(57)【要約】      （修正有）【課題】翼は、先端部に向かって延びる第１の翼高さセクションを有し、メリジオナル図において、前縁と後縁とは、第１の翼高さセクションに沿って直線的であり、翼は、先端部に隣接した、ハブ端部に向かって延びる第２の翼高さセクションを有し、翼は、前縁において凹面状の形状を有しており、かつ第２の翼高さセクションに沿って後縁において凸面状の形状を有する。【解決手段】少なくとも１つの冷却通路（６５，６６，６７）が、翼（６１）内に設けられており、冷却通路は第１の冷却通路長さセクションにおいて直線的に延びており、かつ第２の冷却通路長さセクションにおいて曲がっており、前縁（ＬＥ）側に設けられた冷却通路壁は、凸面の形状を有し、後縁（ＴＥ）側に設けられた冷却通路壁は、凹面の形状を有する。さらに、翼を鋳造する方法が開示されている。【選択図】図２
2017020490.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
冷却される翼（６１）であって、該翼は、ハブ端部（８）と、先端部（９）と、前記ハブ端部（８）と前記先端部（９）との間に規定された翼高さ（ｈ）とを有し、前記翼は、前縁（ＬＥ）と、後縁（ＴＥ）と、吸込側（ＳＳ）と、圧力側（ＰＳ）とを有し、
前記翼（６１）は、前記ハブ端部（８）に隣接しかつ前記先端部（９）に向かって延びる第１の翼高さセクション（Ｈ１）を有し、メリジオナル図において、前記前縁（ＬＥ）および前記後縁（ＴＥ）は、前記第１の翼高さセクション（Ｈ１）に沿って直線的であり、前記翼（６１）は、前記先端部（９）に隣接しかつ前記ハブ端部（８）に向かって延びる第２の翼高さセクション（Ｈ２）を有し、メリジオナル図において、前記翼は、前記第２の翼高さセクション（Ｈ２）に沿って、前記前縁（ＬＥ）において凹面の形状を有し、かつ前記後縁（ＴＥ）において凸面の形状を有する、冷却される翼（６１）において、
該翼（６１）内に少なくとも１つの冷却通路（６５，６６，６７）が設けられており、該冷却通路は、主に翼高さに沿って延びる長さを有し、前記冷却通路は、第１の冷却通路長さセクションにおいて直線的に延びており、かつ第２の冷却通路長さセクションにおいて曲がっており、前縁側に設けられた冷却通路壁は、凸面の形状を有し、後縁側に設けられた冷却通路壁は、凹面の形状を有することを特徴とする、冷却される翼（６１）。
【請求項２】
前記第１の冷却通路長さセクションは、前記第１の翼高さセクション（Ｈ１）に設けられており、前記第２の冷却通路長さセクションは、前記第２の翼高さセクション（Ｈ２）に設けられている、請求項１記載の翼。
【請求項３】
軸方向図において、前記翼（６１）は、前記前縁（ＬＥ）において、少なくとも前記第１の翼高さセクション（Ｈ１）において直線的である、請求項１または２記載の翼。
【請求項４】
軸方向図において、前記翼（６１）は、前記前縁（ＬＥ）において、前記第２の翼高さセクションにおいて湾曲しており、特に、前記前縁において、前記吸込側（ＳＳ）に向けて、前記第２の翼高さセクション（Ｈ２）において凹面状に曲がっている、請求項３記載の翼。
【請求項５】
軸方向図において、前記翼（６１）は、前記後縁（ＴＥ）において、少なくとも前記第１の翼高さセクション（Ｈ１）において直線的である、請求項１から４までのいずれか１項記載の翼。
【請求項６】
軸方向図において、前記翼（６１）は、前記後縁（ＴＥ）において、前記第２の翼高さセクション（Ｈ２）において湾曲させられており、特に、前記圧力側（ＰＳ）に向けて、前記後縁（ＴＥ）において、前記第２の翼高さセクション（Ｈ２）において凹面状に曲がっている、請求項５記載の翼。
【請求項７】
前記前縁（ＬＥ）に隣接して内部前縁冷却通路（６５）を備え、該前縁冷却通路（６５）は、少なくとも概して前記前縁（ＬＥ）の形状に追従している、請求項１から６までのいずれか１項記載の翼。
【請求項８】
前記後縁（ＴＥ）に隣接して内部後縁冷却通路（６７）を備え、該後縁冷却通路（６７）は、少なくとも概して前記後縁（ＴＥ）の形状に追従している、請求項１から７までのいずれか１項記載の翼。
【請求項９】
前記第１の翼高さセクション（Ｈ１）は、前記翼の前記ハブ端部（８）において始まる翼全高の４０％以上をカバーしている、請求項１から８までのいずれか１項記載の翼。
【請求項１０】
