(57)【要約】【課題】セラミック翼形部を提供する。【解決手段】セラミック翼形部は、前縁（４６）と、後縁（４８）と、一対の側壁とを含むことができる。一対の側壁は、幅方向に間隔を置いて配置され、前縁（４６）と後縁（４８）との間に翼弦方向に延在する負圧側壁（４４）及び正圧側壁（４２）を含むことができる。一対の側壁はまた、冷却キャビティ（５０）、及び冷却キャビティ（５０）の下流の複数の内部冷却通路（５２）を画成して加圧冷却空気流を受けることができる。内部冷却通路（５２）は、設定された拡散長さを有する拡散セクション（５８）にわたって画成され、１以上の所定の比又は角度を含むことができる。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
前縁（４６）と、
前縁（４６）から翼弦方向に下流に配置された後縁（４８）と、
幅方向に間隔を置いて配置され、前縁（４６）と後縁（４８）との間に翼弦方向に延在する負圧側壁（４４）及び正圧側壁（４２）を含み、冷却キャビティ（５０）、及び冷却キャビティ（５０）の下流の複数の内部冷却通路（５２）を画成して加圧冷却空気流を受ける一対の側壁であって、１以上の内部冷却通路（５２）は、設定された拡散長さを有する拡散セクション（５８）にわたって画成される、一対の側壁とを含み、
１以上の内部冷却通路（５２）は、拡散セクション（５８）の上流の設定された入口領域断面積を有する入口（５４）を含み、さらに、出口開口（６０）は、入口領域断面積に対する吹出比を有する設定された吹出領域断面積を含み、吹出比が約１〜約３である、セラミック翼形部。
【請求項２】
負圧側壁（４４）が出口開口（６０）から後縁（４８）に延在してスロットフロア（６６）を画成し、翼形部が、内部冷却通路（５２）の出口開口（６０）間でスロットフロア（６６）に配置された複数のランド部（８２）をさらに含む、請求項１に記載のセラミック翼形部。
【請求項３】
負圧側壁（４４）が出口開口（６０）から後縁（４８）に延在してランド部のないスロットフロア（６６）を画成する、請求項１に記載のセラミック翼形部。
【請求項４】
正圧側壁（４２）及び負圧側壁（４４）がセラミックマトリックス複合材を含む、請求項１に記載のセラミック翼形部。
【請求項５】
拡散セクション（５８）が約３°〜約１５°の一定の拡大角度を含む、請求項１に記載のセラミック翼形部。
【請求項６】
セラミック翼形部がガスタービンエンジン（１０）内に配置される、請求項１に記載のセラミック翼形部。
【請求項７】
正圧側壁（４２）が、負圧側壁（４４）から設定された開口幅で出口開口（６０）を画成する吹出リップ（８０）を含み、１以上の内部冷却通路（５２）が、約２５〜約４０の拡散長さ対開口幅の拡散比で画成される、請求項１に記載のセラミック翼形部。
【請求項８】
約１〜約３の計量長さ対開口幅の計量長さ比をさらに含む、請求項７に記載のセラミック翼形部。
【請求項９】
前縁（４６）と、
前縁（４６）から翼弦方向に下流に配置された後縁（４８）と、
幅方向に間隔を置いて配置され、前縁（４６）と後縁（４８）との間に翼弦方向に延在する負圧側壁（４４）及び正圧側壁（４２）を含み、冷却キャビティ（５０）、及び冷却キャビティ（５０）の下流の複数の内部冷却通路（５２）を画成して加圧冷却空気流を受ける一対の側壁であって、１以上の内部冷却通路（５２）は、設定された拡散長さを有する拡散セクション（５８）にわたって画成される、一対の側壁とを含み、
正圧側壁（４２）は、負圧側壁（４４）から設定された開口幅で設定されたリップ幅を有する吹出リップ（８０）を含み、吹出リップ（８０）は、開口幅にわたってリップ幅のリップ比を含み、リップ比が約０〜約２である、セラミック翼形部。
【請求項１０】
正圧側壁（４２）及び負圧側壁（４４）が、セラミックマトリックス複合材を含み、所定のリップ比が約０〜約０．５である、請求項９に記載のセラミック翼形部。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の主題は、一般に、ガスタービンエンジン翼形部に関し、より具体的には、翼形部の後縁に通じる冷却通路に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、空気が圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合されて高温燃焼ガスを発生する。高温ガスは、様々なタービン段を通って流れ、タービン段は、高温ガスからエネルギーを抽出して圧縮機に動力を供給し、仕事を発生する。多くの場合、タービン段は、高温燃焼ガスを対応するロータブレードの列内に運ぶベーンの列を有する固定金属タービンノズルを含む。時間の経過と共に、燃焼プロセスで発生した熱はタービンベーン及びブレードを急激に摩耗させる可能性があり、その有効寿命を減少させる。この摩耗は、翼形部の薄い後縁で特に顕著となり得る。
【０００３】
