JP2001073705A - 優先的に冷却される後縁圧力壁を備えるタービン動翼 - Google Patents
優先的に冷却される後縁圧力壁を備えるタービン動翼Info
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Classifications
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
-
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-
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 後縁（１２）に隣接した面が、後縁の付近の
圧力壁及び吸込壁（１６，１８）の不均等な加熱を補償
するために均等には冷却されない空冷エーロフォイル
（１０）を提供する。 【解決手段】 エーロフォイル（１０）は、エーロフォ
イル後縁（１２）に圧力壁及び吸込壁（１６，１８）に
よりその間に画定される冷却通路（２４）を有するよう
に形成される。吸込壁（１８）の内部表面（３０）は、
ほぼ滑らかで連続的に形成されているが、圧力壁（１
６）の内部表面（２８）は、冷却通路（２４）を通して
空気が流れるとき、吸込壁（１８）に比べて圧力壁（１
６）の優先的対流冷却を引き起こすよう冷却通路（２
４）の中に突出する表面特徴（３４）を含むように形成
される。
圧力壁及び吸込壁（１６，１８）の不均等な加熱を補償
するために均等には冷却されない空冷エーロフォイル
（１０）を提供する。 【解決手段】 エーロフォイル（１０）は、エーロフォ
イル後縁（１２）に圧力壁及び吸込壁（１６，１８）に
よりその間に画定される冷却通路（２４）を有するよう
に形成される。吸込壁（１８）の内部表面（３０）は、
ほぼ滑らかで連続的に形成されているが、圧力壁（１
６）の内部表面（２８）は、冷却通路（２４）を通して
空気が流れるとき、吸込壁（１８）に比べて圧力壁（１
６）の優先的対流冷却を引き起こすよう冷却通路（２
４）の中に突出する表面特徴（３４）を含むように形成
される。
Description
【０００１】
【発明が属する技術分野】本発明はターボ機械の空冷エ
ーロフォイルに関する。より具体的には、本発明は、冷
却通路が、エーロフォイルの圧力壁及び吸込壁の間の熱
勾配を減少させる目的で、エーロフォイルの圧力壁を優
先的に冷却するように構成される、その後縁の付近に冷
却通路を備えるガスタービンエンジンのエーロフォイル
に指向されている。
ーロフォイルに関する。より具体的には、本発明は、冷
却通路が、エーロフォイルの圧力壁及び吸込壁の間の熱
勾配を減少させる目的で、エーロフォイルの圧力壁を優
先的に冷却するように構成される、その後縁の付近に冷
却通路を備えるガスタービンエンジンのエーロフォイル
に指向されている。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンにはその効率を増
すために絶えずより高い運転温度が求められている。し
かしながら、運転温度が上昇するに伴って、エンジン構
成部品の高温特性もそれに応じて増大する必要がある。
鉄、ニッケル及びコバルトを基とする超合金の生成によ
り著しい進歩が成し遂げられた半面、そのような合金の
高温特性は、一部の高性能のガスタービンエンジンのタ
ービン、燃焼器およびオーグメンター部分内の運転温度
の影響を長い間受け続けることに耐えるには不十分であ
ることが多い。結果として、タービン動翼（バケット）
やノズル（静翼）のような構成要素の内部冷却が一般的
に必要であり、その外側表面を熱的に保護する断熱皮膜
（TBC）系と組み合わせて利用する場合が多い。タービ
ン動翼及びノズルの効率的な内部冷却は、エーロフォイ
ル内の曲がりくねった通路を通して抽出空気が強制的に
通され、エーロフォイル後縁にある注意深く構成された
冷却孔を通して、またしばしばエーロフォイルの前縁の
膜冷却孔及び／又は動翼先端の冷却孔を通して排出され
る、複雑な冷却機構を必要とすることが多い。