請求項１から９までのいずれか１項記載の翼（６１）と、翼先端部（９）に設けられたベーン先端部プラットフォーム（６２）とを備え、前記翼（６１）は、前記先端部プラットフォーム（６２）の高温ガス側（６２）から延びており、前記ベーン先端部プラットフォーム（６２）には、ベーン（６）をタービンステータ（２）に固定する取付け手段（６３）が設けられており、該取付け手段（６３）は、前記高温ガス側とは反対側に設けられていることを特徴とする、冷却されるタービンガイドベーン（６）。
【請求項１１】
前記ベーンのメリジオナル図で見たときに、前記前縁（ＬＥ）および前記後縁（ＬＥ）のうちの少なくとも一方は、前記翼先端部（９）において、前記先端部プラットフォームの前記高温ガス側（６２１）と角度（ｃ，ｄ）を形成しており、該角度は９０°±１５°である、請求項１０記載のベーン。
【請求項１２】
前記ベーン（６）は、前記翼のハブ端部（８）においてハブプラットフォーム（６４）を有し、該ハブプラットフォーム（６４）は、ハブプラットフォーム高温ガス側（６４１）を含み、該ハブプラットフォーム高温ガス側（６４１）から前記翼（６１）が延びており、前記ベーン（６）のメリジオナル図で見たときに、前記前縁（ＬＥ）および前記後縁（ＬＥ）のうちの少なくとも一方は、翼先端部（９）において、前記ハブプラットフォーム（６４）の高温ガス側（６２１）と角度（ａ，ｂ）を形成しており、該角度は９０°±１５°である、ベーンに関連する前記請求項のいずれか１項記載のベーン。
【請求項１３】
翼に関連する前記請求項のいずれか１項記載の翼を製造する方法であって、
型（２１）を提供し、該型は、鋳造プロセスにおいて少なくとも翼の外面形状を形成するために提供され、
少なくとも１つの中子（２２）を提供し、該中子（２２）は、前記鋳造プロセスにおいて前記翼に少なくとも１つの内部冷却通路（６５，６６，６７）を形成するために提供され、
前記型（２１）および前記中子（２２）のそれぞれは、ハブ端部（８１）と、先端部（９１）と、前記ハブ端部と前記先端部との間に延びる翼長さとを有し、
前記型のキャビティ（２１ａ）と、前記中子とのそれぞれは、それぞれのハブ端部に隣接して設けられた直線的なセクションと、それぞれの先端部に隣接して設けられた曲がったセクションとを有し、
前記方法は、さらに、前記型のキャビティ（２１ａ）内に前記中子（２２）を配置し、
前記中子の前記曲がったセクションを前記型のキャビティの前記曲がったセクション内に配置し、
前記中子の前記直線的なセクションを前記型のキャビティの前記直線的なセクション内に配置することを含む、方法において、
前記中子の前記先端部において前記中子（２２）を前記型に、固定された軸受関係（２３）において取り付け、前記中子の前記ハブ端部において前記中子（２２）を前記型に浮動軸受関係（２４）において取り付け、これにより、前記中子の前記ハブ端部は、前記中子の前記直線的セクションの長さ方向（２５）に沿って前記型に対して移動することを可能にされており、かつ前記中子の前記直線的セクションの長さ方向を横切るあらゆる方向において前記型に対して固定されていることを特徴とする、翼を製造する方法。
【請求項１４】
ベーンに関連する前記請求項のいずれか１項記載のベーンを製造することに適用される、請求項１３記載の方法。
【請求項１５】
ガイドベーンに関連する前記請求項のいずれか１項記載の冷却されるガイドベーン（６）を備え、該ガイドベーン（６）は、特に、第３および第４のタービン段のうちの少なくとも一方の段のガイドベーンであることを特徴とする、ガスタービンエンジン（１）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、請求項１に記載の冷却される翼に関する。本開示は、さらに、前記タイプの翼を備えるガイドベーンと、翼およびガイドベーンを製造する方法とに関する。
【背景技術】
【０００２】
現代のガスタービンエンジンでは、効率をさらに高めるために、翼のプロフィルをエンジン内の実際の流れに整合させるという要求が高まっている。したがって、１つの要求は、翼のジオメトリを、拡開する倒角に関連した、軸方向に沿って拡開する流れに適応させることである。
【０００３】