いくつかのエンジンでは、タービンベーン及びタービンブレードの両方は、冷却空気を受けることができる対応する中空翼形部を有する。冷却空気は、翼形部の後縁近傍の１以上のスロットを通って排出される前に、翼形部を通して送ることができる。多くの場合、冷却空気は、燃焼プロセスから流用される圧縮機吐出空気である。燃焼プロセスから空気を流用することはタービン翼形部に対する損傷を防止するのに役立つが、燃焼のために利用できる空気の量を減少させる可能性があり、したがってエンジンの全体的な効率を低下させてしまう。
【０００４】
後縁冷却スロットの空気力学的性能及び冷却性能は、冷却スロット及び介在する隔壁の具体的な構成に関連し得る。冷却スロットの流れ面積は、冷却スロットを通して吐出される冷却空気の流れを調整し、冷却スロットの幾何学的形状は、その冷却性能に影響を及ぼす。例えば、冷却スロットの分岐又は拡散角度は、吐出空気の性能及び冷却効果を低下させることになる吐出冷却空気の望ましくない流れ分離に影響を及ぼす可能性がある。これはまた、タービン効率に影響を与える損失を増加させる場合もある。
【０００５】
出口ランド部の小さい寸法及び後縁冷却スロットの冷却性能にもかかわらず、一般的に、ガスタービンエンジンの過酷な環境におけるその高い運転温度のために、タービン翼形部の薄い後縁によりその翼形部の寿命が制限される。
【０００６】
したがって、改良された耐久性及びエンジン性能を有する翼形部を提供することが望まれている。また、後縁冷却に使用される冷却流の量を最小にし、ガスタービンエンジンの燃料効率を最大にすることが望まれている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】米国特許第９１４５７７３号
【発明の概要】
【０００８】
本発明の態様及び利点は、その一部を以下の説明に記載しており、或いはその説明から明らかになり、或いは本発明の実施により学ぶことができる。
【０００９】
本開示の一実施形態によれば、セラミック翼形部が提供される。セラミック翼形部は、前縁と、後縁と、一対の側壁とを含むことができる。後縁は、前縁から翼弦方向に下流に配置することができる。一対の側壁は、幅方向に間隔を置いて配置され、前縁と後縁との間に翼弦方向に延在する負圧側壁及び正圧側壁を含むことができる。一対の側壁はまた、冷却キャビティ、及び冷却キャビティの下流の複数の内部冷却通路を画成して加圧冷却空気流を受けることができる。内部冷却通路は、設定された拡散長さを有する拡散セクションにわたって画成され得る。正圧側壁はさらに、負圧側壁から設定された開口幅で出口開口を画成する吹出リップを含むことができる。内部冷却通路は、拡散セクションの上流の設定された入口領域断面積を有する入口を含むことができ、さらに、出口開口は、約１〜約３の入口領域断面積に対する吹出比を有する設定された吹出領域断面積を含む。
【００１０】
本開示の別の実施形態によれば、セラミック翼形部が提供される。セラミック翼形部は、前縁と、後縁と、一対の側壁とを含むことができる。後縁は、前縁から翼弦方向に下流に配置することができる。一対の側壁は、幅方向に間隔を置いて配置され、前縁と後縁との間に翼弦方向に延在する負圧側壁及び正圧側壁を含むことができる。一対の側壁はまた、冷却キャビティ、及び冷却キャビティの下流の複数の内部冷却通路を画成して加圧冷却空気流を受けることができる。内部冷却通路は、一定の拡散幅及び拡大角度で拡散セクションにわたって画成され得る。拡大角度は、約３°〜約１５°とすることができる。正圧側壁はさらに、負圧側壁から設定された開口幅で出口開口を画成する吹出リップを含むことができる。
【００１１】
本開示のさらに別の実施形態によれば、セラミック翼形部が提供される。セラミック翼形部は、前縁と、後縁と、一対の側壁とを含むことができる。後縁は、前縁から翼弦方向に下流に配置することができる。一対の側壁は、幅方向に間隔を置いて配置され、前縁と後縁との間に翼弦方向に延在する負圧側壁及び正圧側壁を含むことができる。一対の側壁はまた、冷却キャビティ、及び冷却キャビティの下流の複数の内部冷却通路を画成して加圧冷却空気流を受けることができる。内部冷却通路は、設定された拡散長さを有する拡散セクションにわたって画成され得る。正圧側壁はさらに、負圧側壁から設定された開口幅で設定されたリップ幅を有する吹出リップを含むことができる。吹出リップは、開口幅にわたって所定のリップ幅のリップ比を含むことができる。所定のリップ比は、約０〜約２とすることができる。
【００１２】
本発明のこれら及び他の特徴、態様、及び利点は、以下の説明及び添付の特許請求の範囲を参照することによってよりよく理解されるであろう。添付の図面は、本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成するものであるが、本発明の実施形態を例示し、また説明と共に本発明の原理を説明する働きをする。
【００１３】
当業者を対象とした、その最良の形態を含む本発明の完全で実施可能な程度の開示が本明細書に記載されており、本明細書は添付の図を参照する。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】本開示による例示的なガスタービンエンジンの実施形態の概略図である。
【図２】本開示によるタービンベーン及びロータブレード翼形部の例示的な実施形態の断面図である。
【図３】本開示による例示的な翼形部の実施形態の拡大図である。
