(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
動翼（１０）の冷却通路（３０）が上流端と下流端とそれを貫通する縦軸線（２４）とを有し、冷却媒体（３２）の流れが、該冷却通路（３０）の概して中央域内に位置するコア流域（６０）と、該冷却通路（３０）を形成する各壁（３６、３８）の内面（５６、５８）に概して隣接する熱境界層（５４）とを画成するように該冷却通路（３０）を通るような冷却通路（３０）において、前記冷却通路内面（５６、５８）の少なくとも一つに形成された乱流促進構造（４８）であって、
（ａ）特定の高さと長さを有し前記冷却通路内面（５６、５８）に沿って前記熱境界層（５４）を乱して前記冷却媒体（３２）と前記冷却通路壁（３６、３８）との間の熱伝達を促進する第１組の縦方向に相隔たる乱流促進体（５０）と、
（ｂ）特定の高さと長さを有し前記冷却通路（３０）の前記コア流域（６０）内で乱流を発生してその下流の前記熱境界層（５４）の厚さを減らす第２組の縦方向に相隔たる乱流促進体（５２）とからなり、
前記第２組の乱流促進体（５２）は３次元形状であり、前記第２組の乱流促進体（５２）の前記高さは前記第１組の乱流促進体（５０）の前記高さより２〜４倍大きく且つ前記第２組の乱流促進体（５２）の前記長さは前記第１組の乱流促進体（５０）の前記長さより２〜４倍大きく、
前記第１組の乱流促進体（５０）は、３次元形状であり、１群（６２）をなして各第２組の乱流促進体の下流に配設されており、
第２組の乱流促進体（５０）が、前記冷却通路の壁の内面（５６、５８）に千鳥形に配設されていることを特徴とする乱流促進構造（４８）。
【請求項２】
前記第１組の乱流促進体（５０）の３次元形状が円柱形である、請求項１記載の乱流促進構造。
【請求項３】
前記第２組の乱流促進体（５０）の３次元形状が円柱形である、請求項１又は２に記載の乱流促進構造。
【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翼の内部冷却に関し、特に、このような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た乱流促進構造に関する。
【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、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、動翼用の翼は、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、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】
乱流促進体は動翼の冷却流路において通常用いられる装置で、熱境界層を破りそして冷却通路壁近くで乱流を発生し、こうして、冷却媒体と壁との間の熱伝達を良くする。乱流促進体（従来、冷却通路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。
【０００４】
新しいコアダイ（core die）から製造されたセラミックコアで鋳造された翼は、通常、図４に示すように所望の高さと鋭いコーナを持つ乱流促進体を有することがわかっている。この例では、冷却媒体と冷却通路との間の熱伝達は、乱流促進体を持たない滑らかな表面と比べ、２〜３倍改善され得る。しかし、冷却通路に形成した乱流促進体の高さとコーナは、コアダイが部分的に摩耗した後あるいは冷却媒体に含有される粒子による連続的な衝突により（図５に見られるように）壊食され、こうしてこのような乱流促進体の効果に悪影響を及ぼす。コアダイは新しいコアダイと交換される前に数回磨き直され得るが、これは費用と時間がかかる。
【０００５】
また、乱流促進体は、熱境界層を乱すのに必要な高さより大きな高さを有してコアダイの寿命を延ばすように設計され得るが、このような乱流促進体は冷却流体に過大な望ましくない圧力降下を生じるおそれがある。冷却孔での冷却空気の出口圧力は動翼面上を流れる高温ガスの圧力より高いことが肝要である（この圧力差は逆流余裕として知られている）。もし確実な逆流余裕が保たれなければ、冷却空気は動翼から流出せずそして高温ガスが冷却孔を通って動翼に流入し動翼の寿命を減らすおそれがある。乱流促進体は冷却媒体と冷却通路表面との間の熱伝達を増すが冷却通路の入口と出口との間の圧力降下を増すので、これらの競い合う要因の適当な均衡を保つ乱流促進構造の開発が重要である。
【０００６】
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促進構造として、冷却通路壁の少なくとも一つの壁の内面に沿う熱境界層の厚さを減らし、これにより、コアダイが部分的に摩耗している時でもこのような冷却通路内に過大圧力降下を生じることなく乱流の発生を保つことができるような乱流促進構造の開発が望まれる。
【０００７】
【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内の動翼の冷却通路の少なくとも一つの壁の内面に形成した乱流促進構造が開示され、冷却通路は上流端と下流端とそれを貫通する縦軸線とを有する。冷却媒体の流れが、冷却通路の概して中央域内に位置するコア流域と、冷却通路を形成する壁の内面に概して隣接する熱境界層とを画成するように冷却通路を通る。乱流促進構造は、特定の高さと長さを有し冷却通路壁に沿って熱境界層を乱して冷却媒体と冷却通路壁との間の熱伝達を促進する第１組の縦方向に相隔たる乱流促進体と、特定の高さと長さを有し冷却通路のコア流域内で乱流を発生してその下流の熱境界層の厚さを減らす第２組の縦方向に相隔たる乱流促進体とを含んでいる。従って、第２組の乱流促進体の高さと長さは第１組の乱流促進体の高さと長さより大きい。また、第１および第２組の乱流促進体の相互間隔は最適にされる。第１および第２乱流促進体の形状は変えることができ、２次元と３次元の形状を含み得る。
