(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンの中空タービン翼形部（１２）であって、
中空内部（２２）を囲んでいる外壁（４０）を備え、
前記外壁（４０）は翼形部基部（４６）から翼形部先端（４８）まで翼幅方向（Ｓ）に半径方向外方に延在し、翼弦方向に相隔たる前縁（ＬＥ）及び後縁（ＴＥ）と、前記前縁（ＬＥ）と後縁ブロック（５０）との間に翼弦方向に延在する幅方向に相隔たる圧力側及び吸引側部分（５２、５４）とを有し、前記後縁ブロック（５０）は前記後縁で終わっており、
また、前記中空内部（２２）から後方に前記後縁ブロック（５０）を翼弦方向に貫通している複数の後縁冷却空気ダクト（６０）と、
前記後縁冷却空気ダクト（６０）から前記後縁ブロック（５０）を貫通している後縁フィルム冷却孔（６２）と
を備え、
前記後縁フィルム冷却孔（６２）は、前記後縁冷却空気ダクト（６０）の各々に対し複数設けられており、
前記翼形部（１２）は、セラミックマトリックス複合材から形成され、
前記吸引側部分（５４）は、前記圧力側部分（５２）の圧力壁の第２厚さ（Ｔ２）より大きな第１厚さ（Ｔ１）を有する中空タービン翼形部（１２）。
【請求項２】
低いひずみ対破損比の材料で製造した請求項１記載の翼形部（１２）。
【請求項３】
前記セラミックマトリックス複合材はＳｉＣマトリックスとＳｉＣ繊維を有する、請求項１記載の翼形部（１２）。
【請求項４】
単体セラミック材料で製造した請求項１記載の翼形部（１２）。
【請求項５】
前記後縁冷却空気ダクト（６０）は前記中空内部（２２）から後方に先細になっている、請求項１記載の翼形部（１２）。
【請求項６】
前記後縁冷却空気ダクト（６０）は前記中空内部（２２）から後方に前記後縁ブロック（５０）を完全に貫通している、請求項５記載の翼形部（１２）。
【請求項７】
前記後縁冷却空気ダクト（６０）から後方に前記後縁ブロック（５０）を完全に貫通している絞り孔（７６）をさらに含む請求項１記載の翼形部（１２）。
【請求項８】
前記後縁冷却空気ダクト（６０）は、実質的に一定の翼幅方向高さ（６６）と、前記中空内部（２２）から翼弦方向後方に漸減している、前記翼形部（１２）の翼幅（４２）に対して垂直な断面幅（６８）とを有する、請求項５記載の翼形部（１２）。
【請求項９】
前記後縁冷却空気ダクト（６０）は前記中空内部（２２）から後方に前記後縁ブロック（５０）を完全に貫通している、請求項８記載の翼形部（１２）。
【請求項１０】
前記後縁冷却空気ダクト（６０）から後方に前記後縁ブロック（５０）を完全に貫通している絞り孔（７６）をさらに含む請求項１記載の翼形部（１２）。
【請求項１１】
前記冷却空気ダクト（６０）は前記後縁ブロック（５０）の翼弦方向及び翼幅方向曲げの中立軸線（６４）近辺に中心を有する、請求項８記載の翼形部（１２）。
【請求項１２】
前記後縁ブロック（５０）のブロック湾曲（８０）をさらに含み、前記後縁ブロック（５０）は前記外壁（４０）の前記圧力側部分（５２）に対して垂直方向（８２）に外方に湾曲している、請求項１１記載の翼形部（１２）。
【請求項１３】
前記ブロック湾曲（８０）は前記後縁において回転（８４）の最大量（９０）を有する、請求項１２記載の翼形部（１２）。
【請求項１４】
前記後縁は、概して翼弦方向後方に外方に湾曲している、請求項１０記載の翼形部（１２）。
【請求項１５】
前記ブロック湾曲（８０）は前記後縁において前記翼弦（Ｃ）からの回転（８４）の最大点を有する、請求項１４記載の翼形部（１２）。
【請求項１６】
