(57)【要約】【課題】  本発明は、一般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ブレードの冷却に関する。【解決手段】  タービンブレード（１０）は、前縁（２４）と後縁（２６）との間で延び且つ根元（２８）から先端（３０）まで延びる正圧側壁（２０）と負圧側壁（２２）とを有する翼形部（１２）を含む。ダブテール（１４）が、プラットフォーム（１６）において翼形部根元（２８）に接合される。３つの内部冷却回路（３２、３４、３６）が、翼形部（１２）内部でスパンにわたって延び、各回路は、ダブテール（１４）内で軸方向に隣接し整列した状態で始まるそれぞれの入口通路（４０、４２、４４）を含む。入口通路（４０、４２、４４）は、ダブテールからプラットフォームを通り、両側壁間で横方向にわたって隣接し整列した状態で前縁の後方の翼形部内へ捩れながら延びる。【選択図】      図１
2005155606.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
相対する前縁（２４）と後縁（２６）との間で翼弦方向に延び、且つ根元（２８）と先端（３０）との間でスパンにわたり延びる、相対する正圧側壁（２０）と負圧側壁（２２）とを有する翼形部（１２）と、
プラットフォーム（１６）において前記翼形部根元に一体的に接合された支持ダブテール（１４）と、
を含み、
前記翼形部が更に、無孔ブリッジ（５０）により互いに分離され且つそこでスパンにわたり延びる３つの内部冷却回路（３２、３４、３６）を含み、各回路が前記ダブテール（１４）内で軸方向に隣接し整列した状態で始まり、前記プラットフォーム（１６）を通り、前記前縁（２４）の後方で且つ前記正圧側壁（２０）と負圧側壁（２２）との間で横方向に隣接し整列した状態で前記翼形部（１２）内へ共に捩れながら延びるそれぞれの入口通路（４０、４２、４４）を含むことを特徴とするタービンブレード（１０）。
【請求項２】
前記翼形部（１２）が更に、前記前縁（２４）からその後方の最大厚みの隆起部（４８）まで厚さが増大し且つ該隆起部から前記後縁（２６）まで厚さが減少する空気力学的輪郭を含み、
前記３つの入口通路（４０、４２、４４）が前記隆起部にわたり互いに重なっていることを特徴とする請求項１に記載のブレード。
【請求項３】
前記３つの冷却回路（３２、３４、３６）が、前記隆起部から前記前縁（２４）及び後縁（２６）に向かって外方に拡がることを特徴とする請求項２に記載のブレード。
【請求項４】
前記３つの冷却回路（３２、３４、３６）が、前記側壁（２０、２２）を貫通して延びる開口出口（５２、５４、５６）のそれぞれの列を含み、
前記回路の各々が、前記冷却空気を前記入口通路（４０、４２、４４）から前記出口（５２、５４、５６）まで直列的に流して、前記出口から排出される前記冷却空気と、その上を流れる燃焼ガス（１８）との間で対応する逆流マージンを生じるように構成されていることを特徴とする請求項３に記載のブレード。
【請求項５】
前記３つの冷却回路が、
前記前縁（２４）の直ぐ後方でスパンにわたって延び、且つ有孔ブリッジ（６０）により対応する第１の入口通路（４０）から分離されて前記前縁（２４）を衝突冷却する第１の出口通路（５８）を含む第１の冷却回路（３２）を備え、
前記前縁（２４）の周りの前記正圧側壁（２０）及び負圧側壁（２２）が、対応する逆流マージンによりそこから使用済み衝突空気を排出する対応する第１のフィルム冷却出口（５２）の列を含むことを特徴とする請求項４に記載のブレード。
【請求項６】
前記３つの冷却回路が更に、対応する第２の入口通路（４２）から前記後縁（２６）に沿った対応する第２の出口（５４）の列まで前記負圧側壁（２２）に沿って延びて、対応する逆流マージンによりそこから使用済み冷却空気を排出する第２の蛇行冷却回路（３４）を備えることを特徴とする請求項５に記載のブレード。
【請求項７】
前記３つの冷却回路が更に、前記第１と第２の冷却回路（３２、３４）の間に配置され且つ前記負圧側壁（２２）から前記正圧側壁（２０）まで横方向に延びる第３の冷却回路（３６）を備えることを特徴とする請求項６に記載のブレード。
【請求項８】
