(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービンエンジンにおけるフィルム冷却式エンジン構成要素を提供する。【解決手段】高温燃焼ガス流を発生するガスタービンエンジン用のエンジン構成要素８０は、高温燃焼ガス流に面する高温面８４と冷却流体流に面する冷却面８６とを有する基材８２と、基材８２を通って延び、冷却面８６上に設けられた入口９２と、高温面８４上に設けられた出口９４と、入口９２及び出口９４を接続する通路９６と、を有するフィルム孔９０と、を備える。通路９６は、入口部分中心線１０２を定める入口部分９８と、出口部分中心線１０４を定める出口部分１００と、を含む。出口部分中心線１０４は、高温面８４から見たときに入口部分中心線１０２と同一直線上にないように入口部分中心線１０２に対して第１の角度をなす。【選択図】図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
高温燃焼ガス流を発生するガスタービンエンジン用のエンジン構成要素（８０）であって、
前記高温燃焼ガス流に面する高温面（８４）と冷却流体流に面する冷却面（８６）とを有する基材（８２）と、
前記基材（８２）を通って延び、前記冷却面（８６）上に設けられた入口（９２）と、前記高温面（８４）上に設けられた出口（９４）と、前記入口（９２）及び前記出口（９４）を接続する通路（９６）と、を有するフィルム孔（９０）と、
を備え、
前記通路（９６）が、入口部分中心線（１０２）を定める入口部分（９８）と、出口部分中心線（１０４）を定める出口部分（１００）と、を含み、前記出口部分中心線（１０４）が、前記高温面（８４）から見たときに前記入口部分中心線（１０２）と同一直線上にないように前記入口部分中心線（１０２）に対して第１の角度をなす、エンジン構成要素（８０）。
【請求項２】
前記出口部分中心線（１０４）が、前記高温面（８４）に直交する平面から見たときに、前記入口部分中心線（１０２）に対して第２の角度をなす、請求項１に記載のエンジン構成要素（８０）。
【請求項３】
前記第１及び第２の角度のうちの少なくとも１つが鋭角である、請求項２に記載のエンジン構成要素（８０）。
【請求項４】
前記第１及び第２の角度の両方が鋭角である、請求項３に記載のエンジン構成要素（８０）。
【請求項５】
前記第１の角度が、前記高温面（８４）によって定められる平面に垂直な軸線（１０６）の周りにある、請求項２に記載のエンジン構成要素（８０）。
【請求項６】
前記軸線（１０６）が、前記入口部分中心線（１０２）と前記出口部分中心線（１０４）との交点（１０８）を通る、請求項５に記載のエンジン構成要素（８０）。
【請求項７】
前記通路（９６）が、前記入口部分（９８）を定める調量セクション（１１０）と、前記出口部分（１００）を定める拡散セクション（１１２）と、を含む、請求項１に記載のエンジン構成要素（８０）。
【請求項８】
前記調量セクション（１１０）が入口（９２）を含み、前記拡散セクション（１１２）が出口（９４）を含む、請求項７に記載のエンジン構成要素（８０）。
【請求項９】
前記入口部分中心線（１０２）及び前記出口部分中心線（１０４）が直線状である、請求項１に記載のエンジン構成要素（８０）。
【請求項１０】
高温燃焼ガス流を発生するガスタービンエンジン用のエンジン構成要素（８０）であって、
前記高温燃焼ガス流に面する高温面（８４）と冷却流体流に面する冷却面（８６）とを有する基材（８２）と、
前記基材（８２）を通って延び、前記冷却面（８６）上に設けられた入口（９２）と、前記高温面（８４）上に設けられた出口（９４）と、前記入口（９２）及び前記出口（９４）を接続する通路（９６）と、を有するフィルム孔（９０）と、
を備え、
前記通路（９６）が、
第１の中心線（１０２）を定める第１の部分（９８）と、
前記通路（９６）を通る前記冷却流体流の方向に対して前記第１の部分（９８）の下流側に位置し、第２の中心線（１０４）を定める第２の部分（１００）と、
を含み、
前記第２の中心線（１０４）が、前記高温面（８４）によって定められる平面に垂直な軸線（１０６）の周りで前記第１の中心線（１０２）に対して第１の角度をなす、エンジン構成要素（８０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的にエンジン構成要素に関し、より詳細にはガスタービンエンジンにおけるフィルム冷却式エンジン構成要素に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジン、及び特にガス又は燃焼タービンエンジンは、エンジンを通って複数のタービンブレード上を通過する燃焼ガスの流れからエネルギーを抽出する回転エンジンである。ガスタービンエンジンは、陸上及び海上移動並びに発電用に使用されているが、最も一般的には、ヘリコプターを含む航空機などの航空用途で使用されている。航空機において、ガスタービンエンジンは、航空機の推進用に使用される。地上用途では、タービンエンジンは、発電用に使用されることが多い。
