(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンロータ翼形（１０）であって、
圧力側（１４）および吸込み側（１６）によって結合される前縁（１８）および後縁（２０）と、径方向外側の位置を規定する先端（３２）と、径方向内側の位置を規定する、径方向で反対の根元端（３４）と、
当該翼形（１０）に冷却をもたらすために当該翼形（１０）内に形成された径方向冷却剤空洞（４４、４６）を備えた、少なくとも２つの複数パス蛇行流冷却回路（４０）であって、
当該翼形（１０）内に位置する第１の前方向空洞（４４ａ）、および、前記第１の前方向空洞（４４ａ）から翼弦軸に沿って前方にある第２の前方向空洞（４４ｂ）を少なくとも備える前方向空洞（４４）を備えた前縁回路（２２）であって、最後から二番目の前方向空洞（４４ｃ）および最後の前方向空洞（４４ｄ）を少なくとも提供する当該翼形（１０）の前記先端（３２）および前記根元端（３４）における少なくとも２つの実質的に１８０度の方向転換を伴って前方に流れ、前記最後の前方向空洞（４４ｄ）は当該翼形（１０）の前記前縁（１８）に沿って位置する、前縁回路（２２）、ならびに、
前記第１の前方向空洞（４４ａ）の後に位置する第１の後方向空洞（４６ａ）を少なくとも備える後方向空洞（４６）を備えた後縁回路（２４）であって、最後から二番目の後方向空洞（４６ｄ）および最後の後方向空洞（４６ｅ）を少なくとも提供する当該翼形（１０）の前記先端（３２）および前記根元端（３４）における少なくとも２つの実質的に１８０度の方向転換を伴って後方に流れ、前記最後の後方向空洞（４６ｅ）は当該翼形（１０）の前記後縁（２０）に沿って位置する、後縁回路（２４）
を備えた少なくとも２つの複数パス蛇行流冷却回路（４０）と
を含んでなり、
第１の径方向冷却剤空洞（４４）の出口（５６）から第２の径方向冷却剤空洞（４６）の入口（５４）への１８０度の方向転換は、一定の空洞幅（４８）から狭小し、次に、下流へと前記一定の空洞幅（４８）に戻るように拡大し、ここで、空洞幅（４８）は、前記第１および第２の径方向冷却剤空洞（４４、４６）の軸方向に垂直な方向における、前記第１および第２の径方向冷却剤空洞（４４、４６）の幅であり、
前記第１の径方向冷却剤空洞（４４）と前記第２の径方向冷却剤空洞（４６）との間に形成された空間の直径（５０）が、前記入口（５４）より下流の前記第２の径方向冷却剤空洞（４６）の部分において一定に維持されているのに対し、前記第２の径方向冷却剤空洞（４６）の前記入口（５４）において拡大されており、ここで、前記第１の径方向冷却剤空洞（４４）と前記第２の径方向冷却剤空洞（４６）との間に形成された前記空間が、前記第１の径方向冷却剤空洞（４４）の分離壁と前記第２の径方向冷却剤空洞（４６）の分離壁との間の隙間を形成する空の空間によって画定され、前記直径（５０）が、前記第１の径方向冷却剤空洞（４４）の分離壁と前記第２の径方向冷却剤空洞（４６）の分離壁との間の距離によって規定されていることを特徴とする、タービンロータ翼形（１０）。
【請求項２】
前記第２の径方向冷却剤空洞（４６）への前記入口（５４）において、前記第１の径方向冷却剤空洞（４４）と前記第２の径方向冷却剤空洞（４６）との間の前記空間の直径（５０）は、前記第１の径方向冷却剤空洞（４４）および前記第２の径方向冷却剤空洞（４６）の前記根元端（３４）の近くの直径（５０）の２倍であることを特徴とする、請求項１に記載のタービンロータ翼形（１０）。
【請求項３】
前記第２の径方向冷却剤空洞（４６）への前記入口（５４）での前記第２の径方向冷却剤空洞（４６）の分離壁が、前記入口（５４）より下流の前記第２の径方向冷却剤空洞（４６）の部分における分離壁との間で角度を形成し、当該角度が１５度未満であることを特徴とする、請求項１または２に記載のタービンロータ翼形（１０）。
【請求項４】
前記第１の径方向冷却剤空洞（４４）の前記根元端（３４）に冷却流体（Ｃｆ）入口をさらに備えていることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載のタービンロータ翼形（１０）。
