(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
（ａ）シャンク部（12）と（ｂ）翼形部（14）とを含むガスタービンエンジンの動翼（10）のための乱流器構造であって、
前記翼形部は更に
（１）圧力側（22）、
（２）前記圧力側と互いに接合されて翼形を形成すると吸引側（20）、
（３）前記シャンク部に取付けた翼根（28）、
（４）翼端（26）、
（５）前記翼端に向かって外方にそして前記翼根に向かって内方に延在する縦軸（24）、及び、
（６）全体に縦方向に延在し、少なくとも吸引側（20）の前壁（36）及び圧力側（22）の後壁（38）によって画定される蛇行冷却回路（34）、
を含み、
前記蛇行冷却回路（34）には冷却材が流されるよう構成されており、
前記蛇行冷却回路は、前記冷却材が前記翼端に向けて流れる第１の冷却通路（30）と、前記冷却材が前記翼根に向けて流れる第２の冷却通路（32）とを有し、
前記第１の冷却通路（30）は、前記前壁（36）の内面（31A）に第１の乱流器の対（56A）を備え、
前記第１の乱流器の対は、それぞれ前記前壁の内面の中心線（62）の各側に対称に配置され、且つ、各々の間が離隔してその間に流路を形成しており、且つ、前記前壁の内面の中心線（62）に向かうように該中心線に対し前記冷却材の流れの上流側を基準として30〜60°の角度（α１）が付けられており、
前記第１の冷却通路（30）は更に、前記後壁（38）の内面（33A）に第２の乱流器の対（58A）を備え、
前記第２の乱流器の対は、それぞれ前記後壁の内面の中心線（62）の各側に対称に配置され、且つ、各々の間が離隔してその間に流路を形成しており、且つ、前記後壁の内面の中心線（62）から遠ざかるように該中心線に対し前記冷却材の流れの上流側を基準として120〜150°の角度（β１）が付けられており、
前記第２の冷却通路（32）は、前記前壁（36）の内面（31B）に第３の乱流器の対（56B）を備え、
前記第３の乱流器の対は、それぞれ前記前壁の内面の中心線（66）の各側に対称に配置され、且つ、各々の間が離隔してその間に流路を形成しており、且つ、前記前壁の内面の中心線（66）から遠ざかるように該中心線に対し前記冷却材の流れの上流側を基準として120〜150°の角度（α２）が付けられており、
前記第２の冷却通路（32）は更に、前記後壁（38）の内面（33B）に第４の乱流器の対（58B）を備え、
前記第４の乱流器の対は、それぞれ前記後壁の内面の中心線（66）の各側に対称に配置され、且つ、各々の間が離隔してその間に流路を形成しており、且つ、前記後壁の内面の中心線（66）に向かうように該中心線に対し前記冷却材の流れの上流側を基準として30〜60°の角度（β２）が付けられている
ことを特徴とする乱流器構造。
【請求項２】
前記第１、第２、第３及び第４の乱流器（56A,58A,56B,58B）はそれぞれ、リブからなる請求項１に記載の乱流器構造。
【請求項３】
前記第１、第２、第３及び第４の乱流器（56A,58A,56B,58B）はそれぞれ、離隔したリブ部分片からなる請求項１に記載の乱流器構造。
【請求項４】
前記第１、第２、第３及び第４の乱流器（56A,58A,56B,58B）はそれぞれ、円筒からなる請求項１に記載の乱流器構造。
【請求項５】
請求項１乃至４のいずれか１項に記載の乱流器構造を備えるガスタービンエンジンの動翼（10）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は一般的にはガスタービンエンジンにおける動翼の内部冷却に関し、特に、このような動翼内に冷却通路を画成する少なくとも一つの壁の内面に沿って配設され、回転中に発生するコリオリの力を利用する乱流器構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジン、例えば航空機ジェットエンジンは、動翼を有する構成部（例えば、タービン、圧縮機、ファン等）を備えている。例えば、タービン動翼は、回転するタービンロータディスクに取付けたシャンク部と、エンジンの燃焼器を出た高温ガスから有用な仕事を抽出するために用いられる翼形部とを有する。翼形部はシャンクに取付けた翼根と、翼形部の自由端である翼端とを含んでいる。