(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
離間する前縁および後縁（１２８、１３０）と基底部（１２０）と先端部（１２２）との間に延在する、対向する加圧および吸引側壁（１２４、１２６）と、
前記側壁（１２４、１２６）の間に配設され、対向する頂部縁および底部縁（１３６、１４２）と、対向する前方縁および後方縁（１３８、１４０）とにより画定される断面を有する中空のプレナム（１３２）と
を備えるガスタービンエンジン用のエアフォイル（１１８）であって、
前方縁および後方縁（１３８、１４０）が直線であり、前記プレナム（１３２）はその半径方向外端に翼弦方向の第１寸法とその半径方向内端に翼弦方向の第２寸法とを有し、前記第２寸法は前記第１寸法より実質的に小さく、前記前方縁（１３８）は半径方向に対して、前記前方縁（１３８）の半径方向内端がその半径方向外端より後方となる第１角度で配設されており、前記後方縁（１４０）は半径方向に対して、前記後方縁（１４０）の半径方向内端がその半径方向外端より前方となる第２角度で配設されており、その半径方向の範囲が最大である前記プレナム（１３２）の垂直断面が、その横方向の厚さが最大である前記エアフォイル（１１８）の垂直断面と、実質的に直線状に並んでおり、前記第２角度が前記第１角度より実質的に大きく、前記底部縁（１４２）が下向きに凸状の連続した曲線である、エアフォイル（１１８）。
【請求項２】
前記プレナム（１３２）の重心が前記エアフォイル（１１８）の翼弦中心位置よりも実質的に前方にある、請求項１記載のエアフォイル（１１８）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービン部に関し、より詳細にはタービンエアフォイルに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、加圧空気を燃焼器に提供する圧縮器を備え、かかる空気は燃料と混合され、点火されて、高温の燃焼ガスが生成される。これらのガスは下流の一つ以上のタービンへ流れ、そこでエネルギーが抽出され、圧縮器に動力を供給し、飛行中の飛行機の動力など、有効な仕事が行われる。通常、コアエンジンの前方にファンが配設されたターボ送風機エンジンでは、高圧タービンがコアエンジンの圧縮器に動力を供給する。低圧タービンは、高圧タービンから下流に配設され、ファンに動力を供給する。各タービンステージは、通常、タービンロータに続く固定タービンノズルを有している。
【０００３】
各タービンロータは、コアエンジンから放出される燃焼ガスからエネルギーを抽出する円周状に配列された複数のエアフォイル型のタービン翼を保持している。これらのタービン翼は、通常、高温耐熱性合金（例えば、「超合金」）から鋳造して造られている。燃焼器の下流に最初に位置する第１のロータステージは、通常は内部冷却されており、内部は、ひとつ以上の蛇のように曲がりくねった通路、フィルム冷却孔、後縁の溝または孔などが形成された中空になっている。続くロータステージは、第１ステージの超高温の影響を受けないため、冷却の必要がない。後段のエアフォイルの重量を低減するため、それらのエアフォイルは、「重量低減プレナム」と呼ばれる中空化した内部部位を有している。従来技術の重量低減プレナムの形状は、残念ながら、中空のプレナムと硬質のエアフォイル部位との間の境界面でエアフォイルに故障や分離が発生する原因となっている。
【特許文献１】米国特許第６１６２３４７号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
したがって、軽量でありながら高い強度を保ったタービン翼が必要とされている。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明は上述の要件を満たすものであり、本発明の一つの態様によると、離間する前縁および後縁、基底部、並びに先端部の間を延伸する対向する加圧および吸引側壁と、前記側壁の間に配設された中空プレナムとを備え、前記プレナムはその半径方向外端に翼弦方向の第１寸法と、その半径方向内端に翼弦方向の第２寸法とを有し、前記第２寸法は前記第１寸法より実質的に小さい。
【０００６】
