(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
前縁（４８）と、後縁（５０）と、第１の側壁（４６）と、第２の側壁（４４）とを含み、該第１と第２の側壁が前記前縁と後縁とにおいて軸方向に接合され、かつロータブレード根元からロータブレード先端板まで半径方向に延びているロータブレードの先端部分（６０）の動作温度を低下させるように、ガスタービンエンジン（１０）のロータブレード（４０）を製作するための方法であって、
少なくとも一部が前記ロータブレードの第１の側壁に対して、少なくとも部分的に凹まされかつ前記翼形部前縁から前記翼形部後縁に向かって延びる先端棚部（９０）を形成するように、前記ロータブレード先端板から前記第１の側壁に沿って且つ半径方向外向きに前記先端板（５４）から第１の距離だけ延びる第１の先端壁（６４）を形成する段階と、
前記ロータブレード後縁において、前記第１の先端壁と接合するように、前記ロータブレード先端板から前記第２の側壁に沿って且つ半径方向外向きに前記先端板から第２の距離だけ延びる第２の先端壁（６２）を形成する段階と、
を含むことを特徴とする方法。
【請求項２】
第１の先端壁（６４）を形成する前記段階が、前記先端棚部（９０）が前記翼形部前縁（４８）から前記翼形部後縁（５０）まで延びるように、該第１の先端壁を形成する段階を更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】
第１の先端壁（６４）を形成する前記段階が、凹状の前記翼形部側壁（４６）から延びるように、該第１の先端壁を形成する段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
第１の先端壁（６４）を形成する前記段階が、前記先端棚部（９０）内へ延びる複数のフィルム冷却孔（１０６）を形成する段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
複数のフィルム冷却孔（１０６）を形成する前記段階が、前記第１の先端壁（６４）と前記第２の先端壁（６２）とに生じる熱負荷を減少させることができるようにするために、前記翼形部前縁（４８）と前記翼形部後縁（５０）との間で前記先端棚部（９０）に沿って該フィルム冷却孔を互いに間隔を置いて配置する段階を更に含むことを特徴とする、請求項４に記載の方法。
【請求項６】
ガスタービンエンジン（１０）の翼形部（４２）であって、
前縁（４８）と、
後縁（５０）と、
先端板（５４）と、
翼形部根元と前記先端板との間で半径方向に延びる第１の側壁（４６）と、
前記前縁と後縁とにおいて前記第１の側壁に接合され、前記翼形部根元と前記先端板との間で半径方向に延びる第２の側壁（４４）と、
前記先端板から前記第１の側壁に沿って且つ半径方向外向きに前記先端板（５４）から第１の距離だけ延びる第１の先端壁（６４）と、
前記先端板から前記第２の側壁に沿って且つ半径方向外向きに前記先端板から第２の距離だけ延び、前記後縁において前記第１の先端壁と接合される第２の先端壁（６２）と、を含み、
前記第１の先端壁が、前記翼形部の第１の側壁に対して少なくとも部分的に凹まされて、前記翼形部前縁から前記翼形部後縁に向かって延びる先端棚部（９０）を形成する、
ことを特徴とする翼形部（４２）。
【請求項７】
前記先端棚部（９０）が前記翼形部後縁（５０）まで延びていることを特徴とする、請求項６に記載の翼形部（４２）。
【請求項８】
前記先端棚部（９０）が複数のフィルム冷却孔（１０６）を含むことを特徴とする、請求項６に記載の翼形部（４２）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的にガスタービンエンジンのロータブレードに関し、より具体的には、ロータブレード先端の温度を低下させるための方法と装置に関する。
【０００２】
【発明の背景】
ガスタービンエンジンのロータブレードは、一般的に前縁と後縁と正圧側面と負圧側面とを有する翼形部を含む。正圧側面と負圧側面とは、翼形部の前縁と後縁とで接合されており、翼形部根元と翼形部先端との間を半径方向にわたって延びている。翼形部先端と静止ステータ部材との間での燃焼ガス漏れを減少させることができるようにするために、翼形部は、翼形部先端から半径方向外向き延びる先端域を含んでいる。
【０００３】
翼形部先端域は、翼形部前縁から翼形部後縁まで延びる第１の先端壁と、これもまた翼形部前縁から延びて、翼形部後縁において第１の先端壁に接合する第２の先端壁とを含む。万一ロータブレードがステータ部材と摩擦した場合には、先端域が翼形部の損傷を防ぐ。
【０００４】
作動中、回転するロータブレードに衝突する燃焼ガスが、ブレード翼形部と先端域内に熱を伝達する。時間の経過と共に、絶え間ない高温度での運転は、翼形部先端域に熱疲労を起こさせる。翼形部先端域の動作温度を低下させることができるようにするために、少なくとも幾つかの公知のロータブレードは、燃焼ガスがより低温度で先端域を流れるのを可能にするように、先端壁内にスロットを含んでいる。
【０００５】
