(57)【要約】      （修正有）【課題】熱応力低減構造によって構造リブから分離された内部壁とを有するガスタービンエンジン用のエーロフォイルを提供する。【解決手段】エーロフォイル７８はエンジンの長手方向の軸線から半径方向に延在する少なくとも１つの内部冷却回路は、エーロフォイル７８の内部にわたって延在する少なくとも１つのリブ１２２と、内部通路１２０を画定する少なくとも１つの内部壁１２６とによって画定される。内部壁１２６はさらに、１つまたは複数の壁近傍冷却通路１３２を画定する。熱応力低減構造１４０は、リブ１２２と内部壁１２６との間に設けられ、これによって、リブ１２２と内部壁１２６との間の交点１３６において効率的な冷却が行われる。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
内部（９６）との境になり、かつ前縁（１０２）と後縁（１０４）との間を軸方向に延在し、根元（８２）と先端（８０）との間を半径方向に延在する圧力側（９８）および負圧側（１００）を画定する外面と、
前記内部（９６）にわたり、かつ前記外面の前記圧力側（９８）と前記負圧側（１００）との間を延在して第１の延在方向を画定する構造リブ（１２２）と、
前記外面の近くに配置され、かつ前記外面に沿って第２の延在方向に延在する壁（１２６）であって、前記外面に隣接する壁近傍冷却通路（１３２）を少なくとも部分的に画定する壁（１２６）と、
前記第１の延在方向と前記第２の延在方向との交点（１３６）に隣接した位置で、前記構造リブ（１２２）と前記壁（１２６）との間に設けられた熱応力低減構造（１４０）と
を備える、ガスタービンエンジン用のエーロフォイル（７８）。
【請求項２】
前記熱応力低減構造（１４０）が、前記交点（１３６）において前記構造リブ（１２２）と前記壁（１２６）との間に隙間を備える、請求項１記載のエーロフォイル（７８）。
【請求項３】
前記隙間が、前記構造リブ（１２２）または前記壁（１２６）のうちの少なくとも１つの断面厚さより薄く、または等しい、請求項２記載のエーロフォイル（７８）。
【請求項４】
前記隙間が、前記構造リブ（１２２）および前記壁（１２６）の断面厚さのうちの薄い方の断面厚さより薄く、または等しい、請求項３記載のエーロフォイル（７８）。
【請求項５】
前記隙間が前記負圧側（１００）に隣接する、請求項３記載のエーロフォイル（７８）。
【請求項６】
前記隙間が前記前縁（１０２）に隣接する、請求項５記載のエーロフォイル（７８）。
【請求項７】
前記エーロフォイル（７８）が、タービンロータディスクの第１段（６４）のブレード（６８）である、請求項６記載のエーロフォイル（７８）。
【請求項８】
前記熱応力低減構造（１４０）が前記負圧側（１００）に隣接する、請求項１記載のエーロフォイル（７８）。
【請求項９】
前記熱応力低減構造（１４０）が前記前縁（１０２）に隣接する、請求項８記載のエーロフォイル（７８）。
【請求項１０】
前記エーロフォイル（７８）が、圧縮機（２２）またはタービン（３２）のブレード（５６、５８、６８、７０）またはベーン（６０、６２、７２、７４）のうちの少なくとも１つのエーロフォイル（７８）である、請求項１記載のエーロフォイル（７８）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービンブレードに関する。
【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または燃焼タービンエンジンは、エンジンを通過して多数の回転タービンブレード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、陸上および船舶での移動用、なら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、高圧タービンおよ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有益になる場合がある。典型的には、高圧圧縮機および／または低圧圧縮機からのより低温の空気を冷却が必要なエンジン構成部品に通すことによって冷却が行われる。高圧タービン内の温度はおよそ１０００℃から２０００℃であり、圧縮機からの冷却空気はおよそ５００℃から７００℃である。圧縮機の空気は高温ではあるが、タービンの空気に比べると温度は低く、タービンを冷却するために使用することができる。
【０００４】
