(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とを有し、高温燃焼ガス流が高温面８４に対する上流側方向及び下流側方向をほぼ定める基材と、前記基材を通って延び冷却面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を接続する通路と、を有するフィルム孔９０と、高温面８４上の出口９４の上流側に設けられ出口９４から表出する冷却流体流の周りに高温燃焼ガス流の少なくとも一部を分流するよう構成された流れ調整構造１１２と、を備える。【選択図】図４
2016166607.tif 000002
【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）とを有し、前記高温燃焼ガス流が前記高温面（８４）に対する上流側方向及び下流側方向をほぼ定める基材（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、
前記高温面（８４）上の出口（９４）の上流側に設けられ、前記出口（９４）から表出する前記冷却流体流の周りに前記高温燃焼ガス流の少なくとも一部を分流するよう構成された流れ調整構造（１１２，１６２）と、
を備える、エンジン構成要素（８０）。
【請求項２】
前記流れ調整構造（１１２，１６２）が、前記出口（９４）から離れて上流側方向でテーパが付けられたプラットフォームを含む、請求項１に記載のエンジン構成要素（８０）。
【請求項３】
前記流れ調整構造（１１２，１６２）が、前記出口（９４）に向けて増大する断面を含む、請求項２に記載のエンジン構成要素（８０）。
【請求項４】
前記流れ調整構造が、前記高温面（８４）において凹部（１６２）を含む、請求項１に記載のエンジン構成要素（８０）。
【請求項５】
前記凹部（１６２）が、前記出口（９４）の直近にある、請求項４に記載のエンジン構成要素（８０）。
【請求項６】
前記凹部（１６２）が、前記出口（９４）から離れて上流側方向でテーパが付けられる、請求項４に記載のエンジン構成要素（８０）。
【請求項７】
前記流れ調整構造が、前記高温面（８４）からの突起部（１１２）を含む、請求項１に記載のエンジン構成要素（８０）。
【請求項８】
前記突起部（１１２）が、前記出口（９４）の直近にある、請求項７に記載のエンジン構成要素（８０）。
【請求項９】
前記突起部（１１２）が、前記出口（９４）から離れて上流側方向でテーパが付けられる、請求項７に記載のエンジン構成要素（８０）。
【請求項１０】
前記通路（９６）が、前記入口（９２）を定める調量セクション（９８）と、前記出口（９４）を定める拡散セクション（１００）と、を含み、前記拡散セクション（１００）によって定められる前記出口（９４）の外周の一部が、前記流れ調整構造（１１２，１６２）の一部と連続している、請求項１に記載のエンジン構成要素（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１５〜１６に、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。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。作動中、冷却流体流Ｃは、出口２１０においてフィルム孔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。高温燃焼ガス流Ｈは、冷却流体流Ｃに衝突するときに、冷却流体流Ｃの周りを囲む大きな馬蹄状の渦流を生成する可能性がある。この馬蹄状渦流は、高温燃焼ガス流Ｈ内への冷却流体流Ｃの過剰な混合を引き起こす場合があり、フィルム孔２００の冷却効率を低下させる。冷却流体流Ｃが出口９４から出たときに高温燃焼ガス流Ｈへ過剰に侵入することにより、冷却流体流Ｃが基材８２の高温面８４から直ちに押し流れる結果を招く可能性があり、これによりフィルム孔９０による流体の冷却効率が低下する。
【発明の概要】
【０００５】
本発明の実施形態は、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、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し、上記高温燃焼ガス流が上記高温面に対する上流側方向及び下流側方向をほぼ定める基材と、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、上記高温面上の出口の上流側に設けられ、上記出口から表出する上記冷却流体流の周りに上記高温燃焼ガス流の少なくとも一部を分流するよう構成された流れ調整構造と、を備える。
【図面の簡単な説明】
【０００６】