【請求項５】
前記第１の径方向冷却剤空洞（４４）は前記第１の前方向空洞（４４ａ）であり、前記第２の径方向冷却剤空洞（４６）は前記第２の前方向空洞（４４ｂ）であることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のタービンロータ翼形（１０）。
【請求項６】
タービンエンジンのための翼形（１０）内における前方向空洞（４４）における圧力損失を低減するための方法であって、
翼形（１０）内に形成される少なくとも２つの複数パス蛇行流冷却回路（４０）の前方向前縁回路（２２）の径方向内向きに流れる空洞の入口（５４）における空洞幅（４８）を縮小させるステップであって、前記空洞幅（４８）が、前記径方向内向きに流れる空洞の軸方向に垂直な方向における、前記径方向内向きに流れる空洞の幅である、ステップと、
前記径方向内向きに流れる空洞への前記入口（５４）の位置において、前記径方向内向きに流れる空洞と径方向外向きに流れる空洞との間に形成された空間の直径（５０）を最大直径長さへと増加させるステップであって、前記径方向内向きに流れる空洞と前記径方向外向きに流れる空洞との間に形成された前記空間が、前記径方向内向きに流れる空洞の分離壁と前記径方向外向きに流れる空洞の分離壁との間の隙間を形成する空の空間によって画定され、前記直径（５０）が、前記径方向内向きに流れる空洞の分離壁と前記径方向外向きに流れる空洞の分離壁との間の距離によって規定されている、ステップと
を含んでなることを特徴とする、方法。
【請求項７】
前記径方向内向きに流れる空洞への前記入口（５４）において、前記径方向外向きに流れる空洞と前記径方向内向きに流れる空洞との間に形成された前記空間の前記直径（５０）は、前記径方向外向きに流れる空洞および前記径方向内向きに流れる空洞の根元端（３４）の近くの直径（５０）の２倍であることを特徴とする、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
前記径方向内向きに流れる空洞への前記入口（５４）での前記径方向内向きに流れる空洞の分離壁が、前記入口（５４）より下流の前記径方向内向きに流れる空洞の部分における分離壁との間で角度を形成し、当該角度が１５度未満であることを特徴とする、請求項６または７に記載の方法。
【請求項９】
前記翼形（１０）は、前記径方向外向きに流れる空洞の根元端（３４）において冷却流体（Ｃｆ）入口をさらに備えていることを特徴とする、請求項６から８のいずれか一項に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンのためのタービン動翼に関し、より詳細には、非対称に成形されたタービン動翼内部先端での方向転換に関する。
【背景技術】
【０００２】
産業用ガスタービンエンジンでは、高温圧縮ガスが生成される。燃焼システムは、空気を圧縮機から受け入れ、燃料と混合して混合物を燃焼させ、その後に燃焼器の生成物がタービンを通じて膨張させられることで、空気を高エネルギーレベルまで高める。
【０００３】
高温のガス流は、タービンを通過し、膨張して、電力生成のための発電機を駆動するのに使用される機械的仕事を生成する。タービンは概して、高温ガス流からのエネルギーを、エンジンの回転子シャフトを駆動する機械的エネルギーへと変換するために、固定子の静翼および回転子の動翼の複数の段を含む。タービン入口温度は、タービン部品の材料特性および冷却能力によって制限される。これはタービンの動翼および静翼の第１の段にとって、それらの翼形がシステムにおいて最も高温のガス流に曝されるため、特に重要である。
【０００４】