翼に、三次元に湾曲し、さらにねじられたジオメトリを提供することは、蒸気タービンの技術から公知である。米国特許出願公開第２０１２／００７６６４６号明細書は、軸方向に沿って見た軸方向図および軸方向に対して垂直方向に沿って見たメリジオナル図において湾曲させられた、蒸気タービンガイドベーンを開示している。メリジオナル図における湾曲は、ベーン先端部、すなわち、半径方向外側部分に集中させられており、軸方向図においてＳ字形に湾曲させられている。しかしながら、前記空力についての開示を、ガスタービンエンジンの高温ガス通路におけるベーンに適応させるための努力において、翼の長さに沿ってかつ翼の内部に走る、すなわち、翼のハブ端部と先端部との間の長さにわたって延びる内部冷却通路を提供する必要性に関する問題が生じる。前縁および後縁のジオメトリに従う冷却通路を提供することが望ましい。構造的完全性の観点から、できるだけ小さな壁厚を提供することがさらに望ましい。特に前縁および後縁における壁厚が小さくなるほど、前記冷却通路に提供される冷却材がより効率的に使用される。しかしながら、より高い製造精度の要求が、小さな壁厚に関係する。
【０００４】
すなわち、幾つかの努力は、翼の内部に前記冷却通路を形成することに関する。通常は鋳造プロセスによって、内部冷却通路を備える翼を製造する場合、小さな壁厚は、小さな製造公差によってのみ達成され得る。外側の翼ジオメトリを形成するために提供される型と、内部冷却通路を形成するために提供される中子との熱膨張差の結果、前記熱膨張差が、中子を横切る方向、すなわち、製造される冷却通路を横切る方向で生じると、比較的大きな壁厚公差が生じる。
【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２０１２／００７６６４６号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本開示の１つの課題は、改良された空力特性と冷却流体の効率的な利用との両方を可能にするジオメトリを有する、ガスタービン用の冷却される翼およびガイドベーンを提供することである。
【０００７】
本開示の別の課題は、構造的完全性および所要の剛性を考慮して、冷却通路を画定しかつ翼の外側ボディを形成する壁部の、できるだけ小さな壁厚が提供されてもよい、冷却される翼およびガイドベーンを提供することである。
【０００８】
本開示のさらに別の課題は、内部冷却通路の位置および寸法の小さい公差で製造されてもよい、冷却される翼およびガイドベーンを提供することである。
【０００９】
別の態様では、所要の小さな公差で、特に鋳造によって、前述のような翼およびガイドベーンを製造する方法が要求される。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
これは、請求項１に記載された内容によって、さらに、方法の独立請求項に記載された内容によって、達成される。
【００１１】
開示された内容の他の効果および利点は、明示的に言及されているかどうかにかかわらず、以下に提供される開示を考慮すれば明らかになるであろう。
【００１２】
冷却される翼が開示されており、翼は、ハブ端部と、先端部と、ハブ端部と先端部との間に規定された翼高さとを有する。タービン翼は、エンジンにおける特定の使用のために意図されており、翼の一方の端部は、タービン作動流体流路の半径方向内側端部における使用のために適応および提供されており、言い換えれば、ロータまたはハブに面しており、ひいては、翼のハブ端部を形成しているのに対し、他方の端部は、作動流体流路の半径方向外側、すなわち、タービンステータまたはハウジングに配置されるように適応および提供されており、これにより、翼の先端部を形成していることが理解される。これにより、ハブ端部および先端部は、当業者にとって明瞭かつ明白である。翼は、さらに、前縁と、後縁と、吸込側と、圧力側とを有する。翼の圧力側は、前縁と後縁との間に延びる概して凹面状の面によって提供されているのに対し、吸込側は、前縁と後縁との間に延びる概して凸面状の面によって提供されていることが理解される。翼は、ハブ端部に隣接した、先端部に向かって延びる第１の翼高さセクションを有し、メリジオナル図において、前縁と後縁とは、少なくとも第１の翼高さセクションに沿って直線的であり、翼は、先端部に隣接した、ハブ端部に向かって延びる第２の翼高さセクションを有し、メリジオナル図において、翼は、第２の翼高さセクションに沿って、前縁において凹面状の形状を有しておりかつ後縁において凸面状の形状を有する。前縁および後縁の前記直線的なセクションおよび曲がったセクションは、本開示の別の態様において、前縁および後縁それぞれのハブ側セクション、および、前縁および後縁それぞれの先端側セクションに規定されてもよい。