(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）のタービンノズル組立体（１８）用の翼形部（３２）であって、
（ａ）外側壁（３８）と、
（ｂ）内側壁（４０）と、
（ｃ）前記外側壁（３８）から前記内側壁（４０）まで延びる前縁（４２）と、
（ｄ）前記外側壁（３８）から前記内側壁（４０）まで延びる後縁（４４）と、
（ｅ）前記前縁（４２）から前記後縁（４４）まで延びる、前記翼形部（３２）の正圧側の凹状表面（４６）と、
（ｆ）前記前縁（４２）から前記後縁（４４）まで延びる、前記翼形部（３２）の負圧側の凸状表面（４８）と、
（ｇ）前記後縁（４４）に隣接して前記翼形部（３２）の前記凹状表面（４６）に形成された外側冷却スロット（５０）、内側冷却スロット（５２）、及び少なくとも１つの中間冷却スロット（５４）と、
を含み、
前記冷却スロット（５０、５２、５４）の各々は、
（１）陥凹壁（５６）と、
（２）内側スロット側壁（５８）と、
（３）外側スロット側壁（６０）と、
（４）前記内側スロット側壁（５８）と前記陥凹壁（５６）との間に設置された内側コーナフィレット（６２）と、
（５）前記外側スロット側壁（６０）と前記陥凹壁（５６）との間に設置された外側コーナフィレット（６４）と、
を更に含み、
前記内側冷却スロット（５２）に対する前記内側コーナフィレット（６２）は、前記凹状表面（４６）内の開口（６８）から前記後縁冷却スロット（５０、５２、５４）の出口平面（７０）まで最小半径（Ｒmin）から最大半径（Rmax）まで漸増する可変輪郭（６６）を形成しており、
前記翼形部（３２）は、前記可変輪郭（６６）を形成する前記内側コーナフィレット（６２）と前記翼形部（３２）の端部分（７８）との間の接続部（７６）を含んでおり、該接続部（７６）は、前記スロット出口平面（７０）に垂直な第２の平面（８０）内において、前記開口（６８）から前記出口平面（７０）まで半径を付けられており、
前記接続部（７６）において確定される、前記内側コーナフィレット（６２）と前記翼形部の端部分（７８）との間の角度（θ）は、前記開口（６８）での最大角度（θmax）から前記出口平面（７０）での最小角度（θmin）まで漸減する
ことを特徴とする翼形部（３２）。
【請求項２】
ガスタービンエンジン（１０）のタービンノズル組立体（１８）用の翼形部（３２）であって、
（ａ）外側壁（３８）と、
（ｂ）内側壁（４０）と、
（ｃ）前記外側壁（３８）から前記内側壁（４０）まで延びる前縁（４２）と、
（ｄ）前記外側壁（３８）から前記内側壁（４０）まで延びる後縁（４４）と、
（ｅ）前記前縁（４２）から前記後縁（４４）まで延びる、前記翼形部（３２）の正圧側の凹状表面（４６）と、
（ｆ）前記前縁（４２）から前記後縁（４４）まで延びる、前記翼形部（３２）の負圧側の凸状表面（４８）と、
（ｇ）前記後縁（４４）に隣接して前記翼形部（３２）の前記凹状表面（４６）に形成された外側冷却スロット（５０）、内側冷却スロット（５２）、及び少なくとも１つの中間冷却スロット（５４）と、
を含み、
前記冷却スロット（５０、５２、５４）の各々は、
（１）陥凹壁（５６）と、
（２）内側スロット側壁（５８）と、
（３）外側スロット側壁（６０）と、
（４）前記内側スロット側壁（５８）と前記陥凹壁（５６）との間に設置された内側コーナフィレット（６２）と、
（５）前記外側スロット側壁（６０）と前記陥凹壁（５６）との間に設置された外側コーナフィレット（６４）と、
を更に含み、
前記外側冷却スロット（５０）に対する前記外側コーナフィレット（６４）の１つは、前記凹状表面（４６）内の開口（６８）から前記後縁冷却スロット（５０、５２、５４）の出口平面（７０）まで最小半径（Ｒmin）から最大半径（Rmax）まで漸増する可変輪郭（６６）を形成しており、