【図４】図３に示した内部冷却通路の例示的な実施形態の断面図である。
【図５】図４の５−５を通って取られた１つの内部冷却通路の断面概略図である。
【図６】図３に示した内部冷却通路の上流斜視図である。
【図７】本開示による別の例示的な翼形部の実施形態の拡大図である。
【図８】図７に示した内部冷却通路の例示的な実施形態の断面図である。
【図９】図８の９−９を通って取られた１つの内部冷却通路の断面概略図である。
【図１０】図９に示した内部冷却通路の上流斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
以下、本発明の本実施形態について詳しく説明するが、その１以上の例が、添付の図面に示されている。詳細な説明では、図面中の特徴を参照するために数値及び文字による指示が使用されている。図面及び説明の中で同じ又は類似の指示は、本発明の同じ又は類似の部品を参照するために使用されている。対応する図に示される１以上の寸法、比、又は幾何学的形状について参照を行うことができるが、これらの図は説明のためのものであり、縮尺通りに描かれていないことがあることを理解されたい。
【００１６】
本明細書で使用する場合、用語「第１の」、「第２の」及び「第３の」は、ある構成要素を他の構成要素から区別するために交換可能に使用することができ、個々の構成要素の位置又は重要性を意味することは意図されていない。用語「上流」及び「下流」は、流体通路内の流体の流れに対する相対的な流れ方向を意味する。例えば、「上流」は流体がそこから流れる流れ方向を意味し、「下流」は流体がそこに流れる流れ方向を意味する。
【００１７】
用語「少なくとも１つ」、「１以上」、及び「及び／又は」は、運転において結合的でも分離的でもあるオープンエンドな表現である。例えば、「Ａ、Ｂ及びＣの少なくとも１つ」、「Ａ、Ｂ、又はＣの少なくとも１つ」、「Ａ、Ｂ、及びＣの１以上」、「Ａ、Ｂ、又はＣの１以上」並びに「Ａ、Ｂ、及び／又はＣ」という表現はそれぞれ、Ａだけ、Ｂだけ、Ｃだけ、ＡとＢと一緒、ＡとＣと一緒、ＢとＣと一緒、又はＡとＢとＣと一緒を意味する。本明細書で使用される「実質的に」、「約」、及び「略」はすべて、従来の製造公差内で合理的に達成され得る所望の値に近いことを示す相対的な用語である。
【００１８】
次に各図面を参照すると、図１は、本開示の様々な実施形態を組み込むことができる、本明細書において「ターボファン１０」と呼ばれる例示的な高バイパスのターボファン式エンジン１０の概略断面図である。また、例示的なターボファンの実施形態が示されているが、本開示は、オープンロータ、ターボシャフト、又はターボプロップ構成のような他のタービン動力エンジンにも同様に適用可能であることが予想される。
【００１９】
示されているように、図１の例示的なターボファン１０は、中央又は中心のエンジン軸Ａに沿って延在し、ファンシステム１２と、圧縮機１４と、燃焼段１６と、高圧タービン段１８と、低圧タービン段２０と、排気段２２とを含む。運転中、空気はファンシステム１２を通って流れ、圧縮機１４に供給される。圧縮空気は、圧縮機１４から燃焼段１６に送達され、ここで燃料と混合されて点火し、燃焼ガスを生成する。燃焼ガスは、燃焼段１６からタービン段１８，２０を通って流れ、排気管２２を介してガスタービンエンジン１０から排出される。他の実施形態では、ガスタービンエンジン１０は、任意の適切な方法で配置された任意の適切な数のファンシステム、圧縮機システム、燃焼システム、タービンシステム、及び／又は排気システムを含むことができる。
【００２０】
図２において、エンジン中心軸Ａの周りを取り囲み、燃焼段１６と低圧タービン段２０との間に配置された（図１参照）例示的なガスタービンエンジンの高圧タービン段１８が示されている。高圧タービン段１８は、各々が翼形部２８として形成されている周方向タービンベーン２４の列を有するタービンノズルを含む。運転中、高温燃焼ガス１９は、燃焼段１６からベーン２４の列を通って吐出される。本明細書に示される高圧タービン１８の例示的な実施形態は、少なくとも１列の周方向に間隔を置いて配置された高圧タービンブレード２６を含む。タービンブレード２６の各々は、プラットフォーム３０に固定された翼形部２８と、タービンブレード２６を支持ロータディスク３４の周囲に取り付けるために使用される軸方向挿入式ダブテール３２とを含む。
【００２１】
図３を参照すると、タービンブレード２６の例示的な翼形部２８の実施形態が示されている。示された図３の翼形部２８はタービンブレード２６として示されているが、翼形部２８の説明は、別のガスタービンエンジン翼形部の実施形態、例えば、タービンベーン２４（図２参照）にも同様に適用できることを理解されたい。示されているように、ブレード２６は、スパンＳに沿ってブレードプラットフォーム３０の翼形部基端３６から翼形部先端３８に半径方向外側に延在する。運転中、高温燃焼ガス１９がエンジン１０で発生してタービン翼形部２８上を下流方向Ｄに流れ、タービン翼形部２８は、高温燃焼ガス１９からエネルギーを抽出してブレード２６を支持するディスク３４を回転させ、圧縮機１４（図１参照）に動力を供給する。加圧空気４０の一部は、適切に冷却され、運転中に冷却のためにブレード２６に送られる。
