(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
共に長手方向に一体に接合されたエーロフォイル（２６）、プラットフォーム（２８）、シャンク（３０）、およびダブテール（３２）と、
前記プラットフォーム（２８）の下に配置され、前記シャンク（３０）から外側へ露出されたポータル（６０）を有するプラットフォーム冷却室（５８）と、
前記プラットフォーム（２８）の下に凹んでおり、前記ポータル（６０）を取り囲むダンパ座（６２）と、
前記ポータル（６０）を横切って前記室（５８）を密封的に閉鎖するために、前記ダンパ座（６２）に隣接して配置されるダンパ（６４）と、
を備えるタービン翼（２２）。
【請求項２】
さらに、
その前方端で前記シャンク（３０）およびプラットフォーム（２８）と一体に接合された前方スカート（４８）と、
後部端で前記シャンク（３０）およびプラットフォーム（２８）と一体に接合された後部スカート（５０）とを備え、前記室（５８）が前記ポータル（６０）の両端を横切って前記座（６２）を橋絡するように前記スカート（４８）とスカート（５０）との間に配置され、さらに、
前記前方スカート（４８）および後部スカート（５０）のそれぞれのスカート、ならびに前記シャンク（３０）と一体に接合され、前記ポータル（６０）に隣接した前記ダンパ（６４）を支持するための前記プラットフォーム（２８）およびポータル（６０）の下に配置される一対のレッジ（６８）
を備える、請求項１記載のタービン翼。  
【請求項３】
前記座（６２）が、遠心力の下で対応する傾斜角度で前記ダンパを摩擦的に支持するために前記シャンク（３０）から前記プラットフォーム（２８）へ外側に傾斜している、請求項２記載のタービン翼。
【請求項４】
前記プラットフォーム（２８）が、前記エーロフォイル（２６）から外側に配置された分割線（５６）のところで終端し、
前記室（５８）が、前記シャンク（３０）から外側に延在する床（６６）を含み、
前記座（６２）が、前記ポータル（６０）の周りに前記室（５８）を取り囲むように前記分割線（５６）のところで前記床（６６）および前記プラットフォームを橋絡する、請求項３記載のタービン翼。
【請求項５】
前記エーロフォイル（２６）が、前記プラットフォーム（２８）のところの根元（３８）から反対側先端（４０）までの範囲にわたって延在し、対向する先縁（４２）と後縁（４４）との間で翼弦方向に延在する対向する圧力側面（３４）および吸い込み側面（３６）を含み、前記室（５８）が、前記エーロフォイル圧力側面（３４）から外側に前記プラットフォーム（２８）の下で延在する、請求項４記載のタービン翼。
【請求項６】
前記座（６２）が、前記ポータル（６０）の周りに平坦で、前記レッジ（６８）の上方の前記分割線（５６）から前記シャンク（３０）へ内側に傾斜しており、前記室（５８）を閉鎖して密封するために前記ダンパ（６４）を摩擦的に係合するように外周境界を形成する、請求項５記載のタービン翼。
【請求項７】
前記プラットフォーム（２８）が、前記プラットフォーム室（５８）と流れ連通の状態で貫通して延在する複数の膜冷却孔出口（７０）を含む、請求項６記載のタービン翼。
【請求項８】
前記エーロフォイル（２６）が、中空であり、前記プラットフォーム（２８）およびシャンク（３０）を貫いて延在する冷却回路（４６）を含み、
前記シャンク（３０）が、前記冷却回路（４６）と前記プラットフォーム室（５８）との間で流れ連通の状態で延在する開口入口（７２）を含む、請求項７記載のタービン翼。
【請求項９】
前記室（５８）が前記ポータル（６０）のところを除いて無孔であり、前記ダンパ（６４）が前記室（５８）に冷却空気（１４）を注ぎ込むために有孔である、請求項７記載のタービン翼。
【請求項１０】
前記室（５８）が、前記ポータル（６０）および前記前方スカート（４８）のところを除いて無孔であり、
前記前方スカート（４８）が、前記隣接するレッジ（６８）に隣接して前記室（５８）と流れ連通の状態で貫通して延在する開口入口（８６）を含む、請求項７記載のタービン翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は一般に、ガスタービンエンジンに関し、具体的にはその中のタービン翼の冷却に関する。
【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、燃焼室内で燃料と混合されて高温燃焼ガスを発生する。このガスからエネルギーが、圧縮機に動力を供給する高圧タービン（ＨＰＴ）内で取り出され、ならびに通常は航空機ターボファンエンジン用途でファンに動力を供給する低圧タービン（ＬＰＴ）内で取り出される。