前記翼形部（３２）は、前記可変輪郭（６６）を形成する前記外側コーナフィレット（６４）と前記翼形部（３２）の端部分（７８）との間の接続部（７６）を含んでおり、該接続部（７６）は、前記スロット出口平面（７０）に垂直な第２の平面（８０）内において、前記開口（６８）から前記出口平面（７０）まで半径を付けられており、
前記接続部（７６）において確定される、前記外側コーナフィレット（６４）と前記翼形部の端部分（７８）との間の角度（θ）は、前記開口（６８）での最大角度（θmax）から前記出口平面（７０）での最小角度（θmin）まで漸減する
ことを特徴とする翼形部（３２）。
【請求項３】
ガスタービンエンジン（１０）のタービンノズル組立体（１８）用の翼形部（３２）であって、
（ａ）外側壁（３８）と、
（ｂ）内側壁（４０）と、
（ｃ）前記外側壁（３８）から前記内側壁（４０）まで延びる前縁（４２）と、
（ｄ）前記外側壁（３８）から前記内側壁（４０）まで延びる後縁（４４）と、
（ｅ）前記前縁（４２）から前記後縁（４４）まで延びる、前記翼形部（３２）の正圧側の凹状表面（４６）と、
（ｆ）前記前縁（４２）から前記後縁（４４）まで延びる、前記翼形部（３２）の負圧側の凸状表面（４８）と、
（ｇ）前記後縁（４４）に隣接して前記翼形部（３２）の前記凹状表面（４６）に形成された外側冷却スロット（５０）、内側冷却スロット（５２）、及び少なくとも１つの中間冷却スロット（５４）と、
を含み、
前記冷却スロット（５０、５２、５４）の各々は、
（１）陥凹壁（５６）と、
（２）内側スロット側壁（５８）と、
（３）外側スロット側壁（６０）と、
（４）前記内側スロット側壁（５８）と前記陥凹壁（５６）との間に設置された内側コーナフィレット（６２）と、
（５）前記外側スロット側壁（６０）と前記陥凹壁（５６）との間に設置された外側コーナフィレット（６４）と、
を更に含み、
前記内側及び外側冷却スロット（５２、５０）に対する前記内側及び外側コーナフィレット（６２、６４）は、前記凹状表面（４６）内の開口（６８）から前記後縁冷却スロット（５０、５２、５４）の出口平面（７０）まで最小半径（Ｒmin）から最大半径（Rmax）まで漸増する可変輪郭（６６）を形成しており、
前記翼形部（３２）は、前記可変輪郭（６６）を形成する前記内側及び外側コーナフィレット（６２、６４）と前記翼形部（３２）の端部分（７８）との間の接続部（７６）を含んでおり、該接続部（７６）は、前記スロット出口平面（７０）に垂直な第２の平面（８０）内において、前記開口（６８）から前記出口平面（７０）まで半径を付けられており、
前記接続部（７６）において確定される、前記内側及び外側コーナフィレット（６２、６４）と前記翼形部の端部分（７８）との間の角度（θ）は、前記開口（６８）での最大角度（θmax）から前記出口平面（７０）での最小角度（θmin）まで漸減する
ことを特徴とする翼形部（３２）。
【請求項４】
前記角度（θ）が、前記開口（６８）と前記出口平面（７０）との間の中間位置で４５°であることを特徴とする、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の翼形部（３２）。
【請求項５】
前記開口（６８）での最大角度（θmax）は６５°〜８５°であり、
前記出口平面（７０）での最小角度（θmin）は０°〜１０°であることを特徴とする、請求項１乃至４のいずれか１項に記載の翼形部（３２）。
【請求項６】
前記可変輪郭（６６）を形成する前記コーナフィレット（６２／６４）は、前記外側冷却スロット（５０）内の前記外側コーナフィレット（６４）であることを特徴とする、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の翼形部（３２）。
【請求項７】
前記可変輪郭（６６）を形成する前記コーナフィレット（６２／６４）は、前記内側冷却スロット（５２）内の前記内側コーナフィレット（６２）であることを特徴とする、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の翼形部（３２）。