再び、翼の意図された使用と、明白な形式および向きでタービンの高温ガス通路に配置されるように成形および提供された翼外側形状とにより、メリジオナル図は明白な開示を提供する。少なくとも１つの冷却通路は、翼内に設けられており、主に翼高さに沿って延びる長さを有する。複数の冷却通路が設けられてもよく、複数の冷却通路は、１つの共通の冷却材流路を提供するように直列に設けられてもよいことが理解される。例えば、通路のうちの１つは、冷却材を受け取るために長手方向端部において翼の外部へ開放していてもよく、ガスタービン冷却材供給部と流体連通して設けられるように意図されているのに対し、前記通路の他方の長手方向端部は、別の冷却通路と流体連通している。冷却通路には、翼外面へ開放した開口が側壁に設けられていてもよい。すなわち、冷却材はこのように形成された冷却材流路から排出されてもよいおよび／またはフィルム冷却空気が翼のために提供されてもよい。特に、冷却材流の方向で最後の冷却材通路は、後縁に配置されてもよく、冷却材を排出し、これにより、後縁のための付加的な冷却を提供するための、壁部開口が設けられていてもよい。少なくとも１つの冷却通路は、少なくとも第１の冷却通路長さセクションにおいて直線的に延びており、第２の冷却通路長さセクションにおいて曲がっており、前縁側に設けられた冷却通路壁部は、翼のメリジオナル図において凸面状の形状を有しており、後縁側に設けられた冷却通路壁部は、翼のメリジオナル図において凹面状の形状を有する。特に、第１の冷却通路長さセクションは、第１の翼高さセクションに設けられてもよく、第２の冷却通路長さセクションは、第２の翼高さセクションに設けられてもよい。すなわち、冷却通路、および特定の実施の形態では全ての冷却通路は、前縁および後縁の全体的な形状に従っている。言い換えれば、１つの冷却通路または複数の冷却通路は、翼の前縁および／または後縁が直線的である翼のセクションにおいては直線的であり、翼の前縁および後縁が曲がっている領域においては曲がっている。
【００１３】
本明細書に開示された内容の１つの態様では、直線的なセクションにおける前縁および後縁は、ミクロンの範囲で正確な直線からずれることが許容されないという意味で直線的であることを要求されない。しかしながら、それぞれの直線的なセクションにおける前縁および／または後縁および／または冷却通路は、曲がったセクションにおけるよりも、曲がっていないと考えられる。メリジオナル図および軸方向図において、以下でより詳細に説明するように、直線的なセクション、または第１の翼高さセクションにおける前記構造のいずれかの曲率半径は、例えば、曲がったセクションまたは第２の翼高さセクションにおける対応する構造の曲率半径の少なくとも５倍であってもよい。
【００１４】
前記翼は、その特定のジオメトリにより、１つの方法を適用することによって、特にうまく製造されてもよい。この方法は、型を提供し、前記型は、少なくとも翼の外面形状を鋳造プロセスにおいて形成するために提供され、少なくとも１つの中子を提供し、前記中子は、翼に少なくとも１つの内部冷却通路を鋳造プロセスにおいて形成するために提供され、型および中子のそれぞれが、ハブ端部と、先端部と、ハブ端部と先端部との間に延びる翼長さとを有する。ハブ端部および先端部は、製造される翼の端部に関し、翼の端部自体は、この翼が適応されかつ意図された特定の使用に関する。型は型キャビティを有する。型キャビティはスペースとして形成されていて、このスペースに、構成部品を鋳造するときに材料が導入される。型キャビティおよび中子はそれぞれ、製造される翼またはベーンのメリジオナル図で見て、それぞれのハブ端部に隣接して設けられた直線的なセクションと、それぞれの先端部に隣接して設けられた曲がったセクションとを有する。型キャビティの直線的なセクションおよび曲がったセクションは、型が鋳造プロセスのための直線的なまたは曲がった区切り壁を提供するセクションであると考えられる。この方法はさらに、中子を型キャビティ内に配置し、中子の曲がったセクションを型キャビティの曲がったセクション内に配置し、中子の直線的なセクションを型キャビティの直線的なセクション内に配置し、中子を型に固定された支持関係で中子先端部において取り付け、中子を型に浮動支持関係で中子ハブ端部において取り付けることを含み、これにより、中子ハブ端部は、ハブ端部において中子の直線的なセクションの長さ方向に沿って型に対して移動することができ、中子の直線的なセクションの長さ方向を横切るあらゆる方向で型に対して固定されている。