本発明のもう一つの態様によると、離間する前縁および後縁、基底部、および先端部の間を延伸する対向する加圧および吸引側壁と、前記側壁の間に配設された中空プレナムとを備えたタービンノズル部で、前記プレナムは、その半径方向内端よりその半径方向外端の翼弦方向寸法が大きい先細の形状を有し、前記プレナムの重心はエアフォイルの翼弦中心位置よりも実質的に前方にある。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
本発明は以下の詳細な説明と図面を参照して明らかになる。
【０００８】
各種図面において、同様の構成要素には同様の参照番号を付している。図１は、典型的な従来技術の高圧タービン（ＨＰＴ）翼１０を示す図である。タービン翼１０はダブテール部１２を有し、このダブテール部１２は、動作時に回転する際、タービン翼１０を半径方向でディスクに保持するため、ロータディスク（図示されていない）のタブテール溝の補完タングと係合するタングを含む適当な形状を有してもよい。ブレードシャンク１４はタブテール部１２から半径方向上向きに延伸し、シャンク１４から横方向外向きに突出し、シャンク１４を取り囲むプラットフォーム１６で終端している。中空エアフォイル１８は、プラットフォーム１６から半径方向外向きに延伸し、高温ガス流に入る。エアフォイル１８は、プラットフォーム１６およびエアフォイル１８の接合部に基底部２０と、その半径方向外端に先端部２２と、を有する。エアフォイル１８は、前縁２８および後縁３０で相互に接合された凹状の加圧側壁２４と凸状の吸引側壁２６とを有している。エアフォイル１８は、高温ガス流からエネルギー抽出し、ロータディスクを回転させるのに適当であれば如何なる構成であってもよい。
【０００９】
タービン翼１０は、通常、ガスタービンエンジン動作時の高温に許容可能な強度を有する、ニッケル、コバルト、または鉄系の超合金などの適当な超合金の一体鋳造で形成されている。エアフォイル１８は、図２に示す重量低減プレナム３２と呼ばれる、非必須な領域において材料を除去する目的の中空空間またはプレナムを有している。これは、タービン翼１０の重量を低減するため、作用応力および材料コストの両方の低減を含む重要な利点を有する。複数の補強ピン３４は、鋳造の一部であり、加圧側壁２４から吸引側側壁２６へ横方向に延伸する。
【００１０】
重量低減プレナム３２の形状は、エアフォイルの外部形状寸法と断面ごとに対応している。プレナムの深さ「Ｄ１」、すなわちその半径方向の長さは、ハードウェアの重量要件と、負荷対面積比の要件とに基づく。重量低減プレナム３２の断面面積は、加圧側壁２４および吸引側壁２６の厚さを制御できるように設定されている。
【００１１】
側面図に示されるように、重量低減プレナム３２の外側境界は、頂部縁３６と、離間した前方縁３８および後方縁４０と、底部縁４２とにより画定される。底部縁４２は、実質的に縦方向（すなわち、側面図からみて水平方向）に向いた中心部位４４を有している。中心部位４４は、前方縁３８および後方縁４０のそれぞれと、丸みをもった前方部位４６および後方部位４８により接合している。重量低減プレナム３２の形状寸法は、基本的に、エアフォイル１８の翼弦のほぼ中間領域に位置する半径方向に延伸する線「Ｌ１」に関して略対称である。重量低減プレナム３２の翼弦方向の寸法は、底部縁４２近傍のエアフォイルの翼弦と比較して大きく、中空の重量低減プレナム３２からエアフォイル１８の硬質部位へ線「Ｔ」に沿って比較的急な移行部位がある。これが応力を悪化し、従来技術のエアフォイル１８に線Ｔに沿った故障や分離を発生しやすくしている。
【００１２】
図３は、本発明に従って構成された典型的な高圧タービン（ＨＰＴ）翼１１０を示す図である。タービン翼１１０は、上述のタービン翼１０とほぼ同様の構成を有し、ダブテール部１１２と、ブレードシャンク１１４と、プラットフォーム１１６と、基底部１２０および先端部１２２を有するエアフォイル１１８と、を備えている。エアフォイル１１８は、前縁１２８および後縁１３０で相互に接合された、加圧側壁１２４および吸引側壁１２６を有している。上述のように、タービン翼１１０は、ガスタービンエンジン動作時の高温で許容可能な強度を有する、ニッケル、コバルト、または鉄系の超合金などの適当な超合金の一体鋳造で形成してもよい。
【００１３】
エアフォイル１１８は、重量低減プレナム１３２と呼ばれる、非必須な領域において金属を除去する目的の中空空間またはプレナムを有している。これは、タービン翼１１０の重量を低減するため、作用応力と材料コストとの両方の低減を含む重要な利点を有する。複数の補強ピン１３４は、鋳造の一部であり、加圧側壁１２４から吸引側側壁１２６へ横方向に延伸する。重量低減プレナム１３２の形状は、エアフォイルの外部形状寸法と断面ごとに対応している。重量低減プレナム１３２の断面面積は、所望の厚さの加圧側壁１２４および吸引側壁１２６を実現できるように設定されている。