現代のタービンブレードは一般に、冷却空気をブレードの中を通してブレードの様々な部分を冷却するための１つまたは複数の内部冷却回路を含み、また、ブレードの前縁、後縁、および先端などのブレードの様々な部分を冷却するための専用の冷却回路を含むことができる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許出願公開第２０１４０２８６７９１号公報
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
一態様では、本発明は、内部との境となる外面を有するエーロフォイルに関する。エーロフォイルは圧力側および負圧側を画定し、前縁と後縁との間を軸方向に延在し、根元と先端との間を半径方向に延在する。エーロフォイルはさらに構造リブと壁と熱応力低減構造とを備える。構造リブは、内部にわたり、外面の圧力側と負圧側との間を延在して第１の延在方向を画定する。壁は、外面の近くに配置され、外面に沿って第２の延在方向に延在し、外面に隣接する壁近傍冷却通路を少なくとも部分的に画定する。熱応力低減構造は、第１の延在方向と第２の延在方向との交点に隣接した位置で、構造リブと壁との間に設けられる。
【０００７】
別の態様では、本発明は、タービンロータディスクを有するガスタービンエンジン用のブレードに関する。ブレードは、少なくとも１つの冷却空気入口通路を有しタービンロータディスクに取り付けられるように構成されたダブテールを備える。ブレードはさらに、ダブテールから半径方向に延在し内部との境になる外面を有するエーロフォイルを備える。エーロフォイルはさらに、前縁と後縁との間を軸方向に延在しダブテールに隣接した根元と先端との間を半径方向に延在する圧力側および負圧側を画定する。ブレードはさらに、冷却空気入口通路に流体連結し内部に配置された少なくとも１つの冷却回路を備え、また、壁近傍冷却通路の第１の組を外面に沿って形成して冷却回路を内部の残りの部分から分離する第１の内部壁と、壁近傍冷却通路が第１の構造リブによって形成されないように第１の内部壁と分割壁との間に設けられた空洞とを有する。
【０００８】
別の態様では、本発明は、内部との境になり、かつ圧力側および圧力側の反対側の負圧側を画定する外周壁と、圧力側と負圧側との間の内部にわたる構造リブと、内部に配置され、熱応力低減構造によって構造リブから分離された内部壁とを有するガスタービンエンジン用のエーロフォイルに関する。
【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である。
【図２】根元に取り付けられたエーロフォイルを含む、図１のエンジンのタービンブレードの斜視図である。
【図３】図２のエーロフォイルの断面図である。
【図４】複数の熱応力低減構造を有する１つまたは複数の内部通路を示す、図３のエーロフォイルの断面図である。
【図５】熱応力低減構造をなくした図４のエーロフォイルの断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
本発明の実施形態を、タービンブレード、具体的にはタービンブレードの冷却を対象として説明する。例示する目的のために、航空機ガスタービンエンジン用のタービンブレードに関して本発明を説明する。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、ならびに非移動用途の工業、商業、および住宅用途などの非航空機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。
【００１１】
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、概ね長手方向に延在する軸線または中心線１２を有し、中心線１２は前方１４から後方１６に延在する。エンジン１０は、下流方向に直列流れ関係で、ファン２０を含むファンセクション１８、ブースタまたは低圧（ＬＰ：ｌｏｗ  ｐｒｅｓｓｕｒｅ）圧縮機２４および高圧（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およびＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２、ならびに排気セクション３８を含む。
【００１２】
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の周りに放射状に配置されたファンブレード４２の形態の複数のエーロフォイルを含む。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に駆動接続する。ＬＰシャフトまたはスプール５０は、より大きな直径の環状のＨＰスプール４８内で、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およびファン２０に駆動接続する。
