(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼形部のフィルム冷却効果を向上させるのを助長するために、前縁（４８）、後縁（５０）、第１側壁（４４）、及び第２側壁（４６）を含み、該第1及び第２側壁が、前記前縁及び後縁において翼弦方向に接合されて空洞を形成し、翼形部根元と翼形部先端の間を半径方向に延びている、ガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（４０）に輪郭を付ける方法であって、
前記翼形部第１側壁及び前記翼形部第２側壁の少なくとも１つの外表面（６０、６２）に、前記翼形部根元と前記翼形部先端の間で半径方向にある距離だけ延びるように、複数の内曲部（７０）を形成する段階と、
それを通して前記翼形部空洞から前記翼形部外表面に冷却流体を受けるために前記内曲部の中に少なくとも１つの孔（８２）を形成する段階と、
を含み、
前記翼形部第１側壁（４４）はほぼ凸状であり、また前記翼形部第２側壁（４６）はほぼ凹状であり、複数の内曲部（７０）を形成する前記段階は、前記翼形部前縁（４８）の直近に少なくとも１つの内曲部を形成する段階と、前記翼形部第２側壁内に少なくとも１つの内曲部を形成する段階と、をさらに含むことを特徴とする方法。
【請求項２】
少なくとも１つの孔（８２）を形成する前記段階は、前記翼形部外表面（６０、６２）に対して測定される噴射角（φ）で前記翼形部内曲部（７０）を貫通させて各孔を形成する段階をさらに含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
各孔（８２）を形成する前記段階は、１６度より小さい噴射角（φ）で前記翼形部内曲部（７０）を貫通させて各孔を形成する段階をさらに含むことを特徴とする、請求項２に記載の方法。
【請求項４】
各孔（８２）を形成する前記段階は、前記翼形部第１側壁（４４）及び前記翼形部第２側壁（４６）の少なくとも１つへの冷却流量を減少させるために、噴射角（φ）で前記翼形部内曲部（７０）を貫通させて各孔を形成する段階をさらに含むことを特徴とする、請求項２に記載の方法。
【請求項５】
ガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（４０）であって、
前縁（４８）と、
後縁（５０）と、
翼形部根元と翼形部先端の間を半径方向スパンにわたって延びており、外表面（６０）を備える第１側壁（４４）と、
前記前縁及び前記後縁において前記第１側壁に接合され、外表面（６２）を備え、前記翼形部根元と前記翼形部先端の間を半径方向スパンにわたって延びている第２側壁（４６）と、を含み、
前記翼形部第２側壁（４６）は複数の内曲部（７０）を含んでおり、該内曲部の少なくとも１つは前記翼形部前縁（４８）の直近に位置していることを特徴とする翼形部（４０）。
【請求項６】
前記第１側壁（４４）は、内曲部（７０）を含むことを特徴とする、請求項５に記載の翼形部（４０）。
【請求項７】
前記内曲部（７０）の各々は、それを通して冷却流体を受けるように構成された少なくとも１つの冷却孔（８２）を含むことを特徴とする、請求項５に記載の翼形部（４０）。
【請求項８】
前記冷却孔（８２）の各々は、前記翼形部第１側壁（４４）及び前記第２側壁（４６）の少なくとも１つへの冷却流量を減少できるように構成されていることを特徴とする、請求項７に記載の翼形部（４０）。
【請求項９】
前記冷却孔（８２）の各々は、前記翼形部外表面（６０、６２）に対して測定される噴射角（φ）で前記内曲部（７０）を貫通することを特徴とする、請求項７に記載の翼形部（４０）。
【請求項１０】
前記冷却孔の噴射角（φ）の各々は、１６度より小さいことを特徴とする、請求項９に記載の翼形部（４０）。
【請求項１１】
前記翼形部第１側壁（４４）はほぼ凸状であり、前記翼形部第２側壁（４６）はほぼ凹状であることを特徴とする、請求項５に記載の翼形部（４０）。
【請求項１２】
