(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼根部（２８）、翼端（３０）、前縁（２４）、後縁（２６）、ならびに概ね放射軸にそって延びる対向する圧力側壁（２０）および吸込側壁（２２）を備えるガスタービンエンジン用のエーロフォイル（１８）であって、
前記圧力側壁（２０）と吸込側壁（２２）との間に延びる翼端キャップ（３２）と、
前記翼端キャップ（３２）から放射状に外へ延び、間に翼端空洞（３８）を定める相隔てた吸込側（３６）および圧力側翼端壁（３４）とを備え、
前記圧力側翼端壁（３４）は連続凹状湾曲弓形部分（５２）を備え、少なくともそのひとつのセクションは前記エーロフォイル（１８）の放射軸から外に向かって周囲に延び、且つ前記圧力側翼端壁（３４）は前記圧力側壁（２０）から凹まされて外に面する翼端棚（５６）を定め、前記圧力側翼端壁（３４）および前記翼端棚（５６）がその間にトラフ（５８）を形成し、
前記圧力側翼端壁（３４）の翼端コーナー（５４）は、前記圧力側壁（２０）の平面の外側に配置され、これにより、前記弓形部分（５２）が稼働時に前記燃焼ガスの半径方向外側に向かう二次流れを前記放射軸から遠ざけるように誘導する
ことを特徴とする、エーロフォイル（１８）。
【請求項２】
前記翼端棚（５６）を通って延びる複数の第１の冷却孔（６０）をさらに備え、
前記第１の冷却孔（６０）はそれぞれ、冷却用空気源と流れ連通するように配置されている入口（６２）と前記トラフ（５８）と流れ連通するように配置されている出口（６６）とを備える、請求項１記載のエーロフォイル（１８）。
【請求項３】
前記翼端棚（５６）は、前記前縁（２４）から前記後縁（２６）までの前記エーロフォイル（１８）の軸方向長さの実質的全体にわたって延びる請求項１記載のエーロフォイル（１８）。
【請求項４】
前記エーロフォイル（１８）は、連続して並ぶ、前縁領域、中間翼弦領域、および後縁領域を備え、前記翼端棚（５６）は、前記中間翼弦領域内に実質的に含まれる請求項１記載のエーロフォイル（１８）。
【請求項５】
前記弓形部分（５２）は、前記前縁（２４）から前記後縁（２６）までの前記エーロフォイル（１８）の軸方向長さの実質的全体にわたって延びる請求項４記載のエーロフォイル（１８）。
【請求項６】
前記弓形部分（５２）は、前記前縁（２４）から前記後縁（２６）までの前記エーロフォイル（１８）の全長よりも実質的に短い長さにわたって延びる請求項４記載のエーロフォイル（１８）。
【請求項７】
前記圧力側翼端壁（３４）は、半径方向に面する翼端表面（４４）により連結されている相隔てた内面（４０）および外面（４２）を備え、
翼端コーナー（５４）は、前記外面（４２）と前記翼端面（４４）との接合点で定められる請求項１記載のエーロフォイル（１８）。
【請求項８】
前記翼端コーナー（５４）は、周方向で測ったとき前記圧力側壁（２０）の外面（４２）を越えて延びる請求項７記載のエーロフォイル（１８）。
【請求項９】
前記翼端コーナー（５４）は、周方向で測ったとき前記圧力側壁（２０）の外面（４２）を越えて延びない請求項７記載のエーロフォイル（１８）。
【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エーロフォイルに関するものであり、より具体的には、翼端漏れを低減したタービンエーロフォイルに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、圧縮空気を燃焼器に供給する圧縮機を備え、そこで空気を燃料と混合し、点火し、高温燃焼ガスを発生させる。これらのガスは下流の１つまたは複数のタービンに流れ、タービンはそこからエネルギーを抽出して圧縮機に動力を供給し、飛行中の航空機に動力を供給するなどの有用な仕事を行う。タービン内では、翼形状のタービン動翼の配列は、支持ロータディスクから外へ放射状に延びる。
【０００３】
エーロフォイルは、対応する前縁と後縁との間で軸方向に、また翼根部と翼端との間で放射状に延びる対向する圧力側と吸込側とを有する。翼端は、周囲タービンシュラウドに近接した間隔で並べられている。圧力側翼端と吸込側翼端との間のガス圧力差により、ガスは、圧力側翼端からシュラウドのある翼端クリアランスまたは隙間を通して、また吸込側翼端に向かって漏れる。この翼端漏れ流れは、有用なタービンの仕事をすることができず、その結果性能損失が生じる。したがって、エンジンの最大効率は、翼端クリアランスを最小にすることにより得られる。しかし、隙間を低減できる程度は、望ましくない翼端摩擦を防止するため動翼とタービンシュラウドとの間の示差熱および機械的伸縮を許容する必要があることにより制限される。
【０００４】
それゆえ、従来技術のタービン動翼設計は、「翼端棚」および角のあるスクイーラ翼端などの、漏れを低減し、かつ／または膜冷却効果を改善するためのさまざまな特徴を備える。
