(57)【要約】【課題】冷却が改善されたフィルム孔を有するタービン構成部品を提供すること。【解決手段】ガスタービンエンジンのためのエンジン構成部品は、高温燃焼ガスに面する高温面、及び冷却流体流れに面する冷却面を有するフィルム冷却基材を含む。基材は、絞り径Ｄを画定する絞りセクション、及び下流境界面と上流境界面とを備えフード付き長さを画定する拡散セクションを有する１つ又は複数のフィルム孔を含む。拡散セクションは、絞りセクションの下流端と高温面（８４）との間の前記上流境界面に沿った距離としてフード付き長さＬを画定し、１≦Ｌ／Ｄ≦６である。【選択図】図１
2016173106.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
高温燃焼ガス流れを発生するガスタービンエンジンのためのエンジン構成部品（８０）であって、
前記高温燃焼ガス流れに面する高温面（８４）、及び冷却流体流れに面する冷却面（８６）を有する基材（８２）であって、前記高温燃焼ガス流れが、前記高温面（８４）に対して概ね上流方向及び下流方向を規定する、基材（８２）と、
前記基材（８２）を貫通して延在し、中心線（１０２、１４２、１７２）を画定し、且つ、
絞り径Ｄを画定する絞りセクション（９８、１３８、１６８）、並びに
下流境界面（１１０、１５０、１８０）と、上流境界面（１０８、１４８、１７８）とを有する拡散セクション（１００、１４０、１７０）を備えるフィルム孔（９０、１３０、１６０）であって、
前記拡散セクション（１００、１４０、１７０）が、前記絞りセクション（９８、１３８、１６８）の下流端（１０６、１４６、１７６）と前記高温面（８４）との間の前記上流境界面（１０８、１４８、１７８）に沿った距離としてフード付き長さＬを画定し、
１≦Ｌ／Ｄ≦６である、フィルム孔（９０、１３０、１６０）と
を備えるエンジン構成部品（８０）。
【請求項２】
２≦Ｌ／Ｄ≦４である、請求項１記載のエンジン構成部品（８０）。
【請求項３】
前記拡散セクション（１００、１４０、１７０）が、前記高温面（８４）において前記フィルム孔（９０、１３０、１６０）の出口（９４、１３４、１６４）を画定する、請求項１記載のエンジン構成部品（８０）。
【請求項４】
前記絞りセクション（９８、１６８）が、前記冷却面（８６）において前記フィルム孔（９０，１６０）の入口（９２、１６２）を画定する、請求項３記載のエンジン構成部品（８０）。
【請求項５】
前記下流境界面（１１０、１５０、１８０）が、前記出口（９４、１３４、１６４）の下流縁（１１８、１５８、１８８）で前記高温面（８４）に交差し、前記上流境界面（１０８、１４８、１７８）が、前記出口（９４、１３４、１６４）の上流縁（１１６、１５６、１８６）で前記高温面（８４）に交差し、前記フード付き長さＬが、前記絞りセクション（９８、１３８、１６８）の前記下流端（１０６、１４６、１７６）と前記上流縁（１１６、１５６、１８６）との間の前記上流境界面（１０８、１４８、１７８）に沿った距離である、請求項３記載のエンジン構成部品（８０）。
【請求項６】
前記上流境界面（１０８）が実質的に、前記中心線（１０２）に平行である、又は前記中心線（１４２、１７２）から拡がっている、請求項１記載のエンジン構成部品（８０）。
【請求項７】
前記下流境界面（１１０、１８０）が前記中心線（１０２、１７２）から拡がっている、請求項６記載のエンジン構成部品（８０）。
【請求項８】
前記上流境界面（１０８）が、前記中心線（１０２）に対して実質的に平面である、且つ／又は、前記上流境界面（１０８）が、前記中心線（１０２）に沿って軸方向に実質的に直線状である、請求項１記載のエンジン構成部品（８０）。
【請求項９】
前記絞り径Ｄが、前記絞りセクション（９８、１３８、１６８）に沿って実質的に一定である、請求項１記載のエンジン構成部品（８０）。
【請求項１０】
前記中心線（１０２、１４２、１７２）が前記冷却面（８６）及び前記高温面（８４）に直交しないように、前記中心線（１０２、１４２、１７２）が前記下流方向に傾いている、請求項１記載のエンジン構成部品（８０）。
【請求項１１】
コーティング上面（１２８）を画定する、前記高温面（８４）の上のコーティング（１２６）をさらに含み、前記フード付き長さＬが、前記絞りセクション（９８）の前記下流端（１０６）と前記コーティング上面（１２８）との間の距離である、請求項１記載のエンジン構成部品（８０）。
【請求項１２】
前記エンジン構成部品（８０）が、動翼（６８、７０）、静翼（７２、７４）、シュラウド（７８）、燃焼器デフレクタ（７６）、又は燃焼器ライナ（７７）のうちの１つを含む、請求項１記載のエンジン構成部品（８０）。
【請求項１３】
前記基材（８２）が、前記冷却流体流れが供給される内部（８８）を画定する前記エンジン構成部品（８０）の外壁を含む、請求項１記載のエンジン構成部品（８０）。
【請求項１４】
Ｌ／Ｄが前記フィルム孔（９０、１３０、１６０）の吹き出し比にほぼ等しい、請求項１記載のエンジン構成部品（８０）。
【請求項１５】
高温燃焼ガス流れを発生するガスタービンエンジンのためのエンジン構成部品（８０）であって、
前記高温燃焼ガス流れに面する高温面（８４）、及び冷却流体流れに面する冷却面（８６）を有する基材（８２）であって、前記高温燃焼ガス流れが、前記高温面（８４）に対して概ね上流方向及び下流方向を規定する、基材（８２）と、
前記基材（８２）を貫通して延在し、中心線（１０２、１７２）を画定し、且つ、
前記冷却面（８６）に設けられて絞り径Ｄを画定する入口（９２、１６２）を有する絞りセクション（９８、１６８）、並びに
下流境界面（１１０、１８０）と、上流境界面（１０８、１７８）と、前記高温面（８４）に設けられた出口（９４、１６４）とを有する拡散セクション（１００、１７０）を備えるフィルム孔（９０、１６０）であって、
