(57)【要約】【課題】  冷却効率が改善されるタービンコンポーネントを提供する。【解決手段】  本発明によれば、小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント１０は、根部１９と、先端部２１と、負圧壁１８と、正圧壁１６と、を有するエアフォイル部分１２を備える。好適な実施例においては、負圧壁および正圧壁は、壁の厚さが一定である。さらに、タービンエンジンコンポーネント１０は、鋳放しの内部冷却回路を有するプラットフォーム１４を有する。【選択図】図７ｂ
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ブレード根部と、ブレード先端部と、負圧壁を形成する第１の壁と、正圧壁を形成する第２の壁と、供給キャビティと、を備えるエアフォイル部分を設計する設計ステップを有し、
上記設計ステップが、上記根部付近の位置から上記先端部付近の位置にかけて上記第１および第２の壁の厚さを増すステップを含むことを特徴とするタービンエンジンコンポーネントの設計方法。
【請求項２】
上記壁の厚さを増すステップが、エアフォイル部分の負圧側を形成する第１の壁のテーパを減少させ、かつエアフォイル部分の正圧側を形成する第２の壁のテーパを減少させ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コンポーネントの設計方法。
【請求項３】
上記壁の厚さを増すステップが、上記第１および第２の壁を、ブレード先端部から根部まで実質的に一定の壁の厚さを有するように各々設計することを特徴とする請求項２に記載のタービンエンジンコンポーネントの設計方法。
【請求項４】
上記壁の厚さを増すステップが、上記エアフォイル部分を、少なくとも１つの耐火性金属コアと本体コアとを収容するのに十分な実質的に一定の断面積を有するようにす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コンポーネントの設計方法。
【請求項５】
構造的および振動的な要求に適合して、鋳造時に使用されるテーパ状の本体コアを設計することをさらに含む請求項１に記載のタービンエンジンコンポーネントの設計方法。
【請求項６】
根部と、先端部と、負圧壁と、正圧壁と、を備えるエアフォイル部分を備え、
上記負圧壁および上記正圧壁は、同じ厚さを有することを特徴とする小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント。
【請求項７】
上記エアフォイル部分は、縦方向の軸を有するとともに、この縦方向の軸に対して実質的に垂直な各々の側面を有する供給キャビティを備えることを特徴とする請求項６に記載の小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント。
【請求項８】
上記根部から上記先端部へとテーパ状をなす供給キャビティをさらに備えることを特徴とする請求項６に記載の小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント。
【請求項９】
上記側壁の少なくとも一方が、耐火性金属コアから形成される内部冷却回路を含むのに十分な厚さを有することを特徴とする請求項６に記載の小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント。
【請求項１０】
上記エアフォイル部分が、根部側から先端部側への翼幅の１０〜９０％の位置で実質的に一定の断面積を有することを特徴とする請求項６に記載の小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント。
【請求項１１】
プラットフォームおよびこのプラットフォーム内の鋳放しの内部冷却回路をさらに含むことを特徴とする請求項６に記載の小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント。
【請求項１２】
上記内部冷却回路が、正圧側内部供給路から延びる少なくとも１つの入口通路を有することを特徴とする請求項１１に記載の小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント。
【請求項１３】
上記内部冷却回路が、少なくとも１つの上記入口通路に対してある角度で配置された第１の脚部と、この第１の脚部と接続している横方向の脚部と、この横方向の脚部に接続している側端脚部と、負圧側の本体コアに沿って冷却用の流体を戻すためのリターン脚部と、を含むことを特徴とする請求項１２に記載の小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネント。