請求項１乃至１５のいずれか１項に記載の中空の翼形部（１２）を有する、ガスタービンエンジン静翼（１０）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の背景】
米国政府は、米国空軍との契約に基づいて本発明に対する権利を有する。
【０００２】
【発明の属する技術分野】
本発明はガスタービンエンジンのタービンの静翼と動翼の冷却に関し、特に、セラミック製の静翼と動翼の翼形部後縁のフィルム冷却に関する。
【０００３】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンは、空気を圧縮する圧縮機を含み、圧縮空気は燃焼器に導かれ、そこで燃料と混ぜられかつ点火されて燃焼ガスを生成する。燃焼ガスは下流方向に流れて一つ以上のタービン段を通り、タービン段はエネルギーを燃焼ガスから抽出して圧縮機に動力を与え、さらに、例えば、飛行中の航空機を推進するファンを駆動するための動力を発生する。一タービン段は、ロータディスクの外周に固定した１列のタービン動翼と、その上流に配置した複数の静翼を有する静止タービンノズルとを備えている。燃焼ガスは静翼間と動翼間を流れ、エネルギーが抽出されてロータディスクを回す。
【０００４】
動翼と静翼は、しばしば、中空内部を有する翼形部を含み、中空内部は翼形部の前縁と後縁との間に延在する。冷却空気が中空内部に流入して翼形部の内部冷却をなし、フィルム冷却孔を通って流出して翼形部の外部冷却をなす。ガスタービン内の温度は２５００゜Ｆを超える可能性があり、タービンの静翼と動翼の翼形部を冷却することは、静翼と動翼の寿命に関して非常に重要である。冷却を行わないと、タービンの静翼と動翼の翼形部は急速に劣化するおそれがある。タービン翼形部の冷却の改良は非常に望ましいことであり、翼冷却技術に関する当業者は、改良した冷却設計を考案して冷却を良くすることに多大の努力をしてきた。タービンの静翼と動翼は通例、冷却用として圧縮機から抽出された圧縮機空気の一部分で冷却される。圧縮機空気の一部分を抽出すると、必然的にエンジンの総合効率が低下する。従って、静翼と動翼をなるべく少ない圧縮機抽出空気で冷却することが望ましい。
【０００５】
様々な冷却通路形態を翼形部の中空内部内で用いることができる。冷却空気を真っ直ぐに通すこと、あるいは衝突冷却空気用の衝突邪魔板の使用が、翼形部を冷却するために中空内部内で用いられる２種の冷却態様である。フィルム冷却空気が中空内部から様々なフィルム冷却孔を経て排出され、フィルム冷却孔は翼形部の外面の前縁と翼弦中央域に配設される。
【０００６】
ガスタービンエンジンの総合効率は燃焼ガスの温度に直接関係するので、エンジン効率は、タービンノズルを高温で働かせる能力によって制限される。従来のタービンの静翼と動翼の材料は超合金、例えば、単結晶ニッケル基材料であり、このような材料により、エンジンを比較的高い熱効率で運転することができた。燃焼ガス温度を高めることによるエンジン効率のさらなる向上により、一種の高温セラミック材料が開発されており、その特に有用な一部類はセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）と呼ばれ、従来の超合金よりかなり高い温度能力を有する。ＣＭＣ材料はまた、従来の超合金の温度より比較的高い温度で強度を維持する。
【０００７】