【００１４】
ＬＰ圧縮機２４およびＨＰ圧縮機２６はそれぞれ複数の圧縮機段５２、５４を含み、それらにおいては、圧縮機ブレード５６、５８の形態の１組の回転エーロフォイルが、圧縮機ベーン６０、６２（ノズルとも呼ばれる）の形態の対応する１組の静止エーロフォイルに対して回転して、段を通過する流体の流れを圧縮または加圧する。単一の圧縮機段５２、５４においては、多数の圧縮機ブレード５６、５８は環状に設けられて、ブレードのプラットフォームからブレードの先端まで中心線１２に対して半径方向外向きに延在することができ、一方、対応する静止圧縮機ベーン６０、６２は、回転ブレード５６、５８の下流に、かつそれらに隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、および圧縮機段の数は、単に例示する目的のためだけに選ばれており、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およびＬＰタービン３６はそれぞれ複数のタービン段６４、６６を含み、それらにおいては、タービンブレード６８、７０の形態の１組の回転エーロフォイルが、タービンベーン７２、７４（ノズルとも呼ばれる）の形態の対応する１組の静止エーロフォイルに対して回転して、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においては、多数のタービンブレード６８、７０は環状に設けられ、ブレードのプラットフォームからブレードの先端まで中心線１２に対して半径方向外向きに延在することができ、一方、対応する静止タービンベーン７２、７４は、回転ブレード６８、７０の上流に、かつそれらに隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、およ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ており、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内で燃料と混合されて点火され、それによって燃焼ガスを生成する。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、ＨＰタービン３４はＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスはＬＰタービン３６内に吐出され、そこでＬＰ圧縮機２４を駆動するためにさらに仕事が取り出されて、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およびＬＰ圧縮機２４を回転させる。
【００１７】
ファン２０によって供給された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、および／または、航空機の他の要素を冷却し、もしく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またはＨＰ圧縮機２６から吐出される流体とすることができる。
【００１８】
図２は、図１のエンジン１０のタービンブレード６８のうちの１つの形態のエンジン構成部品の斜視図である。タービンブレード６８は、ダブテール７６およびエーロフォイル７８を含む。エーロフォイル７８は先端８０および根元８２を含む。根元８２はプラットフォーム８４をさらに含み、プラットフォーム８４は根元８２でエーロフォイル７８と一体化し、タービン空気流を半径方向に包含する助けとなる。ダブテール７６は、エンジン１０のタービンロータディスクに取り付けられるように構成することができる。ダブテール７６は少なくとも１つの入口通路を備え、それは、第１の入口通路８８、第２の入口通路９０、および第３の入口通路９２として例示的に示されており、それぞれ、ダブテール７６を通って延在して複数の通路出口９４でエーロフォイル７８と内部流体連通する。入口通路８８、９０、９２がダブテール７６の本体内に収まっているようにダブテール７６は断面で示されていることを理解すべきである。
【００１９】
図３を参照すると、断面で示されたエーロフォイル７８は内部９６を有し、圧力側を画定する凹面状の圧力側壁９８と負圧側を画定する凸面状の負圧側壁１００とによって画定され、圧力側壁９８と負圧側壁１００は互いにつながって前縁１０２および後縁１０４を有するエーロフォイル形状を画定する。エーロフォイル７８は、負圧側壁１００の後に圧力側壁９８が続くような方向で回転する。したがって、図３に示すように、エーロフォイル７８は紙面の上部の方に上向きに回転する。