請求項５ないし１１のいずれか一項の複数の翼形部（４０）を含むガスタービンエンジン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本出願は、一般的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジン内で用いられる翼形部を冷却するための方法及び装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
少なくとも一部の公知のガスタービンエンジンは、圧縮機、燃焼器、及びタービンを含む。圧縮機に流入する空気流は、加圧されて燃焼器に導かれ、そこで燃料と混合され点火されて、タービンを駆動するために用いられる高温の燃焼ガスを生成する。タービン内部の構成要素は高温の燃焼ガスに曝されるので、冷却空気が翼形部及びブレードに送給される。
【０００３】
例えば、タービン翼またはロータブレードは、一般的に中空の翼形部を含み、該翼形部の外側は高温の燃焼ガスに曝され、また該翼形部の内側は一般的には加圧空気である冷却流体を供給される。翼形部は、前縁及び後縁と、正圧側面と、負圧側面とを含む。正圧側面及び負圧側面は翼形部前縁及び後縁において接合され、翼形部根元と翼形部先端の間を半径方向にスパンにわたり延びている。フィルム冷却孔は、翼形部の内部に形成された冷却チャンバと翼形部の外表面との間を延びている。冷却孔は、翼形部をフィルム冷却するために冷却流体を冷却チャンバから翼形部の外表面まで導く。フィルム冷却孔は、翼形部の外表面に対して測定される噴射角で冷却流体を吐出する。
【０００４】
前縁と後縁の間での翼形部の外表面の曲率分布のために、冷却孔の噴射角は、一般的に２５度から４０度の範囲にある。大きい噴射角を有する冷却孔から吐出される冷却流体は、翼形部の表面からはく離し、高温の燃焼ガスと混合する可能性がある。このようなはく離は、フィルム冷却の効果を低下させ、また空気力学的混合損失を増大させる。
【特許文献１】
特開平１１−０７２００６号公報
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
空気力学的混合損失を減少させるのを助長するために、少なくとも一部の公知の翼形部では、湾曲したフィルム冷却孔を含む。湾曲したフィルム冷却孔は、１６．５度という小さい噴射角を有する。しかしながら、冷却流体は、冷却孔の内壁からはく離し、不安定な状態で吐出されることがある。さらに、このような湾曲した孔を製造するのは複雑でかつ費用が掛かる工程である。
【０００６】
【課題を解決する手段】
本発明の１つの態様において、翼形部の空気力学的性能に悪影響を及ぼすことなく翼形部のフィルム冷却を向上させるのを助長する内曲部を備えるガスタービンエンジン用の翼形部が、提供される。翼形部は、ほぼ凸状の第１側壁及びほぼ凹状の第２側壁を含む。側壁は、翼形部の前縁と前縁から下流にある翼弦方向に間隔を置いて配置された後縁とにおいて接合される。冷却チャンバが側壁の内部に形成され、複数の冷却孔が冷却チャンバと第２側壁の外表面の間を延びている。冷却孔の少なくとも１つは、翼形部の外表面に対して測定される噴射角で冷却チャンバから内曲部の中に延びている。
【０００７】
別の態様において、各々が前縁、後縁、外表面を有する第１側壁、及び外表面を有する第２側壁を備える複数の翼形部を含むガスタービンエンジンが、提供される。翼形部第1及び第２側壁は、前縁及び後縁において翼弦方向に接合される。第1及び第２側壁は、翼形部根元から翼形部先端まで半径方向に延びており、第１及び第２側壁のうちの少なくとも１つはまた、内曲部を含む。
【０００８】
さらに別の態様において、翼形部のフィルム冷却効果を向上させるのを助長するためにガスタービンエンジン用の翼形部に輪郭を付ける方法が、提供される。翼形部は、前縁、後縁、第１側壁、及び第２側壁を含む。第１及び第２側壁は、前縁及び後縁において翼弦方向に接合されて空洞を形成し、かつ翼形部根元と翼形部先端の間を半径方向に延びている。該方法は、翼形部第１側壁及び翼形部第２側壁の少なくとも１つの外表面に、翼形部根元と翼形部先端の間で半径方向にある距離だけ延びるように、内曲部を形成する段階と、それを通して翼形部空洞から翼形部外表面に冷却流体を受けるために内曲部の中に少なくとも１つの孔を形成する段階とを含む。
【０００９】
【発明の実施の形態】
