JP2001132406A - 内部冷却式動翼先端シュラウド - Google Patents

内部冷却式動翼先端シュラウド

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Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【課題】 ガスタービンエンジンのタービン動翼先端シ
ュラウド及びシールの冷却に関する。 【解決手段】 タービン動翼先端シュラウド８８の内部
に配設されるシュラウド冷却回路１２０は、そのシュラ
ウドを冷却できるようにされかつ先端の中空内部と流体
連通している。シュラウド冷却回路１２０は、そのシュ
ラウドの時計方向シュラウド側端及び反時計方向シュラ
ウド側端の間に周方向に延在するシュラウド冷却通路１
２２を含む。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は航空機ガスタービン
エンジンのタービン動翼先端シュラウド及びシールに関
し、さらに具体的にはシュラウド及び先端の冷却に関す
る。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンでは、ランダムな
振動の際の動翼の振幅を制限するとともに翼形部に流体
の流れを導くため、個々の翼形部に先端シュラウドが多
用される。殊にガスタービンエンジンの低圧セクション
ではそうである。隣り合ったシュラウド同士は、機械的
剛性を与えるために周方向に当接する。かかるアセンブ
リ一式が取付けられると、シュラウドは実質的に連続し
た環状面をなす。周方向シュラウドの周方向両端部には
当接面が設けられ、アセンブリに望ましい拘束をもたら
す。
【０００３】周方向に延在するシール歯状部はシュラウ
ドから半径方向外方に延在してシールランド部と係合
し、シュラウドとロータ周囲のケーシングとの間のガス
流路をシールする。シールランド部は通常ハニカムでカ
バーしたステータシュラウドの形態をしている。
【０００４】通例、ガスタービンエンジンは、タービン
動翼のようなタービンロータ部品の受ける材料温度を抑
制するため、冷却空気を部品に供給する冷却装置を含ん
でいる。従来技術の冷却装置では、タービン部品冷却用
の空気をエンジン圧縮機から得て、空気を分岐して軸方
向流路を介してエンジンのタービンセクションに導くの
が普通である。
【０００５】通例、低圧タービン動翼は冷却しない。冷
却するのが通例の高圧タービン動翼では変形防止用先端
シュラウドを用いない。高速民間航空機（ＨＳＣＴ）エ
ンジンプログラムなど、遠距離超音速運転用の超音速高
性能エンジンが開発段階にある。低圧タービンセクショ
ンの低圧タービン動翼は、高出力エンジン設定状態での
エンジン作動で飛行包絡線の大半にわたって長時間高温
に暴露される。エンジンの軽量化及びエンジン長の短縮
も望ましい。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】高速エンジンは現在用
いられている冷却技術よりも優れた冷却技術を必要とす
る。高速民間輸送機用のエンジンの一例は、高圧タービ
ン排出口に近接した低圧タービンを用いる。さらに、エ
ンジンミッションでは、高出力エンジン設定状態で低圧
タービンを長期にわたって非常に高い温度に暴露するこ
とが必要とされる。航空機用ガスタービンエンジン設計
者は、軽量で短いエンジンを設計することとともに、ガ
スタービンエンジンの性能を向上させるべく絶えず奮闘
している。冷却空気の使用は燃料消費を増すので、冷却
空気の生成に使われるエンジンの仕事量を極力減らすの
が極めて望ましい。
【０００７】
【課題を解決するための手段】ガスタービンエンジンの
タービン動翼シュラウド付先端は、横断面が翼形の翼形
部先端、その先端に取り付けられた動翼先端シュラウ
ド、及び動翼先端シュラウド内に配設されたシュラウド