前記拡散セクション（１００、１７０）が、前記絞りセクション（９８、１６８）の下流端（１０６、１７６）と前記高温面（８４）に設けられた前記出口（９４、１６４）との間の前記上流境界面（１０８、１７８）に沿った距離としてフード付き長さＬを画定し、
前記絞り径Ｄに対する前記フード付き長さＬの比が、前記フィルム孔（９０、１６０）の吹き出し比にほぼ等しい、フィルム孔（９０、１６０）と
を備えるエンジン構成部品（８０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンのフィルム冷却されるエンジン構成部品に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジン、詳細にはガスタービンエンジン又は燃焼タービンエンジンは、エンジンを通過して多数のタービン動翼へ流れる燃焼ガスの流れからエネルギーを取り出す回転エンジンである。ガスタービンエンジンは、陸上及び船舶での移動用、並びに発電用に使用されてきたが、最も一般的には、ヘリコプタを含む航空機などの航空用途で使用されている。航空機では、ガスタービンエンジンは航空機の推進用に使用される。陸上用途では、タービンエンジンはしばしば発電用に使用される。
【０００３】
航空機用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に設計されるので、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部品の冷却が必要になる場合がある。高温燃焼ガスからエンジン構成部品を保護するために、いくつかのエンジン構成部品は、エンジン構成部品の高温面上に冷却流体の薄い層又は膜を供給するフィルム孔を含む。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許出願公開第２０１３／０２０９２２９号公報
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明の実施形態は、特にガスタービンエンジンのフィルム冷却されるエンジン構成部品に広く関係する。
【０００６】
一態様では、本発明は、高温燃焼ガス流れに面する高温面、及び冷却流体流れに面する冷却面を有する基材であって、高温燃焼ガスが、高温面に対して概ね上流方向及び下流方向を規定する、基材と、基材を貫通して延在し、中心線を画定するフィルム孔とを有する高温燃焼ガス流れを発生するガスタービンエンジンのためのエンジン構成部品に関する。フィルム孔は、絞り径Ｄを画定する絞りセクション、並びに、下流境界面と上流境界面とを有する拡散セクションを含み、拡散セクションは、絞りセクションの下流端と高温面との間の上流境界面に沿った距離としてフード付き長さＬを画定し、１≦Ｌ／Ｄ≦６である。
【０００７】
別の態様では、本発明は、高温燃焼ガス流れを発生するガスタービンエンジンのためのエンジン構成部品であって、高温燃焼ガス流れに面する高温面、及び冷却流体流れに面する冷却面を有する基材であって、高温燃焼ガス流れが、高温面に対して概ね上流方向及び下流方向を規定する、基材と、基材を貫通して延在し、中心線を画定するフィルム孔とを有するエンジン構成部品に関する。フィルム孔は、冷却面に設けられて絞り径Ｄを画定する入口を有する絞りセクション、並びに、下流境界面と、上流境界面と、高温面に設けられた出口とを有する拡散セクションを含み、拡散セクションは、絞りセクションの下流端と高温面に設けられた出口との間の上流境界面に沿った距離としてフード付き長さＬを画定し、絞り径Ｄに対するフード付き長さＬの比は、フィルム孔の吹き出し比にほぼ等しい。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図である。
【図２】図１のエンジンの燃焼器及び高圧タービンの側部断面図である。
【図３】本発明の第１の実施形態による、図１のエンジンのエンジン構成部品のフィルム孔の概略断面図である。
【図４】図３のエンジン構成部品の高温面の平面図である。
【図５】本発明の第２の実施形態による、図１のエンジンのエンジン構成部品のフィルム孔の概略断面図である。
【図６】本発明の第３の実施形態によるフィルム孔を有する、図１のエンジンのエンジン構成部品の概略断面図である。
【図７】本発明の第４の実施形態によるフィルム孔を有する、図１のエンジンのエンジン構成部品の概略断面図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
本発明の実施形態は、特にガスタービンエンジンのフィルム冷却されるエンジン構成部品を対象として説明される。例示する目的のために、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される。しかしながら、本発明はそれに限定されるものではなく、他の移動用途、並びに非移動用途の工業、商業、及び住宅用途などの非航空機の用途に一般的に適用することができることは理解されるであろう。
【００１０】
図１は、航空機用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、概ね長手方向に前方１４から後方１６に延在する軸又は中心線１２を有する。エンジン１０は、下流方向への直列流れ関係で、ファン２０を含むファンセクション１８、ブースタ又は低圧（ＬＰ：ｌｏｗ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ）圧縮機２４及び高圧（ＨＰ：ｈｉｇｈ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８、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、並びに排気セクション３８を含む。
