(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービンエンジンのエンジン構成要素は、高温燃焼ガス流を生成し、冷却流体流を提供しうる。【解決手段】壁部１２２は、上記冷却流体流Ｃから上記高温燃焼ガス流Ｈを分離することが可能である。多数の膜孔１３０は、上記壁部１２２に配置されることが可能であり、上記冷却流体流Ｃが、上記高温燃焼ガス流Ｈ）提供されうるように、上記冷却流体流Ｃに隣接する入口１３２と、上記高温燃焼ガス流Ｈにおける出口１３４とを有する。入口１３２が、互いに対して異なる向きであるか、または互いに非整列であるかの少なくとも一方である上記入口１３２とともに配列されることが可能であるように、膜孔１３０は、入口１３２をさらに備える。【選択図】図４
2017096285.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
高温燃焼ガス流（Ｈ）を生成し、冷却流体流（Ｃ）を提供するガスタービンエンジン（１０）のエンジン構成要素（１２０）であって、
前記冷却流体流（Ｃ）から前記高温燃焼ガス流（Ｈ）を分離し、高温流れ経路において前記高温燃焼ガス流（Ｈ）に沿う高温表面（１２６）と前記冷却流体流（Ｃ）に直面する冷却表面（１２４）とを有する壁部（１２２）と、
前記冷却表面（１２４）上に設けられる入口（１３２）と、前記高温表面（１２６）上に設けられる出口（１３４）と、前記入口（１３２）および前記出口（１３４）を連結する通路（１３６）とをそれぞれ有する、前記高温流れ経路に沿う所定の配列の多数の膜孔（１３０）とを備え、
前記冷却表面（１２４）に沿う少なくとも２つの隣接する入口（１３２）は、前記冷却流体流（Ｃ）に対して異なる向きであるか、または互いに非整列であるかの少なくとも一方である、エンジン構成要素（１２０）。
【請求項２】
前記少なくとも２つの隣接する入口（１３２）は、異なる向きであることと、互いに非整列であることとの双方を有する、請求項１記載のエンジン構成要素（１２０）。
【請求項３】
前記少なくとも２つの隣接する入口（１３２）は、隣接する入口（１３２）の対を規定し、前記多数の膜孔（１３０）は、前記冷却表面（１２４）に沿う多数の対で配列されて、入口（１３２）の各対は、前記冷却流体流に対して異なる向きであり、互いに非整列である、請求項１記載のエンジン構成要素（１２０）。
【請求項４】
前記２つの隣接する入口（１３２）の各入口（１３２）は、前記冷却流体流に対して異なる角度に向けられる長軸（１５０）を有する、請求項１記載のエンジン構成要素（１２０）。
【請求項５】
前記異なる角度は、０度より大きく、１８０度より小さく互いに異なる、請求項４記載のエンジン構成要素（１２０）。
【請求項６】
２つ以上の隣接する入口（１３２）は、前記冷却流体流に対して異なる向きであるか、または互いに非整列であるかの少なくとも一方である、請求項１記載のエンジン構成要素（１２０）。
【請求項７】
前記少なくとも２つの隣接する入口（１３２）は、多数の入口（１３２）を備え、前記冷却流体流（Ｃ）の方向に離間される、請求項１記載のエンジン構成要素（１２０）。
【請求項８】
各膜孔入口は、前記入口（１３２）の最大断面長にわたって長軸（１５０）を規定する、請求項１記載のエンジン構成要素（１２０）。
【請求項９】
前記冷却表面（１２４）に沿う前記少なくとも２つの隣接する入口（１３２）は、それらの長軸（１５０）に対して異なる向きであるか、または前記それらの長軸（１５０）に対して互いに非整列であるかの少なくとも一方である、請求項８記載のエンジン構成要素（１２０）。
【請求項１０】
前記入口（１３２）は、互いに整列であり、前記入口（１３２）の前記長軸（１５０）に基づいて前記隣接する入口（１３２）に対して各入口（１３２）が４から１０度の間で回転する、請求項９記載のエンジン構成要素（１２０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、膜孔をもつガスタービンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジン、特にガスまたは燃焼タービンエンジンは、エンジンを通り抜ける多数のタービン動翼への燃焼ガスの流れからエネルギーを抽出するロータリエンジンである。ガスタービンエンジンは、陸上ならびに航海上の移動および電力生成に用いられてきたが、例えばヘリコプターを含む航空機である航空上の利用に通常用いられている。航空機においては、ガスタービンエンジンは、航空機の推進に用いられる。地上での利用としては、タービンエンジンはしばしば発電に用いられる。