【００２０】
エーロフォイル７８は複数の内部通路を備え、それらは、ブレードの特定の部分を専ら冷却する冷却回路を形成するように配置することができる。冷却回路は、エーロフォイル７８の先端８０と根元８２との間を延在する１つまたは複数の冷却通路を備える。図４に示された通路および対応する冷却回路は、内部通路または冷却回路のうちの１つまたは複数の中に画定されている１つまたは複数の熱応力低減構造を最もよく例示している。内部通路のレイアウト、配置、形状、およびサイズは例示的なものであり、本発明を限定するものとして解釈するべきではない。
【００２１】
第１の内部通路１２０は、エーロフォイル７８の内部９６に画定された根元８２と先端８０との間を半径方向に延在することができる。第１の内部通路１２０は、少なくとも１つの入口通路８８、９０、９２からの冷却流体流れを受け入れることができる中空の流路を備える。第１の内部通路１２０は第１の構造リブ１２２によって少なくとも部分的に画定することができ、第１の構造リブ１２２は内部９６にわたり、エーロフォイル７８の圧力側壁９８と負圧側壁１００との間を延在する。第１の構造リブ１２２はさらに、断面で示された第１の構造リブ１２２の長手方向によって画定されたリブの軸線１２４として示された第１の延在方向を画定することができる。
【００２２】
第１の内部通路１２０はさらに、１つまたは複数の内部壁によって画定することができる。第１の内部通路１２０と負圧側壁１００との間に配置された第１の壁１２６は、断面で示された第１の壁１２６の長手方向の曲線によって画定された第１の壁の軸線１３０として第２の延在方向を画定することができる。第１の壁１２６はまた、第１の内部通路１２０とエーロフォイル７８の外側との間に配置され負圧側壁１００に隣接して示された１つまたは複数の壁近傍冷却通路１３２を少なくとも部分的に画定する。代替として、第１の壁１２６および壁近傍冷却通路１３２は圧力側壁９８に隣接することができる。壁近傍冷却通路１３２は、第１の内部通路１２０と流体連通することができ、その結果、これらを組み合わせてエーロフォイル７８の内部９６に冷却回路を画定することができる。
【００２３】
リブの軸線１２４は、第１の交点１３６で第１の壁の軸線１３０に交差することができる。熱応力低減構造は、構造リブ１２２と第１の壁１２６との間で、交点１３６および負圧側壁１００に隣接した位置で設けられる。熱応力低減構造はまた、構造リブ１２２と第１の壁１２６との間に設けられた第１の空洞１４０として画定することができる。図示のように、空洞１４０は、第１の内部通路１２０を少なくとも部分的に画定し構造リブ１２２と第１の壁１２６との間に配置された弓形の実質的に半円形を画定する。
【００２４】
第１の壁１２６の反対側で第１の内部通路１２０を部分的に画定する第２の壁１４２は、圧力側壁９８に隣接する１つまたは複数の壁近傍冷却通路１３２をさらに画定する。湾曲した第２の壁の軸線１４４は、第２の壁１４２の断面の弓形によって長手方向に画定される。第１の交点１３６と同様に、第２の壁の軸線１４４は、第２の交点１４３で第１のリブの軸線１２４に交差することができる。第２の空洞１４５として示された熱応力低減構造は、構造リブ１２２と第２の壁１４２との間に設けられる。
【００２５】
第１の構造リブ１２２に加えて、エーロフォイル７８の内部９６には、さらなる構造リブを備えることができる。第２の構造リブ１４６は、前縁１０２の近傍に、かつ前縁冷却通路１５０に隣接して配置される。第２の構造リブ１４６は、圧力側壁９８と負圧側壁１００との間で内部９６にわたり、第１の構造リブ１２２の反対側で第１の内部通路１２０をさらに画定する。第２の構造リブ１４６はさらに、第２の構造リブ１４６の断面を通って長手方向に画定された第２のリブの軸線１４８を画定する。第２の構造リブ１４６は、図１の長手方向のエンジン軸線１２に対して第２の構造リブ１４６に沿って半径方向に配置された１つまたは複数のインピンジメント開口１４７を備えることができる。インピンジメント開口１４７は、第１の内部通路１２０を前縁通路１５０に流体連結する。
【００２６】
第２の構造リブ１４６は、第１の壁１２６および第２の壁１４２に隣接することができ、その結果、２つのさらなる交点１５２、１５４は、第２のリブの軸線１４８と第１および第２の壁の軸線１３０、１４４それぞれとの間で交差するところで画定することができる。第１の交点１３６と同様に、第３および第４の交点１５２、１５４は、それぞれ空洞１５６、１５８として示された２つのさらなる熱応力低減構造に隣接する。空洞１５６、１５８は、第２のリブ１４６と第１および第２の壁１２６、１４２それぞれとの間に配置される。
