(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
支持ロータディスク（２６）から半径方向外方に延びるタービンブレード（２４）の列を備え、
各タービンブレードが、翼型部（３０）と、プラットフォーム（３２）と、ダブテール部（３４）とを一体の組立体状に含み、
各翼型部が、前縁（４０）と後縁（４２）との間を翼弦方向に延び、前記プラットフォーム（３２）に隣接する根元部（４４）と先端部（４６）との間を半径方向に延びる、互いに反対側にある圧力側（３６）及び負圧側（３８）を含み、
各プラットフォームが、互いに反対側にある第１側縁（４８）と第２側縁（５０）及び互いに反対側にある前側縁（５２）と後側縁（５４）からなる周囲の内側に、前記翼型部の根元部を取り囲んで半径方向外方に向いた外面を含み、
前記プラットフォームの第１側縁（４８）が前記翼型部の圧力側に沿って配置され、前記プラットフォームの第２側縁（５０）が前記翼型部の負圧側に沿って配置され、前記プラットフォームの前側縁と後側縁との間で連続的に、１つのプラットフォームの前記第１側縁が隣接するプラットフォームの前記第２側縁より半径方向に高くなるようにし、これらの間に下降段（５６）を形成して、この上を流れることができる燃焼ガスに対する障害を防止する、
ことを特徴とするタービン（１８）。
【請求項２】
前記プラットフォームの第１側縁（４８）及び第２側縁（５０）が前記前側縁（５２）及び後側縁（５４）に対して斜めになっており、前記第１側縁が、前記翼型部の後縁（４２）からよりも大きい量だけ前記翼型部の前縁（４０）から間隔を置いて配置され、前記下降段（５６）が、前記前縁と後縁との間で、隣接するプラットフォームの前記翼型部の負圧側（３８）に向いたことを特徴とする請求項１に記載のタービン。
【請求項３】
前記プラットフォームの第１側縁（４８）及び第２側縁（５０）と下降段（５６）とが直線状であることを特徴とする請求項２に記載のタービン。
【請求項４】
前記翼型部（３０）が、前記プラットフォーム（３２）上の部分において対角線方向に配置され、前記燃焼ガス２８を該プラットフォームの前記前側縁（５２）から前記後側縁（５４）まで前記下降段（５６）の上を下流側に通すようにしたことを特徴する請求項３に記載のタービン。
【請求項５】
支持ロータディスク（２６）から半径方向外方に延びるタービンブレード（２４）の列を備え、
各タービンブレードが、翼型部（３０）と、プラットフォーム（３２）と、ダブテール部（３４）とを含み、
各翼型部が、前縁（４０）と後縁（４２）との間を翼弦方向に延び、前記プラットフォーム（３２）に隣接する根元部（４４）と先端部（４６）との間を半径方向に延びる、互いに反対側にある圧力側（３６）及び負圧側（３８）を含み、
各プラットフォームが、互いに反対側にある第１側縁（４８）と第２側縁（５０）及び互いに反対側にある前側縁（５２）と後側縁（５４）からなる周辺内において、前記翼型部の根元部のまわりで半径方向外方に向いた外面を含み、
前記プラットフォームの第１側縁（４８）が前記翼型部の圧力側に沿って配置され、前記プラットフォームの第２側縁（５０）が前記翼型部の負圧側に沿って配置され、前記プラットフォームの前側縁と後側縁との間で連続的に、１つのプラットフォームの前記第１側縁が隣接するプラットフォームの前記第２側縁より半径方向に高くなるようにし、これらの間に下降段（５６）を形成して、この上を流れることができる燃焼ガスに対する障害を防止し、
タービンノズルが前記タービンブレード（２４）の列から上流側に配置され、前記タービンノズルは、前記プラットフォームの第１側縁（４８）を横切って斜めに向いて、隣接するプラットフォームの第２側縁５０の上を前記前側縁から後側縁まで下降段を通る流線状に、前記燃焼ガス（２８）を下流側に前記タービンブレードの間で指向させるように構成されたノズル羽根（２２）の列を含む、
ことを特徴とするタービン（１８）。
【請求項６】