【０００８】
本発明の第２態様によれば、ガスタービンエンジン用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。翼形部は圧力側と吸引側とを有し、圧力側と吸引側は互いに接合されて翼形をなしている。翼形部はさらに、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線とを有する。加えて、一つ以上の壁が翼形部内に少なくとも一つの縦方向に延在する冷却通路を画成し、壁はその内面と一体の複数の第１および第２乱流促進体を有する。第１乱流促進体は第１特定高さを有しそして第２乱流促進体は第１乱流促進体の特定高さより大きな第２特定高さを有し、従って第２乱流促進体は冷却通路内で第１乱流促進体よりさらに半径方向内方に延在する。
【０００９】
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。
【００１０】
【実施例の記載】
添付図面の全図を通じて同符号は同要素を表す。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はさらに、タービン空気流に半径方向に面する翼台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は凹形の圧力側２０と凸形の吸引側２２とを有し、両側は相互に接合されて翼形をなしている。縦軸線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に取付けた翼根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２０が翼形部吸引側２２に追従するような方向に回転する。すなわち、図１に示した状態では、動翼１０は紙面の裏側に向かって回動する。
【００１１】
図２と図３に示すように、翼形部１４は複数の概して縦方向に延在する内部冷却通路３０を含み、冷却通路３０は冷却空気または冷却媒体３２の流れを通す（その方向は符号を付けない矢印で示してある）。冷却通路３０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３０ａ〜３０ｈ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、３８は方向が翼形部１４の圧力側２０と吸引側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を形成するように壁３６、３８と接合している。蛇行冷却回路３４の冷却通路３０はシャンク１２における入口４４から冷却媒体を受入れることを認識されたい。冷却媒体は冷却通路３０を通った後、翼端２６の穴４６を通って翼形部１４を出る。
【００１２】
図４と図５に見られるように、複数の乱流促進体が通例各冷却通路３０用の壁３６、３８、４０、４２の一つ以上に配設される。さらなる例はリー（Lee)の米国特許第４５１４１４４号である（この例はまた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される）。この例に開示されている乱流促進構造では、複数の縦方向に相隔たる乱流促進体が動翼の冷却通路内の１対の対向壁に配設され、そして冷却通路を貫通する中心線に対して傾斜している。しかし、本例に見られるように、各乱流促進体は実質的に一定の高さを有し、従って冷却通路内に実質的に一定の程度突出している。また、このような乱流促進体は実質的に一定の形と長さを有する。リーの特許における傾斜した乱流促進体は意図した目的に適するものであるが、翼形部１４の内部構造の形成に利用されるコアダイの寿命を延ばしそして壊食の影響を補うために新しい乱流促進構造が必要であることがわかった。
【００１３】
本発明によれば、総体的に符号４８で示す新規乱流促進構造が、冷却通路３０ａ〜３０ｈの一つ以上の壁に、そして好ましくは壁３６、３８、４０、４２のおのおのに設けられる（ただし図では通路３０ｂ〜３０ｇの壁３６、３８だけに示されている）。さらに詳述すると、図６と図７に明示のように、乱流促進構造４８は少なくとも２組の縦方向に相隔たる乱流促進体５０、５２からなる（ただし所望に応じて別の組の乱流促進体も設け得る）。第１乱流促進体５０は好ましくは特定高さh1（約１０〜２０ミル程度）を有することに注意されたい。これにより、第１乱流促進体５０は、各冷却通路壁の内面（図６には壁３６、３８の内面５６、５８を示す）に沿って延在する熱境界層５４を乱すように冷却通路３０内に内向きに延在し得る。従って、第１乱流促進体５０の高さh1は、冷却空気と冷却通路壁との間の熱伝達を増すために、熱境界層５４の厚さと少なくとも同じでなければならず、好ましくはそれよりわずかに大きい。第１乱流促進体５０はまた好ましくは特定長さl1を有し、この長さだけ各冷却通路壁の内面に沿って縦方向に延在し得る。図７に見られるように、第１乱流促進体５０は適用可能な壁の内面（壁３８の内面５８を図示）を実質的に横切って延在する２次元リブの形態を取り得る。代替的に、第１乱流促進体５０は複数の縦方向に相隔たる２次元または３次元の要素（例えば、図８と図１０に示すリブまたは図１２に示す柱体）からなり得る。