【請求項１４】
外側の各々の壁と、これらの外側の壁の内側に配置された鋳放しの冷却回路と、を含むことを特徴とするタービンエンジンコンポーネントのプラットフォーム。
【請求項１５】
上記冷却回路が、正圧壁内部供給路から延びる少なくとも１つの上記入口通路を有することを特徴とする請求項１４に記載のタービンエンジンコンポーネントのプラットフォーム。
【請求項１６】
上記内部冷却回路が複数の入口通路を有することを特徴とする請求項１５に記載のタービンエンジンコンポーネントのプラットフォーム。
【請求項１７】
上記内部冷却回路が、上記少なくとも１つの入口通路に対してある角度で配置された第１の脚部と、この第１の脚部と接続する横方向の脚部と、この横方向の脚部と接続する側端脚部と、を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コンポーネントのプラットフォーム。
【請求項１８】
上記内部冷却回路が、負圧側の本体コアに沿って、冷却用流体を戻すための少なくとも１つのリターン脚部をさらに有することを特徴とする請求項１７に記載のタービンエンジンコンポーネントのプラットフォーム。
【請求項１９】
上記内部冷却回路が、複数の上記リターン脚部を有することを特徴とする請求項１８に記載のタービンエンジンコンポーネントのプラットフォーム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネントの改良された設計、およびその設計方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
現在、小型のエンジンの用途のための冷却機構が存在する。これらの設計のための冷却技術は、今まで十分によい結果を出してきているが、耐久性において限界に達している。すなわち、優れた冷却効果を得るために、これらの設計は、乱流トリップストリップ、形状化フィルム冷却孔、ペデスタル構造、フィルム冷却前の前縁のインピンジメント冷却、後縁の二重インピンジメント冷却、などの冷却を促進する特徴を含む。これらの設計については、全体の冷却効率（ｏｖｅｒａｌｌ  ｃｏｏｌｉｎｇ  ｅｆｆｅｃｔｉｖｅｎｅｓｓ）は、図１に示される耐久性マップにプロットすることができる。図１では、横座標が、全体の冷却効率のパラメータで、縦座標が、フィルム効率（ｆｉｌｍ  ｅｆｆｅｃｔｉｖｅｎｅｓｓ）のパラメータである。プロットされたラインは、０から１へと対流効率値（ｃｏｎｖｅｃｔｉｖｅ  ｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙ  ｖａｌｕｅｓ）に対応する。全体の冷却効率は、ブレードの耐久性の設計の重要なパラメータである。最大値は１であり、金属温度が冷媒温度と同じ温度の低温になることを示す。これが達成されることはない。最低値は０であり、ここでは、金属の温度が、ガスの相対温度と同じ温度の高温となる。一般的に、従来の冷却の設計では、全体の冷却効率が、０．５０近辺である。フィルム効率のパラメータは、完全にフィルムが覆うようなフィルム効率の値が１と、フィルム被膜のない完全にフィルムがない状態のフィルム効率が０と、の間にある。対流効率は、熱の吸収ないしブレード冷却回路の性能を示す尺度である。一般的に、最近の冷却機構の設計では、高い対流効率を目標とする。しかしながら、冷却回路によって熱を吸収する能力と、ブレードに対してフィルム冷却保護を特徴とする冷却温度と、のバランスをとるのに、トレードオフの関係がある。このトレードオフの関係は、対流効率の上昇を有利にさせる。最近の設計に関しては、全体の冷却効率が、０．８もしくはそれ以上を得るように、設計用のフィルムパラメータと対流効率を使用することが目的である。図１において、従来の冷却からマイクロサーキット冷却に変わることにより、フィルムパラメータが、０．３から０．５に上昇し、対流効率が、０．２から０．６に上昇した。全体の冷却効率が、０．５から０．８に上昇するので、同様の外部熱負荷について、冷却流を約４０％減少させることができる。このことは、タービン効率と全体のサイクル効率を増大させるために特に重要である。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
