(57)【要約】【課題】タービン静翼１の機械的耐久性を十分に確保した上で、タービン静翼１全体の部材温度の上昇を十分に抑制して、タービン静翼１の冷却性能を向上させること。【解決手段】翼本体３の腹側後縁にカットバック部２９が冷却通路９に連通して形成され、翼本体３の内部におけるカットバック部２９の上流側に冷却通路９の下流端側を複数のスロット３３に仕切る複数の仕切壁３１がスパン方向ＳＤに間隔を置いて形成され、カットバック部２９の上流縁に下流方向へ突出しかつ対応する仕切壁３１に連続した複数の突出壁３５がスパン方向ＳＤに間隔を置いて形成され、各突出壁３５の突出寸法Ｌ１がカットバック部２９の幅寸法Ｌ２よりも短くなっていること。【選択図】  図１
2012052513.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なタービン翼において、
中空状の翼本体を備え、前記翼本体の内部に冷却空気を流入可能な冷却通路が形成され、前記翼本体の腹側後縁にスパン方向へ延びかつ冷却空気を噴き出し可能なカットバック部が前記冷却通路に連通して形成され、前記翼本体の内部における前記カットバック部の上流側に前記冷却通路の下流端側を複数のスロットに仕切る複数の仕切壁がスパン方向に間隔を置いて形成され、前記カットバック部の上流縁に下流方向へ突出しかつ対応する前記仕切壁に連続した複数の突出壁がスパン方向に間隔を置いて形成され、各突出壁の突出寸法が前記カットバック部の幅寸法よりも短くなっていることを特徴とするタービン翼。
【請求項２】
前記翼本体の後縁を除く翼面に冷却空気を噴き出し可能な複数のフィルム冷却孔が前記冷却通路に連通して形成されていることを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項３】
前記カットバック部の幅寸法に対する前記突出壁の突出寸法の比率が１０％〜９０％に設定されていることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のタービン翼。
【請求項４】
各突出壁は下流方向に向かって漸次細くなるように三角形状を呈していることを特徴とする請求項１から請求項３のうちのいずれかの請求項に記載のタービン翼。
【請求項５】
各突出壁の先端角が１０度〜４０度に設定されていることを特徴とする請求項４に記載のタービン翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機エンジン、産業用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンのタービンに用いられるタービン翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
通常、ガスタービンエンジンの稼働中に燃焼ガス（主流ガス）に曝されるタービン翼は、ガスタービンエンジンの圧縮機又はファンから抽気した冷却空気（圧縮空気の一部）利用して冷却可能になっている。また、近年、ガスタービンエンジンの高出力化の要請に伴い、燃焼ガスの温度が非常に高くなってきており、特に、タービン翼における中空状の翼本体の一部であって、メタル温度が最も高くなり易い翼本体の後縁付近を十分に冷却することが急務になっている。そして、翼本体の後縁付近を十分に冷却することを可能にした先行技術として、特許文献１に示すものがあり、この先行技術に係るタービン翼の構成等について簡単に説明すると、次のようになる。
【０００３】
先行技術に係るタービン翼は、中空状の翼本体を備えており、この翼本体の内部には、冷却空気（圧縮空気の一部）を流入可能な冷却通路が形成されている。また、翼本体の腹側後縁には、スパン方向へ延びかつ冷却空気を噴き出し可能なカットバック部（リア切欠部）が冷却通路に連通して形成されており、このカットバック部全体が冷却空気をスパン方向へ拡散させる拡散領域になっている。そして、翼本体の内部におけるカットバック部の上流側には、複数の仕切壁がスパン方向に間隔を置いて形成されており、複数の仕切壁は、冷却通路の下流端側（下流端側エリア）を複数のスロットに仕切るものである。なお、特許文献１において明確に記載されていないが、通常、翼本体における前縁及び腹面には、冷却空気噴き出し可能な複数のフィルム冷却孔が冷却通路に連通して形成されている。
【０００４】
従って、ガスタービンエンジンの稼動中に、翼本体の冷却通路に流入した冷却空気が複数のフィルム冷却孔から噴き出されることにより、翼本体の表面（翼面）全体を覆うフィルム冷却層を形成して、翼本体（タービン翼）に対してフィルム冷却（外部冷却）を行うことができる。また、翼本体の冷却通路に流入した冷却空気の一部が複数のスロットを経由してカットバック部からスパン方向に拡散しながら噴き出されることにより、翼本体の後縁付近においてフィルム冷却層による冷却作用をより高めて、翼本体の後縁付近に対してフィルム冷却を十分に行うことができる。これにより、翼本体の後縁付近を含むタービン翼（翼本体）全体の部材温度の上昇を十分に抑制して、タービン翼の冷却性能を向上させることができる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第４３０３３７４号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