すために絶えずより高い運転温度が求められている。し
かしながら、運転温度が上昇するに伴って、エンジン構
成部品の高温特性もそれに応じて増大する必要がある。
鉄、ニッケル及びコバルトを基とする超合金の生成によ
り著しい進歩が成し遂げられた半面、そのような合金の
高温特性は、一部の高性能のガスタービンエンジンのタ
ービン、燃焼器およびオーグメンター部分内の運転温度
の影響を長い間受け続けることに耐えるには不十分であ
ることが多い。結果として、タービン動翼（バケット）
やノズル（静翼）のような構成要素の内部冷却が一般的
に必要であり、その外側表面を熱的に保護する断熱皮膜
（TBC）系と組み合わせて利用する場合が多い。タービ
ン動翼及びノズルの効率的な内部冷却は、エーロフォイ
ル内の曲がりくねった通路を通して抽出空気が強制的に
通され、エーロフォイル後縁にある注意深く構成された
冷却孔を通して、またしばしばエーロフォイルの前縁の
膜冷却孔及び／又は動翼先端の冷却孔を通して排出され
る、複雑な冷却機構を必要とすることが多い。
【０００３】タービンエーロフォイルの性能は、限られ
た量の冷却空気で大体均等な表面温度に保つ能力に直接
関係する。エーロフォイル内部の対流冷却を増進するた
めには、冷却通路を画定する内部表面にリブ又は他の表
面特徴のようなターブュレータを鋳造するのが一般的で
ある。膜冷却孔と共に、ターブュレータの大きさ、形状
及び配置が、エーロフォイル冷却回路を通してまた膜冷
却孔の下流でエーロフォイルの外側表面を横切る空気の
流れの量及び分布を決定し、それによってエーロフォイ
ルの使用温度を著しく減少させるのに効果的である。タ
ーブュレータは、冷却を助長するためにエーロフォイル
の内部の冷却通路全体を通して一般的に利用される。熱
伝達効率を最大にするために、ターブュレータは、しば
しば圧力壁及び吸込壁と呼ばれ、前者は普通凹形の外形
で一方後者は普通凸形の外形をしているエーロフォイル
の側壁の内部表面上にしばしば形成される。
た量の冷却空気で大体均等な表面温度に保つ能力に直接
関係する。エーロフォイル内部の対流冷却を増進するた
めには、冷却通路を画定する内部表面にリブ又は他の表
面特徴のようなターブュレータを鋳造するのが一般的で
ある。膜冷却孔と共に、ターブュレータの大きさ、形状
及び配置が、エーロフォイル冷却回路を通してまた膜冷
却孔の下流でエーロフォイルの外側表面を横切る空気の
流れの量及び分布を決定し、それによってエーロフォイ
ルの使用温度を著しく減少させるのに効果的である。タ
ーブュレータは、冷却を助長するためにエーロフォイル
の内部の冷却通路全体を通して一般的に利用される。熱
伝達効率を最大にするために、ターブュレータは、しば
しば圧力壁及び吸込壁と呼ばれ、前者は普通凹形の外形
で一方後者は普通凸形の外形をしているエーロフォイル
の側壁の内部表面上にしばしば形成される。
【０００４】ターボ機械エーロフォイルによって持続さ
れる最大運転温度を著しく上昇させる冷却回路、冷却孔
及びターブュレータが開発されてきた一方、さらにエー
ロフォイルの耐用年数を延ばしエンジン効率を増大させ
るためにさらなる改良が所望されている。
れる最大運転温度を著しく上昇させる冷却回路、冷却孔
及びターブュレータが開発されてきた一方、さらにエー
ロフォイルの耐用年数を延ばしエンジン効率を増大させ
るためにさらなる改良が所望されている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】本発明により、均等で
ない熱負荷が後縁の近くの圧力側壁及び吸込側壁に課せ
られる運転条件を補償するために、エーロフォイル後縁
に隣接する表面が均等には冷却されない空冷エーロフォ
イルが提供される。本発明は、高温燃焼ガスによりエー
ロフォイルの外側表面上に課せられる外部からの熱負荷
は位置ごとに変化するということと、ターボ機械のエー
ロフォイルの後縁の近くでは吸込壁に比べて、圧力壁に
は著しく高い壁温が生じる可能性があるという測定結果
に、おおむね基づくものである。その結果とは、熱応力