従って、冷却システムの設計者は、（１）フィルム保護を増加し、（２）熱の吸収を増加し、（３）エアフォイルの金属の温度を減少させる（ここでは、全体の冷却効率として示す）ことの全てが同時に行われるように、システムを設計しなければならない。これは、難しい目標である。しかしながら、現在では、耐火性金属コア技術の出現で、全ての要求を同時に満たす可能性がある。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明によれば、小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネントは、根部と、先端部と、負圧壁と、正圧壁と、を有するエアフォイル部分を含む。好適な実施例では、負圧壁および正圧壁は、壁の厚さが同じである。さらに、タービンエンジンコンポーネントは、鋳放しの内部冷却回路を有するプラットフォームを有する。
【０００５】
本発明によれば、小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネントの設計方法を提供する。この方法は、根部と、先端部と、負圧壁を形成する第１の壁と、正圧壁を形成する第２の壁と、主キャビティと、を含むエアフォイル部分を設計するステップと、根部付近の位置から先端部付近の位置まで第１および第２の壁の厚さを増大させるステップと、を含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００６】
図２〜図５は、小型エンジンに用いることができるタービンブレードやベーンなどの、タービンエンジンコンポーネント１０を冷却するための冷却機構を示している。図２および図３からわかるように、タービンエンジンコンポーネント１０は、エアフォイル部分１２と、プラットフォーム１４と、取付部１５と、を備える。エアフォイル部分１２は、正圧面１６と、負圧面１８と、前縁２０と、後縁２２と、根部１９と、先端部２１と、を含む。
【０００７】
図４は、エアフォイル部分１２の断面図である。ここに示されるように、正圧面１６は、スロット状のフィルム冷却孔２６を伴う１つまたは複数の冷却回路つまり通路２４を備え、これらの冷却孔２６が、エアフォイル部分１２の正圧面１６の上に冷却用流体を分配する。冷却回路つまり通路２４は、正圧面壁２５内に埋め込まれ、耐火性金属コア（図示せず）を用いて形成される。耐火性金属コアは、１つまたは複数の一体型に形成されたタブを有し、これらのタブが冷却孔２６を形成する。さらに、正圧面１６は、非耐火性金属コアを用いて形成することができる、複数の形状付けられた孔２８を有していてもよい。通常、冷却回路つまり通路２４は、エアフォイル部分１２の根部１９から先端部２１へと延在している。
【０００８】
エアフォイル部分１２の後縁２２は、耐火性金属コア技術あるいは非耐火性金属コア技術を用いて形成することができる冷却用マイクロサーキット３０を有する。
【０００９】
エアフォイル部分１２は、第１の供給キャビティ３２を備え、この第１の供給キャビティ３２は、後縁の冷却用マイクロサーキット３０用の入口通路、およびエンジンの吸気などの冷却用流体を回路に供給するように冷却回路つまり通路２４の入口通路に接続される。
【００１０】
エアフォイル部分１２の負圧面１８は、負圧面壁３５内に位置する１つまたは複数の冷却回路つまり通路３４を有する。各冷却回路つまり通路３４は、耐火性金属コアを用いて形成される（図示せず）。各々の耐火性金属コアは、冷却用フィルムスロット３３を形成する、１つまたは複数の一体型に形成されたタブ要素を有する。図５に示されるように、冷却用回路つまり通路３４は、根部側のターン部３８およびブレード先端側のターン部４０を有する蛇行配置を含む。さらに、多数のペデスタル構造４６が、熱の吸収量を増大するように、１つまたは複数の脚部通路３７，３９，４１内に設けられる。このエアフォイル部分１２は、冷却用流体を前縁２０の複数のフィルム用冷却孔３６に供給する第２の供給キャビティ４２と、前縁２０および負圧面の冷却用回路３４，３６に冷却用流体を供給する第３の供給キャビティ４４と、を有する。
【００１１】
図２に示されるように、正圧面側の冷却用フィルムによって、冷却孔２６から広い範囲で覆われる。同様に、図３に示されるように、負圧面側の冷却用フィルムによって、フィルムスロット３３から広い範囲で覆われる。この広い範囲を覆うフィルム冷却は、耐火性金属コア用のタブを用いて形成されるスロットによるものである。熱の吸収つまり対流効率は、熱交換を促進する機構としての多くのターン部およびペデスタル部４６を伴う周辺部の冷却による結果である。
【００１２】