図１は、ファン組立体１２、高圧圧縮機１４、及び燃焼器１６を含むガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧タービン１８、及び低圧タービン２０を含む。エンジン１０は、吸気側２８及び排気側３０を有する。１つの実施形態において、エンジン１０は、オハイオ州シンシナチにあるＧｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎから市販されているＣＦＭ５６型エンジンである。
【００１０】
運転中、空気はファン組立体１２を通って流れ、加圧空気が高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧された空気は、燃焼器１６に送り込まれる。燃焼器１６からの空気流（図１には示さず）は、タービン１８及び２０を駆動し、またタービン２０はファン組立体１２を駆動する。
【００１１】
図２は、前縁３２と前縁３２から下流にある翼弦方向に間隔を置いて配置された後縁３４とを含む公知の翼形部３１の断面図である。翼形部３１は中空であり、第１側壁３６及び第２側壁３８を含む。第１側壁３６はほぼ凸状であり、翼形部３１の負圧側面を形成し、また第２側壁３８はほぼ凹状であり、翼形部３１の正圧側面を形成する。側壁３６及び３８は、翼形部前縁３２及び後縁３４において接合される。より具体的には、第１側壁３６は湾曲し空気力学的な輪郭を付けられており、第２側壁３８と前縁３２において接合される。
【００１２】
図３は、図１に示すエンジン１０のようなガスタービンエンジンに用いることができる翼形部４０の断面図である。１つの実施形態において、翼形部４０は、ガスタービンエンジンの高圧タービンのロータブレード段（図示せず）を構成する複数のロータブレード（図示せず）内で用いられる。別の実施形態において、翼形部４０は、ガス流路の１部を図１に示す燃焼器１６のような燃焼器からロータブレードの環状列に向けるために用いられる複数のタービン翼（図示せず）内で用いられる。
【００１３】
翼形部４０は中空であり、第１側壁４４及び第２側壁４６を含む。第１側壁４４はほぼ凸状であり、翼形部４０の負圧側面を形成し、また第２側壁４６はほぼ凹状であり、翼形部４０の正圧側面を形成する。側壁４４及び４６は、前縁４８と前縁４８から下流にある翼形部４０の翼弦方向に間隔を置いて配置された後縁５０とにおいて接合される。
【００１４】
第１及び第２側壁４４、４６は、それぞれ長手方向すなわち半径方向外方に延びて、翼形部根元（図示せず）から内部冷却チャンバ５８の半径方向外側の境界を形成する翼形部先端（図示せず）までスパンにわたり延びている。さらに、冷却チャンバ５８は、側壁４４と４６の間で翼形部４０の内部に形成される。翼形部４０の内部冷却は当技術では公知である。１つの実施形態において、冷却チャンバ５８は、圧縮機抽気で冷却される曲がりくねった通路（図示せず）を含む。
【００１５】
第１及び第２側壁４４及び４６の各々は、それぞれ翼形部前縁４８と後縁５０の間に比較的連続した弧状の湾曲を有する。さらに、各側壁４４及び４６は、それぞれ外表面６０及び６２と、それぞれ内表面６４及び６６とを含む。各側壁内表面６４及び６６は、冷却チャンバ５８に隣接している。
【００１６】
翼形部４０はまた、内曲部、すなわち局部的に表面輪郭付けされた領域７０を含む。より具体的には、翼形部前縁領域４８の近くで、側壁４４は、内曲部７０を通して側壁４４の厚み７２をほぼ一定に保ったままで、内曲部７０を形成するように輪郭を付けられている。別の実施形態においては、側壁４４または４６のどちらか一方または両方の側壁４４及び４６が、内曲部７０を形成するように輪郭を付けられている。さらに別の実施形態においては、側壁の厚み７２及び７４は、内曲部７０を通して変化している。内曲部７０は、翼形部根元と翼形部先端の間でほぼ長手方向すなわち半径方向に延びる。
【００１７】
複数の冷却孔８０が、冷却チャンバ５８と翼形部外表面６０及び６２との間を延びて、冷却チャンバ５８を翼形部外表面６０及び６２と流体連通する。１つの実施形態において、各冷却孔８０はほぼ円直径を有する。冷却孔８０は、噴射ジェットとして知られている流体通路を通して冷却流体を吐出する。若しくは、各冷却孔８０は非円形である。少なくとも１つの冷却孔８２が、内曲部７０の中で翼形部外表面６０と冷却チャンバ５８の間を延びている。より具体的には、内曲部の冷却孔８２は中心線８４を有し、噴射角φで側壁４４を貫通している。噴射角φは、中心線８４と、冷却孔８２が翼形部外表面６０と交わる位置での翼形部外表面６０に接する線８６との交差により形成される。１つの実施形態において、噴射角φは、約１６度より小さい。
