(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
前縁（２８）と後縁（３０）で一つにつながり根元（３２）から先端（３４）まで延在する翼形部正圧側壁（２４）及び負圧側壁（２６）、
前縁の背後の上記２つの側壁（２４，２６）間に配設された前縁フローチャンバ（３６）、
正圧側流路（４０）及び負圧側流路（４２）であって、それらの間に隔離流路（３８）との境界を画成し、かつ前縁フローチャンバ（３６）から前方ブリッジ（４４）で分離されているとともに、隔離流路（３８）及び上記２つの側流路（４０，４２）の各々に関与している後方ブリッジ（４６）がそれらの間に延在する正圧側流路（４０）及び負圧側流路（４２）、及び
前方ブリッジを貫通して隔離流路（３８）と前縁フローチャンバ（３６）とを連通しそれらの間に冷却媒体を通す１列の供給孔（４８）
を含んでなるタービン動翼（１０）であって、隔離流路（３８）及び上記２つの側流路（４０，４２）が冷却媒体を並行に受入れるためそれぞれ独立した第１、第２及び第３入口（５２，５４，５６）を有しており、後方ブリッジ（４６）と後縁（３０）の間に配設された中間流路（６４）であって、その終端が第２及び第３入口（５４，５６）に冷却媒体を排出すべくそれらと連通している中間流路（６４）をさらに含んでいるタービン動翼（１０）。
【請求項２】
前方ブリッジ（４４）が隔離流路（３８）及び上記２つの側流路（４０，４２）の各々に部分的に関与している、請求項１記載の動翼。
【請求項３】
供給孔（４８）が、前縁（２８）の背面に冷却媒体を衝突させる向きに面している、請求項１又は請求項２記載の動翼。
【請求項４】
前縁（２８）近くで上記２つの側壁（２４），（２６）の一方を貫通していて、前縁フローチャンバ（３６）から冷却媒体を排出するため前縁フローチャンバ（３６）と連通している１列のフィルム冷却孔（５８）をさらに含んでなる、請求項１乃至請求項３のいずれか１項記載の動翼。
【請求項５】
中間流路（６４）が蛇行流路であって、上記２つの側流路（４０，４２）が互いに平行である最終パスをなす、請求項１乃至請求項４のいずれか１項記載の動翼。
【請求項６】
負圧側壁（２６）を貫通して負圧側流路（４２）と連通した１列のフィルム冷却ギルホール（６２）をさらに含んでなり、
負圧側流路（４２）への冷却媒体の供給を低い圧力に調量してギルホール（６２）での逆流マージンを低減するため第３入口（５６）が第２入口（５４）よりも小さい、請求項１乃至請求項５のいずれか１項記載の動翼。
【請求項７】
翼形部先端（３４）の下に配設されていて後方ブリッジ（４６）から後縁（３０）まで延在する先端チャンバ（６６）をさらに含んでなり、かつ後方ブリッジが、冷却媒体を先端チャンバ（６６）に導くため隔離流路（３８）と先端チャンバ（６６）とを連通する出口孔（６８）を有している、請求項１乃至請求項６のいずれか１項記載の動翼。
【請求項８】
前縁（２８）が冷却媒体を前縁フローチャンバ（３６）から排出するための１列のフィルム冷却孔（５８）を有する、請求項１乃至請求項７のいずれか１項記載の動翼。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術の分野】
本発明は総括的にはガスタービンエンジンに関し、具体的にはタービン動翼の冷却に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンでは、空気を圧縮機で圧縮し、燃焼器内で燃料と混合し点火して高温燃焼ガスを発生させる。燃焼ガスは下流に流れて複数のタービン段を通過し、そこで燃焼ガスからエネルギーが抽出され、圧縮機を駆動するとともに、飛行中の航空機に推力を与えるファンを駆動するなど、有効な仕事を行う。
【０００３】