小型エンジンにおけるエアフォイル部分１２は相当に小さいので、周辺部の冷却用回路を形成するために使用される１つまたは複数の耐火性金属コアと、主要な供給キャビティを形成するために用いられる一般的なシリカコアの本体と、を収容することは困難である。このことは、図６（ａ）〜（ｃ）において例示される断面積の減少に起因する。図６（ａ）は、翼幅の根部から１０％の位置でのエアフォイル１２の断面積を示す。図６（ｂ）は、翼幅の根部から５０％の位置でのエアフォイル１２の断面積を示す。図６（ｃ）は、翼幅の根部から９０％の位置でのエアフォイル１２の断面積を示す。これらの図面から理解されるように、エアフォイル部分の断面積は、根部１９から先端部２１まで移動するにつれ、大きく減少している。図７（ａ）は、エアフォイル部分１２の正圧面または負圧面に冷却用マイクロサーキットを形成するために使用される耐火性金属コア５０と、中央の供給キャビティ５３を形成するために用いられる主シリカ本体コア５２と、の収容に利用できる壁の厚さを例示する。この場合、約６度もしくはこれ以下のテーパ角を有する、ブレード先端部から根部にかけての標準的なテーパを用いる。ここで用いられるように、テーパ角は、前縁におけるブレード根部断面とブレード先端部断面との間の軸方向オフセット量のブレード翼幅に対する逆タンジェントである。この図から理解できるように、耐火性金属コアと本体コアとを収容することは非常に難しい。
【００１３】
エアフォイル部分１２の正圧面および負圧面の上の冷却用マイクロサーキットを形成するのに用いられる耐火性金属コア５０と、中央供給キャビティ５３を形成するために用いられるシリカ本体コア５２と、を収容するのを容易にするためには、断面積を増やすことが望ましい。図７（ｂ）は、エアフォイル部分１２の断面積を増やす方法の１つを示している。図７（ｂ）から理解できるように、本発明によるエアフォイル部分１２は、ブレード根部から先端部にかけての先細りの度合い（テーパ）が小さく、すなわち、約２度以下である。この方法を用いて、利用可能なエアフォイルの壁の厚さ５４が０．０２５インチから０．０４０インチまで増加し、結果として、約０．０１２インチの厚さを有する耐火性金属コア５０は、エアフォイル部分１２により簡単に配置することができる。同時に、キャビティ５３を形成する本体コア５２は、構造的および振動的な要求に適合した形状とすることができる。図７（ｂ）から理解されるように、本体コア５２は、エアフォイル部分の縦方向の軸５７に実質的に平行な側壁５６と、縦方向の軸５７に実質的に垂直な端部部分５８と、を含む。所望であれば、本体コア５２は、構造的および振動的な要求に適合したテーパ状であっても良い。本体コアをテーパ状にすることによって、所定の金属の温度における遠心力を最小限にするように断面積を最小限に維持しつつ、あるブレード半径位置より外周側での金属量の減少のバランスをとることができる。
【００１４】
相対的なガス温度がかつてない程に増大した場合、冷却不足によってタービンエンジンコンポーネント１０に幾つかの形態の問題が生じる。例えば、プラットフォームの冷却が不足した結果として、プラットフォームが湾曲したりクリープするなどの損傷が生じる場合がある。小型エンジン用のタービンエンジンコンポーネントに用いられるプラットフォームは、通常、非常に薄く、冷却を実施するのは非常に難しい。耐火性金属コアの厚さが小型であるため、現在では、タービンエンジンコンポーネント１０およびプラットフォーム１４の鋳造時に、耐火性金属コア技術を用いてプラットフォーム１４内に鋳放しの内部冷却通路を組み込むことが可能である。
【００１５】
図８および図９では、冷却回路８０を有するプラットフォーム１４を備えたタービンエンジンコンポーネント１０が示されている。冷却回路８０は、１つまたは複数の入口通路８２を備え、これらの入口通路８２は、正圧側内部ブレード供給路８４から延びている。これらの入口通路８２は、これらの通路８２に対してある角度で配置された第１の脚部８６へ冷却流を供給する。
【００１６】
冷却回路８０は、第１の脚部８６と接続する横方向の脚部８８と、この横方向の脚部８８と接続する反対側の脚部９０と、を含む。この反対側の脚部９０は、プラットフォーム１４の端縁９２に沿って所望の距離延ばすことができる。複数のリターン脚部９４が、負圧面側の本体コア９８に沿って冷却流を戻すために、反対側の脚部９０と連通する。戻された冷却空気は、エアフォイル部分１２の一部を冷却するために使用することもできる。
【００１７】
上述したことから理解できるように、内部の冷却回路８０は、プラットフォーム１４を効果的に冷却することができる。冷却回路８０は、特定の配置を有するように記載され図面に示されているが、あらゆる所望の配置も可能である。熱吸収を増加させるために、冷却回路８０の種々の場所に、複数のペデスタル構造（図示せず）を備えることができる。