最新の航空機ジェットエンジンは、タービン動翼の内部冷却を用いて翼形部温度をある設計限度内に保つ。通例、タービン動翼の翼形部は、縦方向に延在する内部通路を通流する空気（通常エンジン圧縮機からの抽気）により冷却され、この空気は翼根近くで流入しそして翼端近くで流出する。公知のタービン動翼冷却通路は、複数の接続されない縦方向向きの通路からなる冷却回路を含み、この回路の各通路は翼根近くから冷却空気を受入れそしてその空気を縦方向に翼端の方に導く。また、公知の冷却通路には蛇行冷却回路が含まれ、これは直列に接続されて蛇行流を生成する複数の縦方向通路からなる。いずれの冷却回路でも、幾らかの空気が翼形部前縁近くのフィルム冷却孔を通って翼形部を出るとともに幾らかの空気が後縁冷却孔を通って翼形部を出る。
【０００３】
冷却通路は通常、円形、長方形、正方形、又は、楕円形の横断面形状を有する。非回転翼と比較すると、正方形断面形状の縦方向向きの冷却通路を含む蛇行冷却回路を有する回転動翼に対して、コリオリ（回転）の力が通路のある壁に沿って熱伝達係数を増加するが、通路の別の壁に沿っての熱伝達係数を減少させることが知られている。基本的には、コリオリの力は通路を流れる冷却材の速度ベクトルと回転する翼形部の角速度ベクトルのベクトル・クロス乗積に比例する。コリオリの力は正方形通路の片側に向けて冷却材を圧縮してその側の熱伝達を増加し、同時に、対抗する側の熱伝達を減少する。これは横断面の不均一な動翼温度分布を生じ、これが、例えば、冷却流を増加して、補償しなければならない高温領域を生じる。冷却流の増加は、エンジン圧縮機空気を更に多く抽出することによって行うことができるが、しかし、それは、消費される燃料の各ガロン当たりの飛行マイル数を減少することによりエンジン効率を減少する。
【０００４】
乱流促進器或は乱流器は熱境界層を破りそして冷却通路壁近くで乱流を発生するために動翼の冷却流路に普通用いられる素子である。こうして、冷却材と壁との間の熱伝達を高めるる。乱流器（従来、冷却通路壁上に鋳造され断面と間隔が同じである複数の長方形または正方形リブ）の高さと形状は乱流発生の効果を得るのに重要であることは理解されている。特に、乱流促進体の高さは熱境界層を乱すために同層の厚さより大きくなければならない。
【０００５】
従って、ガスタービンエンジンの動翼内の冷却通路と一体の乱流器構造として、冷却通路壁上のコリオリの力の効果を補うものの開発が望まれている。
【０００６】
【発明の概要】
本発明の一態様によれば、ガスタービンエンジンの動翼内の冷却通路を画定する前壁及び後壁の内面に乱流器構造が形成され、冷却通路は前壁及び後壁それぞれの内面上を通る中心線を有する。冷却通路内面近くの冷却材の境界層流の方向と、動翼が回転したとき、冷却通路に入りそれを通って流れる冷却材に働くコリオリの力によって生じる一対の逆に回る循環流とが調和するように、乱流器構造は中心線に対して方向づけされた複数の離隔した乱流器の対を含み、これにより冷却材と壁との間の熱伝達が高められる。冷却材が半径方向外方或は半径方向内方に流れるかによって、乱流器の対は冷却通路の前壁及び後壁に対する中心線に向けて或は中心線から遠ざかるように角度が付けられる。
【０００７】
本発明の第２態様によれば、ガスタービンエンジンの動翼がシャンク部と翼形部とを含むものとして開示される。翼形部は更に互いに接合されて翼形を形成する圧力側と吸引側と、シャンク部に取付けた翼根と、翼端と、翼端に向かって外方にそして翼根に向かって内方に延在する縦軸とを有する。全体に縦方向に延在し、少なくとも前壁及び後壁によって画定される冷却通路も翼形部に形成される。そのような冷却通路の前壁及び後壁は、その内面と一体であって、中心線に対して角度がつけらた複数の離隔した乱流器の対を有していて、そのため、動翼の回転中に、コリオリの力によって生じる逆に回る冷却材循環流の方向と同じ方向に内面近くの冷却材境界層流が流れる。冷却材が半径方向外方或は半径方向内方に流れるかによって、乱流器の対は冷却通路の前壁及び後壁の中心線に向けて或は中心線から遠ざかるように角度が付けられる。
【０００８】
本発明は添付図面と関連する以下の説明からさらに良く理解されよう。
【０００９】
【発明の詳細な記載】