１つの効果として、中子は、型と異なる熱膨張に応答して、鋳造プロセスの間に生じることがあるように、型が曲げられている領域においては型に対して最小限にしか移動せず、直線的なセクションにおいては中子の長さ方向に沿って移動する。直線的なセクションにおける長さ方向に沿った移動は、寸法変化を生ぜしめないが、それに沿って移動が有効となるレバーは、中子の湾曲したまたは曲がったセクションにおいては小さく、ひいては、中子と型との異なる熱膨張により翼壁部の寸法公差を大幅に制限する。ひいては上述の装置に関連して説明した翼ジオメトリを要求するこの方法を適用する場合、翼壁部の厳しい公差を備えた翼を製造することができ、ひいては、直線的な翼におけるのと同じ薄さの壁厚を備えた翼ジオメトリに従う冷却通路を備えた曲がった翼を製造することを可能にする。１つの例として、冷却される翼には、２．５〜２．９ｍｍの範囲の前縁における壁厚と、１．３〜１．５ｍｍの範囲の後縁における壁厚とが設けられてもよい。
【００１５】
本明細書に提案された翼ジオメトリおよび開示された方法は互いに緊密に関連していることが理解される。この方法は、翼に提供される冷却通路の位置の公差を減じ、また、それに密接に関連して、翼の壁厚をそれぞれ減じることを可能にする一方で、他方では、翼ジオメトリは、製造方法に適応されており、かつ十分に適している。
【００１６】
翼のより特定の実施の形態では、軸方向図において、翼は、前縁において、少なくとも第１の翼高さセクションにおいて直線的である。これは、翼壁部の寸法公差をさらに減じる。さらにより特定の実施の形態では、翼は、軸方向図において、第２の翼高さセクションにおいて湾曲しており、さらに特に、第２の翼高さセクションにおいて前縁において吸込側において凹面状に湾曲していてもよい。
【００１７】
さらに、翼は、軸方向図において、翼が後縁において第１の翼高さセクションにおいて直線的であるように提供されてもよい。これは、後縁における翼壁部精度のさらなる改良を生じる。さらに特に、翼は、軸方向図において、翼が、第２の翼高さセクションにおいて湾曲しており、さらに特に、圧力側において後縁において第２の翼高さセクションにおいて凹面状に湾曲していてもよい。
【００１８】
上述の実施の形態を考慮して、翼は、軸方向図で、ハブ端部に隣接して直線的であることが認められる。これは、例えば米国特許出願公開第２０１２／００７６６４６号明細書に記載された技術よりも、潜在的により低い程度の空力最適化を生じる。しかしながら、これは、翼に、内部冷却通路と、正確に鋳造された壁厚とを提供することができる。
【００１９】
本開示の別の態様によれば、翼は、前縁に隣接して内部前縁冷却通路を有することを特徴としてもよく、前縁冷却通路は少なくとも概して前縁の形状に従うことを特徴としてもよい。翼は、後縁に隣接して内部後縁冷却通路を有し、後縁冷却通路は少なくとも概して後縁の形状に従うことを特徴としてもよい。すなわち、冷却通路は、前縁および／または後縁に設けられてもよく、壁厚は、前縁および／または後縁に沿って少なくともほぼ一定であり、小さな公差で製造されてもよく、上述のように小さな壁厚を提供する。
【００２０】
さらに別の態様では、翼は、第１の翼高さセクションが、翼のハブ端部から、翼の全高の４０％以上をカバーしていることを特徴としてもよい。すなわち、直線的なセクションは、合計翼高さの４０％を含んでもよく、これに関して、本明細書に記載された翼は、米国特許出願公開第２０１２／００７６６４６号明細書から公知の技術に基づいて定義される。
【００２１】
本開示の別の態様によれば、前記寸法は、前縁および後縁の高さに関して規定されてもよい。これに関して、翼は、翼ハブ端部から翼先端部までの前縁長さの少なくとも４０％に沿って前縁において直線的な形状を有してもよい。翼は、翼ハブ端部から翼先端部までの後縁長さの少なくとも４０％に沿って後縁において直線的な形状を有してもよい。
【００２２】
さらに、上述の翼と、先端部に設けられた、ベーン半径方向外側プラットフォームまたは先端部プラットフォームとを有し、翼は、先端部プラットフォームの高温ガス側から延びており、ベーン先端部プラットフォームには、ベーンをタービンステータに固定する取付け手段が設けられており、取付け手段は先端部プラットフォームの高温ガス側とは反対側に設けられている、冷却されるタービンガイドベーンが開示されている。