【０００３】
ＨＰＴは、最高温燃焼ガスをそこから最初に受け入れる、燃焼室の出口端に配置されるステータノズルを含む。このノズルは、支持ロータディスクの外周に取り付けられる第１段タービン動翼の列の中に燃焼ガスを方向付ける翼の列を含む。
【０００４】
静翼および動翼は具体的にはエーロフォイルの輪郭を形成しており、概ね凹状の圧力側面および概ね凸状の反対側の吸い込み側面が半径方向範囲にわたって延在し、また対向する前縁と後縁との間で翼弦方向に延在する。エーロフォイルは中空であり、圧縮機から抽気される加圧空気の一部分を通して注ぎ込んで作動中エーロフォイルを冷却しその有効寿命を延長する種々の冷却回路をその中に含む。
【０００５】
静翼および動翼用の冷却回路は、現代ガスタービンエンジンの数１０年間にわたる開発の歴史による著しく複雑で密集した技術の多くの入れ替えのうちに、複雑さ、性能、および製造コストが変化している。
【０００６】
これらのタービン構成部品の冷却回路を最もわずかに変更したときでも、その結果生じるタービン構成部品の耐久性、寿命、およびコストに重要で大きい利益がもたらされることがある。冷却回路の形状が多様であるのは、エーロフォイルの範囲および翼弦方向にわたって、その圧力側面および吸い込み側面の両側面上の速度、圧力、および温度分布の相違を含めてタービンエーロフォイルの作動環境が異なることによるものである。
【０００７】
さらにタービン動翼は、支持ロータディスクの外周と共に回転する場合に遠心力が掛かる。このタービン翼は、内側プラットフォームの根元から半径方向外側先端に半径方向範囲にわたって延在するエーロフォイルを含む。
【０００８】
タービン翼の全列のプラットフォームは、エーロフォイルの根元で高温燃焼ガスを閉じ込める半径方向内側の流路境界を画定し、環状タービンシュラウドはエーロフォイルの半径方向外側先端の周りにその燃焼ガスを閉じ込める。
【０００９】
プラットフォームは支持シャンクの外側端で一体に形成され、この支持シャンクは支持ロータディスクの外周に形成された相補形ダブテールスロットに保持されるように構成されたタングまたはローブを有する支持ダブテールで終端する。
【００１０】
タービン翼は中空であり、１つまたは複数の冷却回路は、圧縮機から抽気された加圧空気を循環して作動中に翼を冷却するために、ダブテールの基部からシャンクおよびプラットフォームを通ってエーロフォイルの中に延在する。
【００１１】
上記のように、タービンエーロフォイル自体の内側の冷却回路は、燃焼ガス流線内でタービンエーロフォイルの作動環境に向けて固有に調整される無数の形状を有することもある。この冷却回路には、支持ロータディスクの内側のダブテールの基部から加圧空気を受け入れるシャンクを貫いて延在する入口チャンネルが入り込んでいる。
【００１２】
個々の翼は、典型的には前方および後部の翼保持器を利用する支持ディスクに保持され、この翼保持器は対応する密封も行う。
【００１３】
翼シャンクおよびダブテールは、翼プラットフォームによって高温燃焼ガスから遮断されるので、これらはそれを通して注ぎ込まれる冷却空気によって、およびタービンの密封空洞内でシャンクおよびダブテールを取り巻く任意の空気によって直接的に急速に冷却される。
【００１４】
しかし、翼プラットフォーム自体は、その外側側面で高温燃焼ガスに直接露出され、内部冷却回路を通って注ぎ込まれる冷却空気によって一部が、ならびにこのプラットフォーム自体の下に注ぎ込まれる冷却空気によってさらに一部が冷却される。ある形状では、プラットフォームはそれを通して半径方向に延在する従来の膜冷却孔を含んでもよく、この膜冷却孔は、作動中に冷却空気の保護断熱皮膜を作り出すようにプラットフォームの下からその外側表面に冷却空気の一部を抽気する。
【００１５】
ガスタービンエンジンの効率は、第一に燃焼ガスの作動温度を高くすることによって高められ、このことは、種々のタービン構成部品用の、およびそれに対応する冷却用の温度耐性超合金を相応じて必要とする。
【００１６】
タービン動翼プラットフォームの冷却は、このプラットフォームがタービン翼によって伝えられる遠心荷重を減少させ、相応じて遠心応力を減少させるために実際的である限りにおいて薄肉でなければならないため、特に問題がある。薄肉のプラットフォームでは、比較的厚肉のタービンエーロフォイル自体について見出される無数の形状で内部冷却回路を導入することが非実際的になる。そして、タービンプラットフォーム自体の膜冷却では、圧縮機から抽気できる冷却空気量が限られると有効性が必然的に限定され、それによりエンジンの全効率が相応じて低下する。
【特許文献１】米国特許第４８７２８１２号公報
【特許文献２】米国特許第５３８２１３５号公報