タービン動翼が燃焼システム内の燃焼器から排出される高温ガス流に曝されるため、タービン動翼にとって有用な設計ライフサイクルを得るための冷却方法が用いられる。動翼冷却は、より低温の圧縮空気の一部を圧縮機から抽出し、それをタービン区域へと向かわせ、それによって燃焼器を迂回することによって達成される。タービン区域への導入の後、この冷却空気は、動翼の翼形部分に形成された流路または通路を通じて流れる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ガスタービンは、より大きく、より効率的に、より堅牢になってきている。大きな動翼および静翼が、特に、より高温を伴うエンジンシステムの高温区域において、作られている。そのため、動翼は、適切な構成部品耐用期間を保つために、相当の冷却を必要とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の一態様では、タービンロータ翼形が、圧力側および吸込み側によって結合される前縁および後縁と、先端と、径方向で反対の根元端と、翼形に冷却を提供するために翼形内に形成された少なくとも２つの複数パス蛇行流冷却回路であって、翼形内に位置する第１の前方向空洞、および、第１の前方向空洞から軸方向前方にある第２の前方向空洞を少なくとも備える前縁回路であって、その前縁回路は、最後から二番目の前方向空洞および最後の前方向空洞を少なくとも提供する翼形の先端および根元端における少なくとも２つの実質的に１８０度の方向転換を伴って前方に流れ、最後の前方向空洞は翼形の前縁に沿って位置する、前縁回路、ならびに、第１の前方向空洞の後に位置する第１の後方向空洞を少なくとも備える後縁回路であって、その後縁回路は、最後から二番目の後方向空洞および最後の後方向空洞を少なくとも提供する翼形の先端および根元端における少なくとも２つの実質的に１８０度の方向転換を伴って後方に流れ、最後の後方向空洞は翼形の後縁に沿って位置する、後縁回路を備える少なくとも２つの複数パス蛇行流冷却回路とを備え、第１の前方向空洞の出口から第２の前方向空洞の入口への１８０度の方向転換は、一貫した空洞幅から狭小し、次に、２つの空洞の間に一貫した直径を伴って、下流へと一貫した空洞幅に戻るように拡大する。
【０００７】
本発明の別の態様では、タービンエンジンのための動翼内における前方向空洞における圧力損失を低減するための方法が、翼形内に形成される少なくとも２つの複数パス蛇行流冷却回路の前方向前縁回路の径方向内向きに流れる空洞の入口における空洞幅を縮小するステップと、径方向内向きに流れる空洞への入口の位置において、径方向内向きに流れる空洞と径方向外向きに流れる空洞との間の空間の直径を最大直径の長さへと増加させるステップとを含む。
【０００８】
本発明のこれらおよび他の特徴、態様、および利点は、以下の図面、記載、および請求項を参照してより良く理解されるものである。
【０００９】
本発明は、図の助けによってより詳細に示されている。図は好ましい構成を示しており、本発明の範囲を限定しない。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】本発明の例示の実施形態によるタービン動翼の圧力側からの斜視図である。
【図２】本発明の例示の実施形態の冷却回路の断面の上面図である。
【図３Ａ】先行技術によるタービン動翼翼形の冷却回路の詳細図である。
【図３Ｂ】本発明の例示の実施形態によるタービン動翼翼形の冷却回路の詳細図である。
【図４Ａ】先行技術によるタービン動翼の冷却回路の一部の詳細な断面図である。
【図４Ｂ】本発明の例示の実施形態によるタービン動翼の冷却回路の一部の詳細な断面図である。
【図５Ａ】先行技術の冷却回路の断面図である。
【図５Ｂ】本発明の例示の実施形態の冷却回路の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
好ましい実施形態の以下の詳細な記載では、その記載の一部を形成する添付の図面が参照され、その図面では、本発明が実施され得る特定の実施形態が、限定を用いることなく例示を用いて示されている。他の実施形態が利用できることと、変更が本発明の精神および範囲から逸脱することなく行えることとは、理解されるものである。
【００１２】