図面の全図を通じて同符号は同要素を表していて、図１はガスタービンエンジン動翼１０（例えば航空機ジェットエンジンタービン動翼）を示す。動翼１０はシャンク１２と翼形部１４とを含んでいる。シャンク１２は更にタービン空気流を半径方向に包含する翼台１６と、タービンロータディスク（図示せず）に取付けるダブテール１８とを含んでいる。翼形部１４は凸形の吸引側２０と凹形の圧力側２２とを有し、両側は相互に接合されて翼形をなしている。縦軸２４が、翼端２６に向かって半径方向外方に、そしてシャンク１２に取付けられる翼根２８に向かって半径方向内方に延在する。動翼１０は翼形部圧力側２２が翼形部吸引側２０に追従するような方向に回転する。従って、図１、３、４、及び７に示すように、動翼１０の回転方向は矢印２５で示される。
【００１０】
図２と図３に示すように、翼形部１４は複数の全体に縦方向に延在する内部冷却通路３０及び３２を含み、冷却通路３０及び３２はそれぞれ翼端２６に向けて或は翼端２６から遠ざけるように（或は、半径方向外方或は半径方向内方へ）冷却空気または冷却材３２の流れを向ける。冷却通路３０及び３２は好ましくは１列に配置され、隣合う通路が互いに接続されて蛇行冷却回路３４の少なくとも一部分を画成している。図３に見られるように、通路３０及び３２はそれぞれ、実質的に長方形から台形に近い形までの範囲で独特な断面を有するが、このような冷却通路３０及び３２の断面は任意の形状を有し得る。しかし、説示した本翼形部では、冷却通路３０及び３２は実質的に四辺形で、２対の対向壁を有する。第１対の対向壁３６及び３８（前壁及び後壁としても知られている）は、方向が翼形部１４の吸引側２０と圧力側２２それぞれにほぼ合致している。第２対の対向壁４０、４２は各通路３０及び３２を形成するように前壁３６及び後壁３８と接合している。蛇行冷却回路３４の冷却通路３０及び３２はシャンク１２内の入口４４から冷却材を受入れることが認められる。冷却材は冷却通路３０及び３２を通った後、翼端２６の穴４６を通って翼形部１４を出る。
【００１１】
図２乃至図４に見られるように、冷却通路３０を通る冷却材の流れは、縦軸２４に関して半径方向外方にあるのに対して、冷却通路３２を通る冷却材の流れは半径方向内方である。動翼１０を含むガスタービンエンジンの運転中、冷却通路３０及び３２の内部を流れる空気は回転力を受ける。冷却通路３０及び３２を通る半径方向流とその回転との相互作用は、冷却通路３０及び３２内に内部循還流を生じるコリオリの力として知られた結果をもたらす。図４及び図７に見られるように、循還流の方向は半径方向流の方向（即ち、縦軸２４に関して半径方向外方又は半径方向内方のどちらか）による。図４は、流体を前壁３６から後壁３８へ動かすコリオリの力によって生じた通路３０内の一対の逆に回る循環４８及び５０が略図的に示されている。対照的に、図７は、後壁３８から前壁３６へ流体を動かす通路３２内のコリオリの力によって生じた一対の逆に回る循環５２及び５４が略図的に示されている。
【００１２】
冷却通路壁に沿って境界層流を乱し、且つ、境界層内で乱流を発生して、流体と壁との間の熱伝達を促進するために乱流器を使用することは周知である。角度付けされた乱流器がその向きに沿って境界層流を向けることができることも知られていて、例えば、リー（Lee）の米国特許第４５１４１４４号（これは本発明の譲受人すなわち本件出願人により所有されるもので、参照によりここに包含する）に例示されている。その例に見られるものは、しかし、各壁の全ての乱流器は冷却通路の前壁又は後壁それぞれの内面上を通る中心線に対して同一方向に角度が付けられているが、それは、その目的がそのような乱流器の上流側でダストが累積するのを防ぐ為であったからである。
【００１３】
本願発明によれば新規な乱流器構造が設けられ、ここで、冷却通路３０及び３２の前壁３６及び３８の内面３１および３３にそれぞれ複数の縦方向に離隔した乱流器の対５６および５８が一体とされる。更に具体的には、冷却通路３０に対して、図５は、前壁３６の内面３１Ａ上に配置した乱流器の対５６Ａを示し、図６は、後壁３８の内面３３Ａ上に配置された乱流器の対５８Ａを示す。冷却通路３０を通る半径方向空気流６０は翼端２６に向っていることに注意されたい。冷却通路３０内のコリオリの力はその通路内に前壁３６から後壁３８へ循環４８及び５０を生じるので、前壁３６の内面３１Ａ上の乱流器の対５６Ａは、貫通する中心線６２に向けて角度が付けられ（図５で角度α1 は中心線６２に対して約３０ないし６０°の範囲にするのが好ましい）、そして、後壁３８の内面３３Ａ上の乱流器の対５８Ａは、中心線６２から遠ざかるように角度が付けられる（図６で角度β1 は中心線６２に対して約１２０ないし１５０°の範囲にするのが好ましい）。このようにして、前壁３６及び後壁３８に沿う熱境界層流（それぞれ矢印３７Ａ及び３９Ａで示す）は循環４８及び５０と一致するように向きが決められる。従って、コリオリの力はそのような境界層流内での流体の動きを促進し、その結果、流体と壁３６、３８との間の熱伝達を高める。