【０００３】
航空機用ガスタービンエンジンは、高温で作動してエンジン効率を最大化するように設計されているため、例えば高圧タービンおよび低圧タービンである特定のエンジン構成要素は、作動中の冷却が必要である。典型的には、冷却は、高圧および／または低圧圧縮機から冷却を必要とするエンジン構成要素へ、より冷たい空気をダクトで送ることによって達成される。高圧タービン内の温度は、約１０００℃から２０００℃であり、圧縮機からの冷却空気は、約５００℃から７００℃である。圧縮機空気は高温であるが、タービン空気と比べて冷たく、タービンの冷却に用いることが可能である。
【０００４】
典型的な膜冷却は、現状では、制御されていないかまたは最適化されていない膜孔入口配置を含む。そのため、膜の有効性はしばしば、必要なエンジン構成要素を冷却するように冷却空気を十分に最適化しない、互いに対するまたは追加の内部特徴に対しての入口の任意配置に基づく。
【発明の概要】
【０００５】
一態様では、高温燃焼ガス流を生成し、冷却流体流を提供するガスタービンエンジンのエンジン構成要素は、上記冷却流体流から上記高温燃焼ガス流を分離する壁部であって、高温流れ経路において上記高温燃焼ガス流に沿う高温表面と上記冷却空気流に直面する冷却表面とを有する上記壁部を備える。上記エンジン構成要素は、上記高温流れ経路に沿う所定の配列の多数の膜孔をさらに備え、各膜孔は、上記冷却表面上に設けられる入口と、上記高温表面上に設けられる出口と、上記入口および上記出口を連結する通路とを有する。上記冷却表面に沿う少なくとも２つの隣接する入口は、上記冷却流体流に対して異なる向きであるか、または互いに非整列であるかの少なくとも一方である。
【０００６】
別の態様では、高温燃焼ガス流を生成し、冷却流体流を提供するガスタービンエンジンのエンジン構成要素は、上記冷却流体流から上記高温燃焼ガス流を分離し、且つ、高温流れ経路において上記高温燃焼ガス流に沿う高温表面と上記冷却空気流に直面する冷却表面とを有する壁部を備える。少なくとも２つの隣接する膜孔入口は、上記冷却表面に沿って配列され、上記冷却流体流に対して異なる向きであるか、または互いに非整列であるかの少なくとも一方である。
【図面の簡単な説明】
【０００７】
図面は、以下のとおりである。
【図１】図１は、ガスタービンエンジンの概略断面図である。
【図２】図２は、図１のガスタービンエンジンの燃焼器の側断面図である。
【図３】図３は、冷却空気導入路をもつ、図２のエンジンのタービン動翼の形をとるエンジン構成要素の斜視図である。
【図４】図４は、複数の膜孔を有するエンジン構成要素の一部分の斜視図である。
【図５】図５は、配列された膜孔入口を有するエンジン構成要素を示す上面図である。
【図６】図６は、互いに対して角度を成した軸線をもつ、配列された入口を示す上面図である。
【図７】図７は、角度を成した入口の対を示す上面図である。
【図８】図８は、異なる大きさを備える、角度を成した入口の上面図である。
【図９】図９は、一連の角度を成した入口であって、該一連における次の孔に対して角度を成すことを示す上面図である。
【図１０】図１０は、隣接する入口間でわずかな角度変動を有する一連の角度を成した入口を示す上面図である。
【図１１】図１１は、タービュレータ周辺に分布する、配列された入口を示す上面図である。
【図１２】図１２は、タービュレータ周辺に配列されている入口を示す上面図である。
【発明を実施するための形態】
【０００８】
記載される本発明の実施形態は、タービンエンジン内の空気流の経路決定に関する装置、方法および他のデバイスを対象にする。説明を目的として、本発明は航空機のガスタービンエンジンに関して記載されることとする。しかしながら、この発明は、それに限定されず、例えば他の移動体への応用および非移動体への工業的、商業的かつ居住的応用である、航空機以外の応用での通常の適応性を有することが可能であることは理解されるであろう。
【０００９】
