(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
入口通路（１５０，２５０）を有する第一内部冷却通路（１３２，２３２）、
第二内部冷却通路（１２４，２２４）、
第一通路（１３２，２３２）と第二通路（１２４，２２４）を隔てるリブ（１４１、２４１）で、１以上の孔（１４２，２４２）が形成されているリブ（１４１、２４１）、及び
第一通路（１３２，２３２）内の圧力が第二通路（１２４，２２４）内の圧力と実質的に等しくなるように入口通路（１５０，２５０）を通る流れを調量する手段（１５２，２５６）
を含んでなる翼形部品（１１０，２１０）。
【請求項２】
入口通路（１５０）を通る流れを調量する手段が、入口通路（１５０）を覆う調量板（１５２）からなり、調量板（１５２）には調量孔（１５４）が設けられている、請求項１記載の翼形部品（１１０）。
【請求項３】
調量孔（１５４）の断面積が入口通路（１５０）の断面積よりも小さい、請求項２記載の翼形部品（１１０）。
【請求項４】
入口通路（２５０）を通る流れを調量する手段が、入口通路（２５０）に形成された絞り（２５６）からなる、請求項１記載の翼形部品（１１０）。
【請求項５】
入口通路（１５０，２５０）を有する第一内部冷却通路（１３２，２３２）、
複数の通路（１２０〜１２４，２２０〜２２４）が直列に連なった内部蛇行冷却回路で、上記複数の通路（１２０〜１２４，２２０〜２２４）の他の通路よりも圧力が小さい最終通路（１２４，２２４）を終端とする内部蛇行冷却回路、
第一通路（１３２，２３２）と最終通路（１２４，２２４）とを隔てるリブ（１４１、２４１）で、１以上の孔（１４２，２４２）が形成されているリブ（１４１、２４１）、及び
第一通路（１３２，２３２）内の圧力が最終通路（１２４，２２４）内の圧力と実質的に等しくなるように入口通路（１５０，２５０）を通る流れを調量する手段（１５２，２５６）
を含んでなる翼形部品（１１０，２１０）。
【請求項６】
入口通路（１５０）を通る流れを調量する手段が、入口通路（１５０）を覆う調量板（１５２）からなり、調量板（１５２）には調量孔（１５４）が設けられている、請求項５記載の翼形部品（１１０）。
【請求項７】
調量孔（１５４）の断面積が入口通路（１５０）の断面積よりも小さい、請求項６記載の翼形部品（１１０）。
【請求項８】
入口通路（２５０）を通る流れを調量する手段が、入口通路（２５０）に形成された絞り（２５６）からなる、請求項５記載の翼形部品（２１０）。
【請求項９】
後縁（１３４，２３４）をさらに含み、第一冷却通路（１３２，２３２）が後縁（１３４，２３４）と最終通路（１２４，２２４）の間に配設されている、請求項５記載の翼形部品（１１０，２１０）。
【請求項１０】
１以上の孔（１４２，２４２）が形成されているリブ（１４１、２４１）で隔てられた２以上の内部冷却通路（１２４，２２４，１３２，２３２）を有する翼形部品（１１０，２１０）を冷却する方法であって、当該方法が、上記２つの通路（１２４，２２４、１３２，２３２）内の圧力が実質的に等しくなるように一方の通路（１３２，２３２）に入る流れを調量することを含んでなる方法。
【請求項１１】
調量孔（１５４）が設けられた調量板（１５２）を前記２つの通路の一方（１３２）の入口通路（１５０）に被せることによって、上記２つの通路の一方（１３２）に入る流れを調量する、請求項１０記載の方法。
【請求項１２】
前記２つの通路の一方（２３２）の入口通路（２５０）に絞り（２５６）を設けることによって、上記２つの通路の一方（１３２）に入る流れを調量する、請求項１０記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術の分野】
