(57)【要約】【課題】  フィルム冷却を備えたエンジン構成要素を提供する。【解決手段】  高温面（１２６）の近くで高温燃焼ガス流（Ｈ）を発生しかつ冷却面（１２４）の近くで冷却流体流（Ｃ）を供給する、ガスタービンエンジン（１０）用のエンジン構成要素（１２０）は、高温燃焼ガス流（Ｈ）を冷却流体流（Ｃ）から分離する壁（１２２）を備える。少なくとも１つの凹面（１３８）は、冷却面（１２４）に設けられ、少なくとも１つのフィルム孔（１３０）は、冷却面（１２４）に設けられ、冷却流体（Ｃ）を高温表面（Ｈ）に供給する。フィルム孔（１３０）の入口（１３２）は、少なくとも１つの凹面（１３８）から離間し、少なくとも１つの凹面（１３８）の上流に配置され、冷却流体流（Ｃ）に対して少なくとも１つの凹面（１３８）と整列する。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
高温燃焼ガス流（Ｈ）を発生しかつ冷却流体流（Ｃ）を供給する、ガスタービンエンジン（１０）用のエンジン構成要素（１２０）であって、
前記高温燃焼ガス流（Ｈ）を前記冷却流体流（Ｃ）から分離し、前記燃焼ガス流（Ｈ）に沿った高温面（１２６）と前記冷却流体流（Ｃ）に向かい合った冷却面（１２４）とを有する壁（１２２）と、
前記冷却面（１２４）に設けられた少なくとも１つの凹面（１３８）と、
前記冷却面（１２４）の上に設けられた入口（１３２）と、前記高温面（１２６）の上に設けられた出口（１３４）と、前記入口（１３２）及び前記出口（１３４）を接続する通路（１３６）とを有する少なくとも１つのフィルム孔（１３０）と、
を備え、
前記入口（１３２）は、前記少なくとも１つの凹面（１３８）から離間し、前記少なくとも１つの凹面（１３８）の上流に配置され、冷却流体流において前記少なくとも１つの凹面（１３８）と整列する、エンジン構成要素（１２０）。
【請求項２】
前記入口（１３２）は、前記少なくとも１つの凹面（１３８）の直上流にある、請求項１に記載のエンジン構成要素（１２０）。
【請求項３】
前記入口（１３２）は、前記入口（１３２）に供給される前記冷却流体流（Ｃ）が、前記少なくとも１つの凹面（１３８）での非定常流（１４４、１４６）で妨害されないように、少なくとも１つの凹面（１３８）に対して配置される、請求項１に記載のエンジン構成要素（１２０）。
【請求項４】
前記少なくとも１つの凹面（１３８）は中心線を有し、前記冷却流体流（Ｃ）は、前記中心線に沿って流れる、請求項３に記載のエンジン構成要素（１２０）。
【請求項５】
前記凹面（１３８）及び入口（１３２）のサブセットは、所定のパターンで配列される、請求項１に記載のエンジン構成要素（１２０）。
【請求項６】
前記所定のパターンを列（１４０、１４２）である、請求項５に記載のエンジン構成要素（１２０）。
【請求項７】
前記凹面（１３８）のサブセットは、列（１４０、１４２）で配列され、前記列（１４０、１４２）の１つは前記ペアをなす凹面（１３８）及び入口（１３２）である、請求項６に記載のエンジン構成要素（１２０）。
【請求項８】
前記サブセットの前記入口（１３２）は、前記ペアをなす凹面（１３８）の直上流にある、請求項５に記載のエンジン構成要素（１２０）。
【請求項９】
前記入口（１３２）は、前記入口に供給される前記冷却流体流（Ｃ）が、前記少なくとも１つの凹面（１３８）での非定常流（１４４、１４６）で妨害されないように、前記ペアをなす凹面（１３８）に対して配置される、請求項５に記載のエンジン構成要素（１２０）。
【請求項１０】
前記ペアの凹面（１３８）は中心線を有し、前記ペアをなす入口（１３２）からの冷却流体流（Ｃ）は、前記中心線に沿って流れる、請求項９に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、フィルム冷却を備えたエンジン構成要素に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジン、特にガス又は燃焼タービンエンジンは、回転ブレード及び固定ベーンの対を含む連続する圧縮機段から燃焼器を通って多数のタービンブレード上でエンジンを通過する燃焼ガスからエネルギを抽出する回転式エンジンである。ガスタービンエンジンは、地上及び海上移動並びに発電用に使用されていが、最も一般的には、ヘリコプタを含む航空機等の航空用途で使用される。航空機において、ガスタービンエンジンは、航空機の推進のために使用される。
【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ので、高圧タービン及び低圧タービン等の特定のエンジン構成要素の冷却が必要となる可能性がある。一般に、冷却は、高圧及び／又は低圧圧縮機から、冷却を必要とするエンジン構成要素へ冷却用空気をダクトで送ることで実現される。高圧タービンの温度は約１０００°Ｃから２０００°Ｃであり、圧縮機からの冷却用空気は約５００°Ｃから７００°Ｃである。圧縮機空気は高温であるが、これはタービン空気に比べると低く、タービンを冷却するために使用することができる。
