(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼弦方向に離隔した前縁(20)と後縁(22)にて互いに結合した正圧側(32)と負圧側(34)を含み、翼形形状(30)の先端キャップ(29)と、
前記前縁(20)と後縁(22)の間で前記先端キャップ(29)から外側に延在する複数のスクイーラリブ(36)と、
前記スクイーラリブ(36)間で平行に、前記正圧側(32)と負圧側(34)との間で貫通する溝(38)とを備え、
前記スクイーラリブ(36)は、前記負圧側の後縁(22)と前記負圧側の側壁とを含む後縁リブ(42)と、前記前縁(20)の周りでカーブした前縁リブ(48)とを含み、前記スクイーラリブ(36)が、軸後部方向(46)に負圧側の前縁(20)から正圧側の後縁(22)に向かって傾斜している、
ガスタービンエンジンタービンブレード(10)用スクイーラ(28)。
【請求項２】
前記スクイーラリブ(36)及び前記溝(38)が、前記正圧側(32)と負圧側(34)との間で矩形断面(40)を有する、請求項１記載のスクイーラ(28)。
【請求項３】
翼弦方向に離隔した前縁(20)と後縁(22)にて互いに結合した正圧側(32)と負圧側(34)を含み、翼形形状(30)の先端キャップ(29)と、
前記前縁(20)と後縁(22)の間で前記先端キャップ(29)から外側に延在する複数のスクイーラリブ(36)と、
前記正圧側(32)と負圧側(34)との中央を通る翼弦(C)の近傍に１つの溝リブ(60)を有し、前記スクイーラリブ(36)間で平行な溝(38)と、
を備え、
前記スクイーラリブ(36)は、前記負圧側の後縁(22)と前記負圧側の側壁とを含む後縁リブ(42)と、前記前縁(20)の周りでカーブした前縁リブ(48)とを含み、前記スクイーラリブ(36)が、軸後部方向(46)に負圧側の前縁(20)から正圧側の後縁(22)に向かって傾斜している、
ガスタービンエンジンタービンブレード(10)用スクイーラ (28)。
【請求項４】
正圧側壁(16)と負圧側壁(18)とが翼弦方向に離隔した前縁(20)と後縁(22)にて互いに結合し、かつブレード根元(14)からスクイーラ(28)まで縦方向に延在する翼形部外壁(15)を有する翼形部(12)と、
冷却回路(80)を画定し、前記正圧側壁(16)と負圧側壁(18)とを互いに結合する複数の内部リブ(90)と、
前記正圧側壁(16)と負圧側壁(18)と一致した正圧側(32)及び負圧側(34)を有する翼形(30)の先端キャップ(29)と、
前記前縁(20)と後縁(22)の間で前記先端キャップ(29)から外側に延在する複数のスクイーラリブ(36)と、
前記スクイーラリブ(36)間で平行に、前記正圧側(32)と負圧側(34)との間で貫通する溝(38)とを備え、
前記スクイーラリブ(36)は、前記負圧側の後縁(22)と前記負圧側の側壁とを含む後縁リブ(42)と、前記前縁(20)の周りでカーブした前縁リブ(48)とを含み、前記スクイーラリブ(36)が、軸後部方向(46)に負圧側の前縁(20)から正圧側の後縁(22)に向かって傾斜している、
ガスタービンエンジンタービンブレード(10)。
【請求項５】
前記スクイーラリブ(36)及び前記溝(38)が、前記正圧側(32)と負圧側(34)との間で矩形断面(40)を有する、請求項４記載のガスタービンエンジンタービンブレード(10)。
【請求項６】
正圧側壁(16)と負圧側壁(18)とが翼弦方向に離隔した前縁(20)と後縁(22)にて互いに結合し、かつブレード根元(14)からスクイーラ(28)まで縦方向に延在する翼形部外壁(15)を有する翼形部(12)と、
冷却回路(80)を画定し、前記正圧側壁(16)と負圧側壁(18)とを互いに結合する複数の内部リブ(90)と、