【００２３】
ベーンのより特定の実施の形態では、翼先端部における前縁および後縁のうちの少なくとも一方は、翼またはベーンそれぞれのメリジオナル図で見て、先端部プラットフォームの高温ガス側に対して所定の角度を形成しており、前記角度は、９０°±１５°である。したがって、翼は、ステータ倒角、ひいては作動流体流に対して特に良く適応されている。
【００２４】
ベーンの別の実施の形態では、ベーンは、翼ハブ端部において半径方向内側またはハブプラットフォームを有し、ハブプラットフォームは、ハブプラットフォーム高温ガス側を有し、このハブプラットフォーム高温ガス側から翼が延びている。翼先端部における前縁および後縁のうちの少なくとも一方は、ハブプラットフォームの高温ガス側に対して所定の角度を形成しており、前記角度は、９０°±１５°である。これは、ハブにおける作動流体流を改良する。
【００２５】
翼と、先端部プラットフォームまたはハブプラットフォームそれぞれとの間の移行領域は面取りされているおよび／または半径が存在してもよく、これにより、物理的移行は僅かに異なって現れてもよいことが理解される。実際の後縁および前縁と、先端部プラットフォームおよび／またはハブプラットフォームとの間に形成された上述の角度は、それにもかかわらず、当業者に明らかになるであろう。
【００２６】
これに関して、上に開示された製造方法は、ガイドベーンの製造に適用されてもよいことが理解される。
【００２７】
さらに、上述の冷却されるガイドベーンを有するガスタービンエンジンが開示され、ガイドベーンは、特に、第３または第４のタービン段のうちの少なくとも一方の段のガイドベーンである。特に、これらの段において、大きな倒角が見られ、作動流体流の拡散を考慮した翼設計が、特に有利であると見られてもよい。段の効率は、直線的な翼が適用された設計と比較して、０．３パーセンテージポイントだけ改良されることがあることが分かった。同時に、上に開示された特定の翼ジオメトリおよび製造方法により、翼の壁厚の逸脱は、完全な三次元設計と比較して６０％以上減じられることがある。これ自体は、より薄い、より良く制御された壁厚を可能にし、これにより、冷却効率を高め、潜在的に冷却材質量流量を減じ、ひいては、全体的なエンジン効率をさらに改良する。
【００２８】
上に開示された特徴および実施の形態は互いに組み合わされてもよいことが理解される。当業者にとって明白かつ明らかな本開示および請求の範囲に記載された内容の範囲において、さらに別の実施の形態が考えられることがさらに認められるであろう。
【００２９】
本開示の内容は、ここで、添付の図面に示された選択された典型的な実施の形態によってさらに詳細に説明される。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】膨張タービンの高温ガス通路の一部のメリジオナル図である。
【図２】冷却されるガイドベーンの断面図である。
【図３】軸方向に沿って見た前縁および後縁のジオメトリを示す図表である。
【図４】本明細書に開示された鋳造プロセスまたは鋳造プロセスのための型をそれぞれ概略的に示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００３１】
図面は極めて概略的であり、教示目的のために必要ない詳細は理解および説明を容易にするために省略されていることもあることが理解される。さらに、図面は、選択された例示的な実施の形態のみを示しており、示されていない実施の形態もまた、本明細書において請求された内容の範囲に包含され得ることが理解される。
【００３２】
図１は、ガスタービンエンジンの膨張タービン１の一部に配置された幾つかのブレードおよびベーンの概略図を、縦断面、すなわち、メリジオナル図で示している。ガスタービンエンジン１は、ハウジング２、もしくはステータと、ロータ軸３とを有する。回転するタービンブレード５および７は、ロータ軸３に固定して取り付けられている。高温作動流体の流れは、符号４で示された主要方向でタービンを通って流れ、膨張させられ、その際、回転するブレード５および７において有効な仕事を行う。各ブレードの上流には、固定のガイドベーンが設けられており、ガイドベーンは、作動流体流を、周方向速度成分とともに、回転するブレードへ方向付ける。