【０００３】
航空機用のガスタービンエンジンは、エンジン効率を最大にするために高温で作動するよう設計されているので、高圧タービン及び低圧タービンなどの特定のエンジン構成要素の冷却が必要となる場合がある。一部のエンジン構成要素は、高温燃焼ガスからエンジン構成要素を保護するためにエンジン構成要素の高温面上に冷却流体の薄い層又はフィルムを供給するフィルム孔を含む。通常、冷却は、高圧及び／又は低圧圧縮機からの低温の空気をフィルム冷却が必要となるエンジン構成要素にダクト供給することにより達成される。圧縮機からの冷却空気は、約５００°Ｃ〜７００°Ｃである。圧縮機空気は高温であるが、およそ１０００°Ｃ〜２０００°Ｃとすることができる燃焼室を通過する空気よりも低温である。
【０００４】
図１には、エンジン構成要素２０２における従来技術のフィルム孔２００が断面で示されている。エンジン構成要素２０２は、高温燃焼ガス流Ｈに面する高温面２０４と、冷却流体流Ｃに面する冷却面２０６と、を含む。作動中、冷却流体流Ｃは、フィルム孔２００から外に供給されて、高温面２０４上に冷却空気の薄い層又はフィルムを生成し、高温面２０４を高温燃焼ガス流Ｈから保護する。フィルム孔２００は、冷却面２０６上に設けられた入口２０８と、高温面２０４上に設けられた出口２１０と、入口２０８と出口２１０を接続する通路２１２とを含む。通路２１２は、高温面及び冷却面２０４，２０６に直交する平面から見たときに（すなわち、図１に示す断面図で）互いに対してある角度で配向されたセクション２１４，２１６を含むことができる。例示の実施形態において、セクションは、冷却流体流Ｃの質量流量を調量する調量セクション２１４と、冷却流体流Ｃが膨張してより広範囲の冷却フィルムを形成することができる拡散セクション２１６と、を含む。
【０００５】
フィルム孔２００は、本明細書で中心線２１８とも呼ばれる通路２１２の長手方向軸線に沿って位置し、該長手方向軸線は、調量セクション２１４の断面積の幾何学的中心を通過する。拡散セクション２１６は、固有の中心線２２０を定めることができ、拡散セクション２１６の断面積の幾何学的中心を通過する。２つの中心線２１８、２２０は、高温面及び冷却面２０４，２０６に直交する平面から見たときに（すなわち、図１に示す断面図で）角度Ｘで交差する。高温面２０４から見たときに、図２に示すように、中心線２１８，２２０は同一直線上にあり、その結果、通路２１２を通る冷却流体流Ｃの方向での横方向変化が存在しない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第７，７８９，６２６号明細書
【発明の概要】
【０００７】
１つの態様において、本発明は、高温燃焼ガス流を発生するガスタービンエンジン用のエンジン構成要素に関し、該エンジン構成要素が、上記高温燃焼ガス流に面する高温面と冷却流体流に面する冷却面とを有する基材と、上記基材８２を通って延び、上記冷却面上に設けられた入口と、上記高温面上に設けられた出口と、上記入口及び上記出口を接続する通路と、を有するフィルム孔と、を備え、上記通路が、入口部分中心線を定める入口部分と、出口部分中心線を定める出口部分と、を含み、上記出口部分中心線が、上記高温面から見たときに上記入口部分中心線と同一直線上にないように上記入口部分中心線に対して第１の角度をなす。
【０００８】
別の態様において、本発明は、高温燃焼ガス流を発生するガスタービンエンジン用のエンジン構成要素に関し、該エンジン構成要素が、上記高温燃焼ガス流に面する高温面と冷却流体流に面する冷却面とを有する基材と、上記基材８２を通って延び、上記冷却面上に設けられた入口と、上記高温面上に設けられた出口と、上記入口及び上記出口を接続する通路と、を有するフィルム孔と、を備え、上記通路が、第１の中心線を定める第１の部分と、上記通路を通る上記冷却流体流の方向に対して上記第１の部分の下流側に位置し、第２の中心線を定める第２の部分と、を含み、上記第２の中心線が、上記高温面によって定められる平面に垂直な軸線の周りで上記第１の中心線に対して第１の角度をなす。
【０００９】
更に別の態様において、本発明は、高温燃焼ガス流を発生するガスタービンエンジン用のエンジン構成要素に関し、該エンジン構成要素が、上記高温燃焼ガス流に面する高温面と冷却流体流に面する冷却面とを有する基材と、上記基材８２を通って延び、上記冷却面上に設けられた入口と、上記高温面上に設けられた出口と、上記入口及び上記出口を接続する通路と、を有するフィルム孔と、を備え、上記通路が、入口を含み且つ入口部分中心線を定める入口部分と出口を含み且つ出口部分中心線を定める出口部分とを含み、上記出口部分中心線が、ある点で入口部分中心線と交差して、該点を通過し且つ高温面によって定められる平面に垂直な軸線の周りで上記入口部分中心線に対して第１の角度をなす。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】従来技術によるエンジン構成要素のフィルム孔を通る概略断面図。
