(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービンエンジンの翼形部内で使用するアクセラレータインサートを提供する。【解決手段】タービンエンジン用の翼形部９０は、内部を境界付け、翼弦方向を定めるように前縁１１４と後縁１１６との間に軸方向に延び、且つスパン方向を定めるように根元と先端との間に半径方向に延びる正圧側面及び負圧側面を定める外壁と、前記スパン方向で延びて前記内部に定められる少なくとも１つの冷却空気チャンネルと、前記冷却空気チャンネル内に位置付けられて、該冷却空気チャンネルの一部を塞ぎ、空気流通路１８０を定める前記冷却空気チャンネルの塞いでない部分を残すアクセラレータインサート１６０と、を備え、前記アクセラレータインサートが、前記空気流通路を通る空気流を加速させる縮小断面領域１７０を前記空気流通路に提供するような形状にされる。【選択図】図６
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンエンジン（１０）用の翼形部（９０）であって、
内部（１２０）を境界付け、翼弦方向を定めるように前縁（１１４）と後縁（１１６）との間に軸方向に延び、且つスパン方向を定めるように根元（９８）と先端（９６）との間に半径方向に延びる正圧側面（１１０）及び負圧側面（１１２）を定める外壁（１１８）と、
前記スパン方向で延びて前記内部に定められる少なくとも１つの冷却空気チャンネルと、
前記冷却空気チャンネル内に位置付けられて、該冷却空気チャンネルの一部を塞ぎ、空気流通路（１８０）を定める前記冷却空気チャンネルの塞いでない部分を残すアクセラレータインサート（１６０）と、
を備え、
前記アクセラレータインサートが、前記空気流通路を通る空気流を加速させる縮小断面領域（１７０）を前記空気流通路に提供するような形状にされる、翼形部（９０）。
【請求項２】
前記翼形部が、複数の冷却空気チャンネルを有する、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【請求項３】
前記アクセラレータインサートが、前記複数の冷却空気チャンネルのうちの少なくとも１つ内に配置される、請求項２に記載の翼形部（９０）。
【請求項４】
前記根元と前記先端との間にスパン方向に延びて、前記複数の冷却空気チャンネルのうちの少なくとも１つを少なくとも部分的に定めるリブ（１５０）を更に備える、請求項３に記載の翼形部（９０）。
【請求項５】
前記アクセラレータインサートが、前記リブの一部に装着される、請求項４に記載の翼形部（９０）。
【請求項６】
前記空気流通路に配置された少なくとも１つのタービュレータ（１７４）を更に備える、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【請求項７】
前記少なくとも１つのタービュレータが、少なくとも１つのファーストバックタービュレータである、請求項６に記載の翼形部（９０）。
【請求項８】
前記ファーストバックタービュレータが、前記アクセラレータインサート上に配置される、請求項７に記載の翼形部（９０）。
【請求項９】
前記ファーストバックタービュレータが、前記空気流通路内の外壁上に配置される、請求項７に記載の翼形部（９０）。
【請求項１０】
前記外壁内に配置され且つ前記冷却空気チャンネルと流体連通した複数のフィルム孔（１３４）を更に備える、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【請求項１１】
前記縮小断面領域が連続している、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【請求項１２】
前記縮小断面領域が、前記アクセラレータインサートのスパン方向範囲で連続的に延びている、請求項１１に記載の翼形部（９０）。
【請求項１３】
前記縮小断面領域が、スパン方向にある、一定である、可変である、又は非連続である、のうちの少なくとも１つである、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【請求項１４】
前記翼形部が、ブレード又はベーンのうちの一方である、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【請求項１５】
タービンエンジン（１０）用のノズル組立体であって、
外側バンド（１３２）と、
前記外側バンドに対して半径方向に配置される内側バンド（１３０）と、
前記外側バンドと前記内側バンドとの間に延び、内部チャンバを有する少なくとも１つのベーンを有するノズルを定める少なくとも１つのベーン（６０，６２）と、
