(57)【要約】  本発明は、ガスタービン用のタービンブレード（１０）またはタービンベーン（２０）に関し、ガスタービンの半径方向に連続的に沿って、タービンブレード（１０）またはタービンベーン（２０）をキャリアに取り付けるためのルート（１２）と、プラットフォーム（１４）と、空力学的形状の中空の翼（１５）であって、共通の前縁（１８）から共通の後縁（２２）への高温ガス流（１６）の方向に関して延在し、かつおよびプラットフォーム（１４）から翼先端（２４）へ横方向に延在する負圧側壁および正圧側壁を備える中空の翼（１５）と、を備え、翼（１５）は、プラットフォームレベル（１７）から翼先端への冷却流体の流れ方向に従って延在する少なくとも１つの冷却キャビティ（３０）を備え、少なくとも１つの冷却キャビティ（３０）は、その間に配置された衝突冷却機構の配列（３４）を通り、後縁（２２）に沿って分布した複数の冷却流体出口（３８）と流体接続する。製造が容易で、翼形の後縁の近くでフィレットの十分な冷却を可能にするタービンブレードまたはタービンベーンを提供するために、配列（３４）は、プラットフォーム（１４）内の翼（１５）の半径方向外側に位置する領域（３７）に延び、衝突冷却機構も備えることが提案される。
2020507707.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンのためのタービンブレード（１０）またはタービンベーン（２０）であって、
前記タービンブレード（１０）またはタービンベーン（２０）をキャリアに取り付けるためのルート（１２）と、
プラットフォーム（１４）と、
空力学的形状の中空の翼（１５）であって、共通の前縁（１８）から共通の後縁（２２）への高温ガス流（１６）の方向に関して延在し、かつ前記プラットフォーム（１４）から翼先端（２４）へ横方向に延在する負圧側壁および正圧側壁を備える中空の翼（１５）と、
を前記ガスタービンの半径方向に沿って連続的に備え、
前記翼（１５）は、プラットフォームレベル（１７）から前記翼先端への冷却流体の流れ方向に従って延在する少なくとも１つの冷却キャビティ（３０）を備え、前記少なくとも１つの冷却キャビティ（３０）は、前記冷却キャビティ（３０）と複数の冷却流体出口（３８）との間に配置された衝突冷却機構の配列（３４）を通り、前記後縁（２２）に沿って分布した前記複数の冷却流体出口（３８）と流体接続し、
前記配列（３４）は、前記プラットフォーム（１４）内の前記翼（１５）の半径方向外側に位置する領域（３７）内へ延在し、前記領域は、衝突冷却機構を備えることを特徴とする、タービンブレード（１０）またはタービンベーン（２０）。
【請求項２】
前記衝突冷却機構が交差孔（３１）として形成され、前記配列が少なくとも１列の交差孔（３１）を備え、前記少なくとも１列が前記プラットフォーム（１４）内に完全に配置された少なくとも１つの交差孔（３１）を備える、請求項１に記載のタービンブレード（１０）またはタービンベーン（２０）。
【請求項３】
前記衝突冷却機構がピンフィン（３６）として形成され、前記配列が少なくとも１列のピンフィン（３６）を備え、前記ピンフィン（３６）が前記タービンブレード（１０）またはタービンベーン（２０）の長手方向断面で見ると、長方形の形状を有する、請求項１に記載のタービンブレード（１０）またはタービンベーン（２０）。
【請求項４】
前記冷却キャビティ（３０）がまた前記冷却流体の折り返し部分（４２）におけるリブ端部（４６）で半径方向内側が終端する翼補強リブによって境界付けられ、前記リブ端部（４６）は、前記プラットフォームレベル（１７）の半径方向内側に位置する、請求項１〜３のいずれか一項に記載のタービンブレード（１０）またはタービンベーン（２０）。
【請求項５】
リブ（４０）および前記配列（３４）が前記プラットフォームの高温ガス表面（３３）より下の同じレベルで終端する、請求項４に記載のタービンブレード（１０）またはタービンベーン（２０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、請求項１の前文に記載のガスタービン用のタービンブレードまたはタービンベーンに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービン用のタービンブレードとタービンベーンの両方は、従来技術において周知である。それらは、タービンブレードまたはベーンを通常はプラットフォームであるキャリアに取り付けるためのルートと、その上に取り付けられる空気力学的に形成された中空翼とを備える。翼およびプラットフォームの高温ガス面は、互いにほぼ垂直に配置される。それらは、単にフィレットと呼ばれるフィレット形状の移行領域を確立しながら互いに結合される。動作中、このフィレットは、プラットフォームおよび翼自体と同様に熱負荷が高い。より具体的には、圧力側の翼後縁の近くに、非常に高い熱負荷が現れる。同時に、このフィレット領域は、冷却が困難である。