前記第３の冷却回路（３６）が更に、前記正圧側壁（２０）に沿ってスパンにわたって延び、且つ有孔ブリッジ（６０）により対応する第３の入口通路（４４）から分離されて、前記正圧側壁を衝突冷却した後で前記正圧側壁に沿って対応する第３の開口出口（５６）を通って排出する第３の出口通路（６６）を備えることを特徴とする請求項７に記載のブレード。
【請求項９】
前記第２の冷却回路（３４）が３通路蛇行回路を含むことを特徴とする請求項８に記載のブレード。
【請求項１０】
前記第２の冷却回路（３４）が、前記第２の出口（５４）を介して排出する前にピン（６４）のアレイで終端し、
前記第３の冷却回路（３６）が、前記正圧側壁（２０）に沿った前記第３の開口出口（５６）を間に含むピン（６４）のアレイで終端することを特徴とする請求項９に記載のブレード。
【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、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は、空気が圧縮器内で加圧され、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。タービンは、ガスからエネルギーを取り出し、航空機用ターボファンガスタービンエンジン用途では上流側のファンを駆動するなどの有用な出力を発生しながら、圧縮器に動力を供給するために使用される。
【０００３】
エンジン効率は、燃焼ガスの温度を最高にすることにより最大化することができるが、高い燃焼ガス温度は、作動中に燃焼ガスに曝される様々なタービン構成要素の耐用年数を制限することになる。
【０００４】
第１段タービンロータブレードは、高圧タービン（ＨＰＴ）内の上流側タービンノズルからの最高温の燃焼ガスを受ける。これらのブレードは、支持ロータディスクの周囲の対応するダブテールスロット内に装着されるダブテールと、このダブテールに装着される流れ境界プラットフォームから外方に延びる翼形部とを有する。
【０００５】
タービン翼形部は中空であり、内部に様々な内部冷却回路を含み、これらの回路はプラットフォーム及びダブテールを貫通して延びるそれぞれの入口を有し、ダブテールスロット内に装着されたダブテールの基部からの冷却空気を受ける。通常、冷却空気は、圧縮プロセスによる最高温度と共に最大圧力を有する圧縮器排出空気である。
【０００６】
航空機用ターボファンエンジンの典型的な作動サイクルには、離陸、上昇、巡航、降下、及びその間一時的に推力反転操作が行われる着陸が含まれる。エンジンの最大出力作動は通常は離陸中に行われ、この間、タービンロータ入口温度は対応する最大値に達すると共に、圧縮器排出空気においても対応する最高温度となる可能性がある。
【０００７】
従って、第１段タービンブレードの冷却回路は、離陸中における過渡的で比較的短い持続時間である最高温度状態に合わせて設計することができる。
【０００８】
従って、第１段タービンロータブレードを鋳造する際には、典型的にはニッケル又はコバルト基である最先端の超合金材料が使用され、高温でのこれらの強度を最大にし、且つこれらの耐久性及び長い耐用年数を確保する。これに応じて、翼形部の冷却回路は、燃焼ガスからの異なる加熱負荷に曝される翼形部の異なる領域において高温の圧縮器排出空気の冷却効果を最大にするような多数の組合せで構成することができ、該燃焼ガスは翼形部の相対する正圧側及び負圧側の周りを異なる圧力及び温度分布で流れる。
【０００９】
翼形部を冷却するために通常使用される圧縮器排出空気は、まず始めに中空翼形部内部に送られ、次いで翼形部の正圧側及び負圧側内の開口出口の種々の列を介して排出される。圧縮器排出空気は、最大圧力を有し、タービン翼形部内の種々の出口における適切な逆流マージンを確保するために使用される。燃焼ガスは、翼形部の前縁及び後縁を越えて下流側へ流れるにつれて圧力が低下するため、燃焼ガスの局所圧力が比較的高い翼形部前縁に沿って、十分な逆流マージンを設ける必要がある。
【００１０】
典型的な逆流マージンは、翼形部内の冷却空気の圧力が外部の燃焼ガスの局所圧力を約５乃至５０％だけ超えることが必要とされる。このようにすることにより、燃焼ガスは、出口を介して翼形部内に逆吸引されることなく、内部回路の適度な冷却効果が維持される。
【００１１】