しかし、セラミック材料は従来の超合金と比べて比較的脆く、それだけ固有の靱性が少ない。これらの材料はまた、従来の超合金と比べて、かなり異なる熱膨張率又は異なる熱伝導率を有する。先進軍用エンジンは、後縁が比較的大きな圧力荷重で、すなわち、最新商用エンジンのそれの２倍で作用する必要がある状態で作動するように設計されている。タービン翼形部の冷却に要する高い内部圧力は後縁で膨張応力をひき起こし、タービン静翼にかかる高い圧力荷重は翼幅方向と翼弦方向の曲げ荷重をひき起こし、このような曲げ荷重に対しては、ほとんど中実の後縁部が適当な構造強度をもたらす。問題は、後縁において十分な構造健全性を確保し、しかも冷却流を後縁の外に送り出すとともに流れを抽出してフィルム冷却を保ち得るようにすることである。セラミックのような脆い低ひずみ対破損比の材料が非常に良好な熱特性を示す。セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）であるＳｉＣ−ＳｉＣは、その高温能力の故にタービン静翼用の材料と考えられている。ＳｉＣ−ＳｉＣＣＭＣはセラミックであり、非常に低い破損ひずみレベルを有し、従って、代表的なＮｉ基超合金と比べて比較的低い設計応力を有する。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
高温高圧環境における応力及び温度要件に適合し、低い熱勾配能力を特徴とするセラミック材料を用いるのに十分な強度と冷却特性をもたらすような改良されたタービン翼形部とノズル静翼の形状が必要である。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
ガスタービンエンジンのタービン静翼での使用に適する中空タービン翼形部が、中空内部を囲んでいる外壁を含み、この翼形部は、前縁から後縁まで後方に翼弦方向に延在する圧力側と吸引側を有する。外壁は翼形部基部から翼形部先端まで翼幅方向に半径方向外方に延在し、前縁と後縁ブロックとの間に翼弦方向に延在する幅方向に相隔たる圧力側及び吸引側部分を有する。後縁ブロックは中空内部から後方に延在して後縁で終わっており、複数の後縁冷却空気ダクトが中空内部から後方に後縁ブロックを翼弦方向に貫通しており、複数の後縁フィルム冷却孔が冷却空気ダクトから後縁ブロックを貫通している。冷却空気ダクトは好ましくは後縁ブロックの翼弦方向及び翼幅方向曲げの中立軸線に沿って又はその近辺に中心を有する。本発明は、セラミックマトリックス複合材、例えば、ＳｉＣマトリックスを有するもの、特にＳｉＣ−ＳｉＣセラミックマトリックス複合材を用いて製造したタービン翼形部と静翼に特に適する。後縁冷却空気ダクトは中空内部から後方に先細になっている。さらに特定の実施例では、後縁冷却空気ダクトは幅が漸減しており、実質的に一定の翼幅方向高さを有する。
【００１０】
本発明は、後縁冷却空気ダクトを終わらせる手段を有する３つの実施態様を包含するが、それらに限定されない。第１実施態様では、後縁冷却空気ダクトは中空内部から後方に後縁ブロックを完全に貫通している。第２実施態様では、後縁冷却空気ダクトは後縁の前方で後縁ブロック内で終わっている。第３実施態様では、絞り孔が、後縁ブロック内で終わっている後縁冷却空気ダクトから後方に後縁ブロックを完全に貫通している。後縁冷却空気ダクトは、実質的に一定の翼幅方向高さと、中空内部から翼弦方向後方に漸減している、翼形部の翼幅に対して垂直な漸減断面幅とを有する。
【００１１】
さらに特定の一実施態様では、後縁ブロックはブロック翼幅方向湾曲構造を有し、後縁ブロックは翼形部の圧力側に対して垂直方向に外方に湾曲している。ブロック湾曲は好ましくは翼弦方向に漸増しており、後縁近辺の翼形部後縁ブロックの曲げを最少にする。後縁は、好ましくは、概して翼弦方向後方に外方に湾曲している。
【００１２】
本発明の翼形部は、ガスタービンエンジン用の静翼、例えば、高圧タービンの第１段の静翼に特に適する。この静翼は半径方向内側及び外側セグメント翼台間に配置された中空翼形部を含み、両翼台はセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）、好ましくはＳｉＣ−ＳｉＣＣＭＣで一体的に形成される。