【０００３】
前記領域を冷却するために、フィレットまたはその近くにフィルム冷却孔を適用することが知られている。しかし、前記フィルム冷却孔は、タービンブレードまたはタービンベーンの寿命を縮める応力集中を生成する。さらに、前記フィルム冷却孔からの冷却フィルムは、しばしば特定の領域に持ち込むことがほとんどできない。したがって、熱伝達を促進し熱負荷を軽減するために、タービン翼にリブ状タービュレータを備えた蛇行冷却チャネルを設けることが特許文献１から知られている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許出願公開第５，３８７，０８６号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
フィレットの半径方向の翼後縁付近の熱負荷を低減する別の既知の解決策は、プラットフォームレベルにタービュレータを装備する、翼内部に位置する冷却チャネルを提供することであり、内部冷却を局所的に増加させる。しかし、この方法は、弱いレベルでのみ作用し、翼の前縁に近い領域および翼の下流の翼の翼弦に沿った高温ガス方向にのみ適用され、スペース制限により翼の後縁近くには適用されないため、比較的効果的ではない。さらに、プラットフォームの表面に平行にプラットフォームにドリルで開けた冷却孔を使用することも知られている。しかし、この方法は製造が難しく、したがってかなり高価である。したがって、本発明の目的は、製造が容易であり、翼後縁付近のフィレットの十分な冷却を可能にするタービンブレードまたはタービンベーンを提供することである。本発明の目的は、独立請求項によるタービンベーンまたはタービンブレードによって達成される。従属請求項は、本発明の有利な発展と修正を説明している。それらの機能は任意に組み合わせることができる。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明によれば、ガスタービンのタービンブレードまたはタービンベーンは、ガスタービンの半径方向に沿って連続的に、タービンブレードまたはタービンベーンをキャリアに取り付けるためのルートと、プラットフォームと、空力学的形状の中空翼とを備え、中空翼は、共通の前縁から共通の後縁への高温ガス流の方向に関して延在し、前記プラットフォームから翼先端まで横方向に延在する負圧側壁および正圧側壁を備え、翼は、プラットフォームレベルから翼先端までの冷却流体流れ方向に従って延在する少なくとも１つの冷却キャビティを備え、少なくとも１つの冷却キャビティは、後縁に沿って分布する多数の冷却流体出口と、その間に配置された衝突冷却機構の配列を通して流体接続し、前記配列は、プラットフォーム内の翼の半径方向外側に位置する領域内に延在し、前記領域は、衝突冷却機構を含む。言い換えると、衝突冷却機構の配列は、プラットフォームの高温ガス表面上で半径方向において終端せずに、プラットフォーム領域内に半径方向に延在する。
【０００７】
したがって、本発明の主なアイデアは、これらの衝突冷却機構をプラットフォームレベルの下の領域に単純に拡張することである。タービンブレードまたはタービンベーンのプラットフォームレベルは、ガスタービンの高温ガスが流れる外側に向いたプラットフォーム表面から概略的に決定できる。
【０００８】
本発明は、衝突冷却機構の配列が、翼後縁付近のフィレットの温度を低下させるためにも使用されるべき優れた冷却能力を含むという知識に基づいている。翼の後縁の近くは、高温ガスの流れ方向によって決まり、翼の後縁のすぐ上流の翼弦部分をカバーする。この簡単な方法により、この領域の熱負荷は、副作用なしで簡単に低減できる。
【０００９】
前記プラットフォーム領域は、プラットフォームに従って半径方向に位置する領域に著しく延びていることに留意されたい。「著しく」という用語は、冷却流体用の衝突冷却機構を部分的に前記レベルの下に配置する必要があるだけでなく、衝突冷却機構の各列がプラットフォームの完全に内側にある少なくとも１つを含むことを理解する必要がある。