【図２】図１からの従来技術のエンジン構成要素の高温面の平面図。
【図３】航空機用のガスタービンエンジンの概略断面図。
【図４】図３からのエンジンの燃焼器及び高圧タービンの側断面図。
【図５】本発明の第１の実施形態によるフィルム孔を有するエンジン構成要素の概略斜視図。
【図６】図５からのエンジン構成要素の高温面の平面図。
【図７】図５からのエンジン構成要素の側面図。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
本発明の記載される実施形態は、特にガスタービンエンジンにおけるフィルム冷却式エンジン構成要素に関する。説明の目的で、本発明の態様は、航空機ガスタービンエンジンに関して説明する。しかしながら、本発明は、これに限定されず、他の移動体用途、及び非移動体、商用、及び住宅用途などの非航空機用途における一般的に応用することができることは理解されるであろう。
【００１２】
図３は、航空機用のガスタービンエンジン１０の概略断面図である。エンジン１０は、前方１４から後方１６に延びた略長手方向に延びる軸線又は中心線１２を有する。エンジン１０は、下流側直列流れ関係で、ファン２０を含むファンセクション１８と、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２４及び高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２と、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８と、ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２と、排気セクション３８と、を含む。
【００１３】
ファンセクション１８は、ファン２０を囲むファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２の周りに半径方向に配置された複数のファンブレード４２を含む。
【００１４】
ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、及びＨＰタービン３４は、燃焼ガスを発生するエンジン１０のコア４４を形成する。コア４４は、ファンケーシング４０と結合することができるコアケーシング４６により囲まれる。
【００１５】
エンジン１０の中心線１２の周りに同軸方向に配置されたＨＰシャフト又はスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動可能に接続する。より大きな直径の環状ＨＰスプール４８内にエンジン１０の中心線１２の周りに同軸方向に配置されたＬＰシャフト又はスプール５０は、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４及びファン２０に駆動可能に接続する。
【００１６】
ＬＰ圧縮機２４及びＨＰ圧縮機２６はそれぞれ、複数の圧縮機段５２，５４を含み、ここでは圧縮機ブレード５６，５８のセットが固定圧縮機ベーン６０，６２（ノズルとも呼ばれる）の対応するセットに対して回転して、段を通過する流体ストリームを圧縮又は加圧する。単一の圧縮機段５２，５４において、複数の圧縮機ブレード５６，５８は、リング状に設けることができ、ブレードプラットフォームからブレード先端まで中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができるが、対応する固定圧縮機ベーン６０，６２は、回転ブレード５６，５８の下流側に隣接して位置付けられる。図３に示されるブレード、ベーン、及び対応する圧縮機段の数は、例証として選択されおり、他の数も実施可能である点に留意されたい。
【００１７】
ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６はそれぞれ、複数のタービン段６４，６６を含み、ここではタービンブレード６８，７０のセットが固定タービンベーン７２，７４（ノズルとも呼ばれる）の対応するセットに対して回転して、段を通過する流体ストリームからエネルギーを抽出する。単一のタービン段６４，６６において、複数のタービンブレード６８，７０をリング状に設けることができ、ブレードプラットフォームからブレード先端まで中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができるが、対応する固定タービンベーン７２，７４は、回転ブレード６８，７０の下流側に隣接して位置付けられる。図３に示されるブレード、ベーン、及びタービン段の数は、例証として選択されおり、他の数も実施可能である点に留意されたい。
【００１８】