前記正圧側壁(16)と負圧側壁(18)と一致した正圧側(32)及び負圧側(34)を有する翼形(30)の先端キャップ(29)と、
前記前縁(20)と後縁(22)の間で前記先端キャップ(29)から外側に延在する複数のスクイーラリブ(36)と、
前記正圧側(32)と負圧側(34)との中央を通る翼弦(C)の近傍に１つの溝リブ(60)を有し、前記スクイーラリブ(36)間で平行な溝(38)とを備え、
前記スクイーラリブ(36)は、前記負圧側の後縁(22)と前記負圧側の側壁とを含む後縁リブ(42)と、前記前縁(20)の周りでカーブした前縁リブ(48)とを含み、前記スクイーラリブ(36)が、軸後部方向(46)に負圧側の前縁(20)から正圧側の後縁(22)に向かって傾斜している、
ガスタービンエンジンタービンブレード(10)。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、概括的にはガスタービンエンジンにおけるタービンロータブレード先端シールに関するものであり、具体的にはブレードの負圧側と正圧側の間に延在するリブの付いたスクイーラに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジン効率の低下が、タービンにおいて回転タービンブレードとそれらを取り囲む静止シールもしくはシュラウドとの間の間隙を通しての高温膨張燃焼ガスの漏洩に起因することはよく知られている。効率低下を防止するためのかかる相対回転部材間のシーリングの問題は、エンジンのタービンセクションにおいては高温及び過渡的遠心過重のため非常に困難である。
【０００３】
タービンブレードとシュラウド間のシーリングを改善するための周知の方法の一つは、タービンブレードにスクイーラ（スクイーラチップ）を設けることである。スクイーラは、ブレード内部の冷却空気チャンバをふさぐタービンブレード外側端のエンドキャップの周縁に外側に突き出た比較的小さな高さの連続周縁端壁を含んでいる。
【０００４】
エンジン作動中、温度変化によってブレードロータとシュラウド間で熱膨張及び収縮速度に差が生じ、ブレード先端（チップ）とシュラウドのこすれ（ｒｕｂｂｉｎｇ）を起こすおそれがある。ブレードに働く遠心力並びにシュラウドに働く構造力によってそれらが変形し、かかる変形によっても境界でこすれを生じるおそれがある。これはロータが急激に加速されるエンジン加速時に殊に当てはまる。
【０００５】
回転ブレードとその周囲の静止シュラウドの境界でのこすれはブレード先端の加熱を起こして、ブレード先端及びシュラウドに過度の摩耗及び損傷をもたらす。そこでブレード先端を冷却することが望ましい。しかし、スクイーラ型ブレード先端の場合、上記のような境界こすれで起こる加熱は、実際にはスクイーラ先端のエンドキャップと周縁端壁とで画定されるキャビティの存在によって高まる。従って、スクイーラ型ブレード先端はシーリングの向上に利するものの、実際には追加冷却を必要とする。スクイーラ先端の冷却は従来、冷却空気チャンバからキャビティへと通じる先端キャップ内のチップ冷却孔によって施されている。
【０００６】
タービンブレードの交換及び補修は複雑で比較的高コストであることから、ブレード先端及び個々のブレードの耐用寿命をできる限り長くするのが望ましい。この目的を達成するためブレード先端冷却が慣用されてきた。ブレード先端を冷却するための空気流を向けるための孔を設けることは、例えばＺｅｌａｈｙの米国特許第４２４７２５４号に開示されているように従来技術で知られており、Ｈｏｒｖａｔｈの米国特許第４５４０３３９号に開示されているようにスクイーラ型ブレード先端に応用されている。
【０００７】