【００１０】
要約すると、本発明は、応力を増大させるフィルム冷却孔を適用することなく、タービン部品の寿命目標を満たす敏感なフィレット領域の亀裂を防ぐのに役立つ。また、タービンブレードまたはタービンベーンが遮熱コーティング（ＴＢＣ）および／またはボンドコートでコーティングされている場合、下層または下地へのリンクが改善される。タービンブレードまたはタービンベーンは通常、最終的に製造された部品の冷却チャネルに相当する適切な鋳造コアを使用してインベストメント鋳造により製造されるため、本発明を容易な実装できるということがさらなる利点である。本発明では、鋳造コアのみが本発明に従って変更され、他の設計変更は必要ない。これにより、発明を実施するためのコストが低くなる。第１の好ましい実施形態では、衝突冷却機構は、互い違いの交差孔として形成され、前記列の少なくとも１つは、プラットフォームレベルの完全に半径方向内側に位置する少なくとも１つの交差孔を含む。これにより、製品の寿命を延ばしながら、後縁付近のタービンブレードまたはタービンベーンの材料の温度を大幅に下げることができる。
【００１１】
これらの機能により、翼からプラットフォームへの移行部のための冷却が改善されたプラットフォーム領域の適切なサイズが可能となる。
【００１２】
さらに好ましい実施形態では、衝突冷却機構は、互い違いのピンフィンとして形成され、ピンフィンは、タービンブレードまたはタービンベーンの長手方向断面で見ると、長方形の形状を有する。円形のピンフィンの配列と比較して、長方形の形状は、タービンブレードまたはタービンベーンの材料と、配列の隣接するピンフィン間のサブチャネルを通過する冷却流体の流れの間の熱伝達をさらに増加させる。しかしながら、ピンフィンの任意または任意の所望の形状も可能である。
【００１３】
さらに好ましい実施形態では、前記冷却キャビティは、前記冷却流体の折り返し部分のリップ端で半径方向内側に終端する翼補強リップからも境界付けられ、前記リップ端は、前記プラットフォームレベルの半径方向内側に位置する。さらに好ましいくは、プラットフォームの下の同じレベルでリップおよび配列が終端する。したがって、従来技術で知られている翼補強リップと比較して、翼補強リップも前記プラットフォーム領域内に延在して、プラットフォームレベルの下にあるピンフィンの配列の部分への冷却流体供給を改善する。
【００１４】
ここで、本発明の実施形態を、添付の図面を参照して、ほんの一例として説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】タービンブレードの縦断面図を示す。
【図２】タービンベーンの縦断面図です。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
図面の図は概略図である。異なる図では、類似または同一の要素に同じ参照符号が付けられている場合があることに留意すべきである。
【００１７】
図１は、本発明によるタービンブレード１０の縦断面図を示し、図２は、本発明によるタービンベーン２０の縦断面図を示している。
【００１８】
タービンブレード１０およびタービンベーン２０はそれぞれ、それぞれの部品をキャリアに取り付けるためのルート１２を備えている。タービンブレード１０に関しては、キャリアはローターディスクとして設計でき、タービンベーン２０に関しては、キャリアはタービンベーンキャリアとして設計できる。ローターディスクとタービンベーンキャリアは、従来技術において既知である。タービンベーン２０は、Ｕリングによって内径で固定することもできる。
【００１９】
タービンブレード１０とタービンベーン２０の両方は、さらに、前記ガスタービンの半径方向に沿って連続的に、プラットフォーム１４と、空気力学的形状の中空翼１５とを備え、翼は、共通の前縁１８から共通の後縁２２までの高温ガス流１６の方向に対して延在し、プラットフォーム１４から翼先端２４までその横方向に延在する負圧側壁および正圧側壁を備える。タービンベーン２０については、翼先端は、ベーンヘッドとしても知られている。さらに、タービンブレード１０およびタービンベーン２０はそれぞれ、冷却流体入口２６を備え、ガスタービンの作動中に、冷却流体入口２６を通して冷却流体２８を内部に供給することができる。