【図１】航空機用のガスタービンエンジンの概略断面図。
【図２】図１によるエンジンの燃焼器及び高圧タービンの側断面図。
【図３】本発明の第１の実施形態による、図１によるエンジンのエンジン構成要素のフィルム孔を通る概略断面図。
【図４】図３によるエンジン構成要素の高温面の平面図。
【図５】図３によるエンジン構成要素の高温面の斜視図。
【図６】エンジン構成要素に対する高温燃焼ガス及び冷却流体の流れを示す、図３と同様の図。
【図７】エンジン構成要素に対する高温燃焼ガス及び冷却流体の流れを示す、図４と同様の図。
【図８】エンジン構成要素に対する高温燃焼ガス及び冷却流体の流れを示す、図５と同様の図。
【図９】本発明の第２の実施形態による、図１によるエンジンのエンジン構成要素のフィルム孔を通る概略断面図。
【図１０】図９によるエンジン構成要素の高温面の平面図。
【図１１】図９によるエンジン構成要素の高温面の斜視図。
【図１２】エンジン構成要素に対する高温燃焼ガス及び冷却流体の流れを示す、図９と同様の図。
【図１３】エンジン構成要素に対する高温燃焼ガス及び冷却流体の流れを示す、図１０と同様の図。
【図１４】エンジン構成要素に対する高温燃焼ガス及び冷却流体の流れを示す、図１１と同様の図。
【図１５】エンジン構成要素に対する高温燃焼ガス及び冷却流体の流れを示す、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１６】エンジン構成要素に対する高温燃焼ガス及び冷却流体の流れを示す、図１５によるエンジン構成要素の高温面の平面図。
【発明を実施するための形態】
【０００７】
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。
【０００８】
図１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。
【０００９】
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。
【００１０】
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。
【００１１】
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。
【００１２】
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１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。
【００１３】
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１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。
【００１４】
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。
【００１５】
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。
【００１６】
図２は、図１によるエンジン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。
【００１７】
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１〜２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。
【００１８】
図３は、本発明の第１の実施形態によるエンジン構成要素８０の一部を示す概略断面図である。エンジン構成要素８０は、図１によるエンジン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１〜２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。
【００１９】
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、冷却流体流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。
【００２０】
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３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。
【００２１】
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。
【００２２】