【００１１】
ファンセクション１８は、ファン２０を取り囲むファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２の周りを放射状に配置された複数のファン動翼４２を含む。
【００１２】
ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、及びＨＰタービン３４は、燃焼ガスを発生させるエンジン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に取り囲まれる。
【００１３】
エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置されたＨＰ軸又はスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動接続する。ＬＰ軸又はスプール５０は、より大きな直径の環状のＨＰスプール４８内に、エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置され、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４及びファン２０に駆動接続する。
【００１４】
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、それらにおいて、一組の圧縮機動翼５６、５８が、対応する一組の圧縮機静翼６０、６２（ノズルとも呼ばれる）に対して回転して、段を通過する流体の流れを圧縮又は加圧する。単一の圧縮機段５２、５４において、複数の圧縮機動翼５６、５８が環状に設けられ、翼のプラットフォームから翼の先端まで中心線１２に対して半径方向外向きに延在することができ、一方、対応する圧縮機静翼６０、６２は、動翼５６、５８の下流に、且つそれらに隣接して配置される。図１に示す動翼、静翼、及び圧縮機段の数は、単に例示する目的のためだけに選ばれたが、他の数も可能であることに留意されたい。
【００１５】
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、それらにおいて、一組のタービン動翼６８、７０が、対応する一組のタービン静翼７２、７４（ノズルとも呼ばれる）に対して回転して、段を通過する流体の流れからエネルギーを取り出す。単一のタービン段６４、６６において、複数のタービン動翼６８、７０が環状に設けられ、翼のプラットフォームから翼の先端まで中心線１２に対して半径方向外向きに延在することができ、一方、対応するタービン静翼７２、７４は、動翼６８、７０の上流に、且つそれらに隣接して配置される。図１に示す動翼、静翼、及びタービン段の数は、単に例示する目的のためだけに選ばれたが、他の数も可能であることに留意されたい。
【００１６】
作動時、回転ファン２０は外気をＬＰ圧縮機２４に供給し、次いでＬＰ圧縮機２４は加圧された外気をＨＰ圧縮機２６に供給し、ＨＰ圧縮機２６はさらに外気を加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧された空気は燃焼器３０で燃料と混合されて点火され、それによって燃焼ガスが発生する。これらのガスからＨＰタービン３４によっていくらかの仕事が取り出され、それが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、そこでさらに仕事が取り出されてＬＰ圧縮機２４を駆動し、最終的に、排気ガスは排気セクション３８を経てエンジン１０から排出される。ＬＰタービン３６の駆動によってＬＰスプール５０が駆動されて、ファン２０及びＬＰ圧縮機２４を回転させる。
【００１７】
ファン２０によって供給される外気のうちのいくらかは、エンジンコア４４をバイパスして、エンジン１０の部分、特に高温部分を冷却するために使用することができ、且つ／或いは、航空機の他の要素を冷却する、又はそれらに動力を与えるために使用することができる。タービンエンジンの環境では、エンジンの高温部分は通常、燃焼器３０の下流、特にタービンセクション３２であり、ＨＰタービン３４が燃焼セクション２８のすぐ下流であるので最も高温の部分となる。冷却流体の他の源は、限定するものではないが、ＬＰ圧縮機２４又はＨＰ圧縮機２６から吐出される流体の場合がある。
【００１８】
図２は、図１のエンジン１０の燃焼器３０及びＨＰタービン３４の側部断面図である。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のタービン動翼６８に軸方向に隣接して、放射状に離間したタービン静翼７２の組があり、隣接する静翼７２はそれらの間にノズルを形成する。タービン３４によってエネルギーを最大限取り出すことができるように、ノズルは燃焼ガスを動翼に良好に流入させるように転向させる。高温燃焼ガス流れＨが静翼７２の外面に沿って通る際、冷却流体流れＣは静翼７２を通り抜けて静翼７２を冷却する。シュラウド組立体７８は、動翼６８に隣接してタービン３４における流れ損失を最小にする。同様のシュラウド組立体を、ＬＰタービン３６、ＬＰ圧縮機２４、又はＨＰ圧縮機２６にも関連付けることができる。
【００１９】
エンジン１０の１つ又は複数のエンジン構成部品は、本明細書でさらに開示す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部品のいくつかの非限定的な例としては、図１〜２で説明した動翼６８、７０、静翼又はノズル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が含まれる。フィルム冷却が用いられる他の非限定的な例としては、タービン移行ダクト及び排気ノズルが含まれる。
【００２０】