作動時には、回転ファン２０は、周囲空気をＬＰ圧縮機２４に供給し、次いで、該ＬＰ圧縮機２４は、加圧した周囲空気をＨＰ圧縮機２６に供給して、該ＨＰ圧縮機２６が周囲空気を更に加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧空気は、燃焼室３０において燃料と混合されて点火され、これにより燃焼ガスを発生する。これらのガスからＨＰタービン３４によって幾らかの仕事が取り出され、これによりＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスは、ＬＰタービン３６に吐出され、該ＬＰタービン３６が追加の仕事を取り出してファン２０を駆動し、最終的に排気ガスは、排気セクション３８を介してエンジン１０から排出される。ＬＰタービン３６を駆動することにより、ＬＰスプール５０を駆動してファン２０及びＬＰ圧縮機２４を回転させる。
【００１９】
ファン２０によって供給される周囲空気の一部は、エンジンコア４４をバイパスし、エンジン１０の一部分、特に高温部分の冷却に使用され、及び／又は航空機の他の態様の冷却又は動力供給に用いることができる。タービンエンジンの関連において、エンジンの高温部分は通常、燃焼器３０、特にタービンセクション３２の下流側にあり、ＨＰタービン３４は、燃焼セクション２８の直ぐ下流側にあるときに最も高温の部分である。冷却流体の他の供給源は、限定ではないが、ＬＰ圧縮機２４又はＨＰ圧縮機２６から吐出される流体とすることができる。
【００２０】
図４は、図３からのエンジン１０の燃焼器３０及びＨＰタービン３４の側断面図である。燃焼器３０は、デフレクタ７６及び燃焼器ライナ７７を含む。タービン３４のタービンブレード６８に軸方向に隣接して半径方向に離間した固定タービンベーン７２のセットがあり、隣接するベーン７２がこれらの間にノズルを形成する。ノズルは、燃焼ガスを転回させて回転ブレードに良好に流し、タービン３４によって最大のエネルギーを抽出できるようにする。冷却流体流Ｃは、ベーン７２を通過して、高温燃焼ガス流Ｈがベーン７２の外部に沿って通るときにベーン７２を冷却する。シュラウド組立体７８は、タービン３４における流れ損失を最小限にするよう、回転ブレード６８に隣接している。同様のシュラウド組立体はまた、ＬＰタービン３６、ＬＰ圧縮機２４、又はＨＰ圧縮機２６に関連付けることができる。
【００２１】
エンジン１０のエンジン構成要素の１又はそれ以上は、本明細書で更に開示される実施形態のフィルム孔を設けることができるフィルム冷却基材を含む。フィルム冷却基材を有するエンジン構成要素の非限定的な一部の実施例は、図３〜４に記載されるように、ブレード６８，７０、ベーン又はノズル７２，７４、燃焼器デフレクタ７６、燃焼器ライナ７７、又はシュラウド組立体７８を含むことができる。フィルム冷却を利用する他の非限定的な実施例は、タービン移行ダクト及び排気ノズルを含む。
【００２２】
図５は、本発明の第１の実施形態によるエンジン構成要素８０の一部を示す概略斜視図である。エンジン構成要素８０は、図３からのエンジン１０のエンジン構成要素とすることができ、矢印Ｈで表される高温ガス流中に配置することができる。矢印Ｃで表される冷却流体流は、エンジン構成要素を冷却するのに供給することができる。図３〜４に関して上記で検討したように、タービンエンジン関連において、冷却空気は、エンジンコア４４をバイパスさせたファン２０により供給される周囲空気、ＬＰ圧縮機２４からの流体、又はＨＰ圧縮機２６からの流体とすることができる。
【００２３】
エンジン構成要素８０は、高温燃焼ガス流Ｈに面する高温面８４と、冷却流体Ｃに面する冷却面８６とを有する基材８２を含む。基材８２は、エンジン構成要素８０の壁を形成することができ、該壁は、エンジン構成要素８０の外壁又は内壁とすることができる。第１のエンジン構成要素８０は、冷却面８６を含む少なくとも１つの内部キャビティ８８を定めることができる。高温面８４は、エンジン構成要素８０の外面とすることができる。ガスタービンエンジンの場合において、高温面８４は、１０００°Ｃ〜２０００°Ｃの範囲の温度を有するガスに晒される可能性がある。基材８２の好適な材料は、限定ではないが、鋼鉄、チタンのような高融点金属、或いは、ニッケル、コバルト、又は鉄ベースの超合金、並びにセラミックマトリックスを含む。超合金は、等軸、一方向凝固、及び単結晶構造のものを含むことができる。
【００２４】
エンジン構成要素８０は更に、内部キャビティ８８とエンジン構成要素８０の高温面８４との間の流体連通を提供する基材８２を通って延びる１又はそれ以上のフィルム孔９０を含む。作動中、冷却流体流Ｃは、内部キャビティ８８に供給されてフィルム孔９０から出て、高温面８４上に冷却空気の薄い層又はフィルムを生成し、該高温面８４を高温燃焼ガス流Ｈから保護する。図５には１つのフィルム孔９０のみが図示されているが、エンジン構成要素８０は、複数のフィルム孔９０を備えることができ、エンジン構成要素８０上の何れかの所望の構成で配列することができることは理解される。