ところで、先行技術に係るタービン翼においては、翼本体の後縁付近を含むタービン翼全体の部材温度の上昇を十分に抑制して、前記タービン翼の冷却性能を向上させることができるものの、翼本体の腹側後縁にスパン方向へ延びたカットバック部が形成されているため、翼本体の後縁の剛性を十分に確保することができない。そのため、ガスタービンエンジンの稼働中に、翼本体とバンド（インナーバンド、アウターバンド）又はプラットホームとの接続部分において、過大な応力が発生し易くなり、タービン翼の機械的耐久性を十分に確保することができないという問題がある。
【０００７】
つまり、タービン翼の機械的耐久性を十分に確保した上で、翼本体の後縁付近を含むタービン翼全体の部材温度の上昇を十分に抑制して、タービン翼の冷却性能を向上させることは困難であるという問題がある。
【０００８】
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成のタービン翼を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明の特徴は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なタービン翼において、中空状の翼本体を備え、前記翼本体の内部に冷却空気を流入可能な冷却通路（冷却流路）が形成され、前記翼本体の腹側後縁にスパン方向へ延びかつ冷却空気を噴き出し可能なカットバック部（リア切欠部）が前記冷却通路に連通して形成され、前記翼本体の内部における前記カットバック部の上流側に前記冷却通路の下流端側を複数のスロットに仕切る複数の仕切壁がスパン方向に間隔を置いて形成され、前記カットバック部の上流縁に下流方向へ突出しかつ対応する前記仕切壁に連続した複数の突出壁がスパン方向に間隔を置いて形成され、各突出壁の突出寸法が前記カットバック部の幅寸法よりも短くなっていることを要旨とする。
【００１０】
なお、タービン翼とは、タービン動翼及びタービン静翼を含む意であって、翼面とは、前縁、後縁、腹面、及び背面を含む意である。また、幅寸法とは、スパン方向に直交する長さ寸法のことをいう。
【００１１】
本発明の特徴によると、前記カットバック部の上流縁に対応する前記仕切壁に連続した複数の前記突出壁がスパン方向に間隔を置いて形成されているため、複数の前記突出壁が前記翼本体の後縁付近の内面に一体化した補強材としての機能を発揮して、前記翼本体の後縁付近の剛性を十分に確保することができる。また、各突出壁の突出寸法が前記カットバック部の幅寸法よりも短くなっているため、前記カットバック部の下流端側（下流端付近）において冷却空気をスパン方向へ拡散させる拡散領域を形成することができる。
【００１２】
前述の作用の他に、前記ガスタービンエンジンの稼動中に、前記翼本体の前記冷却通路に流入した冷却空気の一部が複数の前記スロットを経由して前記カットバック部の前記拡散領域からスパン方向に拡散しながら噴き出されることにより、前記翼本体の後縁付近においてフィルム冷却層による冷却作用をより高めて、前記翼本体の後縁付近を含む前記翼本体（前記タービン翼）全体に対して十分にフィルム冷却を行うことができる。
【発明の効果】
【００１３】
本発明によれば、前記翼本体の後縁付近の剛性を十分に確保しつつ、前記翼本体の後縁付近において前記フィルム冷却層による冷却作用をより高めて、前記翼本体の後縁付近を含む前記翼本体全体に対して十分にフィルム冷却を行うことができるため、前記ガスタービンエンジンの稼働中に、前記翼本体とバンド等との接続部分において発生する応力を低減して、前記タービン翼の機械的耐久性を十分に確保した上で、前記タービン翼全体の部材温度の上昇を十分に抑制して、前記タービン翼の冷却性能を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】図１は、本発明の実施形態に係るタービン静翼の側面図である。
【図２】図２は、本発明の実施形態に係るタービン静翼の要部を示す斜視図であって、一部を破断してある。
【図３】図３は、図１における矢視部IIIの拡大図である。
【図４】図４は、図１におけるIV-IV線に沿った拡大断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
本発明の実施形態について図１から図４を参照して説明する。なお、図面中、「ＦＦ」は、前方向（上流方向）、「ＦＲ」は、後方向（下流方向）を指してある。
【００１６】