高圧タービンは燃焼器のすぐ下流に配置され、燃焼器から最高温度の燃焼ガスを受入れる。第１段タービン動翼は中空翼形部を有し、かかる中空翼形部には圧縮機から抽出された空気の一部が供給され、作動中動翼から熱を除去するための冷却媒体として使用される。
【０００４】
各翼形部には、両端の前縁と後縁で一つにつながり根元から先端まで延在する正圧側壁と負圧側壁が含まれている。プラットフォームが翼形部根元に位置しており、燃焼ガスの半径方向内側流路の一部を画成している。また、個々の動翼をロータディスク外周の対応ダブテールスロットに装着するためのダブテールがプラットフォームと一体に連結している。
【０００５】
翼形部の前縁が高温燃焼ガスと最初に接するので、有用な動翼寿命を得るためにかなりの冷却を必要とする。燃焼ガスからの熱負荷は翼形部の外面で前縁から後縁にかけて変化するとともに、正圧側壁と負圧側壁とで異なる。翼形部の様々な部分を冷却するため、翼形部内部に種々の冷却回路が設けられる。翼形部の種々の部分が異なる温度で作動するので、そこに熱応力が発生して動翼の低サイクル疲労寿命に影響を与える。
【０００６】
翼形部冷却は、対流冷却、フィルム冷却又はインピンジメント冷却又はそれらの組合せを用いて行うことができる。第１段タービン翼形部の前縁は、通例、共通の前縁フローチャンバ又は流路によって冷却媒体を供給される数列のフィルム冷却孔を有する。他のフィルム冷却孔及び後縁孔への供給は、マルチパス蛇行冷却流路のような対応内部流路によってなし得る。
【０００７】
従来の一つの形態では、前縁チャンバには、その背後に設けられ前縁チャンバから介在低温リブ又はブリッジで分離された単一流路によって冷却媒体を供給し得る。低温ブリッジには１列のインピンジメント孔が含まれ、冷却空気を前縁の背面に向けて衝突させてその冷却を促進する。しかし、インピンジメント供給流路を流れる空気はそこを通過する際に加熱されるので、その分前縁でのインピンジメント冷却効果が落ちる。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
低温ブリッジは翼形部内部に配設され、それ自体は内部冷却媒体で冷却されるので、その温度は前縁周囲の翼形部側壁温度よりもかなり低い。そのため、側壁と低温ブリッジの間にかなりの熱膨張差が発生し、それにより大きな熱応力が生じて疲労寿命に悪影響を与える。
【０００９】
翼形部は、前縁下流のいずれかの側壁に設けられた追加フィルム冷却孔を有する。かかる冷却孔は通例ギルホールと呼ばれる。ギルホールは通例翼形部内部の共通の冷却媒体源と共に配設され、しかも翼形部外面で燃焼ガスの圧力が変化するので、ギルホールでの逆流マージンは翼形部の両面で異なることがある。
【００１０】
逆流マージンは、翼形部内部の冷却媒体の圧力を、各ギルホールが受ける翼形部外面の燃焼ガスの局所圧力で割ったものとして定義される。翼形部内部への高温燃焼ガスの吸入を防止するとともにギルホールを通しての冷却媒体の連続的な排出を確保するための十分な逆流マージンを維持しなければならない。
【００１１】
翼形部前縁では必要最小限の逆流マージンに設定しなければならないので、翼形部の相対的に低圧の負圧側壁での逆流マージンは不都合なほど高くなるおそれがある。
【００１２】
従って、これら１以上の典型的な設計上の課題を解決した前縁冷却の改善されたガスタービンエンジンタービン動翼を提供することが望ましい。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
タービン動翼は前縁の背後に前縁フローチャンバが配設された翼形部を含んでなり、前縁フローチャンバはその背後に配設された隔離流路と連通している。隔離流路はその両側で１対の側面流路と境界を接している。
【００１４】
【発明の実施の形態】
