(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
前縁（２４）および後縁（２６）で互いに連結されており、互いに離隔していて、隔壁（３８）により分離された第一および第二の空洞（３４、３６）を規定している第一および第二の側壁（２０、２２）と、
前記隔壁（３８）を通って延びていて、前記第一と第二の空洞の間を流通させる一列の入口穴（４２）と、
前記第一の空洞に隣接する後部ブリッジ（４０）内に配置されていて、前記第一の空洞と流通している一列の出口穴（４４）と、前記第一の空洞（３４）の内部に配置されており、前記第一の側壁（２０）から延びていて前記第二の側壁（２２）から離隔しており、前記入口穴（４２）と整列していて前記入口穴から流れる空気により衝突冷却される、複数の列のタービュレータ（４６）と
を含み、
前記第一の空洞（３４）が前記後縁（２６）に沿って延びており、前記第二の空洞（３６）が第一の空洞より前方に前記前縁（２４）により近く配置されており、
前記タービュレータ（４６）が前記第一の空洞（３４）のスパン軸に沿って複数の平行列に配列され、
前記第二の側壁（２２）は滑らかでタービュレータを持たない
ことを特徴とする翼（１４）。
【請求項２】
前記入口穴（４２）の各々が前記複数の列の各々における対応するタービュレータ（４６）と一部整列されていて前記空気をタービュレータに直接衝突させる、請求項１に記載の翼。
【請求項３】
前記タービュレータ（４６）が、前記第一の側壁（２０）に沿って細長くなっており、前記入口穴（４２）と前記出口穴（４４）との間で前記第一の側壁（２０）に沿って傾いていて前記空気をタービュレータに沿って偏向させる、請求項１又は２に記載の翼。
【請求項４】
前記複数の列の各々における前記タービュレータ（４６）が互いに平行である、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の翼。
【請求項５】
前記タービュレータ（４６）が列間で互いに平行である、請求項１乃至４のいずれか１項に記載の翼。
【請求項６】
前記複数の列の各々における前記タービュレータ（４６）が、前記スパン軸に沿って、隣接する列内の前記タービュレータからずれている、請求項１乃至５のいずれか１項に記載の翼。
【請求項７】
前記タービュレータ（４６）が列間で同軸に整列している、請求項１乃至６のいずれか１項に記載の翼。
【請求項８】
前記タービュレータ（４６）が列間で同軸にずれている、請求項１乃至７のいずれか１項に記載の翼。
【請求項９】
前記複数の列における前記タービュレータが前記入口穴（４２）と一対一の関係に対応して配列されている、請求項１乃至８のいずれか１項に記載の翼。
【請求項１０】
前記タービュレータ（４６）は、前記第一及び第二の側壁間の幅の三分の一を占めることを特徴とする、請求項１乃至９のいずれか１項に記載の翼。
【請求項１１】
前記第一の側壁（２０）が前記翼の凹面状の圧力側であり、前記第二の側壁（２２）が前記翼の凸面状の吸込側である、請求項１乃至１０のいずれか１項に記載の翼。
【請求項１２】
前記複数の列のタービュレータ（４６）は、上流側の列及び下流側の列のタービュレータからなり、
前記入口穴（４２）は、軸方向に沿って前記第一の側壁に対して鋭角の取付角（Ａ）を有し、該入口穴から出るジェットの一部を上流側の列のタービュレータに直接衝突させ、残部を下流側の列のタービュレータに直接衝突させることを特徴とする、請求項１乃至１１のいずれか１項に記載の翼。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の背景】
本発明は、一般にガスタービンエンジンに係り、特にタービン翼の冷却に係る。
【０００２】
ガスタービンエンジンにおいて、空気は圧縮機内で加圧されそして燃焼器内で燃料と混合され、点火されて高温の燃焼ガスを生成する。この燃焼ガスはタービンを通って下流に流れエネルギーが引き出される。高圧タービン（ＨＰＴ）は燃焼器の直ぐ後にあり、円周方向に離隔した複数のステータベーンを有する固定ノズルを含んでいる。燃焼ガスはベーンによって指向されて支持ロータディスクから外方に延びるタービンのロータブレード列に作用する。ガスから引き出されたエネルギーがロータディスクを回転させ、これが圧縮機に動力を供給する。通常、低圧タービンがＨＰＴの次にあり、燃焼ガスからさらにエネルギーを引き出して通常の航空機エンジン用のファンに動力を供給する。