タービンエンジンブレードの設計者及び技術者は、タービンブレードの耐用寿命を延ばしかつエンジンの作動コストを低減するため、一段と効率的なタービンブレード先端の冷却方式を開発すべく絶えず努力している。しかし、これを達成すべく使用される冷却空気は全体としての燃費の点で不経済である。そこで、タービンブレード先端の冷却を遂行するのに利用可能な冷却空気を一段と効果的かつ効率的に使用することがタービンブレードの耐用寿命を延ばすためだけでなく、エンジンの効率を高めてエンジン作動コストを低減するためにも望ましい。従って、利用可能な冷却空気を一段と効果的かつ効率的に使用することのできるスクイーラ設計に対するニーズが存在し続けている。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
ガスタービンエンジンタービンブレード用のスクイーラは、翼形を有する翼形部先端キャップ（エーロフォイルチップキャップ）で、当該先端キャップの翼弦方向に離隔した前縁と後縁にて正圧側と負圧側が互いに結合した先端キャップを含んでいる。当該スクイーラは、前縁と後縁の間で上記先端キャップから外側に延在した複数のスクイーラリブ、及びスクイーラリブ間の実質的に平行な溝をさらに含んでいる。上記スクイーラリブ及び溝は正圧側と負圧側の間で矩形断面を有していてもよい。上記スクイーラリブは、負圧側の後縁を含む部分に沿った後縁リブ及び／又は前縁の少なくとも軸方向延長部の周りでカーブした前縁リブをさらに含んでいてもよい。上記スクイーラリブは、軸後部方向に負圧側の前縁から正圧側の後縁に向かって傾斜していてもよい。
【０００９】
スクイーラリブ間に溝を横切るように溝リブを配設してもよく、各々の溝を横切る溝リブが１つずつ配設されるように配置し得る。スクイーラはスクイーラリブ間の溝に先端キャップを貫通した開口が全くないように構成し得る。スクイーラは、スクイーラリブに対して先端キャップの内側に位置する内部冷却チャンバ部をもった中空翼形部を含んでいてもよい。中空翼形部内に内部冷却リブ部を先端キャップと一体に配設してもよい。
【００１０】
本発明のさらに具体的な実施形態は、正圧側壁と負圧側壁とが翼形部の翼弦方向に離隔した前縁と後縁にて互いに結合しかつブレード根元からスクイーラまで縦方向に延在する翼形部外壁をもつ翼形部を有するガスタービンエンジンタービンブレードである。上記両側壁は前縁と後縁の間互いに離隔していて、かつ１以上の冷却回路を画定する複数の内部リブによって互いに結合している。スクイーラは、ブレードの正圧側壁及び負圧側壁と一致した正圧側及び負圧側をもつ翼形部先端キャップを含んでいる。複数のスクイーラリブが前縁と後縁の間で先端キャップから外側に延在していて、実質的に平行な溝がスクイーラリブ間にある。
【００１１】
【発明の効果】
本発明の与える有利な効果には、スクイーラキャビティに不経済な冷却空気を使用せずに、従来のスクイーラよりも格段に低温でスクイーラが作動することがある。本発明のもう一つの有利な効果は、最小限のフィルム冷却しか必要とされず、スクイーラ先端キャップへの伝導によって冷却が簡単なことである。正圧側から負圧側に向かう傾斜先端リブの向きに沿っての翼先端漏洩流は、リブ方向に沿っての正圧側と負圧側の圧力勾配が小さいために小さい。先端リブの向きに垂直な翼先端漏洩流も、従来のスクイーラ設計における２つの制限要素に比べると多数のリブ制限を有するので低減する。正圧側から負圧側に向かっての全体としての翼先端漏洩流は従来のスクイーラ設計に比べて減少する。先端リブは翼形部と一体物として鋳造することができ、リブ付先端の使用に対して従来のスクイーラと同様にサービス補修が可能である。先端リブは、また、翼形部に容易にろう付できる単一物品として先端キャップと一体に鋳造することもできる。
【００１２】
【発明の実施の形態】