前記翼型部（３０）が、前記プラットフォーム（３２）上の部分において対角線方向に配置され、前記燃焼ガス２８を該プラットフォームの前側縁（５２）から前記後側縁（５４）まで前記下降段（５６）の上を下流側に通すようにしたことを特徴する請求項５に記載のタービン。
【請求項７】
前記プラットフォームの第１側縁（４８）及び第２側縁（５０）と、下降段（５６）とが、直線状であることを特徴とする請求項６に記載のタービン。
【請求項８】
前記プラットフォームの第１側縁（４８）及び第２側縁（５０）が、前記前側縁（５２）及び後側縁（５４）に対して斜めになっており、前記第１側縁が、前記翼型部の後縁（４２）からよりも大きい量だけ前記翼型部の前縁（４０）から間隔を置いて配置され、前記下降段（５６）が、前記前縁と後縁との間で、隣接するプラットフォームの前記翼型部の負圧側（３８）に面することを特徴とする請求項７に記載のタービン。
【請求項９】
一体の組立体状になった翼型部（３０）と、プラットフォーム（３２）と、ダブテール部（３４）とを備え、
前記翼型部は、前縁（４０）と後縁（４２）との間を翼弦方向に延び、前記プラットフォーム（３２）に隣接する根元部（４４）と先端部（４６）との間を半径方向に延びる、互いに反対側にある圧力側（３６）及び負圧側（３８）を含み、
前記プラットフォームは、互いに反対側にある第１側縁（４８）と第２側縁（５０）及び互いに反対側にある前側縁（５２）と後側縁（５４）からなる周辺内において、前記翼型部の根元部のまわりで半径方向外方に向いた外面を含み、
前記プラットフォームの第１側縁（４８）が前記翼型部の圧力側に沿って配置され、前記プラットフォームの第２の側縁（５０）が前記翼型部の負圧側に沿って配置され、前記プラットフォームの前側縁と後側縁との間で連続的に、１つのプラットフォームの前記第１の側縁が前記第２側縁より半径方向に高くなるようにして、ロータディスク内に取り付けられたとき前記タービンブレードの隣接するものと共に下降段（５６）を形成する、
ことを特徴とするタービンブレード（２４）。
【請求項１０】
前記プラットフォームの第１側縁（４８）及び第２側縁（５０）が、前記前側縁（５２）及び後側縁（５４）に対して斜めになっており、前記第１側縁が、前記翼型部の後縁（４２）からよりも大きい量だけ前記翼型部の前縁（４０）から間隔を置いて配置された、
ことを特徴とする請求項９に記載のブレード。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般に、ガスタービンエンジンに関し、より具体的には、そのタービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンでは、空気は圧縮機において加圧され、燃焼器において燃料と混合されて高温燃焼ガスを生成し、該高温燃焼ガスは高圧タービンノズルを通じて下流側に流れ、高圧タービンノズルによりこの流れは高圧タービンロータブレードの列に向けられる。ブレードは、ガスからエネルギーを取り出して圧縮機を動力駆動し、低圧タービンは圧縮機の下流側に配置されて付加的なエネルギーを取り出し、該エネルギーが典型的にはファンを動力駆動して、飛行中の航空機を駆動するための推力を生成する。
【０００３】
ノズルは、タービンブレードと同様に、前縁と後縁との間に大きな曲率すなわちキャンバを有する翼型部又は三日月形状のステータ羽根を含む。羽根及びブレードの翼型部は、全体として凹状の圧力側と、これと反対側の全体として凸状の負圧側を有し、これに沿って作動中に燃焼ガスが流れる。
【０００４】
羽根及びブレードのそれぞれの負圧側は、隣接する羽根及びブレードの圧力側から周方向に間隔を置いて配置され、対応する燃焼ガスが流れる流路を該負圧側と圧力側との間に形成する。燃焼ガスは、ほぼ軸方向下流側に向ってタービンノズルに入り、羽根の後縁において、傾斜角をもって、回転するタービンブレードの前縁に向けて再指向される。
【０００５】