本発明は概括的にはガスタービンエンジンに関し、さらに具体的には、かかるエンジンに使用される内部冷却翼形部に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機ジェットエンジンのようなガスタービンエンジンには、翼形を利用した多数の部品（例えば、タービン、圧縮機、ファン等）が含まれている。タービン動翼やノズル静翼のような最も高い作動温度に暴露されるタービン翼形部は、翼形部の温度を一定の設計温度限度内に保つために内部冷却を採用しているのが通例である。例えば、タービンロータ動翼は、回転タービンロータディスクに装着されるシャンク部と、エンジン燃焼器から排出される高温ガスから有用な仕事を抽出するのに用いられる翼形動翼部とを有する。翼形部はシャンク部に付いていて、翼形動翼の自由端をなす動翼先端を含んでいる。通例、タービン動翼の翼形部は、内部回路を流れる空気（普通はエンジンの圧縮機から抽出される）によって冷却されるが、空気はシャンク部を通して直形部に入り、翼形部先端孔、翼形部フィルム冷却孔及び動翼後縁スロット又は後縁孔を通して排出される。公知のタービン動翼冷却回路は複数の半径方向に向いた通路を含んでおり、それらを直列に連結して蛇行流路を作り、もって冷却流路の長さを延ばして冷却効果を高めている。蛇行冷却回路の隣に他の通路とは連結していない追加の通路を設けることも公知である。
【０００３】
内部冷却回路を有するタービン動翼は、通例、ロストワックス法と呼ばれるインベストメント鋳造法で製造される。このプロセスでは、内部冷却回路を画定するセラミックコアを、所望のタービン動翼形状に成形されたワックスの中に封入する。このワックスアセンブリを次いで液体セラミック溶液に繰返し浸漬してその表面に硬いセラミックシェルを形成させる。次に、シェルからワックスを溶融流出させると、内部セラミックコアと外部セラミックシェルとそれまでワックスが充填されていたそれらの間の空間とからなる鋳型が残る。この空洞を溶融金属で満たす。溶融金属が冷えて凝固した後外部シェルを壊して取り除くと、ワックス除去で生じた空洞の形状をもつ金属が現われる。内部セラミックコアは浸出処理によって溶解される。こうして得られた金属部品は、内部冷却回路をもつタービン動翼の所望の形状を有する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
蛇行冷却回路を有するタービン動翼の鋳造において、内部セラミックコアは多数の長尺の薄枝部を有する蛇行部材として形成される。このことは、コアの位置決めのための厳しい条件を維持しながら金属の鋳込みに十分耐える頑丈なコアを作るという課題を提起する。さらに、各枝部を何らかの方法で安定化しないと、蛇行コアの薄枝部同士が相対的に動いてしまうおそれがある。そこで、コアを補強するためコアタイ（すなわち、枝部間の小さなセラミックコネクタ）が用いられる。こうしてコアの枝部同士の相対的な動きを妨いて、翼形部外壁の肉厚の制御を向上させる。鋳造後、コアタイをコアと共に取り除くと、隣り合った通路を隔てるリブ又は壁にコアタイの跡が孔として残る。かかるコアタイ孔は、２つの隣接通路間に圧力差が存在していると隣接通路間に不都合な流れを生じる。すなわち、圧力の高い通路の冷却流体がコアタイ孔を通して圧力の低い通路へと流入する。これは、最初の設計意図からすると望ましくない冷却流分布を生じる。
【０００５】
したがって、コアタイ孔を通る冷却流体の流れが最小限に抑えられた翼形部品に対するニーズが存在する。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上記ニーズは本発明によって満足され、本発明はコアタイ孔の形成されたリブで隔てられた２以上の内部冷却通路を含んでなる翼形部を提供する。
