(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
圧力側壁（９０）と；
前縁（８６）および後縁（８８）において前記圧力側壁と接続された吸引側壁（９２）と；
前記後縁から前記圧力側壁に沿って延伸する複数の第１後縁スロット（１５０）と、複数の第２後縁スロット（１５２）と、複数の第３後縁スロット（１５４）と
を含み、
前記複数の第１後縁スロットと前記複数の第２後縁スロットと前記複数の第３後縁スロットの各々が、入口と出口と該入口と出口との間で定まる長さを有し、
前記複数の第２後縁スロットの各々が、前記複数の第１及び第３後縁スロットの各々の長さより長い長さを有するものであり、前記複数の第２及び第３後縁スロットが、交互のパターンに配置されている
ことを特徴とする、動翼（８０）用エアフォイル（８２）。
【請求項２】
前記圧力側壁（９０）および前記吸引側壁（９２）は、末端（９６）と先端（９４）の間に半径方向に延伸し、前記複数のスロットがさらに、前記後縁（８８）の下部（１０４）内に形成された複数のスロットと、前記後縁の上部（１０２）内に形成された複数のスロットとを含み、前記後縁の下部（１０４）内の前記複数のスロットは、前記後縁の上部（１０２）内の前記複数のスロットと前記翼の末端の間にある、請求項１に記載のエアフォイル（８２）。
【請求項３】
前記複数の第２後縁スロット（１５２）が、前記後縁の上部（１０２）内に形成されている、請求項２に記載のエアフォイル（８２）。
【請求項４】
前記複数の第３後縁スロット（１５４）が、前記後縁の上部（１０２）内に形成されている、請求項２又は３に記載のエアフォイル（８２）。
【請求項５】
プラットフォーム（９８）と；
前記プラットフォームから半径方向内側に延伸するダブテール（１００）と；
前記プラットフォームから半径方向外側に延伸する、請求項１乃至４のいずれか１項に記載のエアフォイル（８２）と
を含む、タービン動翼（８０）。
【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、特に、タービン翼の後縁を冷却する方法と装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
少なくともいくつかの公知のタービンエンジンは、連続した流れの関係にある、コアエンジンに流入する空気流を圧縮する高圧圧縮機と、高温の推進ガスを生成するために燃料と圧縮空気の混合物に点火する燃焼器と、この高温の推進ガスにより回転される高圧タービンとを有するコアエンジンを含む。この高圧タービンは、シャフトにより高圧圧縮機に接続され、高圧タービン翼が高圧圧縮機を回転する。追加の圧縮機とタービン翼（例えば、低圧圧縮機および低圧タービン）が、コアエンジンと連続した流れの関係で配置されてもよい。
【０００３】
各々のタービン翼は、前縁および後縁において接続された一対の側壁を含む。一般的な翼の金属温度分布は、翼の大部分の温度よりも翼の後縁の方が顕著に高くなっている。生成される温度勾配は、翼の後縁においては高い圧縮応力に帰結し、高い応力と高温の組み合わせは、翼の後縁が翼の寿命を限定する場所になることに帰結する。
【０００４】
従って、少なくともいくつかの公知のタービン翼では、内部に形成された翼キャビティから放出される冷却空気のフィルムにより、翼の後縁が冷却される。特に、冷却空気のフィルムは、エアフォイルの加圧側で、エアフォイルの後縁から上流に形成された複数の後縁スロットを通って放出される。特に、公知の後縁冷却スロットは一列に成形され、そこでは各々のスロットが同じ長さを有している。それにより、公知の翼においては、隣接するスロットの入口および隣接するスロットの出口が、翼の後縁に沿って実質的に半径方向に整列されている。そのようなスロットの配列は、翼の機械的および熱的要求を充足するためには充分であるが、そのようなスロットの幾何学的構成はまた、いくつかのスロットの入口付近の翼を機械的に弱くしている。例えば、動作に際して、後縁の弱められた部分は望ましからぬ振動応力を生じて、長期間には、翼の後縁内で、半径方向の亀裂および／または材料の損失の原因となることがある。さらに、翼の後縁内の薄い部分は、動作中に誘導される高い遠心応力のために、少なくとも部分的に損なわれる可能性が高くなる。
【特許文献１】米国特許第４２２９１４０号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明は、上記従来技術の課題を解決することを目的の一つとする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