大まかには、本発明の実施形態は、前縁回路と後縁回路とを伴う内部複数パス蛇行流冷却回路を備えるタービンエンジンのための動翼翼形を提供する。前縁回路における空洞の入口は空洞幅の狭小を有し、その空洞幅は、前縁回路の他の部分の空洞幅と同様の一貫した空洞幅へと、さらに下流において拡大する。
【００１３】
ガスタービンエンジンは、圧縮機区域と、燃焼器と、タービン区域とを備え得る。圧縮機区域は周囲空気を圧縮する。燃焼器は、圧縮された空気を燃料と混合し、混合物を燃焼し、作動流体を形成する高温ガスを含む燃焼生成物を作り出す。作動流体はタービン区域へと進む。タービン区域内には、静翼と動翼との周方向の交互の列があり、動翼は回転子に結合されている。静翼と動翼との列の各々の対は、タービン区域において段を形成する。タービン区域は、静翼、動翼、および回転子を収容する固定されたタービンケーシングを備える。
【００１４】
特定の実施形態では、回転子を冷却するため、および、動翼を回転させるための空気は、燃焼器シェルにおいて軸流圧縮機排出部から抽出され得る。圧縮機排出空気は、空気対空気の冷却器を通過でき、回転子冷却のために濾過され得る。直接的な冷却が、１つまたは複数の段に沿ってタービンスピンドル動翼の根元端において行われ得る。タービンの静止した静翼は、内部を迂回する配管と外部の抽気配管との両方によって冷却され得る。
【００１５】
電力出力を増加させ、ガスタービンエンジンの効率を向上させるために取られ得る効果的なステップは、熱がシステムに加えられる温度を増加すること、つまり、タービンへと向けられる燃焼ガスのタービン入口温度を上昇させることであり得る。効率的なタービンにおける増加は、タービン動翼および回転子によって耐えられなければならない温度における増加をもたらした。その結果、最も高い望ましい温度を用いるために、何らかの形態の強制冷却が望ましいことがあり得るということになる。この冷却は、様々な段における圧縮機から抽気され、タービンにおける重要な要素へと導管で送られる空気の形態であり得る。静翼および動翼の最初の段を冷却することが強調されているが、空気は他の静翼、動翼、環体、および円板へと向けられてもよい。
【００１６】
翼形はこれらの高い温度および圧力に曝されるため、許容可能な金属温度を維持することが非常に困難である。前方向蛇行回路が望まれる。しかしながら、前方向における圧力低下は、信頼できる冷却方法が効率的になるのを防止する。より効果的な冷却システムを通じての圧力損失および流体の分離における低減が望ましい。本発明の実施形態は、明確には蛇行回路における方向転換において、圧力損失における低減を可能にすることができる動翼を提供する。
【００１７】
ここで図１を参照すると、タービン翼形１０が一実施形態により示されている。図示されているように、タービン翼形１０はガスタービンエンジンのためのタービン動翼である。しかしながら、本発明の態様がガスタービンエンジンにおける静止した静翼へと追加的に組み込まれ得ることは、留意されるべきである。翼形１０は、例えば軸流ガスタービンエンジンの高圧段における使用に適合された外壁１２を備え得る。外壁１２は翼形内部５２を画定している。外壁１２は、タービンエンジンの径方向Rに沿って翼長方向に延び、概して凹状に成形された圧力側壁１４と、概して凸状に成形された吸込み側壁１６とを備える。圧力側壁１４と吸込み側壁１６とは前縁１８および後縁２０において結合されている。外壁１２は、プラットフォーム３８において根元部３６に結合され得る。根元部３６は、タービン翼形１０をタービンエンジンの円板（図示せず）に結合できる。外壁１２は、径方向外向きの翼形端面（翼形先端キャップ）３２と、プラットフォーム３８に結合された径方向内向きの翼形端面３４とによって、径方向において画定されている。他の実施形態では、タービン翼形１０は、タービンエンジンのタービンガス経路区域の内径部に結合された径方向内側端面と、タービンエンジンのタービンガス経路区域の外径部に結合された径方向外側端面とを伴う静止したタービン静翼であり得る。
【００１８】
