(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
前縁及び後縁（２８，３０）にて一つにつながり根元（３２）から先端（３４）まで半径方向に延在する正圧側壁と負圧側壁（２４，２６）を含む中空翼形部を含むタービン動翼（１０）であって、
先端が、上記両側壁を塞ぐ先端キャップ（４０）との結合部（４２）から外側に延在して先端キャップの上部に先端キャビティ（３８）を画成するスクイーラ先端リブ（３６）を含んでおり、当該動翼（１０）は、さらに
先端キャップ（４０）から半径方向内側に離間しかつ上記両側壁と結合して先端キャップとの間に先端プレナム（４６）を画成するインピンジメントバッフル（４４）、及び
冷却媒体噴流（２０）を上記結合部に衝突させるため上記結合部（４２）に向けて上記バッフルを貫通する複数のインピンジメント孔（４８）
を含んでおり、
前記複数のインピンジメント孔（４８）は、前記結合部（４２）のうち前記両側壁に位置する前記スクイーラ先端リブの基部に向けられている
ことを特徴とする動翼（１０）。
【請求項２】
スクイーラ先端リブ（３６）が先端キャップ上部で上記側壁の一方から少なくとも部分的にずれていて、結合部（４２）がそのインピンジメント冷却のため先端プレナムの上部に位置している、請求項１記載の動翼。
【請求項３】
インピンジメント冷却噴流の当たる結合部の表面積を増大させるため、上記先端キャップ（４０）が、上記プレナム（４６）に面しかつ上記スクイーラ先端リブ（３６）と整列したトラフ（５４）を含んでいる、請求項２記載の動翼。
【請求項４】
スクイーラ先端リブ（３６）が正圧側壁及び負圧側壁（２４，２６）にて対向する部分を含んでおり、かつ先端キャップ（４０）が、その熱容量を増大させるため、スクイーラ先端リブの対向する部分の間で局部的に厚くなっている、請求項３記載の動翼。
【請求項５】
スクイーラ先端リブ（３６）が、トラフ（５４）とスクイーラ先端リブの間の伝熱面積を増大させるため、先端キャップとの結合部（４２）でフレア形をしている、請求項３に記載の動翼。
【請求項６】
上記スクイーラ先端リブの対向する部分が、先端キャップ上部で正圧及び負圧側壁からずれていて、それぞれの結合部（４２）がそのインピンジメント冷却のため先端プレナムの上部に位置している、請求項３記載の動翼。
【請求項７】
先端キャップ（４０）が、スクイーラ先端リブ（３６）の対向する部分の間で無孔である、請求項６記載の動翼。
【請求項８】
スクイーラ先端リブ（３６）がオフセットされて両側壁の対応する側壁の上部に先端棚（５２）を形成し、かつ
上記棚（５２）が、先端プレナムから冷却媒体を受入れるために棚を貫通して先端プレナムに通じる複数のフィルム冷却孔（５０）を含んでいる、請求項５記載の動翼。
【発明の詳細な説明】
海軍省との契約番号Ｎ００４２１−９７−Ｃ−１２３２に従って合衆国政府は本発明に関し所定の権利を有する。
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、概してガスタービンエンジンに関し、さらに具体的にはタービン動翼の冷却に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンでは、空気を圧縮機で加圧して燃焼器で燃料と混合・点火し、高温燃焼ガスを発生する。燃焼ガスは複数のタービン段を通して流れるが、そこで燃焼ガスからエネルギーが抽出され、圧縮機を駆動するとともに、飛行中の航空機に推進力を与えるファンを駆動するなどの有用な仕事がなされる。
【０００３】
各タービン段は、支持ロータディスクから半径方向外側に延在するタービン動翼列を含んでいる。各動翼は翼形部を含んでおり、その表面を燃焼ガスが流れてエネルギーが抽出される。翼形部は中空で、圧縮機からの抽気を供給して作動中に動翼を冷却する冷却媒体として用いられる。
【０００４】
