(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
エーロフォイル（２６）の列を備えるタービンノズルであって、
前記エーロフォイルの列は、該エーロフォイル間で燃焼ガス（２０）を加速する為のノズル通路（４６）を形成し、
前記エーロフォイルは、前縁（３２）及び後縁（３４）の間を伸びていて、内部冷却空気通路（３６）を画成する圧力側（２８）及び吸込み側（２８）と、
１列の後縁孔（３８）であって前記後縁孔の出口（４２）と前記空気通路とで流れが連通するように配置された１列の後縁孔（３８）と、
前記後縁孔の出口（４２）のところで前記圧力側に沿って燃焼ガス（２０）を、前記後縁孔の出口（４２）から吐出される冷却空気（１８）の速度と少なくとも同じ速度まで局所的に加速する手段と、
を有するタービン・ノズル（１０）。
【請求項２】
各々の前記後縁孔（３８）が前記圧力側（２８）を通抜ける前記出口（４２）を含み、切断縁部（４４）が前記後縁から上流側に隔たっており、前記加速する手段は、前記切断縁部（４４）を前記後縁に近付けて、前記加速する手段が無いよりその冷却を増すように構成されている請求項１記載のタービン・ノズル（１０）。
【請求項３】
前記局部的に加速する手段は、前記切断縁部を通越す燃焼ガス（２０）を前記前記後縁孔の出口（４２）から吐出される前記冷却空気の速度と少なくとも同じ速度まで局部的に加速することを特徴とする請求項２に記載のタービン・ノズル（１０）。
【請求項４】
前記局部的に加速する手段は、隣接する１つのエーロフォイルの向かい合った吸込み側からの前記圧力側の位置が、前記切断縁部を通越す燃焼ガス（２０）を前記切断縁部で吐出される前記冷却空気の速度と少なくとも同じ速度まで局部的に加速する位置になるように、前記切断縁部のところで前記圧力側及び吸込み側を横切る厚さ（Ｃ）を有している、前記切断縁部の前記圧力側に沿う前記空気力学的輪郭を有するエーロフォイルであること、
を特徴とする請求項２に記載のタービン・ノズル（１０）。
【請求項５】
前記ベーンの厚さが、前記燃焼ガスを前記後縁孔の出口に於ける空気吐出速度と少なくとも同じ速度まで局部的に加速する為に、前記圧力側に沿って前記後縁（３４）から前記前縁（３２）の手前まで変化している請求項４記載のタービン・ノズル。
【請求項６】
前記ベーンの厚さの変化が、大部分の流れ通路（４６）に於て前記燃焼ガス（２０）を前記後縁孔の出口（４２）に於ける速度まで加速するには不十分である請求項５記載のタービン・ノズル。
【請求項７】
前記切断縁部（４４）が、その劣化を防止する為の最小厚さになるように、前記後縁（３４）から隔たっている請求項５記載のタービン・ノズル。
【請求項８】
タービン・ノズル（１０）を設計する方法に於て、
その間のノズル流れ通路（４６）を通る燃焼ガス（２０）を加速する為の複数個のベーン（２６）の空気力学的な輪郭を定める工程と、
前記ベーンの圧力側（２８）を通抜ける対応する出口（４２）を持つ１列の後縁孔（３８）であって、各々の出口が前記後縁（３４）から切断距離Ｅだけ上流側に隔たる切断縁部（４４ａ）を持ち、前記孔が前記切断縁部に於ける燃焼ガスの速度より高い速度で冷却空気（１８）を突出するような寸法である１列の後縁孔（３８）を定める工程と、
前記燃焼ガスを、前記切断縁部（４４）のところで吐出される冷却空気の速度と少なくとも同じ速度まで局部的に加速するように、前記切断縁部（４４ａ）に於ける前記圧力側（２８）に沿った前記ベーンの空気力学的な輪郭を決め直す工程と、
を含んでいる前記方法。
【請求項９】