【特許文献３】米国特許第５８１３８３５号公報
【特許文献４】米国特許第５９２４６９９号公報
【特許文献５】米国特許第６１７１０５８号公報
【特許文献６】米国特許出願公開第２００５／００７９０６２Ａ１号公報
【非特許文献１】GE Aircraft Engines, “CF6-80C2 HPT Stage 2 Blade,” on sale and in public use in US more than one year before 31 Oct 2005
【非特許文献２】GE Aircraft Engines, “HPT Stage 1 Blade and Damper Assembly,” on sale in US more than one year before 31 Oct 2005
【非特許文献３】U.S. Patent application No. 10/903,414; filed 07/30/2004; by S. Keith et al (Docket GE144363)
【非特許文献４】U.S. Patent application No. 10/909,199; filed 07/30/2004; by S. Keith et al (Docket GE144381)
【非特許文献５】U.S. Patent application No. 10/903,634; filed 07/30/2004; by S. Keith et al (Docket GE144383)
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１７】
したがって、ガスタービンエンジンの運転効率をさらに高める、改善したプラットフォーム冷却を有するタービン動翼を提供することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１８】
タービン翼は、共に一体に接合されたエーロフォイル、プラットフォーム、シャンク、およびダブテールを含む。冷却室がプラットフォームの下に配置され、シャンクから外側へ露出されたポータルを有する。ダンパ座が、ポータルを取り囲み、ポータルを横切る上記室を密封的に閉鎖するために振動ダンパを受け入れるようにプラットフォームの下に凹んでいる。
【００１９】
本発明は、好適で例示的な実施形態に従って、またそのさらなる目的および利点と共に、添付図面について行われる以下の詳細な説明でより具体的に説明される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
図１に、長手方向または軸方向中心軸について線対称である、ターボファンガスタービン航空機エンジン１０の一部の軸方向断面図を図１に示す。
【００２１】
エンジン１０は、その引き続く各段で空気１４を加圧して後部部分に示される従来の環状燃焼器１６へ圧縮空気を供給するように構成された従来の多段軸流圧縮機１２を含む。燃料が燃焼器内で加圧空気に加えられ、そこからＨＰＴに排出される高温燃焼ガス１８を発生するように点火される。
【００２２】
ＨＰＴは、中空ノズル静翼２０の列を有する第１段タービンノズルを含み、このノズル静翼は、半径方向外側部分に示す支持ロータディスク２４に従来取り付けられる第１段タービン動翼２２の列を通して後部に燃焼ガスを注ぎ込む。エネルギーがタービン翼２２によって取り出され、このタービン翼は、作動中に駆動軸により圧縮機に動力を供給する圧縮機のロータに連結されている。燃焼ガスはＨＰＴを離れ、従来のＬＰＴに入り、このＬＰＴは、典型的には典型的なターボファン航空機エンジン用途で上流ファン（図示せず）に動力を供給するために、そこからさらにエネルギーを取り出す。
【００２３】
図２および図３は、図１に示すタービン動翼２２の１枚の例を分離して示す。各翼は、長手方向または半径方向に共に一体に接合され、またＨＰＴの厳しい環境で使用するため典型的な超合金金属で形成された一体鋳物のエーロフォイル２６、プラットフォーム２８、シャンク３０，およびダブテール３２を含む。
【００２４】
エーロフォイル２６は、概ね凹状の圧力側面３４、および円周方向にまたは横方向に反対側にある概ね凸状の吸い込み側面３６を含み、これらの側面は、プラットフォーム２８の上端または外側の根元３８から反対側の半径方向外側末端チップ４０までの範囲で半径方向に延在する。この２つの側面はまた、その間を作動中に高温燃焼ガス１８が流れる、軸方向に対向する先縁４２と後縁４４との間に軸方向に翼弦方向にわたって延在する。
【００２５】