【００１３】
【発明の実施の形態】
本発明は、他の目的と利点とともに、添付図面と関連する以下の詳述からさらに明らかとなろう。
【００１４】
図１と図２に、ガスタービンエンジン内の第１段高圧タービン部において特に使用されるタービン静翼１０を示す。この静翼には少なくとも一つの中空翼形部１２が含まれ、それと一体に形成された弧状の半径方向内側及び外側セグメント翼台１６、１８間に半径方向に延在する。両翼台には取付けフランジ２０が設けられ、静翼１０をエンジンの固定構造体から支持する。中空翼形部１２は冷却空気２４を受入れる中空内部２２を有する。中空内部２２は図示の実施例では単パス冷却空気回路として概略的に図示されており、冷却空気２４は翼形部１２の半径方向外側開口２８から半径方向内側開口３０に流れる。
【００１５】
中空翼形部１２と、内側及び外側セグメント翼台１６、１８と、取付けフランジ２０とを含む静翼１０は、低いひずみ対破損比の材料、例えば、セラミック又はセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）例えばＳｉＣ−ＳｉＣＣＭＣ、すなわち、被覆された炭化ケイ素繊維で強化したケイ素浸透炭化ケイ素複合材で一体に形成される。セラミック材料はＳｉＣのような単体セラミック材料でもよい。これらのセラミック材料は低い熱勾配能力を特徴とする。
【００１６】
翼形部１２は外壁４０と翼幅４２を有し、外壁４０は内側セグメント翼台１６における翼形部基部４６から外側セグメント翼台１８における翼形部先端４８まで翼幅方向Ｓに半径方向外方に延在する。翼形部１２には圧力側３２と吸引側３４が含まれ、相隔たる前縁ＬＥと後縁ＴＥとの間に翼弦方向（翼弦Ｃに沿う方向）に延在する。外壁４０は、幅方向（翼弦Ｃに対して垂直な、Ｗで示した幅方向）に相隔たる圧力側部分５２と吸引側部分５４を有し、両部分は前縁ＬＥと後縁ブロック５０との間に翼弦方向に延在する。後縁ブロック５０は中空内部２２から後縁ＴＥまで延在し、そこで終わっている。後縁ブロック５０はほとんど中実である。なぜなら、中空内部２２内の冷却空気２４の高い内部圧力が、後縁ブロックで代表される後縁部分で膨張応力をひき起こすからである。翼形部にかかるこの高圧荷重は翼幅方向と翼弦方向の曲げ荷重をひき起こすので、翼形部のほとんど中実の後縁部が必要になる。吸引側部分５４は圧力側部分５２の圧力壁第２厚さＴ２よりかなり大きな第１厚さＴ１を有する。なぜなら、運転状態では、吸引側部分５４の内外両側間の第１圧力降下が圧力側部分５２の内外両側間の第２圧力降下よりかなり大きいからである。
【００１７】
複数の後縁冷却空気ダクト６０が中空内部２２から後方に後縁ブロック５０を翼弦方向に貫通しており、複数の後縁フィルム冷却孔６２がダクト６０から後縁ブロック５０を貫通している。別のフィルム冷却孔６２が外壁の圧力側及び吸引側部分５２、５４を貫通するように配設されている。冷却空気ダクト６０は好ましくは後縁ブロック５０の翼弦方向及び翼幅方向曲げの中立軸線６４に沿って又はその近辺に中心を有する。本明細書において中立曲げ軸線という用語は、翼弦方向及び／又は翼幅方向曲げのもとで応力がゼロになる後縁ブロック５０の一面を定める点の軌跡と定義される。通例、中立軸線６４は翼形部平均線６５に近似し、公知の方法によって決定される。図示の実施例において、中立軸線６４は平均線６５の近くに示されている。
【００１８】