【０００４】
冷却流に隣接した表面上の凹面が熱冷却特徴部として使用されているが、凹面は、冷却流が通過するか又はその上を流れる際に非定常又は渦状空気流を生成する傾向があり、これは、冷却流体流に左右される他の冷却特徴部を妨害する可能性がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第７２４４１０１号明細書
【発明の概要】
【０００６】
１つの態様において、高温燃焼ガス流を発生しかつ冷却流体流を供給する、ガスタービンエンジン用のエンジン構成要素は、高温燃焼ガス流を冷却流体流から分離し、燃焼ガス流に沿った高温面と冷却流体流に向かい合った冷却面とを有する壁を備える。エンジン構成要素は、さらに冷却面に設けられた少なくとも１つの凹面と、冷却面の上に設けられた入口と、高温面の上に設けられた出口と、入口及び出口を接続する通路とを有する少なくとも１つのフィルム孔を備える。入口は、少なくとも１つの凹面から離間し、少なくとも１つの凹面の上流に配置され、冷却流体流において少なくとも１つの凹面と整列する。
【０００７】
他の態様において、高温燃焼ガス流を発生しかつ冷却流体流を供給する、ガスタービンエンジン用のエンジン構成要素は、高温燃焼ガス流を冷却流体流から分離し、高温ガス流路内の燃焼ガス流に沿った高温面と冷却流体流に向かい合った冷却面とを有する壁を備える。エンジン構成要素は、さらに冷却面に設けられた複数の凹面と、冷却面の上に設けられた入口と、高温面の上に設けられた出口と、入口及び出口を接続する通路とを有する複数のフィルム孔を備える。少なくとも凹面及び入口のサブセットはペアをなし、ペアに関する入口は、ペアをなす凹面の上流にあり、冷却流体流において凹面と整列する、
さらに他の態様において、冷却流体流が沿って流れる冷却面を有するエンジン構成要素を冷却するための方法は、冷却面上のフィルム孔入口によって、冷却面上の凹面の直上流に冷却流体流を供給するステップを含む。
【０００８】
さらに他の態様において、高温燃焼ガス流を発生しかつ冷却流体流を供給する、ガスタービンエンジン用のエンジン構成要素は、高温燃焼ガス流を冷却流体流から分離し、燃焼ガス流に隣接する高温面と冷却流体流に隣接する冷却面とを有する壁を備える。エンジン構成要素は、さらに冷却面に設けられた少なくとも１つの凹面と、冷却面の上に設けられた入口と、高温面の上に設けられた出口と、入口及び前記出口を接続する通路とを有し、入口は少なくとも１つの凹面から離間する、少なくとも１つのフィルム孔を備える、入口は、凹面の上流、下流、又は横方向のうちの少なくとも１つ、又はこれらを組み合わせた方向で、少なくとも１つの凹面から離間する。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】ガスタービンエンジンの概略的断面図。
【図２】図１のガスタービンエンジンの燃焼器の側面図。
【図３】冷却空気入口通路を備えた図２のエンジンのタービンブレードの形態のエンジン構成要素の斜視図。
【図４】複数の凹面及びフィルム孔を有する図３のエンジン構成要素の一部の斜視図。
【図５Ａ】整列したフィルム孔及び凹面を有するエンジン構成要素の上面図。
【図５Ｂ】２セットの整列したフィルム孔及び凹面を有するエンジン構成要素の上面図。
【図５Ｃ】タービュレータ及びフィルム孔を有するエンジン構成要素の斜視図。
【図６】図４の凹面の中の非定常空気流を示す単一の凹面の上面図。
【図７】図４の凹面の中のオフセットした非定常空気流を示す単一の凹面の上面図。
【図８】内部に配置されたフィルム孔を備える複数の凹面を有する図３のエンジン構成要素の一部の斜視図。
【図９】凹面に整列してその中に配置されたフィルム孔を有するエンジン構成要素の上面図。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
本発明の記載された実施形態は、タービンエンジン内で空気流を送ることに関する装置、方法、又は他のデバイスに向けられる。例示目的で、本発明は、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、これに限定されるものではなく、他の移動体用途、及び非移動体の工業、商用、及び住宅用途等の非航空機用途に対する一般的適応性を有することができることを理解されたい。
【００１１】
さらに、例示目的で、本発明は、タービンエンジンのタービンブレードの翼形部に関して記載されることを理解されたい。しかしながら、本発明はタービンブレードに限定されるものではなく、非限定的な実施例において、圧縮機ブレード、タービン又は圧縮機ベーン、ファンブレード、ストラット、シュラウド及びハンガーを含むシュラウド組立体、又は燃焼器ライナ等の何らかの翼形構造、又は冷却を必要とする他のエンジン構成要素を含むことができることを理解されたい。
【００１２】