２つの通路の圧力が実質的に等しくなるように２つの通路の一方の入口通路を通る流れを調量する手段を設ける。これにより、コアタイ孔を通る冷却流体の流れが減る。
【０００７】
本発明のその他の目的及び効果は、以下の詳細な説明及び請求項の記載を添付図面に照らして参照することによって明らかとなろう。
【０００８】
【発明の実施の形態】
本発明の要旨は、明細書の結論部分に具体的に記載されかつ請求項として明確に規定されている。ただし、添付図面と併せて以下の説明を参照することで本発明の理解を深めることができる。
【０００９】
図面を参照すると、すべての図を通して同じ参照符号は同じ部材を示す。図１は、従来技術のガスタービンエンジン動翼１０を示すもので、動翼１０は、中空翼形部１２と翼形部１２を公知の慣用法でロータディスク（図示せず）に装着するための一体シャンク部１４とを有している。翼形部１２は、シャンク部１４上部に設けられた動翼根元部１６から動翼先端１８まで長手方向つまり半径方向上向きに延在している。翼形部１２は、５つの概ね半径方向に延在する冷却通路２０〜２４が直列に連結した内部蛇行冷却回路を含んでいる。
【００１０】
１番目の通路２０は、シャンク部１４の第一入口通路４６を通して冷却流体（普通はガスタービンエンジンの圧縮機（図示せず）から抽出した比較的低温の圧縮空気の一部）を受け入れる。冷却流体は最初の通路２０を半径方向外側に移動して２番目の通路２１へと流れ込み、２番目の通路２１を半径方向内側に流れる。そこから冷却流体は同様に順次他の通路２２〜２４を通って、翼形部外面を流れる燃焼ガスの加熱作用を受ける翼形部１２を冷却する。公知の通り、冷却流体はフィルム冷却孔（図示せず）及び動翼先端１８の開口２６を通して翼形部１２から排出される。
【００１１】
翼形部１２は蛇行冷却回路に加えてさらに前縁冷却通路２８を含んでいる。前縁通路２８は、翼形部前縁３０と１番目の通路２０の間で半径方向に延在しており、蛇行冷却回路とは連結していない。冷却流体の独立した流れはシャンク部１４の第二入口通路４８を通して導入される。この冷却流体は前縁通路２８を半径方向に流れ、翼形部１２外壁を貫通した慣用フィルム冷却孔及び／又は先端孔（図示せず）を通して翼形部１２から排出される。同様に、翼形部後縁３４と蛇行冷却回路の５番目の通路２４の間に、半径方向に延在する後縁冷却通路３２が配設される。後縁通路３２も蛇行冷却回路とは連結しておらず、シャンク部１４の第三入口通路５０を通して別の独立した冷却流体の流れを受け入れる。この冷却流体は後縁通路３２を通して半径方向に流れ、慣用の後縁フィルム孔列又はスロット列及び／又は先端孔（図示せず）を通して翼形部１２から排出される。図１の矢印は冷却流体の流れの経路を示す。
【００１２】
図１に示す通り、通路２０〜２４，２８，３２の各通路は、６つの半径方向に延在するリブ３６〜４１によって隣接する通路と隔てられている。すなわち、前縁通路２８と蛇行冷却回路の１番目の通路２０は１番目のリブ３６によって隔てられ、１番目の通路２０と２番目の通路２１は２番目のリブ３７によって隔てられ、その後も順次同様である。リブ３６〜４１の少なくとも幾つかは、鋳造プロセスでのコアタイの使用によってできたコアタイ孔４２を有する。具体的には、図１に示す従来技術の動翼１０では、１番目のリブ３６、３番目のリブ３８、５番目のリブ４０及び６番目のリブ４１にコアタイ孔４２が形成されているが、鋳造プロセスでのコアタイの配置次第で別の構成を取り得る。コアタイ孔は、大抵は楕円形の断面であり、通例約０．０３〜０．１インチの相当直径を有する。
【００１３】