図３は、本発明の第１の実施形態によるエンジン構成部品８０の一部分を示す概略断面図である。エンジン構成部品８０は、図１のエンジン１０のエンジン構成部品とすることができ、矢印Ｈで示す高温ガスの流れの中に配置することができる。矢印Ｃで示す冷却流体流れは、エンジン構成部品を冷却するために供給することができる。図１〜２に関して上記したように、タービンエンジンの環境では、冷却空気は、ファン２０によって供給されエンジンコア４４をバイパスする外気、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。
【００２１】
エンジン構成部品８０は、高温燃焼ガス流れＨに面する高温面８４、及び冷却流体Ｃに面する冷却面８６を有する基材８２を含む。基材８２はエンジン構成部品８０の壁を形成することができ、壁はエンジン構成部品８０の外壁又は内壁とすることができる。第１のエンジン構成部品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を画定することができる。高温面８４はエンジン構成部品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、高温面８４は１０００℃から２０００℃の範囲の温度のガスに曝される場合がある。基材８２に適する材料としては、限定するものではないが、鋼、チタンなどの耐熱金属、或いはニッケル、コバルト又は鉄をベースにした超合金などの耐熱金属、及びセラミックマトリックス複合材が含まれる。超合金には、等軸、方向性凝固、及び単結晶構造の超合金が含まれる。
【００２２】
エンジン構成部品８０は、内部キャビティ８８とエンジン構成部品８０の高温面８４との間を流体連通させる、基材８２を貫通して延在する１つ又は複数のフィルム孔９０をさらに含む。作動中、冷却流体流れＣは、内部キャビティ８８に供給され、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膜を生成して、高温燃焼ガス流れＨから高温面８４を保護する。図３にはフィルム孔９０を１つだけ示しているが、エンジン構成部品８０は複数のフィルム孔９０を備えることができることは理解される。
【００２３】
フィルム孔９０は、基材８２の冷却面８６に設けられた入口９２、高温面８４に設けられた出口９４、及び入口９２と出口９４を接続する通路９６を有することができる。通路９６は、冷却流体流れＣの質量流量を調量する絞りセクション９８、及び冷却流体Ｃがより広い冷却膜を形成するように膨張することができる拡散セクション１００を含むことができる。拡散セクション１００は、通路９６を通る冷却流体流れＣの方向に対して絞りセクション９８の下流にある。拡散セクション１００は、絞りセクション９８と直列流れで連通することができる。絞りセクション９８は、入口９２に、又はその近くに設けることができ、一方、拡散セクション１００は出口９４に、又はその近くに画定することができる。作動時、冷却流体流れＣは入口９２を通ってフィルム孔９０に入り、絞りセクション９８及び拡散セクション１００を通過した後、出口９４から高温面８４に沿ってフィルム孔９０を出る。
【００２４】
絞りセクション９８は、通路９６を通る冷却流体流れＣの方向に垂直な最小の断面積を有する通路９６の一部分である。絞りセクション９８は、通路が最小の断面積を有する個別の位置、又は通路９６の細長い区域とすることができる。絞りセクション９８の断面は通路９６の絞り径Ｄを画定する。
【００２５】
本発明のこの実施形態又は任意の他の実施形態の絞りセクション９８に関して用いられる用語「絞り径Ｄ」は、いかなる特定の断面に対しても絞りセクション９８を限定することを意味せず、絞りセクション９８の断面は、通路９６を通る冷却流体流れＣの方向に垂直となるように決められることに留意されたい。この実施形態では、絞りセクション９８の断面は概ね円形である。しかしながら、本発明の他の実施形態では、絞りセクション９８は異なる特定の断面形状とすることができ、例えば、絞りセクション９８の断面形状は長方形又は楕円形とすることができる。絞りセクション９８が円形でない場合、絞り径Ｄは断面の水力直径とすることができる。ここで、水力直径は一般に断面積を断面周囲長さで割って４倍したものとして定義される。衝撃レーザ加工によって通常生成される概ね円形であるが非常に凸凹した絞りセクション９８に対しては、絞り径Ｄは、絞りセクション９８を傷つけることなしに通り抜けることができる最大の円形ピンの直径とすることができる。また凸凹した表面を有する円形でない断面に対しては、絞り径Ｄは、傷つけることなしに通り抜けることができる適切な形状の最大のピンの水力直径とすることができる。拡散セクション１００の前の断面長さが真っ直ぐでない、又は一定でない場合、最小の断面積の位置で、総体的に同じ定義を用いることができる。
【００２６】
通路９６を通る冷却流体流れＣは、本明細書では中心線１０２とも称する通路９６の長手方向軸に沿っており、これは、絞りセクション９８の断面の幾何学的中心を通る。フィルム孔９０は、中心線１０２が高温面８４及び冷却面８６に直交しないように、通路９６を通る冷却流体流れＣの下流方向に傾けることができる。フィルム孔９０に関して本明細書で使用されるとき、用語「軸方向」及びその変形形態は、冷却面８６から高温面８４までの中心線１０２に沿う冷却流体流れＣの方向を指す。
【００２７】
絞りセクション９８への入口１０４は、通路９６への入口９２と連通し、そこから冷却流体流れＣを受け入れる。拡散セクション１００の出口は、通路９６の出口９４と一致する。図３の実施形態を含む本発明のいくつかの実施形態では、絞りセクション９８への入口１０４はさらに通路９６への入口９２と一致する場合がある。
【００２８】