冷却回路を含む。シュラウド冷却回路は、シュラウドの
実質的に全体を冷却することができるようになってお
り、先端の中空内部と流体連通している。
【０００８】本発明の一実施形態では、先端シュラウド
は、中空内部から半径方向遠方に延在するシュラウドの
半径方向外側シュラウド面に、周方向に延在する１以上
のシール歯状部を有する。好ましくは、２以上のシール
歯状部を用いる。本発明のさらに具体的な実施形態で
は、先端シュラウドは周方向に延在するとともに軸方向
に隔設された前方シュラウド端及び後方シュラウド端、
周方向に隔設された時計方向シュラウド側端及び反時計
方向シュラウド側端をさらに含む。シュラウド冷却回路
は、時計方向シュラウド側端と反時計方向シュラウド側
端の間に周方向に延在するシュラウド冷却通路を含む。
本発明のさらに具体的な実施形態では、先端シュラウド
内にシュラウド冷却通路を前方及び後方に複数設け、そ
れぞれ中空内部の第１中空チャンバ及び第２中空チャン
バと流体連通させる。
【０００９】本発明の別の実施形態では、翼形部先端に
先端シュラウドを設けた翼形部を有する動翼は、シュラ
ウド冷却回路と流体連通している翼形部冷却回路を含
む。本発明のさらに具体的な実施形態では、動翼はさら
にシュラウド冷却通路を前方及び後方に複数含んでい
て、それぞれ翼形部冷却回路の第１中空チャンバ及び第
２中空チャンバとそれぞれ流体連通させる。翼形部は、
さらに具体的な実施形態では、約３以上のアスペクト比
を有する。
【００１０】ガスタービンエンジンのタービンアセンブ
リは、かかる複数のタービン動翼をタービンロータの外
周に装着してなる。動翼は翼形部を有しており、翼形部
は動翼プラットホームから翼形の翼先端まで半径方向外
方に延在し、動翼プラットホームから半径方向内方に延
びる付け根によってロータに装着される。動翼の中空内
部はロータを介してロータ冷却流路と流体連通してい
る。通例、中空内部の各々は、シュラウド冷却回路と流
体連通した翼形部冷却回路の１つを含む。環状シールア
センブリは、エンジンケーシングの内側に装着され、シ
ール歯状部から半径方向遠方に離隔してシール歯状部と
共にガス流路シールを構成する。環状シールアセンブリ
は、シュラウドステータの半径方向内面に取付けられる
ハニカム材料を支持するシュラウドステータを含み、ハ
ニカム材料はシール歯状部と協働してガス流路シールを
構成する。
【００１１】一実施形態では、インピンジメント冷却装
置を用いて、インピンジメント冷却空気をシュラウドス
テータの半径方向外面に導く。かかる装置は、さらに具
体的な実施形態では、インピンジメント冷却空気がシュ
ラウドステータの半径方向外面を衝突冷却した後に、イ
ンピンジメント冷却空気を流路内及びシール歯状部の回
りに流すための外部歯状部冷却アセンブリを含む。ある
外部歯状部冷却アセンブリは、シュラウドステータの前
方端とエンジンケーシングによってシュラウドステータ
を支持する支持ハンガとの間の漏れ流路を含む。
【００１２】内部冷却式先端シュラウドは、低圧タービ
ン動翼が非常に高い温度のガス流に暴露される高出力エ
ンジン設定状態でガスタービンエンジンを長時間作動す
るのを役立つ。本発明により、特にステータが全く介在
しない逆方向回転式の高圧及び低圧タービンロータを有
するエンジン設計において、低圧タービン動翼を高圧タ
ービン排気口に近接して配置することができる。本発明
の利点としては、エンジンが軽量化され、エンジン長が
短くなることが挙げられる。
【００１３】本発明は、高出力状態に置かれる部品の充
分な耐クリープ及び酸化寿命を得るのに有効な冷却を提
供する。本発明は、目標とする耐クリープ及び酸化寿命
を達成することができる水準までタービン動翼先端シュ
ラウドを冷却しその金属温度を下げる。この冷却先端シ
ュラウドは、振動周波数条件を満たすように動翼を細長
く（アスペクト比を高く）することができるのでタービ
ン動翼を軽量化するとともに軸方向長さを短くすること