燃焼ガスが翼形部の後縁に向けて圧力が低下すると、これに応じて局所的逆流マージンは、翼形部内に送られる圧縮器排出空気の比較的高い圧力に起因して減少する。過度の逆流マージンは、使用済み冷却空気が典型的なフィルム冷却構成の出口孔から排出される時に、この使用済み冷却空気の吹き出し又は吹き上げを生じることから望ましいものではない。
【００１２】
従って翼形部内部の冷却回路は、典型的には翼形部の前縁と後縁との間の異なる作動条件に調整される。前縁の冷却回路は、通常、前縁の背面を衝突冷却し、次いで翼形部前縁付近のフィルム冷却孔の種々の列を通って使用済み衝突空気を排出する。
【００１３】
後縁の冷却回路は、通常、内部半径方向通路から供給される後縁に沿った中心軸線又は正圧側出口孔を含む。翼形部の中間又は翼弦中央領域は、通常、冷却空気が通って熱が吸収された後、様々な出口を通って排出される半径方向レッグを有する複数の通路蛇行回路を含む。
【００１４】
様々な内部冷却回路は、通常、冷却空気の熱伝達能力を向上させるために、翼形部の正圧及び負圧側壁に沿って延びる細長いタービュレータ又はリブを含む。これらのタービュレータと冷却回路の特定の構成は、様々な出口からの排出の前に冷却空気中に圧力損失又は圧力低下を生じる。
【００１５】
小型商用ジェット機又は軍事用途向けに開発された高性能ターボファンガスタービンエンジンにおいては、コアエンジンは、極めて高い圧縮器排出温度とこれに対応した高いタービンロータ入口温度で長時間にわたって実質的に連続して作動するよう設計されている。過渡的な離陸温度条件に合わせて設計されたタービンブレードを有する従来のターボファンエンジンとは対照的に、高性能ターボファンエンジンは、長時間の高温度条件に合わせて設計されたタービン冷却構成を必要とする。
【００１６】
その結果タービンブレードは、通常作動中のバルク温度が典型的なターボファンエンジンに必要とされるよりも実質的に低いことが必要とされる。従って、タービン翼形部がより低いバルク温度を必要とすることにより、これに対応した高温圧縮器排出空気の冷却効果をより良好に最大化する改良された冷却回路が必要となる。
【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】
【００１７】
従って、作動中にバルク温度をより低くするように改良された冷却構成を内部に有するタービンブレードを提供することが望まれる。
【課題を解決するための手段】
【００１８】
タービンブレードは、前縁と後縁との間で延び且つ根元から先端まで延びる正圧側壁と負圧側壁とを有する翼形部を含む。ダブテールが、プラットフォームにおいて翼形部根元に接合される。３つの内部冷却回路が、翼形部内部でスパンにわたって延び、各回路は、ダブテール内で軸方向に隣接し整列した状態で始まるそれぞれの入口通路を含む。入口通路は、ダブテールからプラットフォームを通り、両側壁間で横方向にわたって隣接し整列した状態で前縁の後方の翼形部内へ捩れながら延びる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１９】
本発明の好ましい例示的な実施形態に従って、本発明の更なる目的及び利点を添付図面を参照しながら以下により具体的に説明する。
【００２０】
図１には、航空機用ターボファンエンジンなどのガスタービンエンジンの高圧タービン（ＨＰＴ）内で使用する第１段タービンロータブレード１０が示される。ブレードは、翼形部１２を含み、該翼形部は、これと支持ダブテール１４との間の半径方向にある流れ境界プラットフォーム１６において支持ダブテール１４に一体的に接合されている。ブレードは、ニッケル又はコバルト基金属類などの従来の超合金材料を用いた従来の鋳造手法で作ることができる。
【００２１】
翼形部は、作動中に環状燃焼器（図示せず）から供給され、従来のＨＰＴタービンノズル（図示せず）によって誘導される高温の燃焼ガス１８からエネルギーを取り出すのに適した空気力学的外形形状を有する。
【００２２】
プラットフォーム１６は、燃焼ガスに対する内側流れ境界の一部を定める。またダブテール１４は、支持用タービンロータディスク（図示せず）の周囲の相補的なダブテールスロット内で保持されるよう典型的なローブ構成を有する。
【００２３】