前記内部チャンバに定められ、前記外側バンドと前記内側バンドとの間に少なくとも部分的に延びる冷却空気チャンネルと、
前記冷却空気チャンネル内に位置付けられて、該冷却空気チャンネルの一部を塞ぎ、空気流通路（１８０）を定める前記冷却空気チャンネルの塞いでない部分を残すアクセラレータインサート（１６０）と、
を備え、
前記アクセラレータインサートが、前記空気流通路を通る空気流を加速させる縮小断面領域（１７０）を前記空気流通路に提供するような形状にされる、ノズル組立体。
【請求項１６】
前記ベーンが、複数の冷却空気チャンネルを有する、請求項１５に記載のノズル組立体。
【請求項１７】
前記アクセラレータインサートが、前記複数の冷却空気チャンネルのうちの少なくとも１つ内に配置される、請求項１６に記載のノズル組立体。
【請求項１８】
前記空気流通路に配置された少なくとも１つのタービュレータ（１７４）を更に備える、請求項１５に記載のノズル組立体。
【請求項１９】
前記少なくとも１つのタービュレータが、少なくとも１つのファーストバックタービュレータである、請求項１８に記載のノズル組立体。
【請求項２０】
前記ファーストバックタービュレータが、前記アクセラレータインサート上に配置される、請求項１９に記載のノズル組立体。
【請求項２１】
外壁（１１８）を更に備え、前記ファーストバックタービュレータが、前記空気流通路内の外壁上に配置される、請求項１９に記載のノズル組立体。
【請求項２２】
前記縮小断面領域が、段階的である、一定である、連続している、可変である、又は非連続である、のうちの少なくとも１つである、請求項１５に記載のノズル組立体。
【請求項２３】
内部（１２０）を密閉し、冷却空気チャンネルが前記内部に定められる外壁（１１８）を備えたタービンエンジン（１０）用の翼形部（９０）であって、前記翼形部（９０）が、前記冷却空気チャンネル内に配置されて、該冷却空気チャンネル内に空気流通路（１８０）を生成する空気流アクセラレータインサート（１６０）を備え、前記空気流アクセラレータインサートが、前記空気流通路内の空気流を加速させる縮小断面領域（１７０）を有する、翼形部（９０）。
【請求項２４】
前記空気流通路に配置された少なくとも１つのタービュレータ（１７４）を更に備える、請求項２３に記載の翼形部（９０）。
【請求項２５】
前記少なくとも１つのタービュレータが、少なくとも１つのファーストバックタービュレータである、請求項２４に記載の翼形部（９０）。
【請求項２６】
前記ファーストバックタービュレータが、前記アクセラレータインサート上に配置される、請求項２５に記載の翼形部（９０）。
【請求項２７】
外壁（１１８）を更に備え、前記ファーストバックタービュレータが、前記空気流通路内の外壁上に配置される、請求項２５に記載の翼形部（９０）。
【請求項２８】
前記縮小断面領域が連続している、請求項２３に記載の翼形部（９０）。
【請求項２９】
前記縮小断面領域が、前記アクセラレータインサートのスパン方向範囲で連続的に延びている、請求項２８に記載の翼形部（９０）。
【請求項３０】
前記縮小断面領域が、段階的である、一定である、可変である、又は非連続である、のうちの少なくとも１つである、請求項２３に記載の翼形部（９０）。
【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翼形部内で使用するアクセラレータインサートに関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジン、特にガスタービン又は燃焼タービンエンジンは、エンジンを通って複数の回転タービンブレードに通過する燃焼ガスからエネルギーを抽出する回転エンジンである。
【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を冷却することが有用とすることができる。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冷却が必要な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。高圧タービンの温度は、約１０００°Ｃ〜２０００°Ｃ、圧縮機からの冷却空気は、約５００°Ｃ〜７００°Ｃである。
【０００４】
現行のタービン翼形部は、一般に、前縁、後縁、及びブレードの先端などの様々な部分を冷却するため、翼形部を通して冷却空気を配向する１又はそれ以上の内部冷却通路を含む。冷却を促進し、又は塵埃除去のような別の機能を果たすため、インサートを翼形部に配置することができる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第８，７９０，０７３号明細書