【特許文献１】米国特許第５２６１７８９号公報
【特許文献２】米国特許第５２８２７２１号公報
【特許文献３】米国特許第６６７２８２９号公報
【特許文献４】米国特許第６７９０００５号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかしながら、翼端漏れ流れ全体を低減し、それによりタービンの効率を高めるタービン動翼端がなおも必要である。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
上述の必要性は、本発明により満たされ、本発明は、一態様では、翼根部、翼端、前縁、後縁、ならびに一般に放射軸にそって延びる対向する圧力側壁および吸込側壁を含むガスタービンエンジン用のエーロフォイルを実現する。エーロフォイルは、圧力側壁および吸込側壁の間に延びる翼端キャップ、および翼端キャップから外へ放射状に延びる相隔てた吸込側および圧力側翼端壁を含み、それらの間の翼端空洞を定める。圧力側翼端壁は、連続凹状湾曲弓形部分を含み、少なくともその一セクションは、エーロフォイルの放射軸から外に向かって周囲に延びる。圧力側翼端壁の少なくとも一部は、圧力側壁から凹まされ、外に面する翼端棚を定め、それにより、圧力側翼端壁および翼端棚は、それらの間にトラフを定める。
【０００７】
本発明の他の態様によれば、ガスタービンエンジンのタービン動翼は、長手方向軸を中心として回転可能な円板内に受け入れられるように適合されたダブテールと、ダブテールから外へ放射状に配置された横方向に延びるプラットフォームと、翼根部、翼端、前縁、後縁、ならびに一般に放射軸にそって延びる対向する圧力側壁および吸込側壁を含むエーロフォイルとを含む。エーロフォイルは、圧力側壁および吸込側壁の間に延びる翼端キャップ、および翼端キャップから外へ放射状に延びる相隔てた吸込側および圧力側翼端壁を含み、それらの間の翼端空洞を定める。圧力側翼端壁は、連続凹状湾曲弓形部分を含み、少なくともその一セクションは、動翼の放射軸から外に向かって周囲に延びる。圧力側翼端壁の少なくとも一部は、圧力側壁から凹まされ、外に面する翼端棚を定め、それにより、圧力側翼端壁および翼端棚は、それらの間にトラフを定める。
【０００８】
本発明は、付属の図面とともに以下の説明を参照することにより最もよく理解できる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
各種の図面全体を通して同一の参照番号は同じ要素を表す図面を参照すると、図１は、例示的なタービン動翼１０を例示している。タービン動翼１０は、従来のダブテール１２を含み、これは、稼働中に回転するときに動翼１０をディスクに放射状に保持するためロータディスク（図に示されていない）内のダブテールスロットの相補的タングと係合するタングを含む好適な形態を持つことができる。ブレードシャンク１４は、ダブテール１２から上方に放射状に延び、シャンク１４から横方向に外へ突出し、シャンク１４を囲む翼台１６内で終端する。中空のエーロフォイル１８は、翼台１６から放射状に外へ延びて、高温ガス流内に入る。エーロフォイル１８は、前縁２４と後縁２６とで連結された凹状圧力側壁２０および凸状吸込側壁２２を持つ。エーロフォイル１８は、翼根部２８から翼端３０へ延び、高温ガス流からエネルギーを抽出し、ロータディスクの回転を引き起こすのに好適な構成をとることができる。動翼１０は、ニッケル基超合金などの好適な超合金の一体鋳造として形成することができ、これは、ガスタービンエンジン内の高温の動作温度で許容可能な強度を持つ。エーロフォイル１８の少なくとも一部は、典型的には、環境耐性コーティングなどの保護コーティング、または遮熱コーティング、またはその両方でコーティングされる。
【００１０】
図２にさらにわかりやすく示されているように、エーロフォイル１８は、打ち込み翼端キャップ３２、およびいわゆる「スクイーラ翼端」を備え、それぞれ、翼端キャップ３２から上方に延び、エーロフォイル１８の周囲を囲み、開放翼端空洞３８を定める相隔てた圧力側および吸込側翼端壁３４および３６を含む。スクイーラ翼端は、エーロフォイル１８の一部として一体鋳造することができるか、または別々に製作し、取り付けることができる。
【００１１】
図３を参照すると、圧力側翼端壁３４は、翼端空洞３８に面する内面４０、一次ガス流に面する外面４２、および内面４０と外面４２との間に延びる放射状に面する翼端表面４４を持つ。
【００１２】
吸込側翼端壁３６は、さらに、翼端空洞に面する内面４６、ガス流に面する外面４８、および内面４６と外面４８との間に延びる放射状に面する翼端表面５０も持つ。
【００１３】