ロータブレード先端部の熱疲労を最小限にすることができるようにするために、少なくとも幾つかの公知のロータブレードは、先端域の動作温度を低下させることができるように、先端域の近くに棚部を含む。この棚部は、翼形部の正圧側面内で部分的に延びるように形成されて、ロータブレードが回転する時、燃焼ガス流を乱して、翼形部の正圧側面の一部に対して冷却空気のフィルム層を形成することを可能にしている。
【特許文献１】
特開２０００−３４５８０４号公報
【０００６】
【発明の概要】
例示的な実施形態において、ガスタービンエンジン用のロータブレードは、タービンエンジンの空気力学的効率を犠牲にすることなく、ロータブレードの動作温度を低下させることができるようにする先端域を含む。先端域は、翼形部先端板から半径方向外向きに延びる第１の先端壁と第２の先端壁とを含む。第１の先端壁は、翼形部の前縁から翼形部の後縁まで延びる。第２の先端壁も、翼形部前縁から延び、翼形部後縁において第１の先端壁と接合されて、頂部の開いた先端空洞を形成する。第２の先端壁の少なくとも一部が凹まされて、翼形部の前縁と後縁との間で延びる先端棚部を形成する。
【０００７】
作動中に、ロータブレードが回転すると、各ロータブレードのピッチライン近くのより高温の燃焼ガスが、翼形部先端域に移動し、またロータブレード後縁に向かって移動する。先端壁が翼形部から延びているので、ロータブレードと静止構造部材との間に狭い間隙が形成され、この狭い間隙によりそこを通り抜ける燃焼ガスの漏れを減少させることができる。もし静止構造部材とロータブレードとの間で摩擦が生じた場合には、先端壁は静止部材と接触するが、翼形部が接触することはない。ロータブレードが回転すると、ブレード先端域の前縁近くのより低温の燃焼ガスが、翼形部の先端棚部を通って流れる。この先端棚部は、燃焼ガスの半径方向への流れを乱して、燃焼ガスを翼形部側壁からはく離させ、従って燃焼ガスの熱伝達を減少させることができる。その結果、先端棚部は、先端域内でのロータブレードの動作温度を低下させるのを可能にするが、それ以上の冷却空気を消費することはなく、従ってタービン効率を改善する。
【０００８】
【発明の実施の形態】
図１は、ファン組立体１２と高圧圧縮機１４と燃焼器１６と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と低圧タービン２０とブースタ２２を含む。ファン組立体１２は、ロータディスク２６から半径方向外向きに延びるファンブレード２４の配列を含む。エンジン１０は吸気側２８と排気側３０とを有する。
【０００９】
作動時に、空気がファン組立体１２を通って流入し、加圧された空気が高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧された空気は、燃焼器１６へ供給される。燃焼器１６からの空気流（図１には図示せず）が、タービン１８、２０を駆動し、タービン２０がファン組立体１２を駆動する。
【００１０】
図２は、ガスタービンエンジン１０（図1に示す）のようなガスタービンエンジンに使用できるロータブレード４０の部分斜視図である。一つの実施形態において、複数のロータブレード４０は、ガスタービンエンジン１０の高圧タービンロータブレード段（図示せず）を形成する。各ロータブレード４０は、中空の翼形部４２と、翼形部４２を公知の方法でロータディスク（図示せず）に装着するために使用される一体のダブテール（図示せず）とを含む。
【００１１】
翼形部４２は、第１の側壁４４と第２の側壁４６とを含む。第１の側壁４４は凸状であって、翼形部４２の負圧側面を形成し、第２の側壁４６は凹状であって、翼形部４２の正圧側面を形成する。側壁４４と４６は、翼形部４２の前縁４８と、前縁４８から下流の軸方向に間隔を置いた翼形部４２の後縁５０とにおいて、互いに結合される。
【００１２】
第１と第２の側壁４４、４６は、それぞれ長手方向すなわち半径方向外向きに、ダブテールに隣接して位置するブレード根元（図示せず）から、内部冷却室（図示せず）の半径方向外側境界を形成している先端板５４までにわたって延びる。冷却室は、側壁４４と側壁４６との間の翼形部４２内部に形成される。翼形部４２の内部冷却は当技術では公知である。一つの実施形態において、冷却室は、圧縮機抽出空気で冷却される蛇行通路を含む。別の実施形態においては、冷却室の追加の冷却を可能にするために、側壁４４、４６は、これを貫通して延びる複数のフィルム冷却孔（図示せず）を含む。更に別の実施形態においては、翼形部４２は、冷却室から冷却空気を放出させるために用いられる複数の後縁開口（図示せず）を含む。
【００１３】
翼形部４２の先端域６０は、時としてスクィラ先端の名で知られ、翼形部４２と一体的に形成された第１の先端壁６２と第２の先端壁６４とを含む。第１先端壁６２は、翼形部前縁４８の近傍から翼形部の第１の側壁４４に沿って翼形部後縁５０まで延びている。より具体的には、第１の先端壁６２は、高さ６６で先端板５４から外端縁６５まで延びている。第１の先端壁の高さ６６は、第１の先端壁６２に沿って実質的に一定である。
【００１４】