本明細書で使用される場合、用語「前方」又は「上流」は、エンジン入口に向かう方向に動くこと、又は構成要素が他の構成要素に比べてエンジン入口に近いことを意味する。用語「後方」又は「下流」は、「前方」又は「上流」と併せて用いられる場合、エンジン中心線に対してエンジンの後部又は出口で向かう方向を意味する。
【００１３】
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。
【００１４】
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、下流、後方）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。
【００１５】
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、概して長手方向に延びる軸又は中心線１２を有し、これは前方１４から後方１６に延びる。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、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、及び排出セクション３８を備える。
【００１６】
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の周りで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２６、燃焼器３０、及びＨＰタービン３４は、エンジン１０のコア４４を形成し、コア４４は燃焼ガスを発生する。コア４４は、コアケーシング４６で取り囲まれており、コアケーシング４６は、ファンケーシング４０と結合することができる。
【００１７】
エンジン１０の中心線１２の周りで同軸に配置された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に駆動結合する。大径の環状ＨＰスプール４８の中でエンジン１０の中心線１２の周りで同軸に配置された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に駆動結合する。スプール４８、５０の一方又は両方に対して取り付けられて一緒に回転するエンジン１０の各部分は、個別に又は集合的にロータ５１と呼ばれる。
【００１８】
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５８のセットが、対応する固定圧縮機ベーン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、複数の圧縮機ブレード５６、５８は、リング状に設けることができ、中心線１２に対してブレードプラットフォームからブレード先端まで半径方向外向きに延びることができるが、対応する固定圧縮機ベーン６０、６２は、回転ブレード５６、５８の下流側でこれに隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、及び圧縮機段の数は単に例示目的で選択されたものであり、他の数も可能であることに留意されたい。圧縮機段のためのブレード５６、５８は、ディスク５３に取り付けることができ、ディスク５３は、ＨＰ及びＬＰスプール４８、５０のうちの対応する１つに取り付けられており、各段は自らのディスクを有する。ベーン６０、６２は、ロータ５１の周りの円周方向構成でもってコアケーシング４６に取り付けられる。
【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、対応する固定タービンベーン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、複数のタービンブレード６８、７０は、リング状に設けることができ、中心線１２に対してブレードプラットフォームからブレード先端まで半径方向外向きに延びることができるが、対応する固定タービンベーン７２、７４は、回転ブレード６８、７０の上流側でこれに隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、及びタービン段の数は単に例示目的で選択されたものであり、他の数も可能であることに留意されたい。
【００２０】
作動時、回転ファン２０は周囲空気をＬＰ圧縮機２４に供給し、ＬＰ圧縮機２４は加圧した周囲空気をＨＰ圧縮機２６に供給し、ＨＰ圧縮機２６は周囲空気をさらに加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧空気は、燃焼器３０の中で燃料と混合及び点火され、結果的に燃焼ガスが発生する。一部の仕事は、このガスからＨＰタービン３４によって抽出され、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に吐出し、ＬＰタービン３６は追加の仕事を抽出してＬＰ圧縮機２４を駆動し、最終的に排出ガスが排出セクション３８を通ってエンジン１０から放出される。ＬＰタービン３６は、ＬＰスプール５０を駆動してファン２０及びＬＰ圧縮機２４を回転させる。