ここでは、タービン翼と共に使用するためのエアフォイルを製造するための方法が開示される。この方法は、実質的に固体のセラミックエアフォイルコアを形成し；該コアをダイに挿入し；前縁と後縁において共に接続された圧力側壁および吸引側壁と共に該エアフォイルを、複数の第１後縁スロットと少なくとも一つの第２後縁スロットが該後縁から該圧力側壁に沿って延伸するように成形することを含み、該第２ト後縁スロットは、該スロットの入口と出口との間で定まる、該複数の第１後縁スロットの各々の対応する長さより長い長さを有する。
【０００７】
本発明のひとつの態様では、動翼用のエアフォイルが提供される。このエアフォイルは、圧力側壁と；前縁および後縁において該圧力側壁と接続された吸引側壁と；該後縁から該圧力側壁に沿って延伸する複数の第１後縁スロットと；該後縁から該圧力側壁に沿って延伸する少なくとも一つの第２後縁スロットとを含む。該複数の第１後縁スロットおよび該少なくとも一つの第２後縁スロットは、各々が入口と出口とを含み、それらの間で定まる長さを有している。該少なくとも一つの第２後縁スロットは、該複数の第１後縁スロットの各々の長さより長い長さを有している。
【０００８】
さらに別の態様では、タービン翼が提供される。このタービン翼は、プラットフォームと、該プラットフォームから半径方向内側に延伸するダブテールと、該プラットフォームから半径方向外側に延伸するエアフォイルとを含む。エアフォイルは、圧力側壁と吸引側壁とを含む。圧力側壁は、前縁および後縁において該吸引側壁と接続されている。エアフォイルはまた、複数の第１後縁スロットと、少なくとも一つの第２後縁スロットとを含む。該複数の第１後縁スロットおよび該少なくとも一つの第２後縁スロットは、各々が該後縁から該圧力側壁に沿って延伸し、また各々が入口と出口とを含み、それらの間で定まる長さを有している。該少なくとも一つの第２後縁スロットは、該複数の第１後縁スロットの各々の長さより長い長さを有している。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
図１は、低圧圧縮機１２と、高圧圧縮機１４と、燃焼器１６とを含む例示的なガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧タービン１８と、低圧タービン２０とを含む。低圧圧縮機１２と低圧タービン２０は、第１のシャフト２１により結合され、高圧圧縮機１４と高圧タービン１８は、第２のシャフト２２により結合されている。一実施形態では、ガスタービンエンジン１０は、オハイオ州シンシナティのゼネラルエレクトリックエアクラフトエンジン社から商業的に入手可能なＬＭ２５００である。他の実施形態では、ガスタービンエンジン１０は、オハイオ州シンシナティのゼネラルエレクトリックエアクラフトエンジン社から商業的に入手可能なＣＦＭエンジンである。
【００１０】
動作においては、低圧圧縮機１２を通る空気は、低圧圧縮機１２から高圧圧縮機１４に圧縮空気を供給して流れる。高度に圧縮された空気は、燃焼器１６に配給される。燃焼器１６からの空気流は、タービン１８、２０を駆動するためにタービンノズル（図１には示されない）を通って導かれた後に、排気ノズル２４を通ってガスタービンエンジン１０を出る。
【００１１】
図２は、ガスタービンエンジン１０（図１に示される）と共に使用される例示的な高圧タービン翼８０の斜視図である。図３は、タービン翼８０と共に使用される後縁スロットパターン８１の拡大概略図である。翼８０は、シャンク８４に接続されたエアフォイル８２を含む。エアフォイル８２は、前縁８６と、後縁８８と、圧力側壁９０と、吸引側壁９２とを含む。圧力側壁９０は、前縁８６および後縁８８において、吸引側壁９２と接続されている。エアフォイル８２はまた、先端９４と、先端９４から半径方向に内側である末端９６を含む。圧力側壁９０および吸引側壁９２は、先端９４と末端９６の間を半径方向または長さ方向に延伸している。
【００１２】
この例示的な実施形態では、シャンク８４はプラットフォーム９８とダブテール１００を含む。プラットフォーム９８は、ダブテール１００とエアフォイル８２の間を、エアフォイルの末端９６がプラットフォーム９８に隣接し、エアフォイル８２が一般的にプラットフォーム９８から半径方向外側に延伸するように延伸している。
【００１３】
この例示的な実施形態では、エアフォイル８２は、先端９４から延伸する後縁上部１０２と、末端９６へ延伸する後縁下部１０４を含む。それにより、後縁上部１０２は先端９４から後縁下部１０４に延伸し、下部１０４は上部１０２と末端９６の間に延伸している。
【００１４】
タービン翼８０は、圧力側壁９０と吸引側壁９２との間に形成される少なくとも一つの冷却キャビティ（図示せず）を含む。この冷却キャビティは、後縁８８に沿って延伸する複数の後縁スロット１０８と流れが接続している。特に、後縁スロット１０８は、圧力側壁９０に沿って後縁８８に延伸し、かつ後縁上部１０２と後縁下部１０４のそれぞれの内部の先端９４と末端９６の間で半径方向に隔てられている。複数のランドまたは隔壁１２０は、各々の後縁スロット１０８を、隣接する後縁スロット１０８から分離している。
