JP2003138905A - エアフォイルおよびエアフォイルの熱伝達改善方法 - Google Patents

エアフォイルおよびエアフォイルの熱伝達改善方法

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JP2003138905A
JP2003138905A JP2002269736A JP2002269736A JP2003138905A JP 2003138905 A JP2003138905 A JP 2003138905A JP 2002269736 A JP2002269736 A JP 2002269736A JP 2002269736 A JP2002269736 A JP 2002269736A JP 2003138905 A JP2003138905 A JP 2003138905A
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cavity
cooling
side wall
trailing edge
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Frank J Cunha
ジェイ．クンハ フランク
Young H Chon
エイチ．チョン ヤング
Bryan P Dube
ピー．ドゥブ ブライアン
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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  • Mechanical Engineering (AREA)
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 改善された冷却機構を有するエアフォイルを
提供する。 【解決手段】 タービンのエアフォイル部は、内部キャ
ビティ（５２，５４）とこの内部キャビティの内側面
（３８）に設けられた複数の窪み（９０）とを含む。こ
れらの窪み（９０）は、エアフォイルの内部キャビティ
（５２，５４）を冷却するために熱伝達を高め、これに
よりエアフォイルの寿命を延長するとともに必要な圧縮
機抽気の量を減少させることでエンジン効率を最適化す
る。この冷却機構は、内部キャビティ（５２，５４）内
の冷却流れを制限しない点で有利である。窪み（９０）
は、変化するパターンや異なる幾何学的形状を有するこ
とができる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンエン
ジンなどの高温回転機械で使用される種類の冷却可能な
エアフォイルに関し、特に、内部冷却流路を有するエア
フォイル用の効率が高い改善された冷却機構に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンまたはガスタービ
ン機械のタービンは、非常に高い温度にさらされてい
る。燃焼器からタービンに流入する高温ガスの温度は、
一般に、タービンのロータブレードおよびステータベー
ンが製造される合金の融点よりもかなり高い。ブレード
およびベーンは、共にこのような高温にさらされるの
で、構造的な欠陥がない状態に維持するためには冷却が
必要である。
【０００３】一般に、ブレードおよびベーンは、燃焼器
をバイパスする圧縮機からの抽気によって冷却される。
冷却空気は、続いて、対応するブレードおよびベーンの
内部キャビティを通って流れる。圧縮機からの抽気の温
度は、一般に、高温ガスよりも低温である。このような
冷却のための圧縮機抽気は、燃焼器内の燃焼を維持する
ために利用できなくなる。よって、燃焼を維持する空気
流が不充分であることによるエンジン性能の犠牲を最小
にするために、ブレードおよびベーンを冷却する機構
は、圧縮機冷却抽気の利用を最適化する必要がある。エ
アフォイルの冷却は、外側のフィルム冷却と内側の空気
衝突および対流冷却、またはこれらの組み合わせによっ
て達成される。
【０００４】対流冷却では、圧縮機抽気は、ブレードお
よびベーンの内部キャビティを通って流れ、これらのブ
レードおよびベーンから連続的に熱を取り除く。圧縮機
抽気は、内部キャビティへ抽気を放出する１つまたは複
数の入口を介してキャビティに流入する。内部キャビテ
ィは、その壁にフィンまたは（トリップストリップとも
呼ばれる）リッジを含むことができ、これらのフィンま
