(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
根本部と、先端部と、前縁部と、受圧面と、受圧面と反対側に形成された送出面と、後縁部と、翼型の内部に冷却空気を導入する為に根本部から先端部に亘って翼型の長手方向に延設され且つ受圧面と送出面との間に配設された第一流路と、前縁部に近接して配設されると共に長手方向に互いに離間して配設された複数の連通孔を介して第一流路と連通した第二流路と、根本部に送り込まれる冷却空気を供給するための空気供給手段とを有するガスタービンエンジンの空冷式翼型構造において、該翼型は、翼型から冷却空気を吹き出すために、前縁部近傍に、第二流路から翼型の外表面まで延設された複数のヘリカル形状の冷却孔を有し、各々のヘリカル形状の冷却孔の入口と出口とは翼型の長手方向に離間されていることを特徴とするガスタービンエンジンの空冷式翼型構造。
【請求項２】
ヘリカル形状の冷却孔の断面形状が四角形状であることを特徴とする請求項１に記載の空冷式翼型構造。
【請求項３】
ヘリカル形状の冷却孔の一端を翼型の長手方向に直行する横平面に略配設し、且つヘリカル形状の冷却孔の他端を翼型の長手方向に互いに離間して配設したことを特徴とする請求項２に記載の空冷式翼型構造。
【請求項４】
各ヘリカル形状の冷却孔が冷却空気吹出口である吹出オリフィスを有し、且つ該吹出オリフィスの吹き出し方向は前縁部外表面を吹き出された冷却空気が薄膜状に覆うように前縁部の該表面に対して方向付けられていることを特徴とする請求項３に記載の空冷式翼型構造。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は、ガスタービンエンジンのタービンブレード（動翼）及びタービンベーン（静翼）の内部空冷式タービン翼型構造に関し、特に翼型（エアフォイル）の前縁部を冷却する技術に関する。
【０００２】
【従来の技術】
周知のとおり、ガスタービンエンジンに関する技術分野においては、タービンブレードの前縁部は、翼表面の小孔から冷却空気を吹き出させ、その冷却空気の薄膜で翼表面を覆って冷却するフィルム冷却と、冷媒による増補的熱伝達冷却とを巧みに組み合わせた冷却システムによって冷却されていた。タービン翼型の冷却技術に関係する当業者にとって周知であるように、タービン翼型の冷却技術は、ガスタービンエンジンの発展につれて徐々に進化してきており、その発展過程において、タービン翼の各部で最大冷却効果を得る為、各所に応じた独特の冷却技術が要求されるようになってきた。例えば、タービン翼前縁部や後縁部やブレード先端部やブレード中間部等の各所に応じて異なる冷却技術を適用して最大冷却効率を得るようになってきている。タービンの冷却構造が非常に重要であり、且つガスタービンエンジンの設計者がタービン翼型の各部に応じた冷却に注意を払うようになったのは、ガスタービンエンジンの効率がタービン温度に依存しており、特にタービン温度の増加に従ってエンジン効率も向上することによる。むやみにタービン温度を上昇すれば、タービンの構成部品は熱に耐えきれず損傷に至るため、このタービン温度の上限は、タービン構成部品の材質の有する耐熱限度によって決定される。エンジンの燃焼セクションで燃焼され排出された燃焼ガスは高温ガスとなってタービンセクションに導入される為、高温ガスにさらされるタービン構成部品の材質は十分な物理的強度を有するものでなければならない。しかしながら、タービン温度の上昇に起因して、この機械的強度は極端に低下してしまうのは周知のとおりである。従って、エンジンの熱力学的総合効率を向上する目的でタービン構成部品を効果的に冷却しつつ、タービン温度を高レベルに保持することが要求される。
【０００３】
周知のように、翼前縁での冷却効率を高める工夫は、タービン翼型自体の寿命に関して考慮すると、むしろ短所となっていた。これまでのタービン翼前縁の冷却技術の主流は、冷却空気によるフィルム冷却や冷却空気の翼前縁部への衝突剥離を利用した、翼内部に小孔を有する横笛状の筒をタービンの半径方向に延設し、この筒に形成された小孔から吹き出した冷却空気を翼前縁部の内側に集中的に衝突させるインピンジメント冷却を含む、冷媒を利用した増補的熱伝達冷却であった。通常、フィルム冷却部は、タービン翼前縁部に多数の近接する冷却小孔を機械加工することにより形成されている。