【００１４】
図４に示す側面図から明らかなように、重量低減プレナム１３２の外側境界は、頂部縁１３６と、離間した前方縁１３８および後方縁１４０と、底部縁１４２により画定される。底部縁１４２は、前方縁１３８および後方縁１４０と接合しており、図示されるように、連続した下向きに凸状の曲線を形成してもよい。図示された例では、前方縁１３８は、半径方向に対して僅かな角度「θ１」を形成し、前方縁１３８の半径方向の内端がその半径方向の外端の後方となるように配設されている。後方縁１４０は、半径方向に対して僅かな角度「θ２」を形成し、後方縁１４０の半径方向の内端がその半径方向の外端の前方となるように配設されている。角度θ２は、実質的に角度θ１より大きい。前方縁および後方縁は、図示されているように直線である必要はなく、特定のエアフォイルの応力分布に適合する曲線でもよい。
【００１５】
この形状の正味の影響は、重量低減プレナム１３２の重心「Ｃ」が、「Ｌ２」で示されるエアフォイル１１８の翼弦の中間領域から実質的に前方であり、従来技術の重量低減プレナム３２の重心「Ｃ１」（図２参照）からも実質的に前方となることである。比較的小さい先端部位１４４を除き、重量低減プレナム１３２の翼弦方向の寸法は、特にエアフォイル１１８の基底部１２０近傍において、実質的に従来技術のものより小さくなっている。同時に、重量低減プレナム１３２の深さの最大値「Ｄ２」、すなわち、その半径方向の長さは、実質的に従来技術の重量低減プレナム３２のものよりも大きくなっている。
【００１６】
このように、曲線状の底部縁１４２に沿って翼弦が緩やかに低減されることより、底部縁１４２近傍のエアフォイル１１８の硬質部位の断面積は増加し、エアフォイルの中空部位から硬質部位への急な移行部位の改善が可能になる。これは、エアフォイルの最大応力の低減となるため、従来技術のエアフォイル１８と比較してエアフォイル１１８の寿命が長くなる。同時に、重量低減プレナム１３２全体の体積が従来技術のエアフォイルのプレナム３２と比較して少なくとも同等または僅かな増加となるため、エアフォイル１１８による重量低減の利点が損なわれることはない。図示された例では、深さの最大値Ｄ２を有するプレナム１３２の垂直断面が、エアフォイル断面の厚さが最大の部位と、実質的に直線状に並んでいる。重量低減プレナム１３２の正確な形状および寸法は個別の用途に合わせて決定される。
【００１７】
以上、ガスタービンエンジン用のタービンエアフォイルについて説明した。本発明の特定の実施の形態について説明をしたが、当業者には本発明の精神と範囲を逸脱しないで様々な変形態様が可能であることは明らかである。したがって、上述の本発明の好ましい実施の形態および本発明を最良の実施態様の説明は例示にすぎず、本発明は特許請求の範囲により定義される。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】従来技術のタービンエアフォイルの斜視図である。
【図２】図１に示すエアフォイルの側面図である。
【図３】本発明に従って構成されたタービン翼の斜視図である。
【図４】図３に示すエアフォイルの側面図である。
【符号の説明】
【００１９】
10  高圧タービン（ＨＰＴ）翼
12  ダブテール部
14  ブレードシャンク
16  プラットフォーム
18  エアフォイル
20  基底部
22  先端部
24  凹状の加圧側壁
26  凸状の吸引側壁
28  前縁
30  後縁
32  重量低減プレナム
34  ピン
36  頂部縁
38  前方縁
40  後方縁
42  底部縁
44  中心部位
46  前方部位
48  後方部位
10  高圧タービン（ＨＰＴ）翼
112  ダブテール部
114  ブレードシャンク
116  プラットフォーム
118  エアフォイル
120  基底部
122  先端部
124  加圧側壁
126  吸引側壁
128  前縁
130  後縁
132  重量低減プレナム
134  ピン
136  頂部縁
138  前方縁
140  後方縁
142  底部縁
144  先端部位
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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