【００２２】
一般に、翼形部２８は、幅方向Ｗに間隔を置いて配置された対向する一対の側壁４２，４４を有する。一対の側壁４２，４４は、スパンＳに沿って翼形部基端３６から翼形部先端３８に長手方向又は半径方向外側に延在する略凸状の正圧側壁４２及び略凹状の負圧側壁４４を有する。側壁４２，４４はまた、前縁４６と下流の後縁４８との間に翼弦方向Ｃに軸方向に延在する。翼形部２８は、実質的に中空であり、正圧側壁４２及び負圧側壁４４が、運転中に加圧冷却空気又は冷媒流５１を循環させるためにその中で内部冷却キャビティ又は回路５０を画成している。いくつかの例示的な実施形態では、加圧冷却空気又は冷媒流５１は、圧縮機１４（図１参照）からタービンブレード２６に流用される加圧空気４０の一部からのものである。
【００２３】
翼形部２８は、比較的薄い又は鋭い翼形部後縁４８に収束する前に、幅Ｗ又は幅方向に翼形部前縁４６からその後方の最大幅へと大きくなる。内部冷却回路５０の寸法は、したがって、翼形部２８の幅Ｗに応じて変化し、後縁４８のすぐ前方では比較的薄く、ここで２つの側壁４２，４４は、共に接合して翼形部２８の薄い後縁４８の部分を形成する。１以上の翼長方向に延在する冷却通路５２は、翼形部２８の後縁４８に又はその近傍に設けられ、翼形部の冷却を促進する。
【００２４】
特定の実施形態では、翼形部２８の１以上の部分は、限定ではないが、セラミック材料及び／又は他の基材のコーティングを含む比較的熱膨張率の低い材料から形成してもよい。いくつかの実施形態では、セラミック材料は、マトリックス複合材（ＣＭＣ）である。例えば、例示的な実施形態では、負圧側壁４４及び正圧側壁４２は各々、ＣＭＣから形成されて内部冷却通路５２を画成する。有利には、これは、エンジン内の可能な運転温度を増加させ、より高いエンジン効率を実現することができる。さらに、いくつかの実施形態では、ガスタービンエンジンの高温領域での使用に適さない翼形部を使用することなく、有利な幾何学的形状を達成することができる。
【００２５】
図４〜６の例示的な実施形態を参照すると、複数の内部冷却通路５２は、冷却キャビティ５０と流体連通する正圧側壁４２と負圧側壁４４との間に設けられて画成され、加圧冷却空気流を下流の後縁４８に向けて送る。示されているように、複数の冷却通路５２は、翼弦方向に延在して翼長方向に間隔を置いて配置された別個の部材の列として形成され、高さ構成要素Ｈ（例えば、最大高さ）及び幅構成要素Ｗ（例えば、最大幅）を画成する。各冷却通路５２は、後縁４８に向かって翼弦方向Ｃに延在する対応する軸方向隔壁６８によってスパンＳに沿って半径方向に分離される。
【００２６】
図４に示すように、各冷却通路は、冷却キャビティ５０から後縁４８に向かって翼弦方向Ｃに延在する。さらに、各内部冷却通路５２は、下流の直列冷却流れ関係で、入口５４と、計量セクション５６と、出口開口６０内に通じる翼長方向に分岐する拡散セクション５８とを含む。
【００２７】
一般に、入口５４は、冷却通路５０と連通して冷却流５１（図３参照）を受ける。直線状の入口５４が本明細書に示されているが、代替の実施形態は、別の適切な収束又は非収束幾何学的形状（例えば、一定の収束角口又は可変の収束角度を有するボートテール）を含むことができる。入口５４で受けられた冷却空気は、拡散セクション５８を通って広がる前に計量セクション５６によって制限される。
【００２８】
拡散セクション５８を通過した後、出口開口６０は、冷却スロット６４を介して空気を後縁４８に向けて送る。示されているように、スロット６４は、後縁４８に向かって延在するスロットフロア６６を有する。一般に、冷却スロット６４は、分岐セクション５８から下流の出口開口６０の吹出６２で開始する。必要に応じて、冷却スロット６４は、高圧タービンを通過する高温燃焼ガスに開口して露出するスロットフロア６６を含んでもよい（図５も参照）。
【００２９】
冷却通路５２の１以上の高さＨ（例えば、最大高さ）は、翼長方向Ｓにおいて上側通路表面７０と下側通路表面７２との間に画成される。上側通路表面７０及び下側通路表面７２の各々は、隣接する隔壁６８に形成される。隔壁６８は、翼弦方向Ｃにおいて全体的な通路長さＬOを画成する働きをすることができる。示されているように、全体的な通路長さＬOは、入口５４と吹出６２との間に形成することができる。これにより、計量セクション５６、拡散セクション５８、及び冷却スロット６４は、下流に延在する長さＬM、ＬD、及びＬSをそれぞれ有する。例えば、長さＬO、ＬM、ＬD、及びＬSは、翼弦方向Ｃにおいて各々最大長さとすることができる。
【００３０】
いくつかの実施形態では、計量セクションは、一定の高さＨMを有するように入口５４と拡散セクション５８との間に形成される。また、計量セクション５６は、翼弦方向Ｃに沿って２つの実質的に平行なセグメント間で画成されてもよい。換言すれば、上側通路表面７０及び下側通路表面７２は、計量長さＬMに沿って略平行となる。任意の実施形態では、計量セクション５６は、空気が流れることができる一定の断面積、例えばＨM＊ＷM（図４及び５参照）を画成することになる。
【００３１】