【００２７】
第２の内部通路１６０は、エーロフォイル７８の内部９６に画定され、第１の構造リブ１２２によって部分的に画定され、第１の構造リブ１２２に隣接し、第１の構造リブ１２２に対して第１の内部通路１２０の反対側に配置される。第２の内部通路１６０は、根元８２と先端８０との間を半径方向に延在する中空の流路を備えることができ、中空の流路は、少なくとも１つの入口通路８８、９０、９２からの冷却流体の流れを受け入れることができる。第２の内部通路１６０はさらに、負圧側壁１００および圧力側壁９８にそれぞれ隣接して配置された第３の壁１６２および第４の壁１６４によって画定される。第３および第４の壁１６２、１６４はそれぞれ、負圧側壁１００と圧力側壁９８との間にそれぞれ１つまたは複数の壁近傍冷却通路１３２を画定する。第３の壁１６２は第３の壁の軸線１６６を画定し、第４の壁１６４は第４の壁の軸線１６８を画定し、それぞれの軸線は、壁１６２、１６４の概ね弓形の断面を通って長手方向に画定される。第３の壁の軸線１６６は、第５の交点１７０で第１のリブの軸線１２４に交差することができ、第４の壁の軸線１６８は第６の交点１７２で第１のリブの軸線１２４に交差することができる。第５の空洞１７４として示された熱応力低減構造は、第３の壁１６２と第１の構造リブ１２２との間に第５の交点１７０に隣接して画定される。同様に、第６の空洞１７６として示された別の熱応力低減構造は、第１の構造リブ１２２と第４の壁１６４との間に第６の交点１７２に隣接して画定される。
【００２８】
エーロフォイル７８はさらなる内部通路１８０を備えることができ、それらは、熱応力低減構造、壁近傍冷却、その他を備える場合もあり、または備えない場合もある。これらの内部通路１８０は先端８０と根元８２との間を延在することができ、他のさらなる通路１８０とともに第１の内部通路１２０または第２の内部通路１６０などのさらなる内部通路と流体連通することができ、これらが組み合わさって冷却回路を画定することができる。
【００２９】
１つまたは複数の空洞１４０、１５６、１５８、１７４、１７６を備える熱応力低減構造は、実質的に半円形で示されているが、任意の適切な形状とすることができる。半円形にすることによって、半円または丸めた隅よりも熱応力により速く影響される鋭い隅をなくすことができる。空洞はさらに、隣接する構造リブまたは壁のうちの１つまたは複数の間に配置された、またはそれらによって少なくとも部分的に画定された隙間とすることができる。図示の隙間または空洞の形状は例示的なものであり、その形状は、熱応力低減構造が１つまたは複数の構造リブまたは壁の間に画定されるように実質的に四辺形、楕円形、円形、独特な形状、その他などの形状とすることができる。隙間または空洞の厚さは、構造リブおよび壁のうちの少なくとも１つの断面厚さより薄く、またはそれと等しくすることができる。さらに、隙間または空洞の厚さは、圧力側壁９８または負圧側壁１００などのエーロフォイル７８の外面の厚さと等しくすることができる。
【００３０】
熱応力低減構造、リブ、および内部壁の数、位置、および向きは例示的なものであることを理解すべきである。エーロフォイル７８は、リブおよび内部壁の数および配置に応じた熱応力低減構造を備えることができる。図４では、それぞれの隣接するリブと内部壁との間に空洞が示されているが、いくつかの壁近傍冷却通路は、熱応力低減構造をリブおよび内部壁に隣接して配置しないで、１つまたは複数のリブおよび内部壁を組み合わせることによって画定することができることをさらに理解すべきである。
【００３１】
壁近傍冷却通路は、比較的大きく示されているが、壁近傍冷却通路の断面積が図示の断面積に比べてずっと小さくなるように、極めて小さくすることができることもさらに理解すべきである。
【００３２】
図５を参照すると、熱応力低減構造のないエーロフォイル７８の内部構造を示す図２のエーロフォイル７８の例示的な断面は、リブおよび内部壁構造に隣接する内部壁の厚さが図４に比べると厚いことを最もよく示している。図５のエーロフォイル７８は、図４のエーロフォイル７８と実質的に同様とすることができ、同様の構造は、１００を加えた同様の符号で識別される。図５のエーロフォイル７８は、図４のエーロフォイル７８が解決する問題を例示的に示していることを理解すべきである。
【００３３】
