(57)【要約】【課題】本発明は、空気力学に基づいたタービンブレードの冷却を提供する。【解決手段】前縁のトランク２０６は、外周側端部２１６を有する翼幅方向に沿った通路部分２１４まで延びている。トランク２０８は、翼幅方向に沿った通路部分２３０まで延在しており、この通路部分２３０の外周側端部の接続部２３２は、フラッグ部分２３４の上流／前縁端部に接続している。第３のトランク２１０は、翼幅方向の上り通路部分２４０まで延在し、上り通路部分２４０、下り通路部分２４２、第２の上り通路部分２４４からなる蛇行した回路状の通路部に接続している。後縁のトランク２１２は、翼幅方向の通路部分２６０まで延びている。コア部分２７０は、コア部分２６０の後縁端部から後縁端部２７４まで下流に延びている。【選択図】図５
2007170379.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
取付根部（４２）と、
この取付根部の外周側のプラットフォーム（４０）と、
プラットフォームから延びるとともに、前縁（３０）と後縁（３２）と、上記前縁と上記後縁との間に延在する正圧面（３４）と負圧面（３６）と、先端（２６）と、を有するエアフォイル（２２）と、
取付根部における少なくとも１つの入口（４４）と、エアフォイルに沿った複数の出口（３３４，３７６）と、を有する内部冷却通路ネットワークと、
を備えてなるタービンエンジンブレード（２０）において、
上記冷却通路ネットワークが、
前縁の翼幅方向に沿ったキャビティ（３１０）と、
このキャビティ（３１０）に接続する第１のトランク（３２３）と、
上記先端の内周側に位置する、流れ方向に沿ったキャビティ（３２４）と、
この流れ方向のキャビティ（３２４）に空気供給する、下り通路のない、翼幅方向に沿った供給キャビティ（３２６）と、
この供給キャビティ（３２６）に接続する第２のトランク（３２７）と、
を備えることを特徴とするタービンエンジンブレード。
【請求項２】
上記前縁の翼幅方向キャビティ（３１０）が、インピンジメント冷却用のキャビティであり、
翼幅方向のインピンジメント冷却用キャビティ（３２０）が、上記第１のトランク（３２３）から延在し、上記前縁の翼幅方向キャビティ（３１０）をインピンジメント冷却するように構成されている請求項１に記載のタービンエンジンブレード。
【請求項３】
上記流れ方向のキャビティ（３２４）の長さが、エアフォイルの流れ方向の局所的な長さ（Ｌ）の少なくとも６０％であることを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジンブレード。
【請求項４】
後縁の翼幅方向に沿ったキャビティ（３６０）と、
このキャビティ（３６０）に接続する第３のトランク（３６１）と、
をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジンブレード。
【請求項５】
第１の翼幅方向の上り通路（３４０）と、この第1の上り通路に接続する翼幅方向の下り通路（３４２）と、この下り通路に接続する第２の翼幅方向の上り通路（３４４）と、を含む中間部分の通路と、
第１の翼幅方向の上り通路に接続する第３のトランク（３４５）と、
後縁の翼幅方向のキャビティ（３６０）と、
このキャビティ（３６０）に接続する第４のトランク（３６１）と、
をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジンブレード。
【請求項６】
単一の鋳造物として形成されることを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジンブレード。
【請求項７】
上記第１のトランクによって部分的に空気供給され、かつ第２のトランクによって部分的に空気供給されるブレード先端のキャビティ（３８）をさらに備える請求項１に記載のタービンエンジンブレード。
【請求項８】
エアフォイル内に複数のトランク空気流を流すステップと、
下り通路のないブレード先端部の内周側の流れ方向のキャビティ（３２４）へと、０〜２０％の分流として上記複数のトランク空気流の一つを流すステップと、
を備えることを特徴とするタービンエンジンブレード（２０）のエアフォイル（２２）の冷却方法。
【請求項９】