図１、図２、及び図４に示すように、本発明の実施形態に係るタービン静翼１は、航空機エンジン又は産業用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンのタービン（図示省略）に用いられ、ガスタービンエンジンの圧縮機（図示省略）又はファン（図示省略）から抽気した冷却空気（圧縮空気の一部）ＣＡを利用して冷却可能である。そして、本発明の実施形態に係るタービン静翼１の具体的な構成は、次のようになる。
【００１７】
タービン静翼１は、ロストワックス精密鋳造によって製造（成型）されるものであって、中空状の静翼本体（翼本体）３を備えている。また、静翼本体３の内部には、リブ壁（隔壁）５が設けられおり、静翼本体３の内部は、リブ壁５によって冷却空気ＣＡを流入可能な２つの冷却通路（フロント冷却通路７とリア冷却通路９）に前後に区画されている。換言すれば、静翼本体３の内部には、フロント冷却通路７とリア冷却通路９が前後に形成されている。そして、静翼本体３の腹側前縁、背側前縁、及び腹面には、冷却空気ＣＡを噴き出し可能な複数の円形状のフィルム冷却孔１１が形成されており、各フィルム冷却孔１１は、フロント冷却通路７又はリア冷却通路９に連通してある。なお、各フィルム冷却孔１１が円形状を呈する代わりに、楕円形状又は長方形状等を呈するようにしても構わなく、各フィルム冷却孔１１は、出口側（冷却空気ＣＡの流れ方向から見て出口側）に向かって拡張するシェイプド型に構成されても構わない。
【００１８】
静翼本体３の基端側には、円弧状のインナーバンド１３が一体形成されており、静翼本体３の先端側には、円弧状のアウターバンド１５が一体形成されている。また、アウターバンド１５における静翼本体３のフロント冷却通路７に整合する位置には、フロント開口部１７が形成されており、アウターバンド１５における静翼本体３のリア冷却通路９に整合する位置には、リア開口部１９が形成されている。換言すれば、アウターバンド１５には、静翼本体３のフロント冷却通路７に連通したフロント開口部１７、及び静翼本体３のリア冷却通路９に連通したリア開口部１９が前後に形成されている。
【００１９】
静翼本体３のフロント冷却通路７内には、パイプ状のフロントインサート２１が配設されており、このフロントインサート２１の上部は、アウターバンド１５のフロント開口部１７を挿通してあって、フロントインサート２１の外周面には、静翼本体３のフロント冷却通路の内壁面に向かって冷却空気ＣＡを噴き出す複数のフロントインピンジ冷却孔２３が形成されている。また、静翼本体３のリア冷却通路９内には、パイプ状のリアインサート２５が配設されており、このリアインサート２５の上部は、アウターバンド１５のリア開口部１９を挿通してあって、リアインサート２５の外周面には、静翼本体３のリア冷却通路９の内壁面に向かって冷却空気ＣＡを噴き出す複数のリアインピンジ冷却孔２７が形成されている。
【００２０】
続いて、本発明の実施形態に係るタービン静翼１の要部について説明する。
【００２１】
図２及び図３に示すように、静翼本体３の腹側後縁には、冷却空気ＣＡを噴き出し可能な矩形のカットバック部（リア切欠部）２９が形成されており、このカットバック部２９は、スパン方向ＳＤへ延びてあって、リア冷却通路９に連通してある。また、静翼本体３の内部におけるカットバック部２９の上流側には、複数の仕切壁３１がスパン方向ＳＤに間隔を置いて形成されており、複数の仕切壁３１は、リア冷却通路９の下流端側を複数のスロット３３に仕切るものであって、各仕切壁３１の上流端（上流端の断面）は、半円形状（湾曲形状の一例）を呈している。
【００２２】
カットバック部２９の上流縁には、下流方向へ突出した複数の突出壁３５がスパン方向ＳＤに間隔を置いて形成されており、各突出壁３５は、対応する仕切壁３１に連続してあって、各突出壁３５の表面は、静翼本体３の翼面の一部を構成している。そして、各突出壁３５の突出寸法Ｌ１は、カットバック部２９の幅寸法（スパン方向ＳＤに直交する方向の長さ寸法）Ｌ２よりも短くなっており、カットバック部２９の下流端側（下流端付近）において、冷却空気ＣＡをスパン方向ＳＤへ拡散させる拡散領域ＤＡを形成できるようになっている。また、カットバック部２９の幅寸法Ｌ２に対する突出壁３５の突出寸法Ｌ１の比率（Ｌ１／Ｌ２）は、１０％〜９０％（好ましくは、３０％〜７０％）に設定されている。ここで、比率（Ｌ１／Ｌ２）を１０％以上に設定されるようにしたのは、比率（Ｌ１／Ｌ２）が１０％未満であると、複数の突出壁３５が後述の補強材としての機能を十分に奏することが困難になるからである。一方、比率（Ｌ１／Ｌ２）を９０％以下に設定されるようにしたのは、比率（Ｌ１／Ｌ２）が９０％を越えると、カットバック部２９の拡散領域ＤＡを十分に確保することが困難になるからである。
【００２３】
各突出壁３５は、下流方向に向かって漸次細くなるように三角形状を呈してあって、各突出壁３５の先端角θは、１０度〜４０度（好ましくは、２０度〜３０度）に設定されている。ここで、各突出壁３５の先端角θを１０度以上に設定されるようにしたのは、各突出壁３５の先端角θが１０度未満であると、各突出壁３５の機械的強度を十分に確保することが困難になるからである。一方、各突出壁３５の先端角θを４０度以下に設定されるようにしたのは、各突出壁３５の先端角θが４０度を超えると、突出壁３５の壁面付近に冷却空気ＣＡのはく離域が増大するおそれがあるからである。