従って、燃焼ガスの個々の流線は、ノズル羽根の間とタービンブレードの間を互いにほぼ平行に流れるが、隣接する羽根及びブレードの負圧側及び圧力側によってもたらされる異なる速度に対応するように、曲り状態が変化する。
【０００６】
ブレードのプラットフォームは、燃焼ガスがタービンブレードの間を流れるときに該燃焼ガスを境界付ける半径方向の内側境界を定め、これらのプラットフォームは、作動中にタービンの効率及び性能を最大限にするために空気力学的に滑らかなものである。しかしながら、ブレードは、対応する一体のブレード・ダブテール部を用いて、対応するロータディスクの周囲に個別に取り付けられる。また、各々のブレードは、翼型部及びダブテール部と一体になった個別のプラットフォームを含み、プラットフォームは、プラットフォーム間に最小限の周方向の隙間又は間隙を有するように互いに周方向に隣接していなければならない。
【０００７】
ブレードのプラットフォームは、共通の製造公差をもっており、この公差がそれらの最終寸法を不規則に変化させ、プラットフォームは、ディスクの周囲の対応するダブテール・スロット内に取り付けられたときに公差の累積を生じるので、間に軸方向に延びる間隙を形成しているプラットフォームの隣接する側縁は、半径方向の高さ位置すなわち高さに不規則な差を生じる。
【０００８】
これらのプラットフォームの側縁が上流側に向いた段を形成すると、下流側に流れる燃焼ガスが上昇段に衝突し、空気力学的効率の損失を生じ、突出している段に局部的な加熱がもたらされ、早期の酸化及び局部的な熱応力のため、タービンブレードの耐用寿命を減少させることになる。
【０００９】
プラットフォームの両側の縁は、同一平面上にあるか、又は燃焼ガスが障害なしに上を流れることができる、わずかに下流側に向いた段を有することが好ましい。しかしながら、燃焼ガスの流線が、必然的にタービンブレード間のノズル羽根から再指向されるので、通常は、これらの流線は、対応する流路の入口及び出口端部において互いに反対の周方向にプラットフォームの間隙を横切ることになる。
【００１０】
このことは、タービンブレードの入口において一方の周方向に下降段を生じさせ、タービンブレードの出口において反対の周方向に別の下降段を生じさせるように、意図的な変形を行うといった形で、プラットフォームの設計に複雑さを付加することになる。
【００１１】
これらの反対方向に向いた下降段を生じさせるためには、一方のプラットフォームの負圧側の縁を、その前端において隣接するプラットフォームの圧力側の縁より半径方向に高くし、その後端は、隣接するプラットフォームの圧力側の縁と比較して負圧側縁を半径方向に低くしなければならない。このようにして、隣接するプラットフォームの間の段は、プラットフォームの前端と後端との間で大きさと方向を変え、燃焼ガスの流線の局部的方向に対してのみ下降段を保証するものとなる。
【００１２】
しかしながら、この構成においては、プラットフォーム間の段が方向を変えるので、段は、その軸方向中間における段のないプラットフォームの同一平面上の点を通って、プラットフォームの前側縁と後側縁及び過渡部との間で大きさが徐々に変化する。燃焼ガスの流線の局部的な方向は、エンジンの異なる作動点、及びエンジンの寿命にわたって変わるので、過渡点の両端におけるプラットフォームの段は、意図された下降段の代わりに望ましくない上昇段を生じさせることがある。プラットフォーム間の上昇段は、局部的に燃焼ガスの滑らかな流れを妨げ、局部的に加熱されることにより熱伝導率が増加し、よって、タービンブレードの耐用寿命を減少させることになる酸化の増大及び局部的な高い熱応力を生じることになる。
【特許文献１】
米国特許第６２７６８９７号
【００１３】
【発明が解決しようとする課題】
従って、ガスタービンエンジンのほぼ全ての作動状態に対して下降段のプラットフォームを有する、改良したタービンブレードを提供することが望まれる。
【００１４】
【課題を解決するための手段】