タービンの最大効率は、翼形部の半径方向外側先端をその周囲の静止タービンシュラウドに近接させて、その間からの燃焼ガスの漏れを最小限にすることによって得られる。しかし、動翼先端とシュラウドとの熱膨張・収縮差のため、それらが擦れ合う可能性がある。かかる擦れ合いに対処すべく、翼形部先端はその周縁に、翼形部内部の冷却媒体流路を塞ぐ先端キャップから外側に延びたスクイーラ先端リブを備えている。スクイーラリブはシュラウドに近接して配置することができ、シュラウドとの擦れ合いをリブ自体の表面部分だけに制限する。
【０００５】
スクイーラリブはかくして三面で燃焼ガスに曝されるが、冷却が難しく、その分動翼の実用寿命に影響を及ぼす。翼形部先端は、典型的には、先端キャップを貫通する先端孔を設けて、そこから冷却媒体の一部を先端キャップ上部に画成される先端キャビティへと吐出することによって冷却される。また、先端キャップの直ぐ下に翼形部の凹面つまり正圧側壁を貫通する複数の傾斜フィルム冷却孔を設けて、先端の正圧側面部分を覆うフィルム冷却空気を供給してもよい。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、スクイーラリブの冷却は効果が限られており、温度勾配とそれに起因する応力が生じて動翼の寿命に影響を及ぼす。露出したスクイーラリブは翼形部の両側壁よりも高温になり、その中間の先端キャップは低温になる。そのため、先端冷却は不都合な温度勾配との均衡を図る必要がある。
【０００７】
そこで、翼形部先端冷却の改善されたタービン動翼を提供することが望まれる。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
タービン動翼は、翼形部を塞ぐ先端キャップから外側に延在するスクイーラ先端リブを有する中空翼形部を含んでいる。インピンジメントバッフルが先端キャップから内側に離間して設けられ、先端キャップとの間に先端プレナムを画成する。冷却媒体噴流をリブとキャップの結合部に衝突させるため、複数のインピンジメント孔が該結合部に向けてバッフルを貫通している。
【０００９】
【発明の実施の形態】
本発明の好ましい例示的実施形態を、その他の目的及び利点と併せて、添付の図面を参照しながら、以下の詳細な説明によって具体的に説明する。
【００１０】
図１に示したのは、ガスタービンエンジン用タービンロータ動翼１０の例である。動翼は、タービンロータディスク（図示せず）の外周に離隔して配設された多数の動翼の一つである。各動翼は適当なダブテール１２を含んでいて、かかるダブテールによって動翼が、ディスク外周に形成された相補的形状のダブテールスロット内に保持される。動翼は半径方向つまり長手軸を有しており、ダブテールの半径方向上方には一体プラットホーム１４と中空翼形部１６とが順次設けられている。
【００１１】
動翼は通例単一の一体部品として鋳造され、冷却媒体２０を導く内部流路つまり冷却回路１８を含んでいる。冷却回路１８はマルチパス蛇行流路のような慣用形態とすればよく、冷却媒体２０はエンジンの圧縮機から抽出された空気の一部であるのが通例である。
【００１２】
作動中、圧縮機の加圧空気は燃焼器（図示せず）内で燃料と混合して点火され、高温燃焼ガスが発生する。この高温燃焼ガスが翼形部１６の表面を流れる際にロータディスクを回転させるエネルギーが抽出される。翼形部１６は略凹面の第一側壁（つまり正圧側壁）２４を含んでおり、その大部分は略凸面の第二側壁（つまり負圧側壁）２６から横方向つまり円周方向に離間している。両側壁は、軸方向に対向する前縁と後縁（２８，３０）で一つにつながっており、長手方向つまり半径方向に根元３２（翼形部がプラットホームと接するところ）から半径方向外側の先端３４まで延在している。
【００１３】
動翼又は翼形部先端はスクイーラ先端リブ３６を含んでいるが、スクイーラ先端リブ３６は正圧側壁２４及び負圧側壁２６に沿って一体として設けられて開放先端キャビティ３８を画成し、翼形部を塞ぐ先端床つまり先端キャップ４０から半径方向外方つまり外側に延在している。図２に示す例示的な実施形態では、先端リブ３６は先端キャップ４０の周縁から延在していて、翼形部の周縁の正圧側壁２４及び負圧側壁２６と同一面にある。