【００２５】
フィルム孔９０は、基材８２の冷却面８６上に設けられた入口９２と、高温面８４上に設けられた出口９４と、入口９２及び出口９４を接続する通路９６と、を有することができる。冷却流体流Ｃは、入口９２にてフィルム孔９０に流入し、通路９６を通過した後、出口９４にてフィルム孔９０から流出する。
【００２６】
通路９６は、第１の部分９８と、通路９６を通る冷却流体流Ｃの方向に対して第１の部分９８の下流側にある第２の部分１００とを含むことができる。通路の各部分９８、１００は、該部分９８、１００の断面積の幾何学的中心を通る長手方向軸線である別個の中心線１０２，１０４を定めることができる。フィルム孔９０に関して本明細書で使用される場合、用語「軸方向」及びその別形は、冷却面８６から高温面８４まで中心線１０２，１０４に沿った冷却流体流Ｃの方向を指し、用語「半径方向」及びその別形は、中心線１０２，１０４に直交する方向を指す。本明細書で例示されるように、中心線１０２，１０４は直線形であり、他の実施形態では、フィルム孔９０の形状に応じて非線形又は湾曲とすることができる。
【００２７】
図５からのエンジン構成要素８０の高温面８４の平面図である図６を更に参照すると、第２の部分１００は、第１の部分９８に対して回転することができ、高温面８４から見たときに第２の中心線１０４が第１の中心線１０２に対して同一直線上にないようになる。第２の中心線１０４は、第１の中心線１０２に対して第１の角度Ａをなすことができる。例示の実施形態において、第１の角度Ａは、高温面８４によって定められる平面に垂直な軸線１０６を中心として定めることができる。図６のように高温面８４から見たときに、軸線１０６はページから外に出る。
【００２８】
図１〜２に示されるフィルム孔２００を含む多くの従来技術のフィルム孔は、上から見たときに単一の中心線又は同一直線上の中心線に沿って位置する。回転した第２の部分１００は、通路９６を通る冷却流体流Ｃの方向の横方向の変化をもたらす。このことに関する１つの一般的な利点は、設計自由度及び／又は融通度が付加されることである。入口９２及び出口９４は、もはや同一直線上にあるように制約されない。入口９２は、出口９４の所望の有利な位置を維持しながら、必要に応じてエンジン構成要素８０の内部特徴要素又は壁に対して配置することができる。
【００２９】
２つの中心線１０２，１０４は、交点１０８にて交差することができる。交点１０８は、本明細書で例示されるように通路９６内に位置することができる。軸線１０６は、交点１０８を通過することができ、第１の角度Ａの頂点が交点１０８に位置するようになる。交点１０８を通過することに加えて、本発明の一部の実施形態において、軸線１０６は更に、高温面及び冷却面８４，８６の両方に垂直とすることができる。
【００３０】
本明細書で検討される実施形態の何れかにおいて、基材８２は、略平坦であるように概略的に示されているが、基材８２は、多くのエンジン構成要素８０について湾曲することができることは理解される。しかしながら、基材８２の湾曲は、フィルム孔９０のサイズと比べて僅かとすることができ、よって検討及び説明の目的で基材８２は平坦として図示される。基材８２が平坦又は湾曲であるかに関わらず、軸線１０６は、該軸線１０６が通過する基材８２の局所的区域において高温面８４により定められる平面に垂直とすることができる。更に、基材８２は、フィルム孔９０に対して局所的に平坦又は湾曲であるかに関わらず、高温面及び冷却面８４，８６は、本明細書で図示されるように互いに平行とすることができ、或いは、非平行面に位置してもよい。
【００３１】
第１の部分９８は、通路９６を通る冷却流体流Ｃの下流側方向で傾斜することができ、その結果、第１の中心線１０２は、高温面及び冷却面８４，８６に非直交となる。第２の部分１００はまた、通路９６を通る冷却流体流Ｃの下流側方向で傾斜することができ、その結果、第２の中心線１０４は、高温面及び冷却面８４，８６に非直交となる。或いは、中心線１０２，１０４の何れかが高温面及び冷却面８４，８６の一方又は両方に直交することができる。
【００３２】
第１及び第２の部分９８，１００は、円形又は非円形の断面形状を有することができ、ここで断面形状は、中心線１０２，１０４それぞれに対して半径方向に定められる。非円形断面は、限定ではないが、矩形、楕円形、台形、又は他の不規則な形状を含むことができる。更に、第１及び第２の部分９８，１００の断面形状は、中心線１０２，１０４それぞれに沿って実質的に一定のままとすることができ、或いは、変化してもよい。例えば、第１及び第２の部分９８，１００は、軸線方向に沿って中心線１０２，１０４それぞれから収束又は発散することができる。
【００３３】
例示の実施形態において、第１の部分９８は通路９６の入口部分とすることができ、よって第１の部分９８が入口９２を含む。第２の部分１００は、通路の出口部分とすることができ、よって第２の部分１００が通路９６の出口９４を含む。入口部分９８は、入口９２から交点１０８まで延びることができ、出口部分１００は、交点１０８から出口９４まで延びることができる。