タービンがブレードの列を含み、ブレードの各々は、一体の翼型部と、プラットフォームと、ダブテール部とを有する。各々のプラットフォームは、互いに反対側の翼型部の圧力側及び負圧側に対応する、互いに反対側にある第１側縁及び第２側縁を有する。プラットフォームの第１側縁を、プラットフォームの互いに反対側にある前側縁と後側縁の間で連続的にプラットフォームの第２側縁よりも高くする。このようにして、隣接するプラットフォームが、これらの間に下降段（５６）を形成し、該プラットフォームの上を下流側に流れることができる燃焼ガスに対する障害を防止する。
【００１５】
【発明の実施の形態】
本発明は、その更なる目的及び利点と共に、好ましくかつ例示的な実施の形態により、添付の図面に関連してなされる以下の詳細な説明において更に具体的に説明される。
【００１６】
図１に概略的に示されるのは、飛行中の航空機を駆動するように構成されたターボファン航空エンジンの例示的な形態のガスタービンエンジン１０である。このエンジンは、直列流体連通状態でファン１２、多段軸流圧縮機１４、環状の燃焼器１６、高圧タービン１８、及び低圧タービン２０を含む。
【００１７】
高圧タービンは、対応する外側及び内側バンドセグメント内にステータ羽根２２の列が取り付けられたタービンノズルを含む。ノズル羽根は、１つのシャフトにより圧縮機１４に接合された支持ロータディスク２６から半径方向外方に延びる第１段タービン・ロータブレード２４の列と協働する。また、低圧タービン２０は、第２のシャフトによりファン１２に接合される。
【００１８】
作動中、空気はファン及び圧縮機を通して流通され、燃焼器において燃料と混合されて高温燃焼ガス２８を生成し、高圧及び低圧タービン部品を通して該高温燃焼ガス２８を下流側に排出する。高圧タービンブレード２４は、燃焼ガスからエネルギーを取り出して圧縮機に動力供給し、低圧タービンのブレードにより付加的なエネルギーが取り出され、ファンを動力駆動する。
【００１９】
図２に、２つの隣接する高圧タービンブレード２４が、より詳細に示される。各々のブレードは、翼型部３０と、半径方向内側のプラットフォーム３２と、各ブレードをロータディスクの周辺にある対応するダブテール・スロット内に取り付けるように構成されたダブテール部３４とを含む。また、各々の翼型部は、一般に、作動中に翼型部を冷却するために圧縮機の空気の一部を運ぶ内部冷却流路を有するように中空になっている。
【００２０】
各々の翼型部は、ほぼ凹状の第１すなわち圧力側３６と、互いに反対側にある前縁４０と後縁４２との間を軸方向又は翼弦方向に延びる、ほぼ凸状の、周方向反対側にある第２すなわち負圧側３８とを含む。翼型部の両側はまた、プラットフォームに隣接する半径方向の内側根元部４４と半径方向の外側先端部４６との間のスパンにわたって半径方向に延びる。一般に、翼型部は、作動中に該翼型部を冷却するために冷却空気を該翼型部内部から排出する種々のフィルム冷却穴及び後縁穴を含む。
【００２１】
図２及び図３に示すように、各々のプラットフォーム３２は、翼型部の根元部の周りに半径方向外方に向いた外面を含み、燃焼ガス流のための半径方向内側境界を形成する。プラットフォームは、周方向に反対側にある第１側縁４８及び第２側縁５０と、軸方向に反対側にある前側縁５２及び後側縁５４とからなる周辺部を含む。
【００２２】
プラットフォームの第１側縁４８は、翼型部の圧力側に沿って配置され、該プラットフォームの第２側縁５０は、該翼型部の負圧側に沿って配置される。プラットフォームの前側縁は、翼型部の前縁の下方及び上流側に配置され、プラットフォームの後側縁は、翼型部の後縁の下方及び下流側に配置される。また、一般に、プラットフォームは、上流側にあるタービンノズルの内側バンドに適切なラビリンスシールを設けるために、その前縁の下方にエンゼルウィング延長部を含む。
【００２３】