【発明の概要】
【０００６】
１つの態様において、本発明の実施形態は、内部を境界付け、翼弦方向を定めるように前縁と後縁との間に軸方向に延び、且つスパン方向を定めるように根元と先端との間に半径方向に延びる正圧側面及び負圧側面を定める外壁を含む、ガスタービンエンジン用の翼形部に関する。翼形部は更に、スパン方向で延びて前記内部に定められるチャンネルと、空気流通路を定めるチャンネル内に位置付けられたアクセラレータインサートとを含む。空気流通路は、通路内の空気流を加速させる縮小断面領域を含む。
【０００７】
別の態様において、本発明の実施形態は、外側バンドと、外側バンド内で半径方向に配置される内側バンドと、外側バンドと内側バンドとの間に延びてノズルを定め且つ内部チャンバを有する少なくとも１つのベーンと、内部チャンバに定められ、外側バンドと内側バンドとの間に少なくとも部分的に延びるチャンネルと、チャンネル内に位置付けられて、縮小断面領域を有する空気流通路を定めるアクセラレータインサートと、を含む、ガスタービンエンジン用のノズル組立体に関する。
【０００８】
更に別の態様において、本発明の実施形態は、内部を密閉し、チャンネルが内部に定められる外壁を備え、チャンネル内に配置されて縮小断面空気流通路を生成する空気流アクセラレータインサートを備えた、ガスタービンエンジン用の翼形部に関する。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図。
【図２】冷却空気入口通路を備えた、図１のエンジンのタービンブレードの形態の翼形部の斜視図。
【図３】図２の翼形部の断面図。
【図４】図１のエンジンのバンド又はタービンベーンの一部の図。
【図５】アクセラレータインサートを有する、図２の翼形部の断面図。
【図６】アクセラレータインサートを有する、図５の翼形部の軸方向断面図。
【図７】図６のアクセラレータインサートに隣接した翼形部内の空気流を例示する軸方向断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
本発明の記載される実施形態は、ガスタービンエンジンの翼形部内で使用するアクセラレータインサートに関する。本発明は、例示の目的で、航空機ガスタービンエンジンのためのタービ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、圧縮機を含むエンジンの範囲内で、並びに他の移動体用途及び非移動体産業、商用及び住宅用途などの非航空機用途において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。
【００１１】
本明細書で使用される場合、用語「前方」又は「上流側」は、エンジン入口に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較してエンジン入口により近接していることを意味する。「前方」又は「上流側」と併せて使用される用語「後方」又は「下流側」は、エンジン中心線に対してエンジンの後方又は出口に向けた方向を意味する。
【００１２】
加えて、本明細書で使用される場合、用語「半径方向」及び「半径方向に」は、エンジンの中心長手方向軸線とエンジン外周との間に延びる寸法を意味する。
【００１３】
全ての方向性の言及（例えば、半径方向、軸方向、近位、遠位、上側、下側、上向き、下向き、左、右、横、前、後、上部、底部、上方、下方、垂直、水平、時計回り、反時計回り、上流側、下流側、後方、その他）は、読み手の本発明の理解を助けるために識別の目的で使用しているに過ぎず、特に位置、向き、又は本発明の用途に関して限定するものではない。接続に関する言及（例えば、取り付け、結合、接続、及び接合）は、広義に解釈すべきであり、別途指示されていない限り、一群の要素間の中間部材及び要素間の相対移動を含むことができる。従って、接続に関する言及は、必ずしも２つの要素が互いに固定関係で直接接続されることを示唆するものではない。例示的な図面は、単に例証の目的のものであり、本明細書に添付される図面中に示されている寸法、位置、順序及び相対サイズは変えることができる。
【００１４】
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。
【００１５】
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。ＨＰ圧縮機、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。