エーロフォイル２６は、上記２つの側面の間で中空であり、プラットフォーム２８、および作動中圧縮機から加圧冷却空気１４を受け入れるダブテール３２の基部に配置された対応する入口を有するシャンク３０を通り、エーロフォイルの大部分に貫通して延在する内部冷却回路４６を含む。
【００２６】
冷却回路４６は、従来のいかなる形状を有してもよく、典型的には、従来の方法でそこにインピンジメント冷却またはサーペンタイン冷却を行うように構成されたエーロフォイル自体の内側に複数の流路を含む。冷却空気は、典型的にはエーロフォイルの圧力側面および吸い込み側面上に傾斜した膜冷却孔の形の多数の開口部出口を通って、ならびに後縁の全範囲に沿って後縁出口孔の列を通ってエーロフォイルから排出される。
【００２７】
初めに図２および図３に示すように、プラットフォーム２８は、高温燃焼ガス１８用の半径方向内側の境界を画定し、その冷却効果を改善するためにあとで改変されるように従来のいかなる形状を有してもよい。例えば翼は典型的には、共通鋳物のその前方端または上流端でシャンク３０およびプラットフォーム２８と一体に接合された従来の前方スカート４８を含む。前方スカート４８は典型的には、図１に示す上流タービンノズルにプラットフォームを密封する前方に突出したエンゼルウィング形シールを含む。
【００２８】
翼はまた、共通鋳物のその後部端でシャンク３０およびプラットフォーム２８と一体に接合された従来の後部スカート５０を含む。航空機スカート５０は典型的には、図１に示すＬＰＴの下流タービンノズルでプラットフォームを密封する一対の後部に突出したエンゼルウィング形シールを含む。
【００２９】
図１はまた、支持ディスク２４の前方側面上の従来の前方翼保持器５２、および支持ディスク２４の後部側面上の従来の後部翼保持器５４を示し、これらの保持器は支持ディスク２４の外周の相補形軸方向ダブテールスロットにダブテールを軸方向に保持する。この２つの保持器はまた、圧縮機から従来の方法で冷却空気を注ぎ込むタービン翼へ従来の抽気導入路の一部を画定するために、ディスクの外周にダブテールを密封するように構成してもよい。
【００３０】
図４および図５は、タービン動翼が支持ディスクの外周に取り付けられた場合にその全列にわたって円周方向に互いに隣接するこのタービン動翼の２枚を示す。各プラットフォーム２８は、図５に最もよく示すように長方形または平行四辺形の外部輪郭を有する比較的薄い板であり、エーロフォイルの圧力側面３４および吸い込み側面３６の双方から円周方向外側に延在する部分を含む。
【００３１】
隣り合った翼の隣り合ったプラットフォームは、対応する軸方向分割線５６のころで互いに隣接する。このようにして、各プラットフォーム２８は、前方スカート４８および後部スカート５０のところで軸方向で終端し、隣り合った翼の間で対向する分割線５６のところで円周方向で終端する。
【００３２】
したがって、各プラットフォームは、圧力側面３４から外側にエーロフォイルの根元から延在して分割線５６に沿ってプラットフォームの圧力側面縁のところで終端する。また各プラットフォームは、反対側の吸い込み側面３６から外側に延在し、対応する分割線５６に沿って対応する吸い込み側面縁のところで終端する。
【００３３】
初めに図３に示したように、各プラットフォーム２８は、プラットフォーム自体の下に半径方向に配置され、シャンクから外側に延在するプラットフォーム冷却室５８を含む。冷却室５８は、シャンク３０から隣接する次の翼およびプラットフォームに向かって外側に面するまたは露出される入口またはポータル６０を含む。
【００３４】
作動中に翼の振動を弱めると共にポータル６０の全開面積を横切って露出されたプラットフォーム室５８を密封的に閉鎖するために相補形振動ダンパ６４を受け入れまたは係合するように具体的に構成されたダンパ座６２が、プラットフォーム２８の下で各ポータル６０を取り囲んでいる。ダンパ６４は、図３ではプラットフォームの下のこの相補形座６２から取り外されて示されている。図４および図６ではダンパ６４は、座６２に取り付けられた横放射断面図で示され、隣接するプラットフォームの間で円周方向に閉じ込められている。
【００３５】
図６の拡大断面図に示すように、室ポータル６０および周囲の座６２は、好適には約３０度である鋭角傾斜角Ａで対応する分割線５６のところでシャンク３０からプラットフォーム２８へ外側に傾斜している。このようにして、ダンパ６４は隣接するプラットフォームの間に緩く閉じ込められ、翼が作動中に回転してダンパ６４自体に遠心力Ｆを発生させると、ダンパ６４は摩擦力を受けて対応する傾斜角Ａで座６２によって支持される。
【００３６】