図２を参照すると、圧力側壁１４と吸込み側壁１６との間の中央で延びる翼弦軸３０が定められ得る。本明細書において、「前方」という相対的な用語は、前縁１８に向かう翼弦軸３０に沿っての方向を言っているが、「後方」という相対的な用語は、後縁２０に向かう翼弦軸３０に沿っての方向を言っている。図示されているように、内部流路の冷却回路４０は、径方向の延在に沿う圧力側壁１４と吸込み側壁１６との間の径方向冷却剤空洞４４ａ〜４４ｄ、４６ａ〜４６ｅによって形成されている。本例では、冷却流体Ｃｆが、動翼１０の根元端３４に設けられた開口を介して径方向空洞４４ａ〜４４ｄ、４６ａ〜４６ｅのうちの１つまたは複数に入ることができ、その開口から、冷却流体Ｃｆは、例えば２つ以上の蛇行冷却回路４０を介して、隣接する径方向冷却剤空洞へと横断できる。径方向冷却剤空洞４４ａ〜４４ｄ、４６ａ〜４６ｅを横断すると、冷却流体Ｃｆは、例えば、図１に示されているように、前縁１８および後縁２０に沿ってそれぞれ位置した排気オリフィス２６、２８を介して、翼形１０から作動流体高温ガス経路Ｗｆへと排出され得る。図面には示されていないが、排気オリフィス２６、２８は、圧力側壁１４、吸込み側壁１６、および翼形先端３２におけるいずれの場所も含め、複数の場所に設けられてもよい。
【００１９】
最後の後方径方向冷却剤空洞４６ｅは、後縁２０に最も近い冷却剤空洞である。最後の後方径方向冷却剤空洞４６ｅに到達すると、冷却流体Ｃｆは、最後の後方径方向冷却剤空洞４６ｅを出てから、後縁２０に沿って配置された冷却流体排気オリフィス２８を介して翼形１０を出て行く前に、後縁２０に沿って位置した後縁冷却特徴部４２の内部配置を通じて軸方向に横断できる。
【００２０】
図２〜図５Ｂに示されているように、タービンロータ翼形１０は少なくとも２つの冷却回路４０と、前縁回路２２と、後縁回路２４とを備えてもよい。各々の冷却回路４０は、少なくとも２つの冷却空気流れを形成するために別々の入口を備え得る。前縁回路２２は前方向空洞４４を備え、前方向空洞４４の少なくとも一部は、第２の径方向冷却剤空洞（４４、４６）へと前方へ流れる第１の径方向冷却剤空洞（４４、４６）、つまり、第２の前方向空洞４４ｂへと前方へ流れる第１の前方向空洞４４ａを備え得る蛇行した様式の経路で流れる。前縁回路２２への入口は第１の前方向空洞４４ａを通過し得る。冷却流体Ｃｆは、第１の前方向空洞４４ａへと入ることができ、翼形１０の先端３２において、実質的に１８０度の先端の方向転換５８を通じて第２の前方向空洞４４ｂへと前方に流れることができる。蛇行した様式の経路は、最後から二番目の前方向空洞４４ｃまで続くことができる。最後から二番目の前方向空洞４４ｃを通過すると、冷却流体Ｃｆは、真っ直ぐな翼弦軸３０を通じて最後の前方向空洞４４ｄへと及ぶことができる。
【００２１】
後縁回路２４は、後方向空洞４６とも称される複数パスの冷却通路を含み得る蛇行した様式の経路を備え得る。特定の実施形態では、３パスの蛇行冷却回路がある。特定の実施形態では、５パスの蛇行冷却回路がある。特定の実施形態では、７パスの蛇行冷却回路がある。後縁回路２４は第１の後方向空洞４６ａを備える。後縁回路２４への入口は、第１の後方向空洞４６ａを通過でき、前方向空洞４４の後にある。冷却流体Ｃｆは、第２の径方向冷却剤空洞（４４、４６）へと後方へ流れる第１の径方向冷却剤空洞（４４、４６）へと入ることができ、つまり、第１の後方向空洞４６ａへと入ることができ、翼形１０の先端３２において、実質的に１８０度の先端の方向転換５８を通じて、第２の後方向空洞４６ｂへと後方へ流れることができる。後縁回路２４はまた、最後から二番目の後方向空洞４６ｄと最後の後方向空洞４６ｅとを少なくとも備え得る。
【００２２】
複数パスの冷却回路４０は、動翼１０を通じて動翼温度を低下させるのを助けるために、翼形１０内から前縁１８と後縁２０との両方に向けての冷却流体Ｃｆの移動流れを助ける。
【００２３】