本発明の好ましい例示的な実施形態を、その他の目的及び利点と併せて、添付図面を参照しながら以下の詳細な説明において具体的に説明する。
【００１５】
図１に、ガスタービンエンジン（例えば飛行中の航空機に動力を与えるターボファンエンジン）の例示的な高圧タービン第１段動翼１０を示す。同一の数枚の動翼の一つを従来のロータディスク１２（一部のみを示す）の外周に装着した状態で示す。
【００１６】
各動翼は翼形部１４とプラットフォーム１６とダブテール１８を含んでおり、鋳造等で一体部品として形成される。翼形部１４は適宜好適な輪郭を有し、作動時に高温燃焼ガス２０からエネルギーを抽出してディスク１２を中心軸線の周りに回転させる。プラットフォーム１６は燃焼ガス２０の内側流路の一部を画成する。また、ダブテール１８は、ロータディスクの外周に形成された相補形ダブテールスロットとマッチした適当な形状を有していて、スロット内に保持される。
【００１７】
翼形部１４は中空であり、慣用手段によって圧縮機（図示せず）から抽出され動翼ダブテール１８を通して翼形部内部に導入された空気２２を受入れる。
【００１８】
翼形部１４は、略凹形の第１側壁すなわち正圧側壁２４と、その周方向反対側の略凸形の第２側壁すなわち負圧側壁２６とを含んでいる。上記２つの側壁は適当な空力的鎌形輪郭を有していて、軸方向つまり翼弦方向に相対した前縁２８と後縁３０で一つにつながっており、前縁と後縁の間では互いに離隔している。上記２つの側壁は、半径方向つまり縦方向に、翼形部の根元３２から半径方向外側の先端３４まで延在している。
【００１９】
翼形部は図２及び図３にさらに詳細に示してあり、前縁のすぐ背後の上記２つの側壁の間に前縁フローチャンバ３６配設されている。本発明では、翼形部は前縁フローチャンバ３６のすぐ背後に設けられた隔離流路３８を含んでおり、隔離流路３８は翼形部の正圧側壁２４及び負圧側壁２６から隔絶されている。隔絶は、流路３８はその翼形部周方向両側に１対の正圧側面流路４０と負圧側面流路４２との境界を画成する（つまりこれら２つの側面流路４０及び４２で挟み込む）ことによって達成される。
【００２０】
翼形部は、縦方向に延在する前方及び後方リブ（ブリッジともいう）４４，４６を含んでおり、その翼弦方向両端は隔離流路３８及び上記２つの側面流路４０，４２との翼弦方向境界を画成する。前方ブリッジ４４は３つの横方向に並んだ流路３８，４０，４２を前縁チャンバ３６から分離しており、後方ブリッジ４６はこれら３つの流路を翼形部後部から分離している。
【００２１】
前方ブリッジ４４は、前方ブリッジ４４を翼弦方向に貫通し、縦方向に列をなして配設された複数の供給孔４８を含んでいる。供給孔４８はこのようにして隔離流路３８と前縁チャンバ３６を連通し、それらの間に冷却空気２２の一部を流す。
【００２２】
図３に最も明瞭に示されている通り、前後端のブリッジ４４，４６は、上記２つの側壁２４，２６の間にそれらと一体の鋳造品として横方向つまり周方向に延在している。前方ブリッジ４４の片側は前縁チャンバ３６の後端を画成する。前方ブリッジ４４の反対側は３つの流路３８，４０，４２の各々の形成に部分的に関与している。
【００２３】
同様に、後方ブリッジ４６の片側は後縁に面しており、後方ブリッジの反対側は３つの流路３８，４０，４２の各々の後方端の形成に部分的に関与している。１対の内部半径方向サイドリブつまりブリッジ５０が隔離流路３８の正圧側と負圧側の境界を画成しており、それに対応して側面流路４０，４２の間の中央隔離流路３８に隣接したそれらの内側境界を画成している。
【００２４】
従って、隔離流路３８は４面で数個のブリッジ４４，４６，５０によって境界を画成され、翼形部中央付近に隔絶されている。側面流路４０，４２は隔離流路の全翼弦方向長さにわたって延在し、隔離流路を正圧側壁と負圧側壁から分離して隔離流路を遮熱し隔離する。
【００２５】