【０００４】
タービン翼の総合的冷却効果を大幅に改善することはできても、翼前縁部での寿命は相変わらずかなり制限的であった。即ち、高温燃焼ガスにさらされ加熱される前縁部の翼外表面の面積は、冷媒にさらされ冷却される前縁部の翼内部の面積よりも大きいため、翼前縁部は熱損し易い傾向にあるからである。この翼前縁部での加熱と冷却の不釣り合い現象は、タービン翼の他の箇所よりも甚だしい。周知のとおり、翼の他の箇所に較べて、前縁部では熱伝達係数が最も高く、翼前縁部では単位面積当たりの熱負荷が最高値となる。前縁部の翼内部の比較的小さな内半径により、互いに交差することなく配設される空冷用小孔の数は制限されてしまい、結果的に、翼前縁部の外表面では冷却孔がまばらに比較的低い密度で配列されているのが現状である。
【０００５】
実際の実験結果によると、タービン翼前縁部での熱伝達は、これら冷却孔の冷却空気導入口で最も盛んであるが、多数の冷却孔が集中する前縁部空気導入部から冷却空気の吹出口までの冷却空気導入通路の長さは比較的長く対流効率が十分ではなく、従って十分な冷却効率を得るに至っていない。
【０００６】
上記の従来技術を以下に図２〜図４に従って説明する。図２はタービンブレード１０の長手方向（縦軸方向）に直行する方向に切断したブレード前縁部１８の断面図を示す。図２において、インピンジメント冷却用のインピンジメント冷却孔３４を経由してブレード１０の根本部で空気導入通路２６と連通する長手方向に延設された流路３２と連通するフィルム冷却用の冷却孔３０が示されている。翼型の内部に画成された空洞部では文字Ａで示された内側湾曲部のように比較的曲率が大きい為、空洞部の内部半径は小さく、互いに隣接する冷却孔を交差することなく配設し得る冷却孔の数は制限される。一方、図２から明らかなように、文字Ｂで示された翼型前縁部１８の外側湾曲部のように内側湾曲部に較べて外部半径が大きいので、冷媒にさらされる翼型前縁内部面積よりも高温の燃焼ガスにさらされる翼型前縁外部面積のほうがより大きい翼前縁部構造となっている。この為、冷却効率は十分に満足的ではない。図２では冷却孔３０は互いに比較的高い密度で配設されているが、図４では冷却孔３０が比較的まばらに配設されているのが解るであろう。実験結果では、ブレード翼型前縁部に形成された冷却孔の空気導入口において、熱伝達効率が最も高く、この前縁部空気導入口では冷却孔が集中しており増補的熱伝達が最も盛んである。しかしながら、図３に示されるように、冷却孔３０の空気導入口から前縁部１８の冷却孔の空気吹出口までの冷却空気導入通路の長さは比較的長く、この為、従来の上述した翼型前縁部の構造では、前縁部冷却における冷却効率がある程度に制限されていた。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
従って、公知のタービン翼前縁部の冷却構造によって達成され得る冷却効率は、ある程度の範囲に制限されてしまっているのが現状であり、更に前縁部の冷却効率を改善することが望まれていた。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
本発明は、タービンブレードの前縁部に沿ってタービンブレードの横方向に延設され、且つタービンブレードの長手方向に互いに離間して並設されたヘリカル形状の冷却空気導入通路を高密度に配設すると共に、この冷却空気導入通路の空気吹出口の方向を前縁部の外表面に近接して冷媒である冷却空気のフィルム層が効果的に形成されるように方向付けたことを特徴とする。
【０００９】
本発明の他の特徴は、タービンブレードの前縁部にヘリカル形状の冷却空気導入通路を配設し、且つこの通路の断面形状を正方形または長方形としたことである。
【００１０】
本発明の更なる特徴は、ガスタービンエンジンのタービンブレードの前縁部に関するヘリカル形状の通路を備えた冷却システムを提供すると共に、このシステムは、ヘリカル形状の通路の各冷却空気導入口を、タービンディスクに固定されたタービンブレードの根本部からブレード先端部へと長手方向に延設され且つタービンブレード前縁部内に配設された冷却空気（冷媒）の供給通路と連通するように形成したことである。
【００１１】
【作用】