前縁回路２２の複数の前方向空洞４４は、冷却流体Ｃｆが前方へ移動するにつれて複数の前方向空洞４４を通じて冷却流体Ｃｆの方向を変化させる、動翼の翼形１０の先端３２および根元端３４に沿う少なくとも２つの実質的に１８０度の方向転換を通じて、連結されている。後縁回路２４の複数の後方向空洞４６は、冷却流体Ｃｆが後方へ移動するにつれて複数の後方向空洞４６を通じて冷却流体Ｃｆの方向を変化させる、動翼の翼形１０の先端３２および根元端３４に沿う少なくとも２つの実質的に１８０度の方向転換を通じて、連結されている。前縁回路２２の内部では、最後の前方向空洞４４ｄは動翼１０の前縁１８に沿って位置し得る。最後から二番目の前方向空洞４４ｃは、最後の前方向空洞４４ｄの後方に位置決めされ、前方へ流れることだけでき、最後の前方向空洞４４ｄへと直接的に及ぶ。後縁回路２４は、動翼１０の先端３２および根元端３４に沿う少なくとも２つの実質的に１８０度の方向転換によって、第１の後方向空洞４６ａから最後から二番目の後方向空洞４６ｄおよび最後の後方向空洞４６ｅに向けて後方へ流れる。最後の後方向空洞４６ｅは動翼１０の後縁２０に沿って位置し得る。
【００２４】
翼形１０の先端３２および根元端３４における実質的に１８０度の方向転換を通じた冷却流体Ｃｆの流れは、冷却流体圧力が冷却回路４０を通じてどのように保たれるかに関して重要である。以下において、第１の前方向空洞４４ａおよび第２の前方向空洞４４ｂが、本明細書で開示されている実施形態の例として論考の焦点とされる。前縁回路は後縁回路より圧力損失に対してより敏感である。しかしながら、本明細書の実施形態は、前縁方向であっても後縁方向であっても、蛇行する冷却回路における任意の流れの方向転換に適用できる。図３Ａ〜図５Ｂに示しているように、従来の空洞の方向転換は図３Ａ、図４Ａ、および図５Ａに示されており、一方、改良したものが図３Ｂ、図４Ｂ、および図５Ｂに示されている。概して、空洞は、各々の空洞が径方向内向きおよび外向きに延びる一貫した空洞幅４８を有する。各々の空洞の間の空間が、一貫した空洞幅４８に合致するために一貫した直径５０を概して有する。従来から、次の空洞へと方向転換する前に、空洞同士の間の各々の空間の端において延びる滑らかな円弧がある。径方向冷却剤空洞４４ａ〜４４ｄ、４６ａ〜４６ｅの各々の先端の方向転換５８において、冷却流体Ｃｆが出て行く空洞の出口５６と、冷却流体Ｃｆが入る次の空洞の入口５４とがある。１８０度の先端の方向転換５８は、例として、第１の前方向空洞４４ａから第２の前方向空洞４４ｂへの滑らかな移行となっている。以下の実施形態は、空洞の先端の方向転換５８の構造への変化を含む。
【００２５】
動翼１０の温度は、後縁回路２４の端の近くで、先端３２に沿って、および、動翼１０の前縁１８に沿って、増加する。空洞端の形を非対称に成形された先端の方向転換５８へと変更することは、例えば、冷却流体Ｃｆが第２の前方向空洞４４ｂに入るとき、冷却流体Ｃｆの圧力に良い影響を与えることができる。流れの分離および圧力損失が第２の前方向空洞４４ｂ内において低減され得る。損失におけるこの低減は、さらに、より良好な冷却効率とより小さい冷却流れとの要件のために複数パスの蛇行冷却回路４０を使用する一方で、前縁回路２２における逆流の余地を改善することができる。
【００２６】
図３Ａおよび図３Ｂは、第２の前方向空洞４４ｂへの第１の前方向空洞のための先端の方向転換の詳細を示している。見て分かるように、第１の前方向空洞４４ａからの出口５６は第２の前方向空洞４４ｂの入口５４へと前方に流れている。特定の実施形態では、先端の方向転換５８は第２の前方向空洞４４ｂの入口５４へと移動するため、空洞が入口５４の位置において一貫した空洞幅４８から狭小する。次に、空洞幅４８は、入口５４の下流で一貫した空洞幅４８へと戻るように拡大する。空洞幅４８が狭小するにつれて、２つの空洞の間の直径５０は拡大し、次に、下流において再び一貫した直径５０へと前方から縮小させられる。直径５０のこの拡大は最大直径の長さに達する。
【００２７】
特定の実施形態では、第１の前方向空洞４４ａと第２の前方向空洞４４ｂとの間の空間の直径５０は、第２の前方向空洞４４ｂの入口５４において、空洞同士の間の空間の他の部分に沿う一貫した直径５０の大きさのおおよそ２倍の直径５０の大きさまで拡大する。
【００２８】