座６２および協働ダンパ６４の双方がそれに沿って配置される傾斜角Ａは翼の回転動作中にダンパと座との間に摩擦的係合力を引き起こし、これは、翼の振動を弱め、また同時に下プラットフォーム冷却室５８にポータル６０を閉鎖して密封するのに有効である。遠心力Ｆを受けて傾斜ダンパ６４は、僅かに摺動して分割線５６でのプラットフォーム間隙間を閉鎖し、ダンパはさらなるその動きを阻止する隣接する次のプラットフォームの円周方向縁に当接する。
【００３７】
図３に最もよく示すように、プラットフォーム室５８は、室の全幅を横切って、またポータル６０の両端を横切って軸方向に周囲のダンパ座６２を橋絡するように２つのスカート４８およびスカート５０の間で軸方向に配置される。
【００３８】
図６に最もよく示すように、プラットフォーム室５８は、プラットフォーム２８自体によってその上端側または外側に界接され、またシャンク３０から隣接する次の分割線５６に向かって一体におよび外側に延在する薄い棚または床６６によってその内側または下側に界接される。ダンパ座６２はまた、その末端で床６６を、ならびに鋭角傾斜角Ａに沿ってそこで位置合わせされた分割線５６のところでプラットフォームの末端または縁を橋絡する。
【００３９】
したがって、図３の正面図に示すように、ダンパ座６２は、対応する境界または平坦面を与えるように、その入口ポータル６０の周りでプラットフォーム室５８の全外周を取り囲み、この境界または平坦面に対してダンパ６４は、この露出端部から室を閉鎖して密封するように摩擦的に係合することができる。
【００４０】
隣接するプラットフォームの間に固締していないダンパを支持するために図３に示す翼はまた、前方スカート４８、後部スカート５０、および共通シャンク３０のそれぞれの内側で一体に接合された一対の支持レッジ６８を含み、その間にこのレッジは、ポータル６０に隣接するダンパ６４の両端を支持するために、対応する窪みまたはポケットを作り出すプラットフォーム２８およびポータル６０の下で半径方向に配置される。
【００４１】
図６は、下方からダンパ６４を支持する端部レッジ６８の１つを拡大図で示し、ダンパは相補形ダンパ座６２により上方から保持され、またダンパは隣接する次のプラットフォームによりレッジ６８上のポケット内に円周方向に閉じ込められる。
【００４２】
図６に示す好適な実施形態では、プラットフォーム室５８は、プラットフォーム２８の下にエーロフォイル圧力側面３４から円周方向外側に延在し、ダンパ６４は、隣接する次の吸い込み側面プラットフォームによって圧力側面プラットフォームの下に閉じ込められる。
【００４３】
摩擦ダンパは一般に、ダンパとプラットフォーム自体との間の加振力を摩擦的に散逸させるためにターボファン航空機エンジンの商業的公共使用に長年利用されてきた。しかし、従来のダンパは、外形が比較的小さく、プラットフォームの対応する縁に係合するように単に寸法決めされ、したがってサイズおよび配置が限定され、そこから生じる遠心荷重は、支持プラットフォームを介して、また半径方向内側にシャンクおよびダブテールを介して支持ロータディスクに伝達されなければならない。
【００４４】
図６は、追加の室床６６を単に導入することによるプラットフォーム冷却室５８の導入を示し、この室床は、室および周囲のダンパ座６２の下方部分に、ポータル６０を画定するように、シャンク３０から外側に突き出ている。座６２は、ポータル６０の全外周または全境界の周りに平滑な表面仕上げ状態で平坦または一様であり、遠心荷重を受けて室５８を閉鎖して密封するために相補形ダンパ６４を摩擦的に係合または接触するように全外周境界を形成する。
【００４５】
図３に示す室５８は、好適な実施形態では２つのスカートの間でプラットフォームの軸方向長さの大部分にわたって延在する一体形または単一のセル室であり、ダンパ６４は具体的には、新しく供されるプラットフォーム室５８を閉鎖して密封するように従来のダンパより大きく形成される。他の実施形態の室は必要に応じて複数のセルを有することもあるが、そのために必要とされる追加の二又分岐リブは遠心荷重を受けやすい不必要な重量をもたらすものであり、実際の場合はこのリブは除去されるべきである。
【００４６】
図６に示す好適な実施形態では、ダンパ座６２は、ポータル６０の高さを横切って鋭角傾斜角Ａに沿って高さが一直線である。図３に示すように、ダンパ６４はまた、前方スカート４８と後部スカート５０との間に分割線５６および室床６６の対応する縁部に沿って円弧状または凹状である。ダンパ６４はポータルの周りにその接合座６２を補完し、またその横幅を横切って同様に一直線であるが、その長手方向長さに沿って凸状である。ダンパ座およびダンパ自体の凸状の形状は、室ポータル６０の上に摩擦的に係合してダンパを中央に置くのに役立ち、室の摩擦減衰能および摩擦接触シール性を最大限に高める。
【００４７】