前記ベーンが、前記ノズル通路を対応的に狭める為に、前記切断縁部（４４）で一層厚手に決め直される請求項８記載の方法。
【請求項１０】
更に、前記切断距離を減らす為に、前記切断縁部（４４）を前記後縁（３４）に近付けるように位置させる工程を含む請求項９記載の方法。
【請求項１１】
前記加速する手段は、前記切断縁部（４４）の位置及び該切断縁部（４４）の上流の位置における前記ノズル通路（４６）の局部的に減らされた流れ面積であることを特徴とする請求項１乃至７のいずれか１項に記載のタービン・ノズル。
【請求項１２】
前記切断縁部（４４）の位置及び該切断縁部（４４）の上流の位置における前記ノズル通路（４６）の流れ面積を局部的に減らすことにより、前記切断縁部（４４）のところで吐出される冷却空気の速度と少なくとも同じ速度まで局部的に加速させることを特徴とする請求項８乃至１０のいずれか１項に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的にはガスタービン機関に関し、更に具体的に言えば、タービン・ノズルの性能及び冷却に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービン機関では、空気が圧縮機で加圧された後、燃料と混合されて、燃焼器内で点火されて高温燃焼ガスを発生し、この燃焼ガスがタービン段の中を流れて、それからエネルギを抽出する。ターボファン・エンジンでは、高圧タービンが圧縮機に動力を供給し、低圧タービンが圧縮機より上流側に配置されたファンに動力を供給する。各タービンが、内側及び外側バンドの間に装着されたベーンを持つ不動タービン・ノズルを含み、その後に回転子円板から外向きに伸びる１列の回転羽根が続く。
【０００３】
高圧タービン・ノズルが燃焼器の出口に配置されていて、最高温度の燃焼ガスをそれから受取るが、下流側のタービン段でガスからエネルギが抽出されるにつれて、ガスの温度が下がる。ノズル・ベーン及び回転羽根の両方は中空のエーロフォイルを持ち、その中に圧縮機から抽出された空気の一部分を使って、その冷却を行う。圧縮機から冷却空気を抽出することは、必然的に機関の全体的な効率を低下させ、この為、ベーン及び羽根を適切に冷却しながら、使う冷却空気を出来るだけ少なくすることが望まれている。
【０００４】
タービン・エーロフォイルの輪郭は機関の特定の熱力学的な動作サイクルとそれと共に使われる空気力学的な性能によって制御される。各々のエーロフォイルは全体的に凹の圧力側及び全体的に凸の吸込み側を持ち、これらが前縁及び後縁の間を軸方向に伸びると共に、根元及び先端の間を半径方向に伸びる。エーロフォイルは前縁の直ぐ後側で厚さが増加し、その後先細になって、薄い後縁まで厚さが薄くなる。
【０００５】
後縁は薄いので、運転中に冷却をするのが困難であり、典型的には、それはエーロフォイルの有効寿命に影響を及ぼすような比較的高い温度に曝される。高圧タービンの第１段ノズルの後縁の冷却は、燃焼器から直接的に高温の燃焼ガスを受取る為に、特に重要である。
【０００６】
後縁の冷却は、冷却空気を後縁の直ぐ背後のエーロフォイルの内側に通して、１列の後縁冷却孔から吐出するようにする従来の種々の形で行うことが出来る。
１つの設計では、後縁孔は、エーロフォイルの圧力側に沿った出口を持っており、これは後縁より前側の切断縁部(breakout lip)から始まって、直接的に後縁で終端する。切断縁部の厚さは、運転中の劣化並びに酸化を防ぐ為に実際上の最小値にしてあるから、後縁から切断縁部までの切断(breakout)距離は比較的大きくしてある。
【０００７】