【０００３】
ノズルベーンとロータブレードは対応する翼を画定しており、これら翼は空気力学的性能を最大にするべく特別な形状をもたせたほぼ凹面状の圧力側とほぼ凸面状の吸込側とをもっている。これらのタービン翼は、高温の燃焼ガスに直接さらされ、そのため圧縮機から抽気した空気の一部を用いて翼の中を適当に流すことにより冷却される。
【０００４】
ベーンとブレードの翼形状および燃焼ガス領域におけるそれらの特殊な機能のために、翼のさまざまな部分が燃焼ガスによりいろいろ異なって加熱され、それに対応して冷却要件も異なっている。翼の前縁は最初に燃焼ガスに接するので、そのための専用の冷却用空洞と、これと流通して配置された一列以上の膜冷却用穴によって得られるのが典型的である特別な冷却が必要である。
【０００５】
ブレード翼の弦中間部分は、通常、熱伝達冷却を増大するため壁タービュレータを内部にもつ蛇管状の冷却用通路を用いて冷却される。ノズルベーンの弦中間領域は、通常冷却用空気のジェットをそのベーンの内面に向かわせるための別個の衝突バッフルを含む専用の冷却用通路で内部冷却されるのが典型的である。
【０００６】
ベーンやブレードの翼の典型的な輪郭は、前縁から弦中間領域にかけてその幅が増大し、薄い後縁に向かってその厚さが次第に小さくなる。従って、後縁は薄いため、冷却手段を導入できる圧力側と吸込側の側壁間のスペースが限られていることから、冷却するのが困難である。
【０００７】
ブレードの後縁は通常そのための専用の冷却用回路をもっており、この回路は、弦中間の蛇管状冷却回路から分離されており、翼の根部で冷却用空気の一部を受ける。この受けた冷却用空気は翼のスパンに沿って半径方向を外側に流れ、後縁の一列になった冷却穴を通って排出される。この冷却用空気は後縁空洞内で軸方向に向きを変え、後縁の穴を通って排気される。
【０００８】
後縁の冷却効率は、翼の圧力側と吸込側との間に一体的に形成される小さいピンをある分布パターンで導入することによって改良することができる。すると、翼の後縁領域の熱は、ピンのまわりを流れる冷却用空気によって抽出するためのピンを介して運ばれ、その後冷却用空気は翼の後縁から排気される。
【０００９】
別の形態では、後縁の空洞が細長いリブの形態のタービュレータを含んでいてもよく、この細長いリブはその一部が翼の圧力側または吸込側の内面から延びており、そのリブにわたり冷却用空気が流されている。このようなタービュレータリブはその形状が、冷却用空気の流れをトリップさせて空気の攪乱を促進すると共に熱伝達冷却を増大するようになっている。しかし、空気はリブからリブへと流れるにつれて熱くなり、そのため直列になっている下流のタービュレータを冷却する効果が落ちる。この形態の場合、タービュレータは翼の根部と先端部との間で翼のスパンまたは半径方向軸に沿って離隔している。
【００１０】
さらに別の形態では、タービュレータは同様に後縁空洞のスパンに沿って離隔し得るが、冷却用空気の流れは上流の空洞からタービュレータに運ばれ、冷却用空気はこの上流空洞によりリブを横切って軸方向に向けられ後縁を介して排気される。この形態では、翼の後縁領域の極端な薄さと軸方向に向けられた冷却用空気のためにタービュレータの冷却能が制限される。
【００１１】
したがって、タービンブレードやベーンの後縁付近などで翼の冷却を改良することが望まれている。
【００１２】
【発明の要約】
タービンの翼は第一と第二の側壁を含んでおり、これら側壁は、前縁と後縁で互いに連結されており、また離隔していて、隔壁により分離された第一と第二の空洞を定めている。第一の空洞に沿って後部ブリッジが延びており、そこには一列の出口穴がある。隔壁は一列の入口穴をもっている。そして、第一の空洞の内部にはタービュレータ（乱流発生器）が複数の列をなして配置されており、第一の側壁から第二の側壁に向かって延びている。これらのタービュレータはその多重衝突冷却のために入口穴と整列している。
