(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ブレードの冷却に関する。【解決手段】  タービン翼形部（１２）は、前縁（２２）及び後縁（２４）間で翼弦方向にかつ根元（２６）及び先端（２８）間でスパンにわたって延びる正圧及び負圧側壁（１８、２０）を含む。隔壁（３０）が、側壁間に間隔を置いて配置されて、該隔壁の両側に前縁及び後縁間で収束する２つの冷却回路（３２、３４）を画成する。ピンの配列（４４、４６）が、回路の吐出端において正圧側壁（１８）から内向きに延びており、またピンは、収束する回路に適合するように長さが減少している。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼弦方向に対向する前縁（２２）及び後縁（２４）において互いに結合されかつ根元（２６）から先端（２８）までスパンにわたって延びる横方向に間隔を置いて配置された正圧及び負圧側壁（１８、２０）と、
前記正圧及び負圧側壁（１８、２０）間に間隔を置いて配置された隔壁（３０）であって、該隔壁（３０）の両側に沿ってスパンにわたって延びかつ前記前縁及び後縁間で収束する第１及び第２の冷却回路（３２、３４）を前記側壁と共に画成する隔壁（３０）と、を含み、
前記第１の回路が前記正圧側壁（１８）に沿って配置され、また前記第２の回路が前記負圧側壁（２０）に沿って配置されかつ前記第１の回路から後方に前記後縁（２４）まで延び、
ピンの配列（４４、４６）が、前記第１及び第２の回路の１つの吐出端において前記正圧側壁（１８）から内向きに延び、前記ピンは、前記前縁及び後縁間で収束する前記１つの回路に適合するように長さが減少している、
タービン翼形部。
【請求項２】
前記第１の回路が、前記正圧側壁に沿ってスパン方向に延びる細長い第１の出口スロット（４８）を含み、前記第２の回路が、前記後縁（２４）に近接して終端する第２の出口開口（５０）の列を含む、請求項１記載の翼形部。
【請求項３】
前記ピンの配列（４４）が、前記第１の回路（３２）の第１の出口スロット（４８）の上流で該第１の回路内に配置されて、該スロットに沿って連続フィルムの状態で冷却空気（３８）を吐出するようになっている、請求項２記載の翼形部。
【請求項４】
前記第２の回路（３４）が、前記ピン配列（４４）の位置において前記負圧側壁（２０）を前記隔壁（３０）に一体的に結合するブリッジ（５２）を含む、請求項３記載の翼形部。
【請求項５】
前記第２の回路（３４）の第２の出口開口（５０）の上流で該第２の回路内に配置された第２の前記ピンの配列（４６）をさらに含む、請求項４記載の翼形部。
【請求項６】
前記第２のピン配列（４６）が、前記第１のピン配列（４４）の下流に配置され、前記正圧及び負圧側壁（１８、２０）を互いに一体的に結合している、請求項５記載の翼形部。
【請求項７】
前記第１の回路（３２）が、前記第１のピンの配列（４４）に向かって収束する共通入口を形成するようにスパンにわたって延びる単一のチャネルを含み、
前記第２の回路（３２）が、前記第２の出口開口（５０）を通して冷却空気を吐出する蛇行回路を画成するように前記負圧側壁（２０）を前記隔壁に一体的に結合する複数のブリッジ（５２）を含む、
請求項６記載の翼形部。
【請求項８】
前記ピン（４４、４６）が、前記正圧側壁（１８）に沿ってスパン方向にかつ翼弦方向に間隔を置いて配置されて該ピンの後ろに遠回りの流路を形成するようになっている、請求項６に記載の翼形部。
【請求項９】
前記ピン（４４、４６）が、均一な間隔及び均一な形状を有する、請求項６記載の翼形部。
【請求項１０】
前記隔壁（３０）が、前記前縁（２２）の後方で前記負圧側壁（２０）と一体形で始まり、前記後縁（２４）の前方で前記正圧側壁（１８）と一体形で終端している、請求項６記載の翼形部。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的には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ブレードの冷却に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンにおいて、空気は、多段圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合されて高温の燃焼ガスを発生する。この燃焼ガスは、圧縮機を駆動する高圧タービン（ＨＰＴ）を通して吐出され、一般的には低圧タービン（ＬＰＴ）が続いて配置されており、この低圧タービン（ＬＰＴ）が、典型的にはエンジンの上流端におけるファンを駆動するような出力を供給する。このターボファン構成は、民間航空機或いは軍用機に動力を供給するのに使用される。
