッジ２８ａに沿った真っ直ぐな側面で発散し、スロット出口４８ｅの上方部分及び下方部分はそれら側面と真っ直ぐに整列している。図２及び図３に付加的に示すように、スロット出口４８ｅは、後縁自体の前方で終り、正圧側壁３４においてほぼ台形の形状で露出している。
【００３８】
ベンチュリ吐出スロット４８は、タービンノズル翼形部の製造及び作動の点で幾つかの利点をもたらす。例えば、フレア形スロット入口４８ａは、入口での摩擦損失を低下させて、スロットを通る流量を改善する。収束部分、スロート部及び発散部分４８ｂ〜ｄは、該発散部分４８ｄにおける適当な拡散により吐出流れの効率を最大にすることから、冷却媒体を効率的に流すことを可能にする。発散部分の拡散すなわちテーパ角度は、約７度にすることができ、また収束部分は同様なテーパ角度を有することができるが、これらのテーパ角度は各設計において効率を最大にするように調節可能である。
【００３９】
ベンチュリスロットの個別の部分は、比較的長い後縁吐出スロットを製造して後縁からのブレークアウト距離（露出位置までの距離）を最小にすることを可能にする。翼形部後縁は比較的薄いので、スロット出口４８ｅは、後縁自体から前方の正圧側壁を通してブレークアウト（露出）する。従って、冷却媒体は、後縁から前方のブレークアウト距離において翼形部からの吐出を開始し、このことは、対応して冷却媒体の冷却効力を低下させる。フレア形スロット入口及び収束部分により、後で更に述べるように、より強度があるセラミックコアを使用することが可能になり、ベンチュリスロットを他の方法よりも長くすることが可能になるのでブレークアウト距離が最小になる。
【００４０】
図４に示す好ましい実施形態では、冷却回路４６は、翼形部前縁４２に隣接してスパンにわたって延びる第１流れ脚部４６ａで始まる３パス蛇行流路を含み、該第１流れ脚部４６ａは、次に該第１脚部のすぐ後方でスパンにわたって延びる第２又は中間流れ脚部４６ｂに結合され、また該中間流れ脚部４６ｂは、次に該中間脚部とベンチュリスロット４８の列との間でスパンにわたって延びる第３すなわち最終流れ脚部４６ｃに結合される。
【００４１】
多パス蛇行回路は、翼形部側壁と外側及び内側バンドとの間に完全に内蔵され、冷却媒体を第１脚部４６ａを通して半径方向内向きに供給するために前縁上方の外側バンド内に単一の入口を有する。第１脚部は、内側バンドまで延びて、次ぎに上向きに曲がって中間脚部４６ｂに入り、該中間脚部４６ｂは外側バンドまで延びて、次ぎに下方に向きを変えて最終脚部４６ｃに入り、該最終脚部４６ｃは内側バンドまで下方に延びる。
【００４２】
蛇行回路は、２つの側壁間で横方向に延びかつ外側及び内側バンド間でスパンの１部にわたって延びる対応する回路ブリッジ２８ｂにより形成されて、回路の３パス又は流路脚部を形成する。蛇行回路は、運転時に高温の金属と翼形部を通って流れる冷却媒体との間の熱伝達を向上させるための途中までの高さのタービュレータリブ及びピンとブリッジピンとを備えるように、また１つ又はそれ以上の中間出口を備えるように従来通り他の方法で構成することもできる。
【００４３】
上で指摘したように、各ノズルセグメント、特に個々の翼形部を形成する側壁３４、３６は、その中に冷却回路及びベンチュリスロットが空隙として鋳造されている単体又は一体構造の鋳物の形態であるのが好ましい。ベンチュリスロット４８は、鋳物内で蛇行回路の最終脚部から翼弦方向に延びており、後で述べるように、鋳造によって該ベンチュリスロットを製造する際に大きな利点をもたらす。
【００４４】
図４及び図５に示すように、冷却回路４６はまた、対向する翼形部側壁間で延びる対応するブリッジピン２８ｃの間に形成された複数の軸方向のクロスオーバ孔４６ｄを含むのが好ましい。クロスオーバ孔は、翼形部スパンに沿った列に整列され、ベンチュリスロットと最終蛇行脚部４６ｃとの間で軸方向すなわち翼弦方向に配置されて、共通の吐出流路すなわちマニホルド４６ｅを形成する。マニホルドは、外側及び内側バンド間で翼形部スパンに沿って延び、スロット入口４８ａの全てと流体連通した状態で隣接して、運転時にそれぞれのベンチュリスロットを通して冷却媒体を吐出するようにする。
【００４５】