を著しく促進する可能性がある後縁での大きい熱勾配が
生じ、後縁付近の圧力壁に亀裂が生じることである。
ない熱負荷が後縁の近くの圧力側壁及び吸込側壁に課せ
られる運転条件を補償するために、エーロフォイル後縁
に隣接する表面が均等には冷却されない空冷エーロフォ
イルが提供される。本発明は、高温燃焼ガスによりエー
ロフォイルの外側表面上に課せられる外部からの熱負荷
は位置ごとに変化するということと、ターボ機械のエー
ロフォイルの後縁の近くでは吸込壁に比べて、圧力壁に
は著しく高い壁温が生じる可能性があるという測定結果
に、おおむね基づくものである。その結果とは、熱応力
を著しく促進する可能性がある後縁での大きい熱勾配が
生じ、後縁付近の圧力壁に亀裂が生じることである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】この熱負荷の不均衡状態
を補償するために、本発明のエーロフォイルは、エーロ
フォイル後縁に圧力壁及び吸込壁の内部表面により画定
される冷却通路を有し、吸込壁の内部表面が実質的に滑
らかで連続的に形成される。それに反し、圧力壁の対向
する内部表面は、冷却通路の中に突出する表面特徴を備
え、冷却通路を通して空気が流れるとき、吸込壁に比べ
て圧力壁の優先対流冷却を引き起こすよう形成される。
結果として、本発明は、圧力壁からの熱伝達を吸込壁よ
りも意図的に促進することによって、後縁でのより均一
なエーロフォイル壁温を実現することができる。
を補償するために、本発明のエーロフォイルは、エーロ
フォイル後縁に圧力壁及び吸込壁の内部表面により画定
される冷却通路を有し、吸込壁の内部表面が実質的に滑
らかで連続的に形成される。それに反し、圧力壁の対向
する内部表面は、冷却通路の中に突出する表面特徴を備
え、冷却通路を通して空気が流れるとき、吸込壁に比べ
て圧力壁の優先対流冷却を引き起こすよう形成される。
結果として、本発明は、圧力壁からの熱伝達を吸込壁よ
りも意図的に促進することによって、後縁でのより均一
なエーロフォイル壁温を実現することができる。
【０００７】本発明の他の目的と長所は、次に詳述され
ることからよりよく理解されるであろう。
ることからよりよく理解されるであろう。
【０００８】
【発明の実施の形態】本発明を、図１の断面図に示され
るエーロフォイル１０に関して述べる。エーロフォイル
１０は特別の構成を有するものとして図示されるが、本
発明は、ターボ機械の熱的に悪条件の環境内で作動する
様々な空冷エーロフォイル構成要素に広く応用できる。
そのような構成要素の注目に値する例には、ガスタービ
ンエンジンの高圧及び低圧タービンノズル及び動翼が含
まれる。
るエーロフォイル１０に関して述べる。エーロフォイル
１０は特別の構成を有するものとして図示されるが、本
発明は、ターボ機械の熱的に悪条件の環境内で作動する
様々な空冷エーロフォイル構成要素に広く応用できる。
そのような構成要素の注目に値する例には、ガスタービ
ンエンジンの高圧及び低圧タービンノズル及び動翼が含
まれる。
【０００９】図１に表されるように、エーロフォイル１
０は、後縁１２及び前縁１４、大体凹状の圧力壁１６並
びに大体凸状の吸込壁１８を有する。多数の冷却空洞２
０がエーロフォイル１０内に鋳造され、そのうちのいく
つかは、それを通して空洞２０内の冷却空気の流れがエ
ーロフォイル１０から排出される膜冷却孔２２を備えて
いる。従来と同様に、冷却空洞２０は、別の冷却回路構
成も可能ではあるけれども、エーロフォイル１０を通し
て曲がりくねった冷却回路を形成するよう相互接続され
ることができる。図１にまた示されているのは、エーロ
フォイル１０の後縁１２に最も近い所に位置する冷却通
路２４である。冷却通路２４は、別個の半径方向流れ通
路、又は空洞２０に接続された軸方向の衝突通路のいづ
れかにすることができる。図１に示されるように、冷却
通路２４もまたそれを通して冷却空気が排出される膜冷
却孔２６を備えている。後縁冷却通路２４は普通大きな
アスペクト比を有し、それぞれ圧力壁１６及び吸込壁１
８の両方上に長い内部表面２８と３０を有する。