【００２１】
ファン２０から供給される周囲空気の一部は、エンジンコア４４をバイパスすることができ、エンジン１０の一部、特に高温部を冷却するために使用すること、及び／又は航空機の他の特徴要素を冷却するか又は作動させるために使用することができる。タービンエンジンとの関連において、エンジンの高温部は、通常、燃焼器３０の下流、特にタービンセクション３２の下流であり、ＨＰタービン３４は、燃焼セクション２８の直下流にあるので最も高温の部分である。他の冷却用流体の供給源は、限定されるものではないが、ＬＰ圧縮機２４又はＨＰ圧縮機２６から吐出される流体である。
【００２２】
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７８を含む。ノズルを形成する固定タービンベーン７２のセットは、軸方向においてタービンブレード６８及びタービン３４に隣接する。ノズルは、タービン３４が最大のエネルギを抽出できるように燃焼ガスの向きを変える。シュラウド組立体８０は、回転ブレード６８に隣接してタービン３４での流動損失を最小にする。また、類似のシュラウド組立体は、ＬＰタービン３６、ＬＰ圧縮機２４、又はＨＰ圧縮機２６に関連付けることができる。
【００２３】
エンジン１０のエンジン構成要素の１又は以上は、フィルム冷却壁を有し、本明細書で詳細に開示する種々のフィルム孔の実施形態を利用することができる。フィルム冷却壁を有するエンジン構成要素のいくつかの非限定的な実施例は、図１−２に記載のブレード６８、７０、ベーン又はノズル７２、７４、燃焼器デフレクタ７６、燃焼器ライナ７８、又はシュラウド組立体８０を含むことができる。フィルム冷却を利用する他の非限定的な実施例は、タービン移行ダクト、ストラット、及び排出ノズルを含む。
【００２４】
図３は、図１のエンジン１０のタービンブレード６８の１つの形態でのエンジン構成要素の斜視図である。本明細書に記載のブレードは例示的であり、開示されたコンセプトは、他のエンジン構成要素にまで広がり、ブレード６８に限定されないことを理解されたい。タービンブレード６８は、ダブテール９８及び翼形部９０を含む。翼形部９０は、先端９２から根元９４まで延び、スパン方向を規定する。ダブテール９８は、根元９４において翼形部９０と一体となったプラットフォーム９６をさらに含み、これはタービン空気流を半径方向に閉じ込めるのを助ける。ダブテール９８は、エンジン１０のタービンロータディスクに取り付けるように構成することができる。ダブテール９８は、少なくとも１つの入口通路を備え、例示的に３つの入口通路１００が設けられており、各々、ダブテール９８を貫通して、１又は２以上の通路出口１０２において翼形部９０との内部流体連通を可能にする。ダブテール９８は断面で示されており、入口通路１００は、ダブテール９８の本体の中に収容されることを理解されたい。
【００２５】
翼形部９０は、さらに内部１０４を定めることができ、冷却流体流Ｃは、入口通路１００を通って翼形部９０の内部１０４に供給することができる。従って、冷却流体流Ｃは、入口通路１００を通って口１０２から流出して、翼形部の内部１０４に流れる。燃焼ガス流Ｈは、翼形部９０の外部を通過することができるが、却流体流Ｃは内部１０４の中を移動する。
【００２６】
図４は、図１のエンジン１０のエンジン構成要素１２０を示す概略図であり、図３の翼形部９０を含むことができる。構成要素１２０は、高温燃焼ガス流Ｈの中に配置することができる。冷却流体流Ｃは、エンジン構成要素１２０を冷却するために供給することができる。図１−２を参照して前述したように、タービンエンジンとの関連において、冷却流体流Ｃは、任意の冷却流体とすることができるが、最も一般的には、ファン２０から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から吐出する流体、又はＨＰ圧縮機２６から吐出する流体のうちの少なくとも１つである。
【００２７】
エンジン構成要素１２０は、高温燃焼ガス流Ｈに向かい合う高温面１２６及び冷却流体流Ｃに向かい合う冷却面１２４を揺する壁１２２を含む。ガスタービンエンジンの場合、高温面１２６は、１０００°Ｃから２０００°Ｃの範囲の温度のガスに晒される可能性がある。壁１２２の適切な材料としては、限定されるものではないが、鋼、チタンもしくはニッケル、コバルト、鉄ベースの超合金等の高融点金属、及びセラミックマトリックス複合材を挙げることができる。
【００２８】
エンジン構成要素１２０は、図３の翼形部９０の内部１０４を定めることができ、冷却面１２４を構成する。高温面１２６は、翼形部９０の正圧側面又は負圧側面といったエンジン構成要素１２０の外面とすることができる。
【００２９】