第２の先端壁６４は、翼形部前縁４８の近傍から翼形部の第２の側壁４６に沿って延び、翼形部後縁５０において第１の先端壁６２に接合している。より具体的には、第２の先端壁６４は、第１の先端壁６２から横方向に間隔を置いて配置されて、先端壁６２、６４と先端板５４とにより頂部の開いた空洞７０が形成される。また、第２の先端壁６４は、先端板５４から外端縁７２まで、高さ７４で半径方向外向きに延びている。例示的な実施形態においては、第２の先端壁６４の高さ７４は第１の先端壁の高さ６６と等しい。若しくは、第２の先端壁６４の高さ７４は第１の先端壁の高さ６６と等しくなくてもよい。
【００１５】
第２の先端壁６４は、翼形部の第２の側壁４６から少なくとも部分的に凹まされている。より具体的には、第２の先端壁６４は、翼形部の第２の側壁４６から第１の先端壁６２に向かって凹まされており、ほぼ翼形部前縁４８と翼形部後縁５０との間で延びる半径方向外側に向いた先端棚部９０を形成する。より具体的には、先端棚部９０は、前縁９４と後縁９６とを含む。翼形部前縁４８はよどみ点１００を含み、先端棚部前縁９４は翼形部の第２の側壁４６から翼形部前縁のよどみ点１００を通って延び、幅が漸減して翼形部の第１の側壁４４と同一平面になる。先端棚部９０は、翼形部前縁４８から翼形部後縁５０まで後方へ延びて、先端棚部後縁９６は翼形部後縁５０と実質的に同一平面上に位置することになる。
【００１６】
凹まされた第２の先端壁６４と先端棚部９０とは、それらの間にほぼＬ字状の樋部１０２を形成する。例示的な実施形態において、先端板５４は一般的に無孔であって、先端板５４を貫通して延び、先端棚部９０において開口する複数の孔１０６のみを含む。孔１０６は、翼形部前縁４８と翼形部後縁５０との間で先端棚部９０に沿って軸方向に間隔を置いて配置されており、樋部１０２と翼形部の内部冷却室との間を連通している。一つの実施形態において、先端域６０と翼形部４２とは、断熱被膜で被覆される。
【００１７】
作動中に、スクィラ先端壁６２、６４は、従来の静止ステータシュラウド（図示せず）のすぐ近くに置かれて、両者間に狭い間隙（図示せず）を形成し、この狭い間隙は、そこを通り抜ける燃焼ガス漏れを減少させることができる。先端壁６２、６４は、翼形部４２から半径方向外向きに延びる。従って、もしロータブレード４０とステータシュラウドとの間で摩擦が生じた場合、シュラウドと接触するのは先端壁６２、６４のみで、翼形部４２が接触することはない。
【００１８】
燃焼ガスは、ブレード先端域の前縁４８において放物線プロファイルでタービン流路内を流れると思われるので、タービンブレード先端域近くの燃焼ガスは、タービンブレード４０のブレードピッチライン（図示せず）近くのガスよりも温度が低い。燃焼ガスがブレード先端域の前縁４８からブレード後縁５０に向かって流れるとき、ピッチライン近くのより高温のガスが、ブレードの回転によってロータブレード４０の先端域６０に向けて半径方向に移動する。従って、先端域６０において、前縁４８近くのガスは後縁５０近くのガスよりも低温である。燃焼ガスが半径方向に翼形部の先端棚部９０を通り過ぎて流れる時、樋部１０２が翼形部の正圧側面４６内に不連続部を形成し、この不連続部がより高温の燃焼ガスを翼形部の第２の側壁４６からはく離させ、従って翼形部の第２の側壁４６への熱伝達を低下させることができる。更に、樋部１０２は、冷却空気が貯えられて、側壁４６に対するフィルムを形成するための領域をもたらす。先端棚部の孔１０６は、冷却空気を翼形部の内部冷却室から放出し、翼形部先端域６０上にフィルム冷却層を形成する。その結果、先端棚部９０はフィルムの冷却効果を高めて、側壁４６の動作温度を低下させることができる。
【００１９】
上記のロータブレードはコスト効果があり、かつ信頼性が高い。ロータブレードは、翼形部前縁から翼形部後縁まで延びる先端棚部を含んでいる。この先端棚部は、翼形部を通り過ぎて流れる燃焼ガスを乱して、先端棚部に対する冷却層の形成を可能にする。その結果、ロータブレード内のより低温の動作温度により、コスト効果があり信頼性が高い方法でロータブレードの有効寿命を延長することができる。
【００２０】
本発明を様々な特定の実施形態について説明したが、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形態で実施できることは、当業者には明らかであろう。
【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使用できるロータブレードの部分斜視図。
【符号の説明】
４０  ロータブレード
４２  翼形部
４４  翼形部の第１の側壁
４６  翼形部の第２の側壁
４８  翼形部前縁
５０  翼形部後縁
５４  先端板
６０  翼形部先端域
６２  第１の先端壁
６４  第２の先端壁
９０  先端棚部
９４  先端棚部前縁
９６  先端棚部後縁
１００  翼形部前縁のよどみ点
１０２  樋部
１０６  先端棚部の孔
【図１】
0004128366.tif 000002
【図２】
0004128366.tif 000003