最大直径の長さは、第２の前方向空洞４４ｂの入口５４の下流におけるある位置において一貫した直径長さまで下方に移行する。特定の実施形態では、直径５０の長さの移行は、最大直径の長さから元の一貫した直径長さへの滑らかな移行を行う最大直径の長さからおおよそ１５度未満の角度で行われる。
【００２９】
図４Ａは、従来の先端の方向転換の形状が、径方向内向きの方向において空洞の入口に沿って空洞の近い側に圧力損失の増加を作り出すことを示している。さらに、図４Ｂは、径方向外向きの方向の出口における圧力分布が非対称な先端の方向転換５８によって、より均一な圧力損失の低下を呈することを示している。圧力低下は、非対称な先端の方向転換５８によって低減される。方向転換において最も多い圧力低下が提供される空洞の領域を除去し、冷却流体が入る空間を狭小とすることで、圧力のより均一な分布が作り出される。圧力低下における減少は、複数パスの蛇行前方冷却回路が設計されるとき重要である。ここで図４Ｂでは、空洞幅４８が径方向内向きに流れる空洞の入口５４において縮小されており、径方向内向きに流れる空洞と径方向外向きに流れる空洞との間の空間の直径５０が増加されている。
【００３０】
図５Ａおよび図５Ｂは、方向転換の後の径方向内向きの通過における流れの分布が、対称的な空洞を伴う従来の設計よりはるかに均一となることを示している。様々な区域６０、６２、６４の内部の低圧領域が、先端の方向転換５８の形状における変化によって縮小または排除されている。径方向冷却剤空洞４４、４６を通じたより小さい圧力損失を可能にするより均一な圧力分布が行われる。
【００３１】
冷却流体Ｃｆは、前縁回路２２の第１の前方向空洞４４ａと後縁回路２４の第１の後方向空洞４６ａとを通じて送られ得る。前縁回路２２と後縁回路２４との間で分割された冷却流は、動翼１０内のより均一な金属温度を達成するために調節されてもよい。調節は、複数の通路の厚さを変えること、または、複数の通路の長さを調節することなどの形態であり得る。冷却空気の一部を蛇行冷却回路からプラットフォーム３８へと送り、冷却し、次に、蛇行冷却回路へと戻すことによって、冷却回路を通じたプラットフォーム３８のための再生式の冷却があってもよい。
【００３２】
特定の実施形態が詳細に記載されているが、当業者は、それらの詳細への様々な変更および代替が本開示の全体の教示に鑑みて発展され得ることを理解するものである。したがって、開示されている特定の構成は、単に例示であって、本発明の範囲に関して限定しないように意味されており、本発明の範囲は、添付の特許請求の範囲の全体の広さと、その任意およびすべての等価とによって与えられるものである。
【符号の説明】
【００３３】
１０  タービン翼形、動翼、翼形
１２  外壁
１４  圧力側壁
１６  吸込み側壁
１８  前縁
２０  後縁
２２  前縁回路
２４  後縁回路
２６、２８  排気オリフィス
３０  翼弦軸
３２  径方向外向きの翼形端面、翼形先端キャップ、翼形の先端
３４  径方向内向きの翼形端面、翼形の根元端
３６  根元部
３８  プラットフォーム
４０  蛇行冷却回路
４２  後縁冷却特徴部
４４  前方向空洞
４４ａ  第１の前方向空洞
４４ｂ  第２の前方向空洞
４４ｃ  最後から二番目の前方向空洞
４４ｄ  最後の前方向空洞
４６  後方向空洞
４６ａ  第１の後方向空洞
４６ｂ  第２の後方向空洞
４６ｄ  最後から二番目の後方向空洞
４６ｅ  最後の後方向空洞
４８  空洞幅
５０  直径
５２  翼形内部
５４  入口
５６  出口
５８  実質的に１８０度の先端の方向転換
６０、６２、６４  区域
Ｃｆ  冷却流体
Ｗｆ  作動流体高温ガス経路
【図１】
0006928170.tif 000002
【図２】
0006928170.tif 000003
【図３Ａ】
0006928170.tif 000004
【図３Ｂ】
0006928170.tif 000005
【図４Ａ】
0006928170.tif 000006
【図４Ｂ】
0006928170.tif 000007
【図５Ａ】
0006928170.tif 000008
【図５Ｂ】
0006928170.tif 000009