図２で「Ｂ」というラベルが付けられている、少なくともエーロフォイル１８の中間翼弦では、圧力側翼端壁３４は、圧力側壁２０から凹まされているか、またはオフセットしており、放射状に外へ面している翼端棚５６を定める。圧力側翼端壁３４と翼端棚はいっしょになって、トラフ５８を定める。複数の第１の冷却孔６０は、翼端棚５８を通って延びる。第１の冷却孔６０はそれぞれ、冷却用空気源に接続されたエーロフォイル１８の内側空洞６４と流れ連通するように配置されている入口６２、およびトラフ５８と流れ連通するように配置された出口６６を備える。
【００１４】
圧力側翼端壁３４のオフセットは、前方および後方で徐々に減少または「滑らかに均される」ようにできる。図４に示されている断面図は、中間翼弦領域Ｂの前方に配置された前縁領域「Ａ」と中間翼弦領域Ｂの後方に配置された後縁領域「Ｃ」の両方を表す。翼端棚５６は、これらの領域のそれぞれの中に存在しない。複数の第２の冷却孔６８は、圧力側壁２０を延ばし、内側空洞６４と連絡する。
【００１５】
図３および４の両方に示されているように、圧力側翼端壁３４の外面４２は、円周方向にエーロフォイル１８の放射軸「Ｒ」から離れる形で延び、連続凹状湾曲弓形部分５２を定める。翼端コーナー５４は、弓形部分５２と圧力側翼端面４４との接合点で定められる。円周方向の翼端コーナー５４の部分は、特定の用途に合わせて変えることができる。例示されている実施形態では、圧力側壁３４の平面の外側に配置される。弓形部分５２は、エーロフォイル１８の軸方向長さ全体にわたることができるか、または圧力側翼端壁３４は、図１に示されているように、前方端と後方端で、従来の辺平行な形状をとるように滑らかに均すことができる。
【００１６】
稼働時、エーロフォイル１８は、一次燃焼ガス流からエネルギーを抽出し、取り付けられているタービンローター（図に示されていない）を回転させる。また、図３および４の矢印「Ｘ」により示されているように、圧力側壁２０にそって二次の半径方向外向きの流れが発生する。二次流れは翼端コーナー５４において９０度を超える回転を行わなければならないので、翼端表面４４の上部に流れ分離気泡が発生し、エーロフォイル１８とシュラウド「Ｓ」との間の有効翼端クリアランスが効果的に低減され、翼端漏れ流れが減る。この効果は、傾斜しているスクイーラ翼端を持つ従来技術のエーロフォイルと類似している。しかし、湾曲壁アプローチでは、流れが９０度を超えるコーナーを曲がるときに前述の分離気泡のサイズを増やす局所的放射状ポンピングの増大を許容する。弓形部分５２は、二次流れを半径方向から遠ざかるように誘導し、また辺が直線の放射状または傾斜スクイーラ翼端壁と比較して鋭角の回転角を必要とする。したがって、漏れ流れの低減はより効果的であろう。
【００１７】
さらに、中間翼弦領域Ｂ内の膜棚は、高温ガスと混合しないように膜冷却を遮蔽し、膜有効性を高める。より具体的には、翼端棚５６は、エーロフォイル圧力側壁２０に不連続性をもたらし、これにより、圧力側翼端壁３４内に入る熱流束を減少させる圧力側翼端壁３４上を燃焼ガスが流れるときに、燃焼ガスを圧力側壁の表面から分離する。翼端棚５６は、さらに、第１の冷却孔６０から放出する冷却用空気を貯めるための領域をもたらし、燃焼ガスと圧力側翼端壁３４との間に膜冷却用ブランケットを設け、さらに、燃焼ガスから圧力側翼端壁を保護し、冷却を行わせる。
【００１８】
前述の説明では、翼端棚を有する湾曲スクイーラ翼端を持つガスタービンエンジン用のエーロフォイルについて説明した。本発明の特定の実施形態について説明されているが、これは、本発明の精神と範囲を逸脱することなく、さまざまな修正を加えられることは当業者には明白なことであろう。したがって、本発明の好ましい実施形態および本発明の実施する最良の方法の前記の説明は、例示のみを目的としており、限定する目的はなく、本発明は特許請求の範囲により定められる。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】本発明により製作された例示的なタービン動翼の斜視図である。
【図２】図１のタービン動翼の一部の拡大図である。
【図３】図２の直線３−３にそって切り取った断面図である。
【図４】図２の直線４−４にそって切り取った断面図である。
【符号の説明】
【００２０】
１０  タービン動翼
１２  ダブテール
１４  ブレードシャンク
１６  翼台
１８  エーロフォイル
２０  凹状圧力側壁
２２  凸状圧力側壁
２４  前縁
２６  後縁
２８  翼根部
３０  翼端
３２  翼端キャップ
３４  圧力側翼端壁
３６  吸込側翼端壁
３８  翼端空洞
４０  内面
４２  外面
４４  翼端表面
４６  内面
４８  外面
５０  翼端表面
５２  弓形部分
５４  翼端コーナー
５６  翼端棚
５８  トラフ
６０  第１の冷却孔
６２  入口
６４  内側空洞
６６  出口
６８  第２の冷却孔
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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