クロスオーバ孔の特別な利点は、翼形部を通って流れる冷却媒体内に付加的な圧力低下を生じさせる能力である。ベンチュリスロットの流れ面積が実施可能な最小値に近いような小型のタービン翼形部の場合には、フレア形入口４８ａ及び収束部分４８ｂの空気力学的効率の増大は、結果としてベンチュリスロットを通る冷却媒体の流量における望ましくない増大を生じさせる可能性がある。過剰の冷却媒体の吐出は、後縁冷却における付加的な利点をもたらすことなく、エンジン効率を低下させる。
【００４６】
小型の鋳造タービン翼形部におけるベンチュリスロットの流れ面積を更に縮小することは生産可能又は実施可能でないので、翼形部の内部に付加的な圧力低下を選択的に生じさせるようなクロスオーバ孔４６ｄの列を採り入れて、協働するベンチュリスロットを通る流量を調整するようにすることができる。このように、クロスオーバ孔は、冷却媒体に所定の圧力低下を導入して、そうでなければフレア形スロット入口及び収束部分の効率が向上したことにより冷却媒体流量が増大するのを相殺することができる。更に、この構成により比較的小型のタービン翼形部内のベンチュリスロットを鋳造することが可能になるが、このようにすることは、他の方法では、セラミックコアの歩留まりが悪いために、また鋳造時におけるセラミックコアの破損に関連して翼形部鋳物の歩留まりが悪いために、不可能又は実施可能でないと思われる。
【００４７】
セラミックコア強度は、図６及び図７に示すようにベンチュリスロット４８及びクロスオーバ孔４６ｄに対してほぼ長方形又は長円形の断面を採り入れることにより更に増大させることができる。具体的には、スロート部４８ｃの流れ面積により、ベンチュリスロットを通る冷却媒体の流量が制御される。スロート部は、翼形部スパン方向の高さＣと２つの側壁間の円周方向の幅Ｄとを有し、スロート部の４つの側面は、ほぼ直線状の側面とその頂部及び底部における完全なフィレットとで長円形を形成する。スロート部におけるスパン方向側面の直線状部分の高さＥは、頂部及び底部のフィレット側面間の高さＣよりも適当に小さくなっている。長方形のスロート部の流れ面積は、寸法Ｃ、Ｄを用いて従来通りの方法で計算することができる。
【００４８】
同様に、クロスオーバ孔４６ｄの各々は、スパン方向高さｃと横方向幅ｄとを備えた長円形の断面を有し、スパン側面の直線状部分のスパン方向高さｅは、孔の頂部及び底部側面における対応する完全なフィレットによる高さｃよりも小さい。
【００４９】
クロスオーバ孔４６ｄ及びベンチュリスロート部４８ｃの長円形の形状は、類似しており、それらの対応するスパン方向高さＣ、ｃは、それらの横方向幅Ｄ、ｄよりも大きく、そのことにより、スパン方向の慣性曲げモーメントが増大するためにこれらの領域におけるセラミックコアの強度を増大させる。
【００５０】
図４に示す第２段タービンノズル構成についての好ましい実施形態においては、翼形部の後縁に沿って等分に間隔を置いて配置された１２個のベンチュリスロット４８ａが、１３個のクロスオーバ孔４６ｄと協働しており、図５に示すように各スロット入口４８ａは、対応するブリッジピン２８ｃと半径方向に整列されている。従って、各スロットブリッジ２８ａは、対応するクロスオーバ孔４６ｄとスパン方向において半径方向に整列される。このことは、スロットブリッジ２８ａをインピンジメント冷却することにより後縁での冷却効果を向上させながら、この領域において所望の圧力低下を増大させる。また、長円形のベンチュリスロットとクロスオーバ孔との相互接続が、セラミックコアの強度を高めてその歩留まりを向上させることになる。
【００５１】
クロスオーバ孔４６ｄの列全体における該クロスオーバ孔４６ｄの総流れ面積が、全ベンチュリスロットのスロート部４８ｃの総流れ面積よりも実質的に大きくなっていて、翼形部後縁領域に沿って充分な逆流マージンと適当な圧力低下とを維持するようにすることが好ましい。逆流マージンというのは、当技術分野における通常の技術用語であり、冷却媒体と翼形部壁の対向する側面上の燃焼ガスとの間で利用可能な差圧を表す。
【００５２】