従って、冷却空気が後縁孔から吐出されるとき、該空気は燃焼ガスによって加熱されて、その後縁を冷却する能力が低下する。更に、後縁の背後の流体の流れが局部的に伴流として澱み、後縁自体を冷却する困難さを一層強める。
【０００８】
エーロフォイルの冷却の別の観点として、従来知られている逆流余裕(backflow margin) 及び抽気余裕(blowoff margin)がある。冷却空気は、この冷却空気をエーロフォイルに通す為に、エーロフォイルの内側の冷却空気とエーロフォイルの外側の燃焼ガスの圧力との間に適当な差圧を保証する為の対応する圧力で、圧縮機から抽出される。適当な逆流余裕により、燃焼ガスがエーロフォイルの冷却空気孔から逆流することを防止する。適当な抽気余裕により、冷却孔から出ていくときの冷却空気の過剰な吐出速度を防止する。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、従来のタービン・ノズルの設計では、例えば後縁の圧力側の孔から吐出される冷却空気は、それに沿って流れる燃焼ガスの速度より高い速度を持っている。その為、高速の冷却空気が孔の出口で低速の燃焼ガスと一緒になるとき、混合損失が生じ、それが機関の全体的な性能に影響すると共に、エーロフォイルの後縁を冷却する能力にも影響を及ぼす。
【００１０】
従って、混合損失を減らすと共に、後縁の冷却を改善するように改良されたタービン・エーロフォイルの後縁の形を提供することが望まれている。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、前縁及び後縁の間を伸びていて、内部冷却空気通路を構成する圧力側及び吸込み側を含むタービン・エーロフォイルが、後縁の背後で空気通路と流れが連通するように配置された１列の後縁孔を含む。エーロフォイルは、隣接するエーロフォイルに関連して、後縁孔のところで圧力側に沿って燃焼ガスを、孔から吐出される冷却空気の速度と少なくとも同じ速度に加速するような寸法になっている。
【００１２】
本発明の好ましい実施態様及びその他の目的並びに利点は、以下図面について詳しく説明するところで、更に具体的に明らかになろう。
【００１３】
【発明の実施の形態】
図１には、その一部分を示した環状燃焼器１２の出口側の端に配置された高圧タービン・ノズル１０が示されている。ノズル及び燃焼器は縦方向又は軸方向中心線１４に対して軸対称であって、環状ケーシング１６の内側に適当に取付けられている。
【００１４】
ノズル及び燃焼器がガスタービン機関の一部分であり、この機関は、空気１８が多段圧縮機（図に示していない）で加圧され、次いで燃料と混合されてから燃焼器内で点火されて、高温燃焼ガス２０を発生し、このガスがノズルから、支持用回転子円板から外向きに伸びる第１段の１列のタービン回転羽根（図に示していない）に吐出されるような任意の普通の形式を持っていてよい。圧縮機がこの第１段又は高圧タービンから動力を受け、低圧タービン（図に示していない）が典型的には第１段より下流側に配置されて、燃焼ガスから別のエネルギを抽出して、典型的な航空機用ターボファン・エンジンの用途では、圧縮機より上流側に配置される普通のファン（図に示していない）に動力を供給する。
【００１５】
タービン・ノズル１０は半径方向内側のバンド又はハブ２２及び半径方向外側のバンド２４を含み、それらの間を円周方向に隔たる複数個の固定ベーン（静翼）２６が、典型的には一体の鋳物の形で、それらと一体に伸びている。
【００１６】