【請求項８】
前記外側冷却スロット（５０）の前記外側側壁（６０）及び前記陥凹壁（５６）は、前記凹状表面（４６）内の開口（６８）から前記スロット出口平面（７０）まで予め定められた各半径を有する連続する曲面を形成していることを特徴とする、請求項６に記載の翼形部（３２）。
【請求項９】
前記内側冷却スロット（５２）の前記内側側壁（５８）及び前記陥凹壁（５６）は、前記凹状表面（４６）内の開口（６８）から前記スロット出口平面（７０）まで予め定められた各半径を有する連続する曲面を形成していることを特徴とする、請求項７に記載の翼形部（３２）。
【請求項１０】
請求項１乃至９のいずれか１項に記載された翼形部（３２）を有するタービンノズル（１８）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的ガスタービンエンジン用のタービンノズルに関し、具体的には、翼形部の応力を減少するように陥凹壁と側壁との間に可変フィレットを有するように構成された、その後縁における外側冷却スロット及び内側冷却スロットのうちの少なくとも１つを有する、タービンノズル中で用いられる翼形部に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンの高圧タービン用のノズルセグメントは一般的に、一体の内側及び外側流路バンドを備える一対の中空の翼形部を含むことが知られている。これらの部品は、別々に鋳造され、部分的に機械加工され、互いににろう付けされ、その後仕上げ加工されてノズルセグメントを形成する。中空の翼形部は、内部に冷却空気を供給され、この冷却空気が次に翼形部の後部空洞から出る後縁スロットを通って流れ、翼形部の後縁の開口を通して吐出される。その時、冷却空気は、翼形部内部の後縁スロットに沿って流れながら、対流冷却を行う。かかる空気が翼形部後縁の開口を通して流路に吐出されると、空気は翼形部後縁に対してフィルム冷却を与える。
【０００３】
後縁冷却スロットを備えるタービン翼形部は、本来、スロットと該スロット間のリブとの間に段部を有する。内側及び外側の翼形部／流路交差部においてノズルバンドに最も近い冷却スロット内の段部は、大きい熱応力が生じた場合に大きい応力集中を起こし、それが結果的に後縁に軸方向の亀裂を生じさせる可能性があることが分かった。亀裂は、最終的に翼形部セクション中に広がり、タービンノズルの過早故障を招くことになる。翼形部の後縁の過熱が生じる筈であるから、冷却スロット自体は除去できない。その上、段部は、それが翼形部／バンド接合部に近接しているので、研削して滑らかにするのが困難である。
【０００４】
中空の翼形部空洞及び後縁冷却スロットは、鋳造に先立って別々に製作され、蝋型と組合わされたセラミックコアによって鋳造工程時に形成されることを理解されたい。従来の設計においては、後縁スロットのコーナフィレットは、セラミックコアにより作り出され、スロット閉塞を減少させ冷却流面積を維持するために極力小さくされる。しかしながら、製造時に、セラミックコアは、自動仕上げ処理されてコアのダイ分割線の周りの不要なコア材料を除去される。この処理は、コア上の外側コーナフィレットの全てではないにしても一部を除去し、最終鋳物品に鋭い内部コーナを生じる場合が多いことが分かった。このコーナは、応力集中個所として作用するので翼形部後縁の亀裂を発生させる可能性がある。
【０００５】
ガスタービンエンジンのタービンブレードに対する同様の問題に対処しようとする試みが、特許文献１に開示されている。この特許には、翼形部の後縁スロットとプラットホームとの間の段部の少なくとも一部が排除されたタービンブレードが開示されている。タービンブレードを鋳造するために用いられる翼形部コアは、第１の後縁スロットの陥凹壁から翼形部の接続部まで連続した滑らかな輪郭を形成するためのタブが含んでいる。このようにして、応力集中が減少され、それによってタービンブレードの寿命及び性能を改善している。