【００３４】
より具体的には、例示の実施形態において、第１の部分９８は、冷却流体流Ｃの質量流量を調量するための通路９８の調量セクション１１０により定められ、第２の部分１００は、冷却流体流Ｃが膨張してより広範囲の冷却フィルムを形成することができる拡散セクション１１２により定められる。拡散セクション１１２は、調量セクション１１０と直列流れ連通することができる。調量セクション１１０は、入口９２又はその近傍に設けることができ、拡散セクション１１２は、出口９４又はその近傍に設けることができる。
【００３５】
調量セクション１１０は、通路９６を通る冷却流体流Ｃの方向に垂直な最小断面積を有する通路９６の一部である。調量セクション１１０は、通路９６が最小断面積又は通路９６の細長いセクションを有する離散的位置にあることができる。
【００３６】
調量セクション１１０への入口は、通路９６への入口と連通して、ここから冷却流体流Ｃを受け取り、図５の実施形態を含む本発明の一部の実施形態では、調量セクション１１０への入口は更に、通路９６への入口と一致することができる。拡散セクション１１２の出口は、通路９６の出口と一致する。調量セクション１１０の出口は、拡散セクション１１２への入口と一致し、冷却流体流Ｃが膨張し始める移行部を定める。
【００３７】
２つの中心線１０２，１０４の交点１０８は、調量セクション１１０と拡散セクション１１２との間の移行部に位置することができる。例示の実施形態において、調量セクション１１０は、通路９６の伸長セクションであり、交点１０８は、調量セクション１１０の遠位又は下流側端部に位置する。
【００３８】
図５に示す第２の部分１００の全体の形状は、実質的に同様の円錐形であり、その結果、軸方向において、拡散セクション１１２は、一般に第２の中心線１０４から発散しているが、第２の中心線１０４に垂直な実質的に円形断面を有する。或いは、第２の部分１００は、実質的に楕円状又は直線状の断面を有することができる。
【００３９】
作動時には、冷却流体流Ｃは、入口９２を通じてフィルム孔９０に流入して調量セクション１１０を通過し、交点１０８にて転回して拡散セクション１００を通過した後、高温面８４に沿って出口９４にてフィルム孔９０から流出する。第１の角度Ａは、通路９６を通る冷却流体流Ｃの全体的な方向の横方向の変化を表すことができる。第１の角度Ａは、第１の中心線１０２と第２の中心線１０４との間の最小角度とすることができ、その結果、第２の部分１００が第１の部分９８に対して回転される方向に関係なく、すなわち、第２の部分１００が軸線１０６の周りに図６に示される図に対して上方に回転しているか又は下方に回転しているかに関係なく、横方向の変化の大きさ又は絶対値を表すことになる。
【００４０】
１つの実施例において、第１の角度Ａは鋭角とすることができる。より具体的には、第１の角度Ａは、０より大きく９０度未満とすることができる。更により具体的には、第１の角度Ａは、０〜４５度の範囲とすることができる。鋭角は、フィルム孔９０を製造する際の材料損傷の可能性を低下させ、また、冷却性能に対する製造公差の影響を低減することができる。角度がより高くなると、孔の吐出係数を低下させ、フィルム孔を通過する冷却流体流量を減少させるようにすることができる。本発明の他の実施形態において、第１の角度Ａは鈍角、すなわち、９０度より大きくてもよい。
【００４１】
図７は、エンジン構成要素８０の側面図であり、ここでフィルム孔９０が破線で示されている。高温面８４に直交する平面から見たときに、第２の中心線１０４は、第１の中心線１０２に対して第２の角度Ｂを形成することができる。例示の実施形態において、第２の角度Ｂは、軸線１０６に垂直な軸線１１４を中心として定めることができる。従って、軸線１１４は、高温面８４によって定められる平面に平行とすることができる。軸線１１４は、交点１０８を通過することができ、第２の角度Ｂの頂点が交点１０８に位置するようになる。
【００４２】
第２の角度Ｂは、通路９６を通る冷却流体流Ｃの全体的な方向の長手方向の変化を表すことができる。第２の角度Ｂは、第１の中心線１０２と第２の中心線１０４との間の最小角度とすることができ、その結果、第２の部分１００が第１の部分９８に対して回転される方向に関係なく、すなわち、第２の部分１００が軸線１１４の周りに図７に示される図に対して上方に回転しているか又は下方に回転しているかに関係なく、長手方向の変化の大きさ又は絶対値を表すことになる。
【００４３】
１つの実施例において、第２の角度Ｂは鋭角とすることができる。より具体的には、第２の角度Ｂは、０より大きく９０度未満とすることができる。更により具体的には、第２の角度Ｂは、０〜２５度の範囲とすることができる。本発明の他の実施形態において、第２の角度Ｂは鈍角、すなわち、９０度より大きくてもよい。
【００４４】