たはリッジは、ブレードおよびベーンの壁の対流冷却の
向上を促進する。
【０００５】フィルム冷却は、非常に効果的であること
が証明されているが、相当量の流体流れを必要とする。
また、フィルム冷却孔を有するエアフォイルの製造およ
び機械加工は、複雑さが増してコストが高くなる。
【０００６】また、冷却空気がエアフォイルの内部キャ
ビティから放出されて高温ガスと混合されると、この混
合プロセスおよび混合される流れの異なる温度レベルに
よって性能に重大な不利益がある。特に、エアフォイル
の負圧面の後縁領域に設けられたフィルム孔から冷却空
気が噴射されると、この領域で生じる不利な圧力勾配に
よって混合による損失が大きくなるために、上述の望ま
しくない影響が増大する。さらに、フィルム冷却孔が負
圧壁のスロート領域を超えた位置に設けられる場合に
は、望ましくない流れの剥離が起こり得る。従って、フ
ィルム冷却では、必要となる冷却空気の量が多く、かつ
エアフォイルの外側面の冷却が不充分となるおそれがあ
る。
【０００７】フィルム冷却孔が使用されなければ、冷却
不足のためにエアフォイルがクリープするおそれがあ
る。例えば、エアフォイルが断熱コーティングでコーテ
ィングされている場合には、コーティングが剥離して金
属が高温ガスにさらされるおそれがあり、エアフォイル
壁に望ましくない亀裂や焼損が生じ得る。クリープに対
処する伝統的な方法は、ブレードおよびベーンの内部流
路に突出するリブ（トリップストリップ、タービュレー
タ（ｔｕｒｂｕｌａｔｏｒ））を設けることによって、
主流における乱流混合を促進して熱伝達量を増加させる
方法である。しかし、後縁領域では、内部キャビティが
比較的小さいので、利用済の冷却流を妨害することな
く、内部キャビティ内に突出するリブを追加することは
困難である。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】衝突冷却は、クリープ
を軽減するために利用することができるもう１つの冷却
技術であるが、この衝突冷却も難点を有する。空気の衝
突では、圧縮機抽気がエアフォイルの内部に導かれ、エ
アフォイルの内側壁上に向けられる。この空気は、続い
てエアフォイル壁に設けられた一組のフィルム孔を通し
てエアフォイルから流出する。しかし、フィルム冷却が
望ましくない領域で衝突冷却が利用される場合には、利
用済の衝突空気は、近傍のフィルム冷却孔を通して流出
することができない。このため、上流の衝突孔からの交
差する流れによって下流の衝突孔の衝突動作が低下し、
衝突冷却の効果が減少してしまう。
【０００９】従って、当該技術分野において、エアフォ
イルの寿命を延長するとともに、エンジン効率を最適化
し、かつエンジンで燃焼される燃料の量を減少させ、こ
れによりエンジン動作の経済性を高める、改善された冷
却機構を有するエアフォイルが求められている。
【００１０】
【課題を解決するための手段】上述および他の難点およ
び欠陥は、本発明によって解決もしくは軽減される。
【００１１】従って、本発明は、エアフォイルの内部キ
ャビティを冷却するために熱伝達が改善されたタービン
エアフォイルを提供し、このタービンエアフォイルは、
必要な圧縮機抽気の量を最小にすることでエンジン効率
を最適化する。
【００１２】エアフォイルの後方内部キャビティまたは
他のキャビティの内側面は、エアフォイルのキャビティ
の内側面に沿って配置された複数の窪みを利用して対流
冷却される。窪みは、特に、エアフォイルの凸状（負
圧）側壁の内側面に沿って、後縁の近傍に設けることが
できる。これにより、本発明は、エアフォイルのキャビ
ティの内側面を冷却し、フィルム冷却機構を利用した場
合のように追加の冷却空気供給を必要とせずにエアフォ
イルの寿命を延長する。よって、タービン効率に悪影響
が及ばない。この冷却機構は、さらに、利用済の衝突流
がエアフォイルの内部キャビティ内に流れることを妨げ
ない点で有利である。特に、後方内部キャビティ内でか
つ後縁の近傍に窪みを設けた場合には、利用済の衝突流
が後方内部キャビティから後縁の冷却スロットを通って
排出されることが妨げられない。
【００１３】上記窪みは、エアフォイルの翼幅方向すな
わち長手方向に互い違いに配置されていることが好まし
い。また、複数の窪みがジグザグ状の線を中心に配置さ
れるように、長手方向に延びる少なくとも２つの列で互
い違いに配列されることが最も好ましい。窪みの長手方