後縁冷却空気ダクト６０は中空内部２２から翼弦方向後方に先細になっている。好ましくは、後縁冷却空気ダクト６０は幅だけが漸減しており、従って、図３と図４と図５に示すように、略一定の翼幅方向高さ６６を有するとともに、図２に示すように、翼形部１２の翼幅４２に対して垂直な漸減断面幅６８を有する。空気ダクト６０の略一定の翼幅方向高さ６６により、後縁ブロック５０において空気ダクト相互間に最大量のダクト間材料６９が存在し、翼形部にかかる高圧荷重と、その結果生じる翼幅方向と翼弦方向の曲げ荷重とに抗する助けとなる。冷却空気ダクト６０はフィレット付き丸形入口７０を有し、幅だけが漸減しているので、図１２に示すように長円形又は競走路形の出口７２を有する。冷却空気ダクト６０は入口７０と出口７２との間で形が漸変している。先細冷却空気ダクト６０は、ダクト内に冷却空気２４の十分な圧力を発生させて、後縁ブロック５０を貫通している後縁フィルム冷却孔６２によるフィルム冷却をもたらすように設計される。冷却空気ダクト６０はまた、冷却空気２４の次のような流量、すなわち、実質的に一定の熱伝達冷却表面積と、比較的低い冷却熱流束レベルをもたらすような流量を送給するように設計され、壁貫通温度勾配に関して概して比較的低い応力能力を有するＣＭＣ材料を有利にする。これは後縁ブロック５０に良好な熱伝達荷重をもたらし、フィルム冷却孔６２内の有効な内部対流と、良好な外部フィルム冷却とを可能にして後縁ブロックにおけるＣＭＣ材料の温度限度を保つ。
【００１９】
従って、本発明は、後縁ブロック５０に十分なかつ高度の構造健全性をもたらし、しかも冷却空気２４を後縁ブロック内のフィルム冷却孔６２から送り出すとともに流れ７８を抽出してフィルム冷却を保ち得るようにする。構造的に、冷却空気ダクト６０は後縁ブロック５０の翼弦方向及び翼幅方向曲げの中立軸線６４の近くに存在する。構造上の観点から、冷却空気ダクト６０は中立軸線６４になるべく接近すべきである。後縁ブロック５０における空気ダクト相互間のダクト間材料６９の量は、曲げによる横方向せん断応力が比較的薄い圧力側部分５２から比較的厚い吸引側部分５４へ伝達されることを可能にする。なお、吸引側部分５４は、その比較的大きな厚さの故に、圧力側部分より大きな荷重支承能力を有する。これは、ＳｉＣ−ＳｉＣＣＭＣのような低強度低延性材料製の後縁ブロック５０の構造健全性と同ブロックへの冷却空気の送給を大いに改善する。
【００２０】
本発明は、後縁冷却空気ダクト６０を終わらせる設計の３つの実施例を包含するが、それらに限定されない。図２と図３に示した第１実施例では、後縁冷却空気ダクト６０は中空内部２２から後方に後縁ブロック５０を完全に貫通しており、前述のように出口７２で終わっている。図４に示した第２実施例では、後縁冷却空気ダクト６０は後縁ＴＥの前方で後縁ブロック内で終わっている。ダクト６０内の冷却空気２４は全て、後縁ブロック５０を貫通している後縁フィルム冷却孔６２を通ってフィルム冷却をなす。図５に示した第３実施例では、絞り孔７６が、後縁ブロック５０内で終わっている後縁冷却空気ダクト６０から後方に後縁ブロック５０を完全に貫通している。
【００２１】
図６と図７には、ブロック湾曲８０を有する後縁ブロック５０が示されており、後縁ブロック５０は外壁４０の圧力側部分５２に対して垂直方向８２に外方に湾曲している。この湾曲は、図７に見られるように、翼形部１２の基部４６又は先端４８近辺の翼形部断面８８に沿って翼形部の平均線６５の無回転部分８７から平均線６５の回転部分８６までの後縁ブロック５０の回転８４によって形成されている。ブロック湾曲８０は、好ましくは、翼弦方向に漸増しており、翼形部１２の基部４６又は先端４８近辺の翼形部断面８８に沿って翼形部の平均線６５の無回転部分８７から、後縁ブロック５０を通る平均線６５の回転部分８６まで測定するとして、後縁ＴＥにおいて回転８４の最大量９０を有する。外壁４０の圧力側部分５２に対して垂直方向８２の後縁ブロック５０の外方湾曲は、翼形部外壁の圧力側及び吸引側部分５２、５４間の差圧による曲げモーメントに耐える追加的な構造能力をもたらす。後縁は、好ましくは、概して翼弦方向後方に外方に湾曲しており追加空力効率をもたらす。