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。通路９６は、冷却流体流Ｃの質量流量を調量する調量セクション９８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１００と、を含むことができる。調量セクション９８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の一部とすることができる。調量セクション９８は、通路９６が最小断面積又は通路９６の伸長セクションを有する離散的位置にあることができる。拡散セクション１００は、通路９６を通る冷却流体流Ｃの方向に対して調量セクション９８の下流側にある。拡散セクション１００は、調量セクション９８と直列流れ連通することができる。調量セクション９８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１００は、出口９４又はその近傍に設けることができる。
【００２３】
調量セクション９８の出口は、拡散セクション１００への入口と一致し、この一致する出口及び入口は、調量セクション９８と拡散セクション１００の間の冷却流体流Ｃが膨張し始める移行部を定めることができる。例示の実施形態において、調量セクション９８は、通路９６の伸長セクションであり、移行部は、調量セクション９８の遠位又は下流側端部に位置する。通路９６が最小断面積を有する離散的位置に調量セクション９８がある実施形態において、調量セクション９８の上流側及び下流側端部が一致することができ、その結果、移行部と調量セクション９８の下流側端部は全く同一とすることができる。移行部は必ずしも平面内に位置する必要はない点に留意されたい。他の場合には、調量セクション９８と拡散セクション１００との間で、通路９６の平面セクション内に位置しないより漸次的な移行部が存在することができる。
【００２４】
通路９６を通る冷却流体流Ｃは、本明細書で中心線１０２とも呼ばれる通路９６の長手方向軸線に沿っており、該長手方向軸線は、調量セクション９８の断面積の幾何学的中心を通過する。フィルム孔９０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、中心線１０２は、高温面及び冷却面８４，８６に非直交となる。或いは、フィルム孔９０は、中心線１０２が通る基材８２の局所的区域において高温面及び冷却面８４，８６の一方又は両方に直交する中心線１０２を有することができる。
【００２５】
出口９４は、上流側端部１０４及び下流側端部１０６を含み、ここで通路９６が基材８２の高温面８４と交差する縁部を定めることができる。縁部１０４，１０６は、一般に、高温燃焼ガス流Ｈの方向に対して定めることができ、高温燃焼ガス流Ｈは一般に、高温面８４に対して、すなわち出口９４を過ぎて上流側方向１０８及び下流側方向１１０を定める。
【００２６】
エンジン構成要素８０は更に、基材８２の高温面８４上に流れ調整構造１１２を備える。流れ調整構造１１２は、出口９４の上流側にあり、出口９４から表出する冷却流体流Ｃの周りに高温燃焼ガス流の少なくとも一部を分流するよう構成されている。この分流により、冷却流体流Ｃと高温燃焼ガス流Ｈの相互作用を低減することによって、フィルム孔９０による流体の冷却効率が改善される。
【００２７】
例示の実施形態において、流れ調整構造１１２は、高温面８４からの突起部を含む。図３のように断面で見たときに、突起部１１２は、縁部を定める上流側端部１１４及び下流側端部１１６を有し、これらは、突起部１１２が基材８２の高温面８４と交わる縁部を定めることができ、一般に高温燃焼ガス流Ｈの方向に対して定められる。突起部１１２は、フィルム孔９０の中心線１０２に対し中心に位置することができ、上流側方向１０８に細長にすることができる。
【００２８】
突起部１１２は、該突起部１１２が出口９４と連続しているように、出口９４の直近に位置することができる。具体的には、突起部１１２の下流側縁部１１６は、出口９４の上流側縁部１０４と少なくとも部分的に共有することができる。本発明の他の実施形態では、突起部１１２は、フィルム孔９０と物理的に接続されないように出口９４から離隔することができる。
【００２９】