エンジン構成要素１２０はさらに多数のフィルム孔１３０を含み、フィルム孔１３０は、内部キャビティ１０４とエンジン構成要素１２０の高温面１２６との間の流体連通をもたらす。作動時、冷却流体流Ｃは、内部キャビティ１０４に供給され、フィルム孔１３０から流出して高温面１２６の上に冷却空気薄層又はフィルムをもたらし、ここを高温燃焼ガスＨから保護する。
【００３０】
各フィルム孔１３０は、壁１２２の冷却面１２４上に設けられた入口１３２、高温面１２６上に設けられた出口１３４、並びに入口１３２及び出口１３４を接続する通路１３６を有することができる。作動時、冷却流体流Ｃは、入口１３２を通ってフィルム孔１３０に流入し、通路１３６を通過して、出口１３４において高温面１２６に沿ってフィルム孔１３０から流出する。
【００３１】
通路１３６は、冷却流体流Ｃの質量流量の調量用の調量セクションを定める。調量セクションは、最小断面積の通路１３６の一部とすることができ、通路１３６の離散的位置又は細長いセクションとすることができる。通路１３６は、拡散セクションをさらに定めることができ、拡散セクションでは冷却流体流Ｃが広がって幅広冷却フィルムが形成される。調量セクションは、入口１３２の近くに設けることができるが、拡散セクションは、出口１３４の近くに設けることができる。
【００３２】
凹面１３８で示す複数の流れ制御構造体は、冷却面１２４に設けることができる。凹面は、冷却面１２４の半球状又は半楕円状の凹部であるが、非限定的な実施例において、平底の丸い又は斜めの縁部を有する何らかの凹部から成ることができる。凹面１３８を通過する又はこれに沿って進む冷却流体流Ｃは、渦流れのように不安定になる又は振動する傾向があり、壁１２２の熱的強化のために用いることができる。凹面１３８及び隣接するフィルム孔１３０は、ペアとすることができるので、各ペアは、１つのフィルム孔１３０及び１つの凹面１３８を備えることができる。
【００３３】
丸い形のフィルム孔１３０及び楕円形の入口１３２、出口１３４、及び凹面１３８が例示されることを理解されたい。限定されるものではないが、円形、長円形、三角形、方形、四角形、独自の形、又はこれらの一部を含む、別のフィルム孔の形状、並びに入口及び出口の形状が想定される。
【００３４】
図５Ａ−５Ｃを参照すると、凹面１３８及びフィルム孔入口１３２の３つの別の例示的な実施構成を示すエンジン構成要素１２０の一部の上面図が示されている。図５Ａにおいて、フィルム孔入口１３２は、凹面１３８から離間して、冷却流体流Ｃに対して凹面１３８の上流に配置される。入口１３２は、冷却流体流Ｃに対して凹面１３８に整列するので、入口１３２の中心を通って規定される軸線は、冷却流体流Ｃに平行に配置されることになる。領域１３３は、凹面１３８の上流にフィルム孔入口１３２を配置できる空間を定める。領域１３３は、概して入口１３２の下流に配置された凹面１３８の幅、及び隣の上流の凹面１３８との間の中間の距離によって規定することができる。フィルム孔入口１３２は、領域１３３の中の任意の場所に設けることができる。図示の領域１３３は例示的であり、各凹面１３８の間の横方向間隔又は横方向に隣接する凹面１３８の間の中心点等の、凹面１３８の間に規定された幅よりも大きくすることができることを理解されたい。従って、領域１３３は様々とすることができ、凹面１３８よりも大きくすること又は小さくすることができ、もしくは、領域は１つの凹面１３８の上流で定めることができることを理解されたい。
【００３５】
図５Ｂにおいて、フィルム孔入口１３２の２つのセット１４０、１４２が示されており、各セット１４０、１４２は、冷却流体流Ｃと整列して規定される。第１のセット１４０は、凹面の上流に配置されかつ冷却流体流Ｃに整列する。第１のセット１４０の入口１３２は、凹面１３８ａの直上流に配置される。凹面１３８ａの直上流とは、凹面１３８に隣接すること又は凹面１３８ａから最小限に離間すること規定することができ、凹面１３８と入口１３２との間の長さは、入口１３２の断面幅未満である。もしくは、入口１３２は、凹面１３８からオフセットすることができ、入口の中心及び凹面の中心を通る各軸線は互いに離間しかつ平行であり、冷却流体流Ｃに整列している。第２の領域１３５は、隣接する凹面１３８の間に定めることができ、入口１３２は、第２の領域１３５を定める凹面１３８の上流、下流、横方向、又はこれらを組み合わせた場所に配置することができる。２つの別の向きの第２の領域１３５が示されており、任意の３つの隣接する凹面１３８の間に定めることができる。フィルム孔入口１３２は、第２の領域１３５の任意の場所に置くことができる。図５Ａの領域１３３と同様に、第２の領域１３５は、限定的ではなく、図示のものよりも大きくすること又は小さくすることができ、少なくとも１つの凹面１３８の上流に配置することができる。
【００３６】