各入口２６は、１つまたは複数の冷却通路３２を介して冷却キャビティ３０と流体接続している。前記冷却通路の各々は、プラットフォーム１４と翼先端２４との間に実質的に延在する。冷却流体の方向を考慮して、衝突冷却機構２９の配列３４が冷却キャビティ３０に追従する。衝突冷却機構２９の配列３４のさらに下流には、翼１５の後縁２２に多数の冷却流体出口３８が配置されている。図１に示すように、衝突冷却機構２９の配列は、後に冷却流体出口３８が続く交差孔３１の３列を備える一方、タービンベーン２０の衝突冷却機構２９の配列３４は、２列のピンフィン３６を備える。各ピンフィン３６は、負圧側壁と正圧側壁を接続して、壁からピンフィン３６を囲む冷却流体流への熱伝達を可能にする。ピンフィン３６の各列内には、冷却流体を冷却流体出口３８に向かって通過させるためのサブチャネル３５が設けられている。
【００２０】
個々の冷却通路３２と冷却キャビティ３０は、一組の翼補強リップ４０によって分離されている。図面に示されているように、個々の冷却通路と冷却キャビティは、折り返し部分４２で互いに合流する。各プラットフォーム１４は、高温ガス経路１３に面する第１の表面３３を有する。破線で示されるように、前記第１の表面３３は、半径方向におけるプラットフォームレベル１７を決定する。前記プラットフォームレベル１７は、翼１５とプラットフォーム１４との間の分離面を規定する。本発明によれば、交差孔３１またはピンフィンの配列３４は、前記プラットフォームレベル１７の両側に現れ、したがって、プラットフォーム１４内の翼１５の半径方向外側に位置するプラットフォーム領域３７に半径方向に著しく延びる。
【００２１】
作動中、冷却流体２８は、入口２６を通りタービンブレード１０またはタービンベーン２０に供給され、それらの冷却通路３２を通って冷却キャビティ３０に流れ、そこからピンフィン３６の第１列のピンフィンの間に位置する個々のサブチャネルに分配される。その下流では、冷却流体がそれぞれのサブチャネルにカスケード配置された後続の列のピンフィンに衝突する。
【００２２】
したがって、プラットフォーム領域３７でも、冷却が発生する。これにより、翼の壁、特に翼１５とプラットフォーム１４の間のフィレットの、後縁２２の高温ガス流方向に対して上流においても、温度が低下し、フィルム冷却孔が適用された場合に生じる技術的不利益がなくなる。最後に、加熱された冷却流体は、出口３８を通って後縁で翼１５を出る。当然ながら、プラットフォーム内に延びる配列のアイデアは、内径プラットフォームのタービンベーン２０にも適用できる。ピンフィンは、タービンベーン２０に基づいて説明され、交差孔３１は、タービンブレード１０に基づいて説明されたが、ピンフィンをタービンブレードに、交差孔３１をタービンベーンに適用することが可能であり、単独で、または対応する衝突冷却機構２９と組み合わせて適用することができることが理解されるべきである。図１および図２に示すように、冷却通路３２を冷却キャビティ３０から分離する翼補強リップ４０は、そのリップ端４６は、配列３４の端部と同じ半径方向レベルで終端する。これにより、翼１５の外側にある配列３４の部分に信頼できる冷却流体を供給する。
【符号の説明】
【００２３】
１０  タービンブレード
１２  ルート
１３  高温ガス経路
１４  プラットフォーム
１５  中空翼
１６  高温ガス流
１７  プラットフォームレベル
１８  前縁
２０  タービンベーン
２２  後縁
２４  翼先端
２６  冷却流体入口
２８  冷却流体
２９  衝突冷却機構
３０  冷却キャビティ
３１  交差孔
３２  冷却通路
３３  第１の表面
３４  配列
３５  サブチャネル
３６  ピンフィン
３７  領域
３８  冷却流体出口
４０  翼補強リップ
４６  リップ端
【図１】
2020507707.tif 000003
【図２】
2020507707.tif 000004
【手続補正書】
【提出日】令和1年12月13日(2019.12.13)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンのためのタービンブレード（１０）であって、
前記タービンブレード（１０）をキャリアに取り付けるためのルート（１２）と、
プラットフォーム（１４）と、
空力学的形状の中空の翼（１５）であって、共通の前縁（１８）から共通の後縁（２２）への高温ガス流（１６）の方向に関して延在し、かつ前記プラットフォーム（１４）から翼先端（２４）へ横方向に延在する負圧側壁および正圧側壁を備える中空の翼（１５）と、