【０００６】
【特許文献１】
米国特許第６，０６２，８１７号
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
従って、上述のことを考慮に入れれば、内側及び外側ノズルバンドに隣接して設置された冷却スロットの段部における応力集中を、このようなスロットからの冷却流に悪影響を与えることなく減少させる、タービンノズルに用いられる改良された翼形部設計が開発されることが望ましいであろう。自動仕上げ製造工程により生じる追加の応力集中の機会を排除するように、用いられるコアを改良することもまた望ましいであろう。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
本発明の第１の例示的な実施形態において、ガスタービンエンジンのタービンノズル組立体用の翼形部が開示され、該翼形部は、外側壁と、内側壁と、外側壁から内側壁まで延びる前縁と、外側壁から内側壁まで延びる後縁と、前縁から後縁まで延びる、翼形部の正圧側の凹状表面と、前縁から後縁まで延びる、翼形部の負圧側の凸状表面と、後縁に隣接して翼形部の凹状表面に形成された外側冷却スロット、内側冷却スロット、及び少なくとも１つの中間冷却スロットとを含む。冷却スロットの各々はまた、陥凹壁と、内側スロット側壁と、外側スロット側壁と、内側スロット側壁と陥凹壁との間に設置された内側コーナフィレットと、外側スロット側壁と陥凹壁との間に設置された外側コーナフィレットとを含み、内側及び外側冷却スロットの少なくとも１つに対する内側及び外側コーナフィレットの１つは、凹状表面内の開口から後縁冷却スロットの出口平面まで可変輪郭を形成している。より具体的には、可変輪郭を形成するコーナフィレットは、スロット出口平面にほぼ垂直な第１の平面内において、開口から出口平面まで半径を付けられている。翼形部はまた、可変輪郭を形成するコーナフィレットと翼形部の端部分との間の接続部を含んでおり、該接続部は、スロット出口平面にほぼ垂直な第２の平面内において、開口から出口平面まで半径を付けられている。
【０００９】
本発明の第２の例示的な実施形態においては、タービン翼形部のための翼形部コアが開示され、該翼形部コアは、翼形部の中空部分を形成するためのくさび形チャネルと該くさび形チャネルから延びる複数のフィンガとを含み、端部に設置されたフィンガの少なくとも１つは、第１の側壁から第２の側壁まで予め定められた半径を有する末端部分を有するように構成されている。フィンガの末端部分は、フィンガを通る軸線にほぼ垂直な第１の平面内において半径を付けられ、かつフィンガを通る軸線にほぼ平行な第２の平面内において半径が付けられている。
【００１０】
本発明の第３の例示的な実施形態においては、タービンノズルの翼形部を製作する方法が開示され、該方法は、ダイの内部にモールドを挿入する段階とスラリーをダイ中に注入する段階とを含む。外側壁と、内側壁と、外側壁から内側壁まで延びる前縁と、外側壁から内側壁まで延びる後縁と、前縁から後縁まで延びる、翼形部の正圧側の凹状表面と、前縁から後縁まで延びる、翼形部の負圧側の凸状表面と、後縁に隣接して翼形部の凹状表面に形成された複数の冷却スロットとを含み、冷却スロットの各々が更に、陥凹壁及び一対のスロット側壁と、陥凹壁と翼形部の内側及び外側壁の少なくとも１つに隣接する冷却スロットのスロット側壁のうちの１つとの間のコーナフィレットに対する、凹状表面内の開口から後縁冷却スロットの出口平面までの可変輪郭とを含む、翼形部が形成される。このように、コーナフィレットは、スロット出口平面にほぼ垂直な第１の平面内において、開口における最小半径からスロット出口平面における最大半径まで徐々に増大する半径で形成される。この方法はまた、コーナフィレットと翼形部の端部分との間に、スロット出口平面にほぼ垂直な第２の平面内において開口から出口平面まで半径が付けられた接続部を形成する段階を含む。