出口９４から表出する冷却流体流Ｃの周りに高温燃焼ガス流Ｈを分流する突起部１１２の構造は、突起部１１２の３次元形状によって少なくとも部分的に定めることができ、該３次元形状は、突起部１１２の断面形状及びプラットフォームによって定められる。例示の突起部１１２は、出口９４に向かって下流側方向１１０に高さが増大する断面形状を有し、その結果、突起部１１２は、出口９４の上流側で高温燃焼ガス流Ｈを高温面８４から離れて上昇させ、これにより出口９４の周りで高温燃焼ガス流Ｈを迂回させるランプとして機能することができる。例示の突起部１１２はほぼ三角形であり、上流側縁部１１４において高温面と交わる上流側面１１８と、下流側縁部１１６において出口９４と交わる下流側面１２０とを有する。両方の面１１８，１２０は、高温面８４から外向きに延びて外向き縁部１２２にて交わる。両方の面１１８，１２０は、外向き縁部１２２から高温面８４に向かって傾斜することができ、下流側面１２０は、上流側面１１８よりも下り勾配が深く且つ距離が短い。或いは、下流側面１２０は、高温面８４に垂直であるか、又は図３に示すものから反対方向に傾斜することができる。
【００３０】
図４〜５は、図３によるエンジン構成要素の高温面８４の上面図と斜視図である。出口９４は、該出口９４の上流側及び下流側縁部１０４，１０６を含む外周にて高温面８４と交わる。例示の出口９４は、略直線的形状の外周を有し、実質的に直線状の上流側縁部１０４は、下流側方向で互いに発散する実質的に直線状の側縁１２４，１２６により実質的に直線状の下流側縁部１０６と接合されている。側縁１２４，１２６は、鋭利なコーナー又はフィレットではなく滑らかな曲線として上流側及び下流側縁部１０４，１０６と一体化することができる。
【００３１】
突起部１１２はまた、該突起部１１２の上流側及び下流側縁部１１４，１１６を含む外周にて高温面８４と交わる。外周は一般に、突起部１１２のプラットフォームを定め、突起部１１２のプラットフォームは、出口９４から離れる上流側方向でテーパを付けることができ、その結果、突起部１１２は、出口９４の上流側で高温燃焼ガス流Ｈを分離して出口９４の周りに分流するためのウェッジ部として機能を果たすことができる。例示の実施形態において、突起部１１２のプラットフォームは、略三角形であり、突起部１１２の側方面１２８，１３０により部分的に定められ、該側方面は、下流側縁部１１６から延びて高温面８４に交わる又は一体化される上流側縁部１１４にて収束する。側方面１２８，１３０は、高温面８４から外向きに延び、上流側面及び下流側面１１８，１２０と交わる。
【００３２】
本発明の一部の実施形態において、面１１８，１２０，１２８，１３０は、鋭利なコーナー又はフィレットではなく滑らかな移行で高温面８４及び／又は出口９４などの周囲の特徴要素と一体化することができる点に留意されたい。更に、面１１８，１２０，１２８，１３０は、例示のような直線状ではなく湾曲又は弓状であってもよい。
【００３３】
更に、例示のフィルム孔９０において、突起部１１２は、中心線１０２の周りで実質的に軸対称であり、出口９４に対して中心に位置する点に留意されたい。本発明の他の実施形態において、突起部１１２は、中心線１０２の周りで非対称とすることができる。
【００３４】
出口９４から表出する冷却流体流Ｃの周りに高温燃焼ガス流Ｈを分流する突起部１１２の構造は、出口９４に対する突起部１１２の寸法により少なくとも部分的に定めることができる。非限定的な１つの実施例において、高温燃焼ガス流Ｈをほぼ横断してとられた突起部１１２の最大幅Ｗ１は、上流側縁部１０４における出口９４の幅Ｗ２の２倍以下とすることができる。例示の突起部１１２がテーパ付きであるので、最大幅Ｗ１は、下流側縁部１１６にて定めることができる。ここで図４に示すように、突起部１１２の最大幅Ｗ１は、出口９４の上流側の幅Ｗ２よりも僅かに小さい。更に、高温面８４をほぼ横断してとられた突起部１１２の最大高さＴは、出口９４の上流側の幅Ｗ２の４倍以下とすることができる。例示の突起部１１２がテーパ付きであるので、最大高さＴ１は、外向き縁部１２２により定めることができる。上流側及び下流側縁部１１４，１１６の間で高温燃焼ガス流Ｈにほぼ平行にとられた突起部１１２の最大長さＬ１は、上流側及び下流側面１０４，１０６間でとられた出口９４の長さＬ２の３倍以下とすることができる。
【００３５】
図６〜８は、図３〜５と同様の図であり、エンジン構成要素８０に対する高温燃焼ガス及び冷却流体の流れを示している。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９８及び拡散セクション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。突起部１１２なしでは、図１５〜１６に示すように、高温燃焼ガス流Ｈが冷却流体流Ｃに衝突すると、冷却流体流Ｃの周りを囲む大きな馬蹄状の渦流を生成する可能性がある。突起部１１２は、出口９４から表出する冷却流体流の周りに高温燃焼ガス流Ｈの少なくとも一部を分流させる。具体的には、出口９４から上流側に延びる突起部１１２は、フィルム孔９０から流出する冷却流体流Ｃの阻止部として機能を果たし、これにより、フィルム孔９０の直ぐ外の領域を調整することによって、冷却流体流Ｃと高温燃焼ガス流Ｈとの過剰な相互作用の悪影響が低減される。突起部１１２は、出口９４の上流側で高温面８４を調整し、高温燃焼ガス流Ｈを出口９４に達する前に高温面８４から側方又は外向きに押し込み、冷却流体流Ｃを出口９４の下流側の冷却流体フィルムとして基材８２の高温面８４に付着させたままにし、高温燃焼ガス流Ｈとの混合を低減するのを助ける