図１及び図２は、相対する前縁２４及び後縁２６の間で軸方向又は翼弦方向に延びる、翼形部の円周方向で相対する正圧側壁２０及び負圧側壁２２を示している。また、相対する両側壁は、プラットフォームにおいて半径方向内側の根元２８から半径方向外側先端３０まで半径方向スパンで延びる。
【００２４】
図１及び図２に示す翼形部は中空であり、そこに半径方向スパンで延びる３つの独立した内部冷却回路３２、３４、３６を含む。これらの回路は、ブレードを貫通して半径方向に延びる中空通路によって定められ、従来的な方法で、図１及び図２の翼形部の露出した外側断面で示される対応するセラミックコア３８を用いて鋳造することにより生成される。
【００２５】
ブレードを従来的手法で鋳造する際に、中実コアにより冷却回路の中空通路が形成され、従って、図中のコアは対応する冷却回路の境界を表している。幾つかのコアの間及びその周りの空間は、鋳造プロセス完了後に最終翼形部を形成する溶融金属で満たされる。図３及び図４は、鋳造金属により境界付けられる対応する冷却回路を備えた翼形部の２つの例示的な半径方向断面を示す。
【００２６】
まず始めに図１及び図２に示すように、３つの回路は、多段軸流圧縮器（図示せず）からの圧縮器排出空気のような冷却空気４６を受けるために、ダブテール１４の下側底面で軸方向に隣接して重なった状態又は整列した状態から始まるそれぞれの半径方向入口通路４０、４２、４４を有する。次いで入口通路４０、４２、４４は、ダブテールの底部からプラットフォーム１６を通り、正圧側壁２０と負圧側壁２２にわたって又はその間で横方向に隣接し整列した状態で前縁の後方に翼形部内へ共に捩れながら延びる。
【００２７】
図３は、ダブテール１４内における３つの入口通路４０、４２、４４の初期の軸方向整列を示しており、これらの入口通路は、次にプラットフォーム１６から半径方向外方に延びる翼形部の角度位置又は捩れと一致するように捩れている。３つの入口通路４０、４２、４４の半径方向外側端部は、ダブテールの軸方向の向きから傾斜して横方向又は円周方向に整列した状態で互いに隣接する。
【００２８】
３つの隣接する入口通路４０、４２、４４の有意な利点は、流入する冷却空気４６の全てを翼形部の同じ領域に沿って集中的に流して、そのバルク温度を実質的に低下させることができる点である。
【００２９】
より具体的には、図３に示す例示的な翼形部１２は、典型的には該翼形部の内接円の直径で測定した場合、相対する側壁間の厚さが前縁２４からその後方の最大横方向厚Ａを有する隆起部４８まで増大する好適な空気力学的輪郭を有する。翼形部の半径方向断面の厚みは、隆起部４８から最小厚みを有する薄い又は狭い後縁２６まで減少する。３つの入口通路は、翼形部の最大厚みを有する隆起部領域４８にわたって優先的に重ね合わされて、翼形部の冷却を局所的に高める。
【００３０】
図３及び図４に示すように、３つの冷却回路３２、３４、３６は、２つの内壁又はブリッジ５０によって互いに分離され、このブリッジは好ましくは無孔である。３つの入口通路４０、４２、４４を分離する無孔ブリッジ５０は、好ましくは正圧側壁２０と負圧側壁２２との間で横方向に延びて、３つの入口通路を介して送られる冷却空気４６を用いて隆起部４８を局所的に冷却する。このようにして、入口通路を分離するブリッジ自体が、流入する冷却空気全体によって冷却され、また、これらのブリッジは相対する正圧側壁と負圧側壁から内方に延びるので、作動中に熱を除去するための有効なヒートシンクを提供する。
【００３１】
３つの入口通路４０、４２、４４とこれらの間の分離用ブリッジ５０は、翼形部の最大厚みを有する隆起部領域４８を実質的に満たしているので、流入する冷却空気の全体の冷却効果は、高温燃焼ガス環境内での作動中に翼形部全体のバルク温度を実質的に低下させるために、まず始めにこの領域内で局所化することができる。
【００３２】
幾つかの図に示すように、３つの冷却回路３２、３４、３６は、好ましくは隆起部４８から前縁２４及び後縁２６に向かって横方向外方に拡がる。このようにして、始めに隆起部領域内に送り込まれた入口空気の残留又は残りの冷却効果は、次に翼形部の残りの外側部分を冷却するために使用することができる。
【００３３】