本発明のガスタービンエンジンの空冷式タービン翼冷却構造によると、タービンの前縁部に互いに別個に多数のヘリカル形状の冷却孔を適切に配設した前縁部構造を提供しており、翼型前縁部での冷却効率を向上することができる。また、ヘリカル形状の冷却孔の配設方向を以下のように最適に決定しており、冷却効率を格段と高めることができる。
【００１２】
１）冷却孔の内壁面の表面積がタービン翼前縁部の外表面積にかなり接近するようにヘリカル形状の冷却孔の配設が工夫されており、結果的に、冷却空気を導入する各冷却孔の長さを減少して、対流効率を改善している。
【００１３】
２）ヘリカル形状を有する冷却孔の外径側において、より高い熱伝達効率が得られる。
【００１４】
加えて、ヘリカル形状の冷却孔内に画成された冷却空気導入通路の断面形状を長方形に形成することにより、前縁部の外表面を覆う冷却空気の薄膜層が最適に形成されると共に、冷媒である冷却空気を外表面に沿うように前縁部外表面に対して比較的小さな角度、即ち鋭角に噴射されるようにヘリカル形状の冷却孔の吹き出し方向を形成することにより、より一層、冷却空気の薄膜層が最適に形成される。従って、このようなヘリカル形状の冷却孔を前縁部に形成することにより、総合的フィルム冷却効率が改善される。
【００１５】
上述のヘリカル形状の冷却孔を伴ったタービン翼前縁部の構造は、発明の名称が「冷却式タービンブレード」である１９８７年８月４日、クリフォード（Ｃｌｉｆｆｏｒｄ  ｅｔ  ａｌ．）に付与された米国特許第４，６８４，３２２号、及び発明の名称が「冷却式タービンベーン」である１９７８年３月２１日、スタール（Ｓｔａｈｌ）に付与された米国特許第４，０８０，０９５号に記載のヘリカル形状の通路とは異なり、本発明に従うガスタービンエンジンの空冷式タービン翼構造においては、翼前縁部に冷却空気導入用の多数の冷却孔内に画成されたヘリカル形状の通路が高密度に形成されると共に、各ヘリカル形状の冷却孔の冷却空気吹出口の方向が、前縁部外表面の湾曲面を冷却空気の薄膜が効果的に覆うように、前縁部外表面に対して比較的小さな仰角で方向付けられていて、フィルム冷却用の冷却空気の薄膜層が最適に形成されるようになっている。
【００１６】
【実施例】
本発明は、航空機を駆動するガスタービンエンジンのタービンブレードの翼型に適用された場合に特に有効である。以下に本発明のタービン翼の冷却構造の実施例を図面を伴って詳説することにより、この技術に関連する当業者は、本発明がタービンブレードの外に、例えば圧縮機ブレードや圧縮機ステータベーン等のような他のブレード又はベーンを冷却する用途、或はタービンエンジンを駆動源とする航空機に適用する外に、船舶用や工業用にも適用され得ることが理解できるであろう。本発明は特にロータブレード又はステータベーンの翼の冷却に最適である。
【００１７】
図１に、航空機の駆動源としてのガスタービンエンジンの典型的な軸流タービンブレード１０の立面図を示す。タービンブレード１０は、翼型１２、根本部１４、プラットフォーム１５、先端部１６、前縁部１８、及び後縁部２０とから形成される。図１において、受圧面側２２が示されており、流出面側はこの受圧面側２２に対向する反対面に形成されている。一般的に、ガスタービンエンジンの圧縮機セクション（図示せず）の圧縮段から抽気された圧縮空気（冷媒）がタービンブレードの根本部１４に配設された冷却空気導入流路２６と２８を経由して、翼型１２の内部通路内に供給されている。タービンロータは、エンジンシャフトに固定されたタービンディスク（図示せず）に支持固定された複数のディスクの周方向に互いに離間して配設されたタービンブレード１０を有する。タービンブレードの翼型１２は、タービンロータを駆動するタービンエンジンの燃焼セクション（図示せず）から送出される作動媒体である燃焼ガスからエネルギーを抽出するための手段として機能している。公知のように、燃焼ガスの流路における極めて高い運動エネルギーが航空機の推力となるスラストを発生するために利用される。ガスタービンエンジンの動作に関する説明は本発明と関連するものではないので、以下、本発明の翼型前縁部の冷却構造に関して図５〜図７に基づいて詳説する。
【００１８】
図５〜図７に示した本発明に従うタービンブレード翼型前縁部の冷却構造においては、従来技術の翼型前縁部の冷却構造と比較する目的で、同様な機能を有する構成部品に関しては同一の参照符号を付けて説明するものとする。図５〜図７から明らかなように、本発明の翼型前縁部の冷却構造においては、従来技術の前縁部の冷却孔３０をヘリカル形状の冷却孔４０に置き換えている点で異なる。このヘリカル形状の冷却孔４０は、通常の冷媒供給量よりも多い追加的な冷媒供給を行うことなく、より効率的な冷却を達成することができる。