説明を目的として、本発明はタービンエンジンのタービン動翼用の翼型に関して記載されることとするということをさらに理解されたい。しかしながら、この発明はタービン動翼に限定されず、例えば圧縮機動翼、タービンもしくは圧縮機静翼、ファンブレード、支柱、シュラウドアセンブリまたは燃焼器ライナである任意の翼型構造または非限定的な例において冷却を必要とするその他のエンジン構成要素を含むことが可能であることが理解されるであろう。また、本明細書に記載するように、エンジン構成要素に関する内部冷却通路または冷却表面は、非限定的な例において、平滑、乱流化、ピンバンク、メッシュ、後縁、前縁、先端、マイクロ回路または側壁を含むことが可能である。
【００１０】
本明細書で用いる場合、用語「前方」または「上流」は、エンジン入口に向かう方向に動くことや、他の構成要素と比べてエンジン入口に相対的に近い構成要素を指す。「前方」または「上流」と関連して使用される用語「後方」または「下流」は、エンジン中心線に対してエンジンの後ろまたは出口に向かう方向を指す。
【００１１】
さらに、本明細書で用いる場合、用語「半径の（radial）」または「半径方向に（radially）」は、エンジンの中心長手方向軸線およびエンジン外周間に延びる次元を指す。
【００１２】
方向に関するすべての参照（例えば、半径の、軸の、近位、遠位、上部、下部、上方、下方、左、右、側方、前、後、最上部、最低部、より上、より下、垂直、水平、時計回り、反時計回り、上流、下流、後方等）は、本発明の読者の理解を目指すために確認目的でのみ用いられており、特にこの発明についての位置、向きまたは使用に限定を生まない。連結の参照（例えば、装着、接続、連結および結合される）は、広く解釈されて、別を示す場合を除き、要素の集まりと要素間の相対的な動きとの間での中間的な部材を含むことが可能である。そのため、連結の参照は、２つの要素が互いに対して直接連結され且つ固定される関係であることを必ずしも意味しない。例示的な図面は、説明のみの目的であり、本明細書に添付の図面に表される次元、位置、順序および相対的な大きさは、変更可能である。
【００１３】
図１は、航空機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、概して長手方向に延びる軸線または前方１４から後方１６へ延びる中心線１２を有する。エンジン１０は、下流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、ブースターまたは低圧（ＬＰ）圧縮機２４および高圧（ＨＰ）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およびＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２および排気セクション３８を含む。
【００１４】
ファンセクション１８は、ファン２０を包囲するファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２回りに放射状に配置される複数のファンブレード４２を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０およびＨＰタービン３４は、燃焼ガスを生成するエンジン１０のコア４４を形成する。コア４４は、ファンケーシング４０と一体となることが可能であるコアケーシング４６によって包囲される。
【００１５】
エンジン１０の中心線１２回りに同軸上に配置されるＨＰシャフトまたはスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６と駆動的に連結する。大きい直径である環状のＨＰスプール４８内でエンジン１０の中心線１２回りに同軸上に配置されるＬＰシャフトまたはスプール５０は、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４およびファン２０と駆動的に連結する。スプール４８、５０のいずれかまたは双方に搭載されて、共に回転するエンジン１０の部分を、個別にまたはまとめて回転子５１と呼ぶ。
【００１６】
ＬＰ圧縮機２４およびＨＰ圧縮機２６は複数の圧縮機段５２、５４をそれぞれ含み、そこで圧縮機動翼５８の集合が、対応する静的な圧縮機静翼６０、６２（ノズルとも呼ばれる）の集合に対して回転して、上記段を通り抜ける流体の流れを圧縮または加圧する。１つの圧縮機段５２、５４において、多数の圧縮機動翼５６、５８を環内に設けることが可能であり、動翼プラットフォームから動翼先端まで、中心線１２に対して半径方向に外側に延びることが可能である一方で、対応する静的な圧縮機静翼６０、６２が、動翼５６、５８の下流且つ動翼５６、５８に隣接して位置する。図１に示す動翼、静翼および圧縮機段の数は、説明の目的のためだけに選択されたものであり、他の数が可能であることに留意されたい。ある圧縮機段の動翼５６、５８は、ＨＰおよびＬＰスプール４８、５０のうちの対応するひとつに搭載されるディスク５３に搭載可能であり、各段がその所有のディスクを有する。静翼６０、６２は、回転子５１回りの円周方向配置のコアケーシング４６に搭載される。