例えば図３に示す３つの回路３２、３４、３６は、使用済み冷却空気を翼形部から排出させるために、２つの側壁２０、２２の対応する部分を貫通して延びる出口５２、５４、５６の列を含む。具体的には、冷却回路の各々は、出口から排出される冷却空気４６と出口の上を流れる燃焼ガス１８との間で対応する逆流マージンを生じさせるために、それぞれの入口通路４０、４２、４４からそれぞれの出口５２、５４、５６まで冷却空気を直列的に流すように構成される。
【００３４】
上述のように、燃焼ガス１８の圧力分布は、前縁と後縁との間の翼形部の正圧側と負圧側とで異なる。燃焼ガスの局所圧力を越える適切な逆流マージンにより、種々の出口において作動中の燃焼ガスの吸込みを防止することが望ましい。例えば、逆流マージンは、約５％から５０％の範囲とすることができる。
【００３５】
３つの入口通路４０、４２、４４を介して最初に導入された冷却空気４６は、最大圧力を有しているが、３つの回路内の圧力は、その構成が異なることを考慮すると異なるように低下する。冷却回路の異なる構成を用いて、冷却空気の内部圧力を燃焼ガスの外部圧力により整合させて、望ましくない超過なしに許容可能な逆流マージンを維持するよう役立たせることができる。
【００３６】
最初に図１及び図２に示した３つの冷却回路は、前縁２４に沿って終端する第１の冷却回路３２と、後縁２６に沿って終端する第２の冷却回路３４と、翼弦方向に終端する第１と第２の冷却回路間の第３の冷却回路又は中間冷却回路３６とを含む。このようにして第１の回路３２を用いて、翼形部の前縁領域を専用に冷却することができる。第２の回路３４を用いて、後縁を専用に冷却することができると共に、第３の回路３６と協働して、翼形部の中央翼弦領域を冷却することができる。
【００３７】
３つの冷却回路は、これらの翼形部のそれぞれの部分に備えられた利用可能な空間内で様々な構成を有することができる。例えば第１の回路３２は、図３及び図４に示すように、前縁２４の直ぐ後ろで半径方向スパンで延びる第１又は前縁通路５８を含むこともできる。第１の出口通路５８は、有孔の低温壁又はブリッジ６０により第１の入口通路４０から分離され、従来の方法で前縁２４の内側を衝突冷却する。
【００３８】
別の実施例において、有孔ブリッジ６０内に２列の衝突孔６２を設けて、第１の入口通路４０から第１の出口通路５８へ冷却空気を排出し、次いで従来のフィルム冷却構造で構成された第１の出口５２の幾つかの列を介して排出することができる。
【００３９】
更に別の実施例においては、前縁２４の周りの正圧側壁２０及び負圧側壁２２は、互いにスパンで交互に配列された５列の対応するフィルム冷却用の第１の出口５２を含み、第１の冷却回路３２からの使用済み衝突空気を前縁の周りの対応する逆流マージンにより排出させることができる。２チャンネルの第１回路３２を介して冷却空気を排出する際の圧力損失を最小にして、前縁付近での十分な逆流マージンを確保する。
【００４０】
図３の翼形部内に示された第２の冷却回路３４は、隆起部４８における第２の入口通路４２から後縁２６に沿った第２の出口５４の列まで負圧側壁２２に沿って延びる３通路蛇行回路の好ましい形状である。蛇行回路は、翼形部の負圧側を冷却し、冷却空気内に圧力損失を蓄積する。更に、使用済み冷却空気は、図４に示すように一部が後縁２６自体を貫通して延び、且つ図３に示すように一部が正圧側に沿って後縁の直ぐ上流側のスロット内で終端する第２の出口５４を通じて排出される。
【００４１】
第３の回路を含む様々な冷却回路は、好ましくは正圧及び負圧側壁の内表面に沿って細長いタービュレータ（図示せず）を含み、冷却空気の熱伝達を高めるが、追加の圧力損失をも導入される。後縁の第２出口５４から排出される使用済み冷却空気は、圧力を低下させ、従って、作動中に後縁を通って流れる低圧の燃焼ガスに対応した逆流マージンを生じる。
【００４２】
図１及び図３に示す好ましい実施形態において、第２の回路３４は、高められた熱伝達に関して局所的メッシュを行う乱流ピン６４の二次元アレイで終端する。冷却空気は、後縁出口５４を通じて排出される前に、ピン間に形成された通路内を流れる時に熱が除去される。
【００４３】
従って、図３に示す第３の回路３６は、第１と第２の回路３２、３４の間に翼弦方向又は軸方向に配置されて、負圧側壁２２から正圧側壁２０まで横方向に延びる。
【００４４】