【００１４】
第２乱流促進体５２も同様に好ましくは特定高さh2（約２０〜１５０ミル程度）を有し、従って、冷却通路３０を通流する冷却媒体のコア流域６０内で乱流を発生するように冷却通路３０内に内向きに延在し得る。コア流域６０の寸法は幾つかの要因（例えば熱境界層５４の厚さ）により変動するが概して冷却通路３０の中央域を包含することを理解されたい。しかし、第２乱流促進体５２の高さh2は、第２乱流促進体５２が少なくとも部分的にコア流域６０内に延在するように十分大きくなければならない。コア流域６０内の乱流発生により、熱境界層５４の厚さはその下流で減少する。熱境界層５４の厚さのこの減少は、その時、第１乱流促進体５０の形成に使用されたコアダイのある量の摩耗と、コアダイのある程度の他の壊食とを補償する。
【００１５】
第２乱流促進体５２はまた好ましくは特定の縦方向長さl2を有し、従って冷却通路３０の壁に沿って縦方向に延在する。第１乱流促進体５０と同様に、第２乱流促進体５２は壁の内面（図７では壁３８の内面５８を示す）を実質的に横切って延在する２次元リブを有し得る。代替的に、第２乱流促進体５２は（図８〜図１３に示すような）３次元形状を有し得るもので、好ましくは内面に沿って千鳥形に配設される。
【００１６】
第１および第２乱流促進体５０、５２の相対的な高さと長さと間隔は所定の用途に対して重要であることがさらに理解されよう。第１および第２乱流促進体５０、５２の高さh1、h2は主として熱境界層５４の厚さとコア流域６０の位置とにより定められるが、高さh2は概して高さh1より約２〜４倍大きいことに注意されたい。同様に、第１および第２乱流促進体５０、５２の縦方向長さl1、l2は好ましくは同様の関係をもち、縦方向長さl2は縦方向長さl1より約２〜４倍大きい。
【００１７】
第１および第２乱流促進体５０、５２の相互間隔に関しては、図６において壁３８の内面５８に見られるように、所定数の第１乱流促進体５０が好ましくは隣合う第２乱流促進体５２間に配置される。また、隣合う第２乱流促進体５２間に配置される第１乱流促進体５０の数は、冷却通路３０を通流する冷却媒体の速度のような条件により変わるが、概して約２〜５の範囲にある。加えて、対向壁３６、３８の内面５６、５８上の第２乱流促進体５２の配置は千鳥形である（すなわち、ほぼ１８０度位相がずれている）ことに注意されたい。
【００１８】
図８〜図１１に３次元の第２乱流促進体５２を２次元第１乱流促進体５０と共に示したが、第１および第２乱流促進体５０、５２の他の代替構成を図１２と図１３に示す。両図に見られるように、第２乱流促進体５２は３次元形（例えば円柱形）であり、１群６２の３次元第１乱流促進体５０が各第２乱流促進体の下流に配設されている。第１および第２乱流促進体５０、５２の相対的な高さにより、第２乱流促進体５２は適用可能な冷却通路壁の内面に千鳥形に配設され、そして各第２乱流促進体５２と関連する１群６２の第１乱流促進体５０は第２乱流促進体５２と直接整合しないように配置されることが好ましい。さもなければ、１群６２の第１乱流促進体５０が熱境界層５４に及ぼす効果は最少になる。
【００１９】
本発明の一部分ではないが、動翼１０はまた後縁冷却回路と前縁冷却回路を備え、冷却媒体は後縁導流路６４に入りそして後縁開口６６を通って流出し、また冷却媒体は前縁導流路６８に入りそして前縁フィルム冷却開孔７０を通って流出する。
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翼内の冷却通路の乱流促進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に沿う断面図である。
【図４】図３に示した翼形部の線４−４に沿う部分断面図で、新しいコアダイで形成した従来の乱流促進構造を示す。
【図５】図３に示した翼形部の線４−４に沿う部分断面図で、摩耗したコアダイで形成されているかあるいは冷却媒体内の粒子により壊食された場合の図４の従来の乱流促進構造を示す。
【図６】図３に示した翼形部の線４−４に沿う拡大部分断面図で、本発明の乱流促進構造を示す。
【図７】図３に示した翼形部の図６の線７−７に沿う拡大部分断面図である。
【図８】図３に示した翼形部の線４−４に沿う拡大部分断面図で、本発明の乱流促進構造の第２実施例を示す。
【図９】図８に示した乱流促進構造の拡大部分側面斜視図である。
【図１０】図３に示した翼形部の線４−４に沿う拡大部分断面図で、本発明の乱流促進構造の第３実施例を示す。
【図１１】図１０に示した乱流促進構造の拡大部分側面斜視図である。
【図１２】図３に示した翼形部の線４−４に沿う拡大部分断面図で、本発明の乱流促進構造の第４実施例を示す。
【図１３】図１２に示した乱流促進構造の拡大部分側面斜視図である。
【符号の説明】
１０  タービン動翼
１４  翼形部
２４  縦軸線
３０  内部冷却通路
３６、３８  冷却通路壁
４０、４２  冷却通路壁
４８  乱流促進構造
５０  第１乱流促進体
５２  第２乱流促進体
５４  熱境界層
５６、５８  内壁面
６０  コア流域
６２  第１乱流促進体の１群
【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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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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