【０００３】
エンジン性能又効率は、燃焼ガスからエネルギーを取り出すＨＰＴに吐出される燃焼ガスの最高許容作動温度を上昇させることによって高めることができる。さらに、超音速商用ジェット機用の１つの例示的な民生用途、また長距離爆撃機用の例示的な軍事用途のために、エンジンは航続時間及び航続距離を増大させるように絶え間なく開発されている。
【０００４】
タービン入口温度を上昇させること及び航続時間を増大させることは、それに相応して、例えば高圧タービンロータブレードのような高温エンジン構成部品を冷却する必要性を高める。第１段ロータブレードは、燃焼器から最高温の燃焼ガスを受けるので、現在では高温において高い強度及び耐久性を有する最新の超合金材料で製造されている。これらのブレードは、無数の異なる冷却機構により構成され、この異なる冷却機構によって、作動時におけるブレードへの対応する熱負荷の差異に対して該ブレードの種々の部分を異なった状態に冷却することができる。
【０００５】
第１段タービンブレード用の現在公知の冷却構成では、現在はタービン入口最高許容温度を制限してブレードの好適な耐用年数を得るようにしている。それに応じて、一般的に超合金ブレードを方向性凝固材料或いは単結晶材料として製造して、ガスタービンエンジン内の過酷な高温環境下での該ブレードの強度及び寿命能力を最大にするようにしている。
【０００６】
ブレードに見られる複雑な冷却構成は、一般的に１つ又はそれ以上のセラミックコアを使用する普通の鋳造法を用いて製造される。ブレード鋳造において競争原価を維持するような好適な歩留まりを達成するために、ロータブレード内の冷却回路の複雑さは、従来型の鋳造工程の能力によって制限される。
【０００７】
第１段タービンブレードと同様に、第１段タービンノズルは中空のベーンを含み、このベーンも、高温燃焼ガスに曝されながら長い寿命を得るために好適な冷却を必要とする。ブレードと同様に、このベーンは対応する翼形部構成を有し、燃焼ガスによる異なる熱負荷に対応してベーンの各異なる部分を冷却するように特別に調整した種々の構成の内部冷却回路を含む。
【特許文献１】特開２００１−１０７７０４号公報
【特許文献２】特開２００１−１０７７０５号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
従って、ガスタービンエンジン内でのタービン翼形部の温度及び耐久性をさらに高めるように改良した冷却構成を有するタービン翼形部を提供することが要望されている。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
タービン翼形部は、前縁及び後縁間で翼弦方向にかつ根元及び先端間でスパンにわたって延びる正圧及び負圧側壁を含む。隔壁が、側壁間に間隔を置いて配置されて、該隔壁の両側に前縁及び後縁間で収束する２つの冷却回路を画成する。ピンの配列が、回路の吐出端において正圧側壁から内向きに延びており、またピンは、収束する回路に適合するように長さが減少している。
【００１０】
好ましくかつ例示的な実施形態によって、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行う以下の詳細な記載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】
【００１１】
図１に示すのは、ガスタービンエンジンにおいてその燃焼器の直ぐ下流の高圧タービンで用いる例示的な第１段タービンロータブレード１０である。このブレードは、航空機用ガスタービンエンジン構成に使用することができ、或いはその非航空機用派生品にも使用することができる。
【００１２】
ブレードは、共通プラットフォーム１６において互いに結合された支持ダブテール１４から半径方向にスパンにわたって外向きに延びる中空の翼形部１２を含む。ダブテールは、ダブテールローブ又はタングを含む任意の従来型の構成を有し、このダブテールローブ又はタングによってタービンロータディスクの外周部の対応するスロット（図示せず）内にブレードを取付けることができる。ダブテールは、それらの間のシャンクによって一体形のプラットフォームに結合される。
【００１３】