一般に、拡散セクション５８は、冷却通路５２を通って流れる空気を拡散するように構成された一定の拡散又は拡大角度θ１を有することができる。示されているように、拡大角度θ１は、計量セクション５６と出口開口６０との間の上側通路表面７０及び下側通路表面７２に沿って画成される。これにより、いくつかの実施形態では、冷却通路５２の高さＨは、一般に、計量セクション５６と出口開口６０との間に翼弦方向Ｃに沿って、すなわち、拡散長さＬDに沿って増加する。
【００３２】
必要に応じて、拡大角度θ１は、エンジン中心軸Ａ（図２参照）に実質的に平行な翼弦方向Ｃに対して画成することができる。いくつかの実施形態では、拡大角度θ１は、各冷却通路５２に対して実質的に同じであってもよい。拡大角度θ１の特定の実施形態は、約３°〜約１５°の角度で画成される。拡大角度θ１のさらなる実施形態は、約３°〜約５°の５°未満の角度で画成される。拡大角度θ１の他の実施形態は、１１°より大きい角度で画成される。有利には、説明した角度の幾何学的形状は、安定した冷媒流を加えることを可能にし、及び／又は冷却通路５２を通る流れの失速の可能性を低減することができる。さらに、それらは、ガスタービンエンジンでの使用に適した翼形部を使用する方法で、翼形部後縁の構造的完全性又は耐久性に悪影響を与えることなく設けることができる。
【００３３】
図５を参照すると、各冷却通路５２は、幅方向に１以上の幅Ｗ（例えば、最大幅）を画成する。例えば、計量セクション５６及び拡散セクション５８（図４参照）は、正圧及び負圧側壁４２，４４の内部表面７４，７６間の幅構成要素（それぞれＷM及びＷD）を各々含むことができる。いくつかの実施形態では、設定された通路幅ＷPは、内部正圧表面７４と内部負圧表面７６との間で一定に画成される。そのような実施形態では、計量セクション幅ＷMは、拡散セクション幅ＷDに等しくなる。
【００３４】
冷却通路５２は様々な適切な寸法に形成することができるが、冷却通路５２の特定の実施形態は、通路内で１以上の所定の比を維持するように形成される。いくつかの実施形態では、これは、冷却通路５２にわたって設定された計量長さＬMと一定の通路幅ＷPとの間の計量長さ比Ｒ１（すなわち、Ｒ１＝ＬM／ＷP）を含む。一般に、計量長さ比は、約２〜約３である。
【００３５】
図４及び５に関連して、追加又は代替の実施形態では、冷却通路５２は、冷却通路５２にわたって拡散セクション５８の拡散長さＬDと一定の幅ＷPとの間の所定の拡散比Ｒ２（すなわち、Ｒ２＝ＬD／ＷP）を含むように形成してもよい。具体的には、拡散比は、約４〜約４０の比を形成するように予め決定することができる。いくつかの実施形態では、拡散比は、２５より大きく約２５〜約４０である。選択された実施形態では、拡散比は、約２５〜約３５である。さらなる実施形態では、拡散比は、約３２である。有利には、これらの比Ｒ１，Ｒ２は、既存の翼形部において発生する可能性がある翼形部摩耗に悪影響を及ぼすことなく、流れの失速の可能性を減少させ、冷媒流５１を計量することができる。
【００３６】
吹出６２では、正圧側壁４２は、外部正圧表面７８と内部正圧表面７４との間に幅方向Ｗに延在する吹出リップ８０を画成する。これにより、吹出リップ８０は、少なくとも一方の側で出口開口６０を画成する幅ＷLを含む。吹出リップ８０及び内部負圧表面７６は共に、上側及び下側通路表面７０，７２で出口開口６０を画成する。これにより、出口開口６０は、内部負圧表面７６とリップ８０との間に延在する開口幅ＷBを含むことができる。上述したように、冷却通路幅ＷPは、実質的に一定とすることができる。そのような実施形態では、開口幅ＷBは、通路幅ＷPに等しく設定される。換言すれば、開口幅ＷBは、通路幅ＷPと同じであってもよい。
【００３７】
別の所定の比は、出口開口６０で吹出リップ８０と冷却通路５２の幅ＷBとの間に形成することができる。任意の実施形態は、吹出リップ幅ＷL及び冷却通路幅ＷPの所定のリップ比Ｒ３（すなわち、Ｒ３＝ＷL／ＷB）を含む。具体的には、いくつかの実施形態では、所定のリップ比は、２未満の約０〜約２である。さらなる実施形態では、所定のリップ比は、１未満の約０．５〜約１．０である。別のさらなる実施形態では、所定のリップ比は、０．５未満の約０〜約０．５である。上記リップ比は、高温運転に対して不安定で適さない翼形部２８を使用することなく、有利なフィルム冷却を促進することができる。
【００３８】
上述し、図４〜６に関連して示されているように、冷却通路５２のいくつかの実施形態は、冷却キャビティ５０と出口開口６０との間に（すなわち、全体的な通路長さＬOに沿って）固定又は一定の幅ＷPを有する。そのような実施形態では、拡散セクション５８の幅ＷD及び計量セクション５６の幅ＷMは、両方とも一定で等しい。また、入口５４は、計量長さＬMを介して一定の断面積領域として延在する設定された入口幅ＷI及び入口高さＨIを有する入口断面積領域、すなわち、入口領域断面積を画成する。換言すれば、いくつかの実施形態では、入口幅ＷIは計量幅ＷMに等しく、入口高さＨIは計量高さＨMに等しい。
【００３９】