本発明によると、プラットフォームの第１側縁４８は、プラットフォームの前側縁５２と後側縁５４との間で連続的に、相対的に半径方向に低い（−）プラットフォームの第２側縁５０よりも半径方向に高く（＋）配置され、隣接するプラットフォームの対応する第１側縁と第２側縁の間で半径方向内向きに下がる下降段５６を形成する。このようにして、燃焼ガス流は、隣接するタービンブレード間の流路を通じて下流側に流れるようになるので、ガスは段を落ち、該下降段が燃焼ガスに対する局部的な障害を防止することになる。
【００２４】
これは、燃焼ガスが衝突する局部的な障害を生じさせる、半径方向外方に延びる上昇段と対照的である。望ましい下降段は、燃焼ガス流の空気力学的性能を向上させ、局所的な障害を取り除き、酸化及び熱応力の恐れを低減して、タービンブレードの耐用寿命を増加させる。
【００２５】
図３に示すように、プラットフォームの第１側縁４８及び第２側縁５０は、ほぼ平行四辺形の形状で、前側縁５２及び後側縁５４に対して斜めになっていることが好ましい。第１側縁４８は、根元部との接合部において、該第１側縁と翼型部の後縁４２との間の間隔より大きい量だけ翼型部の前縁４０から間隔を置いて配置される。このように、翼型部の後縁は、プラットフォームの第１側縁に緊密に隣接して配置されるが、翼型部の前縁４０は、プラットフォームの第１側縁から大きな間隔を置いて配置され、燃焼ガスが該プラットフォームの第１側縁上及び隣接するプラットフォームの第２側縁との間隙上を斜めに下流側に流れることを可能にする。
【００２６】
このように、一つのブレードにおけるプラットフォームの下降段５６は、翼型部の前縁と後縁との間で連続的に、隣接するブレードのプラットフォーム上にある翼型部の負圧側３８に向けられる。
【００２７】
図３に示される好ましい実施において、プラットフォームの第１側縁４８及び第２側縁５０と、下降段５６とは、軸方向すなわち翼弦方向に直線状であり、翼型部は、対応するプラットフォーム上の半径方向部分において対角線方向に配置される。この構成は、燃焼ガスが、隣接するタービンブレード間をプラットフォームの第１側縁４８上、下降段５６上、及び隣接するプラットフォームの第２側縁５０へと通されることを保証する。下降段５６は、該下降段が開始するプラットフォームの前側縁５２から、該下降段が終端するプラットフォームの後側縁５４まで延びる。
【００２８】
図２に示すように、下降段５６は、プラットフォームの前側縁５２と後側縁５４の間において半径方向の高さＨがほぼ均一であることが好ましい。この均一の高さの下降段は、段の高さの変化による問題を回避するものであり、製造公差、累積公差、及びタービン作動中の熱膨張における変化に適合するように十分に大きく作られる。
【００２９】
プラットフォームの２つの側縁４８及び５０の半径方向位置以外では、プラットフォームは、タービンブレード間の燃焼ガス流に必要とされる空気力学的性能を満たすために、前側縁と後側縁の間に必要とされる環状の形状と一致するほぼ均一の凸状の外面を有することになる。従って、各々のプラットフォームの第１側縁４８は、そこから周方向内側にあるプラットフォームの残りの部分より半径方向に高い（＋）ことが好ましい。また、各々のプラットフォームの第２側縁５０は、そこから周方向内側にあるプラットフォームの残りの部分より半径方向に低い（−）ことが好ましく、隣接するプラットフォームの隣接する第１側縁と第２側縁の間に全体として下降段を生じさせる。
【００３０】
図２に示されるように、プラットフォームの第１側縁４８を、下降段５６の所望の高さＨの半分すなわちＨ／２だけ該プラットフォーム内側の主部分より相対的に高くすることができ、また、プラットフォームの第２側縁５０を、下降段の意図された高さＨの再び半分すなわちＨ／２だけ該プラットフォーム内側の主部分から半径方向に低くすることができる。このようにすると、隣接するプラットフォームの２つの側縁４８及び５０が所定の位置に取り付けられたとき、該側縁４８及び５０の半径方向の高さの全体の差が、所望の段の高さＨになる。例えば、所望の下降段の高さＨは約２０ミル（０．５１ｍｍ）とすることができ、この高さは、プラットフォームの第１側縁４８における相対的に高い値と、プラットフォームの第２側縁５０における比較的低い値とにより、半分ずつ実現される。