典型的には、タービン・ノズルは複数個の円周方向の扇形（即ち、セクタ）部分に分けて形成され、図面にはその１つを示してあり、これに対応して弓形の内側及び外側のバンドが２つ又は更に多くのベーンを持っている。扇形部分が完全なリングに配置され、それらの間に適当な封じを設けて、燃焼ガス２０及び冷却空気１８に曝されたときの部品の膨脹及び収縮による運転中の熱応力を減らすようにしてある。冷却空気は、圧縮機の中に通される空気の一部分を抽出し、それを中空である個別のベーンの中に適当に通すことによって得られる。
【００１７】
図２に示すように、各々のベーン２６は、前縁３２及び後縁３４の間を軸方向に伸びると共に、内側及び外側バンドの間を半径方向に伸びる全体的に凹の圧力側２８及び全体的に凸の吸込み側３０を持つエーロフォイルを画成している。燃焼ガスが最初にベーンの前縁３２に当たり、その後ベーンの両側に分割されて、ベーンに沿って流れ、後縁を通越す。
【００１８】
図１及び図２に示すように、各々のベーン・エーロフォイル２６は中空であって、エーロフォイルの圧力側及び吸込み側の間並びに前縁及び後縁の間に画成された内部冷却空気通路又は回路３６を持っている。空気通路３６は任意の普通の形を持っていてよく、典型的には、１回又は多数のパスでベーンの中に半径方向に冷却空気を通す為の中間の半径方向リブ又は架橋部（ブリッジ）によって分離された多数の通路を含んでいて、蛇行通路を構成する。ベーンの内側は、ベーンの側壁にある普通の乱流部材又はその間を伸びる横方向のピンのような熱の伝達を強化する特徴部を含んでいてもよい。
【００１９】
各々のベーンは、後縁３４の背後でベーンの内側に、内部空気通路３６と流れが連通するように配置された半径方向に隔たる１列の後縁孔３８をも持っている。
【００２０】
図３に更に詳しく示すように、各々の後縁孔３８は、空気通路３６から冷却空気１８を受取る為に空気通路３６と流れが連通していて、後縁より上流側すなわち前側に隔たる入口４０を含む。孔３８は、圧力側及び吸込み側の間でベーンの中を軸方向後ろ向きに伸びて、ベーンの圧力側２８を通抜ける対応する出口又は溝孔４２で終端する。
【００２１】
各々の出口４２は、後縁から切断(breakout)距離Ａだけ上流側に隔たったその１番前側の部分を構成する切断縁部(breakout lip)４４を持っている。出口４２は下流側に伸びて、そこでの肉厚（壁の厚さ）を減らすことなく、後縁３４で直接的に終端する。図３に示す実施態様では、個別の出口４２の輪郭は全体的に矩形であるが、希望に応じて任意の適当な輪郭を持つことが出来、それに対応した切断縁部を後縁より上流側に設ける。
【００２２】
最初に図２に示したように、隣り合ったベーン２６が円周方向に隔たって、燃焼ガス２０をその中に通し又は加速するように構成された対応するノズル流れ通路４６を構成している。ベーンの各々の後縁３４が隣接したベーン２６の対応する吸込み側３０から隔たって、ノズル通路４６に対する流れ面積が最小ののど部４８を構成している。燃焼ガス２０が隣り合ったベーンの対応する前縁の間の個別のノズル通路４６に入り、のど部４８に収斂する通路の中で加速される。
【００２３】
本発明では、後縁孔３８のところで、ベーンの圧力側２８に沿って燃焼ガス２０を、この後縁孔から吐出される冷却空気１８の速度と少なくとも同じ速度まで加速する手段を設ける。
【００２４】
従来のノズルの設計では、後縁孔から吐出される冷却空気は、その場所での燃焼ガスの速度よりもかなり高い速度を持っている。これに対応して、冷却空気がベーンから吐出されたときに燃焼ガスと混合されるとき、かなりの混合損失が生じ、これは機関の全体的な効率を下げるだけでなく、冷却空気がベーンの後縁を冷却する能力をも低下させる。
【００２５】