示されているように、いくつかの実施形態では、内部正圧表面７４及び内部負圧表面７６は各々、計量長さ及び拡散長さＬM，ＬD全体を通して平行である。いくつかの実施形態では、内部正圧表面７４は、計量セクション及び拡散セクション５６，５８並びにそれらの対応する冷却通路５２の計量長さ及び拡散長さＬM，ＬD全体通して平坦又は平面である。同様に、追加又は代替の実施形態では、内部負圧表面７６は、計量セクション及び拡散セクション５６，５８並びにそれらの対応する計量長さ及び拡散長さＬM，ＬD全体通して平坦又は平面である。また、各冷却通路５２は、障害物又は分岐が実質的にないものとすることができる。これにより、各冷却通路５２は、冷却キャビティ５０から出口開口部６０に単一の障害物のない通路を形成することができる。さらに、各冷却スロット６４も同様に、後縁４８への空気の流れのために障害物がないものとすることができる。
【００４０】
図４〜６に示す実施形態では、スロットフロア６６は、冷却通路５２において内部負圧表面７６と同一平面上にある。必要に応じて、内部負圧表面７６とスロットフロアとの間の移行部は、実質的に滑らかにして段差又は中断箇所がないものとすることができる。追加又は代替の実施形態では、入口５４、計量セクション５６、及び拡散セクション５８は、図５に示すような内部冷却通路５２の実施形態では同じ通路幅ＷPを有する（すなわち、等しい一定の幅を有する）。
【００４１】
図６に示すように、出口開口６０は、幅方向Ｗ及び翼長方向Ｓにおいて画成された吹出領域断面積を含む。開口幅ＷB又は吹出領域断面積の幅は、出口開口６０で吹出リップ８０と内部負圧表面７６との間に延在する。翼長方向Ｓの出口開口の高さ、又は吹出高さＨBは、出口開口６０で上側及び下側通路表面７０，７２間に延在する。
【００４２】
図４〜６に関連して、特定の実施形態では、所定の吹出比Ｒ４は、吹出領域と入口領域との間に形成することができる（すなわち、Ｒ４＝（ＷB＊ＨB）／（ＷI＊ＨI））。必要に応じて、吹出比は、出口開口６０で排出される空気を制限しつつ、内部冷却通路５２を通る冷媒流５１（図３参照）の空気力学的特性を高める（例えば、失速を防止する）ように構成してもよい。例えば、いくつかの実施形態は、有利には冷媒流５１を広げるように約１〜約３の吹出比を含む。さらなる実施形態では、吹出比は、２．５未満である。例えば、特定の実施形態の吹出比は、約１〜約２である。別のさらなる実施形態では、吹出比は、約０．５〜約１である。
【００４３】
図４〜６に示すように、翼形部２８のいくつかの実施形態は、隣接する冷却スロット６４間に翼長方向に配置され、冷却スロット長さＬSにわたって延在する複数のランド部８２を含む。ランド部８２は、負圧側壁４４及び／又は隔壁６８と一体的に形成して翼弦方向Ｃに延在することができる。追加又は代替として、ランド部は、正圧側壁４２と一体的に形成してもよい。一般に、ランド部８２は、外部正圧表面７８と同一平面上又は面一であるスロットフロア６６にわたって延在することができる。
【００４４】
図４に示すように、ランド部８２の特定の実施形態は、翼弦方向Ｃに対するエンジン中心軸Ａに平行な１以上のランド部角度θ２を含む。ランド部角度θ２は、拡散セクション５８の拡大角度θ１に実質的に等しいか、又は異なっていてもよい。具体的には、ランド部角度は、約０°〜約１５°とすることができる。少なくとも一実施形態では、ランド部角度は、約５°未満である。別の実施形態では、ランド部角度は、約０°である（すなわち、各ランド部８２は、翼弦方向Ｃに沿って他のランド部８２に実質的に平行である）。さらに別の実施形態では、ランド部角度は、約１２°である。
【００４５】
図５に示すように、各ランド部８２は、吹出６２から後縁４８に向かって延在するにつれて幅が減少するテーパ状とすることができる。特定の実施形態では、ランド部８２は、吹出６２と実質的に面一の箇所から後縁４８で又はその近傍でスロットフロア６６と実質的に面一の箇所まで一定の角度に沿ってテーパ状に形成される。有利には、ランド部８２は、冷却スロット６４に空気流を送り、冷却空気流の空気力学的効率を向上させることができる。
【００４６】
図７〜１０を参照すると、翼形部の例示的な実施形態の別のグループが示されている。図７〜１０の例示的な実施形態は、特に明記しない限り図３〜６の例示的な実施形態とほぼ同一であることを理解されたい。例えば、図７〜１０の実施形態は、上述した入口５４、計量セクション５６、及び拡散セクション５８と形態及び幾何学的形状が実質的に同様の入口５４、計量セクション５６、及び拡散セクション５８を含む。
【００４７】
しかし、図７〜１０の実施形態は、図３〜６に関連して説明したようなランド部構造を含まない。代わりに、図７〜１０の翼形部２８は、ランド部のない冷却スロット６４を設け、負圧側壁４４は、出口開口６０から後縁４８に延在してランド部のないスロットフロア６６を画成する。示されているように、障害物のないスロットフロア６６は、複数の冷却通路５２にわたって共有冷却スロット６４を形成する。スロットフロア６６は、内部負圧表面７６と面一のままとすることができ、一方、軸方向隔壁６８は、吹出６２に達するまで冷却通路５２と並んで翼弦方向Ｃに延在することができる。いくつかの実施形態では、隔壁６８の後端部は、翼長方向Ｓに沿って各吹出６２と実質的に面一である隔壁部８６を形成することができる。有利には、説明したランド部のない構成は、より多くの空気流をスロットフロア６６に流すことができるので、放熱性を高めることができる。また、説明したランド部のない実施形態は、好ましくない空気力学的不利益を発生させることなく、そのような利点を提供することができる。