第２のセット１４２から判断すると、入口１３２は、凹面１３８ｂの下流に配置することができる。加えて、入口１３２は、入口１３２の両側に配置された凹面１３８ｃから横方向に配置することができ、入口１３２は、凹面１３８ｃに対して横方向に配置することができる。入口１３２は、冷却流体流Ｃの方向を基準として、すぐ隣の凹面の位置に対して上流、下流、横方向、又はこれらを組み合わせた方向に離間することができることを理解されたい。
【００３７】
図５Ｃを参照すると、エンジン構成要素１２０は、冷却面１２４に沿って配置された複数の逆タービュレータ１５０を備えることができる。逆タービュレータ１５０は、凹面１３８と同様に、エンジン構成要素１２０の冷却面１２４の上に配置することができ、渦流れ等の不安定な又は振動する流れを形成することができ、さらにエンジン構成要素１２０の熱的強化のための使用することができる。逆タービュレータ１５０は、隣接する逆タービュレータ１５０の間に複数の介在空間１５２を定めることができ、冷却面１２４の上に配置された凹面を備えることができる。第３のセット１５４及び第４のセット１５６として示される入口１３２は、逆タービュレータ１５０の間の介在空間１５２に配置すること又は逆タービュレータ１５０の中に配置することができ、第３のセット１５４が介在空間１５２に、第４のセット１５６は逆タービュレータ１５０に示されている。第３のセット１５４は、逆タービュレータ１５０の上流又は直上流に配置され、逆タービュレータ１５０によって冷却流体流Ｃをかき乱す前に、入口１３２へ冷却流体流Ｃを供給するようになっている。第４のセット１５６は、逆タービュレータ１５０の中に配置され、逆タービュレータ１５０の下流の不安定な流れの上流で冷却流体流Ｃを入口１３２に供給する。
【００３８】
逆タービュレータ１５０は、冷却面１２４の凹形の又はそこに設けられたタービュレータであり、凹面は、逆タービュレータの凹形配列によって定められることを理解されたい。典型的なタービュレータは、冷却面１２４から延びることになるが、逆タービュレータ１５０は冷却面に凹部を設けたものであることを理解されたい。
【００３９】
ペアをなす凹面１３８及びフィルム孔入口１３２は、組み合わせてペアを定めることを理解されたい。各ペアは、入口１３２に定常流を供給するために、並びにエンジン構成要素の冷却面１２４に沿って好ましい流れを構築するため利用することができる。さらに、各ペアは、所定のパターンに構成することができる。図５Ａに示すように、所定のパターンは、列を成すことができる。もしくは、図５Ｂのように、所定のパターンは、オフセットした列を成すことができる。例示的な実例は、限定的ではなく、角度付き、蛇行、階段状等の別のパターンが想定できることを理解されたい。
【００４０】
図６を参照すると、凹面１３８の中心に沿って凹面１３８に流入する層流空気流１４３は、凹面１３８の中で渦、非定常流１４４を生じる。非定常流１４４は、下流の凹面１３８に安定した層流空気流１４３が供給されるのを阻止する可能性があり、入口１３２に一貫性のない冷却流体流Ｃを供給し、フィルム孔１３０がもたらすフィルム冷却有効性が低下する。従って、フィルム孔入口１３２を凹面１３８の上流に配置すると、入口１３２に一貫性のある層流空気流１４３を供給でき、フィルム孔１３０に冷却流体流Ｃが確実に供給されて高温面１２６上に安定した冷却フィルムの構築が可能になることを理解できる。一貫性のある層流空気流１４３を使用すると、内部凹面１３８と組み合わせてフィルム孔１３０を使用する場合にフィルム冷却効率を高くすることができる。
【００４１】
図７を簡単に参照すると、層流１４５は、凹面１３８の中心からオフセットすることができ、凹面１３８に沿って角度のある非定常の渦流れ１４６が発生する。角度のある非定常流１４６は、凹面１３８の下流に非定常又はカオス流を発生することができ、凹面１３８の上流にフィルム孔入口１３２を配置すると、入口１３２に冷却流体流Ｃを安定的に供給することができ、高温面１２６上で安定したフィルム冷却が可能になる。
【００４２】
図８を参照すると、フィルム孔入口は、凹面２３８の中に配置される。図８は、実質的に図４と類似しており、数値１００だけ大きい類似の符号は類似の要素を特定するために使用される。図８において、フィルム孔２３０の入口２３２は、凹面２３８の中に配置されるので、高温面２２６に供給された冷却流体流Ｃは、凹面２３８を通過する。図９を参照すると、凹面２３８の中の入口２３２の配置を示す上面図であり、各入口２３２は、エンジン構成要素２２０に沿って移動する冷却流体流Ｃに整列することができる。
【００４３】
入口２３２は、凹面２３８の中の中央に設けるように示されるが、フィルム孔は、非限定的な例として上流端又は下流端の近くといった、凹面２３８の中の任意の場所に設けることができることを理解されたい。フィルム孔入口２３２を凹面２３８の中に置くことで、凹面２３８に起因する結果としての非定常流を低減することができ、非定常流の一部を入口２３２に送り込むことにより、凹面２３８に沿った安定した流れが生じる。
【００４４】