冷却流体は、典型的には圧縮機からの抽気であり、３つの入口通路４６，４８，５０の各々に同じ圧力で供給される。しかし、通路２０〜２４の冷却流体圧力は、５パス蛇行回路での摩擦損及び反転損のため蛇行流路に沿って下がる傾向にある。１番目の通路２０、前縁通路２８及び後縁通路３２はそれぞれ入口通路４６，４８，５０と直接つながっているので、それらの圧力はすべて実質的に同じであるが、蛇行回路の最終パスである５番目の通路２４の圧力はそれよりも実質的に低い。そのため、５番目の通路２４とそれに隣接する後縁通路３２の間には圧力差が存在する。後縁通路３２は、５パス蛇行回路のような圧力損を受けない単パス回路である。こうした圧力差のため、冷却流体は後縁通路３２から６番目のリブ４１のコアタイ孔４２を通して５番目の通路２４に流れ込み、後縁通路３２の先端部で冷却流体が不足する。
【００１４】
次に図２を参照すると、コアタイ孔を通る冷却流体流が最小限になるタービン動翼１１０が示してある。単に例示のため、動翼１１０は図１の動翼１０と同じ冷却回路構成を有している。しかし、本発明は他の冷却回路構成を有するタービン動翼にも適用し得ることに留意されたい。さらに、本発明はタービン動翼に限らず、タービンノズルのような他のタイプの翼形部品にも適用し得る。以下の説明から明らかとなろうが、本発明は、独立給気冷却通路間でコアタイ孔による短絡が起こる翼形部品であればいかなる翼形部品にも適用し得る。
【００１５】
動翼１１０は中空翼形部１１２と一体シャンク部１１４を有する。翼形部１１２は、５つの概ね半径方向に延在する冷却通路１２０〜１２４が直列に連なった蛇行冷却回路、翼形部前縁１３０と１番目の通路１２０の間で半径方向に延在する前縁冷却通路１２８、及び翼形部後縁１３４と５番目の通路１２４の間に配設された半径方向に延在する後縁冷却通路１３２を含んでいる。１番目の通路１２０にはシャンク部１１４の第一入口通路１４６を通して冷却流体が供給され、前縁通路１２８にはシャンク部１１４の第二入口通路１４８を通して冷却流体が供給され、後縁通路１３２には第三入口通路１５０を通して冷却流体が供給される。通路１２０〜１２４，１２８，１３２は各々、６つの半径方向に延在するリブ１３６〜１４１によって隣りの通路から隔てられている。コアタイ孔１４２は、１番目のリブ１３６、３番目のリブ１３８、５番目のリブ１４０及び６番目のリブ１４１に形成されているが、鋳造プロセスでのコアタイの配置次第で別の構成を取り得る。
【００１６】
動翼１１０は、第三入口通路１５０を完全に覆うようにシャンク部１１４の半径方向内面に配置された根元調量板１５２を含んでいる。調量板１５２は適当な材料からなる薄板であって、ろう付等の適当な手段でシャンク部１１４に取付けられる。調量板１５２には、冷却流体の規制流れが第三入口通路１５０に流れ込むように調量孔１５４が設けられる。調量孔１５４の断面積は第三入口通路１５０の断面積よりも小さい。そこで、調量孔１５４は入口通路１５０の入口で圧力降下をもたらす絞りを与え、後縁通路１３２内の圧力は調量板１５２が無いときの圧力よりも低くなる。
【００１７】
調量孔１５４の寸法は、後縁通路１３２内の圧力が５番目の通路１２４内の圧力とほぼ等しくなって６番目のリブ１４１のコアタイ孔１４２の両側での圧力差が最小限となるように第三入口通路１５０を通る冷却流体流が調量されるように選定される。この結果を得るための調量孔１５４の具体的な寸法は、全体的な冷却流体の流量、並びに調量板１５２が無いときに後縁通路１３２と５番目の通路１２４の間に存在する圧力差に依存する。６番目のリブ１４１のコアタイ孔１４２の両側での圧力差を最小限にすることによって、本発明は翼形部冷却系の効率に対するコアタイ孔１４２の悪影響を低減する。
【００１８】
次に図３を参照すると、本発明のもう一つの実施形態がタービン動翼２１０の形態で示してある。単に例示のため、動翼２１０は図２の動翼１１０と類似しているが、先の実施形態と同様、本発明のこの実施形態は他の冷却回路構成を有するタービン動翼のみならず他のタイプの翼形部品にも適用し得ることに留意されたい。