この実施の形態では、ブレード７のためのガイドベーンとして機能するガイドベーン６が示されている。ガイドベーン６は翼６１を有しており、翼６１は、ハブ端部もしくは半径方向内側端部８と、先端部もしくは半径方向外側端部９とを有する。半径方向は符号Ｒで示されている。ハブ端部８はロータ軸３に面しているのに対し、先端部９はハウジング２に面している。ガイドベーン６はハウジング２に固定して取り付けられている。ブレードおよびベーンが配置されている作動流体流路は、著しく拡開している。これにより、流れもまた、符号４で示されているように軸方向へ向けられるのみならず、特に流路の半径方向外側において、半径方向成分をも有する。ガイドベーンの空力特性を高めるために、翼６１は曲げられており、これにより、概して言えば、メリジオナル図における翼が前縁ＬＥにおいて凹状であり、かつ後縁ＴＥにおいて凸状である。この湾曲は特に、翼ハブ端部において前縁ＬＥが作動流体流路の半径方向内側壁部に対して角度ａを形成しており、かつ翼先端部において作動流体流路の半径方向外側壁部に対して角度ｃを形成するように選択されている。同様に、後縁ＴＥにおいて翼６１のジオメトリは、翼ハブ端部において流路の半径方向内側壁部に対して角度ｂを形成しており、かつその先端部において流路の半径方向外側壁部に対して角度ｄを形成するように選択されている。流路の半径方向内側壁部は、ロータ軸３によって、またはベーンのハブプラットフォームの高温ガス側によって提供されてもよい。流路の半径方向外側壁部は、ベーン先端部プラットフォームの高温ガス側によって提供されてもよい。角度ａ，ｂ，ｃおよびｄは、９０°±１５°である。ベーン６と、翼６１のジオメトリとは、以下でより詳細に説明される。
【００３３】
図２は、典型的なガイドベーン６の断面をメリジオナル図で示している。ベーン６は翼６１を有しており、前記翼は、ハブ端部８と、先端部９とを有する。ガスタービンエンジンにおける意図された配列により、ハブ端部８は、半径方向内側端部と呼ばれてもよく、先端部９は、半径方向外側端部と呼ばれてもよい。翼は、ハブ端部８から先端部９まで高さｈに沿って延びている。先端部プラットフォーム６２は、翼６１の先端部に配置されている。先端部プレットフォーム６２は、高温ガス側６２１を有する。さらに、ガイドベーンをタービンハウジングに固定して取り付ける手段６３が、先端部プラットフォームに配置されている。ハブ端部８には、ベーンハブプラットフォーム６４が設けられている。ベーンハブプラットフォームは、高温ガス側６４１を有する。前縁ＬＥは、少なくとも、ハブ端部８から先端部９に向かって延びる翼６１の第１のセクションＨ１において、直線的である。前縁ＬＥは、メリジオナル図において、先端部９から始まってハブ端部８に向かって延びている翼の第２の領域Ｈ２において、凹状に曲がっている。同様に、後縁ＴＥは、メリジオナル図において、少なくとも、翼６１の第１のセクションＨ１において直線的であり、翼先端部９に隣接した翼の第２のセクションにおいて凸状に曲がっている。翼６１の移行セクションは、第１のセクションＨ１と第２のセクションＨ２との間に配置されていてもよい。さらに、冷却通路６５，６６および６７は、翼６１に設けられており、先端部９とハブ端部８との間の翼６１の高さｈに沿って延びている。冷却通路６５，６６，６７は、直列に配置されており、組み合わさって、翼内部冷却材ダクトを形成している。冷却材１１は、ハウジングに向かって開放した、ガスタービン冷却システムと流体連通した前縁冷却通路６５によって受け取られ、前縁冷却通路６５と、冷却通路６６とを通って、最終的に後縁冷却通路６７内へ案内される。後縁冷却通路６７から、冷却材は、冷却材排出流１２として、後縁冷却スロット６８と、冷却孔６９とを通って排出される。冷却材通路６５，６６および６７は、メリジオナル図において概して翼６１のジオメトリに従っており、すなわち、冷却通路は、翼の第１のセクションにおいては直線的に延びており、翼の第２のセクションにおいては曲がって延びているのに対し、冷却通路を区切る壁部は、冷却通路の前縁側においては凸面の形状を有しており、冷却通路の後縁側においては凹面の形状を有している。
【００３４】