凹面２３８の中に入口を置くことで、凹面から少なくとも冷却流体流Ｃの一部を引き出すことで、図６及び７に最良に示す非定常又はカオス冷却流体流Ｃを低減することができ、凹面２３８の下流の安定した流れが可能になる。凹面２３８の下流の安定した流れは、凹面２３８から結果的に生じるカオス又は渦流れを考慮する必要なく、追加のフィルム孔２３０又は冷却構造体が一貫して利用することができる。
【００４５】
フィルム孔入口をエンジン構成要素の冷却面に沿って配置すると、入口に流入するより確定的な流れを生成することが可能になり、凹面がもたらす熱伝達増強をさらに補うことができることを理解されたい。各凹面の間の厚い壁セクションは、フィルム孔に関するより確定的な流れを定めることができ、フィルム冷却効率が高くなる
一般に、凹面は、熱的強化をもたらす渦流れを生成することを理解されたい。しかしながら、凹面から生じた流れは、定常的なフィルム孔入口流れを妨害する可能性があり、フィルム冷却効率に悪影響をもたらす。フィルム孔を凹面の上流に配置することで、凹面からの攪乱流はフィルム孔入口流れに影響を及ばさないことになる。さらに、フィルム孔をエンジン構成要素の表面に設けることで、凹面の薄い壁幅に比べてフィルム孔の良好な長さと直径の比が可能になる。さらに、入口を凹面の周りの表面に設けることで、フィルム孔のための入口成形が可能になり、これによりフィルム孔効率をさらに高くすることができる。
【００４６】
加えて、フィルム孔入口を凹面の中に設けることで、フィルム孔入口が凹面の中を又はそれに沿って流れる冷却流体流の一部を安定的に吸い出すので、凹面がもたらす非定常流は最小になる又は少なくとも部分的に安定化される。
【００４７】
本明細書は、開示される主題の実施例を用いて、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及びあらゆる包含の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有する場合、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。
【００４８】
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
高温燃焼ガス流を発生しかつ冷却流体流を供給する、ガスタービンエンジン用のエンジン構成要素であって、
上記高温燃焼ガス流を上記冷却流体流から分離し、上記燃焼ガス流に沿った高温面と上記冷却流体流に向かい合った冷却面とを有する壁と、
上記冷却面に設けられた少なくとも１つの凹面と、
上記冷却面の上に設けられた入口と、上記高温面の上に設けられた出口と、上記入口及び上記出口を接続する通路とを有する少なくとも１つのフィルム孔と、
を備え、
上記入口は、上記少なくとも１つの凹面から離間し、上記少なくとも１つの凹面の上流に配置され、冷却流体流において上記少なくとも１つの凹面と整列する、エンジン構成要素。
［実施態様２］
上記入口は、上記少なくとも１つの凹面の直上流にある、実施態様１に記載のエンジン構成要素。
［実施態様３］
上記１つの入口と上記少なくとも１つの凹面との間には他の流れ制御構造体が存在しない、実施態様１に記載のエンジン構成要素。
［実施態様４］
上記入口は、上記入口に供給される上記冷却流体流が、上記少なくとも１つの凹面での非定常流で妨害されないように、少なくとも１つの凹面に対して配置される、実施態様１に記載のエンジン構成要素。
［実施態様５］
上記少なくとも１つの凹面は中心線を有し、上記冷却流体流は、上記中心線に沿って流れる、実施態様４に記載のエンジン構成要素。
［実施態様６］
上記エンジン構成要素は、ベーン、ブレード、シュラウド、燃焼器デフレクタ、及び燃焼器ライナのうちのいずれかを備えることができる、実施態様１に記載のエンジン構成要素。
［実施態様７］
高温燃焼ガス流を発生しかつ冷却流体流を供給する、ガスタービンエンジン用のエンジン構成要素であって、
上記高温燃焼ガス流を上記冷却流体流から分離し、高温ガス流路内の上記燃焼ガス流に沿った高温面と上記冷却流体流に向かい合った冷却面とを有する壁と、
上記冷却面に設けられた複数の凹面と、
上記冷却面の上に設けられた入口と、上記高温面の上に設けられた出口と、上記入口及び上記出口を接続する通路とを有する複数のフィルム孔と、
を備え、
少なくとも上記凹面及び入口のサブセットはペアをなし、上記ペアに関する入口は、ペアをなす上記凹面の上流にあり、冷却流体流において上記凹面と整列する、構成要素。
［実施態様８］
上記ペアをなす凹面及び入口のサブセットは、所定のパターンで配列される、実施態様７に記載のエンジン構成要素。
［実施態様９］
上記所定のパターンを列である、実施態様８に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１０］
上記複数の凹面は、列で配列され、上記列の１つは上記ペアをなす凹面及び入口である、実施態様９に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１１］