０は、後縁１２及び前縁１４、大体凹状の圧力壁１６並
びに大体凸状の吸込壁１８を有する。多数の冷却空洞２
０がエーロフォイル１０内に鋳造され、そのうちのいく
つかは、それを通して空洞２０内の冷却空気の流れがエ
ーロフォイル１０から排出される膜冷却孔２２を備えて
いる。従来と同様に、冷却空洞２０は、別の冷却回路構
成も可能ではあるけれども、エーロフォイル１０を通し
て曲がりくねった冷却回路を形成するよう相互接続され
ることができる。図１にまた示されているのは、エーロ
フォイル１０の後縁１２に最も近い所に位置する冷却通
路２４である。冷却通路２４は、別個の半径方向流れ通
路、又は空洞２０に接続された軸方向の衝突通路のいづ
れかにすることができる。図１に示されるように、冷却
通路２４もまたそれを通して冷却空気が排出される膜冷
却孔２６を備えている。後縁冷却通路２４は普通大きな
アスペクト比を有し、それぞれ圧力壁１６及び吸込壁１
８の両方上に長い内部表面２８と３０を有する。
【００１０】この技術における従来の方法によれば、エ
ーロフォイル１０は高温の鉄、ニッケル、又はコバルト
を基とする超合金から鋳造されるのが望ましい。圧力壁
１６及び吸込壁１８の外側表面は、ボンディングコート
で外側表面に接着されたセラミック層から構成される断
熱皮膜（ＴＢＣ）系（図示されていない）により保護し
てもよい。ボンディングコートは、上昇した温度にさら
される間にその表面にアルミナ（Aｌ2 O3 ）層又はスケ
ールを形成する拡散アルミナイドあるいはＭＣｒＡｌＹ
のような耐酸化性の組成物であることが望ましい。アル
ミナスケールは、エーロフォイル１０の外側表面を酸化
から保護し、セラミック層がより頑強に粘着する表面を
提供する。酸化イットリウム（Y2O3 ）、マグネシア（M
ｇO）または他の酸化物により部分的に又は完全に安定
化されたジルコニア（ZｒO2 ）が、セラミック層用の材
料として望ましい。
ーロフォイル１０は高温の鉄、ニッケル、又はコバルト
を基とする超合金から鋳造されるのが望ましい。圧力壁
１６及び吸込壁１８の外側表面は、ボンディングコート
で外側表面に接着されたセラミック層から構成される断
熱皮膜（ＴＢＣ）系（図示されていない）により保護し
てもよい。ボンディングコートは、上昇した温度にさら
される間にその表面にアルミナ（Aｌ2 O3 ）層又はスケ
ールを形成する拡散アルミナイドあるいはＭＣｒＡｌＹ
のような耐酸化性の組成物であることが望ましい。アル
ミナスケールは、エーロフォイル１０の外側表面を酸化
から保護し、セラミック層がより頑強に粘着する表面を
提供する。酸化イットリウム（Y2O3 ）、マグネシア（M
ｇO）または他の酸化物により部分的に又は完全に安定
化されたジルコニア（ZｒO2 ）が、セラミック層用の材
料として望ましい。
【００１１】１つを除き全ての空洞２０は、ターブュレ
ータ３２を備えているものとして示されていて、ターブ
ュレータ３２は、それらが対応する空洞２０を通しての
空気流れの方向に対して、平行、垂直又は斜めに向いた
途切れのない、断続的又は楔形のリブとすることができ
る。代わりに、ターブュレータ３２を、ハーフピン又は
空洞２０の内部壁上の粗面領域にすることもできる。冷
却空洞２０付近の圧力壁１６及び吸込壁１８の均一な冷
却を促進するために、ターブュレータ３２は一般的にほ
ぼ均等な対流冷却率を実現するよう形成される。それに
反して、後縁冷却通路２４は、圧力壁１６の内部表面２
８だけに鋳造あるいはその他の方法で形成されたターブ
ュレータ３４を有する。通路２４の吸込壁１８側の内部
表面３０は、ほぼ滑らかで途切れがない状態で示されて
いる。結果として、吸込壁１８の内部表面３０は、内部
表面２８上にあるターブュレータ３４の型次第ではある
が、圧力壁１６の伝達率よりかなり低い熱伝達率、例え
ば、圧力壁１６の内部表面２８での熱伝達率の半分ある
いはそれ以下の程度の熱伝達率を特徴とする。その結果
として、圧力壁１６は後縁冷却通路２４を通しての空気
の流れにより優先的に冷却される。しかしながら、エー