図４及び図５に示す通り、隔離流路３８は動翼の縦方向高さ全長にわたって延在し、ダブテール１８への入口にある底部に第１入口５２を有する。正圧側面流路４０は縦方向に翼形部の半径方向高さ（つまり翼幅）全長にわたって延在し、その底部に第２入口５４を有しており、第２入口は好ましくはプラットフォーム付近に設けられる。また、負圧側面流路４２も翼形部の縦方向高さ全長にわたって延在し、その底部に第３入口５６を有しており、この第３入口もプラットフォーム付近に設けられる。
【００２６】
３つの入口５２，５４，５６は好ましくは互いに独立していて、冷却媒体２２の対応部分を並行な流れとして別々に受入れる。
【００２７】
図３に示す通り、冷却媒体２２は３つの流路３８，４０，４２を通って半径方向外向きに流れ、そこから適当に排出される。供給孔４８の列はそれぞれ隔離流路３８の出口を提供し、翼形部の根元から先端まで前縁チャンバの縦方向高さ全長ににわたって前縁チャンバ３６内に冷却媒体を供給する。
【００２８】
図３に示す通り、前縁２８の近傍又はその周囲に複数のフィルム冷却孔５８が１以上の縦方向列（例えば、図示した通り５列）をなして側壁２４，２６の一方又は両方を貫通している。フィルム冷却孔５８は慣用の形態を有していればよく、前縁チャンバ３６と連通して配設され、冷却空気を同チャンバから排出して翼形部の外面にそれぞれ冷却空気膜を形成し、作動時に外面を流れる高温燃焼ガス２０から翼形部を保護する。
【００２９】
翼形部前縁の後方に適当な追加フィルム冷却を提供するための追加フィルム冷却孔を設けてもよい。例えば、正圧側面流路４０から冷却媒体を排出して翼形部外面に冷却空気膜を形成するように、正圧側壁２４を貫通して正圧側面流路４０と連通した１列の正圧側面フィルム冷却ギルホール６０を配設してもよい。
【００３０】
同様に、負圧側面流路４２から冷却媒体を排出して翼形部負圧面に冷却空気膜を形成するように、負圧側壁２６を貫通して負圧側面流路４２と連通した１列の負圧側面フィルム冷却ギルホール６２を配設してもよい。
【００３１】
図２及び図３に示す好ましい実施形態では、供給孔４８は前縁２８の背面つまり内面に略垂直に面しており、前縁の背面に向けて冷却媒体を衝突させる。前縁のインピンジメント冷却及びフィルム冷却を伴う前縁チャンバ３６の構成は適宜慣用の形態を取り得る。ただし、隔離流路３８及びその遮熱用側面流路４０，４２を設けることによって、従来のインピンジメント冷却よりも性能が格段に改善される。
【００３２】
最も重要な点は、隔離流路３８内部を流れる冷却媒体は翼形部の正圧側面及び負圧側面からの加熱から保護されているので、前縁のインピンジメント用に低温の冷却空気が供給され、前縁の冷却が改善されることである。
【００３３】
側面流路４０，４２を流れる冷却媒体は、作動中、それぞれ正圧側壁及び負圧側壁からの熱伝達により加熱されるので、側面流路内の冷却媒体の温度はそれらの間の中央隔離流路３８内の冷却媒体の温度よりも高い。
【００３４】
従って、側面流路４０，４２内の相対的に高温の冷却媒体は、供給孔４８を流れる冷却媒体が相対的に低温であるにもかかわらず、作動時に前方ブリッジ４４の加熱に使用できるという利点も有している。側面流路４０，４２はそれらの前方端で前方ブリッジ４４と直接接しているので、これらの側面流路を流れる加熱された冷却媒体で前方ブリッジを加熱するのに有効である。これは前方ブリッジ４４を効果的に温めて翼形部前縁付近との温度差を減らし、それに応じて熱応力を低減して動翼の疲労寿命を延ばす。
【００３５】
前方ブリッジ４４の追加加熱を、初めに図２及び図３に示した本発明の好ましい実施形態によって行うことができる。この実施形態では、蛇行式中間流路６４が後方ブリッジ４６と後縁３０の間に配設され、流路６４の終端は第２入口５４及び第３入口５６と連通していて、作動時に翼形部の後方部から熱を抽出することで予熱された冷却媒体をそれぞれ正圧側面流路４０及び負圧側面流路４２に排出する。