プラットフォーム室５８を密封することによって、それを通して種々の回路に加圧冷却空気１４を注ぎ込んで作動中にプラットフォームの下面冷却を高めることができる。例えば、図３、図４、および図６に示すプラットフォーム２８は、適切な浅い傾斜角でプラットフォームを通って延在し、プラットフォーム室５８と流れ連通の状態に配置された複数の膜冷却孔出口７０を含む。このようにして、室５８からの使用後の冷却空気は、プラットフォームを通って排出されて、その外表面上に冷却空気からなる断熱ブラケットを形成して作動中プラットフォームを熱的に保護する。
【００４８】
上記のように、エーロフォイル自体は専用の冷却回路４６をその中に有し、この冷却回路はシャンクを介して半径方向上方に、また図６に示す冷却室５８に直ぐ隣接して好都合に通過する。したがって、シャンク３０は、そこでシャンクと接合する室５８の後部端の内側に隠された、１つまたは複数の開口入口７２を含んでもよく、前記入口７２は、エーロフォイルの内部冷却回路４６とプラットフォーム室５８との間に流れ連通の状態で延在する。
【００４９】
このようにして、エーロフォイルの中に流れる加圧冷却空気の一部は、入口７２を通って作動中ダンパ６４によって閉鎖されるプラットフォーム室５８の中に方向を転換する。したがってこの空気は、比較的大きな室５８の領域内でプラットフォーム２８の下面を冷却し、次いで使用後の冷却空気はプラットフォームの外側を冷却するように膜冷却出口７０を通って排出される。
【００５０】
ダンパ６４は遠心荷重を受けてプラットフォーム室５８の露出部６０を閉鎖するので、ダンパは、その密封性を損なうであろういかなる孔をも伴わずに、無孔であることが好ましい。図７は、室のポータル６０および傾斜ダンパ座６２を補完するように具体的に構成された無孔ダンパ６４のこの形状を、分離して示す。
【００５１】
より具体的には、図６および図７に示すダンパ６４は、中央ダンパ板７６によって共に一体に接合された一対の基部または楔７４を含み、この中央ダンパ板はタービン翼に使用する適切な超合金金属の共通鋳物の形でその間を一体に延在する。図６に示すように楔７４は、プラットフォームの下で対応するレッジ６８の上に載せるために単に支持されるダンパの両端でスタンドを形成する。
【００５２】
支持楔７４は、室ポータル６０の周りにダンパ座６２の傾斜に合致するようにダンパ板７６自体の好適な鋭角傾斜角Ａを維持する。したがってダンパ板７６は、ダンパ自体に遠心荷重を受けてプラットフォーム室５８を閉鎖して密封接触シールするポータル６０全体に摩擦的に当接しまたはこれを覆う。
【００５３】
図６に示すダンパ６４の断面形状は、望ましい鋭角傾斜角Ａを与えるように楔形に形成される。ダンパ座６２は、浅い傾斜角Ａに合致するように比較的長いプラットフォーム２８、および比較的短い室床６６で構成される。そしてプラットフォーム室５８自体もまた対応する楔形形状を有することができ、この形状は、入口７２から外側に分岐しており、室５８を通じてこの加圧空気を分散し分配して、膜冷却出口７０を介して加圧空気を排出する前にプラットフォームの下面冷却を行う。
【００５４】
図６および図７に示すダンパ６４はまた、ダンパおよび楔の共通の頑丈な頂点を形成するように、ダンパ板７６の底縁に沿って２つの楔７４を共に一体に接合する頑丈な隆起７８を含むことが好ましい。隆起７８はポータル６２の内側部分に沿って室床６６に対して相補形である。
【００５５】
ダンパの隆起７８は、室床６６の末端で下方シールを有効に行い、次いで室床６６は隆起により伝えられるダンパによる遠心荷重のいくらかを担持する。室床６６は、比較的短く、シャンク３０の側面から突き出ており、ダンパ隆起７８による遠心荷重を担持する剛性支持を行う。ダンパ６４全体は遠心荷重を受けて作動するので、この荷重は、ダンパ自体により、およびプラットフォームおよび室床６６の中に、そこからの許容できない遠心応力の増加を伴わずに適切に担持されなければならない。
【００５６】
図７に示すダンパは、図６に示す露出ポータル６０の上に取り付けられた場合、ダンパ板の構造的剛性を増加するために共通隆起７８から横方向外側に延在する１つまたは複数の一体形補強リブ８０を適宜含んでもよい。リブ８０は、室の上のプラットフォームと室床６６との間にポータル６０の高さにわたって遠心荷重を担持する。そしてポータル６０はプラットフォームの下のダンパ座によって完全に界接されているので、この座は、そこでシャンクを接合するプラットフォームの構造的剛性を増加させ、それによってダンパ遠心荷重はシャンクおよびダブテールに、また支持ロータディスクに担持される。
【００５７】