【００３１】
各々のプラットフォームは、翼型部の根元部周辺まわりの主部分から、互いに反対側にある第１側縁４８及び第２側縁５０まで半径方向の高さが徐々に変化することが好ましい。この滑らかな過渡部は、隣接するプラットフォームにおいて下降段５６になっていく、空気力学的に滑らかなプラットフォームの外面を保証し、下流側に流れる燃焼ガスに衝突する上向き段ができる可能性又は見込みを排除する。
【００３２】
下降段５６の効果的な作動を保証するために、図３に示されるタービンノズル羽根２２は、第1側縁と第２側縁の間の周方向間隙の全範囲に沿って各プラットフォームの第１側縁４８を横切って斜めに向き、隣接するプラットフォームの第２側縁５０の上で、前側縁から後側縁まで、下降段を通る流線状に、燃焼ガス２８を下流側にタービンブレードの間で指向させるように構成される。
【００３３】
現代の三次元の計算分析を用いてノズル羽根２２の各々及びその間の羽根間流路の３Ｄ空気力学的形状を構成し、所望の流線でタービンブレードの流路間に再指向させるように、燃焼ガスを排出させることができる。燃焼ガスの流線は、斜めに配置されたプラットフォーム側縁と最初はほぼ平行に、全体として軸方向に向いた下流方向のブレード間の流路に入る。次いで、流線は、ブレードの対角線の形状及び該ブレード間の流路に従って、下降段５６上を下流側に流れるものとなる。
【００３４】
このように、燃焼ガスの流線は、ノズル羽根及びタービンブレードの空気力学的形状により拘束され、タービンブレード間を同じ斜めの方向に下流側に、プラットフォームの第１側縁４８上から下降段流として、隣接するプラットフォームの第２側縁５０に流れるものとなる。この構成において、燃焼ガスの流線は、ブレード間を下流側に進む際に一度だけプラットフォーム間の間隙を横切り、従来の高圧タービンにおいて一般的に見られるように２度反対方向に横切ることはない。
【００３５】
従って、タービンの空気力学的性能及び効率を最大限にし、同時に、プラットフォーム間の間隙を一度だけ横切る燃焼ガスの流線を生じさせるために、現代の３Ｄ計算技術を用いてノズル羽根とタービンブレードを含む高圧タービンを設計し、間に設けられた下降段の効率的な作動を保証することができる。このようにして、上昇段が生じる可能性は取り除かれ、高圧タービンの最大性能及びタービンブレードの長い耐用寿命が保証される。
【００３６】
ここでは、本発明の好ましくかつ例示的であると考えられる実施形態について説明してきたが、本発明の他の変更は、本明細書中の教示から当業者には明らかであり、したがって、本発明の真の精神及び範囲の中に含まれるこれら全ての変更が、添付の特許請求の範囲において保護されることが望まれる。
【００３７】
従って、本国特許出願によって保護されることを望むのは、冒頭の特許請求の範囲の中に記載し及び区別化している発明である。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の例示的な実施形態による高圧タービンノズル及びタービンを通して燃焼ガスを排出する燃焼器を含むターボファン航空機用ガスタービンエンジンの一部の軸方向断面図。
【図２】  図１に示される例示的な実施形態による２つの隣接するタービンブレードの図斜視図。
【図３】  図１に示されるタービンの羽根及びブレードを通る線３−３に沿って切り取った半径方向断面図。
【符号の説明】
１０  ガスタービンエンジン
１２  ファン
１４  圧縮機
１６  燃焼器
１８  高圧タービン
２０  低圧タービン
２２  タービンノズル羽根
２４  タービンブレード
２６  支持ロータディスク
２８  燃焼ガス
３０  翼型部
３２  プラットフォーム
３４  ダブテール部
【図１】
0004152184.tif 000002
【図２】
0004152184.tif 000003
【図３】
0004152184.tif 000004