上記空気流を流すステップが、トランク用のキャビティ（３２７）から翼幅方向に沿った供給キャビティ（３２６）を通り、上記流れ方向のキャビティ（３２４）の前縁に入ることを特徴とする請求項８に記載のタービンエンジンブレードのエアフォイルの冷却方法。
【請求項１０】
上記空気流を流すステップが、後縁（３２）に沿った出口（３３４）から吐出することを含む請求項９に記載のタービンエンジンブレードのエアフォイルの冷却方法。
【請求項１１】
上記前縁の翼幅方向のキャビティ（３１０）内に、上記複数のトランクの空気流の中の別の空気流を流すステップをさらに含むことを特徴とする請求項８に記載のタービンエンジンのエアフォイルの冷却方法。
【請求項１２】
上記後縁の翼幅方向のキャビティ（３６０）内に、上記複数のトランクの空気流の中の別の空気流を流すステップをさらに含むことを特徴とする請求項８に記載のタービンエンジンのエアフォイルの冷却方法。
【請求項１３】
上記別の空気流を流すステップが、後縁のスロット（３７０）から吐出することを含む請求項１２に記載のタービンエンジンのエアフォイルの冷却方法。
【請求項１４】
上記分流の一部を、開口しているブレード先端部のキャビティ（３８）に流すステップをさらに含むことを特徴とする請求項８にタービンエンジンのエアフォイルの冷却方法。
【請求項１５】
別のトランクの空気流の一部を、上記開口しているブレード先端部のキャビティ（３８）に流すステップをさらに含むことを特徴とする請求項１４に記載のタービンエンジンのエアフォイルの冷却方法。
【請求項１６】
ブレード根部の端部（２０２）とブレード先端の端部（２０４）と、
正圧面および負圧面と、
翼幅方向に沿った前縁部分（２１８）と、
第１のトランク部分（２０６）と、
この第１のトランク部分（２０６）と上記翼幅方向の前縁部分（２１８）とを結合する手段（２１４，２２０）と、
上記ブレードの先端部（２０４）内周側の流れ方向に沿った細長い部分（２３４）と、
第２のトランク部分（２０８）と、
この第２のトランク部分（２０８）と上記流れ方向の細長い部分（２３４）とを非回路的に結合させる手段（２３０，２３２）と、
を備えることを特徴とするタービンエンジンブレード用の鋳造用コア（２００）。
【請求項１７】
後縁の翼幅方向に沿った部分（２６０）と、
この後縁の翼幅方向に沿った部分（２６０）と一体的に形成されるか、あるいは取付けられる、吐出用スロット（３７０）を形成する手段（２７０）と、
上記翼幅方向の後縁部分（２６０）に結合される第３のトランク部分（２１２）と、
をさらに備えることを特徴とする請求項１６に記載のタービンエンジンブレード用の鋳造コア。
【請求項１８】
翼幅方向に沿った３つの部分（２４０，２４２，２４４）を含む回路状の中間部分と、
この回路状の中間部分に結合される第３のトランク部分（２１０）と、
翼幅方向に沿った後縁部分（２６０）と、
この翼幅方向に沿った後縁部分と一体的に形成されるか、あるいは取付けられる、吐出用スロット（３７０）を形成する手段（２７０）と、
上記翼幅方向に沿った後縁部分（２６０）に結合される第４のトランク部分（２１２）と、
を備えることを特徴とする請求項１６に記載のタービンエンジンブレード用の鋳造コア。
【請求項１９】
空気力学的な熱分布を決定し、
供給通路（３２６）を通り流れ方向のブレードの先端部の通路（３２４）に送られる冷却空気が好ましくない加熱を避けるように、ブレードの先端部の通路（３２４）に対する供給通路（３２６）を配置する、
ことを特徴とするタービンエンジンブレードのエンジニアリング方法。
【請求項２０】
上記ブレード先端部の通路に送られる冷却用空気として入口からの空気流の０〜２０％の分流を提供するように供給通路を配置することをさらに含む請求項１９に記載のタービンエンジンブレードのエンジニアリング方法。
【請求項２１】
ベースラインの構成からリエンジニアリングして、リエンジニアリングした構成において、
上記リエンジニアリングされた構成では、ベースラインの構成に対して少なくとも１つのトランクが加えられ、
上記ベースラインの構成が、対応するトランクから１０％を越す量の分流、または回路状の上り通路／下り通路／上り通路の組み合わせ、のうち少なくとも１つから供給される流れ方向のブレード先端部の通路を含む、