【００１５】
スロットパターン８１が、エアフォイル８２の先端９４から後縁上部１０２と下部１０４を通って末端９６に延伸するように、後縁スロット１０８は配向している。特に、この例示的な実施形態では、エアフォイルの後縁スロット１０８は、複数の第１スロット１５０と、複数の第２スロット１５２と、複数の第３スロット１５４とを含む。スロット１５０、１５２、１５４の各々は、それぞれの入口１６０、１６２、１６４と、各々の入口１６０、１６２、１６４の下流であって、後縁８８に隣接するそれぞれの出口１６６、１６８、１７０とを有している。従って、各々のスロット１５０、１５２、１５４は、各々の入口１６０、１６２、１６４と各々のスロット出口１６６、１６８、１７０の間で定まる、それぞれの長さＬ１、Ｌ２、Ｌ３を有している。
【００１６】
この例示的な実施形態では、第１スロット１５０のみが形成され、後縁下部１０４内で実質的に等しく隔てられている。代替の実施形態では、少なくとも一つの第１スロット１５０が、後縁上部１０２内に形成されている。特にこの例示的な実施形態では、後縁下部１０４は第１スロット１５０のみを含み、かつ複数の第１スロットの入口１６０が実質的に互いに半径方向に整列するように、また複数の第１スロットの出口１６６が実質的に互いに半径方向に整列するように、第１スロット１５０が配向されている。
【００１７】
この例示的な実施形態では、第２スロット１５２および第３スロット１５４は、後縁上部１０２内にのみ形成されている。代替の実施形態では、少なくとも一つの第２スロット１５２、または少なくとも一つの第３スロット１５４が、後縁下部１０４内に同様に形成されている。他の代替の実施形態では、エアフォイル８０は、複数の第２スロット１５２と、複数の異なる長さを有する複数のスロットを含む。この例示的な実施形態では、第２スロットの長さＬ２は、第１スロットの長さＬ１より長く、かつ第３スロットの長さＬ３より長く、また第３スロットの長さＬ３は、第１スロットの長さＬ１より短い。代替的に、スロットの長さＬ１、Ｌ２、Ｌ３は、エアフォイル８０が以上に記述されるように機能することができるように可変に選択されてもよい。
【００１８】
後縁上部１０２内では、各々の第３スロット１５４が、より長い長さＬ２を有する一対の第２スロット１５２の間に配置されるように、第２スロット１５２と第３スロット１５４が交互のパターンで配置されている。特にこの例示的な実施形態では、各々の第３スロット１５４の長さＬ３より長い長さを有するスロット１０８の間に、各々の第３スロット１５４がスロットパターン８１内で配置されている。例えば、この例示的な実施形態では、後縁上部１０２内で、半径方向で最も内側の第３スロット１５４が、後縁の第１スロット１５０と、後縁下部１０４に隣接する第２スロット１５２の間に形成されている。この例示的な実施形態では、後縁上部１０２内での第２スロット１５２と第３スロット１５４の間の間隔は実質的に等しい。代替的に、第２スロット１５２、第３スロット１５４のサイズ、長さ、配向および数は、以上に記述されたようにエアフォイルが機能することを促進するように可変に選択されてもよい。
【００１９】
従って、この例示的な実施形態では、各々の一対のより長いスロット隔壁１２０の間で、２つのスロット１０８がより短い隔壁１２０により分離されている。それによりさらに、後縁上部１０２内で、そこに形成された隣接するスロット１０８の入口１６２、１６４は、半径方向に整列されていない。その結果、部分１０２内のスロット１０８の入口１６２、１６４の互い違いの配向は、上部１０２内における翼の後縁８８の全体の剛性の増加を促進して、それにより、後縁冷却スロットを使用している公知のエアフォイルと比較して、翼８０の振動マージンの改善を促進する。
【００２０】
動作においては、後縁８８の冷却空気は、ダブテール１００を通って翼８０に入り、スロット１０８に隣接するエアフォイル８２と、スロット出口１６６、１６８、１７０から下流のフィルム冷却との対流の冷却を促進するために、翼８０を通って半径方向上方に流れる。特に、スロット１０８を通って出ていく冷却流量は、内部冷却空気駆動圧力と、外部ガスの静的圧力間の圧力比の関数である。内部冷却空気駆動圧力は、翼の末端９６から先端９４へと変化する。例えば、後縁下部１０４内では、駆動圧力は実質的に局所的な静的圧力に等しい。エアフォイル８０を通って冷却空気が半径方向上方に導かれるにつれて、空気の一部がスロット１０８から放出されるので、流量は削減され、動的圧力の低減に帰結する。例えば、後縁上部１０２では、駆動圧力は局所的な静的圧力とある程度の動的圧力の和に実質的に等しい。長い方の隔壁１２０は、半径方向の冷却空気流からより多い動的圧力を取り出すのを可能にし、それにより各々のより長い隔壁１２０に隣接するスロット１０８を離れる空気の局所的な駆動圧力を増加するが、エアフォイル８０内でフロー変動の問題が発生する程度ではない。