理解できるように、図４の空洞１４０、１４５、１５６、１５８、１７４、１７６は、図５では、各構造リブ２２２、２４６の間で壁２２６、２４２、２６２、２６４の延在で置き換えられている。したがって、空洞１４０、１４５、１５６、１５８、１７４、１７６はここでは、図５の複数の厚い壁領域２４０、２４５、２５６、２５８、２７４、２７６を含む。厚い壁領域２４０、２４５、２５６、２５８、２７４、２７６は、エーロフォイル７８の内部９６に熱が留まりかねない大きな体積を画定する。熱は厚い壁領域２４０、２４５、２５６、２５８、２７４、２７６に集まるので、エーロフォイル７８は、エーロフォイル７８内を通る冷却流体によって十分には冷却されない。過剰な熱は、作動中にエーロフォイル７８の損傷または機能障害を引き起こしかねない。さらに、エーロフォイル７８の部分の厚さが増えると、作動中のエーロフォイル７８の自然な屈曲が阻害される、または妨げられることがあり、これによってさらに損傷または機能障害を引き起こしかねない。したがって、図４に示す熱応力低減構造は、それがなければ厚い壁であるエーロフォイル７８内の通路または冷却回路を有効に冷却するようにし、そのことは、構造リブに隣接して配置された壁近傍冷却通路を導入することによって進展する。
【００３４】
理解できるように、エーロフォイル７８の内部９６は、圧力側壁９８と負圧側壁１００との間を延在する少なくとも１つの構造リブによって画定された複数の通路を備えることができる。さらに、少なくとも１つの内部壁は、空洞１４０などの少なくとも１つの熱応力低減構造を構造リブと壁との間に設けることができるように、複数の壁近傍冷却通路１３２を画定することができる。エーロフォイル７８は複数の熱応力低減構造を備えることができ、それらのそれぞれは、少なくとも１つの壁近傍冷却通路１３２と関連させることができる。
【００３５】
熱応力低減構造は、圧力側壁９８、負圧側壁１００、前縁１０２、または後縁１０４に隣接することができることをさらに理解すべきである。熱応力低減構造は、エーロフォイル７８の半径方向長さに関しては、関係する通路、リブ、または壁の全長に沿って延在することができ、または熱応力低減構造が、関係する通路または冷却回路の半径方向長さに沿って、有利な点に、または有利な長さで配置されるように、エーロフォイル７８の長さに部分的にのみ沿って延在することができる。
【００３６】
壁近傍冷却通路を画定する内部壁はさらに、内部壁、ならびに圧力側壁、負圧側壁、前縁、および後縁のうちの少なくとも１つを備える二重壁構造を画定することをさらに理解するべきである。熱応力低減構造は、リブと内部壁、外部壁、または二重壁構造との交点において壁厚さが過大にならないようにしている。
【００３７】
エーロフォイル７８の内部構造では、内部壁、リブ、構造体、またはこれらの組み合わさったものの厚さが多くの熱量を保持する場合がある、または厚い領域を有効に冷却することを妨げる場合があるが、熱応力低減構造は、エーロフォイル７８の内部構造から熱を逃がすことができることをさらに理解するべきである。さらに、特に作動中に応力がかかり、過大な剛性がエーロフォイル７８の亀裂または損傷を引き起こす場合に、熱応力低減構造によってエーロフォイル７８が容易に自然な屈曲をすることができる。
【００３８】
本明細書で開示された発明に関するシステム、方法、および他の装置の様々な実施形態は、タービンブレードの内部に対する熱応力低減構造として厚みの低減を改良したものを提供する。説明したシステムのいくつかの実施形態を実行して実現できる１つの利点は、１つまたは複数の熱応力低減構造を組み合わせて、不必要に内部構造の厚さを増大せず、エーロフォイルが適切に屈曲することができるように壁近傍冷却回路を組み入れて、１つまたは複数の壁近傍冷却通路または回路を使用することができることである。この壁近傍冷却回路および熱応力低減構造を実施すれば、高温での効果的なエンジン作動を維持するために、エーロフォイル内部の最適な冷却と空気流の管理が可能となり、エンジン効率を上昇させ、寿命を延ばす。タービンブレードの形態でのエーロフォイルによって特定の実施形態を説明したが、この記述は、タービンベーン、圧縮機ブレード、および圧縮機ベーンを含むガスタービンエンジン内の任意のエーロフォイルに制限なく等しく適用することができる。
【００３９】
記載された説明は、最良の態様を含め、本発明を開示し、ならびに任意の装置またはシステムの作製および使用、なら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例示を用いている。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を含むことができる。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含む場合、また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含む場合、特許請求の範囲内であることを意図されている。