図９は、本発明の第２の実施形態による流れ調整構造を有するエンジン構成要素８０を示す概略断面図である。エンジン構成要素８０及びエンジン構成要素８０のフィルム孔９０は、第１の実施形態のエンジン構成要素と実質的に同じであり、同じ要素は、同じ参照符号で示される。
【００３６】
エンジン構成要素８０は更に、基材８２の高温面８４上に流れ調整構造１６２を備える。流れ調整構造１６２は、出口９４から上流側にあり、出口９４から表出する冷却流体流Ｃの周りに高温燃焼ガス流の少なくとも一部を分流するように構成されている。この分流により、冷却流体流Ｃと高温燃焼ガス流Ｈの相互作用を低減することによって、フィルム孔９０による冷却効率が改善される。
【００３７】
例示の実施形態において、流れ調整構造１６２は、高温面８４において凹部を含む。図９のように断面で見たときに、凹部１６２は、一般に高温燃焼ガス流Ｈの方向に対して定められる上流側端部１６４及び下流側端部１６６を有する。凹部１６２は、フィルム孔９０の中心線１０２に対し中心に位置することができ、上流側方向１０８に細長にすることができる。
【００３８】
凹部１６２は、該凹部１６２が出口９４と連続しているように、出口９４の直近に位置することができる。具体的には、凹部１６２の下流側縁部１６６は、出口９４と統合することができる。本発明の他の実施形態では、凹部１６２は、フィルム孔９０と物理的に接続されないように出口９４から離隔することができる。
【００３９】
出口９４から表出する冷却流体流Ｃの周りに高温燃焼ガス流Ｈを分流する凹部１６２の構造は、凹部１６２の３次元形状によって少なくとも部分的に定めることができ、該３次元形状は、凹部１６２の断面形状及びプラットフォームによって定められる。例示の凹部１６２は、出口９４に向かって下流側方向１１０に深さが増大する断面形状を有する。例示の凹部１６２は、ほぼ三角形であり、高温面８４内に延びる且つ上流側端部１６４と下流側端部１６６との間に延びる底面１６８を有する。上流側端部１６４は、凹部１６２が基材８２の高温面８４と交わる上流側縁部を定めることができる。底面１６８は、一般に上流側縁部１６４から出口９４に向かって傾斜することができる。
【００４０】
図１０〜１１は、図９によるエンジン構成要素８０の高温面８４の平面図と斜視図である。凹部１６２は、該凹部１６２の上流側及び下流側縁部１６４，１６６を含む外周にて高温面８４と交わる。外周は一般に、凹部１６２のプラットフォームを定め、凹部１６２のプラットフォームは、出口９４から離れる上流側方向でテーパを付けることができ、その結果、凹部１６２は、出口９４の上流側で高温燃焼ガス流Ｈの一部を分流して馬蹄状混合を低下させるポケットとして機能を果たすことができる。例示の実施形態において、凹部１６２のプラットフォームは、略三角形であり、凹部１６２の側縁１８４，１８６により部分的に定められ、該側縁は、下流側縁部１６６から延びて収束し、高温面８４に交わる又は一体化される上流側縁部１６４を形成する。底面１６８は、側縁１８４，１８６から高温面８４内に延びることができる。
【００４１】
本発明の一部の実施形態において、底面１６８の側縁１８４，１８６は、鋭利なコーナー又はフィレットではなく滑らかな移行で高温面８４及び／又は出口９４などの周囲の特徴要素と一体化することができる点に留意されたい。更に、側縁１８４，１８６は、例示のような直線状ではなく湾曲又は弓状であってもよい。
【００４２】
更に、例示のフィルム孔９０において、凹部１６２は、中心線１０２の周りで実質的に軸対称であり、出口９４に対して中心に位置する点に留意されたい。本発明の他の実施形態において、凹部１６２は、中心線１０２の周りで非対称とすることができる。
【００４３】
出口９４から表出する冷却流体流Ｃの周りに高温燃焼ガス流Ｈを分流する凹部１６２の構造は、出口９４に対する凹部１６２の寸法により少なくとも部分的に定めることができる。非限定的な１つの実施例において、高温燃焼ガス流Ｈをほぼ横断してとられた凹部１６２の最大幅Ｗ１は、上流側縁部１０４における出口９４の幅Ｗ２の２倍以下とすることができる。例示の凹部１６２がテーパ付きであるので、最大幅Ｗ１は、下流側縁部にて定めることができる。ここで図１０に示すように、凹部１６２の最大幅Ｗ１は、出口９４の上流側の幅Ｗ２に等しい。更に、高温面８４をほぼ横断してとられた凹部１６２の最大深さＤは、出口９４の上流側の幅Ｗ２の２倍以下とすることができる。例示の凹部１６２がテーパ付きであるので、最大深さＤは、底面１６８と高温面８４との間の最大距離により定めることができる。上流側及び下流側端部１６４，１６６の間で高温燃焼ガス流Ｈにほぼ平行にとられた凹部１６２の最大長さＬ１は、上流側及び下流側面１０４，１０６間でとられた出口９４の長さＬ２の３倍以下とすることができる。