図７に示す２つの端部楔７４は、僅かな部分だけ共通隆起７８から後へ延在する一体のサイドガセット８２をさらに含んでもよい。このようにして、サイドガセット８２による付加重量を最小にすると共に、ダンパは、比較的薄い材料で形成し、重量および遠心荷重を最小化しながらその剛性を極限まで増大させるように選択的に補強することができる。サイドガセット８２は前図に示すダンパの実施形態に使用でき、実際の場合にはこの実施形態は補強リブ８０を欠いている。
【００５８】
タービン翼は、図８および図９において、プラットフォーム冷却室５８および協働振動ダンパ６４の他の実施形態の形で示される。図９に示すこの実施形態では室５８は、シャンク３０と出合うところで無孔であり、シャンクおよびエーロフォイル内側の冷却回路４６と流れ連通の状態で接合されていない。したがって室５８は、協働ダンパ６４によって作動中に覆われる開放部分６０のところを除いてその境界全体の周りで無孔である。
【００５９】
この実施形態ではダンパ６４は、図８および図９双方で示すようにプラットフォームの下から冷却室５８に使用可能な冷却空気を注ぎ込むために有孔である。
【００６０】
ダンパ板７６は、室ポータル６０を閉鎖し、そのインピンジメント冷却の際に加圧冷却空気１４を方向付けするためにプラットフォーム２８の下面に向かって内側に面する複数のインピンジメント孔８４を有する。次いで使用後のインピンジメント空気は、その対流冷却を行うために冷却室５８自体を通って循環し、この使用後の空気はプラットフォーム２８自体を貫いて延在する膜冷却出口７０を通って排出される。
【００６１】
インピンジメント孔８４は、ダンパ６４の長手方向に単一のラインに配置され、そのインピンジメント冷却のためのプラットフォームの内面に直接向き合う。インピンジメント孔のラインは、作動中に遠心力を受けやすいダンパの応力集中を最小限に抑える。そして補強リブ８０は、インピンジメント孔８４がまたそこに使用される場合その強度を増大させるためにダンパに使用され得る。
【００６２】
図１０は、その入口ポータル６０のところおよび前方スカート４８のところを除いてプラットフォーム冷却室５８が無孔であるタービン翼の別の実施形態をさらに示す。図９に示す実施形態と同様に、この室は内部冷却回路４６と流れ連通の状態に配置されていない。
【００６３】
その代わりに前方スカート４８は、前方レッジ６８に隣接するプラットフォーム室５８と流れ連通の状態でこれを貫いて延在する開口入口８６を含む。入口８６は、前方スカートを通ってそこでシャンクと接合する室５８の後部に延在する。このようにして、前方スカートのエンゼルウィングの下で前方タービン空洞に使用可能な加圧冷却空気は、室からプラットフォーム自体の膜冷却出口７０を通って排出される前に、そこで対流冷却する室に注ぎ込まれ得る。
【００６４】
図１については上記のように、タービン翼２２は、支持ロータディスクの外周に取り付けられ、前方翼保持器およびシール５２ならびに後部翼保持器およびシール５４によってそこに保持される。加圧冷却空気は、圧縮機から抽気され、その冷却のため、ならびにタービンディスクの前方および後部のタービン空洞を冷却するためにタービンディスクに従来どおりに注ぎ込まれ、専用の冷却回路が個々のタービン翼自体を貫いて延在する。
【００６５】
したがって、高圧冷却空気のいくつかの供給源が、上に開示した実施形態のいくつかの例においてプラットフォーム冷却室５８に冷却空気を供給するタービン翼の領域部で使用可能である。
【００６６】
図６においてプラットフォーム室５８は、協働入口７２を介して翼の内部冷却回路４６から直接その冷却空気を受け入れる。図８では、プラットフォーム室は別様に無孔であり、室のポータル端部を閉鎖するダンパ自体のインピンジメント孔８４からその冷却空気を受け入れる。そして図１０では、室およびダンパは再び無孔であり、この室への入口８６はこの室へ冷却空気を供給するために前方スカート４８を貫いて延在する。
【００６７】
上に開示したいくつかの実施形態では、別様の従来の翼プラットフォームおよび振動ダンパに対する簡単な改変が、遠心力で荷重を掛けられた振動ダンパによって作動中密封されたプラットフォームの圧力側面部の下に、冷却室を作り出すのに使用され得る。この改変は、ダンパ棚または床６６の導入を含み、プラットフォーム冷却室の入口を画定する露出ポータルを閉鎖するような対応するダンパのサイズの増加を含む。
【００６８】
密封ダンパおよびダンパ床は、作動中そこから追加の遠心荷重を担持するように冷却室５８の周りにプラットフォームと剛性組立体の形で協働する。しかし、個々のタービン翼および協働ダンパの全質量または全重量は、ダンパシールを導入することによって必ずしも増加しない。例えば、プラットフォームおよびシャンクの厚さは、より大きなダンパおよびダンパ床の追加による質量の増加を相殺するように小さくできる。