【００２４】
続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。
【００２５】
カットバック部２９の上流縁に対応する仕切壁３１に連続した複数の突出壁３５がスパン方向ＳＤに間隔を置いて形成されているため、複数の突出壁３５が静翼本体３の後縁付近の内面に一体化した補強材としての機能を発揮して、静翼本体３の後縁付近の剛性を十分に確保することができる。また、各突出壁３５の突出寸法Ｌ１がカットバック部２９の幅寸法Ｌ２よりも短くなっているため、前述のように、カットバック部２９の下流端側において冷却空気ＣＡをスパン方向ＳＤへ拡散させる拡散領域ＤＡを形成することができる。特に、カットバック部２９の幅寸法Ｌ２に対する突出壁３５の突出寸法Ｌ１の比率（Ｌ１／Ｌ２）が１０％〜９０％に設定されているため、複数の突出壁３５が補強材としての機能を十分に発揮しつつ、カットバック部２９の拡散領域ＤＡを十分に確保することができる。
【００２６】
各突出壁３５が下流方向に向かって漸次細くなるように三角形状を呈してあって、各突出壁３５の先端角θが１０度〜４０度に設定されているため、各突出壁３５の機械的強度を十分に確保しつつ、突出壁３５の壁面付近に冷却空気ＣＡのはく離域が増大することを抑えることができる。
【００２７】
前述の作用の他に、ガスタービンエンジンの稼働中に、フロントインサート２１内に流入した冷却空気ＣＡが複数のフロントインピンジ冷却孔２３から静翼本体３のフロント冷却通路７の内壁面に向かって噴き出される共に、リアインサート２５内に流入した冷却空気ＣＡが複数のリアインピンジ冷却孔２７から静翼本体３のリア冷却通路９の内壁面に向かって噴き出される。これにより、静翼本体３（タービン静翼１）に対してインピンジ冷却（内部冷却）を行うことができる。
【００２８】
また、静翼本体３のインピンジ冷却に寄与した冷却空気ＣＡ、換言すれば、静翼本体３のフロント冷却通路７及びリア冷却通路９に流入した冷却空気ＣＡが複数のフィルム冷却孔１１から噴き出される。これにより、静翼本体３の翼面全体を覆うフィルム冷却層（図示省略）を形成して、静翼本体３（タービン静翼１）に対してフィルム冷却を行うことができる。更に、静翼本体３のリア冷却通路９に流入した冷却空気ＣＡの一部が複数のスロット３３を経由してカットバック部２９の拡散領域ＤＡからスパン方向ＳＤに拡散しながら噴き出されることにより、静翼本体３の後縁付近においてフィルム冷却層による冷却作用をより高めて、静翼本体３の後縁付近を含む静翼本体３全体に対してフィルム冷却を十分に行うことができる。
【００２９】
従って、本発明の実施形態によれば、静翼本体３の後縁付近の剛性を十分に確保しつつ、静翼本体３の後縁付近においてフィルム冷却層による冷却作用をより高めて、静翼本体３の後縁付近を含む静翼本体３（タービン静翼１）全体に対して十分にフィルム冷却を行うことができるため、ガスタービンエンジンの稼働中に、静翼本体３とインナーバンド１３又はアウターバンド１５との接続部分において発生する応力を低減して、タービン静翼１の機械的耐久性を十分に確保した上で、タービン静翼１全体の部材温度の上昇を十分に抑制して、タービン静翼１の冷却性能を向上させることができる。特に、各突出壁３５の機械的強度を十分に確保しつつ、突出壁３５の壁面付近に冷却空気ＣＡのはく離域が増大することを抑えることができるため、タービン静翼１の冷却性能をより一層向上させることができる。
【００３０】
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限るものでなく、例えばタービン静翼１に適用した技術的思想をタービン動翼に適用する等、その他、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。
【符号の説明】
【００３１】
ＣＡ        冷却空気
１        タービン静翼（タービン翼）
３        静翼本体（翼本体）
５        リブ壁
７        フロント冷却通路
９        リア冷却通路
１１        フィルム冷却孔
１３        インナーバンド
１５        アウターバンド
１７        フロント開口部
１９        リア開口部
２１        フロントインサート
２３        フロントインピンジ冷却孔
２５        リアインサート
２３        リアインピンジ冷却孔
２９        カットバック部
ＤＡ        カットバック部の拡散領域
３１        仕切壁
３３        スロット
３５        突出壁
θ        突出壁の先端角
【図１】
2012052513.tif 000003
【図２】
2012052513.tif 000004
【図３】
2012052513.tif 000005
【図４】
2012052513.tif 000006