ができるという利点をもつ。これは、先端シュラウドが
動翼同士を拘束する作用によって得られる追加の支持に
よるものであり、設計条件を満足する動翼周波数が増え
る。
【００１４】
【発明の実施の形態】本発明に特徴的であると思料され
る新規な側面は、特許請求の範囲に記載し、特定した。
本発明を、その他の目的及び利点と併せて、添付の図面
を参照してさらに具体的に説明する。
【００１５】図１及び図２に示す超音速航空機ガスター
ビンエンジン（全体を符号２で示す）は、ガス発生器１
０と、可変２Ｄノズル８をもった排気セクション６とを
有する。ガス発生器１０は長手方向中心線Ａ及び中心線
Ａと同軸かつ同心に配設された環状エンジンケーシング
１４を有する。空気ＡＦは、多段式ファン１６を通って
下流軸方向Ｆにガス発生器１０に入り、その後ファンバ
イパス１７を通って導かれるファンバイパス空気ＡＢ
と、コアエンジン２０を通って導かれるコア空気ＡＣと
に分けられる。コアエンジン２０は多段式高圧圧縮機２
４と、燃料噴射器２７をもつ環状燃焼器２６と、単段式
高圧タービン２８とを含み、これらはすべてガス発生器
１０の中心線Ａと同軸に直列流れの関係で配置される。
高圧ロータ３１の高圧軸３０が、高圧圧縮機２４とコア
エンジン２０の高圧タービン２８とを固定状態に相互接
続する。高圧圧縮機２４は、単段式高圧タービン２８に
よって回転駆動され、コアエンジン２０に流入する空気
を比較的高圧に圧縮する。この高圧空気は、次に燃焼器
２６の中で燃料と混合され点火されて高エネルギーのガ
ス流を形成する。このガス流は、後方に流れ、高圧ター
ビン２８を通って進み、高圧タービン２８とコアエンジ
ン２０の高圧軸３０を回転駆動し、高圧軸３０は次に多
段式高圧圧縮機２４を回転駆動する。
【００１６】コアエンジン高圧タービン２８から排出さ
れるガス流は、高圧タービン２８とは逆方向に回転する
よう設計された２段式低圧タービン２２（ＬＰＴ）を通
って膨張する。なお、高圧タービン２８と低圧タービン
２２の間にステータがないのは、エンジン作動時にそれ
らが互いに逆回転するからである。低圧タービン２２
は、環状高圧軸３０を通して前方に延在する低圧軸３２
を介してファン１６を駆動する。コアエンジンで生じる
高圧高温ガスは、低圧タービン２２を通り抜けた後、可
変混合機３６によって排出セクション６でバイパス空気
ＡＢと混合される。ノズル８は、そのコアとバイパスと
の流れが混合されたガスを受けてエンジン２の推力を生
じる。
【００１７】図３をさらに参照すれば、２段式低圧ター
ビン２２は回転自在な環状低圧タービンロータ３４を含
んでおり、低圧タービンロータから半径方向外方に延在
する第１列３８の第１タービン動翼と第２列３９の第２
タービン動翼が軸方向に隔設されている。１列のＬＰＴ
ステータ動翼４０は、第１列３８の第１タービン動翼と
第２列３９の第２タービン動翼の間で、静止エンジンケ
ーシング１４に固定されており、ケーシング１４から半
径方向内方に延在する。
【００１８】本発明は低圧タービン用に設計されたもの
で、第２列３９の第１タービン動翼における第２段低圧
タービン動翼７０のためのものをここで例示する。低圧
タービン動翼７０は、その詳細は図５、図６、及び図７
に示してあるが、正圧側面７４と負圧側面７６のある翼
形部７２と、翼形部７２を低圧ロータ３４のディスク７
３に装着する基部７８を有する。翼形部７２は下流後方
に翼形部前縁ＬＥから翼形部後縁ＴＥまで延在する。基
部７８は、翼形部７２を固定支持するプラットホーム８
０及び動翼７０をディスク７３に取り付けるためのダブ
テール付け根８２とを有する。翼形部７２は、翼形部冷
却回路８１を内部に含む中空内部６２を取り囲む外壁６
０を有し、当技術分野で周知のように冷却空気を翼形部
を通して流し、翼形部を内外両面からフィルム冷却孔を
用いて冷却する。
【００１９】図６及び図７に示す通り、冷却回路８１
は、直列に流体連通した前方キャビティ１０９、中央キ