【００４０】
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
内部（９６）との境になり、かつ前縁（１０２）と後縁（１０４）との間を軸方向に延在し、根元（８２）と先端（８０）との間を半径方向に延在する圧力側（９８）および負圧側（１００）を画定する外面と、
前記内部（９６）にわたり、かつ前記外面の前記圧力側（９８）と前記負圧側（１００）との間を延在して第１の延在方向を画定する構造リブ（１２２）と、
前記外面の近くに配置され、かつ前記外面に沿って第２の延在方向に延在する壁（１２６）であって、前記外面に隣接する壁近傍冷却通路（１３２）を少なくとも部分的に画定する壁（１２６）と、
前記第１の延在方向と前記第２の延在方向との交点（１３６）に隣接した位置で、前記構造リブ（１２２）と前記壁（１２６）との間に設けられた熱応力低減構造（１４０）と
を備える、ガスタービンエンジン用のエーロフォイル（７８）。
［実施態様２］
前記熱応力低減構造（１４０）が、前記交点（１３６）において前記構造リブ（１２２）と前記壁（１２６）との間に隙間を備える、実施態様１に記載のエーロフォイル（７８）。
［実施態様３］
前記隙間が、前記構造リブ（１２２）または前記壁（１２６）のうちの少なくとも１つの断面厚さより薄く、または等しい、実施態様２に記載のエーロフォイル（７８）。
［実施態様４］
前記隙間が、前記構造リブ（１２２）および前記壁（１２６）の断面厚さのうちの薄い方の断面厚さより薄く、または等しい、実施態様３に記載のエーロフォイル（７８）。
［実施態様５］
前記隙間が前記負圧側（１００）に隣接する、実施態様３に記載のエーロフォイル（７８）。
［実施態様６］
前記隙間が前記前縁（１０２）に隣接する、実施態様５に記載のエーロフォイル（７８）。
［実施態様７］
前記エーロフォイル（７８）が、タービンロータディスクの第１段（６４）のブレード（６８）である、実施態様６に記載のエーロフォイル（７８）。
［実施態様８］
前記熱応力低減構造（１４０）が前記負圧側（１００）に隣接する、実施態様１に記載のエーロフォイル（７８）。
［実施態様９］
前記熱応力低減構造（１４０）が前記前縁（１０２）に隣接する、実施態様８に記載のエーロフォイル（７８）。
［実施態様１０］
前記エーロフォイル（７８）が、圧縮機（２２）またはタービン（３２）のブレード（５６、５８、６８、７０）またはベーン（６０、６２、７２、７４）のうちの少なくとも１つのエーロフォイル（７８）である、実施態様１に記載のエーロフォイル（７８）。
［実施態様１１］
少なくとも１つの冷却空気入口通路（８８、９０、９２）を有し、タービンロータディスクに取り付けられるように構成されたダブテール（７６）と、
前記ダブテール（７６）から半径方向に延在するエーロフォイル（７８）であって、内部（９６）との境になり、かつ前縁（１０２）と後縁（１０４）との間を軸方向に延在し、前記ダブテール（７６）に隣接した根元（８２）と先端（８０）との間を半径方向に延在する圧力側（９８）および負圧側（１００）を画定する外面を有するエーロフォイル（７８）と、
前記冷却空気入口通路（８８、９０、９２）に流体連結し、前記内部（９６）に配置された少なくとも１つの冷却回路であって、壁近傍冷却通路（１３２）の第１の組を前記外面に沿って形成する第１の内部壁（１２６）と、前記外面の前記圧力側（９８）と前記負圧側（１００）との間を延在して、前記冷却回路を前記内部（９６）の残りの部分から分離する第１の構造リブ（１２２）とを有する少なくとも１つの冷却回路と、
前記壁近傍冷却通路（１３２）が前記第１の構造リブ（１２２）によって形成されないように前記第１の内部壁（１２６）と前記第１の構造リブ（１２２）との間に設けられた空洞（１４０）と
を備える、前記タービンロータディスクを有するガスタービンエンジン用のブレード（５６、５８、６８、７０）。
［実施態様１２］
前記空洞（１４０）の位置での前記第１の内部壁（１２６）の厚さが、前記空洞（１４０）の位置での前記第１の構造リブ（１２２）の厚さより薄く、または等しい、実施態様１１に記載のブレード（５６、５８、６８、７０）。
［実施態様１３］
前記空洞（１４０）の位置での前記第１の内部壁（１２６）の厚さが、前記空洞（１４０）の位置での前記外面の厚さより薄く、または等しい、実施態様１２に記載のブレード（５６、５８、６８、７０）。
［実施態様１４］
前記第１の内部壁（１２６）、前記構造リブ（１２２）、および前記外面の厚さが、前記空洞（１４０）の位置で等しい厚さを有する、実施態様１３に記載のブレード（５６、５８、６８、７０）。