【００４４】
図１２〜１４は、図９〜１１と同様の図であり、エンジン構成要素８０に対する高温燃焼ガス及び冷却流体の流れを示している。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９８及び拡散セクション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。凹部１６２なしでは、図１５〜１６に示すように、高温燃焼ガス流Ｈが冷却流体流Ｃに衝突すると、冷却流体流Ｃの周りを囲む大きな馬蹄状の渦流を生成する可能性がある。凹部１６２は、高温燃焼ガス流Ｈの少なくとも一部を高温面８４によって定められる平面の下方に分流する高温面８４におけるポケットを提供する。凹部１６２に流入する高温燃焼ガス流Ｈは、ここでも出口９４から表出する冷却流体流Ｃに衝突するが、凹部の縁部は、高温燃焼ガス流Ｈの横方向の拡散を制限し、大きな馬蹄状渦流の形成を阻止する。その代わりに、凹部１６２は、フィルム孔９０の直ぐ外の領域を調整して、高温燃焼ガス流Ｈ中に渦流を押さえ込み、冷却流体流Ｃとの混合を制限する。凹部１６２は、高温燃焼ガス流Ｈを出口９４に達する前に出口９４の上流側で高温面８４を調整して、冷却流体流Ｃを出口９４の下流側の冷却流体フィルムとして基材８２の高温面８４に付着させたままにし、高温燃焼ガス流Ｈとの混合を低減するのを助ける。
【００４５】
上記の実施形態の何れかにおいて、本発明は、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挙げられる。
【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施に際して実現できる１つの利点は、流れ調整構造をフィルム孔出口の上流側に設けて、高温燃焼ガス流を出口から表出する冷却流体流の周りに分流してこれにより冷却効率を改善するように、出口から表出する冷却流体流を調整することができる点である。
【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］
【００４９】
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し、上記高温燃焼ガス流が上記高温面に対する上流側方向及び下流側方向をほぼ定める基材と、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、上記高温面上の出口の上流側に設けられ、上記出口から表出する上記冷却流体流の周りに上記高温燃焼ガス流の少なくとも一部を分流するよう構成された流れ調整構造と、を備える、エンジン構成要素。
[実施態様２]
【００５０】
上記流れ調整構造が、上記出口から離れて上流側方向でテーパが付けられたプラットフォームを含む、実施態様１に記載のエンジン構成要素。
[実施態様３]
【００５１】
上記流れ調整構造が、上記出口に向けて増大する断面を含む、実施態様２に記載のエンジン構成要素。
[実施態様４]
【００５２】
上記流れ調整構造が、上記高温面において凹部を含む、実施態様１に記載のエンジン構成要素。
[実施態様５]
【００５３】
上記凹部が、上記出口の直近にある、実施態様４に記載のエンジン構成要素。
[実施態様６]
【００５４】
上記凹部が、上記出口から離れて上流側方向でテーパが付けられる、実施態様４に記載のエンジン構成要素。
[実施態様７]
【００５５】
上記流れ調整構造が、上記高温面からの突起部を含む、実施態様１に記載のエンジン構成要素。
[実施態様８]
【００５６】
上記突起部が、上記出口の直近にある、実施態様７に記載のエンジン構成要素。
[実施態様９]
【００５７】
上記突起部が、上記出口から離れて上流側方向でテーパが付けられる、実施態様７に記載のエンジン構成要素。
[実施態様１０]
【００５８】
上記通路が、上記入口を定める調量セクションと、上記出口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１１］
上記拡散セクションによって定められる上記出口の外周の一部が、上記流れ調整構造の一部と連続している、実施態様１０に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１２］