翼形部１２は、凹面状の正圧側壁１８と横方向又は円周方向に対向する凸面状の負圧側壁２０とを含む。２つの側壁は、軸方向又は翼弦方向に対向する前縁２２及び後縁２４において互いに結合され、かつそれらの間に間隔を置いている。翼形部側壁及び端縁は、内側根元２６から外側先端２８まで半径方向にスパンにわたって延びる。ダブテールは、翼形部根元に配置されたプラットフォームに一体的に結合され、該プラットフォームは、作動時に翼形部の周りを流れる燃焼ガスのための半径方向内側境界を定める。
【００１４】
図１及び図２に示すように、翼形部はさらに、正圧及び負圧側壁１８、２０間のほぼ中央に間隔を置いて配置された無孔壁又は隔壁３０を含み、この隔壁３０は、それらの側壁と共に該隔壁の両側に２つの独立した冷却回路３２、３４を画成する。
【００１５】
隔壁３０は、前縁２２の後方で負圧側壁２０と一体形で始まり、後縁２４の前方で正圧側壁１８と一体形で終端して、翼形中心線に沿って翼形部を全体的に２つに分割するようになる。前縁２２の直ぐ背後には、第３の冷却回路３６が配置される。
【００１６】
３つの回路３２、３４、３６は、互いに独立しており、その各々が、ダブテール１４及びプラットフォーム１６を貫通して半径方向に延びる対応する入口を通して冷却空気３８を受けるのが好ましい。冷却空気は、一般的にガスタービンエンジンの圧縮機（図示せず）から好適に導かれた圧縮機吐出空気である。
【００１７】
この幾つかの冷却回路は、各回路のそれぞれの翼形部部分を好適に冷却するように特別に構成又は調整されて、作動時に翼形部の外部表面上を流れる燃焼ガス４０による対応する熱負荷に耐えるようになっている。
【００１８】
第３の冷却回路３６は、任意の従来型の構成を有することができ、翼形部の正圧及び負圧側壁間で延びる対応するブリッジを含み、このブリッジによって、翼形部の前縁の背後でかつ両側壁間で半径方向にスパンにわたって延びる２つの対応する流れチャネル３６を画成する。２つのチャネル間の中央ブリッジはインピンジメント孔の列を含み、このインピンジメント孔を通して冷却空気３８の一部分が、最初に前縁の背後の翼形部内部表面に対して衝突するように導かれる。前縁は、幾つかの列のフィルム冷却孔４２を含み、このフィルム冷却孔４２が翼形部の外部表面に沿って使用済みインピンジメント空気を吐出して、通常の方法でフィルム冷却を行うようになる。
【００１９】
しかしながら、２つの側面冷却回路３２、３４は、該側面冷却回路間の協働を高めかつ該側面冷却回路による冷却を高めるように中央隔壁３０の両側に沿ってスパンにわたって延びる。具体的には、第１の回路３２は正圧側壁１８の内側に沿って配置され、また第２の回路３４は負圧側壁２０の内側に沿って配置されかつその一部が第１の回路から後方に後縁２４まで延びる。
【００２０】
図２に最もよく示されているように、２つの冷却回路３２、３４の両方は前縁及び後縁間で軸方向又は翼弦方向に収束して、作動時にそれらの中を通る冷却空気を相応して加速するようになっている。
【００２１】
これに対応して、タービュレータピンのバンク又は配列４４、４６が、２つの回路の１つ又は両方の吐出端において正圧側壁１８から横方向内向きに延びて、ピンの適用領域又は区域において局所的メッシュ冷却を行うようになっている。ピンは、収束する回路を跨いで延びており、前縁及び後縁間で軸方向又は翼弦方向の回路の収束プロフィールに適合するようにそれに応じて長さが減少している。
【００２２】
２つの回路３２、３４は、正圧側壁上に翼弦方向に間隔を置いて配置されてそれぞれの回路から冷却空気を吐出するようになった対応する出口を含む。第１の回路３２は、圧力側壁に沿ってスパン方向に延びる半径方向に細長いスロット４８の形態で第１の出口を含む。第２の回路は、正圧及び負圧側壁間で軸方向に延びかつ後縁２４に近接して終端する出口開口５０の半径方向列の形態で第２の出口を含む。
【００２３】
図２及び図３に示すように、第１のピンの配列４４は、第１の出口スロット４８の直ぐ上流又は前方で第１の回路３２内に配置されて、スロットのスパンに沿って連続フィルムの状態で冷却空気３８を吐出するようになっている。
【００２４】
第１の回路３２は、第１のピンの配列４４に向かって収束する共通入口を形成するように正圧側壁に沿って半径方向スパンにわたって延びる単一のチャネルからなり、このチャネルが軸方向後方に共通出口スロット４８まで収束し続けるのが好ましい。このようにして、冷却空気は、最初にダブテールを通して半径方向上向きに第１の冷却回路３２内に導かれ、次いで第１のピンのバンク４４の全高に沿って分配され、この第１のピンのバンク４４によって、冷却空気が共通出口スロット４８に向けて軸方向後方に向け直される。必要に応じて、１つ又はそれ以上の半径方向に整列した出口スロット４８を使用することができる。