向の配置パターンは、冷却空気と平行に、またはこの流
れと直交するように、または冷却流れに対して他の角度
とすることができる。窪みのパターンは、熱伝達面の熱
伝達が最大になるように局部的な流れの流線方向に対し
て最適化されることが好ましい。
【００１４】好ましくは、それぞれの窪みは、エアフォ
イルの内側面内に延びるディンプルである。しかし、窪
みは、後縁において同様に熱伝達を高めるとともにここ
で説明する追加の利点を伴う他の幾何学的形状を有する
ことができる。窪みは、平行六面体、楕円形、インゲン
豆形、または矩形とすることができる。また、窪みは、
ランプ形、半円形、レーストラック形状とすることもで
きる。選択される窪みの幾何学的形状は、面積と所望の
熱伝達の増加によって決まる。さらに、窪みは、変化す
る深さを有することができ、この深さは、隣接する窪み
間の離間距離に関連して最適化される。
【００１５】本発明は、さらに、エアフォイルの内部キ
ャビティの内側面に複数の窪みを形成することによって
タービンエアフォイルの冷却を改善する方法を提供す
る。この方法は、既存の冷却機構をさらに改善するため
に既存のエアフォイルで使用することもできる。
【００１６】
【発明の実施の形態】図１には、発電または推進力のた
めに使用されるガスタービンなどのガスタービンエンジ
ン１０が示されており、このガスタービンエンジン１０
は、エンジンの中心線すなわち軸方向の中心線軸１２を
中心に周方向に配置されている。エンジン１０は、ファ
ン１４、圧縮機１６、燃焼部１８、およびタービン２０
を含む。当該技術分野で周知のように、圧縮機１６で圧
縮された空気は、燃料と混合され、燃焼部１８で燃焼さ
れるとともにタービン２０で膨張する。圧縮機１６で圧
縮された空気とタービン２０内で膨張する燃料混合物
は、共に高温ガス流２８と呼ぶことができる。タービン
２０は、ロータ２２を含み、これらのロータ２２は、膨
張に応じて回転し、圧縮機１６とファン１４とを駆動す
る。タービン２０は、回転エアフォイルすなわちブレー
ド２４と固定エアフォイルすなわちベーン２６の交互の
列を含む。図１の装置を示したのは、単に説明のためで
あり、本発明を限定するものではない。本発明は、発電
および航空機で使用されるガスタービンで使用すること
ができる。
【００１７】次に、図２，図３を参照すると、図１のベ
ーン２６の説明図が示されている。ベーン２６は、長手
方向すなわち翼幅方向の軸３２を有するとともに前縁３
４および後縁３６を備えるエアフォイル３０を含む。エ
アフォイル３０は、内側面３８とこれとは反対側の外側
金属面（外側面）４０とを有する。外側面４０は、燃焼
部からタービン２０に流入する高温ガス流２８にさらさ
れる。エアフォイル３０の外側面４０は、凹状側壁すな
わち正圧側壁４２と凸状側壁すなわち負圧側壁４４を有
するように前縁３４から後縁３６にかけて形状づけられ
ている。一般に、凹状側壁４２は、高温ガス流２８が通
過するに従って比較的高いガス圧力を受け、凸状側壁４
４は、高温ガス流２８が通過するに従って比較的低いガ
ス圧力を受ける。凹状側壁４２および凸状側壁４４は、
それぞれ後縁３６および前縁３４によって境界づけられ
ている。タービン２０の段における隣接するブレード２
４およびベーン２６の間には、その特定の段に高温ガス
流２８を通過させる最小のスロート領域が延びている。
この最小の領域が、ゲージポイントＧ（図４参照）に対
応する。エアフォイル３０の好適実施例は、さらに、前
方内部キャビティ５２と後方内部キャビティ５４とを含
む。前方内部キャビティ５２と後方内部キャビティ５４
は、複数のフィルム空気孔６８（図４参照）を含んでい
る。
【００１８】エアフォイル３０は、全体が符号４６とし
て示されている内側プラットフォームと、これに対向し
て、全体が符号４８として示されている外側プラットフ
ォームによって境界づけられている。内側および外側の
プラットフォーム４６，４８は、（図３の矢印５０によ
って示される）加圧された冷却空気供給を前方および後
方の内部キャビティ５２，５４に導く環状のガス流路を
形成する。外側プラットフォーム４８は、対向するフラ
ンジ５６とレール５８とを含む。同様に、内側プラット
フォーム４６は、対向するフランジ６０とレール６２と
を含む。レール５８，６２は、ベーン２６をタービン２
０のケース（図示省略）に固定する。これにより、内側
プラットフォーム４６のフランジ６０は、加圧された冷