ことを特徴とする請求項１９に記載のタービンエンジンブレードのエンジニアリング方法。
【請求項２２】
ベースラインの構成からリエンジニアリングして、リエンジニアリングされた構成において、
上記リエンジニアリングされた構成では、ベースラインの構成に対して少なくとも１つのトランクが加えられ、
上記リエンジニアリングされた構成では、ブレード先端部の通路に送られる冷却用空気を供給するように、入口からの空気流の０〜１０％の分流を提供し、
上記ベースラインの配置では、対応するトランクから２０％を越す量の分流、または回路状の上り通路／下り通路／上り通路の組み合わせ、の少なくとも１つで供給される流れ方向のブレード先端部の通路を含むことを特徴とする請求項１９に記載のタービンエンジンブレードのエンジニアリング方法。
【請求項２３】
ベースラインの構成から最終的な構成に再製品化またはリエンジニアリングする、タービンエンジンの再製品化方法、あるいは上記タービンエンジンの構成のリエンジニアリング方法であって、
流れ方向の細長いブレード先端部の通路（３２４）に接続された翼幅方向の供給通路の下流端部での、ブレードの入口温度に対する、空気の作動温度の上昇を抑えるステップと、
ブレードのベースラインの構成が、通路トランクの数が１つ少ない形態で、ベースラインの構成の翼幅方向の供給通路が、ベースラインの構成である流れ方向の細長いブレード先端部の通路に接続されているものにおいて、最終的な構成の流れ方向の細長い先端部に接続された最終的な構成の翼幅方向の供給通路（３２６）に接続するために、専用のトランク通路（３２７）を提供するステップと、
のうち少なくとも１つのステップを備えるように、ベースラインの構成から最終的な構成へとブレードの冷却通路システムを再配置するステップを特徴とするタービンエンジンの再製品化およびリエンジニアリング方法。
【請求項２４】
上記冷却通路システムを再配置するステップが、ベースライン配置のトランクの数に対して少なくとも１つのトランクを加えることによって、専用のトランク通路を提供することを含む請求項２３に記載のタービンエンジンの再製品化およびリエンジニアリング方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンに関する。より詳しくは、ガスタービンエンジンブレードの冷却に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジンブレードのエンジニアリングおよび製造において重要なのは、熱のマネジメントである。ブレードには、通常、冷却通路ネットワークが形成されている。通常のネットワークは、ブレードのプラットフォームを通して冷却用空気を受け取る。この冷却用空気は、エアフォイルを通る複雑な通路を通過し、少なくとも一部は、エアフォイルの開口部を通りブレードから出る。これらの開口部は、正圧面および負圧面に沿って配置された孔（例えば「フィルム冷却孔」）と、これらの面の前縁および後縁における結合部の孔と、を含む。付加的な開口部を、ブレードの先端に配置し得る。一般的な製造技術において、ブレードの主な部分は、鋳造プロセスおよび機械加工プロセスによって形成される。鋳造プロセスでは、犠牲コアを、冷却通路ネットワークの少なくとも主要部分を形成するために用いる。
【特許文献１】米国特許第６，８２４，３５９号
【特許文献２】米国特許第６，９７４，３０８号
【特許文献３】米国特許出願公開第２００４／０１４６４０１号
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
タービンエンジンのブレード（特に、高圧タービン部（ＨＰＴ）のブレード）において、ブレードエアフォイルの先端領域の熱疲労は、特に関心のある事の１つである。米国特許第６，８２４，３５９号では、エアフォイルの後縁のブレード先端領域に扇形に（ｆａｎｎｅｄ）沿って存在する冷却用空気の通路出口が開示されている。米国特許出願公開第２００４／０１４６４０１号では、後縁の先端部を冷却するための、先端ポケットの壁内のレリーフを通した空気の案内が開示されている。米国特許第６，９７４，３０８号では、後縁の先端部に大量の冷却用空気を送るために、ブレード先端のフラッグ通路（ｆｌａｇ  ｐａｓｓａｇｅｗａｙ）の使用が開示されている。