本発明の特徴的事項と考える新規な態様を特許請求の範囲に記載し、明示した。以下、添付の図面を参照しながら、本発明をその目的及び有利な効果と併せてさらに具体的に説明する。図１及び図３に示したのは、ガスタービンエンジン用のタービンブレード１０の具体例である。ブレード１０は翼形部１２及び根元１４を含んでおり、根元１４はブレード１０をエンジンのロータディスクに従来通り固定するのに用いられる。翼形部１２は外壁１５を有しており、その正圧側壁１６と負圧側壁１８は翼弦Ｃに関して軸方向（すなわち翼弦方向）に離隔した上流の前縁２０と下流の後縁２２に沿って互いに結合している。翼形部１２は、翼形部１２のスパン方向の縦軸（すなわち半径方向軸）２４に沿って半径方向内側の基部２６から半径方向外側のスクイーラ２８まで縦方向に延在し、翼形部のスパンＳをなす。
【００１３】
スクイーラ２８は翼形３０の翼形部チップキャップ２９を有しており、それぞれ正圧側壁１６と負圧側壁１８に一致する正圧側３２と負圧側３４は先端キャップの翼弦方向に離隔した前縁２０と後縁２２にて互いに結合している。複数のスクイーラリブ３６が前縁２０と後縁２２の間で先端キャップ２９から外側に延在しており、スクイーラリブ間に実質的に平行な溝３８が配設されている。
【００１４】
スクイーラリブ３６及び溝３８は、好ましくは、正圧側３２と負圧側３４の間で矩形断面４０を有する。スクイーラリブ３６は、好ましくは、負圧側３４の後縁２２を含む部分４４に沿って後縁リブ４２を含む。加えて或いはその代わりに、スクイーラリブ３６は、好ましくは、前縁２０の少なくとも軸方向延長部５０の周りでカーブした前縁リブ４８を含む。スクイーラリブ３６は、好ましくは、軸後部方向４６に負圧側３４の前縁２０から正圧側３２の後縁２２に向かって傾斜する。エンジン作動中、同一軸方向位置では負圧側３４よりも正圧側３２で圧力が高く、前縁２０から後縁２２に向かって圧力が減少するという表面静圧分布が翼形部１２に存在する。正圧側３２から負圧側３４に向かっての翼先端漏洩流があるとすれば、上述の配向をもつスクイーラリブ３６に沿った溝を通じて導かれる。スクイーラリブ３６に沿った溝３８を通しての圧力勾配は上述の圧力分布の特性のため最小限となる。そのため翼先端漏洩流が減少する。
【００１５】
図２は、スクイーラ２８の別の構成を示すもので、溝リブ６０がスクイーラリブ３６間にそれと垂直に溝を横切るように配設されている。スクイーラ２８は好ましくは各々の溝３８を横切って配設される溝リブが１つだけとなるような配列の溝リブ３８を有するが、各々の溝に２以上の溝リブを配設してもよい。スクイーラは、冷却空気を節約するため、スクイーラリブ３６間の溝３８に先端キャップ２９を貫通した開口が全くないように構成し得る。溝リブは圧力側３２から負圧側３４への翼先端漏洩流をさらにブロックするように設計され、好ましくは、先端キャップ２９を通しての伝導冷却のための有効な手段を与えるためにも翼弦Ｃに沿うように先端キャップの中央に位置する。
【００１６】
翼形部基部２６は、翼形部１２の内側流れ境界を形成する従来のプラットホーム３１にて画定され、その下に根元１４が延びている。ブレード１０の作動時には、燃焼器（図示せず）で燃焼ガスが発生して、翼形部側壁１６及び１８上を下流に流れる。翼形部１２の冷却は、スクイーラリブ３６に対して先端キャップ２９の内側に位置する翼形部内部の冷却チャンバ部７４をもった中空翼形部によって提供される。
【００１７】