【００２１】
各々の実施形態では、以上に記述した後縁スロットパターンは、剛性と、関連するエアフォイルの耐用寿命の改善を促進する。特に、エアフォイルの後縁上部内のスロット入口は半径方向に整列されていないので、エアフォイル内の半径方向の亀裂の削減を促進し、上部の剛性の改善を促進する。さらにスロットパターンは、後縁部分の上部と下部の双方内の、冷却流の均一性の維持を促進する。その結果エアフォイルは、実質的に機械的かつ熱的にバランスのとれた翼の後縁を含んで提供される。
【００２２】
一実施形態では、エアフォイル８０はコア（図示せず）の成形により製造される。このコアは、液状セラミックとグラファイトのスラリーをコアダイ（図示せず）に注入することにより製造され、スラリーは、固体のセラミックエアフォイルコアを形成するために加熱される。エアフォイルコアは、エアフォイルダイ（図示せず）に吊られ、セラミックエアフォイルコアを取り囲むために、加熱されたワックスがエアフォイルダイに注入される。加熱されたワックスは固化されて、エアフォイル中に宙吊りにされたセラミックコアを有するワックスエアフォイルを形成する。
【００２３】
セラミックコアを有するワックスエアフォイルは、ワックスエアフォイル外部のセラミックシェルを形成するために、繰り返しセラミックのスラリーに浸けられる。次に、コア、ワックスおよびシェルのクラスターは、ワックスを取り除き、内部にセラミックコアを有する成形モールドを形成するために、上昇された温度で加熱される。次いで、溶融金属が中空の成形モールドに注がれる。溶融金属はワックスエアフォイルと入れ替わり、元の位置に残ったセラミックコアを有する金属エアフォイルを形成する。次にエアフォイルは冷却され、セラミックコアは取り除かれる。
【００２４】
以上に記述されたタービン翼は、タービン翼の耐用寿命の延長を促進する、後縁冷却スロットの幾何学的構成を有している。スロットが実質的に半径方向に整列した下部と、冷却スロットが異なる長さを有し、半径方向に整列するよりむしろ互い違いにされた上部とを含む冷却スロットの列を、各々のエアフォイルは有している。冷却スロットは冷却の向上と、改善された製造歩留まりを有する流れの規制を促進する。その結果、エアフォイルの後縁冷却スロットの幾何学的構成は、費用効果がよく信頼できる方法で翼の耐用寿命の延長を促進する。
【００２５】
タービン動翼の例示的な実施形態は、以上に詳細に記述された。後縁スロットパターンは、以上に記述された特定のタービン翼の実施形態での使用に限定されず、むしろこの後縁スロットパターンは、以上に記述された他のロータ部品とは独立して別個に利用されることができる。さらに本発明は、以上に詳細に記述されたスロットパターンの実施形態に限定されない。むしろ、スロットパターンの他の変形が、本発明の請求項の精神と範囲内で利用されてもよい。
【００２６】
本発明を種々の特定の実施形態に関連して記述したが、本発明の請求項の精神と範囲の内で、変形を伴って本発明が実施可能であることを当業者は認識するであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】例示的なガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】図１に示されるガスタービンエンジンと共に使用される例示的な高圧タービン翼の斜視図である。
【図３】図２に示されるタービン翼と共に使用される後縁スロットパターンの拡大概略図である。
【符号の説明】
【００２８】
１０  ガスタービンエンジン
１２  低圧圧縮機
１４  高圧圧縮機
１６  燃焼器
１８  高圧タービン
２０  低圧タービン
２１  第１シャフト
２２  第２シャフト
２４  排気ノズル
８０  高圧タービン翼
８１  スロットパターン
８２  エアフォイル
８４  シャンク
８６  前縁
８８  後縁
９０  圧力側壁
９２  吸引側壁
９４  エアフォイルの先端
９６  末端
９８  プラットフォーム
１００  ダブテール
１０２  上部
１０４  下部
１０８  スロット
１２０  隔壁
１５０  第１スロット
１５２  第２スロット
１５４  第３スロット
１６０  入口
１６２  入口
１６４  入口
１６６  出口
１６８  出口
１７０  出口
【図１】
0005270832.tif 000002
【図２】
0005270832.tif 000003
【図３】
0005270832.tif 000004