燃焼ガスの局部的な速度より低いか、等しいかあるいは大体等しい速度で、後縁孔で冷却空気を吐出するようにベーンを選択的に定めることにより、本発明では、混合損失が減少し、それに伴って後縁に於ける吐出空気の冷却能力が高くなる。
【００２６】
図２及び３に示した１つのエーロフォイル・ベーンの後縁領域の一例の形が、見易いように、図４に著しく拡大して示されている。圧力側及び吸込み側を構成する各々のベーン２６の側壁は、機関の用途毎に、適当な最小の厚さを持っており、吸込み側３０は略一様な厚さを持っていて、後縁３４のところで対応する最小の厚さＢで終端する。後縁の厚さＢは、例えば、約２５乃至３０ミル（０．６４乃至０．７６ｍｍ）であってよい。
【００２７】
各々のベーンは、切断縁部４４のところで圧力側及び吸込み側を横切る厚さＣを持っている。燃焼ガス２０を局部的に加速する手段は、切断縁部４４のところでベーンの厚さＣを予定の形で選んで、切断縁部４４のところ、並びに少なくとも部分的にはそれより上流側のところで、ノズル通路４６の流れ面積を局部的に減らして、切断縁部を通越す燃焼ガスを、絶縁切断縁部４４に於ける吐出冷却空気１８の速度と少なくとも同じ速度まで局部的に加速することを含む。
【００２８】
図４に示すように、ベーンの厚さＣが、図２に示した長さＤに互って、後縁３４の上流側からベーンの前縁３２の手前まで、圧力側２８に沿って変化して、燃焼ガスを後縁孔に於ける所望の速度まで局部的に加速する。
【００２９】
図４には、後縁に於ける改善された性能を達成するようにタービン・ノズルを作る一例の方法が図式的にフローチャートの形で示されている。この方法は、前縁から後縁まで、隣り合ったベーンの間に構成される対応するノズル流れ通路４６を通る燃焼ガス２０を加速する為に、幾つかのベーン２６の空気力学的な輪郭を任意の普通の方法で定めることから始まる。図４に一部分を示したベーン・エーロフォイルの最初の空気力学的な輪郭５０が、吸込み側に沿って実線で、そして圧力側に沿って鎖線で示されており、最初の圧力側の空気力学的な輪郭は、図２に示した長さＤを含めて後縁から前縁までに及ぶ。
【００３０】
ベーンの輪郭を最初に定めた後、冷却空気を吐出する為に圧力側２８を通抜ける対応する出口４２と共に、１列の後縁孔３８が後縁３４の背後でベーンの内側に設けられる。最初の設計では、４４ａで示す切断縁部が、後縁３４から最初の切断距離Ｅだけ上流側に隔たり、図４に破線で示されている。最初の切断縁部４４ａの切断距離Ｅは、切断縁部に取り得る最小の厚さＦ及びそこでの孔３８の対応する厚さＧによって制御される。
【００３１】
切断縁部の厚さＦの最小値は、運転中、その劣化を招いて、ベーンの寿命に悪影響を及ぼす切断縁部の望ましくない燃焼又は酸化を防止するように選ばれる。
典型的なノズルの設計では、切断縁部の厚さＦは、約１０ミル（０．２５ｍｍ）より大きいことが好ましく、例えば約１４ミル（０．３６ｍｍ）であることが好ましい。これに対応する切断距離Ｅは、孔の幅Ｇが約１７ミル（０．４３ｍｍ）及び切断縁部に於けるベーンの厚さＣが約６１ミル（１．５５ｍｍ）の場合、約２００ミル（５ｍｍ）である。
【００３２】
ベーン及びベーン間の流れ通路４６の所期の輪郭が、下流側のタービンの回転羽根によるこの後のエネルギの抽出の為に、ベーンの間での燃焼ガスの加速の為に、ノズルの空気力学的及び熱力学的な性能を最適にするように任意の普通の形で定められる。この最初の空気力学的な設計は、後縁孔自体の影響を含む必要がない。
【００３３】
その結果、普通のタービン・ノズルの設計では、図４に示すような後縁冷却孔が、後でノズルの設計に導入されるとき、その孔から吐出される冷却空気は、そこを流れる燃焼ガスの速度よりかなり高い速度になる。この為、高速の冷却空気がそれより低速の燃焼ガスと一緒になって混合されるとき、対応する混合損失が生じる。また、後縁３４の冷却が低下して、吐出される冷却空気の冷却の上での有効性が減ずる。