【００４８】
図８に示すように、隔壁６８の後端部は、隔壁部８６を形成することができる。特定のランド部のない実施形態では、湾曲ボートテール８８を、隔壁６８の後端部の一部として拡散セクション５８と出口開口６０との間に含むことができる。必要に応じて、ボートテール８８は、上側通路表面７０及び／又は下側通路表面７２の湾曲部を含んでもよい。これにより、分岐する湾曲ボートテール８８は、拡散セクション５８と吹出６２との間で非線形的に増加する口高さＨUを含むことができる。ボートテール８８は、出口開口６０での流れ分離による後流に起因する空気力学的損失を減少させるように構成することができる。湾曲ボートテール８８はまた、拡散セクション５８の下流端部で吹出６２を越えて広がる流れを促進にするように構成してもよい。代替の実施形態では、拡散セクション５８は、出口開口６０及び／又は吹出６２に達するまで翼弦方向Ｃに一定の角度θ１を維持する。
【００４９】
本明細書は、本発明を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者も本発明を実施することができるように実施例を用いており、任意のデバイス又はシステムを製造し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んでいる。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到す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、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を含む場合、又は特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にある。
［実施態様１］
前縁（４６）と、
前縁（４６）から翼弦方向に下流に配置された後縁（４８）と、
幅方向に間隔を置いて配置され、前縁（４６）と後縁（４８）との間に翼弦方向に延在する負圧側壁（４４）及び正圧側壁（４２）を含み、冷却キャビティ（５０）、及び冷却キャビティ（５０）の下流の複数の内部冷却通路（５２）を画成して加圧冷却空気流を受ける一対の側壁であって、１以上の内部冷却通路（５２）は、設定された拡散長さを有する拡散セクション（５８）にわたって画成される、一対の側壁とを含み、
内部冷却通路（５２）は、拡散セクション（５８）の上流の設定された入口領域断面積を有する入口（５４）を含み、さらに、正圧側壁（４２）は、負圧側壁（４４）から設定された開口幅で入口領域断面積に対する吹出比を有する設定された吹出領域断面積を含む出口開口（６０）を画成する吹出リップ（８０）を含み、吹出比は、約１〜約３である、セラミック翼形部。
［実施態様２］
内部冷却通路（５２）が、約２５〜約４０の拡散長さ対開口幅の拡散比で画成される実施態様１に記載のセラミック翼形部。
［実施態様３］
負圧側壁（４４）が、出口開口（６０）から後縁（４８）に延在してスロットフロア（６６）を画成し、翼形部が、複数の内部冷却通路（５２）の出口開口（６０）間でスロットフロア（６６）に配置された複数のランド部（８２）をさらに含む実施態様１に記載のセラミック翼形部。
［実施態様４］
負圧側壁（４４）が、出口開口（６０）から後縁（４８）に延在してランド部のないスロットフロア（６６）を画成する実施態様１に記載のセラミック翼形部。
［実施態様５］
正圧側壁（４２）及び負圧側壁（４４）が、セラミックマトリックス複合材を含む実施態様１に記載のセラミック翼形部。
［実施態様６］
拡散セクション（５８）が、約３°〜約１５°の一定の拡大角度を含む実施態様１に記載のセラミック翼形部。
［実施態様７］
吹出リップ（８０）が、設定された開口幅に対するリップ比を有する設定された幅を含み、リップ比が、約０〜約２である実施態様２に記載のセラミック翼形部。
［実施態様８］
セラミック翼形部が、ガスタービンエンジン（１０）内に配置される実施態様１に記載のセラミック翼形部。
［実施態様９］
内部冷却通路（５２）が、一定の高さを有し、冷却キャビティ（５０）と拡散セクション（５８）との間に延在して設定された計量長さを画成する計量セクション（５６）を含み、翼形部が、約１〜約３の計量長さ対開口幅の計量長さ比をさらに含む実施態様２に記載のセラミック翼形部。
［実施態様１０］
拡散比が、約２５〜約３５である実施態様２に記載のセラミック翼形部。
［実施態様１１］
前縁（４６）と、
前縁（４６）から翼弦方向に下流に配置された後縁（４８）と、
幅方向に間隔を置いて配置され、前縁（４６）と後縁（４８）との間に翼弦方向に延在する負圧側壁（４４）及び正圧側壁（４２）を含み、冷却キャビティ（５０）、及び冷却キャビティ（５０）の下流の複数の内部冷却通路（５２）を画成して加圧冷却空気流を受ける一対の側壁であって、１以上の内部冷却通路（５２）は、一定の拡散幅及び拡大角度で拡散セクション（５８）にわたって画成され、拡大角度は、約３°〜約１５°である、一対の側壁とを含み、