【００１３】
【発明の詳細な記述】
図１に、具体例として、飛行中の航空機に動力を供給するガスタービンエンジンの高圧タービンの一部を示す。図示した第一段タービンロータは円周方向に離隔した複数のタービンロータブレード１０を含んでおり（ひとつのみ図示する）、これらブレードは通常の軸対称形でロータディスク１２から半径方向外側に延びている。
【００１４】
各ブレード１０は、タービンノズルおよび燃焼器（図示してない）から流される燃焼ガス１６からエネルギーを引き出すための翼１４の形態である。各ブレード１０は対応するプラットホームで翼の根部に連結されて一体となった軸方向ダブテール１８を含んでおり、ダブテールはディスク１２の周辺の相補的スロットに装着されてブレードを保持する。
【００１５】
翼１４は、軸方向で対向する前縁２４と後縁２６とで互いに連結された対向する第一と第二の側壁２０、２２を含んでいる。第一の側壁２０は翼のほぼ凹面状の圧力側であり、第二の側壁２２は翼のほぼ凸面状の吸込側である。いずれの側壁も作動中燃焼ガスからエネルギーを引き出すために通常の形状で翼の根部から先端部へ延びている。
【００１６】
翼１４は高温の燃焼ガス１６を受けるため、通常の方法でエンジンの圧縮機（図示してない）から抽気されブレードダブテール１８を通って流れる加圧空気２８の一部を用いて内部から冷却される。翼は、作動中翼のさまざまな部分を冷却する特別な性能を有する各種内部冷却回路を含んでいてもよい。この翼は、翼のスパンまたは半径方向軸３０に沿って延びる多数の平行脚部を有する蛇管状冷却通路を含んでいてもよい。また、通常の方法で膜冷却を提供するように、翼側壁を貫通してさまざまな列の膜冷却用穴３２を設けて、内部を流れた冷却用空気を翼の外面上に対応する膜として排出してもよい。
【００１７】
図１に示した翼の後縁領域は通常円周方向に次第に細くなり、極端に薄くなるので、通常の冷却手段でその有効な冷却を達成するのは困難である。ブレード後縁での冷却効率が制限されるため、それに対応して、この部分の望ましくない高温を抑えるために冷却用空気の使用量を増大する必要がある。冷却用に使用する空気は燃焼プロセスには使用されないため、エンジンの全体効率が低下する。
【００１８】
図１に示した翼の一断面を図２に、またその後縁領域を拡大して図３に示す。
本発明により、比較的薄い後縁領域において特に有用な翼１４の改良された内部冷却が達成され得る。図２と３に示されているように、翼は第一と第二の通路または空洞３４、３６をもっており、これらの空洞は翼のスパンに沿って半径方向に延びており、その一部は対向する第一と第二の側壁２０、２２によって画定され、これらの間にある一体となったクロスオーバーブリッジまたは隔壁３８により翼の翼弦方向に沿って軸方向に分離されている。
【００１９】
図２に示されているように、２つの空洞３４、３６は翼の薄い後縁部分の付近に配置されている。翼は前縁に至るまで別のブリッジにより分離されたいくつかの追加の半径方向空洞をもちなんらかの通常の方法で冷却を提供するが、これは本発明の主題ではない。
【００２０】
図３に示されているように、翼はまた第一と第二の側壁２０、２２の間で一体的に連結された後部リブまたはブリッジ４０も含んでいる。通常、これらさまざまな空洞とブリッジは常用の方法で鋳造することによって翼内に形成される。
【００２１】
図３に示されている具体例の場合、第一の空洞３４は直接後縁２６の半径方向スパンに沿って延びており、後縁空洞を画定している。第二の空洞３６もまた、翼のスパンに沿って半径方向に延びており、第一の空洞３４のすぐ前方に配置されており、隔壁３８により第一の空洞から分離されている。図２に示されているように、第二の空洞３６は第一の空洞３４より翼の前縁２４に近い。
【００２２】
図１に示されているように、第二の空洞３６は、ダブテール１８を介して冷却用空気２８を受容する翼の根部に始まり、連続的半径方向空洞として翼の先端付近で終わる。こうして、冷却用空気は第二の空洞３６を通って半径方向を外側に流れ、次いで第一の空洞３４に送られる。
【００２３】