【００１１】
【発明の実施の形態】
図を通して同一の符号が同じ要素を示す図面をここで詳細に参照すると、図１は、直列に流体連通して、通常のファン１２、高圧圧縮機１４、及び燃焼器１６を有する例示的なターボファンガスタービンエンジン１０を示す。燃焼器１６は、通常の方法で燃焼ガスを発生し、この燃焼ガスは燃焼器から高圧タービンノズル組立体１８を通して吐出され、ノズル組立体から通常の高圧タービン２０に導かれ、次に通常の低圧タービン２２に導かれる。高圧タービン２０は、適当なシャフト２４を介して高圧圧縮機１４を駆動し、一方、低圧タービン２２は別の適当なシャフト２６を介してファン１２を駆動するが、これら全ては長手方向又は軸方向中心軸線２８の周りに同軸に配置されている。
【００１２】
ここで図２を参照すると、タービンノズル１８は、好ましくは複数の円周方向に隣接するノズルセグメント３０を含み、それらノズルセグメントは集合して完全な３６０°の組立体を形成することが分かるであろう。各ノズルセグメント３０は、好ましくは２つ又はそれ以上の円周方向に間隔を置いて配置された翼形部３２を有し、それら翼形部は円弧状の半径方向外側バンド３４及び円弧状の半径方向内側バンド３６に接続される。より具体的には、各翼形部３２は、その表面が外側バンド３４に隣接して位置する外側壁３８（図３では外側バンド３４の影）と、その表面が内側バンド３６に隣接して位置する内側壁４０と、外側壁３８から内側壁４０まで延びる前縁４２と、外側壁３８から内側壁４０まで延びる後縁４４と、翼形部３２の正圧側で前縁４２から後縁４４まで延びる凹状表面４６と、翼形部３２の負圧側で前縁４２から後縁４４まで延びる凸状表面４８とを含む。
【００１３】
図２に見られるように、翼形部３２は更に、外側バンド３４に隣接して設置された外側冷却スロット５０と、内側バンド３６に隣接して設置された内側冷却スロット５２と、それぞれ外側冷却スロット５０と内側冷却スロット５２との間に設置された少なくとも１つの中間冷却スロット５４とを含む。冷却スロット５０、５２及び５４の各々は、陥凹壁５６と、内側スロット側壁５８と、外側スロット側壁６０と、内側スロット側壁５８と陥凹壁５６との間に設置された内側コーナフィレット６２と、外側スロット側壁６０と陥凹壁５６の間に設置された外側コーナフィレット６４とにより形成されることが図３〜図６から分かるであろう。内側及び外側スロット側壁５８及び６０は、一般的に各冷却スロットの間に配置された隣接する各リブ６１により形成されるが、リブ６３を用いて内側冷却スロット５２に対する外側スロット側壁６０を形成し、また翼形部３２の内側部分７８（以下により詳細に説明する）がその内側スロット側壁５８を形成することが分かるであろう。
【００１４】
本発明によると、内側冷却スロット５２に対する内側コーナフィレット６２及び外側冷却スロット５０に対する外側コーナフィレット６４のうちの少なくとも１つが、凹状表面４６内の開口６８（当該技術ではブレイクアウトとして知られる）から冷却スロット５０、５２及び５４にほぼ垂直に延びる出口平面７０まで可変輪郭（図３の表面６６により示されるような）を形成することが好ましい。ｘ軸７１、ｙ軸７３、及びｚ軸７５により形成される座標系が図３に示され、この座標系を用いてここで説明する様々な平面を定める。従って、出口平面７０は、ｙ−ｚ平面内で延びる平面として定められる。
【００１５】