運転時に高温燃焼ガスがタービン翼形部内に吸い込まれるのを防止するために、充分な逆流マージンが必要とされる。ベンチュリスロットと協働するクロスオーバ孔との組合せは、上で説明したように、冷却媒体が蛇行冷却回路から吐出される時に、該冷却媒体内の選択的な圧力低下による適当な逆流マージンを生じさせることを含む多くの利点を有する。
【００５３】
好ましい実施形態では、クロスオーバ孔４６ｄ及びベンチュリスロート部４８ｃは、該クロスオーバ孔の総面積が該ベンチュリスロート部の総面積よりも大きい状態で、約４／３の対応する流れ面積比率を有する。この特有の面積比率により、吐出される冷却媒体の逆流マージン及び圧力低下が高められる。
【００５４】
より具体的には、クロスオーバ孔及びベンチュリスロート部は、翼形部を通る冷却媒体の全圧力低下のそれぞれ約１５％及び約７５％の対応する圧力低下を生じさせるような流れ面積の寸法にされることができる。図４に示す例示的な構成では、これは、孔の列とベンチュリスロート部の列との間の４／３の面積比率により達成することができる。
【００５５】
図３に示すように、翼形部の正圧側壁３４は、ほぼ凹面形であり、隣接する翼形部の負圧側壁と協働して、運転時にその上を流れることができる燃焼ガス２０に圧力低下を生じさせる。クロスオーバ孔及びベンチュリスロート部は、上述のような流れ面積の寸法にされて、該クロスオーバ孔及びベンチュリスロート部の両側における約９０％の総圧力低下又は全圧力低下を付加的に生じさせ、この圧力低下が、該クロスオーバ孔及びベンチュリスロットの領域に沿った正圧側壁の外側を燃焼ガス２０が流れるときの該燃焼ガスの圧力低下に実質的に一致するようになる。
【００５６】
このように、翼形部の寿命の終期に翼形部の割れが後縁領域に発生した場合でも、後縁領域内の冷却媒体の内部圧力低下が、燃焼ガスの外部圧力低下にほぼ一致してこの領域のいかなる割れの位置においても適当な逆流マージンを維持することになる。このような割れが生じた翼形部は、その後、次の利用できる保守のための停止まで付加的な悪影響を与えることなく、運転されることができる。
【００５７】
上で示したように、特に小型のタービン翼形部の場合、実施可能であれば、後縁吐出スロットを含む内部冷却形状部全体を鋳造することが望ましい。吐出スロットのベンチュリ構成は、セラミックコア及び翼形部鋳造の歩留まりを改善するための幾つかの特徴的形状部を含む。具体的には、スロット収束部分４８ｂは、フレア形スロット入口４８ａに向かって寸法が増大しており、その入口は更に、マニホルド４６ｅに対して寸法が増大している。従って、この領域における対応するセラミックコアは、そうでない場合より大きくなるであろうし、また強度が増すことになり、歩留まりが向上する。
【００５８】
更に、クロスオーバ孔４６ｄ及びベンチュリスロート部４８ｃは、好ましくは２より大きい高さ対幅の比率Ｃ／Ｄ又はｃ／ｄをもつ上述のような背の高い長円形の形状を有する。例えば、ｃ／ｄの比率は、約２．２とすることができ、またＣ／Ｄの比率は、約２．８とすることができる。
【００５９】
図８は、前に図１〜図７で示したタービンノズル翼形部の１つを作る好ましい方法を概略的に示す。セラミックコア５０が、例えば図４に示すように、内部冷却回路４６及び協働するベンチュリスロット４８と対応するように構成される。セラミックコア材料は、中実であり、鋳造工程に用いられる場合には溶融金属に囲まれ、該溶融金属が凝固して、その間にセラミックコアが捕捉された薄い側壁３４、３６を含む翼形部の金属部分を形成する。セラミックコアを鋳物から除去すると、冷却回路及びベンチュリスロットの意図した形状に一致する対応する空隙が形成される。
【００６０】
セラミックコアの製造とノズルセグメント及びそれらの翼形部の鋳造とは、従来通りである。ノズルセグメントは、外側及び内側バンドと一体の単体組立体内に１セグメント当たり２つの翼形部を備えた状態で鋳造されるのが一般的である。
【００６１】
図８に示すセラミックコア５０は、本発明の１つの実施形態では、例えば図４のベンチュリスロット４８と対応するように構成された軸方向に延びるコア指部５２の列を含むように特別に構成される。このコア指部５２の列は、共通のコア脚部５４から片持ち状にされ、該コア脚部５４は、図４の吐出マニホルド４６ｅに対応する。コア５０の残部は、図４にも示す３パス蛇行冷却回路４６ａ、ｂ、ｃを形成するように従来通りに構成される。