【００３６】
中間流路６４は、好ましくは、適宜慣用の形態のマルチパス蛇行流路である。例えば、中間流路６４には第１パス（レッグともいう）が含まれていて、第１パスはダブテール１８の底部から縦方向に翼形部先端に向かって延在し、次いで半径方向内側へと反転して第２パス（レッグ）となり、この第２パスは翼形部根元の下方でプラットフォーム付近を終端とする。
【００３７】
中間流路の第２パスの終端は、図４及び図５にさらに詳細に示した通り、後方ブリッジ４６の底部で２つの入口５４，５６と連通している。このようにして、冷却媒体は翼形部内部を蛇行流路の初めの２つのパスを通して流れる際に予熱されるので、側面流路４０，４２に予熱冷却媒体を提供する。
【００３８】
上記の２つの側面流路は蛇行流路の１対の平行な第３パス（つまりレッグ）をなし、半径方向外側に向かって翼形部先端まで延在する。従って、蛇行流路の第２パスからの冷却媒体は２つの平行部分へと分割され、蛇行回路の最終パスとしての側面流路４０，４２を流れる。
【００３９】
従って、側面流路４０，４２内の冷却媒体流は、蛇行流路内でさらに予熱され、前方ブリッジ４４をさらに加熱して前縁との温度差を減らし、それに応じて熱応力を低減する。翼形部前縁の後方の翼形部正圧側面及び負圧側面が燃焼ガスから受ける熱負荷は小さいので、翼形部のこれらの領域の適当な冷却には、２つの側面流路４０，４２を通った加温冷却媒体でも十分である。
【００４０】
また、最も重要な点は、隔離中央流路３８は、前縁のインピンジメント冷却用に低温の空気を提供するため、その中を流れる冷却媒体の加熱を制限することである。隔離流路３８は、好ましくは、供給孔４８を通して排出され前縁の背面に衝突する際の冷却媒体の冷却能力が最大限に発揮されるように、図２及び図４に示す通りダブテール１８の入口から冷却媒体２２を直接受入れる独立流路である。
【００４１】
側面流路４０，４２を中央流路３８から切り離すもう一つの利点は、側面流路への冷却媒体の流れを種々の条件に合致するように調整し得ることである。隔離流路３８及び予熱前方ブリッジ４４による冷却の改善については既に説明した。燃焼ガスの圧力は翼形部の正圧側壁２４と負圧側壁２６とで異なるので、それぞれ対応する側面流路４０，４２の第２及び第３入口５４，５６を有効に活用し得る。
【００４２】
さらに具体的に説明すると、正圧側壁に加わる燃焼ガスの圧力は負圧側壁に加わる燃焼ガスの圧力よりも高いので、図５に示す第３入口５６は好ましくは流れ面積が第２入口５４よりも小さく、負圧側面流路４０への冷却媒体の供給を低い圧力に調量してそれに応じて負圧側面ギルホール６２での逆流マージンを低減する。
【００４３】
仮に正圧側面ギルホール６０と負圧側面のギルホール６２が共通の流路から供給されるとすれば、正圧側面ギルホールに必要な逆流マージンに応じて負圧側面ギルホールの逆流マージンは必要以上に大きくなってしまう。しかし、第３入口５６を調量孔として適当な寸法にすれば、負圧側面流路４２内の冷却媒体の圧力を下げて負圧側面ギルホール６２での圧力降下及び逆流マージンを低減し、性能を向上させることができる。それに応じて、第２入口５４は、正圧側面ギルホール６０での逆流マージンを最大限にして入口５４での圧力損失を最小限にすべくできるだけ大きくするのが好ましい。
【００４４】
初めに図２に示した通り、隔離流路３８を用いることで追加の利点が得られる。翼形部先端３４も、作動時に先端表面を流れる高温燃焼ガスに暴露される。動翼寿命の終わりに近づくと、翼先端３４に亀裂が発生して半径方向内側に向かって進展することがある。このような亀裂の成長は、翼形部の頂部を封鎖するキャップを画成する翼先端３４の真下に位置していて翼弦方向に延在する先端チャンバ６６を導入することによって阻止もしくは最小限に抑制することができる。先端チャンバ６６の下面は、後方ブリッジ４６から後縁３０まで延在する軸方向リブによって画成される。