【００１８】
運転中、翼形部側壁４４及び４６の湾曲は燃焼ガスを導くのには有利ではあるが、燃焼ガスとの接触は翼形部４０の温度を上昇させる。翼形部４０の冷却を促進するために、冷却流体が冷却孔８０を通して導かれ、翼形部外表面６０及び６２をフィルム冷却するのに用いられる。境界層への冷却流体の噴射は、フィルム冷却として知られており、翼形部外表面６０及び６２と翼形部４０を越えて流れる高温の燃焼ガスとの間に絶縁層すなわちフィルムを生成する。
【００１９】
翼形部内曲部７０は、冷却流体が内曲部の冷却孔８２を通して比較的浅い噴射角φで翼形部外表面６０へ供給されるのを可能にするので、噴射ジェットのはく離の減少が助長され、従って、フィルム冷却効果を向上させる。さらに、内曲部７０はフィルム冷却効果を向上させるのを助長するので、設定した熱伝達量に対して少ない量の冷却流体量を用いることが可能になる。若しくは、内曲部７０はフィルム冷却効果を向上させるのを助長するので、翼形部４０の有効寿命を延ばすことが可能になる。さらに、内曲部の冷却孔８２は冷却流体を浅い噴射角φで噴射するので、内曲部７０に関連する空気力学的損失を減少させることが可能になり、従って、内曲部の影響を弱める。
【００２０】
図４は、図１に示すガスタービンエンジン１０に用いることができる翼形部１００の別の実施形態の部分断面図である。翼形部１００は、図３に示す翼形部４０とほぼ同様であり、翼形部４０の構成要素と同じである翼形部１００中の構成要素は、図４において、図３に用いたのと同じ参照符号を用いて特定される。従って、翼形部１００は、前縁４８、内曲部７０、及び冷却チャンバ５８を含む。翼形部１００はまた、第１側壁１０２及び第２側壁１０４を含む。側壁１０２及び１０４は、冷却チャンバ５８を形成しており、図３に示す側壁４４及び４６とほぼ同様である。
【００２１】
複数の冷却孔８０が、冷却チャンバ５８と翼形部外表面９０及び９２から延びて、冷却チャンバ５８を翼形部外表面９０及び９２と流体連通する。少なくとも１つの冷却孔１１０が、内曲部７０の中で翼形部外表面９０と冷却チャンバ５８の間を延びている。より具体的には、内曲部の冷却孔１１０は中心線１１２を有し、噴射角φで側壁１０４を貫通している。噴射角φは、中心線１１２と冷却孔１１０が翼形部外表面９０と交わる位置での翼形部外表面９０に接する線１１４との交差により形成される。１つの実施形態において、噴射角φは、約１６度より小さい。より具体的には、内曲部の冷却孔１１０は側壁１０４を貫通するので、噴射角φは翼形部外表面９０に対してマイナスである。別の実施形態においては、噴射角φは０度にほぼ等しい。
【００２２】
運転中、翼形部内曲部７０は、冷却流体が内曲部の冷却孔１１０を通して比較的浅い噴射角φで翼形部外表面９０に供給されるのを可能にするので、噴射ジェットのはく離の減少が助長され、従って、フィルム冷却効果を向上させる。さらに、内曲部７０はフィルム冷却効果を向上させるのを助長するので、設定した熱伝達量に対して少ない量の冷却流体を用いることが可能になる。若しくは、内曲部７０はフィルム冷却効果を向上させるのを助長するので、翼形部１００の有効寿命を延ばすことが可能になる。
【００２３】
図５は、図１に示すガスタービンエンジン１０のようなガスタービンエンジンに用いることができる翼形部２００の別の実施形態の断面図である。翼形部２００は、図３に示す翼形部４０とほぼ同様であり、翼形部４０の構成要素と同じである翼形部２００中の構成要素は、図５において、図３で用いたのと同じ参照符号を用いて特定される。従って、翼形部２００は、前縁４８、内曲部７０、及び冷却チャンバ５８を含む。翼形部２００はまた、第１側壁２０２及び第２側壁２０４を含む。側壁２０２及び２０４は、冷却チャンバ５８を形成しており、図３に示す側壁４４及び４６とほぼ同様であるが、側壁２０４は複数の内曲部２０８を含む。内曲部２０８は、翼形部根元（図示せず）と翼形部先端（図示せず）の間で長手方向すなわち半径方向に延び、内曲部７０とほぼ同様であるが、側壁２０４内に形成される。