［実施態様１５］
前記空洞（１４０）が前記負圧側（１００）に隣接する、実施態様１１に記載のブレード（５６、５８、６８、７０）。
［実施態様１６］
前記空洞（１４０）が前記前縁（１０２）に隣接する、実施態様１１に記載のブレード（５６、５８、６８、７０）。
［実施態様１７］
壁近傍冷却通路（１３２）の第２の組を画定する第２の内部壁（１４２）を備え、前記壁近傍冷却通路（１３２）の第１の組が前記圧力側（９８）と前記負圧側（１００）のうちの一方にあり、前記壁近傍冷却通路（１３２）の第２の組が前記圧力側（９８）と前記負圧側（１００）のうちの他方にあり、第２の空洞（１４５）が前記第２の内部壁（１４２）と前記第１の構造リブ（１２２）との間に配置される、実施態様１１に記載のブレード（５６、５８、６８、７０）。
［実施態様１８］
前記圧力側（９８）と前記負圧側（１００）との間を、前記壁近傍冷却通路（１３２）の第１の組の、前記第１の構造リブ（１２２）とは反対側で延在する第２の構造リブ（１４６）を備え、第２の空洞（１５６）が前記壁近傍冷却通路（１３２）の第１の組と前記第２の構造リブ（１４６）との間に配置された、実施態様１１に記載のブレード（５６、５８、６８、７０）。
［実施態様１９］
前記ブレード（５６、５８、６８、７０）が前記タービンロータディスクの第１段のブレード（６８）である、実施態様１１に記載のブレード（５６、５８、６８、７０）。
［実施態様２０］
内部（９６）との境になり、かつ圧力側（９８）および前記圧力側（９８）の反対側の負圧側（１００）を画定する外周壁と、前記圧力側（９８）と前記負圧側（１００）との間で前記内部（９６）にわたる構造リブ（１２２）と、前記内部（９６）に配置され、熱応力低減構造（１４０）によって前記構造リブ（１２２）から分離された内部壁（１２６）とを有するガスタービンエンジン用のエーロフォイル（７８）。
【符号の説明】
【００４１】
１０  ガスタービンエンジン
１２  長手方向の軸線（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  圧縮機ブレード
５８  圧縮機ブレード
６０  圧縮機ベーン（ノズル）
６２  圧縮機ベーン（ノズル）
６４  タービン段
６６  タービン段
６８  タービンブレード
７０  タービンブレード
７２  タービンベーン
７４  タービンベーン
７６  ダブテール
７８  エーロフォイル
８０  先端
８２  根元
８４  プラットフォーム
８８  第１の入口通路
９０  第２の入口通路
９２  第３の入口通路
９４  通路出口
９６  内部
９８  圧力側壁
１００  負圧側壁
１０２  前縁
１０４  後縁
１２０  第１の内部通路
１２２  第１の構造リブ
１２４  第１のリブの軸線
１２６  第１の壁
１３０  第１の壁の軸線
１３２  壁近傍冷却通路
１３６  第１の交点
１４０  空洞
１４２  第２の壁
１４３  第２の交点
１４４  第２の壁の軸線
１４５  第２の空洞
１４６  第２の構造リブ
１４７  インピンジメント開口
１４８  第２のリブの軸線
１５０  前縁冷却通路
１５２  第３の交点
１５４  第４の交点
１５６  第３の空洞
１５８  第４の空洞
１６０  第２の内部通路
１６２  第３の壁
１６４  第４の壁
１６６  第３の壁の軸線
１６８  第４の壁の軸線
１７０  第５の交点
１７２  第６の交点
１７４  第５の空洞
１７６  第６の空洞
１８０  内部通路
２２０  第１の内部通路
２２２  第１の構造リブ
２２４  第１のリブの軸線
２２６  第１の壁
２３０  第１の壁の軸線
２３２  壁近傍冷却通路
２３６  第１の交点
２４０  厚い壁
２４２  第２の壁
２４３  第２の交点
２４４  第２の壁の軸線
２４５  厚い壁
２４６  第２の構造リブ
２４７  インピンジメント開口
２４８  第２のリブの軸線
２５０  前縁冷却通路
２５２  第３の交点
２５４  第４の交点
２５６  厚い壁
２５８  厚い壁
２６０  第２の内部通路
２６２  第３の壁
２６４  第４の壁
２６６  第３の壁の軸線
２６８  第４の壁の軸線
２７０  第５の交点
２７２  第６の交点
２７４  厚い壁
２７６  厚い壁
２８０  内部通路
【図１】
2017078416.tif 000003
【図２】
2017078416.tif 000004
【図３】
2017078416.tif 000005
【図４】
2017078416.tif 000006
【図５】
2017078416.tif 000007
【外国語明細書】
2017078416000001.pdf