ャビティ１１１及び後方キャビティ１１２を有する３つ
の流路を備える回路として示してある。前方キャビティ
１０９及び後方キャビティ１１２はそれぞれ、縁部冷却
空気１１４を前縁キャビティ１１７及び後縁キャビティ
１１９を通して前縁ＬＥ及び後縁ＴＥに供給する。翼形
部７２の外端部分８４には、横断面が翼形の先端シュラ
ウド８８を備えた動翼先端７７を有する。なお、翼形部
は翼幅Ｓを有しているが、翼幅Ｓは、翼幅の半分１／２
Ｓで測定した、翼幅中央部での翼弦長ＣＬよりも実質的
に大きく、基部７８から先端７７までごく僅かなテーパ
が付いている。本発明の翼形部７２は、約３以上のアス
ペクト比で非常に細くすることができる。
【００２０】図４及び図８を参照すると、先端シュラウ
ド８８は、高温ガス流を導くためのタービンガス流路８
９の外側境界部分を画成する半径方向内側の先端シュラ
ウド面９０を有する。１対の前方シール歯状部９２及び
後方シール歯状部９４は、各々、先端シュラウド８８の
半径方向外側シュラウド面から半径方向外方に延在して
いるとともにシュラウド面に沿って周方向にも延在して
いる。先端シュラウド８８は、周方向に延在するととも
に軸方向に隔設された前方シュラウド端１００及び後方
シュラウド端１０２を含んでおり、周方向に隔設された
時計方向シュラウド側端１０８及び反時計方向シュラウ
ド側端１１０も含んでいる。時計方向シュラウド側端１
０８及び反時計方向シュラウド側端１１０のうちの周方
向に隣接する側端は、それらが時計方向側及び反時計方
向側シュラウド側端のそれぞれに２つののこぎり歯１１
８で示す、それぞれ相互に係合し当接するのこぎり歯形
状１１６を有する。低圧タービン動翼７０の隣接するシ
ール歯状部のそれぞれ前方及び後方シール歯状部９２及
び９４の周方向に隣接するシール歯状部は、図８に示す
通り相互に当接している。
【００２１】図４、図５、図６及び図７を参照すれば、
内部のシュラウド冷却回路１２０は先端シュラウド８８
の内部に配設される。シュラウド冷却回路１２０はその
シュラウドの実質的に全体を冷却することができるよう
になっており、翼形部と動翼先端７７の中空内部にある
翼形部冷却回路８１と流体連通している。ここに開示さ
れるシュラウド冷却回路１２０の実施形態は、それぞれ
時計方向シュラウド側端及び反時計方向シュラウド側端
１０８及び１１０の間でそれぞれ周方向に延在するシュ
ラウド冷却通路１２２を含む。
【００２２】シュラウド冷却通路１２２は、それぞれ前
方キャビティ及び後方キャビティ１０９及び１１２のう
ちの対応するキャビティに通じている先端シュラウド８
８中の前方ポート及び後方ポート１２４，１２６をそれ
ぞれ通して冷却空気を供給される。前方ポート及び後方
ポート１２４及び１２６はそれぞれ、先端シュラウド８
８の周方向の中央に設置され、シュラウド冷却通路１２
２はそれぞれ、前方ポート及び後方ポートから時計回り
及び反時計回りの方向に時計方向シュラウド側端及び反
時計方向シュラウド側端１０８及び１１０の対応する側
端まで周方向に延在する。これは時計回り及び反時計回
りの方向に先端７７を一様に冷却することを助長する。
【００２３】好ましくは、シュラウド冷却通路１２２の
それぞれ前方及び後方に複数の冷却通路１２８及び１３
０は、それぞれ前方及び後方ポート１２４及び１２６を
通してそれぞれ対応する前方及び後方キャビティ１０９
及び１１２と流体連通しており、前方及び後方キャビテ
ィ１０９及び１１２によって冷却空気を供給される。こ
のことは動翼先端７７に沿って軸方向に異なる冷却空気
圧を調整するのに役立つ。シュラウド冷却通路１２２中
の冷却空気は、時計方向シュラウド側端１０８及び反時
計方向シュラウド側端１１０のそれぞれ周方向に隣接す
る側端の間に排出され、それによって先端シュラウド８
８のこの領域を冷却しシュラウド及びシュラウド側端を
冷却するのにさらに役立つする。
【００２４】冷却空気は、当業者には周知の種々の技術