絞りセクション９８の出口は拡散セクション１００への入口と一致しており、この一致した出口及び入口は、絞りセクション９８と拡散セクション１００との間に移行部１０６を画定し、ここで、冷却流体流れＣが膨張し始めることができる。図示の実施形態では、絞りセクション９８は通路９６の細長い区域であり、移行部１０６は絞りセクション９８の遠位端又は下流端にある。移行部１０６は、絞りセクション９８の出口又は下流端で、中心線１０２に垂直な仮想線によって画定される。通路９６が最小の断面積を有する個別の位置に絞りセクション９８がある実施形態では、絞りセクション９８の上流端と下流端は一致し、その結果、移行部１０６と絞りセクション９８の下流端は同一とすることができる。移行部１０６は１本の線として示されているが、移行部１０６が１つの平面内にある必要はないことが理解されることに留意されたい。他の場合には、絞りセクション９８と拡散セクション１００との間に、より徐々に移行する部分があり、それは通路９６の平面の区域内にはない。
【００２９】
拡散セクション１００は、一対の離間した境界面１０８、１１０を含む。高温燃焼ガス流れＨは、高温面８４に対して、すなわち出口９４を過ぎたところで、概ね上流方向１１２及び下流方向１１４を規定し、この高温燃焼ガス流れＨの方向に対して境界面１０８、１１０を一般的に規定することができる。上流境界面１０８は概ね下流方向１１４に面し、下流境界面１１０は概ね上流方向１１２に面する。上流境界面１０８は、出口９４の上流縁１１６で基材８２の高温面８４に交差し、下流境界面１１０は、出口９４の下流縁１１８で基材８２の高温面８４に交差する。
【００３０】
上流境界面１０８と下流境界面１１０は軸方向に、実質的に、中心線１０２に平行である、中心線１０２から拡がる、又は中心線１０２の方に狭まることができる。図示の実施形態では、上流境界面１０８は中心線１０２に対して実質的に平行であり、一方、下流境界面１１０は中心線１０２から拡がっている。さらに、図３のような断面を見た場合、拡散セクション１００では、上流及び下流境界面１０８、１１０は直線状の、又は湾曲した境界線を画定することができる。湾曲した境界線は中心線１０２の方に向かう、又は中心線１０２から離れるように曲がることができる。図示の実施形態では、上流及び下流境界面１０８、１１０はともに直線状の境界線を画定している。
【００３１】
拡散セクション１００は、冷却流体流れＣが上流境界面１０８によって覆われる量に概ね対応するフード付き長さＬを画定する。フード付き長さＬが長いということは、冷却流体流れＣが高温燃焼ガス流れＨにさらされる前に、長い距離を拡散することができることを意味する。フード付き長さＬはフィルム孔の拡散長さとは異なっており、高温燃焼ガス流れＨが、出口９４の上流縁１１６に達するとすぐに、冷却流体流れＣと相互作用し始めることができるので、拡散セクション１００の全長よりもフード付き長さＬの方が冷却流体流れの拡散をよりよく示す。絞りセクション９８が入口９２から拡散セクション１００まで延在する図示の例などのフィルム孔では、拡散セクション１００の全長は、単に、中心線１０２に沿った、絞りセクション９８の長さと、入口９２と出口９４との間のフィルム孔全長との間の差である。
【００３２】
フード付き長さＬは、絞りセクション９８の下流端又は移行部１０６と高温面８４との間の上流境界面１０８に沿った距離として画定することができる。図示の実施形態では、フード付き長さＬは、直線状の上流境界面１０８に沿って移行部１０６と上流縁１１６との間で決定される。
【００３３】
フィルム孔９０のフード比Ｌ／Ｄは、絞り径Ｄに対する拡散セクション１００のフード付き長さＬの比である。フード比Ｌ／Ｄは、フィルム孔９０のフィルム冷却有効度の指標である。例えば、フィルム孔９０のフード付き長さＬが絞り径Ｄに対して短すぎる場合（すなわち、フード比Ｌ／Ｄが小さい場合）、大量の冷却流体流れＣが十分に拡散しないでフィルム孔９０を通り抜ける可能性がある。同様に、フィルム孔９０のフード付き長さＬが絞り径Ｄに対して長すぎる場合（すなわち、フード比Ｌ／Ｄが大きい場合）、冷却流体流れＣは、高温面８４上にフィルムを形成する前に加熱されるのに十分長くエンジン構成部品８０の基材８２内に留まる可能性がある。
【００３４】
フード比Ｌ／Ｄは、フィルム孔９０に対する流れのパラメータに応じて変わり得る。１つの例では、フード比Ｌ／Ｄは、高温燃焼ガス流れＨのフィルム孔９０の出口９４での局所的な運動量に対するフィルム孔９０の出口９４を出る冷却流体流れの運動量の比である吹き出し比ＢＲに基づくことができる。「局所的」によって、この運動量は自由流れの高温燃焼ガス流れＨが出口９４に接近するときに測定される。吹き出し比ＢＲは以下のように定義される。
【００３５】
【数１】
2016173106.tif 000003
ここで、
ρ＝流体密度
Ｖ＝局所バルク流体速度
フード比Ｌ／Ｄが吹き出し比ＢＲとほぼ等しくなるように、フード比Ｌ／Ｄが吹き出し比ＢＲとともに増大することが好ましい。これによって、冷却流体流れＣが、高温燃焼ガス流れＨと最初に相互作用する前に、拡散セクション１００の上流境界面１０８に覆われた状態で拡散することができる。フード比Ｌ／Ｄが吹き出し比ＢＲに対して小さすぎる場合、冷却流体流れＣは十分拡散せず又は拡がらず、冷却流体流れＣのコア部分が高温燃焼ガス流れＨと相互作用し、その結果、望ましくない混合となりフィルム冷却有効度が低下する。フード比Ｌ／Ｄが吹き出し比ＢＲに対して大きすぎる場合、冷却流体流れＣはフィルム孔９０内で過剰に加熱され、これも又、フィルム冷却有効度を低下させる。一例として、フィルム孔９０は、下の表１の吹き出し比ＢＲの範囲に対応するフード比Ｌ／Ｄの値を有することができる。
【００３６】
【表１】
2016173106.tif 000004
従って、フード比Ｌ／Ｄは以下の範囲内にあることが好ましい。
【００３７】
１≦Ｌ／Ｄ≦６