【００６９】
図６に示すように、室５８はシャンクから外側へ分岐し、プラットフォームは圧力側面分割線５６に向かって厚さが薄くなる。ダンパ床６６の追加は、シャンクがそこでプラットフォームを接合するタービン翼の構造的剛性を増加するので、プラットフォームの厚さを局部的に薄くすることが、この領域におけるタービン翼の全長を減少することなくこの重量の追加を相殺するのに利用できる。
【００７０】
図４および図５において、ダンパ６４は作動中に燃焼ガスから最高の熱負荷を通常受けやすい翼プラットフォームの圧力側面部下にもっぱら設けられることに留意されたい。ダンパは、対応する軸方向分割線５６のところで隣接する次の翼の吸い込み側面プラットフォームによって１つの翼の圧力側面プラットフォーム下に閉じ込められる。
【００７１】
プラットフォーム２８の吸い込み側面部は作動中より小さい熱負荷を受けやすく、したがって、追加の膜冷却出口７０がそれを通して設けられ、この出口には従来の方法でプラットフォームのこの部分を冷却するために翼プラットフォーム間に見られるパージ空気が供給され得る。
【００７２】
したがって、新しい改善されたタービン動翼が、単にその圧力側面プラットフォームの下にプラットフォーム冷却室５８を導入することによって提供される。そして、新しい改善された振動ダンパ６４がまた、上記の改善された翼と具体的に協働するように提供されて、比較的簡単な組合せでそのプラットフォーム冷却を高める。プラットフォーム冷却室は、タービン翼自体の当初の鋳物に一体に形成してもよい。また、同様に鋳物などの協働ダンパを従来の任意の方法で別個に製造してもよい。
【００７３】
本発明の好適で例示的な実施形態と考えられるものを本明細書において説明してきたが、本明細書の教示から本発明のその他の改変が当業者には明らかであろう。したがって、本発明の真の精神および範囲に属する一切の改変は、添付の請求の範囲から確保することが望ましい。
【００７４】
したがって、特許による保護を望むのは、特許請求の範囲で定義され識別された発明である。
【図面の簡単な説明】
【００７５】
【図１】高圧タービンをそこに含むターボファンガスタービンエンジンの一部の部分断面概略図である。
【図２】図１に示す第１段タービン動翼の１枚の分離された等角図である。
【図３】翼振動ダンパが翼プラットフォームの下の相補形取付け座から取り外された、図２に示す翼のプラットフォーム部分の分解図である。
【図４】図１に示す線４−４による２枚の隣接するタービン翼の放射断面図である。
【図５】図１に示す線５−５による２枚の隣接するタービン翼の上面図である。
【図６】振動ダンパがその間に円周方向に閉じ込められた、図４に示す２枚の隣接するタービン翼の対応する部分の拡大放射断面図である。
【図７】別の実施形態についての前図に示す振動ダンパの分離図である。
【図８】振動ダンパがそこに取り付けられた、別の実施形態による翼プラットフォームの等角図である。
【図９】図８に示すダンパおよびプラットフォームの放射断面図である。
【図１０】別の実施形態による、そこに閉じ込められたタービン翼プラットフォームおよび振動ダンパの部分断面図であり破断図である。
【符号の説明】
【００７６】
１０  ターボファンガスタービン航空機エンジン
１２  多段軸流圧縮機
１４  空気、冷却空気
１６  環状燃焼器
１８  高温燃焼ガス
２０  中空ノズル静翼
２２  第１段タービン動翼、タービン翼
２４  支持ロータディスク
２６  エーロフォイル
２８  プラットフォーム
３０  シャンク
３２  ダブテール
３４  圧力側面、エーロフォイル圧力側面
３６  吸い込み側面
３８  根元
４０  末端チップ
４２  先縁
４４  後縁
４６  内部冷却回路、冷却回路
４８  前方スカート
５０  後部スカート    
５２  前方翼保持器
５４  後部翼保持器
５６  分割線
５８  プラットフォーム冷却室、室
６０  入口またはポータル、ポータル、露出部、露出ポータル
６２  相補形ダンパ座、座
６４  ダンパ、振動ダンパ、協働ダンパ、傾斜ダンパ
６６  床、ダンパ棚または床、室床
６８  支持レッジ
７０  膜冷却孔出口
７２  開口入口
７４  基部または楔、楔
７６  中央ダンパ板
７８  隆起
８０  補強リブ
８２  サイドガセット
８４  インピンジメント孔
８６  開口入口
Ａ  鋭角傾斜角
Ｆ  遠心力
【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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