で翼形部冷却回路８１に供給することができる。空気は
通常、図６に示す通り、動翼７０のダブテール付け根８
２を通して翼形部冷却回路８１の第１キャビティである
前方キャビティ１０９に供給される。図２及び図３に示
す本発明の実施形態には、高圧圧縮機２４の第４段１４
０から高圧ロータ３１の第５段ディスク１４６上に装着
された遠心ポンプ１４４によって高圧ロータと低圧ター
ビンロータ３４との間の環状エンジンキャビティ１５０
を通して導かれる冷却空気ＣＡを図示する。冷却空気Ｃ
Ａは、環状エンジンキャビティ１５０から図６に示す通
り、動翼７０のダブテール付け根８２を通して前方キャ
ビティ１０９に導かれる。
【００２５】高圧圧縮機２４の第４段１４０からの第４
段抽気１６０は、図２及び図３に示すように、抽気用パ
イプ１６２を通して冷却プレナム１６４に管で運ばれ
る。抽気１６０はそれから一列のＬＰＴステータ動翼４
０を通して第１セットの接線方向の流れインデューサー
１６８に導かれ、低圧タービン２２の第１ディスク冷却
キャビティ１７０中に圧送される。抽気１６０は第１タ
ービン動翼の第１列を冷却するのに用いられる。本発明
の別の実施形態が図９に示されていて、その中で抽気１
６０の１部分１７６が、第２セットの接線方向の流れイ
ンデューサー１７８に導かれ、図６に示す通り、動翼７
０のダブテール付け根８２を通して前方キャビティ１０
９に通じる低圧タービン２２の第２ディスク冷却キャビ
ティ１８０に圧送される。
【００２６】図３及び図４を参照すれば、環状タービン
シュラウドステータ１０４が低圧タービン動翼を取り囲
む。シュラウドステータ１０４はシールランド部１０６
を有し、シールランド部１０６は好ましくはシュラウド
ステータ１０４のシールランド部の半径方向内側のシュ
ラウド面に接着その他の固定方法で取付けられたハニカ
ム又は同様にコンプライアンスを有する材料１０７でで
きている。シール歯状部９２及び９４は、摩削可能なハ
ニカム材料１０７に対しててシールしその間のシール隙
間を流れる高温ガスの量を極力少なくするようになって
いる。冷却プレナム１６４中の抽気はシュラウドステー
タ１０４をインピンジ冷却するのにも用いられる。
【００２７】インピンジメント冷却空気１９３をシュラ
ウドステータ１０４の半径方向外面１９０上に導くため
の、ある具体的実施形態でのインピンジメント冷却手段
は、冷却プレナム１６４からの抽気１６０を受けるよう
に構成されるインピンジメントプレナム１９２を含む。
インピンジメントプレナム１９２の半径方向内側の壁１
９８中のインピンジメント冷却孔１９４は、インピンジ
メント冷却空気１９３をシュラウドステータ１０４の半
径方向外面１９０上に向けるのに用いられる。
【００２８】外部歯状部冷却手段２１０は、インピンジ
メント冷却空気１９３がシュラウドステータ１０４の半
径方向外面１９０上を衝突冷却した後、その冷却空気１
９３を流路８９内で前方シール歯状部９２及び後方シー
ル歯状部９４の周りに流すためにも用いられる。外部歯
状部冷却手段の一実施形態は、シュラウドステータ１０
４の前方端２１４とエンジンケーシング１４からシュラ
ウドステータ１０４を支持する支持ハンガ２１６との間
に漏れ流路２１２を含む。
【００２９】本明細書では本発明の好ましい例示的な実
施形態と思料するものについて説明してきたが、本発明
のその他の形態は本明細書の教示内容から当業者には自
明であり、本発明の技術的思想及び技術的範囲に属する
かかる形態すべてが特許請求の範囲で保護されることを
望むものである。
【００３０】従って、特許による保護を望むのは、請求
項に規定され特徴付けられた発明である。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の内部冷却式タービン動翼シュラウド
の１つの例示的な実施形態を示すガスタービンエンジン
の概略横断面図。
【図２】 図１におけるエンジンのガス発生器の拡大
図。