上記通路が、上記冷却面及び上記高温面に非直交となるように下流側方向に傾斜した中心線を定める、実施態様１に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１３］
上記エンジン構成要素が、ブレード、ベーン、シュラウド、又は燃焼器ライナのうちの１つを含む、実施態様１に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１４］
上記基材が、上記冷却流体流が供給される内部を定める上記エンジン構成要素の外壁を含む、実施態様１に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１５］
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し、上記高温燃焼ガス流が上記高温面に対する上流側方向及び下流側方向をほぼ定める基材と、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、上記高温面上の出口の上流側に設けられ、上記出口から表出する上記冷却流体流の周りに上記高温燃焼ガス流の少なくとも一部を分流するよう構成された上記高温面の凹部を含む流れ調整構造と、を備える、エンジン構成要素。
［実施態様１６］
上記凹部が、上記出口から離れて上流側方向でテーパが付けられている、実施態様１５に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１７］
上記凹部が、上記出口の直近にある、実施態様１６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し、上記高温燃焼ガス流が上記高温面に対する上流側方向及び下流側方向をほぼ定める基材と、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、上記高温面上の出口の上流側に設けられ、上記出口から表出する上記冷却流体流の周りに上記高温燃焼ガス流の少なくとも一部を分流するよう構成された上記高温面の突起部を含む流れ調整構造と、を備える、エンジン構成要素。
［実施態様１９］
上記突起部が、上記出口から離れて上流側方向でテーパが付けられている、実施態様１８に記載のエンジン構成要素。
［実施態様２０］
上記突起部が、上記出口の直近にある、実施態様１９に記載のエンジン構成要素。
【符号の説明】
【００５９】
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  ファンケーシング
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
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  調量セクション
１００  拡散セクション
１０２  中心線
１０４  上流側縁部
１０６  下流側縁部
１０８  上流側方向
１１０  下流側方向
１１２  突起部
１１４  上流側縁部
１１６  下流側縁部
１１８  上流側面
１２０  下流側面
１２２  外向き縁部
１２４  側縁
１２６  側縁
１２８  側方面
１３０  側方面
１６２  凹部
１６４  上流側端部
１６６  下流側端部
１６８  底面
１８４  側縁
１８６  側縁
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
Ｈ  高温燃焼ガス流
Ｃ  冷却流体流
Ｗ１  突起部の幅
Ｗ２  出口の幅
Ｌ１  突起部の長さ
Ｌ２  出口の長さ
Ｔ  突起部の高さ
Ｄ  凹部の深さ
【図１】
2016166607.tif 000003
【図２】
2016166607.tif 000004
【図３】
2016166607.tif 000005
【図４】
2016166607.tif 000006
【図５】
2016166607.tif 000007
【図６】
2016166607.tif 000008
【図７】
2016166607.tif 000009
【図８】
2016166607.tif 000010
【図９】
2016166607.tif 000011
【図１０】
2016166607.tif 000012
【図１１】
2016166607.tif 000013
【図１２】
2016166607.tif 000014
【図１３】
2016166607.tif 000015
【図１４】
2016166607.tif 000016
【図１５】
2016166607.tif 000017
【図１６】
2016166607.tif 000018
【外国語明細書】
2016166607000001.pdf