【００２４】
少なくとも１つの冷却孔８２が、冷却チャンバ５８から内曲部７０の中に延びる。別の実施形態において、冷却孔８２は、負圧側の側壁２０２または正圧側の側壁２０４のどちらかを貫通している。より具体的には、内曲部の冷却孔８２は中心線８４を有し、噴射角φで側壁２０２を貫通している。噴射角φは、中心線８４と接線８６の交差により形成される。１つの実施形態において、噴射角φは約１６度より小さい。
【００２５】
複数の冷却孔２１２が、冷却チャンバ５８と翼形部外表面２１０の間で延びて、冷却チャンバ５８を翼形部外表面２１０と流体連通する。より具体的には、各冷却孔２１２は、それぞれの内曲部２０８の中で内側翼形部外表面２１０と冷却チャンバ５８の間を延びている。より具体的には、各冷却孔２１２は中心線２１４を有し、噴射角φで側壁２０４を貫通している。１つの実施形態において、各噴射角φは約１６度より小さい。各冷却孔２１２はほぼ円直径を有する。若しくは、冷却孔２１２は非円形である。１つの実施形態において、冷却孔２１２は、翼形部側壁２０４と共に鋳造され、翼形部２００の鋳造後には加工されない。別の実施形態において、冷却孔２１２は翼形部２００中に機械加工される。
【００２６】
運転中、翼形部前縁４８及び翼形部正圧側側壁２０４におけるまたその上を通る燃焼ガスの速度は、翼形部負圧側側壁２０２の上を通る燃焼ガスの速度と比較して比較的低い。その結果、低いマッハ数速度領域が、翼形部側壁２０４に沿って翼形部前縁４８から軸方向に離れた位置に発生し、またより高いマッハ数速度領域が、翼形部側壁２０２に沿って前縁４８から下流側に発生する。フィルムのブローレシオは、一般的に翼形部低マッハ数速度領域においてより高いが、内曲部７０及び２０８は翼形部２００の翼形部低マッハ数速度領域内に形成されているので、冷却流体はそれぞれ冷却孔８２及び２１２から比較的浅い噴射角φで噴射され、翼形部圧力側壁２０４に沿うフィルム冷却のはく離の減少が助長される。それに加えて、翼形部側壁２０４に沿う冷却流体流量が減少されまた噴射角φが小さくなるので、空気力学的混合損失を減少させることができる。
【００２７】
上述の翼形部は、少なくとも１つの内曲部と該内曲部の中の冷却孔とを含む。内曲部は、冷却孔が比較的浅い噴射角で冷却チャンバから延びるのを可能にし、空気力学的混合損失を減少させるのを助長し、フィルム冷却効果を向上させる。その結果、フィルム冷却を向上させることにより、費用効果が良くかつ信頼性のある形で翼形部の有効寿命を延ばすことを可能にする。
【００２８】
本発明を、種々の特定の実施形態について説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施可能であることは、当業者には明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】  ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】  図１に示すガスタービンエンジンに用いることができる公知の翼形部の断面図。
【図３】  図１に示すガスタービンエンジンに用いることができる翼形部の断面図。
【図４】  図１に示すガスタービンエンジンに用いることができる翼形部の別の実施形態の部分断面図。
【図５】  図１に示すガスタービンエンジンに用いることができる翼形部のさらに別の実施形態の断面図。
【符号の説明】
４０  翼形部
４４  翼形部第１側壁
４６  翼形部第２側壁
４８  翼形部前縁
５０  翼形部後縁
５８  冷却チャンバ
６０  第１側壁の外表面
６２  第２側壁の外表面
７０  翼形部内曲部
８０、８２  冷却孔
８４  内曲部の冷却孔の中心線
８６  翼形部外表面の接線
φ  冷却孔の噴射角
【図１】
0004137507.tif 000002
【図２】
0004137507.tif 000003
【図３】
0004137507.tif 000004
【図４】
0004137507.tif 000005
【図５】
0004137507.tif 000006