【図３】 図２におけるガス発生器のタービンセクショ
ンの拡大図。
【図４】 図３におけるタービンセクションの低圧ター
ビン動翼先端及びシールの拡大図。
【図５】 図４におけるタービン動翼先端の線５−５に
よるタービンシュラウドの概略上面図。
【図６】 図３におけるタービンセクションの低圧ター
ビン動翼の概略横断面図。
【図７】 図６における低圧タービン動翼の翼形部の概
略横断面図。
【図８】 図４におけるタービンシュラウド及び先端タ
ービン動翼先端の斜視図。
【図９】 図３におけるガス発生器のタービンセクショ
ンに対する別の実施形態の拡大図。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ロバート・エー・フレデリック アメリカ合衆国、オハイオ州、ウエスト・ チェスター、オレゴン・パス、6445番 (72)発明者 ローレンス・ポール・ティムコ アメリカ合衆国、オハイオ州、フェアフィ ールド、シグモン・ウェイ、5607番

Claims (23)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 横断面が翼形の翼形部先端と、 上記先端に取り付けられた動翼先端シュラウド（８８）
    と、 動翼先端シュラウド（８８）の内部に配設されたシュラ
    ウド冷却回路（１２０）とを含み、 上記回路が上記シュラウドの実質的に全体を冷却するた
    めの冷却手段（２１０）を含んでいるとともに、 シュラウド冷却回路（１２０）が上記先端の中空内部
    （６２）と流体連通している、ガスタービンエンジン
    （２）のタービン動翼シュラウド付先端（７７）。
  2. 【請求項２】 シュラウドの半径方向外側シュラウド面
    （８７）に周方向に延在する１以上のシール歯状部（９
    ２）をさらに含み、歯状部（９２）が中空内部（６２）
    から半径方向遠方に延在する、請求項１記載の先端シュ
    ラウド（８８）。
  3. 【請求項３】 前記シュラウドが、 周方向に延在するとともに軸方向に隔設された前方シュ
    ラウド端（１００）及び後方シュラウド端（１０２）
    と、 周方向に隔設された時計方向シュラウド側端（１０８）
    及び反時計方向シュラウド側端（１１０）とをさらに含
    み、 冷却手段（２１０）が、時計方向シュラウド側端（１０
    ８）と反時計方向シュラウド側端（１１０）の間で周方
    向に延在しているとともに中空内部（６２）と流体連通
    しているシュラウド冷却通路（１２２）を含む、請求項
    １記載の先端シュラウド（８８）。
  4. 【請求項４】 さらに、中空内部（６２）の第１チャン
    バ（１０９）及び第２中空チャンバ（１１２）とそれぞ
    れ流体連通しているシュラウド冷却通路（１２２）を前
    方及び後方に複数（１２８，１３０）含んでいる、請求
    項３記載の先端シュラウド（８８）。
  5. 【請求項５】 中空内部（６２）から半径方向遠方に延
    在するシュラウドの半径方向外側シュラウド面（８７）
    に周方向に延在する１以上のシール歯状部（９２）をさ
    らに含む、請求項１記載の先端シュラウド（８８）。
  6. 【請求項６】 前記シュラウドが、 周方向に延在するとともに軸方向に隔設された前方シュ
    ラウド端（１００）及び後方シュラウド端（１０２）
    と、 周方向に隔設された時計方向シュラウド側端（１０８）
    及び反時計方向シュラウド側端（１１０）とをさらに含
    み、 冷却手段（２１０）が、時計方向シュラウド側端（１０
    ８）と反時計方向シュラウド側端（１１０）の間で周方
    向に延在しているとともに中空内部（６２）と流体連通
    しているシュラウド冷却通路（１２２）を含む、請求項
    ５記載の先端シュラウド（８８）。
  7. 【請求項７】 さらに中空内部（６２）の第１チャンバ