【００１４】
本発明では、先端リブ３６をその基部つまり先端キャップとの結合部で内部からインピンジメント冷却する手段が設けられている。図２に示す例示的な実施形態では、インピンジメント冷却手段は、インピンジメントバッフル又はブリッジ４４を先端キャップ４０から半径方向内方つまり内側に設けて、両者の間に先端プレナムを画成している。
【００１５】
複数のインピンジメント孔４８がバッフルを貫通し、先端キャップの内側で先端リブとの結合部に向けて設けられ、冷却媒体である空気２０の噴流を結合部に衝突させる。
【００１６】
図１に示す通り、インピンジメントバッフル４４は翼形部の前縁と後縁との間の先端キャップ４０から内側に離間して配置し得る。冷却回路１８はバッフル４４の内側に配置され、図示したような２つの蛇行冷却回路のような慣用の構成とし得る。複数のインピンジメント孔４８がバッフルを貫通して冷却回路１８のそれぞれの部分と連通していて、そこから冷却媒体の一部を受入れる。インピンジメント孔は、先端リブの基部に冷却媒体がインピンジメント噴流として吐出されるような圧力降下を孔の内外で生じるサイズである。
【００１７】
このようにして、先端リブをその基部で内部からインピンジメント冷却してリブの露出した三面の加熱に抗するのに、インピンジメント冷却に起因する増大した熱伝達を効果的に用いることができる。
【００１８】
図２に示す例示的な実施形態では、先端リブ３６は翼形部の周縁に延在していて、翼形部の両側壁と同一平面をなして延在する。従って、先端リブと先端キャップの結合部４２は、それぞれの側壁の上に位置する。翼形部の内側から先端リブをインピンジメント冷却するため、インピンジメント孔４８は先端キャップと側壁との内角（そこに結合部４２の一部が露出している）に向けられる。
【００１９】
翼形部側壁と先端リブは作動中高温燃焼ガスに直接曝されるので、これらはいずれも、プレナム４６を通して流れる冷却媒体２０からの対流によって内部から冷却される先端キャップ４０よりもかなり高温になる。先端キャップの過度の冷却を防ぐため、インピンジメント孔４８は、好ましくは、翼形部の対向する両側壁上にある先端リブの対向する部分の間にある先端キャップ４０自体ではなく先端リブの基部に向けられる。
【００２０】
作動中の翼形部の温度勾配を減少させ、それに応じて翼形部の熱応力を減少させるのが望ましい。インピンジメント孔４８を先端キャップの中央部分でなく先端リブの基部に向けることによって、先端キャップを過度に冷却することなく先端リブが選択的に冷却され、作動中の温度差が低減する。
【００２１】
図２に示す好ましい実施形態では、先端キャップ４０は翼形部の対向する両側壁上の先端リブの対向する部分の間で無孔である。こうして、先端キャップは内側からのみ冷却され、その過冷が防止される。インピンジメント孔４８は、インピンジメント噴流を先端リブの正圧側及び負圧側部分の下にある結合部４２に向けるため、２列に並んでバッフル４４を傾斜して貫通している。結合部４２は、好ましくは、インピンジメント噴流が衝突して熱を奪う有効表面積を増大させるため、先端キャップと側壁の間の角でフレア形つまりアーチ形をしている。
【００２２】
図２に示す例示的な実施形態では、複数の慣用フィルム冷却孔５０が先端リブの正圧側部分の下で先端キャップ４０の結合部４２を貫通しており、先端プレナム４６から冷却媒体を吐出して先端リブ３６の露出された正圧側に沿って流れるフィルム冷却空気の層を形成する。このようにして、先端リブ３６の正圧側部分はフィルム冷却空気で保護され、リブはインピンジメント噴流で内部から冷却される。対向した両側壁上の先端リブ部分に向けられた２列のインピンジメント孔４８は翼形部の翼弦に沿って互い違いにしてもよく、フィルム冷却孔５０も互い違いにしてもよい。
【００２３】
図３に示したのは、インピンジメント冷却翼形部先端の別の実施形態である。