本明細書では内側冷却スロット５２に対する内側コーナフィレット６２に関して図示し説明するが、本発明は、外側冷却スロット５０に対する外側コーナフィレット６４について鏡像関係で適用することが可能であり、またそうすることが好ましい。図３の輪郭線７２により明らかなように、表面６６（内側冷却スロット５２に対する内側スロット側壁５８とも考えることもできる）は、スロット出口平面７０にほぼ垂直に延びる第１の平面７４（ｘ−ｚ平面内で延びるものとして定められる）内において開口６８からスロット出口平面７０まで半径が付けられている。可変輪郭を形成する内側コーナフィレット６２の半径は、開口６８における最小半径Ｒminからスロット出口平面７０における最大半径Ｒmaxまで徐々に増大していることが、このような輪郭線７２の曲率から分かるであろう。これは、内側冷却スロット５２に対するスロット領域、フットプリント及び冷却特性を維持するためになされる。
【００１６】
更に、翼形部３２は、内側コーナフィレット６２と凹状表面４６の内側部分７８との間の接続部７６を含み、接続部７６は、スロット出口平面７０（及び第１の平面７４）にほぼ垂直に延びる第２の平面８０（ｘ−ｙ平面内において延びるものとして定められる）内において開口６８からスロット出口平面７０まで半径が付けられている。図６に見られるように、内側コーナフィレット６２と翼形部３２の内側部分７８との間の角度Θは、接続部７６において確定され、そこではこの角度Θは、開口６８における最大角度Θmaxからスロット出口平面７０における最小角度Θminまで徐々に減少する。最大角度Θmaxは約６５°〜８５°であり、最小角度Θminは約０°〜１０°であることが好ましい。角度Θは、図６に示すように開口６８とスロット出口平面７０との間のほぼ中間位置で約４５°であることが分かるであろう。
【００１７】
内側コーナフィレット６２が表面６６の可変輪郭を確定するには、内側冷却スロット５２の内側スロット側壁５８及び陥凹壁５６が、凹状表面４６内の開口６８からスロット出口平面７０（図６に最も良く見られる）まで予め定められた半径を有する連続する曲面を形成するのが好ましいことが分かるであろう。同様に、外側冷却スロット５０の場合には、外側スロット側壁６０及び陥凹壁５６は、凹状表面４６内の開口６８から出口平面７０まで予め定められた半径を有する連続する曲面を形成することが好ましいことになる。
【００１８】
翼形部コア１００を用いて翼形部３２の内部中空部分及び後縁冷却スロット５０、５２及び５４を形成することがわかるであろう。図８に見られるように、翼形部コア１００は、くさび形チャネル１０４と、該くさび形チャネル１０４から延びる外側フィンガ１０５、複数の中間フィンガ１０６、及び内側フィンガ１０８とを含む。内側フィンガ１０８を用いて翼形部３２の内側冷却スロット５２を形成し、外側フィンガ１０５が外側冷却スロット５０を形成し、また中間フィンガ１０６が中間冷却スロット５４を形成することに注目されたい。より具体的には、内側フィンガ１０８は、くさび形チャネル１０４に結合されたステム部分１０９と、断面で見たとき（図６〜図８参照）、第１の側壁１１２から第２の側壁１１４まで予め定められた半径を有する末端部分１１０とを有するように構成されている。中間フィンガ１０６のほぼ矩形の末端部分１１１と対照的に、上述のように、内側冷却スロット５２の陥凹壁５６及び内側スロット側壁５８によって連続する曲面が確定されている。同様に、外側フィンガ１０５の末端部分１１５は、第１の側壁１１７から第２の側壁１１９（図８参照）まで予め定められた半径を有するのが好ましいので、翼形部３２内の外側冷却スロット５０については陥凹壁５６及びの外側スロット側壁６０によって連続する曲面が確定されている。
【００１９】
従って、内側フィンガ１０８の末端部分１１０は、内側フィンガ１０８を通る軸線１１８にほぼ垂直な第１の平面１１６（第１の平面７４に対応する）内と同時に軸線１１８にほぼ平行な第２の平面（第２の平面８０に対応する）内において半径が付けられている。翼形部コア１００を内側フィンガ１０８に関して説明さたが、外側フィンガ１０５に対しては内側フィンガ１０８の鏡像を用いて、翼形部３２内の外側冷却スロット５０の好ましい形状を形成するのが好ましいことが分かるであろう。
【００２０】