ロフォイル１０の圧力壁１６は、後縁１２での吸込壁１
８より高い熱負荷を受けやすいということに基づいて、
圧力壁１６を優先的に冷却する効果は、エーロフォイル
１０の後縁１２のより均一な壁温を実現することであ
る。
ータ３２を備えているものとして示されていて、ターブ
ュレータ３２は、それらが対応する空洞２０を通しての
空気流れの方向に対して、平行、垂直又は斜めに向いた
途切れのない、断続的又は楔形のリブとすることができ
る。代わりに、ターブュレータ３２を、ハーフピン又は
空洞２０の内部壁上の粗面領域にすることもできる。冷
却空洞２０付近の圧力壁１６及び吸込壁１８の均一な冷
却を促進するために、ターブュレータ３２は一般的にほ
ぼ均等な対流冷却率を実現するよう形成される。それに
反して、後縁冷却通路２４は、圧力壁１６の内部表面２
８だけに鋳造あるいはその他の方法で形成されたターブ
ュレータ３４を有する。通路２４の吸込壁１８側の内部
表面３０は、ほぼ滑らかで途切れがない状態で示されて
いる。結果として、吸込壁１８の内部表面３０は、内部
表面２８上にあるターブュレータ３４の型次第ではある
が、圧力壁１６の伝達率よりかなり低い熱伝達率、例え
ば、圧力壁１６の内部表面２８での熱伝達率の半分ある
いはそれ以下の程度の熱伝達率を特徴とする。その結果
として、圧力壁１６は後縁冷却通路２４を通しての空気
の流れにより優先的に冷却される。しかしながら、エー
ロフォイル１０の圧力壁１６は、後縁１２での吸込壁１
８より高い熱負荷を受けやすいということに基づいて、
圧力壁１６を優先的に冷却する効果は、エーロフォイル
１０の後縁１２のより均一な壁温を実現することであ
る。
【００１２】本発明によれば、圧力壁１６及び吸込壁１
８の間の温度勾配を十分に減少させることで、亀裂が入
りやすい傾向は著しく減少され、そして動翼の寿命が延
長される。さらに利点となることは、吸込壁１８の冷却
が減少されるために通路２４内の冷却空気の温度上昇が
減少され、そのことが圧力壁１６からの熱伝達を、通路
２４内の冷却材の膜の温度の結果として、促進すること
になる。温度勾配のさらなる削減が要求される条件下で
は、保護用のTBC系を吸込壁１８の外側表面から取り除
くことができる。例えば、TBC系を、圧力壁１６の外側
表面と後縁１２から離れた吸込壁１８の外側表面に限定
するか、又は圧力壁１６にだけに限定するかあるいは後
縁１２に近接した圧力壁１６にのみに限定することがで
きる。このような状況のもとでは、拡散アルミナイドま
たはＭＣｒＡｌＹ保護膜層の環境コーティングで、TBC
系により酸化及び高温腐食から保護していないそれらの
表面を保護することが一般的に望ましい。
８の間の温度勾配を十分に減少させることで、亀裂が入
りやすい傾向は著しく減少され、そして動翼の寿命が延
長される。さらに利点となることは、吸込壁１８の冷却
が減少されるために通路２４内の冷却空気の温度上昇が
減少され、そのことが圧力壁１６からの熱伝達を、通路
２４内の冷却材の膜の温度の結果として、促進すること
になる。温度勾配のさらなる削減が要求される条件下で
は、保護用のTBC系を吸込壁１８の外側表面から取り除
くことができる。例えば、TBC系を、圧力壁１６の外側
表面と後縁１２から離れた吸込壁１８の外側表面に限定
するか、又は圧力壁１６にだけに限定するかあるいは後
縁１２に近接した圧力壁１６にのみに限定することがで
きる。このような状況のもとでは、拡散アルミナイドま
たはＭＣｒＡｌＹ保護膜層の環境コーティングで、TBC
系により酸化及び高温腐食から保護していないそれらの
表面を保護することが一般的に望ましい。
【００１３】本発明は好ましい実施形態について今まで
述べてきたが、当業者によって別の形が採用され得ると
いうことは明白である。例えば、本発明は、図１に示さ
れるものとは異なる構成や冷却回路を有するエーロフォ
イル１０に応用できる。従って、本発明の範囲は上記の
請求項によってのみ制限されるべきである。
述べてきたが、当業者によって別の形が採用され得ると
いうことは明白である。例えば、本発明は、図１に示さ