【００２５】
この構成は、多くの利点をもたらす。第１には、このバンクの第１のピン４４は、好ましくは正圧側壁１８に沿ってスパン方向及び翼弦方向の両方向に間隔を置いて配置され、正圧側壁の直ぐ背後に遠回りの流路を形成して該正圧側壁の冷却を高めるようになり、次いで使用済み冷却空気は、共通出口スロット４８を通して吐出されて、該スロット４８の下流に翼形部後縁２４までの冷却空気の連続フィルムを形成するようになる。ピン４４のバンクによってもたらされる局所的メッシュ冷却は、作動時にその上を流れる外部燃焼ガスによる高い熱負荷に曝されるこの正圧側壁の局所的領域における冷却を強化する。
【００２６】
軸方向に収束する第１の回路３２は、該第１の回路を通りかつ第１のバンクのピン４４間を通る冷却空気を加速し、次いで使用済み冷却空気は、共通出口スロット４８内で拡散した後に正圧側壁上に吐出される。ピンバンクの前側又は入口側におけるタービュレータピンは、該ピンバンクの後側又は出口端におけるピンよりも相応して長く、それに相応して冷却空気内により大きい乱流を発生させる。より長いピンはまた、より大きい伝熱面積を有し、高温正圧側壁からの熱伝達を高める。
【００２７】
これに対して、第１の回路の出口近くのより短いピンは、該ピン間の流れ面積を制限し、第１の回路を通って吐出される冷却空気の流量を計量又は制御するために使用することができる。全体としては、短い長さから長い長さまでの第１のピン４４は、高温の正圧側壁と翼形部を２つの部分に分割する比較的低温の内部隔壁３０との間の熱伝導をもたらす。
【００２８】
隔壁３０それ自体は、対応する第１及び第２の冷却回路３２、３４によってその両方の表面を冷却され、第１ピンバンク４４を通して伝導される熱のための改善されたヒートシンクを形成する。隔壁３０は翼形部を２つの部分に分割するので、対応する回路３２、３４を含む各部分は、比較的大きい幅を有し、このことによって対応するセラミックコアの強度が増大し、このセラミックコアを従来型の手法を用いて翼形部を製作する鋳造工程に使用することができるようになる。その強度を増大させるためには、より厚いコアはより薄いコアよりも好ましく、それに相応して実効歩留まりが高くなる。薄いコアは問題が多く、鋳造の困難性を増し、一般的により低い歩留まりになる。
【００２９】
図２に示すように、第２の回路３４は、複数の無孔の横方向ブリッジ５２を含み、このブリッジ５２によって負圧側壁２０と隔壁３０とが互いに一体的に結合されて、翼形部後縁における第２の出口開口を通して冷却空気を吐出する３経路蛇行回路を画成するのが好ましい。第２の回路の第１の経路又はチャネルは、図１に示すようにダブテールを貫通して延びる入口を含み、３つのチャネルは、負圧側壁及び隔壁が後縁に向かって互いに収束しているのと同様に、図２に示す軸方向後方方向に収束する。
【００３０】
図２に示すように、第２の回路３４内の低温ブリッジ５２の１つは、第１のピン配列４４の直ぐ背後で負圧側壁２０と隔壁３０とを互いに一体的に結合する。このブリッジは、第１のピン配列から熱を除去するための付加的な伝導をもたらす。このブリッジはまた、第１のピン配列４４の位置において正圧及び負圧側壁間の翼形部の剛性を高める。
【００３１】
従って、図２に示す高温正圧側壁１８は、単一チャネルの第１の回路３２内で冷却空気が内部対流及び伝導によって第１のピンのバンク４４を直接冷却することと、次に続いて使用済み冷却空気を用いて出口スロット４８からの冷却フィルム吐出を形成することとによって、協働して冷却される。
【００３２】
負圧側壁２０上を流れる燃焼ガスからの入熱は、一般的に正圧側壁からの入熱よりも少なく、３経路蛇行形の第２の回路３４は、冷却空気の他の部分を第１の回路から独立して流し、蛇行回路の対応する部分に沿って負圧側壁を順次冷却するように使用することができる。次いで、使用済み蛇行冷却空気は、収束する第２の回路３４の最後のチャネルを通して吐出され、逓減寸法の第２のピン４６のバンクを通って後縁２４を通して吐出されるようになる。
【００３３】
図２に示す後縁出口開口５０は、図１に示す翼形部の根元近くで正圧及び負圧側壁間の中央部に配置される。しかしながら、後縁は、図１にも示すように、翼形部のスパンに沿って厚さが減少しているので、出口開口５０は、後縁の直ぐ手前で翼形部の正圧側壁を貫いている場合もある。