【００１８】
内部冷却回路８０は、所望の冷却回路８０の形状の耐火性金属コアを用いることによって形成することができる。この耐火性金属コアは、モリブデンまたはモリブデン合金などの当分野で周知の適宜な耐火性金属から形成することができる。耐火性金属コアは、タービンエンジンコンポーネント１０およびプラットフォーム１４を形成するのに用いられる金型（ダイ）内に配置され、ワックスパターン（図示せず）によって所定位置に保持される。そして、ニッケル基超合金などの溶融金属がダイ内に注入される。溶融金属が固化し、エアフォイル部分１２の外表面と、プラットフォーム１４の外表面１００，１０２と、取付部分１６と、を含むタービンエンジンコンポーネント１０が形成された後に、冷却回路８０を形成するために使用された耐火性金属コアは、当分野の適宜の技術を用いて除去され、従って、内部の冷却回路８０が残る。
【００１９】
一般的に、負圧面側の本体コアは、負圧面側のエアフォイル部分１２の冷却孔に、より低いシンク圧力（ｓｉｎｋ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ）を供給する。結果として、プラットフォームの冷却回路８０に流れが生じるように、正圧面側の供給路と負圧面側の出口との間に自然な圧力の勾配がある。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】従来の冷却から、超冷却、マイクロサーキット冷却へと全体の冷却効率が向上する軌跡を示す、耐久性のマップ。
【図２】タービンエンジンコンポーネントおよびその正圧側を示す図。
【図３】図２のタービンエンジンコンポーネントおよびその負圧側を示す図。
【図４】図２の４‐４線に沿ったタービンエンジンコンポーネントのエアフォイル部分の断面図。
【図５】図２のタービンエンジンコンポーネント用の蛇行型冷却システムの断面図。
【図６ａ】タービンエンジンコンポーネントのエアフォイル部分の根部から１０％の位置での断面図。
【図６ｂ】タービンエンジンコンポーネントのエアフォイル部分の根部から５０％の位置での断面図。
【図６ｃ】タービンエンジンコンポーネントのエアフォイル部分の根部から９０％の位置での断面図。
【図７ａ】エアフォイル部分の正圧面および負圧面の壁の厚さを示す断面図。
【図７ｂ】エアフォイル部分の正圧面および負圧面の壁の改良された厚さを示す断面図。
【図８】プラットフォームの冷却用マイクロサーキットの概略図。
【図９】プラットフォームでの冷却回路を示すタービンエンジンコンポーネントの断面図。
【符号の説明】
【００２１】
１２…エアフォイル部分
１９…根部
２１…ブレード先端部
５０…耐火性金属コア
５２…シリカ本体コア
５３…供給キャビティ
５４…エアフォイルの壁の厚さ
５６…側壁
５７…縦方向の軸
５８…端部
【図１】
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【図３】
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【図５】
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【図６ａ】
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【図６ｃ】
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【図７ａ】
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【図７ｂ】
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【図８】
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【図９】
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【図２】
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【図４】
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【図６ｂ】
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