【００１７】
ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６は複数のタービン段６４、６６をそれぞれ含み、タービン動翼６８、７０の集合が、対応する静的なタービン静翼７２、７４（ノズルとも呼ばれる）の集合に対して回転して、上記段を通り抜ける流体の流れからエネルギーを抽出する。１つのタービン段６４、６６において、多数のタービン動翼６８、７０を環内に設けることが可能であり、動翼プラットフォームから動翼先端まで、中心線１２に対して半径方向に外側に延びることが可能である一方で、対応する静的なタービン静翼７２、７４が、動翼６８、７０の上流且つ動翼６８、７０に隣接して位置する。図１に示す動翼、静翼およびタービン段の数は、説明の目的のためだけに選択されたものであり、他の数が可能であることに留意されたい。
【００１８】
作動において、回転ファン２０がＬＰ圧縮機２４へ周辺空気を供給し、その後ＬＰ圧縮機２４が加圧された周辺空気をＨＰ圧縮機２６へ供給し、ＨＰ圧縮機２６が該周辺空気をさらに加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの該加圧空気は、燃焼器３０において燃料と混合して点火され、それによって燃焼ガスを生成する。ある仕事量が、ＨＰ圧縮機２６を駆動するＨＰタービン３４によってこれらのガスから抽出される。燃焼ガスが、ＬＰ圧縮機２４を駆動する追加の仕事量を抽出するＬＰタービン３６へ流れ出て、排気ガスが、最終的に排気セクション３８を経由してエンジン１０から排出される。ＬＰタービン３６の駆動がＬＰスプール５０を駆動し、ファン２０および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いくつかの周辺空気は、エンジンコア４４を回避することが可能であり、エンジン１０の部分、特に高温部分の冷却に用いること、および／または他の態様の航空機の冷却もしくは動力に用いることが可能である。タービンエンジンの文脈において、エンジンにおける高温部分とは、通常、燃焼器３０の下流、特に燃焼セクション２８の直下流であるために最高温部分となるＨＰタービン３４をもつタービンセクション３２である。他の冷却流体の源としては、限定するものではないが、ＬＰ圧縮機２４またはＨＰ圧縮機２６から流れ出る流体がありうる。
【００２０】
図２は、図１のエンジン１０の燃焼器３０および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および燃焼器ライナ７８を含む。軸方向でタービン３４のタービン動翼６８に隣接するのは、ノズルを形成する静的なタービン静翼７２の集合である。ノズルが燃焼ガスを方向付けるため、タービン３４によって最大エネルギーを抽出することが可能である。高温燃焼ガスＨが燃焼器３０から静翼７２の外側に沿って通り、冷却流体流が静翼７２を通り抜けて静翼７２を冷却することが可能である。シュラウドアセンブリ８０が動翼６８に隣接してタービン３４の流れ損失を最小化する。同様のシュラウドアセンブリがまた、ＬＰタービン３６、ＬＰ圧縮機２４またはＨＰ圧縮機２６と連携することが可能である。
【００２１】
エンジン１０の１つまたは複数のエンジン構成要素は、本明細書にさらに開示される様々な膜孔の実施形態を利用可能である膜冷却壁部を有する。膜冷却壁部を有するエンジン構成要素のいくつかの非限定的な例は、図１から２に記載の動翼６８、７０、静翼もしくはノズル７２、７４、燃焼器デフレクタ７６、燃焼器ライナ７８またはシュラウドアセンブリ８０を含むことが可能である。膜冷却を用いる他の非限定的な例は、タービン移行ダクト、支柱および排気ノズルを含む。
【００２２】