れるものとは異なる構成や冷却回路を有するエーロフォ
イル１０に応用できる。従って、本発明の範囲は上記の
請求項によってのみ制限されるべきである。
【図１】本発明の好ましい実施形態に従って、圧力壁の
内部表面のみにターブュレータを備えるように構成され
た後縁冷却通路を有するエーロフォイルの断面図であ
る。
内部表面のみにターブュレータを備えるように構成され
た後縁冷却通路を有するエーロフォイルの断面図であ
る。
１０ エーロフォイル １２ 後縁 １４ 前縁 １６ 圧力壁 １８ 吸込壁 ２０ 冷却空洞 ２２ 冷却孔 ２４ 冷却通路 ２６ 冷却孔 ２８ 壁の内部表面 ３０ 壁の内部表面 ３２ ターブュレータ ３４ ターブュレータ
Claims (15)
- 【請求項１】 後縁（１２）と、該後縁（１２）での対
向する圧力壁及び吸込壁（１６，１８）と、該圧力壁及
び吸込壁（１６，１８）の間にあって、該圧力壁と吸込
壁（１６，１８）の内部表面（２８、３０）により画定
される冷却通路（２４）とを有し、前記吸込壁（１８）
の内部表面（３０）は実質的に滑らかで途切れがなく、
前記圧力壁（１６）は空気が前記冷却通路（２４）を通
って流れるとき、前記吸込壁（１８）と比べて前記圧力
壁（１６）の優先的な対流冷却を生じるように、その内
部表面（２８）上に前記冷却通路（２４）中に突出する
表面特徴（３４）を備えている空冷エーロフォイル（１
０）。 - 【請求項２】 前記表面特徴（３４）が前記圧力壁（１
６）上に位置し、前記冷却通路（２４）中に突出するタ
ーブュレータ（３４）である請求項１に記載の空冷エー
ロフォイル（１０）。 - 【請求項３】 前記表面特徴（３４）が、ハーフピン、
粗面領域および前記通路（２４）を通る空気の流れ方向
に対して平行、垂直又は斜めに向いた連続的な、断続的
なおよび楔型のリブから構成される群から選ばれる請求
項１に記載の空冷エーロフォイル（１０）。 - 【請求項４】 前記エーロフォイル（１０）がガスター
ビンエンジンのタービン動翼（１０）である請求項１に
記載の空冷エーロフォイル（１０）。 - 【請求項５】 さらに、前記圧力壁及び吸込壁（１６，
１８）のうちの少なくとも１つの外側表面上に断熱皮膜
を備える請求項１に記載の空冷エーロフォイル（１
０）。 - 【請求項６】 さらに、前記圧力壁（１６）の外側表面
上のみに断熱皮膜を備える請求項１に記載の空冷エーロ
フォイル（１０）。 - 【請求項７】 前記空冷エーロフォイル（１０）が、 それぞれが前記圧力壁及び吸込壁（１６，１８）の第二
の内部表面により画定される、前記圧力壁及び吸込壁
（１６，１８）の間の複数の冷却空洞（２０）と、 前記圧力壁及び吸込壁（１６，１８）から前記複数の冷
却空洞（２０）のそれぞれの中へ突出する表面特徴（３
２）とをさらに備える請求項１に記載の空冷エーロフォ
イル（１０）。 - 【請求項８】 前記吸込壁（１８）の内部表面（３０）
が、前記圧力壁（１６）の内部表面（２８）の熱伝達率
の約半分あるいはそれ以下の熱伝達率によって特徴づけ
られる請求項１に記載の空冷エーロフォイル（１０）。 - 【請求項９】 後縁（１２）と、対向する圧力壁及び吸
込壁（１６，１８）と、該圧力壁及び吸込壁（１６，１
８）の間の複数の冷却空洞（２０）と、該圧力壁及び吸
込壁（１６，１８）から該複数の冷却空洞（２０）のそ
れぞれの中へ突出する表面特徴（３２）と、該後縁（１
２）にあって、該圧力壁及び吸込壁（１６，１８）の内
部表面（２８，３０）により画定される後縁冷却通路
（２４）とを有し、前記後縁冷却通路（２４）の内部表
面（３０）は実質的に滑らかで途切れがなく、前記圧力
壁（１６）は空気が前記後縁冷却通路（２４）を通って
流れるとき、前記吸込壁（１８）と比べて前記圧力壁
（１６）の優先的な対流冷却を生じるように、その内部
表面（２８）上に前記後縁冷却通路（２４）中に突出す
る表面特徴（３４）を備えている空冷ガスタービンエン
ジンのタービン動翼（１０）。 - 【請求項１０】 前記表面特徴（３４）が前記圧力壁
（１６）上に位置し、前記冷却通路（２４）中に突出す