却空気５０の一部を圧縮機１６から後方内部キャビティ
５４に供給するプレナム６４の一部を構成する。同様
に、外側プラットフォーム４８のフランジ５６は、加圧
された冷却空気５０の一部を圧縮機１６から前方内部キ
ャビティ５２に供給するプレナム６６の一部を構成す
る。
【００１９】前方内部キャビティ５２には、前方バッフ
ル（インサート）７０が配置されており、この前方バッ
フル７０は、前方内部キャビティ５２と実質的に同じ形
状を有する。前方バッフル７０は、挿入後にベーン２６
の隣接する内側面３８に溶接部または同様の取付手段に
よって固定される。このように固定されると、前方バッ
フル７０と隣接する前方内部キャビティ５２の内側面３
８との間に間隙７３（図４参照）が形成され、この間隙
７３は、前方バッフル７０に流入する加圧された冷却空
気５０から隔離（ｃｌｏｓｅｄ ｏｆｆ）される。前方
バッフル７０は、このように冷却流路となる内部プレナ
ム７２（図４参照）を画成するとともに、複数の連結孔
すなわち衝突孔７４を含む。これにより、プレナム６４
からの加圧された冷却空気５０が冷却流路７２に流入
し、衝突孔７４を通って間隙７３（図４参照）内に流
れ、隣接するエアフォイル３０の内側面３８に衝突して
ベーン２６の内側面３８を冷却する。よって、冷却流路
７２は加圧され、加圧された空気５０は、複数のフィル
ム空気孔６８から流出するとともにベーン２６の外側面
４０に空気のフィルムを形成し、ベーン２６の外側面４
０を冷却する。
【００２０】後方内部キャビティ５４には、後方バッフ
ル（インサート）７６が配置されており、この後方バッ
フル７６は、後方内部キャビティ５４と実質的に同じ形
状を有する。後方バッフル７６は、挿入後にベーン２６
の隣接する内側面３８に溶接部または同様の取付手段に
よって固定される。このように固定されると、後方バッ
フル７６と隣接する後方内部キャビティ５４の内側面３
８との間に間隙７７が形成され、この間隙７７は、後方
バッフル７６の内部に流入する加圧された冷却空気５０
から隔離される。後方バッフル７６は、このように内部
プレナム７８（図４参照）を画成するとともに、複数の
連結孔すなわち衝突孔８０を含む。これにより、プレナ
ム６６からの加圧された冷却空気５０が内部プレナム７
８に流入し、衝突孔８０を通って間隙７７（図４参照）
内に流れ、隣接するエアフォイル３０の内側面３８に衝
突してベーン２６の内側面３８を冷却する。よって、内
部プレナム７８は加圧される。加圧された空気５０の一
部は、後方内部キャビティ５４の凹状の側壁４２に設け
られた複数のフィルム空気孔６８から流出するとともに
ベーン２６の外側面４０に空気のフィルムを形成し、ベ
ーン２６の外側面４０を冷却する。
【００２１】上述した後方内部キャビティ５４のフィル
ム冷却に加えて、以下に説明するように、後縁３６はさ
らに冷却される。後縁３６は、この後縁３６をフィルム
冷却するために加圧された冷却空気５０の一部を排出す
る手段を有し、この加圧された冷却空気５０の一部を排
出する手段は、後方内部キャビティ５４と流体的に連通
している。加圧された冷却空気５０の一部を排出するた
めの手段は、凹状側壁４２から長手方向すなわち翼幅方
向に延びる複数の冷却スロット８４であることが好まし
い。
【００２２】後方内部キャビティ５４には、凸状側壁４
４の内側面３８に沿って後方バッフル７６に隣接する突
出部すなわちガイド８２が設けられており、これらのガ
イドは、凸状側壁４４の内側面から凹状側壁４２の内側
面３８に向かって外向きに延在するとともに複数の冷却
スロット８４で終端となっている。これらの突出部８２
は、後方バッフル７６の衝突孔から排出される利用済の
衝突流を、後縁３６に設けられた冷却スロット８４へと
案内するために設けられている。これにより、利用済の
衝突流は、冷却スロット８４を通って後方内部キャビテ
ィ５４から排出されて、後縁３６を冷却する空気フィル
ムが形成される。好ましくは、突出部８２は、複数のガ
イドまたは旋回ベーン８６を含み、これらのベーン８６
は、複数の涙形の突出部８８と一致するように設けられ
る。涙形の突出部８８は、冷却スロット８４に隣接する
とともにこれらのスロットと一致しており、涙形の突出
部８８の頂部が、図３に示すように冷却スロット８４の
両側にそれぞれ位置している。
【００２３】続いて、図４を特に参照すると、図２のベ
ーン２６の断面図が示されている。上述したように、後