ガスタービンエンジンでは、吹き出し比ＢＲの典型的な値は０．５から５の範囲である。従って、ガスタービンエンジンでは、フード比Ｌ／Ｄは、より具体的には下記の範囲とすることができる。
【００３８】
２≦Ｌ／Ｄ≦４
図４は、フィルム孔９０の中心線１０２に沿って見た、図３のエンジン構成部品８０の高温面８４の上面図である。図４に示すように、拡散セクション１００の上流及び下流境界面１０８、１１０は、中心線１０２の両側にあり、実質的に平面である。拡散セクション１００は、境界面１０８と境界面１１０との間に延在する、同じく実質的に平面である対向側面１２０、１２２をさらに含む。下流境界面１１０と同様に、側面１２０、１２２の一方、又は両方は、中心線１０２から拡げることができる。側面１２０、１２２は、鋭い角又は隅ではなく滑らかな曲線となるように、境界面１０８、１１０に滑らかに移行することができる。これに代えて、上流及び下流面１０８、１１０の一方、又は両方は中心線１０２の周りを湾曲して互いに会う、又は中間側面と会うことができる。
【００３９】
拡散セクション１００は、円形の断面、又は、限定するものではないが、長方形、楕円形、又は台形の断面などの非円形の断面を有することができる。図４に示す拡散セクション１００の全体形状は実質的に斜角錐と同様であり、その結果、拡散セクション１００は軸方向に中心線１０２から全体的に拡がり、その断面は実質的に台形である。これに代えて、拡散セクション１００の全体形状は、その断面が実質的に円形の円錐形とすることができる。
【００４０】
図示のフィルム孔９０では、拡散セクション１００は中心線１０２の周りに実質的に軸対称であり、フード付き長さＬは、上流境界面１０８の中線１２４に沿って画定される。図では、上流境界面１０８は中心線１０２に平行であるので、中線１２４は点として示されている。非対称の拡散セクション形状を有するフィルム孔では、フード付き長さＬは、上流境界面１０８に沿った、移行部１０６と高温面８４との間の最短の長さとして規定することができる。
【００４１】
図５は、本発明の第２の実施形態によるエンジン構成部品８０の一部分を示す概略断面図である。エンジン構成部品８０は、第１の実施形態のエンジン構成部品と実質的に同様であり、類似の要素は同じ参照符号で識別される。第２の実施形態では、コーティング１２６が基材８２の高温面８４の少なくとも一部分に施されている。コーティング１２６は、高温面８４の反対側のコーティング上面１２８を画定する。コーティングされたエンジン構成部品を含む本発明の実施形態では、フード付き長さＬは、絞りセクション９８の遠位端とコーティング上面１２８との間の距離として規定することができる。コーティング１２６の非限定的ないくつかの例としては、遮熱コーティング、酸化保護コーティング、又はこれらの組合せが含まれる。コーティング１２６は、単層コーティング、又は多層コーティングを含むことができる。いくつかのコーティングはまた、フィルム孔９０の内面に施されることもあることに留意されたい。そのような場合には、絞り径Ｄ及びフード付き長さＬは、コーティングが施された後に測定することができる。
【００４２】
図６は、本発明の第３の実施形態によるフィルム孔１３０を有する図１のエンジンのエンジン構成部品８０の概略断面図である。エンジン構成部品８０は、内部キャビティ８８とエンジン構成部品８０の高温面８４との間を流体連通させる、基材８２を貫通して延在する１つ又は複数のフィルム孔１３０をさらに含む。作動中、冷却流体流れＣは、内部キャビティ８８に供給され、フィルム孔１３０から出て、高温面８４上に冷却空気の薄い層又は膜を生成して、高温燃焼ガス流れＨから高温面８４を保護する。図６にはフィルム孔１３０を１つだけ示しているが、エンジン構成部品８０は複数のフィルム孔１３０を備えることができることは理解される。
【００４３】
フィルム孔１３０は、基材８２の冷却面８６に設けられた入口１３２、高温面８４に設けられた出口１３４、及び入口１３２と出口１３４を接続する通路１３６を有することができる。通路１３６は、冷却流体流れＣの質量流量を調量する絞りセクション１３８、及び冷却流体Ｃがより広い冷却膜を形成するように膨張することができる拡散セクション１４０を含むことができる。拡散セクション１４０は、通路１３６を通る冷却流体流れＣの方向に対して絞りセクション１３８の下流にある。拡散セクション１４０は、絞りセクション１３８と直列流れで連通することができる。作動時、冷却流体流れＣは入口１３２を通ってフィルム孔１３０に入り、絞りセクション１３８及び拡散セクション１４０を通過した後、出口１３４から高温面８４に沿ってフィルム孔１３０を出る。
【００４４】
絞りセクション１３８は、通路１３６を通る冷却流体流れＣの方向に垂直な最小の断面積を有する通路１３６の一部分である。図示の実施形態では、絞りセクション１３８は、通路が最小の断面積を有する個別の位置であり、絞りセクション１３８の断面は通路１３６の絞り径Ｄを画定する。
【００４５】
通路１３６を通る冷却流体流れＣは、本明細書では中心線１４２とも称する通路１３６の長手方向軸に沿っており、これは、絞りセクション１３８の断面の幾何学的中心を通る。フィルム孔１３０は、中心線１４２が高温面８４及び冷却面８６に直交しないように、通路１３６を通る冷却流体流れＣの下流方向に傾けることができる。
【００４６】
絞りセクション１３８への入口１４４は、通路１３６への入口１３２と連通し、そこから冷却流体流れＣを受け入れる。拡散セクション１４０の出口は、通路１３６の出口１３４と一致する。図６の実施形態を含む本発明のいくつかの実施形態では、絞りセクション１３８への入口１４４はさらに通路１３６への入口１３２の下流とすることができる。
【００４７】