【００１６】
エンジン１０の中心線１２の周りに同軸上に配置された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内でエンジン１０の中心線１２の周りに同軸上に配置された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。
【００１７】
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、圧縮機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がリング状に設けられて、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、他方、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、及び圧縮機段の数は、単に例証として選択されたものであり、他の数も実施可能である点に留意されたい。
【００１８】
圧縮機の段におけるブレード５６，５８は、ディスク５９に装着することができ、該ディスクは、ＨＰスプール４８及びＬＰスプール５０のうちの対応するスプールに装着され、各段が固有のディスク５９，６１を有する。圧縮機の段におけるベーン６０，６２は、円周方向配列でコアケーシング４６に装着することができる。
【００１９】
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、タービン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、複数のタービンベーン７２，７４がリング状に設けられ、中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができ、他方、対応する回転ブレード６８，７０は、固定タービンベーン７２，７４の下流側に隣接して位置付けられ、また、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。図１に示されるブレード、ベーン、及びタービン段の数は、単に例証として選択されたものであり、他の数も実施可能である点に留意されたい。
【００２０】
タービンの段におけるブレード６８，７０は、ディスク７１に装着することができ、該ディスクは、ＨＰスプール４８及びＬＰスプール５０のうちの対応するスプールに装着され、各段が固有のディスク７１，７３を有する。タービンの段におけるベーン６０，６２は、円周方向配列でコアケーシング４６に装着することができる。
【００２１】
スプール４８，５０の一方又は両方に装着されて共に回転するエンジン１０の部分はまた、個々に又は全体的にロータ５３と呼ばれる。コアケーシング４６に装着される部分を含むエンジン１０の固定部分はまた、個々に又は全体的にステータ６３と呼ばれる。
【００２２】
作動時には、ファンセクション１８から出る空気流は、空気流の一部がＬＰ圧縮機２４に送られ、次いで加圧された周囲空気７６をＨＰ圧縮機に供給して、該周囲空気を更に加圧するように分配される。ＨＰ圧縮機からの加圧空気７６は、燃焼器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。ＨＰタービン３４によってこれらのガスから一部の仕事が抽出され、これによりＨＰ圧縮機が駆動される。燃焼ガスは、ＬＰタービン３６に吐出されて追加の仕事を抽出し、これにより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が駆動され、ファン２０及びＬＰ圧縮機２４が回転する。
【００２３】
空気流７８の残りの部分は、ＬＰ圧縮機２４及びエンジンコア４４をバイパスし、固定ベーン列、及びより詳細には、複数の翼形部ガイドベーン８２を備えた出口ガイドベーン組立体８０を通じてファン排気側８４にてエンジン組立体１０から流出する。より具体的には、半径方向に延びる翼形部ガイドベーン８２の円周方向列は、ファンセクション１８に隣接して、空気流７８の幾らかの方向制御を行うのに利用される。
【００２４】