この実施形態では、先端リブ３６は先端キャップ上部で側壁の一方から横方向に少なくとも部分的に引っ込んでいて（つまり、ずれていて）、その結合部（４２）が先端プレナムの上部に位置していて直接インピンジメント冷却される。図３では、先端リブ３６の正圧側部分は正圧側壁２４からずれていて、正圧側壁の上部に先端棚５２を画成している。
【００２４】
図４はインピンジメント冷却翼形部先端のさらに別の実施形態を示しており、この実施形態では、先端リブ３６の負圧側の部分も翼形部の負圧側壁２６から横方向に引っ込んでいて、負圧側壁の上部に先端棚５２を画成している。このように、先端リブの結合部４２が先端プレナム４６の直上に位置して直接インピンジメント冷却されるように、正圧側壁２４及び負圧側壁２６に沿って延在する先端リブの横方向に対向する部分は先端キャップ４０の上部で側壁からずれている。
【００２５】
第３及び図４に示す二つの実施形態では、正圧側先端リブ３６は先端プレナム４６の直上に位置し、正圧側壁２４から離れている。フィルム冷却孔５０は、好ましくは、フィルム冷却空気が先端リブの正圧側に吐出されるように、先端棚を貫通する。
【００２６】
正圧側先端リブ３６は、オフセット先端棚５２及びそこから吐出されるフィルム冷却空気によって、高温燃焼ガスから保護される。フィルム冷却孔５０は好ましくは先端棚を傾斜して貫通するが、それにより内部冷却が行われて先端リブの基部を正圧側壁からさらに遮熱する。
【００２７】
また、正圧側先端リブの下のインピンジメント孔４８を半径方向外側に向けて、プレナムの直上に完全に露出されている先端リブとキャップの結合部４２を直接インピンジメント冷却し得る。
【００２８】
図３では、先端リブ３６の負圧側部分は翼形部の負圧側壁からずれておらず、インピンジメント孔４８は結合部４２の露出した角部をインピンジメント冷却すべく傾斜したままである。図４では、先端リブの負圧側部分も翼形部の負圧側壁から横方向にずれていて、その下方のインピンジメント孔４８は半径方向外側にバッフル４４を貫通し、完全に露出した結合部４２をインピンジメント冷却する。
【００２９】
先端リブ３６の基部つまり結合部４２は第３及び図４に示す実施形態では完全に露出しているので、先端キャップ４０は、インピンジメント冷却噴流の当たる結合部の表面積を増大させるため、内側にプレナム４６に面しかつ先端リブ３６自体と同軸に整列したくぼみつまりトラフ５４を含んでいるのが好ましい。インピンジメント孔４８は、好ましくは、垂直方向にトラフ５４と整列していて、しかも外側に延びる先端リブ３６と半径方向に同軸に整列する。このようにして、先端リブは先端キャップ４０上部のその基部から十分にインピンジメント冷却され、その冷却効果が増大する。
【００３０】
さらに、先端リブ３６は、トラフ５４と先端リブの間の伝熱面積の増大のため、先端キャップの外側の結合部４２で適度な半径のフレア形をしている。
【００３１】
トラフ５４及びフレア形リブは、先端リブを一段と効率的に冷却する上で幾つかの利点を与える。上述の通り、トラフ５４は、インピンジメント孔４８からの冷却媒体噴流でインピンジメント冷却される表面積を増大させる。トラフ５４は、また、先端リブとの結合部における先端キャップの局部的厚さを減少させるが、そのことでそれらの間の熱伝導及びトラフの冷却が改善される。先端リブ３６のフレア形の角はトラフ５４からずれていて、それらの間に比較的大きな断面が維持され、先端キャップ４０を介してのプレナム４６内の冷却媒体への熱伝導によって熱が奪われる。熱は露出した先端リブ３６から先端キャップを介して先端プレナム４６内を流れる冷却媒体へと一段と効果的に伝わって奪い去られる。
【００３２】
図４の実施形態では、翼形部の正圧側及び負圧側に配置された先端リブの対向する部分はいずれもずれていて先端棚５２を画成している。そこで、先端リブの正圧側部分と負圧側部分は先端プレナム４６の直上に位置しており、内部からインピンジメント冷却されると同時に、先端キャップ４０の露出面積及び先端リブ間の先端キャビティ３８の露出容積が減少する。従って、先端キャビティ３８の下の先端キャップ中央部を過冷却することなく、先端リブ３６は翼形部の両側壁に沿った先端キャップの下から直接インピンジメント冷却される。所望により、先端キャップ４０は、高温燃焼ガスが先端キャビティに再循環するのを低減もしくは防止するため、冷却媒体の一部を先端キャビティ３８に吐出するため先端キャップを貫通する吐出孔（図示せず）を含んでいてもよい。