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の１つの側面は、タービンエンジンのブレードが、取付用根部と、この根部の外周側のプラットフォームと、プラットフォームから延びたエアフォイルと、を備える。このエアフォイルは、前縁と後縁との間に延在する正圧壁および負圧壁を含む。内部の冷却通路ネットワークは、根部における少なくとも１つの入口と、エアフォイルに沿った複数の出口と、を含む。通路ネットワークは、第１のトランク（ｔｒｕｎｋ）によって空気供給される翼幅方向の前縁のキャビティを有する。エアフォイルの流れ方向に沿ったキャビティが、エアフォイル先端の内周側にある。翼幅方向に沿った空気供給用のキャビティが、下り通路を具備せずに上記の流れ方向のキャビティに空気供給する。第２のトランクが、上記の翼幅方向の空気供給用のキャビティに空気供給する。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００５】
図１は、内周側の端部２４から外周側の先端２６まで翼幅方向に沿って延在するエアフォイルを有するブレード２０（例えば、高圧タービンブレード）を示す。このブレードは、前縁３０と、後縁３２と、正圧側壁３４と、負圧側壁３６と、を含む。先端凹部３８が、先端２６の残りの部分より下方に凹んだ形に形成され得る。
【０００６】
プラットフォーム４０は、エアフォイルの内周側端部２４に形成され、エンジンを通る主流路（ｃｏｒｅ  ｆｌｏｗｐａｔｈ）の内周側の境界を局部的に形成する。「もみの木」状と呼ばれる複雑な取付用根部４２は、別部品のディスクに対してブレードを取付けるためにプラットフォームの下側より延びている。１つまたは複数のポート４４が、冷却用空気をブレードに入れるように根部４２の内周側端部に形成される。この冷却用空気は、通路システムを通り、エアフォイルに沿った多数の出口から出る。上述したように、図示したブレード２０は、数多くの既在のブレード、あるいは開発途中のブレードの構成の代表例である。さらに、後述する本発明の本質は、他のブレードの構成に対しても適用し得る。
【０００７】
図２は、従来のブレードの通路システムの主要な部分を鋳造するために使用される、例示的な従来のコア６０を示している。例示的なコア６０は、１つまたは複数の成形されたセラミック部品から形成され、これらのセラミック部品は、互いに組み立てられ、あるいは耐火性金属コアなどの付加的なコンポーネントと組み立てられる。参照のために、コアの方向は、コアを用いて鋳造された最終的なブレードに対応する方向とする。同様に、各コア部分の名称は、各コア部分が鋳造物から取り除かれた後の通路部分に対応する名称とする。付加的な通路部分を、ドリル加工もしくは機械加工することができる。
【０００８】
コア６０は、内周側端部６２から外周側／先端の端部６４まで延在している。３つのトランク６６，６８，７０が、内周側端部６２から先端方向に延在している。これらのトランクは、最終的なブレードの根部内に延在しており、対応する通路トランクを形成する。これらのトランクは、内周側端部で結合している（通常、鋳造用シェル内に埋め込まれるコア部分であって、ブレードの根部の外周側となる部分）。前縁のトランク６６は、ブレードの先端端部８２まで延在している第１の翼幅方向の供給通路部分８０に結合／接続する。この供給通路部分８０は、前縁のインピンジメント冷却用のチャンバ／キャビティ部分８４に結合される。部分８４によって鋳造されるキャビティは、供給通路部分８０によって鋳造される供給通路からの空気流が供給されることでインピンジメント冷却され、この空気流は、結合部８６によって鋳造される一連の開口部を通る。さらに、このキャビティは、ドリル加工あるいは鋳造された出口孔を介してエアフォイルの前縁の一部を冷却することができる。
【０００９】