    （１０９）及び第２中空チャンバ（１１２）と流体連通
    しているシュラウド冷却通路（１２２）を前方及び後方
    に複数（１２８，１３０）含んでいる、請求項６記載の
    先端シュラウド（８８）。
  8. 【請求項８】 中空内部（６２）を取り囲みかつ動翼プ
    ラットホーム（８０）から翼形部先端の翼形の先端シュ
    ラウド（８８）まで半径方向外方に延在する翼形外壁
    （６０）を有する翼形部（７２）と、 動翼先端シュラウド（８８）の内部に配設されたシュラ
    ウド冷却回路（１２０）とを含み、 上記回路が上記シュラウドの実質的に全体を冷却するた
    めの冷却手段（２１０）を含んでいるとともに、 シュラウド冷却回路（１２０）が中空内部（６２）と流
    体連通している、ガスタービンエンジン（２）のタービ
    ン動翼。
  9. 【請求項９】 中空内部（６２）がシュラウド冷却回路
    （１２０）と流体連通している１以上の翼形部冷却回路
    （８１）を含む、請求項８記載の動翼。
  10. 【請求項１０】 前記シュラウドの半径方向外側シュラ
    ウド面（８７）に周方向に延在する１以上のシール歯状
    部（９２）をさらに含み、歯状部（９２）が中空内部
    （６２）から半径方向遠方に延在する、請求項９記載の
    動翼。
  11. 【請求項１１】 前記シュラウドが、 周方向に延在するとともに軸方向に隔設された前方シュ
    ラウド端（１００）及び後方シュラウド端（１０２）
    と、 周方向に隔設された時計方向シュラウド側端（１０８）
    及び反時計方向シュラウド側端（１１０）をさらに含
    み、 シュラウド冷却回路（１２０）は、時計方向シュラウド
    側端（１０８）と反時計方向シュラウド側端（１１０）
    の間で周方向に延在するシュラウド冷却通路（１２２）
    を含んでいるとともに、シュラウド冷却回路（１２０）
    が翼形部冷却回路（８１）と流体連通している、請求項
    １０記載の動翼。
  12. 【請求項１２】 さらに、翼形部冷却回路（８１）の第
    １チャンバ（１０９）及び第２中空チャンバ（１１２）
    のそれぞれと流体連通しているシュラウド冷却通路（１
    ２２）を前方及び後方に複数（１２８，１３０）含んで
    いる、請求項１１記載の動翼。
  13. 【請求項１３】 翼形部（７２）が約３以上のアスペク
    ト比を有する、請求項８記載の動翼。
  14. 【請求項１４】 前記シュラウドの半径方向外側シュラ
    ウド面（８７）に周方向に延在する１以上のシール歯状
    部（９２）を含んでいて、歯状部（９２）が中空内部
    （６２）から半径方向遠方に延在しており、 中空内部（６２）が１以上の翼形部冷却回路（８１）を
    含み、シュラウド冷却回路（１２０）が翼形部冷却回路
    （８１）と流体連通しており、さらに周方向に延在する
    とともに軸方向に隔設された前方シュラウド端（１０
    ０）及び後方シュラウド端（１０２）と、 前方シュラウド端（１００）及び後方シュラウド端（１
    ０２）の間に延在する周方向に隔設された時計方向シュ
    ラウド側端（１０８）及び反時計方向シュラウド側端
    （１１０）とを含み、 シュラウド冷却回路（１２０）が、時計方向シュラウド
    側端（１０８）と反時計方向シュラウド側端（１１０）
    の間で周方向に延在するシュラウド冷却通路（１２２）
    を含む、請求項１３記載の動翼。
  15. 【請求項１５】 さらに、翼形部冷却回路（８１）の第
    １チャンバ（１０９）及び第２中空チャンバ（１１２）
    それぞれと流体連通しているシュラウド冷却通路（１２
    ２）を前方及び後方に複数（１２８，１３０）含んでい
    る、請求項１４記載の動翼。
  16. 【請求項１６】 外周に複数のタービン動翼が装着され