上記サブセットの上記入口は、上記ペアをなす凹面の直上流にある、実施態様７に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１２］
上記ペアをなす入口と凹面との間には、他の流れ制御構造体が存在しない、実施態様７に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１３］
上記入口は、上記入口に供給される上記冷却流体流が、上記少なくとも１つの凹面での非定常流で妨害されないように、上記ペアをなす凹面に対して配置される、実施態様７に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１４］
上記ペアの凹面は中心線を有し、上記ペアをなす入口からの冷却流体流は、上記中心線に沿って流れる、実施態様１４に記載のエンジン構成要素。
［実施態様１５］
冷却流体流が沿って流れる冷却面を有するエンジン構成要素を冷却するための方法であって、冷却面上のフィルム孔入口によって、上記冷却面上の凹面の直上流に冷却流体流を供給するステップを含む方法。
［実施態様１６］
上記入口は、上記凹面の中に配置される、実施態様１５に記載の方法。
［実施態様１７］
上記冷却流体は、上記凹面の中心線に沿って流れる、実施態様１６に記載の方法。
［実施態様１８］
高温燃焼ガス流を発生しかつ冷却流体流を供給する、ガスタービンエンジン用のエンジン構成要素であって、
上記高温燃焼ガス流を上記冷却流体流から分離し、上記燃焼ガス流に隣接する高温面と上記冷却流体流に隣接する冷却面とを有する壁と、
上記冷却面に設けられた少なくとも１つの凹面と、
上記冷却面の上に設けられた入口と、上記高温面の上に設けられた出口と、上記入口及び上記出口を接続する通路とを有し、上記入口は少なくとも１つの凹面から離間する、少なくとも１つのフィルム孔と、
を備え、
上記入口は、凹面の上流、下流、又は横方向のうちの少なくとも１つ、又はこれらを組み合わせた方向で、上記少なくとも１つの凹面から離間する、エンジン構成要素。
［実施態様１９］
上記入口は、上記少なくとも１つの凹面の上流にある、実施態様１８に記載のエンジン構成要素。
［実施態様２０］
上記入口は、上記少なくとも１つの凹面に対して上流及び横方向を組み合わせた方向にある、実施態様１９に記載のエンジン構成要素。
［実施態様２１］
上記入口は、上記少なくとも１つの凹面の下流にある、実施態様１８に記載のエンジン構成要素。
［実施態様２２］
上記入口は、上記少なくとも１つの凹面に対して下流及び横方向を組み合わせた方向にある、実施態様２１に記載のエンジン構成要素。
［実施態様２３］
上記エンジン構成要素は、ベーン、ブレード、シュラウド、燃焼器デフレクタ、及び燃焼器ライナのうちのいずれかとすることができる、実施態様１８に記載のエンジン構成要素。
【符号の説明】
【００４９】
１０  エンジン
１２  長手方向軸線（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  排出セクション
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  デフレクタ
７８  燃焼器ライナ
８０  シュラウド組立体
９０  翼形部
９２  先端
９４  根元
９６  プラットフォーム
９８  ダブテール
１００  入口通路
１０２  出口
１０４  内部
Ｃ  冷却流体流
Ｈ  高温流体流
１２０  エンジン構成要素
１２２  壁
１２４  冷却面
１２６  高温面
１３０  フィルム孔
１３２  入口
１３４  出口
１３６  通路
１３８  凹面
１４０  第１のセット
１４２  第２のセット
１４３  層流空気流
１４４  非定常流
１４５  層流
１４６  非定常流
１５０  タービュレータ
１５２  介在空間
１５４  第３のセット
１５６  第４のセット
２２０  エンジン構成要素
２２２  壁
２２４  冷却構造体
２２６  高温面
２３０  フィルム孔
２３２  入口
２３４  出口
２３６  通路
２３８  凹面
【図１】
2017096277.tif 000003
【図２】
2017096277.tif 000004
【図３】
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【図４】
2017096277.tif 000006
【図５Ａ】
2017096277.tif 000007
【図５Ｂ】
2017096277.tif 000008
【図５Ｃ】
2017096277.tif 000009
【図６】
2017096277.tif 000010
【図７】
2017096277.tif 000011
【図８】
2017096277.tif 000012
【図９】
2017096277.tif 000013
【外国語明細書】
2017096277000001.pdf