【００１９】
動翼２１０は、中空翼形部２１２と一体シャンク部２１４を有する点で図２の動翼１１０と同じである。翼形部２１２は、５つの概ね半径方向に延在する冷却通路２２０〜２２４が直列に連なった蛇行冷却回路、翼形部前縁２３０と１番目の通路２２０の間で半径方向に延在する前縁冷却通路２２８、及び翼形部後縁２３４と５番目の通路２２４の間に配設された半径方向に延在する後縁冷却通路２３２を含んでいる。１番目の通路２２０にはシャンク部２１４の第一入口通路２４６を通して冷却流体が供給され、前縁通路２２８にはシャンク部２１４の第二入口通路２４８を通して冷却流体が供給され、後縁通路２３２には第三入口通路２５０を通して冷却流体が供給される。通路２２０〜２２４，２２８，２３２は各々、６つの半径方向に延在するリブ２３６〜２４１によって隣りの通路から隔てられている。コアタイ孔２４２は、１番目のリブ２３６、３番目のリブ２３８、５番目のリブ２４０及び６番目のリブ２４１に形成されているが、鋳造プロセスでのコアタイの配置次第で別の構成を取り得る。
【００２０】
動翼２１０は、調量板を有していない点で図２の動翼１１０と異なる。その代わり、絞り２５６が第三入口通路２５０に形成されている。好ましくは、絞り２５６は動翼２１０の一体部分として鋳造される。絞り２５６は比較的小さな断面積を呈して圧力差をひき起こすので、後縁通路２３２内の圧力は絞り２５６を省略した場合の圧力よりも低い。
【００２１】
図２の調量孔１５４と同様に、絞り２５６の寸法は、後縁通路２３２内の圧力が５番目の通路２２４内の圧力とほぼ等しくなって６番目のリブ２４１のコアタイ孔２４２の両側での圧力差が最小限となるように第三入口通路２５０を通る冷却流体流が調量されるように選定される。この結果を得るための絞り２５６の具体的な寸法は、全体的な冷却流体の流量、並びに絞り２５６が無いときに後縁通路２３２と５番目の通路２２４の間に存在する圧力差に依存する。６番目のリブ２４１のコアタイ孔２４２の両側での圧力差を最小限にすることによって、本発明は翼形部冷却系の効率に対するコアタイ孔２４２の悪影響を低減する。
【００２２】
以上、コアタイ孔を通る冷却流体の流れを最小限にするタービン翼形部品について説明してきた。本発明の特定の実施形態について説明してきたが、請求項に記載された本発明の技術的思想及び技術的範囲を逸脱することなく様々な修正を加えることができるのは当業者には自明であろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】  従来技術のタービン動翼の縦断面図である。
【図２】  本発明の第一実施形態のタービン動翼の縦断面図である。
【図３】  本発明の第二実施形態によるタービン動翼の縦断面図である。
【符号の説明】
１１０  タービン動翼
１１２  翼形部
１１４  シャンク部
１２０〜１２４  冷却通路
１２８  前縁冷却通路
１３２  後縁冷却通路
１３６〜１４１  リブ
１４２  コアタイ孔
１４６  第一入口通路
１４８  第二入口通路
１５０  第三入口通路
１５２  調量板
１５４  調量孔
２１０  タービン動翼
２１２  翼形部
２１４  シャンク部
２２０〜２２４  冷却通路
２２８  前縁冷却通路
２３２  後縁冷却通路
２３６〜２４１  リブ
２４２  コアタイ孔
２４６  第一入口通路
２４８  第二入口通路
２５０  第三入口通路
２５６  絞り
【図１】
0004416287.tif 000002
【図２】
0004416287.tif 000003
【図３】
0004416287.tif 000004