    たタービンロータを含み、 上記動翼が、動翼プラットホーム（８０）から翼形の翼
    形部先端の先端シュラウド（８８）まで半径方向外方に
    延在しているとともに動翼プラットホーム（８０）から
    半径方向内方に延在する付け根によってロータに装着さ
    れた翼形部（７２）を含み、 翼形部（７２）は中空内部（６２）を取り囲む翼形外壁
    （６０）を有し、さらに流路を横切って中空内部（６
    ２）から半径方向遠方に延在する先端シュラウド（８
    ８）の半径方向外側シュラウド面（８７）で周方向に延
    在する前方シール歯状部（９２）及び後方シール歯状部
    （９４）とを含み、 先端シュラウド（８８）を貫通して配設されシュラウド
    の実質的に全体を冷却するのに役立つシュラウド冷却回
    路（１２０）と、 シュラウド冷却回路（１２０）は中空内部（６２）と流
    体連通しており、 中空内部（６２）はロータを貫通してロータ冷却流路
    （１２２）と流体連通しており、さらにエンジンケーシ
    ング（１４）の内側に装着され、かつシール歯状部（９
    ２，９４）から離隔してシール歯状部（９２，９４）と
    共にガス流路シールを構成する環状シール手段を含むガ
    スタービンエンジン（２）タービンアセンブリ。
  17. 【請求項１７】 中空内部（６２）の各々は、シュラウ
    ド冷却回路（１２０）と流体連通している１以上の翼形
    部冷却回路（８１）を含む、請求項１６記載のアセンブ
    リ。
  18. 【請求項１８】 先端シュラウド（８８）の各々が、 周方向に延在するとともに軸方向に隔設された前方シュ
    ラウド端（１００）及び後方シュラウド端（１０２）
    と、 周方向に隔設された時計方向シュラウド側端（１０８）
    及び反時計方向シュラウド側端（１１０）とをさらに含
    み、 シュラウド冷却回路（１２０）が、時計方向シュラウド
    側端（１０８）と反時計方向シュラウド側端（１１０）
    の間で周方向に延在しているとともに翼形部冷却回路
    （８１）と流体連通しているシュラウド冷却通路（１２
    ２）を含む、請求項１７記載のアセンブリ。
  19. 【請求項１９】 環状シール手段は、シュラウドステー
    タ（１０４）の半径方向内面（１９０）に装着されたハ
    ニカム材料（１０７）を支持するシュラウドステータ
    （１０４）を含み、ハニカム材料（１０７）はシール歯
    状部（９２，９４）と協働してシール歯状部（９２，９
    ４）と共にガス流路シールを構成する、請求項１８記載
    のアセンブリ。
  20. 【請求項２０】 インピンジメント冷却の空気（１９
    ３）をシュラウドステータ（１０４）の半径方向外面
    （１９０）に導くためのインピンジメント冷却手段（２
    １０）をさらに含む、請求項１９記載のアセンブリ。
  21. 【請求項２１】 インピンジメント冷却空気がシュラウ
    ドステータ（１０４）の半径方向外面（１９０）を衝突
    冷却した後に、インピンジメント冷却空気（１９３）を
    流路内及びシール歯状部（９２，９４）の回りに流すた
    めの外側歯状部冷却手段（２１０）をさらに含む、請求
    項２０記載のアセンブリ 。
  22. 【請求項２２】 外部歯状部冷却手段（２１０）は、シ
    ュラウドステータ（１０４）の前方端（２１４）とエン
    ジンケーシング（１４）からシュラウドステータ（１０
    ４）を支持する支持ハンガ（２１６）との間に漏れ流路
    （２１２）を含む、請求項２１記載のアセンブリ。
  23. 【請求項２３】 翼形部（７２）は約３以上のアスペク
    ト比を有する、請求項２２記載のアセンブリ。
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