正圧側壁（４２）は、負圧側壁（４４）から設定された開口幅で出口開口（６０）を画成する吹出リップ（８０）を含む、セラミック翼形部。
［実施態様１２］
一定の拡大角度が、約３°〜約５°である実施態様１１に記載のセラミック翼形部。
［実施態様１３］
一定の拡大角度が、約１１°〜約１５°である実施態様１１に記載のセラミック翼形部。
［実施態様１４］
負圧側壁（４４）が、出口開口（６０）から後縁（４８）に延在してスロットフロア（６６）を画成し、翼形部が、複数の内部冷却通路（５２）の出口開口（６０）間でスロットフロア（６６）に配置された複数のランド部（８２）をさらに含む実施態様１１に記載のセラミック翼形部。
［実施態様１５］
負圧側壁（４４）が、出口開口（６０）から後縁（４８）に延在してランド部のないスロットフロア（６６）を画成する実施態様１１に記載のセラミック翼形部。
［実施態様１６］
正圧側壁（４２）及び負圧側壁（４４）が、セラミックマトリックス複合材を含む実施態様１１に記載のセラミック翼形部。
［実施態様１７］
吹出リップ（８０）が、設定された開口幅に対するリップ比を有する設定された幅を含み、リップ比が、約０〜約２である実施態様１１に記載のセラミック翼形部。
［実施態様１８］
内部冷却通路（５２）が、一定の高さを有し、冷却キャビティ（５０）と拡散セクション（５８）との間に延在して設定された計量長さを画成する計量セクション（５６）を含み、翼形部が、約１〜約３の計量長さ対開口幅の計量長さ比をさらに含む実施態様１１に記載のセラミック翼形部。
［実施態様１９］
前縁（４６）と、
前縁（４６）から翼弦方向に下流に配置された後縁（４８）と、
幅方向に間隔を置いて配置され、前縁（４６）と後縁（４８）との間に翼弦方向に延在する負圧側壁（４４）及び正圧側壁（４２）を含み、冷却キャビティ（５０）、及び冷却キャビティ（５０）の下流の複数の内部冷却通路（５２）を画成して加圧冷却空気流を受ける一対の側壁であって、内部冷却通路（５２）は、設定された拡散長さを有する拡散セクション（５８）にわたって画成される、一対の側壁とを含み、
正圧側壁（４２）は、負圧側壁（４４）から設定された開口幅で設定されたリップ幅を有する吹出リップ（８０）を含み、吹出リップ（８０）は、開口幅にわたってリップ幅のリップ比を含み、リップ比は、約０〜約２である、セラミック翼形部。
［実施態様２０］
正圧側壁（４２）及び負圧側壁（４４）が、セラミックマトリックス複合材を含み、所定のリップ比が、約０〜約０．５である実施態様１９に記載のセラミック翼形部。
【符号の説明】
【００５０】
１０  ターボファン式エンジン、ガスタービンエンジン
１２  ファンセクション、ファンシステム
１４  圧縮機
１６  燃焼段
１８  ＨＰタービン段、高圧タービン段
１９  高温燃焼ガス
２０  ＬＰタービン段、低圧タービン段
２２  排気段、排気管
２４  タービンベーン
２６  ＨＰタービンブレード、高圧タービンブレード
２８  タービン翼形部
３０  ブレードプラットフォーム
３２  軸方向挿入式ダブテール
３４  支持ロータディスク
３６  翼形部基端
３８  翼形部先端
４０  加圧空気
４２  正圧側壁
４４  負圧側壁
４６  翼形部前縁
４８  翼形部後縁
５０  冷却キャビティ、内部冷却通路、内部冷却回路
５１  冷媒流、冷却流
５２  内部冷却通路
５４  入口
５６  計量セクション
５８  拡散セクション、分岐セクション
６０  出口開口部
６２  吹出
６４  共有冷却スロット
６６  スロットフロア
６８  軸方向隔壁
７０  上側通路表面
７２  下側通路表面
７４  内部正圧表面
７６  内部負圧表面
７８  外部正圧表面
８０  吹出リップ
８２  ランド部
８６  隔壁部
８８  湾曲ボートテール
Ａ  エンジン中心軸
Ｓ  スパン、翼長方向
Ｄ  下流方向
Ｗ  幅、幅方向
ＷP  幅（冷却通路）
ＷL  幅（吹出リップ）
ＷM  幅（計量セクション）
ＷD  幅（拡散セクション）
ＷI  幅（入口）
ＷB  幅（吹出領域、出口開口）
Ｃ  翼弦方向
Ｈ  高さ
ＨM  （計量セクションの）高さ
ＨI  （入口の）高さ
ＨB  （吹出領域の）高さ
ＨU  高さ（分岐口）
Ｌ  長さ
ＬO  長さ（冷却通路の全体）
ＬM  長さ（計量セクション）
ＬD  長さ（拡散セクション）
ＬS  長さ（冷却スロット）
θ１  （拡散セクションの）拡大角度
θ２  ランド部角度
Ｒ１  比（計量）
Ｒ２  比（拡散）
Ｒ３  比（リップ）
Ｒ４  比（吹出）
【図１】
2017122451.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】
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【図７】
2017122451.tif 000009
【図８】
2017122451.tif 000010
【図９】
2017122451.tif 000011
【図１０】
2017122451.tif 000012
【外国語明細書】
2017122451000001.pdf