を前記ガスタービンの半径方向に沿って連続的に備え、
前記翼（１５）は、プラットフォームレベル（１７）から前記翼先端への冷却流体の流れ方向に従って延在する少なくとも１つの冷却キャビティ（３０）を備え、前記少なくとも１つの冷却キャビティ（３０）は、前記冷却キャビティ（３０）と複数の冷却流体出口（３８）との間に配置された衝突冷却機構の配列（３４）を通り、前記後縁（２２）に沿って分布した前記複数の冷却流体出口（３８）と流体接続し、
前記配列（３４）は、前記プラットフォーム（１４）内の前記翼（１５）の半径方向外側に位置する領域（３７）内へ延在し、前記領域は、衝突冷却機構を備えることを特徴とする、タービンブレード（１０）。
【請求項２】
前記衝突冷却機構が交差孔（３１）として形成され、前記配列が少なくとも１列の交差孔（３１）を備え、前記少なくとも１列が前記プラットフォーム（１４）内に完全に配置された少なくとも１つの交差孔（３１）を備える、請求項１に記載のタービンブレード（１０）。
【請求項３】
前記衝突冷却機構がピンフィン（３６）として形成され、前記配列が少なくとも１列のピンフィン（３６）を備え、前記ピンフィン（３６）が前記タービンブレード（１０）の長手方向断面で見ると、長方形の形状を有する、請求項１に記載のタービンブレード（１０）。
【請求項４】
前記冷却キャビティ（３０）がまた前記冷却流体の折り返し部分（４２）におけるリブ端部（４６）で半径方向内側が終端する翼補強リブによって境界付けられ、前記リブ端部（４６）は、前記プラットフォームレベル（１７）の半径方向内側に位置する、請求項１〜３のいずれか一項に記載のタービンブレード（１０）。
【請求項５】
リブ（４０）および前記配列（３４）が前記プラットフォームの高温ガス表面（３３）より下の同じレベルで終端する、請求項４に記載のタービンブレード（１０）。
【請求項６】
ガスタービンのためのタービンベーン（２０）であって、
前記タービンベーン（２０）をキャリアに取り付けるためのルート（１２）と、
プラットフォーム（１４）と、
空力学的形状の中空の翼（１５）であって、共通の前縁（１８）から共通の後縁（２２）への高温ガス流（１６）の方向に関して延在し、かつ前記プラットフォーム（１４）から翼先端（２４）へ横方向に延在する負圧側壁および正圧側壁を備える中空の翼（１５）と、
を前記ガスタービンの半径方向に沿って連続的に備え、
前記翼（１５）は、プラットフォームレベル（１７）から前記翼先端への冷却流体の流れ方向に従って延在する少なくとも１つの冷却キャビティ（３０）を備え、前記少なくとも１つの冷却キャビティ（３０）は、前記冷却キャビティ（３０）と複数の冷却流体出口（３８）との間に配置された衝突冷却機構の配列（３４）を通り、前記後縁（２２）に沿って分布した前記複数の冷却流体出口（３８）と流体接続し、
前記配列（３４）は、前記プラットフォーム（１４）内の前記翼（１５）の半径方向外側に位置する領域（３７）内へ延在し、前記領域は、衝突冷却機構を備えることを特徴とする、タービンベーン（２０）。
【請求項７】
前記衝突冷却機構が交差孔（３１）として形成され、前記配列が少なくとも１列の交差孔（３１）を備え、前記少なくとも１列が前記プラットフォーム（１４）内に完全に配置された少なくとも１つの交差孔（３１）を備える、請求項6に記載のタービンベーン（２０）。
【請求項８】
前記衝突冷却機構がピンフィン（３６）として形成され、前記配列が少なくとも１列のピンフィン（３６）を備え、前記ピンフィン（３６）がタービンベーン（２０）の長手方向断面で見ると、長方形の形状を有する、請求項6に記載のタービンベーン（２０）。
【請求項９】
前記冷却キャビティ（３０）がまた前記冷却流体の折り返し部分（４２）におけるリブ端部（４６）で半径方向内側が終端する翼補強リブによって境界付けられ、前記リブ端部（４６）は、前記プラットフォームレベル（１７）の半径方向内側に位置する、請求項6〜8のいずれか一項に記載のタービンベーン（２０）。
【請求項１０】
リブ（４０）および前記配列（３４）が前記プラットフォームの高温ガス表面（３３）より下の同じレベルで終端する、請求項9に記載のタービンベーン（２０）。
【国際調査報告】
2020507707.tif 000005
2020507707.tif 000006