図３に示す好ましい実施形態においては、第３の回路３６は、正圧側壁２０に沿って半径方向スパンに延びる第３又は翼弦中央出口通路６６を更に含む。第３の出口通路６６は、別の有孔ブリッジ６０によって対応する第３の入口通路４４から分離され、この有孔ブリッジは、第３の出口５６を介して排出される前に正圧側壁を衝突冷却する、１列の衝突孔６２を含む。前縁冷却回路と同様に、翼弦中央冷却回路３６は、正圧側壁の外表面に沿って冷却空気をフィルム状に排出する前に、正圧側壁の内表面を衝突冷却する。
【００４５】
後縁冷却回路３４と同様に、翼弦中央冷却回路３６は、乱流ピン６４の二次元アレイで終端し、正圧側壁２０に沿って乱流ピンの間に形成された対応する第３の出口５６を含む。このようにして出口通路６６からの使用済み衝突空気は更に、正圧側壁に沿ってフィルム状に排出される前に乱流ピンにより形成される正圧側壁のメッシュ領域を冷却するのに使用される。
【００４６】
図１及び図３に示す翼形部はまた、正圧側壁２０に沿って半径方向スパンで延び、且つ乱流ピンの最後の列の空間によって形成される第３の出口５６と流体連通で結合された共通半径方向スロット６８を含む。このように、使用済み冷却空気は、共通スロット６８内に集められて拡散された後、正圧側壁に沿って後縁まで後方へ延びる冷却空気を共通フィルムで排出されて、正圧側壁の冷却を高めることができる。
【００４７】
上述の３つの冷却回路３２、３４、３６は、互いに協働し、対応する逆流マージンを有する翼形部の別の部分を異なる状態で冷却するよう互いに異なる形状を有する。２つの例示的な有孔ブリッジ６０は、正圧側壁の局所部分の衝突冷却を可能にすると共に、翼形部のバルク温度を下げるための低温内部ブリッジをも提供する。
【００４８】
同様に、種々の無孔ブリッジ５０は、３つの回路を互いに分離し、翼形部のバルク温度をも下げる低温内部ブリッジを提供する。追加的な無孔ブリッジ５０の１つは、蛇行回路３４の３つの通路又はレッグを形成するのに使用され、また、内部の低温ブリッジをもたらす。具体的には、図３に示す無孔ブリッジ５０の１つは、負圧側壁２２をピン６４の第２のアレイの裏側に接合し、正圧側壁及び対応する熱伝導ピン６４から熱を除去するための追加の熱伝導経路を形成する。
【００４９】
３つの冷却回路によって提供される複数の通路は、他の部分は従来のロストワックス鋳造法である対応するセラミックコア３８を用いてタービン翼形部内に製造することができる。３つの回路は、まず始めに鋳造プロセスのために互いに適切に接合された対応するセラミックコアを有する。或いは、後縁回路３２及び中央回路３６は、鋳造プロセスのために蛇行後縁回路３４用の別個のセラミックコアと組み合せて固定された共通セラミックコアを用いて形成しても良い。
【００５０】
内部衝突孔６２は翼形部と共に鋳造されるが、翼形部の正圧側及び負圧側を通る様々な外部孔は、何らかの従来のドリル加工又は他の成形方法を用いて鋳造後に形成しても良い。
【００５１】
本明細書では本発明の好ましくかつ例示的な実施形態と考えられるものを説明してきたが、本発明の他の変更が本明細書の教示から当業者には明らかである。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】
【００５２】
【図１】３つの冷却回路をその内部に有する第１段タービンロータブレードの部分断面斜視図。
【図２】図１に示すブレードの相対する負圧側の部分断面斜視図。
【図３】図１の線３−３に沿った翼形部の半径方向断面図。
【図４】図１の線４−４に沿った翼形部の別の半径方向断面図。
【符号の説明】
【００５３】
１０  第１段タービンロータブレード
１２  翼形部
１４  支持ダブテール
１６  流れ境界プラットフォーム
２０  正圧側壁
２２  負圧側壁
２４  前縁
２６  後縁
２８  根元
３０  先端
３２  第１の冷却回路
３４  第２の冷却回路
３６  第３の冷却回路
４０  第１の入口通路
４２  第２の入口通路
４４  第３の入口通路
【図１】
2005155606.tif 000003
【図２】
2005155606.tif 000004
【図３】
2005155606.tif 000005
【図４】
2005155606.tif 000006