図３を参照すると、前縁ＬＥおよび後縁ＴＥの典型的なジオメトリ、つまり形状が、ガイドベーンの軸方向図において、すなわちガスタービンロータ軸線に沿って示されている。前縁および後縁は、概して、ハブ端部８と先端部９との間に延びている。前記半径方向Ｒは、ハブに向かって指向したＨおよび先端部に向かって指向したＴにおいても示されている。翼は、概して、圧力側ＰＳおよび吸込側ＳＳも有する。前縁および後縁は、ハブ端部８から始まる第１のセクションＨ１において直線的に延びており、翼の第２のセクションＨ２において曲がっている。後縁ＴＥは、翼の圧力側において凹面状であるように曲がっており、前縁ＬＥは、翼の吸込側において凹面状であるように曲がっている。
【００３５】
明らかなように、翼は、メリジオナル図および軸方向図において、ハブ端部８において始まる第１の翼セクションＨ１における半径方向範囲または高さ範囲に沿って直線的である。
【００３６】
上述のように、壁厚を高い精度で鋳造することによって翼またはベーンをそれぞれ製造する方法が、ここで、図４に関連して説明される。セラミック型２１が提供され、翼の外側ジオメトリが鋳造によって製造されるような形状を有する。型キャビティ２１ａは、鋳造プロセスの間に溶融した材料を受け入れることが意図されたスペースとして型２１の内部に設けられており、型の壁部によって画成されている。壁部は、鋳造によって製造される部材の外側ジオメトリを規定している。中子２２は、冷却通路を形成するために提供される。型キャビティ２１ａおよび中子２２の双方は、先端部９１に隣接したところで曲がっており、ハブ端部８１に隣接したところで直線的である。中子２２は、曲がった中子セクションに隣接して、符号２３において、固定された軸受関係（固定の支持構造）で支持されている。中子２２は、さらに、直線的な中子セクションに隣接して、符号２４において浮動軸受関係（可動の支持構造）で支持されている。これにより、鋳造プロセスの間、中子２２は、異なる熱膨張に応答して、符号２５で示された矢印に沿って、型キャビティ２１ａ内で移動してもよい。しかしながら、前記移動は、中子２２の長さ方向に沿って生じるので、翼の製造される壁厚は影響を受けない。曲がった中子セクションにおける熱膨張は、小さいレベルの膨張に制限されるので、製造される壁厚に対する中子移動の影響は大幅に制限される。これにより、上に開示された翼またはベーンはそれぞれ、冷却通路の周囲の翼壁部の高い精度の厚さを備えて製造される。
【００３７】
要するに、翼のジオメトリは、空力効率ゲインが達成されるように選択される一方、それと同時に、翼のジオメトリは、壁厚の高精度鋳造を可能にする方法を適用して製造されてもよく、ひいては、翼を冷却するために提供される冷却材の極めて効率的な利用を可能にする。
【００３８】
開示の内容は典型的な実施の形態によって説明されているが、これらの実施の形態は、請求された発明の範囲を限定しようとするものではないことが理解される。請求項は、本明細書に明示的に示されていないまたは開示されていない実施の形態をもカバーしており、本開示の教示を実施する典型的なモードにおいて開示されたものから逸脱する実施の形態は、依然として請求項によってカバーされる。
【符号の説明】
【００３９】
１  タービン
２  ハウジング、ステータ
３  ロータ軸
４  主作動流体流れ方向
５  ランニングブレード、回転ブレード
６  ガイドベーン
７  ランニングブレード、回転ブレード、
８  ハブ端部
９  先端部
１１  冷却材供給流
１２  冷却材排出流
２１  セラミック型
２１ａ  型キャビティ
２２  中子
２３  固定された軸受
２４  浮動する軸受
２５  熱移動方向
６１  翼
６２  ベーン先端部プラットフォーム
６３  ベーン取付け手段
６４  ベーンハブプラットフォーム
６５  冷却通路
６６  冷却通路
６７  冷却通路
６８  後縁冷却材排出スロット
６９  冷却材排出開口、冷却穴
８１  型のハブ端部
９１  型の先端部
６２１  ベーン先端部プラットフォーム高温ガス側
６４１  ベーンハブプラットフォーム高温ガス側
ａ  角度
ｂ  角度
ｃ  角度
ｄ  角度
ｈ  翼高さ
Ｈ  ハブ
Ｔ  先端部
ＬＥ  前縁
ＴＥ  後縁
ＰＳ  圧力側
ＳＳ  吸込側
Ｈ１  第１の翼セクション、翼ハブセクション
Ｈ２  第２の翼セクション、翼先端部セクション
Ｒ  半径方向
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【外国語明細書】
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