【００３４】
ベーンの空気力学的な輪郭を最初に定めた後、その空気力学的な輪郭は、この後、圧力側２８だけに沿って、特に、切断縁部及びその上流側で決め直して、燃焼ガスが、切断縁部で吐出される冷却空気の速度と少なくとも同じ速度まで局部的に加速されるようにする。
【００３５】
図４に示す実施態様では、切断縁部のところでのノズル通路４６を対応的に狭める為に、厚さの増加Ｈを追加することにより、切断縁部のところでベーンを一層厚手に決め直して、切断縁部のところでのノズル通路４６を対応的に狭めるようにする。ベーンは、図２に示す決め直した距離Ｄに互って、その圧力側２８に沿って、後縁３４から一層厚手にして、切断縁部に於ける燃焼ガスの希望する通りの局部的な加速を達成する為に滑らかな変化及びテーパ(taper) を持たせる。
【００３６】
一実施態様では、ベーンの圧力側２８が、燃焼ガスを対応的に局部的に加速する為に、切断縁部の場所の近くで反対側の吸込み側から、厚さの増加Ｈだけ、例えば約７ミル（０．１８ｍｍ）だけ遠ざけられる。この局部的な加速はガス速度を約４％高めて、圧力側の輪郭の決め直しをしない場合のガス速度より４％高い切断縁部のところでの吐出冷却空気の速度に等しくする。
【００３７】
従って、ベーンの最適の空気力学的な輪郭を最初に定め、その後、所期の後縁冷却孔における吐出冷却空気の所期の速度のうちの過大な速度分を決定することにより、ベーンの圧力側は、燃焼ガスを局部的に加速して切断縁部のところで少なくとも吐出冷却空気の前記過大な速度分を打ち消す（即ち、それに等しい）速度上昇を持つように、決め直すことが出来る。こうすることにより、後縁孔から吐出される冷却空気は、略同じ速度で燃焼ガスと一緒になり、それによる混合損失を最小限に抑える。
【００３８】
図４に破線で示すように、切断縁部４４ａの最初の場所を、最初の空気力学的な輪郭の設計に対応する最初の切断距離Ｅのところに保った場合、その厚さは厚さの増加Ｈを追加した分だけ、一層厚手になる。これは受容れることの出来る設計であるが、ベーンの後縁の性能を更に改善することが出来る。
【００３９】
更に具体的に言うと、図４に示すように、局部的に加速する手段によって導入された、後縁近くでのベーンの厚さの選択的な増加を有利に利用して、切断縁部４４を後縁３４に更に近付け、後縁３４で吐出される空気の冷却効果を更に改善することが出来る。
【００４０】
例えば、切断縁部４４は、対応する切断距離Ａまで後縁３４に更に近付けることにより、燃焼及び酸化等による運転中の劣化を防止する為に、その厚さＫを最小にすることが出来る。切断縁部４４ａの元の場所で、ベーンの圧力側に厚さＨを追加しているので、切断縁部は、必要な最小の厚さＦよりも一層大きな厚さを持っている。
【００４１】
従って、最終的な切断縁部４４の対応する厚さＫが、その最小値より低くならなければ、切断縁部を後方に、元の切断距離Ｅより小さい任意の適当な切断距離Ａまで、後縁３４に更に近付けることが出来る。
【００４２】
例えば、後縁孔３８の同じ厚さＧに対し、位置を決め直した切断縁部４４ａの厚さＫはもとの切断縁部４４ａの最小の厚さＦに等しく、例えば１４ミル（０．３６ｍｍ）にすることが出来る。この設計例に対する対応する切断距離Ａは、約１８０ミル（４．５７ｍｍ）であり、これは２００ミル（５．０８ｍｍ）の元の切断距離Ｅよりもかなり小さい。
【００４３】