【００１９】
図５に示すヘリカル形状の冷却孔４０は通常の穴明け加工又は翼型を成形する際に同時成形したり、詳しくは、電気化学的ミリングやレーザー穴明け加工等によって形成され得る。このヘリカル形状の冷却孔４０は、空気導入通路２６とインピンジメント冷却孔３４を連通孔として連通し且つタービンブレード長手方向に延設された流路３２から前縁部１８の外端縁に亘ってヘリカル形状に形成してある。ヘリカル形状の冷却孔４０の曲率は、冷却孔の冷却空気吹出口から吹き出された冷媒（冷却空気）が前縁部１８の湾曲した外表面にほぼ沿って流れ、前縁部の外表面に対する吹き出し角度が小さくなるようにしてある。また、該吹出口はオリフィスとなって形成されており、よりフィルム冷却に適した冷却空気の薄膜が該表面に沿って形成され得る。加えて、図６に示すように、ヘリカル形状の冷却孔４０の断面形状は、長方形又は正方形のような四角形状となっており、前縁部は吹き出された冷却空気の薄膜層によって最適に覆われ得るようになっている。また、比較的小さな仰角で冷却空気を吹き出すことによって、前縁部の冷却空気薄膜層が理想的に形成され、フィルム冷却効果を一層改善することができる。図から明らかなように、ヘリカル形状の冷却孔４０は、前縁部に沿って、タービンブレードの根本部から先端部に亘ってブレードの長手方向に互いに離間して並設されている。冷却効率を高めるように、図５及び図６に示されるように、前縁部において、ヘリカル形状の冷却孔の一端を翼型の長手方向に直行する横平面に略配設し、且つヘリカル形状の冷却孔の他端を翼型の長手方向に互いに離間して配設してある。
【００２０】
このガスタービンエンジンのタービン翼型前縁部の冷却構造においては、冷却孔４０の内部の冷却空気にさらされる内表面積が高温ガスにさらされる前縁部の外表面積により接近して設けられており、また、冷却孔の空気導入口から吹出口までの冷却空気導入通路の長さが平均して従来より短く形成されているので、冷媒の対流効率を高めることができる。また、ヘリカル形状の冷却孔４０の外径部での熱伝達効率をより高めた構造となっており、熱吸収の容量を改善することができる。また更に、ヘリカル形状の冷却孔の断面形状を四角形状とし且つ冷却孔４０の空気吹出口が前縁部の外表面に対して小さな仰角で吹き出されるように冷却孔の形成方向を設定しているので、ブレード前縁部外表面を覆うフィルム冷却用薄膜空気層を最適に形成することができると共に、全体的冷却効率をより高めることができる。
【００２１】
本発明は、その精神又は主要な特徴から逸脱することなく、他の様々な形で実施することができる。それ故、前述の実施例は単なる例示にすぎず、限定的に解釈してはならない。
【００２２】
【発明の効果】
以上のように本発明は、翼型の前縁部近傍に、冷却空気を導入するための第２流路から翼型外表面まで延設された複数のヘリカル形状の冷却孔を備え、冷却孔から吹き出された冷却空気が翼型外表面に沿って流れるようになっているため、従来のものに比較して翼型前縁部での冷却効率を確実に向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に従うガスタービンエンジンのタービンブレードの前縁部冷却構造の実施例を示す正面図である。
【図２】従来の冷却技術を示したタービンブレードの前縁部の部分断面図である。
【図３】従来技術を示した図２の線３−３に沿った部分断面図である。
【図４】従来技術を示した図２のブレード前縁部の部分斜視図である。
【図５】本発明を示した図１の線５−５に沿った部分断面図である。
【図６】本発明を示した図５の線６−６に沿った部分断面図である。
【図７】本発明を示した図５のブレード前縁部の部分斜視図である。
【符号の説明】
１０…タービンブレード
１２…翼型
１４…根本部
１６…先端部
１８…前縁部
２０…後縁部
３４…インピンジメント冷却孔
４０…ヘリカル形状の冷却孔
【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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