【００３３】
図４の実施形態では、先端キャップ４０は、側壁と先端棚５２との間で公称厚さＡを有するが、好ましくは、先端キャビティ３８の下方で横方向に２つのトラフ５４の間の部分に厚さＢのランド５６を加えることで局部的に厚くなっている。従って、トラフ５４はランド５６による増加した厚さによって部分的に画定される。先端キャビティの下方での先端キャップの厚さの増加によって熱容量が増し、それに応じて先端キャップの作動温度も高まる。
【００３４】
このようにして、高温燃焼ガスに直接曝される先端リブ３６は温度勾配を減少すべく翼形部の内側から一段と効果的にインピンジメント冷却され、先端キャビティ３８の下方の先端キャップ４０を本発明以外の方法よりも高い温度で作動できるので翼形部先端の温度差がさらに減少する。かくして、先端リブは強化インピンジメント冷却によって選択的又は局部的に冷却され、一方、先端リブの対向する部分間に位置する先端キャップは本発明以外の方法よりも高い温度で作動し得る。
【００３５】
上述の改良インピンジメント冷却翼形部先端の様々な実施形態は、慣用の方法によって単一の一体鋳造品として製造し得る。通例、鋳造には、冷却回路１８、先端プレナム４６及び先端キャビティ４６の形状を画成する複数のセラミック中子が用いられ、鋳造プロセスに際してこれらの中子は一緒に適切に保持される。例えば、バッフル４４を貫通するインピンジメント孔４８を画成するにはタイ又はピンを配置すればよい。タイ又はピンを先端キャップ４０を通して配置すれば先端キャップを貫通する孔ができるが、かかる孔は例えばろう付などによって適切に充填し得る。
【００３６】
本発明によって、翼形部の周縁に沿っている先端リブ３６の様々な部分を一段と効果的にインピンジメント冷却することができ、先端キャビティ下方の先端キャップにおける温度勾配を増大させずに先端リブの温度勾配を減少させることができる。先端リブは選択的に冷却されるが、作動中に翼形部先端に生じる温度勾配を減少し、ひいては温度勾配により生じる熱応力を低減するとともに動翼の寿命を延ばすのに有利である。
【００３７】
本明細書では本発明の好ましい例示的な実施形態と思料するものについて説明してきたが、本発明のその他の形態は本明細書の教示内容から当業者には自明であり、本発明の技術的思想及び技術的範囲に属するかかる形態すべてが特許請求の範囲で保護されることを望むものである。
【００３８】
従って、特許による保護を望むのは、請求項に規定され特徴付けられた発明である。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の例示的な実施形態による改良先端を有するガスタービンエンジンタービンロータ動翼の部分断面等角図。
【図２】  図１に示す翼形部の先端部分の概して線２−２に沿う部分断面正面図。
【図３】  本発明の別の実施形態による翼形部先端を示す図２と同様の部分断面正面図。
【図４】  本発明の別の実施形態による翼形部先端を示す図２と同様の部分断面正面図。
【符号の説明】
１０  動翼
１２  ダブテール
１４  プラットホーム
１６  翼形部
１８  流路
２０  冷却媒体（空気）
２２  燃焼ガス
２４  正圧側壁
２６  負圧側壁
２８  前縁
３０  後縁
３２  根元
３４  先端
３６  スクイーラ先端リブ
３８  先端キャビティ
４０  キャップ／床
４２  基部／結合部
４４  バッフル
４６  プレナム
４８  インピンジメント孔
５０  フィルム冷却孔
５２  棚
５４  トラフ
５６  ランド
【図１】
0004636657.tif 000002
【図２】
0004636657.tif 000003
【図３】
0004636657.tif 000004
【図４】
0004636657.tif 000005