図３は、図１のエンジン１０のタービン動翼６８のうちの１つの形をとるエンジン構成要素の斜視図である。本明細書に記載の動翼は例示的であり、開示される概念は追加のエンジン構成要素に及んで、動翼６８に限定されないことを理解されたい。タービン動翼６８は、ダブテール９８および翼型９０を含む。翼型９０は、先端９２から根元９４まで延びて翼幅方向を規定する。ダブテール９８は、根元９４で上記９０と一体となるプラットフォーム９６をさらに含み、半径方向にタービン空気流を包含することを助ける。ダブテール９８は、エンジン１０上のタービン回転子ディスクに搭載するように構成されることが可能である。ダブテール９８は、例示的に３つの導入路１００として示される少なくとも１つの導入路を備え、それぞれダブテール９８を通って延び、１つまたは複数の通路の排出口１０２において翼型９０との内部流れ連通を提供する。ダブテール９８の断面が示すように、導入路１００がダブテール９８の本体内に収納されていることを認識されたい。
【００２３】
冷却流体の流れが導入路１００を通して翼型９０の内部空間１０４へ提供されることが可能であるように、翼型９０が内部空間１０４をさらに規定することが可能である。そのため、冷却流体流Ｃは、導入路１００を介して与えられることが可能であり、排出口１０２を出て、翼型の内部空間１０４内を通る。冷却空気流Ｃが内部空間１０４内を移動する一方で、高温燃焼ガス流Ｈは、翼型９０の外部を通ることが可能である。
【００２４】
図４は、図３の翼型９０表面を含むことが可能である、図１のエンジン１０のエンジン構成要素１２０を示す概略図である。エンジン構成要素１２０は、矢印Ｈで表現される高温燃焼ガス流内に配置可能である。矢印Ｃで表現される冷却流体流が供給されて、エンジン構成要素１２０を冷却することが可能である。図１から２に関して上で論じたように、タービンエンジンの文脈では、冷却流体は任意の源からであることが可能であるが、典型的には、ファン２０によって供給されたエンジンコア４４を回避する周辺空気、ＬＰ圧縮機２４から流れ出た流体またはＨＰ圧縮機２６から流れ出た流体のうちの少なくとも１つからである。
【００２５】
エンジン構成要素１２０は、高温燃焼ガスＨに直面する高温表面１２６と、冷却流体流Ｃに直面する冷却表面１２４とを有する壁部１２２を含む。ガスタービンエンジンの場合、高温表面１２６は１０００℃から２０００℃の範囲の温度を有するガスにさらされることがある。壁部１２２の好適な材料としては、限定するものではないが、鋼、例えばニッケル基、コバルト基もしくは鉄基の超合金またはチタンである高融点金属およびセラミック複合材料を含む。
【００２６】
エンジン構成要素１２０は、図３の翼型９０の内部空間１０４を規定することが可能であって、冷却表面１２４を含む。高温表面１２６は、例えば翼型９０の圧力側または吸引側であるエンジン構成要素１２０の外部表面とすることが可能である。
【００２７】
図４を参照すると、エンジン構成要素１２０は、エンジン構成要素１２０の内部空間空洞１０４および高温表面１２６間の流れ連通を提供する多数の膜孔１３０をさらに含む。作動中、冷却流体流Ｃが内部空間空洞１０４および膜孔１３０外に供給されて、高温表面１２６上に冷却空気の薄層または膜を作成し、高温燃焼ガスＨからそれを保護する。
【００２８】
各膜孔１３０は、壁部１２２の冷却表面１２４上に設けられる入口１３２と、高温表面１２６上に設けられる出口１３４と、入口１３２および出口１３４を連結する通路１３６とを有することが可能である。作動中、冷却流体流Ｃが入口１３２を介して膜孔１３０に入り、高温表面１２６に沿う出口１３４において膜孔１３０を出る前に通路１３６を通り抜ける。
【００２９】
通路１３６は、冷却流体流Ｃの質量流量を計測するための計測部分を規定することが可能である。計測部分は、通路１３６の最小断面領域である一部分とすることが可能であり、通路１３６の個別の位置または細長い部分とすることが可能である。通路１３６は、冷却流体流Ｃが拡大して、より幅広の冷却膜を形成することが可能な拡散部分をさらに規定することが可能である。拡散部分を出口１３４に、または出口１３４近くに規定することが可能である一方で、計測部分を入口１３２に、または入口１３２近くに設けることが可能である。
【００３０】
膜孔１３０は、エンジン構成要素１２０の壁部１２２に沿って配置される多数の膜孔１３０を備えることが可能である。各膜孔入口１３２は、長軸１４０を規定することが可能である。上記軸が楕円の頂点間で規定されることが可能であるように、入口１３２の円形形状が、楕円形状の出口を規定することが可能である。さらに、２つ以上の入口１３２がグループ化または共に配列され、膜孔入口配列１４２を規定することが可能である。図４に例示的に示すように、各配列１４２は少なくとも２つの入口１３２を備え、各入口１３２は、配列された膜孔入口１３２の長軸１４０によって規定されるように互いに角度的にオフセットである。図示するように入口１３２は楕円形状であるが、膜孔１３０は円筒形状であって図４の斜視図においては楕円で表れていることを認識されたい。