隔壁３８は図３に示されているように一列になったクロスオーバーまたは入口穴４２をもっており、これら入口穴は翼の翼弦方向に沿って隔壁３８を通って軸方向に延びており、第一と第二の空洞３４、３６の間を流通させている。入口穴４２により、冷却用空気２８は軸方向を後縁２６に向かう半径方向に離隔した複数のジェットを形成する。
【００２４】
後部ブリッジ４０は、翼のスパンに沿って半径方向で互いに離隔している一列になった出口穴４４を含んでいる。これら出口穴４４は第一の空洞３４と流通していて冷却用空気をこの空洞から後縁２６を通ってまたはその付近に排出する。図３に示されている好ましい具体例の場合、出口穴４４は第一の空洞３４から後縁２６に直接隣接する翼の第一の側壁２０を通って延びておりこの空洞から冷却用空気を排出する。
【００２５】
図３と４に示されているように、翼はまた第一の空洞３４の内部に配置された複数の列になった短いタービュレータ４６ももっている。図５に最も良く示されているように、タービュレータ４６は、第一の空洞３４の幅を横切って部分高さで第一の側壁２０から一体的に延びており、その頂部は第二の側壁２２の内面から離隔している。タービュレータ４６はいかなる適切な断面形状であってもよく、たとえば、例示した具体例では実質的に等しい幅と高さ（約１０〜１５ミルとすることができる）の矩形の形状である。翼の後縁領域にある第一の空洞３４の幅が狭いことに鑑みて、タービュレータ４６はその幅の約三分の一を占めるだけであり、第二の側壁２２の内面は滑らかでタービュレータをもたないのが好ましい。
【００２６】
図４と５に示されているように、タービュレータはほぼ翼の翼弦方向に沿って延びており、入口穴４２から流れてくる空気のジェットにより衝突冷却されるようにその入口穴に照準を合わせて整列されている。
【００２７】
図４に最も良く示されているように、タービュレータ４６は第一の空洞３４のスパン軸に沿って平行な複数の列として配列されており、空気２８は翼の軸方向または翼弦軸に沿って斜め方向でタービュレータに向けられる。図５に示されているように、入口穴４２は各々が、複数の列の中の各々の列内の対応するタービュレータ４６と少なくとも部分的に整列していて、多重衝突において空気を直接タービュレータに衝突させるが、これは上流の列のタービュレータによって干渉されることなく同時に、または実質的に同時に起こる。
【００２８】
図５に示されているように、入口穴４２は軸方向に沿って第一の側壁２０の内面に対して鋭角の取付角Ａをもっており、この角度は入口穴４２そしてそこから流れ出る空気のジェットを多数の列のタービュレータ４６に向けさせるために、たとえば約６°とすることができる。この浅い取付角のため、入口穴４２から出るジェットの下方の部分は上流側の列のタービュレータ４６の一部に直接衝突することができ、衝突ジェットの上方の部分はその上流側の列のタービュレータを飛び越えてその下流側に配置された列のタービュレータに直接衝突する。
【００２９】
第一の空洞３４は円周方向の幅が比較的狭く、翼弦方向の長さが比較的長いので、入口穴４２から出る衝突ジェットは第一の空洞３４内で比較的長い軸方向の流路をもつ。すべてが共通の入口穴４２と部分的に整列されている多数の列のタービュレータ４６を導入することにより、衝突ジェットのいろいろな部分がそのように整列されたタービュレータ４６のすべてに同時に直接衝突して、利用可能な冷却用空気の冷却効果を高めることができる。
【００３０】
衝突冷却は衝突ジェットの直ぐ下で局部的な効果をもつ。多数の列のタービュレータを共通の入口穴４２と整列することにより、第一の空洞３４内のジェット流路に沿って多数の位置で効果的な衝突冷却を得ることができる。多数の衝突位置により、単一の列のタービュレータと比較して翼の第一の側壁２０の冷却が増大する。しかも、上記の好ましい整列により、衝突ジェットにおけるその冷却能を低めることになる重大な圧力損失が避けられる。
【００３１】
図３と４に最初に示されているように、個々のタービュレータ４６は細長くてまっすぐであって第一の空洞３４の軸方向と半径方向の範囲をカバーするように適切な大きさの長さ対高さの比をもつのが好ましい。図５に示されているように、タービュレータ４６は、その衝突冷却のために空気ジェットをタービュレータに対してほぼ垂直に受容しつつ同時に空気がタービュレータを越えてジェットの下流方向へ通り越してトリップしていくのを助けるように、下にある第一の側壁２０に対して垂直であるのが好ましい。