従って、図４に示す特定の設計に対する切断縁部４４は、後縁３４に更に近付けられ、これによって出口から吐出される冷却空気は、後縁３４に更に近付けられ、その冷却効果を高める。
【００４４】
図２に示すように、ノズル通路４６が１つのベーンの圧力側２８及び隣りのベーンの吸込み側３０の間に構成され、その為それに沿って局部的な速度差を受ける。各々のベーンは、吸込み側では、圧力側よりも一層大きな速度で燃焼ガスを加速するように空気力学的に構成される。ベーン及びノズル通路４６が、空気力学的及び熱力学的な性能を最適にするように定められ、ベーンの間の速度分布はそれに対応して変化する。
【００４５】
後縁から前縁の直前までの適当な決め直し長さＤに互って、個別のベーンの圧力側だけに沿って局部的な厚さの増加Ｈを選択的に導入することにより、ノズルの最適の性能は悪影響を受けることなく、また後縁自体の冷却を更に強めながら後縁孔に於ける冷却空気と燃焼ガスの間の混合損失を減らしたことにより、更に改善される。
【００４６】
厚さの増加Ｈは必要に応じて、後縁３４及び前縁３２の近くでの最小値又はゼロの値から、その中間での最大値まで増加し、最終的な切断縁部４４の場所に適当な値を持つ。こうすることにより、厚さの変化が、ベーンの圧力側に沿って徐々に変化し、燃焼ガスを、切断縁部に於ける冷却空気の吐出速度と略その速度を釣合わせるように局部的に加速し、そこでの混合損失を減らすと共に、後縁冷却を改善する。
【００４７】
従って、このベーンの厚さの変化は、大部分のノズル流れ通路４６内の燃焼ガスを、後縁孔の出口４２の空気速度まで加速するには不十分である。ノズルの流れ通路４６の範囲全体は、元の速度分布になり、上に述べたように後縁の出口４０でのみ、速度が局部的に高められ、上に述べたように性能を高める。
【００４８】
この結果得られる個別のベーン２６は、構造的にも機能的にも、変更されていないベーンとは異なり、タービン・ノズル内で性能を高めるように協働する。従って、この改良された製法を実施することによって得られるベーン及びノズルは、元の設計や他の方法では得られない利点が得られる。
【００４９】
以上、本発明を一例としての第１段タービン・ノズルの設計に関連して説明したが、本発明を任意のタービン・エーロフォイルに取入れて、その利点をもたらすことが出来る。
【００５０】
本発明の好ましい実施態様と考えられるものを説明したが、当業者には、以上の説明から、本発明のこの他の変更が容易に考えられよう。従って、本発明の範囲内に含まれるこのような全ての変更を特許請求の範囲は確保しようとするものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の好ましい実施態様による、燃焼器の出口に配置された高圧タービン・ノズルの一部分の断面図である。
【図２】図２に示したノズルの一部分を線２−２で切った横断面図である。
【図３】図２に示す１つのエーロフォイルの後縁領域を線３−３で切った見た拡大図である。
【図４】本発明の実施態様によるエーロフォイルを作る方法を図式的に示すための、図２及び３に示すエーロフォイルの後縁の拡大横断面図である。
【符号の説明】
１０  高圧タービン・ノズル
１６  環状ケーシング
２６  ベーン
２８  圧力側
３０  吸込み側
３２  前縁
３４  後縁
３６  内部冷却空気通路
３８  後縁孔
４０  入口
４２  出口
４４  切断縁部
４６  ノズル流れ通路
４８  のど部
【図１】
0004572396.tif 000002
【図２】
0004572396.tif 000003
【図３】
0004572396.tif 000004
【図４】
0004572396.tif 000005