【００３１】
配列１４２は、少なくとも２つの隣接する膜孔入口１３２間の所定の関係を規定することが可能である。配列１４２によって規定される該所定の関係は、入口１３２に関する相対向きを含むことが可能であって、非限定的な例では、冷却流体流、別の膜孔入口１３２または別の配列１４２に対するものである。配列１４２は、隣接する入口１３２の対、入口１３２の多数の対、または配列への膜孔１３２の変動可能な編成を含むことが可能であることを認識されたい。さらに本明細書に記載するように、所定の関係は、隣接する膜孔によって、例えば長軸である入口によって規定される軸線に対して規定されることが可能である。しかしながら、軸線は同じ角度に限定される必要はなく、冷却流体流Ｃ、軸方向、半径方向、通路１３６の角度、またはそれらの任意の組合せのうちの１つまたは複数に対する。そのため、膜孔１３０または入口１３２によって規定される角度または軸線は、互いに相対する限定された向きでない、互いに相対する所定の関係にあることが可能である。
【００３２】
膜孔１３０の円筒形状および楕円形状の入口１３２ならびに出口１３４は、例示的であることをさらに理解されたい。代替的な膜孔形状および入口ならびに出口形状が意図され、限定するものではないが、円、楕円、三角形、四角形、四辺形、固有の、または別の形状を含む。
【００３３】
図５から１２は、配列１４２が入口１３２間またはそれらの配列間の所定の関係を規定している多数の例を示している。図５では、膜孔入口配列１４２の第１の例を示す。この実施形態においては、入口１３２の多数の対が配列１４２を規定する。入口１３２の対は、整列された長軸１５０を有するように配列される。整列された長軸１５０は、冷却流体流Ｃ方向に平行に配置される長軸である。入口１３２の配列１４２間に間隔を規定することが可能であるように、上記対を長さＬで互いに離間することが可能である。配列１４２は、２つの入口１３２に関して記載されているが、配列は任意の数の入口１３２を含むことが可能であることを認識されたい。
【００３４】
ここで図６へ進むと、膜孔入口配列１４２の第２の例を示しており、同様の配列１４２内に配置された入口が冷却流体流Ｃに対して異なる向きを有する。各配列１４２は、２つの入口１３２を備える。一方の入口１３２が、冷却流体流Ｃに平行である整列された長軸１５０を規定し、配列１４２内のもう一方の入口１３２は角度的にオフセットである長軸１５２を含み、角度ずれが少なくとも１度であるように、冷却流体流Ｃの方向からの角度配置を有する。オフセット長軸１５２は、冷却流体流Ｃに対して、０度から３５９度までの任意の角度を規定することが可能であり、他の膜孔入口の長軸１５０から、０度より大きいが１８０度より小さくオフセットされることが可能である。図示するように、軸１５０、１５２は上記表面に沿う冷却流体流Ｃのみに相対する。膜孔１３０はまた、上記表面に対して角度を規定する中心軸を有することが可能であり、図４において最良に確認される。従って、膜孔１３０は、冷却表面１２４へ延びる互いに異なるさらなる角度を規定することが可能であり、図６の上面図には表れていない異なる膜孔の幾何学的構造を規定する。
【００３５】
図７では、膜孔入口配列１４２の第３の例を示しており、各配列は角度的にオフセットな長軸を有する２つの入口１３２を備える。入口１３２のうちの一方が、第１のオフセット軸１５４を規定し、第２のオフセット軸１５６は、もう一方の入口１３２によって規定される。各配列１４２において、両入口１３２は、冷却流体流Ｃに対して、上記第１および第２のオフセット軸１５４、１５６のうちの少なくとも１つを備える。
【００３６】
図８では、膜孔入口配列１４２の第４の例が、各配列１４２において２つの入口を示す。拡大入口１６０が、入口１３２よりも大きい断面を規定するように、配列１４２は、拡大膜孔入口１６０および標準入口１３２を備える。図７と同様に、両入口１６０は、冷却流体流Ｃの方向に対してオフセット長軸１６４、１６６を規定する。拡大膜孔入口１６０はまた、特定の膜孔入口形成に利用されることが可能である代替的な膜孔入口形状を含むことが可能であることを認識されたい。