【００６２】
コア指部は、比較的長く、共通のコア脚部５４により個々に支持されるか又は一体に片持ち状にされることを、図８は示す。コア指部及び脚部は、中実のセラミック材料であり、この中実のセラミック材料が、図５及び図６に示す空隙に対応し、この空隙が、ベンチュリスロットの相補関係の形状部と共通のマニホルド４６ｅへのそれらの流体連通路とを形成する。
【００６３】
フレア形入口４０ａの収束する断面及び各ベンチュリスロットの隣接する収束部分４８ｂは、セラミックコア指部５２が共通のコア脚部５４に結合された位置において該セラミックコア指部５２の各々に対して慣性曲げモーメント又は強度の増大をもたらす。指部の強度は、対応してセラミックコアの歩留まりを増大させて、得られるタービン翼形部におけるこれらの特徴的形状部の鋳造を経済的なもにするように改善する。
【００６４】
ベンチュリ吐出スロット４８を特別に構成することと該ベンチュリ吐出スロット４８をクロスオーバ孔４６ｄと協働させることとを採り入れることにより、効率における空気力学的性能及び従来の鋳造工程を用いる製造の両方の点で上述のような様々な利点が得られる。これらの利点は、タービンノズルベーンに見られる翼形部のような比較的小型のタービン翼形部において特に有用であるが、大型のタービン翼形部でも用いることができ、更に必要な場合にはタービンロータブレードにおいても用いることができる。
【００６５】
図４に示す３パス蛇行冷却回路は、内側バンド及び外側バンドの内部に完全に内蔵されるので、他の鋳造構成に見られる場合があるような内側バンド又は外側バンド上のろう付けされたカバープレートを必要としない。３つの蛇行脚部は、その冷却流れを、共通のクロスオーバ孔４６ｄの列に供給し、次にこの共通のクロスオーバ孔４６ｄの列が共通のマニホルド４６ｅに供給して、ベンチュリ吐出スロット４８の列に供給するように連続して流す。
【００６６】
図８に示す対応するセラミックコア５０は、比較的強度があり、共通のコア脚部５４における場合を除き他の方法では相互接続されない片持ち状にされたコア指部５２を含み、このことにより、高いセラミックコアの歩留まりが可能になり、特定のエンジン用途に必要とされる多くのノズルベーン翼形部を経済的に製造することが可能になる。
【００６７】
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を本明細書において説明してきたが、本発明の他の変更形態が、本明細書での教示から当業者には明白になるはずである。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【００６８】
【図１】本発明の例示的な実施形態による第２段タービンノズルを含む航空機用ガスタービンエンジンの一部の軸方向部分断面図。
【図２】図１に示す幾つかのノズルセグメントの１つの斜視図。
【図３】線３−３に沿った、図２に示すノズル翼形ベーンの１つの半径方向断面図。
【図４】線４−４に沿った、図３に示すノズルベーンの１つの軸方向断面図。
【図５】図４に示す翼形部の後縁領域における例示的なベンチュリ吐出スロットの軸方向拡大断面図。
【図６】線６−６に沿った、図５に示すスロットスロート部の半径方向断面図。
【図７】線７−７に沿った、図５に示すベンチュリスロットに供給するクロスオーバ孔の半径方向断面図。
【図８】図１〜図７に示すタービン翼形部の例示的な作製方法のフローチャート。
【符号の説明】
【００６９】
１０  ターボファン式ガスタービンエンジン
１２  軸方向中心軸線
１４  多段軸流圧縮機
１６  空気
１８  燃焼器
２０  高温燃焼ガス
２２  第１段タービンノズル
２４  第１段タービンロータブレード
２６  第２段タービンノズル
２８  翼形部
３６  翼形部負圧側壁
３８  翼形部根元
４０  翼形部先端
４２  翼形部前縁
４４  翼形部後縁
【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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