【００２２】
図８と図１１は、翼形部１２の中空内部２２内の第１衝突冷却邪魔板９６と第２衝突冷却邪魔板９７を示す。複数の衝突冷却孔９８が冷却空気２４を翼形部１２の外壁４０の内面１００に衝突させる。邪魔板９６、９７は、冷却空気を、中空内部２２を囲んでいる外壁４０のフィルム冷却孔６２を通るように送給する一つの可能な代替冷却空気回路を概略的に示す。
【００２３】
以上、本発明の好適実施例と考えられるものを説明したが、様々な改変が本発明の範囲内で可能であることはもちろんである。
【図面の簡単な説明】
【図１】ガスタービンエンジンのタービン静翼の斜視図であり、本発明の第１実施例を示す。
【図２】図３の静翼の翼形部の線２−２に沿う翼形部断面の概略断面図である。
【図３】静翼を通る平均線に沿って平らにした図１の静翼の概略断面図であり、翼形部の後縁で終わっている後縁ブロック内の複数の冷却空気ダクトを示す。
【図４】静翼を通る平均線に沿って平らにした図１の静翼の第２実施例の概略断面図であり、翼形部の後縁の前方で後縁ブロック内で終わっている冷却空気ダクトを示す。
【図５】静翼を通る平均線に沿って平らにした図１の静翼の第３実施例の概略断面図であり、後縁ブロック内の冷却空気ダクトを示し、これらのダクトは翼形部の後縁の前方で後縁ブロック内で終わっており、冷却空気を冷却空気ダクトから後縁の外に排出する絞り孔を有する。
【図６】図１のガスタービンエンジンタービン静翼を後ろから前方に見た斜視図で、翼形部の圧力側に対して垂直方向に外方に湾曲している湾曲ブロックを示す。
【図７】図３の静翼の翼形部の線７−７に沿う翼幅中央翼形部断面の概略断面図であり、翼形部の後縁ブロックの湾曲を示す。
【図８】図３の静翼の翼形部の線２−２に沿う翼形部断面の概略断面図であり、翼形部の中空内部内に衝突冷却邪魔板が存在する。
【図９】図４の静翼の翼形部の線９−９に沿う翼形部断面の概略断面図である。
【図１０】図５の静翼の翼形部の線１０−１０に沿う翼形部断面の概略断面図である。
【図１１】静翼を通る平均線に沿って平らにした図１の静翼の概略断面図であり、冷却空気を翼形部の中空内部に供給するために使用される衝突邪魔板を備えた本発明の代替実施例を示す。
【図１２】図３のガスタービンエンジンタービン静翼を後ろから前方に見た斜視図であり、翼形部の後縁における長円形の冷却空気ダクト出口を示す。
【符号の説明】
１０  タービン静翼
１２  中空翼形部
１６  内側翼台
１８  外側翼台
２２  中空内部
４０  外壁
４２  翼幅
４６  翼形部基部
４８  翼形部先端
５０  後縁ブロック
５２  圧力側部分
５４  吸引側部分
６０  後縁冷却空気ダクト
６２  後縁フィルム冷却孔
６４  中立軸線
６５  平均線
６６  翼幅方向高さ
６８  断面幅
７６  絞り孔
８０  ブロック湾曲
８２  垂直方向
８４  回転
９０  最大回転量
９６  第１邪魔板
９７  第２邪魔板
９８  衝突冷却孔
Ｃ  翼弦
Ｓ  翼幅方向
ＬＥ  前縁
ＴＥ  後縁
【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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