図３に示したのは本発明のさらに具体的な実施形態であり、中空翼形部１２内の冷却チャンバ７６は、米国特許第５６６０５２４号、同第５５９１００７号及び米国特許出願第０８／９７１３０５号（特願平１０−３２４８１５に対応）等の技術文献にみられるような少なくとも１つの冷却回路８０を含んでいる。正圧側壁１６及び負圧側壁１８は前縁２０と後縁２２の間で周方向（すなわち横方向）に互いに離隔していて複数の内部リブ９０で一体としてつながっており、内部リブ９０は、外側段蛇行部９２ａ及び内側段蛇行部９４ａをそれぞれ有する外側冷却回路９２及び内側冷却回路９４として示す少なくとも独立した複数の冷却通路を画定する。
【００１８】
内部冷却リブ９０は、中空翼形部１２内に配設されかつ先端キャップ２９と一体の内部冷却リブ部９８を含んでいる。これは、熱伝導及び対流によって先端キャップ２９及びスクイーラリブ３６及び溝リブ６０を冷却するのにさらに役立つ。内側入口流路１４０ａと外側入口流路１４０ｂは、従来通り冷却空気１４２を受け入れるため、根元１４内部の翼形部基部２６下方の共通平面で始まる。冷却空気１４２はこうして一段と効率的に利用され、圧縮機から抽気される冷却空気の量が減って、ガスタービンエンジンの全体的作動効率が上昇する。
【００１９】
前縁冷却プレナム１７０は最前部のスパンリブ１７１と外壁１５の前縁２０との間に形成される。後縁冷却プレナム１７２は最後部のスパンリブ１７５と外壁１５の後縁２２との間に形成される。最前部スパンリブ１７１内の冷却空気排出口１７４は冷却空気を外側入口流路１４０ａから前縁冷却プレナム１７０に供給し、そこから従来の前縁シャワーヘッド冷却孔１４４を通して冷却吸気が流出する。最後部スパンリブ１７５内の冷却空気排出口１７４は冷却空気を内側出口流路１４１から後縁冷却プレナム１７２に供給し、そこから従来の後縁冷却孔１４６を通して冷却空気が流出する。これは前縁２０及び後縁２２を冷却するために用いられる。
【００２０】
翼形部は、前縁と後縁の間の外壁１５の片側又は両側の複数の下流傾斜フィルム冷却孔１４８を含んでいてもよい。翼形部１２は、その他にも、当技術分野で周知のタービュレータもしくはピン（図示せず）等の翼形部の冷却を促進するための慣用手段を有していてもよい。
【００２１】
以上本発明の例示的で好ましいと考えられる実施形態について記載してきたが、本発明についてのその他様々な修正は本明細書の教示内容から当業者には自明であり、添付の特許請求の範囲においてかかる修正のすべてが本発明の真の技術的思想及び技術的範囲に属するものとして保護されることを望むものである。そこで米国特許で保護されることを望むのは特許請求の範囲に記載され明示された事項である。
【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リブ付先端キャップを有するガスタービンエンジンブレード翼形部の外側部分の透視図。
【図２】 本発明の別の実施形態によるリブ付先端キャップを有するガスタービンエンジンブレード翼形部の外側部分の透視図。
【図３】 図１に示すガスタービンエンジンブレードエマルジョンの３−３線に沿っての断面図。
【符号の説明】
１０ タービンブレード
１２ 翼形部
１４ 根元
１５ 外壁
１６ 正圧側壁
１８ 負圧側壁
２０ 前縁
２２ 後縁
２４ 半径方向軸
２６ 翼形部基部
２８ スクイーラ
２９ 翼形部先端キャップ
３２ 正圧側
３４ 負圧側
３６ スクイーラリブ
３８ 溝
４２ 後縁リブ
４８ 前縁リブ
６０ 溝リブ
７６ 冷却チャンバ
８０ 冷却回路
９０ 内部冷却リブ
１４０ａ 内側入口流路
１４０ｂ 外側入口流路
１４１ 内側出口流路
１４２ 冷却空気
１４４ シャワーヘッド冷却孔
１４６ 後縁冷却孔
１４８ 下流傾斜フィルム冷却孔
１７０ 前縁冷却プレナム
１７１ 最前部スパンリブ
１７２ 後縁冷却プレナム
１７５ 最後部スパンリブ
【図１】
0003844324.tif 000002
【図２】
0003844324.tif 000003
【図３】
0003844324.tif 000004