【００４５】
後方ブリッジはその半径方向外端に、先端チャンバ６６に冷却媒体を導くため隔離流路３８と先端チャンバ６６とを連通する出口孔６８を含んでいる。
【００４６】
翼先端３４は好ましくは複数の先端孔７０を含んでいて、そこから冷却媒体の一部が先端チャンバ６６から半径方向外向きに翼先端の上方へと排出される。
【００４７】
図４及び図５に示す通り、出口孔６８は比較的低温の冷却媒体を隔離流路３８から先端チャンバ６６へと供給してその部分の冷却作用を高める。先端チャンバ６６及びその改善された冷却作用は、作動時に翼先端から半径方向内側に向かって進展する亀裂の成長を阻止するのに有効である。また、先端チャンバ６６は翼形部の幾つかの冷却流路又は回路を先端から隔離し、翼先端部分で先端亀裂が合ったとしても、冷却媒体供給の短絡を防いで翼の効果的な冷却を保つ。
【００４８】
図２に示す通り、翼形部は、ダブテール基部における入口から先端チャンバ６６の下の半径方向外端まで半径方向に延在する独立した後縁流路７２を含んでいてもよい。流路７２と連通して１列の慣用の後縁排出孔７４が配設され、それらを通して冷却媒体が排出され翼形部の後縁部を冷却する。
【００４９】
隔離流路３８及びその遮熱用側面流路４０，４２は、ガスタービンエンジンのタービン動翼の性能改善に多数の利点を提供する。これらの流路は、該流路以外は従来形のタービン動翼に導入することができ、それらに起因する多数の利点を享有し得る。これらの流路は、前縁チャンバ３６と協働させると、翼形部前縁のインピンジメント冷却に特に有用である。翼形部冷却の改善によって動翼の寿命が延び、所望とあれば動翼を従来よりも高い燃焼ガス温度で作動させることができるようになる。
【００５０】
以上本発明の例示的で好ましいと考えられる実施形態について記載してきたが、本発明についてのその他様々な修正は本明細書の教示内容から当業者には自明であり、添付の特許請求の範囲においてかかる修正のすべてが本発明の真の技術的思想及び技術的範囲に属するものとして保護されることを望むものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】  ロータディスク外周に装着された幾つかのタービン動翼の一つであって、本発明の一実施形態により前縁冷却の改良されたタービン動翼の等角図である。
【図２】  図１に示すタービン動翼の矢視２−２部分断面立面図であり、本発明の一実施形態による隔離流路で供給される前縁インピンジメント冷却を示す。
【図３】  図２に示す翼形部の矢視３−３半径方向断面図である。
【図４】  図２に示すタービン動翼の矢視４−４断面立面図である。
【図５】  図２に示すタービン動翼の前縁部分の略矢視５−５部分断面等角立面図である。
【符号の説明】
１０  タービン動翼
１４  翼形部
２４  正圧側壁
２６  負圧側壁
２８  前縁
３０  後縁
３２  根元
３４  先端
３６  前縁フローチャンバ
３８  隔離流路
４０  正圧側面流路
４２  負圧側面流路
４４  前方ブリッジ
４６  後方ブリッジ
４８  供給孔
５２  第１入口
５４  第２入口
５６  第３入口
５８  フィルム冷却孔
６０  正圧側面フィルム冷却ギルホール
６２  負圧側面フィルム冷却ギルホール
６４  中間流路
６６  先端チャンバ
６８  出口孔
【図１】
0004486216.tif 000002
【図２】
0004486216.tif 000003
【図３】
0004486216.tif 000004
【図４】
0004486216.tif 000005
【図５】
0004486216.tif 000006