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をバイパスして、エンジン１０の一部、特に高温部分の冷却及び／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では、エンジンの高温部分は通常、燃焼器３０及び該燃焼器３０の下流側の構成要素、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の直ぐ下流側にあるので、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圧縮機から吐出される流体とすることができる。この流体は、ＬＰ圧縮機又はＨＰ圧縮機２４，２６から引き込まれ、タービンセクション３２の冷却源として燃焼器３０をバイパスする空気を含むことができるブリード空気７７とすることができる。これは、一般的なエンジン構成であり、限定的なものではない。
【００２５】
図２は、図１によるエンジン１０のブレード又はベーンとすることができるエンジン翼形部９０の斜視図である。翼形部９０は、ダブテール９４に結合されたプラットフォーム９２に装着される。翼形部９０は、先端９６から根元９８まで延びる。プラットフォーム９２は、根元９８にて翼形部９０と一体化することができ、これによりエンジン空気流を半径方向で収容するのに役立つ。ダブテール９４は、エンジン１０上でロータ５１に装着され、第１の入口通路１００、第２の入口通路１０２及び第３の入口通路１０４として例示的に図示される、少なくとも１つの入口通路を有し、各々がダブテール９４を通って延びて、通路出口１０６にて翼形部９０と内部流体連通を提供するよう構成することができる。ダブテール９４は断面で示されており、入口通路１００、１０２、１０４がダブテール９４の本体内に収容されるようになっている点は理解されたい。
【００２６】
図３に移ると、断面で示された翼形部９０は、凹面形状の正圧側面１１０と、凸面形状の負圧側面１１２とを有し、これらの間に翼弦方向で前縁１１４及び後縁１１６が定められる。正圧側面１１０及び負圧側面１１２は、内部１２０を境界付ける外壁１１８を定める。ブレード６８としての翼形部９０は、正圧側面１１０が負圧側面１１２に追従するような方向で回転する。従って、図３に示すように、翼形部９０は、紙面の上部に向かって上向きに回転することになる。固定ベーン７２としては、翼形部９０は回転しない。
【００２７】
図４は、円周方向ベーンリング１２８内に配列され、弓状の内側バンド１３０によって根元９８に支持され、及び外側バンド１３２によって先端９６にて支持される複数の翼形部９０を示す。内側バンドチャンネル１３４及び外側バンドチャンネル１３６は、内側バンド１３０及び外側バンド１３２内にそれぞれ定めることができる。バンドチャンネル１３４，１３６は、翼形部９０の内部１２０を通じて互いに流体連通することができる。２つの隣接するベーン７２のセットは、ノズル１３８を定めることができる。ベーン１２８の環状バンド全体は、複数のノズル１３８の組み合わせとすることができる。図３に示す弓状セクションは、約３６度のセクター角を有し、例示的な環状ベーンセクションである。それぞれのリング１２８を定めるあらゆる数のベーン７２が存在することができることを理解されたい。ベーン７２、内側バンド１３０及び外側バンド１３２は、限定ではないが、チタン合金、ニッケル、セラミックマトリックス複合材、及びコバルト基合金を含む、既知の材料から作ることができる。
【００２８】
図５を見ると、翼形部９０の内部１２０は更に、前縁１１４及び後縁１１６それぞれに隣接して位置する第１のチャンネル１５２と第２のチャンネル１５４に内部を分割するリブ１５０を含むことができる。リブ１５０並びにチャンネル１５２，１５４の位置決めは例示的なものであり、翼形部９０は、先端９６と根元９８との間に少なくとも部分的に延びる１又はそれ以上のチャンネルを備えた内部１２０を有することができる点は理解されたい。後縁スロット１５６は、第２のチャンネル１５４を後縁１１６に流体結合し、翼形部９０の内部１２０内の空気を排出する。
【００２９】
アクセラレータインサート１６０は、チャンネル１５２，１５４のうちの一方に配置することができ、第１のチャンネル１５２内に装着されるように図示されている。アクセラレータインサート１６０は、アクセラレータアパーチャ１６４を通じて第１のチャンネル１５２と流体連通したアクセラレータ内部１６２を定める。アクセラレータインサート１６０は、リブタブ１６６及び壁タブ１６８として例示される少なくとも１つのタブを利用して、チャンネル１５２内に装着することができる。タブ１６６，１６８は、例えば、プラットフォーム９２又はダブテール９４内に装着することができ、よって、エンジン１０内の主流の空気流９２に延びていない。加えて、アクセラレータインサート１６０は、リブ１５０のスパン方向長さに沿って部分的に装着することができる。
【００３０】