【００３２】
図４に示されているように、タービュレータ４６は第一の空洞３４のスパン軸に沿って傾いているのが好ましい。このタービュレータの傾きは隔壁３８から測った鋭角の取付角Ｂで定義される。この取付角Ｂはひとつの具体例では衝突ジェットの冷却効率を高めるように約４５〜６０°とすることができる。衝突ジェットはたとえば約４５〜６０°の実質的に同じ傾き角でそれぞれのタービュレータ４６に衝突し、次いで衝突後または衝突に使われた空気はその一部が個々のタービュレータの残りの長さに沿って下流に流れる。
【００３３】
したがって、個々のタービュレータを第一の側壁２０に沿って入口穴４２と出口穴４４との間で傾かせることにより、タービュレータは使用された衝突空気のそれぞれの部分を下流方向にタービュレータに沿って有効に偏向させる。この個々のタービュレータに沿った流れにより、付加的な対流冷却が得られる。
【００３４】
またタービュレータ４６は、図４に示されているように、互いに離隔しており、使用されタービュレータに沿って偏向した衝突空気を渦状に流すようにそれぞれ後縁を含んでいるのが好ましい。多数のタービュレータの多数の後縁によって提供された多数の渦流により、空気ジェットにより直接には衝突冷却されない第一の側壁２０の内面における冷却が高められる。
【００３５】
したがって、第一の側壁２０の内面は最初それぞれのタービュレータに衝突する空気ジェットの直接衝突冷却により冷却され、次いで使用された衝突空気がタービュレータに沿って流れて付加的にその対流冷却をし、さらにこの使用された衝突空気が個々のタービュレータから渦状に流れてタービュレータ間を付加的に冷却する。
【００３６】
同じ冷却用空気によるこれら３つの異なる冷却効果は図６に示した空気の流路を検査することによってさらに良く分かる。個々の入口穴４２は２つの比較的まっすぐな辺と２つの半円状の辺をもつ卵形の断面であるのが好ましく、各入口穴は翼のスパン軸に沿ってまたは隔壁３８の長さに沿って長めである。各入口穴は幅がたとえば約３０ミル、長さがたとえば約６０〜８０ミルであることができる。入口穴４２の長さ方向をスパン軸または隔壁３８に沿って配向することにより、これらの穴を出る衝突ジェットはそれに対応して個々のタービュレータの長い部分に衝突する。
【００３７】
各穴の幅は、その下流にそれと整列されている多数の列のタービュレータに直接同時に衝突するのに適した幅のジェットを得るのに十分である。入口穴は第一の側壁２０の内面より上方で隔壁３８内に位置しており、ほぼ個々のタービュレータの高さで始まって、衝突ジェットが多数のタービュレータのそれぞれの部分に衝突するように下流に流れていくのを確保するのが好ましい。
【００３８】
図４に示されているように、タービュレータ４６は複数の平行な列として配列されているのが好ましく、そのうちの２つの半径方向の列が図示されている。これら列の中の各列内のタービュレータ４６は互いに平行であるのが好ましい。また、タービュレータ４６はまた列間でも互いに平行であるのが好ましい。このようにして、タービュレータは互いに補足し合い、それぞれの入口穴４２と協同して衝突ジェットおよびその使用された空気の冷却効率を高める。
【００３９】
図４に示した具体例の場合、２つの列のうちの各列内のタービュレータ４６は隣接する列内のタービュレータからスパン軸に沿って横方向にＣだけずれている。第一の列のタービュレータ４６は隔壁３８から第一の空洞３４のほぼ中央に向かって延びており、第二の列のタービュレータは第一の列が終わるところから始まり、後部ブリッジ４０の手前で終わっている。したがって、後方の列のタービュレータの後縁は後部ブリッジ４０から離隔していてそれらの間に渦流を生じ、前方の列のタービュレータの後縁は後方の列のタービュレータの前縁から離隔していて同様にそれらの間に渦流を生成する。
【００４０】
図４に示した具体例の場合、タービュレータ４６は列間でも同軸にずれていて、これらタービュレータは翼の軸方向に沿ってまたは衝突ジェットの方向に沿ってオーバーラップしている。２つの列のタービュレータは端と端が整列されていないので、列間で多重の衝突を得ることができる。