上で指摘したように、翼形部コア１００の形成工程の特質により、セラミック材料がダイの２つの接合部片の間に逸出する「ばり」が生じる。次に翼形部コア１００は、小型のコンピュータ制御フライス盤を用いて仕上げ加工し、ばりを除去することが好ましい。図６に鎖線１２２で示すように、この仕上げ工程は、最終的に内側及び外側コーナフィレット６２及び６４を形成するフィンガ側壁の半径の一部を除去し、従来の設計において生じていた鋭いコーナを生じる可能性がある。本発明において内側冷却スロット５２の内側スロット側壁５８及び外側冷却スロット５０の外側スロット側壁６０に可変輪郭のフィレットを設けることにより、そのような冷却スロット５２及び５０のそれぞれ内側コーナフィレット６２及び外側コーナフィレット６４の半径は、そのようなコーナフィレットが翼形部３２の公称鋳造寸法より大きいので、より良く維持される。
【００２１】
タービンノズル１８の翼形部３２を製作する方法によると、翼形部コア１００は、ワックスが該コアを包み込むようにダイの内部に保持されることが分かるであろう。翼形部３２用の金属鋳造品のレプリカである最終蝋型が製作され、翼形部コア１００が最終鋳造品内に形成される空洞に置き代わる。蝋型は、何回かセラミック溶液中に浸漬されかつ乾燥されて、強度のあるシェルモールドを形成する層を積層されることを理解されたい。次いで、モールドは、翼形部コア１００がシェル内部に残り、該モールドが溶融金属で満たされたとき翼形部３２の空洞を形成するように、加熱されてワックスが融出され、セラミックが硬化される。溶融合金が、モールド中に注入れて、ワックスにより残された形状を取り、翼形部コア１００は、金属が最終鋳造品において空洞になるべき領域に流入するのを防止し、内部形状を作り出す。最後に、セラミックシェルが、鋳造品から破壊して取り除かれ、また内部セラミックコア１００が溶液を用いて溶出される。このようにして、翼形部３２の最終鋳造品は、蝋型の外部形状及び翼形部コア１００の内部形状を有し、上述のように内側冷却スロット５２の内側コーナフィレット６２と外側冷却スロット５０の外側コーナフィレット６４とを含むのが好ましい。
【００２２】
本発明の好ましい実施形態を図示し説明してきたが、タービンノズル１８用の翼形部３２、翼形部コア１００、及びかかる翼形部を製作する方法のさらなる適用を、当業者は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく適当な変更形態で行うことができる。特に、本明細書中に説明しまた特許請求した着想は、タービンブレードにおいて用いることができ、また本発明とも矛盾無く使用できることを理解されたい。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】  本発明によるタービンノズルを含むガスタービンエンジンの断面図。
【図２】  図１に示すタービンノズルのセグメントの拡大斜視図。
【図３】  図２に示すタービンノズルの翼形部及び内側バンドの部分拡大斜視図。
【図４】  図３に示す線４−４に沿った翼形部の部分断面図。
【図５】  図３に示す線５−５に沿った翼形部の部分平面図。
【図６】  図３に示す線６−６に沿った翼形部の部分断面図。
【図７】  翼形部中の後縁冷却スロットを形成するコア部分を含む図２〜図６に示す翼形部の部分拡大上面斜視図。
【図８】  翼形部の中空の内側部分及び後縁冷却スロットを形成するために用いられるコアの底面斜視図。
【符号の説明】
３０  ノズルセグメント
３２  翼形部
３４  外側バンド
３６  内側バンド
４０  内側壁
４２  前縁
４４  後縁
４６  凹状表面
４８  凸状表面
５０  外側冷却スロット
５２  内側冷却スロット
５４  中間冷却スロット
【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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