図６を見ると、アクセラレータインサート１６０は、リブ１５０に沿って装着されて、冷却空気チャンネル１５２の一部を塞ぎ、第１のチャンネル１５２内で塞がれていない部分において縮小断面領域１７０を定めることができる。縮小断面領域１７０は、アクセラレータインサート１６０に沿って連続するように示されているが、非限定的な実施例において、段階的である、一定である、可変である、非連続である、又はその他とすることができる。同様に、アクセラレータインサート１６０は、アクセラレータ断面領域１７２を有するような形状とすることができる。アクセラレータ断面領域１７２は、非限定的な実施例において、アクセラレータインサート１６０が第１のチャンネル１５２の縮小断面領域１７０を定めるように、一定、増大、減少、可変、又はその他とすることができる。アクセラレータインサート１６０の第１のチャンネル１５２の形状は、第１のチャンネル１５２内に縮小断面領域１７０を提供するよう定めることができる点を理解されたい。同様に、第１のチャンネル１５２とアクセラレータインサート１６９の形状の組み合わせは、縮小断面領域１７０を定めることができる。
【００３１】
複数のタービュレータ１７４は、第１のチャンネル１５２の内面１７６に沿って配置することができる。非限定的な実施例において、タービュレータ１７４は、四角形、弓形、角度付き、可変、ファーストバックタービュレータ、又は同様の既知のタービュレータとすることができる。ファーストバックタービュレータは、例えば、塵埃収集を最小限にしながら、翼形部内面に沿って冷却の強化をもたらすことができる。
【００３２】
空気流通路１８０は、アクセラレータインサート１６０によって占有されていない冷却空気チャンネル１５２によって定められる翼形部９０の内部１２０に設けることができる。空気流通路１８０は、特定の翼形部９０にとって優先的とすることができるように、翼形部９０の内側又は外側端部から提供できる点を理解されたい。例えば、ベーン７２の場合、冷却流体は、内側又は外側バンド１３２から提供することができる。或いは、ブレード６８の場合、冷却流体は、通路出口１０６にて入口通路１００、１０２、１０４から提供することができる。
【００３３】
図７を見ると、空気流通路１８０は、壁タブ１６８の周りで翼形部９０の第１のチャンネル１５２に設けることができ、第１のチャンネル１５２にわたって部分的にのみ延びる。空気流通路１８０内の冷却流体の流れは、縮小断面領域１７０に沿って移動するときに加速される。冷却流体の流れは、フィルム空気流１８４として１又はそれ以上のフィルム孔１８２を通って排出され、翼形部９０の表面に沿って冷却フィルムを提供することができる。
【００３４】
空気流通路１８０内の冷却流体の一部は、アクセラレータインサート１６０の内部１６２に流れることができる。アクセラレータインサート１６０は受動的である、すなわち、能動的な空気流がアクセラレータインサート１６０を通って翼形部９０又はエンジン１０の別の部分に提供されないが、アクセラレータアパーチャ１６４により、空気流１８６がアクセラレータインサート１６０の内外に移動して、アクセラレータの内部１６２と翼形部９０の内部との間の圧力平衡を適切に維持することができる。
【００３５】
アクセラレータインサート１６０は、翼形部９０の内部１２０の壁とアクセラレータインサート１６０との間で収束する、すなわち縮小する断面領域１７０を形成するよう設計される点は理解されたい。アクセラレータインサート１６０によって形成される縮小断面領域１７０は、翼形部９０の冷却に十分な熱伝達係数を維持するほどの流れを生成する。加えて、ファーストバックタービュレータのようなタービュレータ１７４の使用は、チャンネル１５２，１５４内の塵埃収集を最小限にしながら熱伝達を更に向上させることができる。
【００３６】
開示された設計の適用は、ファン及びブースタセクションを備えたタービンエンジンに限定されず、ターボジェット及びターボエンジンにも適用可能であることを理解されたい。
【００３７】
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。
【符号の説明】
【００３８】
１０  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  ＬＰ圧縮機
２６  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  ＨＰタービン
３６  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
５１  ロータ
５２  ＨＰ圧縮機段
５３  ディスク
５４  ＨＰ圧縮機段
５６  ＬＰ圧縮機ブレード