第２のトランク６８は、翼幅方向（ｓｐａｎｗｉｓｅ）に沿った通路部分９０と結合しており、この通路部分９０の遠位端は、エアフォイルの流れ方向（ｓｔｒｅａｍｗｉｓｅ）に沿って延在する部分９２の近位端と合流している。専門用語では、流れ方向に延在する部分９２は、「ブレード先端のフラッグ部分（ｔｉｐ  ｆｌａｇ  ｐｏｒｔｉｏｎ）」とよび、翼幅方向の通路部分９０は、「フラッグポール部分（ｆｌａｇ  ｐｏｒｔｉｏｎ）」とよぶ。このブレード先端のフラッグ部分９２は、ブレード先端の端部に隣接して後縁に向かって下流方向（ｄｏｗｎｓｔｒｅａｍ）に延在し、遠位／下流端部９４を有する。さらに翼幅方向の通路部分９０の外周側端部は、翼幅方向に沿った下り通路（ｄｏｗｎ‐ｐａｓｓ）部分９６に結合する。この下り通路部分９６は、内周側端部において、上り通路（ｕｐ−ｐａｓｓ）部分９８に結合し、この上り通路部分は外周側端部１００まで延在している。運転中、空気は、第２のトランク通路と、翼幅方向の通路部分９０によって形成されるフラッグポール／供給通路と、を通り外周側に流れる。フラッグポール通路の下流側端部で、空気の大部分はフラッグ通路へ流れて、最終的には、ブレード先端のフラッグ部分の下流方向の端部付近の出口から排出される。残りの空気の一部は、下り通路を通り内周側に戻り、さらに、上り通路を通り外周側に向かう。コネクタ１０２は、比較的小さな断面積を有し、コアに剛性を付与する役割を果たす。コネクタ１０２によって生じた結合通路は、トランクから上り通路まで直接空気がバイパスするのを防ぐために閉塞される（例えば、ボールロウ付け（ｂａｌｌ  ｂｒａｚｅ）など）。
【００１０】
コア部分１２０によって、ブレード先端のポケット部が鋳造される。このコア部分１２０を保持するように、複数の結合部分１２２が、コア部分１２０を、端部８２，１００およびフラッグ部９２に結合する。少量の空気は、結合部分１２２によって形成される通路を通過し、先端ポケット部に供給される。
【００１１】
第３のトランク７０は、後縁の供給通路部分１３０と結合している。この後縁の供給通路部分１３０は、後縁の最終端に沿って、吐出用スロットを形成する部分１３２に結合している。この吐出用スロット形成部分１３２は、後縁の供給通路部分１３０と一体的に形成されていても良く、あるいは後縁の供給通路部分１３０に固定される別個の部品（例えば、耐火性金属コア）であっても良い。後縁の供給通路部分１３０の外周側端部１４０および吐出用スロット形成部分１３２の外周側部分１４２は、フラッグ９２の内周側端部１４４に隣接している。これらの部分間のギャップは、鋳造されたブレードにおける壁（トランク６０とトランク７０との間、および通路部分９０と通路部分１３０との間の壁に連続する）となる。この壁によって、後縁通路を介してフラッグに空気供給される場合に問題となる熱から、フラッグに供給される空気が隔離する。
【００１２】
図３は、ブレードを形成するための従来の代替のコア１６０を示しており、ここで、フラッグは、前縁のトランクを介して、翼幅方向に沿ったフラッグポール通路から供給されており、さらに、インピンジメント冷却通路は、前縁のキャビティに接続される。
【００１３】
図４は、従来の代替のコアを示しており、ここで、前縁のキャビティが、フラッグポール通路および前縁のトランクの両方から空気供給されるインピンジメント冷却用キャビティである。
【００１４】
図５は、内周側端部２０２から先端端部２０４まで延在している本発明のコア２００を示している。４つのトランク２０６，２０８，２１０，２１２が、内周側端部２０２から延在している。前縁のトランク２０６は、外周側端部２１６を有する翼幅方向に沿った通路部分２１４まで延びている。前縁側の面に沿って、翼幅方向の通路部分２１４は、多数のコネクタ２２０（図６）によってキャビティを形成する部分２１８に結合される。このキャビティを形成する部分２１８は、終端となった内周側端部２２２と外周側端部２２４とを有する。
【００１５】
トランク２０８は、翼幅方向に沿った通路部分２３０まで延在しており、この通路部分２３０の外周側端部の接続部２３２は、フラッグ部分２３４の上流／前縁端部に空気供給する。このフラッグ部分２３４は、下流／後縁の終端部２３６まで延びている。
【００１６】
トランク２１０は、翼幅方向に沿った上り通路部分２４０まで延在しており、上り通路部分２４０の遠位／外周側端部は、翼幅方向に沿った下り通路部分２４２の外周側端部に結合している。下り通路部分２４２の内周側端部は、翼幅方向に沿った第２の上り通路部分２４４の内周側端部に結合している。この第２の上り通路部分２４４は、フラッグ部分２３４の内周側端部２４８の内周側に位置する終端部２４６まで延在している。