【００３７】
ここで図９へ進むと、第５の例として、エンジン構成要素１２０に沿う蛇行経路を規定する配列に配置される複数の入口１３２が示される。入口１３２は、多数の配列に編成されることが可能である。線形経路の配列１７０の反復が、入口１３２の蛇行経路を規定するように、第１の配列１７０は４つの入口１３２を備える。さらなる例示的配列には、二口配列１７２および三口配列１７４が含まれる。入口１３２は、それらの長軸によって規定されるように冷却流体流Ｃの方向から角度的にオフセットされることが可能である。長軸の角度配置は、隣接する入口１３２および隣接する入口１３２の長軸に対して配列可能である。図示するように、第１の長軸１８０は冷却流体流Ｃ方向に平行に配置されることが可能である。隣接する長軸は、４５度でオフセット可能である。そのため、第２の長軸１８２は、冷却流体流Ｃの方向に対して４５度の角度であることが可能であり、第３の長軸１８６は、冷却流体流Ｃの方向に対して１３５度の角度であることが可能である。
【００３８】
図１０へ進むと、第６の例として、冷却流体流Ｃの方向に対してわずかに変動する長軸１９０を有する入口１３２の線形集合が示される。各長軸１９０は、わずかに、例えば４度から１０度へ回転することが可能であり、垂直長軸から水平長軸へ移行する複数の入口１３２を規定する。垂直長軸は、冷却流体流Ｃの方向に平行であることが可能であり、水平長軸は、垂直長軸および冷却流体流Ｃに対して直交することが可能である。入口から入口への各変動は、隣接する入口１３２間での連続的な回転に関することを理解されたく、且つ、図１０の説明に限定されないことを理解されたい。例えば、膜孔入口１３２の列は、エンジン中心線１２に対してマイナス３０度から、その半径方向範囲にわたってプラス３０度までスイープするか、またはマイナス１０度からプラス４０度までスイープし、最も軸方向に向けられる入口はもはや列の中心にないことが予想される。
【００３９】
図１１では、第７の例として、タービュレータ２０２に対する入口１３２の配列が示される。チャネル２００は、エンジン構成要素１２０の冷却表面１２４を含むことが可能である。チャネル２００は、そこに配置される１つまたは複数のタービュレータ２０２を備えることが可能である。入口１３２の複数の配列２０４は、タービュレータ２０２周辺に配置されることが可能であり、この例ではタービュレータ２０２によって分離されている。図１２の第８の例では、図１１と同様に、入口１３２の配列２０４が、配列の入口１３２間のタービュレータ２０２によって分離される。
【００４０】
さらなる例において、図１１から１２のタービュレータ２０２は、例えば、ピンまたはピンバンクである追加のエンジン構成要素構造に対して代用されることが可能であり、非限定的な例では、例えば冷却メッシュ、前縁または後縁、側壁またはマイクロ回路である多くの形式の冷却構造内に存在することが可能である。さらに、チャネル２００は平滑であって、チャネル２００内に配置される入口１３２の配列を有することが可能である。
【００４１】
この記載は、概して、各配列内に２つの入口を有するように記載しているが、任意の数の入口を配列に含むことが可能である。また、各配列内の１つまたは複数の入口は、入口の長軸によって規定されるように、冷却流体流の方向から角度的にオフセットされることが可能である。図示されるような楕円形状と異なる形状を有する入口では、長軸を、入口によって規定されるように最大断面距離にわたって規定可能である。冷却流体流の方向からの角度ずれは、０度から３５９度で規定されることが可能である。入口配列は、多数であって、冷却表面またはエンジン構成要素の長さに沿って延びることが可能である。また、配列は、エンジン構成要素の長さに沿って、横方向に、または長手方向および横方向の組合せで配置されることが可能であり、限定するものではないが図示するような線形分布または配列である。そのため、横方向配列または配列の系は、エンジン構成要素の長さに沿って、互いに長手方向に重なり合うことが可能である。
【００４２】