【００３４】
図１、図２及び図４に示すように、第１の回路３２の吐出端に配置した第１のタービュレータピンの配列４４と組み合わせて、第２のタービュレータピンの配列４６を第２の回路３４の吐出端において使用することができる。図２及び図４に示す第２のタービュレータピンのバンク４６は、第２の出口開口５０の列の直ぐ上流に設置され、翼形部の２つの側面が後縁に向けて互いに収束するのにつれて、長さが相応して減少している。
【００３５】
この構成において、第２のピン配列４６は、出口スロット４８の直ぐ後方で第１のピン配列４４の下流に配置され、翼形部の後縁領域において正圧及び負圧側壁とを互いに一体的に結合する。
【００３６】
第１のピン配列４４と同様に、第２のピン配列４６は、その中のタービュレータピンの長さが減少することと第２の回路の流れチャネル３４の部分が収束することとによって、正圧側壁の冷却を強化する。しかしながら、低温隔壁３０は、第２のピンのバンク４６の前で終端しているので、従って第１のピン配列４４に見られる付加的な冷却の利点をもたらすことはない。
【００３７】
２つのメッシュ配列の対応するタービュレータピン４４、４６は、正圧側壁に沿ってスパン方向及び翼弦方向の両方向に同様に間隔を置いて配置されて、翼形部から冷却空気を吐出するための対応する遠回りの流路を形成するようになっている。
【００３８】
２つのバンク内のピン４４、４６は、図３及び図４に示すように均一な間隔を有することができ、或いは特別の設計が可能になるように可変の間隔を有するようにすることもできる。ピン４４、４６は、第１のピン４４についてはほぼ正方形であり、第２のピン４６についてはほぼ円筒形である均一な形状のような任意の好適な形状を有することができる。ピンは、図示したように千鳥状配置とすることができるし、或いは列間で一直線に配置することもできる。
【００３９】
上に開示したタービュレータピンのバンクは、収束する冷却回路と協働して、一般的に作動時に高温燃焼ガスによる最大熱負荷を受ける正圧側壁に沿って翼形部の局所的冷却を高めるようになる。メッシュ形ピンは、冷却回路の種々の形態及び他の従来型の機構と共に使用して、翼形部の各異なる領域の冷却を調整することができる。冷却回路は構成を変更することができ、また付加的な内部垂直タービュレータもまた種々の冷却チャネル内で使用することができる。正圧及び負圧側壁は、必要に応じて従来型の方法で該側壁の冷却を強化するための種々のフィルム冷却孔の列を含むことができる。
【００４０】
従って、メッシュ冷却機構と従来型の冷却機構との組合せにより、設計者は、限られた空気による局所的冷却性能を最大にしながら翼形部内部での冷却空気の使用を最小にするように翼形部の冷却構成の特定の形状を定める上で、より大きい自由度を持つことが可能になる。上に開示した冷却構成は、ガスタービンエンジンの高圧タービンロータブレードにおけるものであるが、このメッシュ冷却はさらに、対応する冷却の強化のためにタービンノズルベーンにおいても実施することができる。
【００４１】
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】
【００４２】
【図１】ピンバンク側壁冷却を有する例示的な高圧タービンブレードの軸方向側面断面図。
【図２】線２−２に沿って取った、図１に示すブレード翼形部の半径方向断面図。
【図３】後縁の上流の正圧側壁内に配置されたピンバンク構成の１つの実施形態を示す、図２に示す翼形部の一部分の拡大斜視図。
【図４】後縁に沿って設置されたピンバンクの第２の実施形態を示す、図２に示した翼形部の別の部分の斜視図。
【符号の説明】
【００４３】
１０  第１段タービンロータブレード
１２  翼形部
１４  ダブテール
１６  プラットフォーム
１８  正圧側壁
２０  負圧側壁
２２  前縁
２４  後縁
２６  根元
２８  先端
３０  隔壁
３２  第１の冷却回路
３４  第２の冷却回路
３６  第３の冷却回路
３８  冷却空気
４０  燃焼ガス
４２  フィルム冷却孔
４４  第１のピンの配列
４６  第２のピンの配列
４８  出口スロット
５０  出口開口
５２  ブリッジ
【図１】
2005127314.tif 000003
【図２】
2005127314.tif 000004
【図３】
2005127314.tif 000005
【図４】
2005127314.tif 000006