絞りセクション１３８の出口は拡散セクション１４０への入口と一致しており、この一致した出口及び入口は、絞りセクション１３８と拡散セクション１４０との間に移行部１４６を画定し、ここで、冷却流体流れＣが膨張し始めることができる。図示の実施形態では、絞りセクション１３８は通路１３６の個別の位置であり、移行部１４６は絞りセクション１３８にある。移行部１４６は、絞りセクション１３８において、中心線１４２に垂直な仮想線によって画定される。
【００４８】
拡散セクション１４０は、一対の離間した境界面１４８、１５０を含む。高温燃焼ガス流れＨは、高温面８４に対して、すなわち出口１３４を過ぎたところで、概ね上流方向１５２及び下流方向１５４を規定し、この高温燃焼ガス流れＨの方向に対して境界面１４８、１５０を一般的に規定することができる。上流境界面１４８は概ね下流方向１５４に面し、下流境界面１５０は概ね上流方向１５２に面する。上流境界面１４８は、出口１３４の上流縁１５６で基材８２の高温面８４に交差し、下流境界面１５０は、出口１３４の下流縁１５８で基材８２の高温面８４に交差する。
【００４９】
図示の実施形態では、上流境界面１４８は中心線１４２から拡がり、一方、下流境界面１５０は中心線１４２に対して実質的に平行である。さらに、図示の実施形態では、上流境界面１４８は中心線１４２から曲がって離れる湾曲した境界線を画定し、下流境界面１５０は直線状の境界線を画定する。
【００５０】
この実施形態に対しては、上流境界面１４８は湾曲した境界線を画定するので、絞りセクション１３８の下流端又は移行部１４６と高温面８４との間の上流境界面１４８に沿った距離として規定されるフード付き長さＬは、例えば、移行部１４６と高温面８４との間の最短の直線距離ではなく、曲線に沿って決定される。図示の実施形態では、フード付き長さＬは、湾曲した上流境界面１４８に沿って移行部１４６と上流縁１５６との間で決定される。フード比Ｌ／Ｄは、吹き出し比ＢＲに関係する範囲を含む、第１の実施形態に関する上記の様々な範囲とすることができる。
【００５１】
図７は、本発明の第４の実施形態によるフィルム孔を有する図１のエンジンのエンジン構成部品８０の概略断面図である。エンジン構成部品８０は、内部キャビティ８８とエンジン構成部品８０の高温面８４との間を流体連通させる、基材８２を貫通して延在する１つ又は複数のフィルム孔１６０をさらに含む。作動中、冷却流体流れＣは、内部キャビティ８８に供給され、フィルム孔１６０から出て、高温面８４上に冷却空気の薄い層又は膜を生成して、高温燃焼ガス流れＨから高温面８４を保護する。図７にはフィルム孔１６０を１つだけ示しているが、エンジン構成部品８０は複数のフィルム孔１６０を備えることができることは理解される。
【００５２】
フィルム孔１６０は、基材８２の冷却面８６に設けられた入口１６２、高温面８４に設けられた出口１６４、及び入口１６２と出口１６４を接続する通路１６６を有することができる。通路１６６は、冷却流体流れＣの質量流量を調量する絞りセクション１６８、及び冷却流体Ｃがより広い冷却膜を形成するように膨張することができる拡散セクション１７０を含むことができる。拡散セクション１７０は、通路１６６を通る冷却流体流れＣの方向に対して絞りセクション１６８の下流にある。拡散セクション１７０は、絞りセクション１６８と直列流れで連通することができる。絞りセクション１６８は、入口１６２に、又はその近くに設けることができ、一方、拡散セクション１７０は出口１６４に、又はその近くに画定することができる。作動時、冷却流体流れＣは入口１６２を通ってフィルム孔１６０に入り、絞りセクション１６８及び拡散セクション１７０を通過した後、出口１６４から高温面８４に沿ってフィルム孔１６０を出る。
【００５３】
絞りセクション１６８は、通路１６６を通る冷却流体流れＣの方向に垂直な最小の断面積を有する通路１６６の一部分である。図示の実施形態では、絞りセクション１６８は通路１６６の細長い区域である。絞りセクション１６８の断面は通路１６６の絞り径Ｄを画定する。
【００５４】
通路１６６を通る冷却流体流れＣは、本明細書では中心線１７２とも称する通路１６６の長手方向軸に沿っており、これは、絞りセクション１６８の断面の幾何学的中心を通る。フィルム孔１６０は、中心線１７２が高温面８４及び冷却面８６に直交しないように、通路１６６を通る冷却流体流れＣの下流方向に傾けることができる。
【００５５】
絞りセクション１６８への入口１７４は、通路１６６への入口１６２と連通し、そこから冷却流体流れＣを受け入れる。拡散セクション１７０の出口は、通路１６６の出口１６４と一致する。図７の実施形態を含む本発明のいくつかの実施形態では、絞りセクション１６８への入口１７４はさらに通路１６６への入口１６２と一致し得る。
【００５６】
絞りセクション１６８の出口は拡散セクション１７０への入口と一致しており、この一致した出口及び入口は、絞りセクション１６８と拡散セクション１７０との間に移行部１７６を画定し、ここで、冷却流体流れＣが膨張し始めることができる。図示の実施形態では、絞りセクション１６８は通路１６６の細長い区域であり、移行部１７６は絞りセクション１６８の遠位端又は下流端にある。移行部１７６は、絞りセクション１６８の出口又は下流端で、中心線１７２に垂直な仮想線によって画定される。
【００５７】
拡散セクション１７０は、一対の離間した境界面１７８、１８０を含む。高温燃焼ガス流れＨは、高温面８４に対して、すなわち出口１６４を過ぎたところで、概ね上流方向１８２及び下流方向１８４を規定し、この高温燃焼ガス流れＨの方向に対して境界面１７８、１８０を一般的に規定することができる。上流境界面１７８は概ね下流方向１８４に面し、下流境界面１８０は概ね上流方向１８２に面する。上流境界面１７８は、出口１６４の上流縁１８６で基材８２の高温面８４に交差し、下流境界面１８０は、出口１６４の下流縁１８８で基材８２の高温面８４に交差する。
【００５８】
図示の実施形態では、上流及び下流境界面１７８、１８０は、中心線１７２から拡がっている。さらに、図示の実施形態では、上流及び下流境界面１７８、１８０は湾曲した境界線を画定する。