本明細書に記載するように、入口の配列は、互いに対して２つ以上の膜孔入口をグループ化していることをさらに認識されたい。入口の配置は、非ランダムとして理解されたい。入口は、互いに対して隣接または配置されることが可能であり、互いに対して孔の軸線を規定することが可能であり、軸線の角度は、互いに対して０度と１８０度との間である。グループ内の入口は、孔間距離によってずらされることが可能であり、またはグループ間距離によってまたは配列によってずらされることが可能である。入口は、異なる大きさをもつ入口を有する配列を含むことが可能である。膜孔、入口、出口またはそれらを通る通路を用いて、膜孔の大きさを規定することが可能である。配列は、入口または出口の孔の形成と共にさらに利用されることが可能であるため、配列内の入口または出口は互いに相対する孔の形成を含む。
【００４３】
２つの配列された入口が、膜孔を含む異なる出口または通路を有することが可能であることをさらに認識されたい。そのため、同様の向きである入口が、異なる向きである出口または膜孔通路を有することが可能であるため、入口の配置および向きを介して膜冷却が最適化されることが可能である。
【００４４】
互いに対する入口の配列または入口の配置が、膜冷却性能に関する流体の動的な利益の発展を与えることをさらに理解されたい。入口の特定のグループ化または配列が、エンジン構成要素の高温表面に提供される改善された冷却膜、または膜冷却に関する増大した効率もしくは性能を与えることが可能である。そのため、冷却される構成要素に対して有意な温度減少またはそれ以上を達成可能である。エンジン構成要素の機体搭載時間（time-on-wing）が効果的に増す。また、配列を利用して入口をもつエンジン構成要素の製造に梃入れすることが可能であるため、非線形の入口または複合の入口が容易に製造される。そのため、冷却表面形状および特徴を内部に収容することへの柔軟性の増加が提供される。
【００４５】
記載したこの記述は、例を用いて、最良の形態を含むこの発明を開示して、且つ、いかなる当業者に対しても、任意の装置またはシステムを作成し用いることおよび任意の組み込まれた方法を実行することを含んだこの発明の実施をすることができるようにもする。特許を受けることができるこの発明の範囲は、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実施例を含むことが可能である。そうした他の実施例は、特許請求の範囲の字義どおりの言葉と異なるものではない構造的要素を有する場合、または特許請求の範囲の字義どおりの言葉と実体のない差異をもつ同等の構造的要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内であることが意図される。
【符号の説明】
【００４６】
１０  エンジン
１２  長手方向軸（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  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シャフト／ＨＰスプール
５０  ＬＰシャフト／ＬＰスプール
５２  圧縮機段
５４  圧縮機段
５６  圧縮機動翼
５８  圧縮機動翼
６０  圧縮機静翼（ノズル）
６２  圧縮機静翼（ノズル）
６４  タービン段
６６  タービン段
６８  タービン動翼
７０  タービン動翼
７２  タービン静翼
７４  タービン静翼
７６  デフレクタ
７８  燃焼器ライナ
８０  シュラウドアセンブリ
９０  翼型
９２  先端
９４  根元
９６  プラットフォーム
９８  ダブテール
１００  導入路
１０２  排出口
１０４  内部空間
Ｃ  冷却流体流
Ｈ  高温流体流
１２０  エンジン構成要素
１２２  壁部
１２４  冷却表面
１２６  高温表面
１３０  膜孔
１３２  入口
１３４  出口
１３６  通路
１４０  長軸
１４２  配列
１５０  長軸
１５２  オフセット長軸
１５４  第１のオフセット軸
１５６  第２のオフセット軸
１６０  拡大膜孔
１６４  オフセット長軸
１６６  オフセット長軸
１７０  第１の配列
１７２  二口配列
１７４  三口配列
１８０  第１の長軸
１８２  第２の長軸
１８６  第３の長軸
１９０  長軸
２００  チャネル
２０２  タービュレータ
２０４  配列
【図１】
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【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】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【外国語明細書】
2017096285000001.pdf