図１〜２に示されたフィルム孔を含む多くの従来技術のフィルム孔において、フィルム孔は、断面平面で見ることができる１又はそれ以上の中心線に沿って位置する点に留意されたい。ここで、第２の部分１００は、第１の部分９８と平面外に回転されているので、フィルム孔９０の中心線１０２，１０４は、高温面８４に直交する単一の断面図で見ることはできない。しかしながら、中心線１０２，１０４の両方は、フィルム孔９０の外部から高温面８４に直交する平面から見ることができる。
【００４５】
本発明の実施形態は、フィルム孔９０の調量セクション及び／又は拡散セクションの成形又は輪郭形成と組み合わせることができる。本発明の実施形態はまた、拡散セクションの無いフィルム孔にも適用することができる。本発明の実施形態はまた、スロットタイプのフィルム冷却にも適用することができ、この場合には出口９４が高温面８４上のスロット内に設けられる。更に、上述の実施形態の何れかににおいて、基材８２の高温面８４にコーティングを施工することができる。コーティングの非限定的な一部の実施例には、熱障壁コーティング、酸化保護コーティング、又はこれらの組み合わせが上げられる。
【００４６】
本明細書で開示される本発明に関連する装置及び方法の様々な実施形態は、特にフィルム孔を有するタービン構成要素においてエンジン構造体に対する改善された冷却を提供する。記載のシステムの一部の実施形態の実際に際して実現できる１つの利点は、高温面から見たときに互いに対して角度が付けられた部分をフィルム孔が含むことである。事前に成形されたディフューザフィルム孔は、合成角の向きに施工されたときにかなりの制限がある。フィルム孔の異なる部分の軸線、詳細には入口及び出口部分の軸線を異なるようにすることができることにより、出口部分を入口部分から回転させることができる。多軸フィルム孔は、高度に湾曲した翼形部領域でのフィルム冷却の有効性を高めるなどの最大利点に対する必要に応じて出口部分を回転させる能力を提供し、完全な成形及び被覆の利点を損なうことなくフィルム孔を冷却通路内に選択的に位置付けることが可能となり、及び／又はフィルム孔に対して局所的な冷却流体又は高温燃焼ガスの流れそれぞれへのフィルム孔の入口又は出口の相対的向きに起因した流入及び流出作用の分離を可能にする。
【００４７】
本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を含む場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。
【００４８】
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
高温燃焼ガス流を発生するガスタービンエンジン用のエンジン構成要素であって、上記高温燃焼ガス流に面する高温面と冷却流体流に面する冷却面とを有する基材と、上記基材を通って延び、上記冷却面上に設けられた入口と、上記高温面上に設けられた出口と、上記入口及び上記出口を接続する通路と、を有するフィルム孔と、を備え、上記通路が、入口部分中心線を定める入口部分と、出口部分中心線を定める出口部分と、を含み、上記出口部分中心線が、上記高温面から見たときに上記入口部分中心線と同一直線上にないように上記入口部分中心線に対して第１の角度をなす、エンジン構成要素。
［実施態様２］
上記出口部分中心線が、上記高温面に直交する平面から見たときに、上記入口部分中心線に対して第２の角度をなす、実施態様１に記載のエンジン構成要素。
［実施態様３］
上記第１及び第２の角度のうちの少なくとも１つが鋭角である、実施態様２に記載のエンジン構成要素。
［実施態様４］
上記第１及び第２の角度の両方が鋭角である、実施態様３に記載のエンジン構成要素。
［実施態様５］
上記第１の角度が、上記高温面によって定められる平面に垂直な軸線の周りにある、実施態様２に記載のエンジン構成要素。
［実施態様６］
上記軸線が、上記入口部分中心線と上記出口部分中心線との交点を通る、実施態様５に記載のエンジン構成要素。
［実施態様７］
上記通路が、上記入口部分を定める調量セクションと、上記出口部分を定める拡散セクションと、を含む、実施態様１に記載のエンジン構成要素。
［実施態様８］
上記調量セクションが入口を含み、上記拡散セクションが出口を含む、実施態様７に記載のエンジン構成要素。
［実施態様９］
上記入口部分中心線及び上記出口部分中心線が直線状である、実施態様１に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１０］
高温燃焼ガス流を発生するガスタービンエンジン用のエンジン構成要素であって、上記高温燃焼ガス流に面する高温面と冷却流体流に面する冷却面とを有する基材と、上記基材を通って延び、上記冷却面上に設けられた入口と、上記高温面上に設けられた出口と、上記入口及び上記出口を接続する通路と、を有するフィルム孔と、を備え、上記通路が、第１の中心線を定める第１の部分と、上記通路を通る上記冷却流体流の方向に対して上記第１の部分の下流側に位置し、第２の中心線を定める第２の部分と、を含み、上記第２の中心線が、上記高温面によって定められる平面に垂直な軸線の周りで上記第１の中心線に対して第１の角度をなす、エンジン構成要素。