【００５９】
この実施形態に対しては、上流境界面１７８は湾曲した境界線を画定するので、絞りセクション１６８の下流端又は移行部１７６と高温面８４との間の上流境界面１７８に沿った距離として規定されるフード付き長さＬは、例えば、移行部１７６と高温面８４との間の最短の直線距離ではなく、曲線に沿って決定される。図示の実施形態では、フード付き長さＬは、湾曲した上流境界面１７８に沿って移行部１７６と上流縁１８６との間で決定される。フード比Ｌ／Ｄは、吹き出し比ＢＲに関係する範囲を含む、第１の実施形態に関する上記の様々な範囲とすることができる。
【００６０】
上記の実施形態のいずれにおいても、本発明は、フィルム孔９０の絞りセクション及び／又は拡散セクションの成形又は輪郭加工と組み合わせることができる。本発明の実施形態はまた、スロット型フィルム冷却に適用することができ、その場合には、出口９４は高温面８４のスロット内に設けられる。
【００６１】
さらに、上記の実施形態のいずれにおいても、基材８２の高温面８４にコーティングを施すことができる。コーティングの非限定的ないくつかの例としては、遮熱コーティング、酸化保護コーティング、又はこれらの組合せが含まれる。
【００６２】
さらに、上記の実施形態のいずれにおいても、基材８２は概ね平面として示されているが、基材８２は多くのエンジン構成部品８０では湾曲している場合があることは理解される。しかしながら、基材８２の曲率はフィルム孔の大きさに比べてわずかであり、従って、説明及び例示のために、基材８２は平面として示されている。
【００６３】
本明細書で開示する本発明に関する装置及び方法の様々な実施形態によって、エンジン構造体に対する冷却、具体的には、フィルム孔を有するタービン構成部品における冷却を改善することができる。上記のシステムのいくつかの実施形態を実施して得られる１つの利点は、冷却流体流れＣを高温燃焼ガス流れＨにさらされる前に拡散させることができるフード付き長さＬをフィルム孔が有することである。効果的にフィルム冷却するためにフード比Ｌ／Ｄを所定の範囲内に入れるように、フード付き長さＬをフィルム孔の絞り径Ｄに関係づけることができる。上記の装置のいくつかの実施形態を実施して得られる別の利点は、フード比Ｌ／Ｄをさらに、フィルム孔に対する吹き出し比ＢＲに基づいて決めることができることである。
【００６４】
本明細書では、最良の態様を含む例を用いて本発明を開示し、また、任意の装置又はシステムの作製及び使用、並びに任意の組み入れられた方法の実施を含め、当業者が本発明を実施できるように本発明を開示している。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の例も含むことができる。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と相違ない構成要素を有する場合、又は特許請求の範囲の文言と実質的に相違ない等価の構成要素を有する場合、特許請求の範囲内であることを意図されている。
【符号の説明】
【００６５】
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  低圧（ＬＰ）圧縮機
２６  高圧（ＨＰ）圧縮機
２８  燃焼セクション
３０  燃焼器
３２  タービンセクション
３４  高圧（ＨＰ）タービン
３６  低圧（ＬＰ）タービン
３８  排気セクション
４０  ファンケーシング
４２  ファン動翼
４４  コア
４６  コアケーシング
４８  ＨＰスプール
５０  ＬＰスプール
５２  ＬＰ圧縮機段
５４  ＨＰ圧縮機段
５６  ＬＰ圧縮機動翼
５８  ＨＰ圧縮機動翼
６０  ＬＰ圧縮機静翼
６２  ＨＰ圧縮機静翼
６４  ＨＰタービン段
６６  ＬＰタービン段
６８  ＨＰタービン動翼
７０  ＬＰタービン動翼
７２  ＨＰタービン静翼
７４  ＬＰタービン静翼
７６  デフレクタ
７７  燃焼器ライナ
７８  シュラウド組立体
８０  エンジン構成部品
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  絞りセクション
１００  拡散セクション
１０２  中心線
１０４  絞り入口
１０６  移行部
１０８  上流境界面
１１０  下流境界面
１１２  上流方向
１１４  下流方向
１１６  上流縁
１１８  下流縁
１２０  側面
１２２  側面
１２４  中線
１２６  コーティング
１２８  コーティング上面
１３０  フィルム孔
１３２  入口
１３４  出口
１３６  通路
１３８  絞りセクション
１４０  拡散セクション
１４２  中心線
１４４  絞り入口
１４６  移行部
１４８  上流境界面
１５０  下流境界面
１５２  上流方向
１５４  下流方向
１５６  上流縁
１５８  下流縁
１６０  フィルム孔
１６２  入口
１６４  出口
１６６  通路
１６８  絞りセクション
１７０  拡散セクション
１７２  中心線
１７４  絞り入口
１７６  移行部
１７８  上流境界面
１８０  下流境界面
１８２  上流方向
１８４  下流方向
１８６  上流縁
１８８  下流縁
Ｈ  高温燃焼ガス流れ
Ｃ  冷却流体流れ
Ｌ  フード付き長さ
Ｄ  絞り径
【図１】
2016173106.tif 000005
【図２】
2016173106.tif 000006
【図３】
2016173106.tif 000007
【図４】
2016173106.tif 000008
【図５】
2016173106.tif 000009
【図６】
2016173106.tif 000010
【図７】
2016173106.tif 000011
【外国語明細書】
2016173106000001.pdf