【００１４】
同様に、冷却通路３２に対して、図８は前壁３６の内面３１Ｂ上に配置された乱流器の対５６Ｂを示し、図９は後壁３８の内面３３Ｂ上に配置された乱流器の対５８Ｂを示す。冷却通路３２を通る半径方向空気流６４は翼端２６から遠ざかることに注意されたい。冷却通路３２内のコリオリの力はその通路内に後壁３８から前壁３６へ循環５２及び５４を生じるので、前壁３６の内面３１Ｂ上の乱流器の対５６Ｂは、中心線６６から遠ざかるように角度が付けられ（図８で角度α2 は中心線６６に対して約１２０ないし１５０°の範囲にするのが好ましい）、そして、後壁３８の内面３３Ｂ上の乱流器の対５８Ｂは、中心線６６に向けて角度が付けられる（図９で角度β2 は中心線６６に対して約３０ないし６０°の範囲にするのが好ましい）。前記の冷却通路３２の場合、前壁３６及び後壁３８に沿う熱境界層流（それぞれ矢印３７Ｂ及び３９Ｂで示す）は循環５２及び５４と一致するように向きが決められる。従って、コリオリの力は冷却通路３２の境界層流内での流体の動きを促進し、流体と壁３６、３８との間の熱伝達を高める。
【００１５】
図５、６、８、及び９から分かるように、乱流器の対５６及び５８は、中心線６２及び６６の各側に略対称的にそれぞれ配置されその間に流路を設けるようにしたリブから作のが好ましい。図示していないが、そのようなリブは全ての用途で中実である必要はなく、且つ、各乱流器は離隔したリブ部分片、円筒などで形成することができる。従って、乱流器の対５６及び５８を設けるための乱流器のこの特定の設計或は形状は本願発明にとって必須のもではなく、又、或は限定と考えるべきものではない。
【００１６】
本願発明の一部ではないが、動翼１０も前縁及び後縁冷却回路を含み、冷却材は後縁導流路６８から入り、後縁開口７０から出て行き、また、冷却材は前縁導流路７２から入り、前縁フィルム冷却孔７４から出て行く。
以上、本発明の好適実施例を説示したが、本発明の範囲内で当業者による適当な改変により動翼内の冷却通路の乱流器構造のさらなる適用を達成できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】ガスタービンエンジン用動翼の斜視図である。
【図２】図１に示した動翼の縦断面図である。
【図３】図１に示した動翼の翼形部の図２の線３−３に沿う拡大断面図である。
【図４】図３に示した翼形部の部分断面図で、冷却通路を流れる空気流の方向は半径方向外方である。
【図５】図４に示した冷却通路の図３の線５−５に沿う部分断面図で、本発明による乱流器構造が翼形部の前壁上に示されている。
【図６】図４に示した冷却通路の図３の線６−６に沿う部分断面図で、本発明による乱流器構造が翼形部の後壁上に示されている。
【図７】図３に示した翼形部の部分断面図であり、冷却通路を流れる空気流の方向は半径方向内方である。
【図８】図７に示した冷却通路の図３の線８−８に沿う部分断面図で、本発明による乱流器構造が翼形部の前壁上に示されている。
【図９】図７に示した冷却通路の図３の線９−９に沿う部分断面図で、本発明による乱流器構造が翼形部の後壁上に示されている。
【符号の説明】
１０  タービン動翼
１２  シャンク
１４  翼形部
２０  吸引側
２２  圧力側
２４  縦軸
２６  翼端
２８  翼根
３０  冷却通路
３６  前壁
３８  後壁
４０、４２  冷却通路壁
４８、５０  冷却通路３０内の循還流
５２、５４  冷却通路３２内の循還流
５６Ａ、５８Ａ、５６Ｂ、５８Ｂ  乱流器の対
６２、６６  中心線
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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