るターブュレータ（３４）である請求項９に記載の空冷
ガスタービンタービンエンジンのタービン動翼（１
０）。 - 【請求項１１】 前記表面特徴（３４）が、ハーフピ
ン、粗面領域および前記通路（２４）を通る空気の流れ
方向に対して平行、垂直又は斜めに向いた連続的な、断
続的なおよび楔型のリブから構成される群から選ばれる
請求項9に記載の空冷ガスタービンエンジンのタービン
動翼（１０）。 - 【請求項１２】 さらに、前記圧力壁及び吸込壁（１
６，１８）のうちの少なくとも１つの外側表面上に断熱
皮膜を備える請求項9に記載の空冷ガスタービンエンジ
ンのタービン動翼（１０）。 - 【請求項１３】 前記圧力壁（１６）の外側表面上のみ
に断熱皮膜をさらに備えて成る請求項９に記載の空冷ガ
スタービンエンジンのタービン動翼（１０）。 - 【請求項１４】 前記吸込壁（１８）の内部表面（３
０）が、前記圧力壁（１６）の内部表面（２８）の熱伝
達率の半分あるいはそれ以下の熱伝達率によって特徴づ
けられる請求項9に記載の空冷ガスタービンエンジンの
タービン動翼（１０）。 - 【請求項１５】 後縁（１２）と、対向する圧力壁及び
吸込壁（１６，１８）と、該圧力壁及び吸込壁（１６，
１８）の間の複数の冷却空洞（２０）と、該圧力壁及び
吸込壁（１６，１８）から該複数の冷却空洞（２０）の
それぞれの中へ突出する表面特徴（３２）と、該後縁
（１２）にあって、該圧力壁及び吸込壁（１６，１８）
の内部表面（２８，３０）により画定される後縁冷却通
路（２４）とを有し、前記圧力壁（１６）はその内部表
面（２８）上に前記後縁冷却通路（２４）中に突出する
複数のターブュレータ（３４）を備えており、前記後縁
冷却通路（２４）の内部表面（３０）が、前記吸込壁
（１８）の内部表面（３０）が前記圧力壁（１６）の内
部表面（２８）の熱伝達率の半分あるいはそれ以下の熱
伝達率によって特徴づけられるようにいかなるターブュ
レータも備えておらず、空気が前記後縁冷却通路（２
４）を通って流れるとき、前記吸込壁（１８）に比べて
前記圧力壁（１６）の優先的な対流冷却を生じるように
なっていることを特徴とする空冷ガスタービンエンジン
のタービン動翼（１０）。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/379,022 US6273682B1 (en) | 1999-08-23 | 1999-08-23 | Turbine blade with preferentially-cooled trailing edge pressure wall |
| US09/379022 | 1999-08-23 |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001073705A true JP2001073705A (ja) | 2001-03-21 |
| JP2001073705A5 JP2001073705A5 (ja) | 2007-09-27 |
| JP4659188B2 JP4659188B2 (ja) | 2011-03-30 |
Family
ID=23495493
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000246576A Expired - Lifetime JP4659188B2 (ja) | 1999-08-23 | 2000-08-16 | 優先的に冷却される後縁圧力壁を備えるタービン動翼 |
Country Status (4)
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|---|---|
| US (1) | US6273682B1 (ja) |
| EP (1) | EP1079071B1 (ja) |
| JP (1) | JP4659188B2 (ja) |
| DE (1) | DE60037927T2 (ja) |
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