【００４１】
図７にタービュレータ４６の別の具体例を示す。これらタービュレータ４６は図４に示したものより長さが短く、衝突ジェットの軸方向に対して斜めになった５つの例示した半径方向の列として配列されている。この具体例は、列間のタービュレータの間のスパン方向のずれＣを含めて図４に示した具体例と共通の特徴を持っている。短いタービュレータにより、より多くの列のタービュレータを導入することが可能になり、各列は直接の衝突冷却、タービュレータの傾きに起因する対流冷却、およびタービュレータから流れる渦流による冷却を享受する。図７の具体例の場合、タービュレータ４６は列間が同軸で整列されている。
【００４２】
図４と７に示したいずれの具体例でも、数個の列のうちの各列内のタービュレータ４６は入口穴４２のそれぞれと一対一の関係に対応して配列されているのが好ましい。こうして、入口穴４２からの空気ジェットは、ジェット軸に沿って整列されているタービュレータの各々に衝突し、対応するタービュレータにおいて多重衝突冷却を実行する。そして、個々のタービュレータはその側部に沿って対流冷却も提供し、また渦流を生成して追加のタービュレータ間冷却を提供する。図７において、列間でタービュレータはスパン軸に沿って対称パターンでずれているかまたは位置決めされている。すなわち、タービュレータは対応する入口穴４２のひとつに対して二つずつまたは三つずつの軸方向の列として交互に配列されている。
【００４３】
以上開示した多数の列のタービュレータのさまざまな態様により、翼の第一の側壁２０の内面における冷却が高められる。好ましい態様の場合、タービュレータは翼の圧力側の内部に、燃焼ガスから比較的高い熱入力を受ける後縁の近くに配置される。多数の列のタービュレータにより望ましくない圧力損失を伴うことなく高まった冷却が達成される。しかも、タービュレータは互いに協同して、最初の衝突ジェットの冷却効果を拡げてその冷却効率を最大にする。
【００４４】
以上、開示した具体例のタービンロータブレードに関して本発明を説明して来たが、本発明は改良された衝突冷却を利用できるタービンノズルベーンのような他の部品でも使用できる。
【００４５】
本発明の好ましい典型例と考えられるものについて説明して来たが、本明細書の教示に基づき当業者には本発明の他の修正・変更が明らかであり、したがって、そのような修正・変更はすべて本発明の思想と範囲内に入るものとして特許請求の範囲に含まれるものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】支持するロータディスクから外側に延びる一列のブレードを含む高圧タービンロータの一部の等角図である。
【図２】図１に示したブレード翼の２−２線に沿って見た半径方向断面図である。
【図３】図２に示した翼の後縁部分の拡大断面図である。
【図４】図３に示した翼後縁の４−４線に沿って見た一部断面の立面図である。
【図５】図４に示した翼後縁の５−５線に沿って見た拡大半径方向断面図である。
【図６】図４と５に示し６−６線に沿って見た翼後縁で入口穴と整列された一対のタービュレータの等角図である。
【図７】図４と類似の立面断面図であり、本発明の別の具体例によるタービュレータを示している。
【符号の説明】
１０  ブレード
１２  ディスク
１４  翼
１６  燃焼ガス
１８  ダブテール
２０  第一の側壁（圧力側）
２２  第二の側壁（吸込側）
２４  前縁
２６  後縁
２８  空気
３０  スパン／半径方向軸
３２  膜冷却用穴
３４  第一の空洞
３６  第二の空洞
３８  隔壁
４０  後部ブリッジ
４２  入口穴
４４  出口穴
４６  タービュレータ
【図１】
0004503769.tif 000002
【図２】
0004503769.tif 000003
【図３】
0004503769.tif 000004
【図４】
0004503769.tif 000005
【図５】
0004503769.tif 000006
【図６】
0004503769.tif 000007
【図７】
0004503769.tif 000008