５８  ＨＰ圧縮機ブレード
６０  ＬＰ圧縮機ベーン
６１  ディスク
６２  ＨＰ圧縮機ベーン
６３  ステータ
６４  ＨＰタービン段
６６  ＬＰタービン段
６８  ＨＰタービンブレード
７０  ＬＰタービンブレード
７１  ディスク
７２  ＨＰタービンベーン
７３  ディスク
７４  ＬＰタービンベーン
７６  加圧周囲空気
７７  ブリード空気
７８  空気流
８０  出口ガイドベーン組立体
８２  翼形部ガイドベーン
８４  ファン排気側
９０  翼形部
９２  プラットフォーム
９４  ダブテール
９６  先端
９８  根元
１００  第１の入口通路
１０２  第２の入口通路
１０４  第３の入口通路
１０６  通路出口
１１０  正圧側壁
１１２  負圧側壁
１１４  前縁
１１６  後縁
１１８  外壁
１２０  内部
１２８  ベーンリング
１３０  内側バンド
１３２  外側バンド
１３４  内側バンドチャンネル
１３６  外側バンドチャンネル
１３８  ノズル
１５０  リブ
１５２  第１のチャンネル
１５４  第２のチャンネル
１５６  後縁スロット
１６０  アクセラレータインサート
１６２  アクセラレータ内部
１６４  アクセラレータアパーチャ
１６６  リブタブ
１６８  壁タブ
１７０  縮小断面領域
１７２  アクセラレータ断面領域
１７４  タービュレータ
１７６  内面
１８０  空気流通路
１８２  フィルム孔
１８４  フィルム空気流
１８６  空気流
【図１】
2017150477.tif 000003
【図２】
2017150477.tif 000004
【図３】
2017150477.tif 000005
【図４】
2017150477.tif 000006
【図５】
2017150477.tif 000007
【図６】
2017150477.tif 000008
【図７】
2017150477.tif 000009
【手続補正書】
【提出日】平成29年4月12日(2017.4.12)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンエンジン（１０）用の翼形部（９０）であって、
内部（１２０）を境界付け、翼弦方向を定めるように前縁（１１４）と後縁（１１６）との間に軸方向に延び、且つスパン方向を定めるように根元（９８）と先端（９６）との間に半径方向に延びる正圧側面（１１０）及び負圧側面（１１２）を定める外壁（１１８）と、
前記スパン方向で延びて前記内部に定められる少なくとも１つの冷却空気チャンネルと、
前記冷却空気チャンネル内に位置付けられて、該冷却空気チャンネルの一部を塞ぎ、空気流通路（１８０）を定める前記冷却空気チャンネルの塞いでない部分を残すアクセラレータインサート（１６０）と、
を備え、
前記アクセラレータインサートが、前記空気流通路を通る空気流を加速させる縮小断面領域（１７０）を前記空気流通路に提供するような形状にされる、翼形部（９０）。
【請求項２】
前記翼形部が、複数の冷却空気チャンネルを有する、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【請求項３】
前記アクセラレータインサートが、前記複数の冷却空気チャンネルのうちの少なくとも１つ内に配置される、請求項２に記載の翼形部（９０）。
【請求項４】
前記根元と前記先端との間にスパン方向に延びて、前記複数の冷却空気チャンネルのうちの少なくとも１つを少なくとも部分的に定めるリブ（１５０）を更に備える、請求項３に記載の翼形部（９０）。
【請求項５】
前記アクセラレータインサートが、前記リブの一部に装着される、請求項４に記載の翼形部（９０）。
【請求項６】
前記空気流通路に配置された少なくとも１つのタービュレータ（１７４）を更に備える、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【請求項７】
前記少なくとも１つのタービュレータが、少なくとも１つのファーストバックタービュレータである、請求項６に記載の翼形部（９０）。
【請求項８】
前記ファーストバックタービュレータが、前記アクセラレータインサート上に配置される、請求項７に記載の翼形部（９０）。
【請求項９】
前記ファーストバックタービュレータが、前記空気流通路内の外壁上に配置される、請求項７に記載の翼形部（９０）。
【請求項１０】
前記縮小断面領域が連続している、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【外国語明細書】
2017150477000001.pdf