【００１７】
最後の後縁のトランク２１２は、翼幅方向に沿った通路部分２６０まで延びている。この翼幅方向の通路部分２６０は、フラッグの内周側端部２４８から離間している終端となった外周側端部２６２まで延びている。コア部分２７０は、コア部分２６０の後縁側の終端部２７２から後縁２７４まで下流に延びている。コア部分２７０は、内周側端部２７６および外周側端部２７８を有する。外周側端部２７８は、フラッグ部分２３４の内周側端部２４８から離間している。コア部分２７０は、エアフォイルの吐出／出口スロット内のポストを鋳造するための複数列の開口部を有することができる。
【００１８】
先端ポケット部２８０は、１つまたは複数のコネクタ２８２によってコアの他の部分に結合されている。
【００１９】
例示的なコア２００においては、トランクおよび関連する通路の部分は、単一の部品としてセラミックで一体的に成形してもよい。先端ポケット部分は、同一部品の一部であってもよく、あるいは、別途成形して、固定することができる（例えば、取付用スタッドとして作用するコネクタ２８２で固定することができる）。コア部分２７０は、同一のセラミックモールドに成形してもよく、あるいは別に形成してもよい。例えば、コア部分２７０は、通路部分２６０の後縁に沿ったスロット内に固定される耐火性金属シートから形成することができる。同様に、フラッグ部分２３４の末端部も、耐火性金属シートから形成することができる。
【００２０】
図７および図８は、コア２００によって鋳造されたブレードのさらなる詳細を示している。エアフォイルの翼幅の大部分に亘って、翼幅方向に沿った一連の細長い通路、あるいは、その一部がある。例示的なエアフォイルでは、コア部分２１８によって鋳造される前縁のインピンジメント冷却用キャビティ３１０を含む。ドリル加工あるいは鋳造された出口３１２は、エアフォイルの正圧面または負圧面まで延びている。インピンジメント用キャビティ３１０は、内周側末端部３１６および外周側末端部３１８を有する。
【００２１】
下流側の隣には、インピンジメント冷却孔３２２によってキャビティ３１０に結合している供給通路３２０がある。この供給通路３２０は、トランク２０６により鋳造された専用の第１のトランク３２３によって空気供給される。
【００２２】
図７には、フラッグ通路３２４が示され、さらに、図８には、この通路３２４の翼幅方向のフラッグポール／供給通路３２６が示されている。このフラッグポール通路３２６は、トランク用のコア２０８により鋳造された専用のトランク３２７から延びており、供給通路３２０のすぐ下流に位置する。例示的なフラッグ通路３２４は、エアフォイルの流れ方向の長さの大部分を占める流れ方向の長さＬ（例えば、エアフォイルの中心線（ａｉｒｆｏｉｌ  ｍｅａｎ）に沿って測定した場合）を有する。例示的なフラッグ通路３２４は、上記長さＬよりも短い幅Ｗ（例えば、長さＬの１０〜２０％）を有する。このフラッグ通路３２４は、内周側面３３０と、外周側面３３２と、各々がエアフォイルの正圧面および負圧面とに隣接した正圧側面および負圧側面と、を有する。このフラッグ通路３２４は、後縁に隣接して、あるいは後縁に正確に沿って、１つまたは複数の出口３３４を有する。
【００２３】
フラッグポール通路３２６の下流側には、上り通路３４０、下り通路３４２、上り通路３４４（各々がコア部分２４０，２４２，２４４によって鋳造される）によって形成される蛇行した回路状（ｃｉｒｃｕｉｔｏｕｓ）通路がある。上り通路３４０は、専用のトランク３４５（トランク用のコア２１０によって鋳造される）によって空気供給され、さらに、エアフォイルの流れ方向に対して一部逆方向の流れ（配置）となるように、下り通路３４２、上り通路３４４に空気供給する。この蛇行回路は、フラッグ通路３２４およびフラッグポール通路３２６の合流部３５２に近接した端部つまり末端３５０を有する。回路に沿って、正圧面や負圧面に対して、出口孔３５４（図８）がある（例えば、ドリルされた孔または鋳造された孔）。後縁の供給通路３６０（通路部分２６０によって鋳造される）は、専用のトランク３６１（トランク用のコア２１２によって鋳造される）から翼幅方向に延在している。後縁の吐出用スロット３７０（コア部分２７０によって鋳造される）は、通路３６０から下流方向に延びている。このスロット３７０は、内周側端部３７２と、外周側端部３７４と、一列の出口３７６と、を有する。