［実施態様１１］
上記第２の中心線が、上記高温面に直交する平面から見たときに、上記第１の中心線に対して第２の角度をなす、実施態様１０に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１２］
上記第１及び第２の角度のうちの少なくとも１つが鋭角である、実施態様１１に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１３］
上記第１及び第２の角度の両方が鋭角である、実施態様１２に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１４］
上記軸線が、上記第１の中心線と上記第２の中心線との交点を通る、実施態様１０に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１５］
前記通路が、前記第１の部分を定める調量セクションと、前記第２の部分を定める拡散セクションと、を含む、請求項１５に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１６］
上記調量セクションが入口を含み、上記拡散セクションが出口を含む、実施態様１５に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１７］
上記第１の中心線及び上記第２の中心線が直線状である、実施態様１０に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１８］
高温燃焼ガス流を発生するガスタービンエンジン用のエンジン構成要素であって、上記高温燃焼ガス流に面する高温面と冷却流体流に面する冷却面とを有する基材と、上記基材を通って延び、上記冷却面上に設けられた入口と、上記高温面上に設けられた出口と、上記入口及び上記出口を接続する通路と、を有するフィルム孔と、を備え、上記通路が、入口を含み且つ入口部分中心線を定める入口部分と出口を含み且つ出口部分中心線を定める出口部分とを含み、上記出口部分中心線が、ある点で入口部分中心線と交差して、該点を通過し且つ高温面によって定められる平面に垂直な軸線の周りで上記入口部分中心線に対して第１の角度をなす、エンジン構成要素。
［実施態様１９］
上記出口部分中心線が、上記高温面に直交する平面から見たときに、上記入口部分中心線に対して第２の角度をなす、実施態様１８に記載のエンジン構成要素。
［実施態様２０］
上記通路が、上記入口部分を定める調量セクションと、上記出口部分を定める拡散セクションと、を含む、実施態様１８に記載のエンジン構成要素。
【符号の説明】
【００４９】
１０  ガスタービンエンジン
１２  中心線
１４  前方
１６  後方
１８  ファンセクション
２０  ファン
２２  圧縮機セクション
２４  ＬＰＣ
２６  ＨＰＣ
２８  燃焼セクション
３０  燃焼器
３２  タービンセクション
３４  ＨＰＴ
３６  ＬＰＴ
３８  排気セクション
４０  ファンセクション
４２  ファンブレード
４４  コア
４６  コアケーシング
４８  ＨＰスプール
５０  ＬＰスプール
５２  ＬＰＣ段
５４  ＨＰＣ段
５６  ＬＰＣブレード
５８  ＨＰＣブレード
６０  ＬＰＣベーン
６２  ＨＰＣベーン
６４  ＨＰＴ段
６６  ＬＰＴ段
６８  ＨＰＴブレード
７０  ＬＰＴブレード
７２  ＨＰＴベーン
７４  ＬＰＴベーン
７６  デフレクタ
７７  燃焼器ライナ
７８  シュラウド組立体
８０  エンジン構成要素
８２  基材／壁部
８４  高温面
８６  冷却面
８８  内部キャビティ
９０  フィルム孔
９２  入口
９４  出口
９６  通路
９８  第１の部分
１００  第２の部分
１０２  第１の中心線
１０４  第２の中心線
１０６  軸線
１０８  交点
１１０  調量セクション
１１２  拡散セクション
１１４  軸線
２００  フィルム孔
２０２  エンジン構成要素
２０４  高温面
２０６  冷却面
２０８  入口
２１０  出口
２１２  通路
２１４  調量セクション
２１６  拡散セクション
２１８  第１の中心線
２２０  第２の中心線
Ｈ  高温燃焼ガス流
Ｃ  冷却流体流
Ｘ  交差角（従来技術）
Ａ  第１の角度
Ｂ  第２の角度
【図１】
2016166606.tif 000003
【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】
2016166606.tif 000008
【図７】
2016166606.tif 000009
【外国語明細書】
2016166606000001.pdf