【００２４】
図２〜図４のコアによって鋳造される従来技術のエアフォイルに対して、ブレード３００の通路配置は、１つまたは複数の利点を有する。冷却空気がフラッグ通路に到達する前に、冷却用空気の加熱を最小限に抑えることが望ましい。加熱を最小限に抑えるには、幾つか検討事項がある。１つは、正圧面３４および負圧面３６の空気力学的に加熱される領域に対するフラッグポール通路の位置である。図９は、負圧側面のコンピュータ処理した空気力学的な熱を示す。実際の熱の分布は、エアフォイルの形状および作動パラメータに依存している。しかしながら、固定されたパラメータや、他の製造的制約および実施する際にうける制約の下で、フラッグ通路のルートの設定は、比較的高温な領域に隣接した高温をさけながら、比較的低温な領域４００，４０２に配置されるように選択し得る。
【００２５】
フラッグ先端部の通路に到達する空気の温度および空気の量に関する他の検討事項は、他の通路との相互作用である。フラッグポール通路もしくはこれに対応するトランクが、他の通路に直接接続している場合には、他の通路への空気流の分流に影響を与える種々の要素が、ブレード先端のフラッグ通路に沿った冷却に影響を及ぼす。例えば、図３のコア１６０によって鋳造されるエアフォイルにおいて、前縁のインピンジメント冷却用キャビティは、フラッグポール通路によって直接供給される。空気力学的に検討すべき種々のパラメータ（ブレードの回転速度、高度および燃料）が、インピンジメント冷却用キャビティからその出口を通って放出される空気の量に影響を与える。このことは、ひいては、フラッグ通路が取得可能な空気流に影響を与える。このような影響は、図４のコア１８０から鋳造されたエアフォイルにおいても観察され、ここでは、前縁のインピンジメント冷却用キャビティは、フラッグポール通路で分岐する前縁のトランクによって空気供給される。同様の影響は、図２のコア６０によって鋳造されたエアフォイルにおいても観察され、ここでは、フラッグポール通路およびその関連したトランクは、エアフォイルの中間部分の下り通路／上り通路の回路に空気供給する。
【００２６】
上述した本発明の法則は、ブレード、これに対応するエンジン、または中間部品のリエンジニアリングにおいて実施される。このようにリエンジニアリングされたブレードは、次に、新しいエンジンにおいて使用されるか、再製品化あるいは後付する（ｒｅｔｒｏｆｉｔ）状況において使用される。ブレードのみの基本的なリエンジニアリングでは、根部、プラットフォームおよびエアフォイルの外形が保持される。広範囲のリエンジニアリングによっては、フラッグ通路によって与えられる冷却に対応してエアフォイル形状が変化することもある。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】ガスタービンエンジンブレードの斜視図。
【図２】ブレードの冷却通路を形成するための第１の従来例の鋳造用コアを示す図。
【図３】ブレードの冷却通路を形成するための第２の従来例の鋳造用コアを示す図。
【図４】ブレードの冷却通路を形成するための第３の従来例の鋳造用コアを示す図。
【図５】本発明の法則に従った、コアの一方の側面図。
【図６】図５のコアの他方の側面図。
【図７】図５のコアを用いた鋳造されたブレードを示す図。
【図８】図７の８‐８線に沿ったエアフォイルの断面図。
【図９】図７のエアフォイルの空気力学的な表面温度を示す図。
【符号の説明】
【００２８】
２０…タービンブレード
２４…内周側端部
２６…外周側端部
４２…根部の内周側端部
２０２…ブレード根部の端部
２０４…ブレードの先端部
２０６…第１のトランク用のコア
２０８…第２のトランク用のコア
２１０…第３のトランク用のコア
２１２…第４のトランク用のコア
２１８…前縁のキャビティを形成するコア
３１０…インピンジメント冷却用キャビティ
３２３…第１のトランク
３２７…第２のトランク
３４５…第３のトランク
３６１…第４のトランク
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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