方内部キャビティ５４の内側面３８は、衝突冷却によっ
て冷却される。後方内部キャビティ５４の内側面３８
は、さらに、凹状のリセスを含む複数の窪み９０を利用
して冷却される。これらの窪み９０は、エアフォイル３
０における冷媒の熱吸収を高める。これにより、熱伝達
が向上する。利用済の衝突流がそれぞれの窪み９０上を
流れると、窪み９０のリセス内に再循環領域が生じる。
これは、図５Ａにもっともよく示されている。この再循
環領域は、この部分における内側面３８に沿って、局部
的な対流熱伝達を引き起こして内側面３８を冷却する。
この“渦の発生”は、混合を促進することで内側面３８
に沿って対流熱伝達を高める。好ましくは、窪み９０
は、エアフォイル３０の翼幅方向すなわち長手方向３２
に互い違いに配列されている。最も好ましくは、窪み９
０は、少なくとも２つの長手方向に延びる列で互い違い
に設けられており、複数の窪み９０がジグザグ状の線に
沿って中心づけられている。窪み９０の長手方向の配置
パターンは、冷却空気と平行に、またはこの流れと直交
するように、または冷却流れに対して他の角度とするこ
とができる。窪み９０のパターンは、熱伝達面の熱伝達
を可能な限り高めるように、局部的な流れの流線方向に
対して最適化されていることが好ましい。
【００２４】また、好ましくは、窪み９０は、空間的な
制約がある後方内部キャビティ５４の内側面３８に沿っ
て設けられる。これにより、後方バッフル７６から排出
される利用済の衝突空気流を遮断または制限することな
く、熱伝達を高めることができる。最も好ましくは、窪
み９０は、突出部８２に隣接し、かつゲージポイントを
超えた位置で、後方内部キャビティ５４の凸状側壁４４
の内側面３８に設けられており、後縁３６で生じる加
熱、より具体的にはエアフォイル３０の凸状側壁４４に
沿って生じる加熱を軽減する。
【００２５】後縁３６に隣接して凸状側壁４４の内側面
に窪み９０を設けることによって、他の利点も得られ
る。エアフォイル３０の外側面４０に隣接する凸状側壁
４４上の領域には、減速する流れ領域によって生じる不
利な圧力勾配が存在し、この圧力勾配によって混合によ
る損失が引き起こされる。このような混合による損失
は、タービン２０の効率に悪影響を与える非常に不安定
な領域を生じさせる。従って、本発明は、フィルム冷却
機構であれば必要となる追加の冷却空気を必要とせずに
エアフォイルキャビティの内側面を冷却してエアフォイ
ルの寿命を延長する。このため、タービン効率が悪影響
を受けることがない。この冷却機構は、利用済の衝突流
の後方内部キャビティ５４内における流れを妨げない。
特に、窪み９０は、後縁３６の近傍で後方内部キャビテ
ィ５４内に設けられている場合に、利用済の衝突流が冷
却スロット８４を通って後方内部キャビティ５４から流
出するのを妨げない。
【００２６】続いて図５を参照すると、図４に示したエ
アフォイル３０の面の一部を通る５−５線に沿った断面
図と、本発明の窪み９０に適した他の幾何学的形状（図
５Ｂ〜図５Ｈ）が示されている。それぞれの窪み９０
は、エアフォイル３０の内側面３８内に延びるディンプ
ル（ｄｉｍｐｌｅ）であることが好ましい。しかし、窪
み９０は、後縁３６において同様に熱伝達を高めること
ができるとともに、ここで説明した全ての追加利点を提
供する、異なる幾何学的形状を有してもよい。窪み９０
の例示的な幾何学的形状は、図５に示されている。窪み
９０は、具体的には、円形の他、平行六面体９２、楕円
形９４、インゲン豆（ｋｉｄｎｅｙ）形９６、または矩
形９８とすることができる。また、窪みは、ランプ（ｒ
ａｍｐ）形１００、半円形１０２、レーストラック形状
１０４とすることもできる。全ての形状９０，９２，９
４，９６，９８，１００，１０２，１０４は、凹状側壁
４２または凸状側壁４４の内側表面積を増加させ、これ
により利用済の衝突流の熱吸収を増加させる。
【００２７】窪み９０の選択された幾何学的形状は、面
積と所望の熱伝達の増加によって決まる。さらに、窪み
９０は、変化する深さＤを有することができる。窪み９
０の深さｄは、隣接する窪み９０間の好適な間隔に関連
する。それぞれの窪み９０の中心Ｃは、隣接する窪みの
中心Ｃから長さＬだけ離間されていることが好ましく、
長さＬは、深さｄの約６倍に等しい。
【００２８】当業者であれば理解されるように、エアフ
ォイル３０またはタービン２０の特定の段に含まれるエ
アフォイルにおいて、異なる大きさおよび形状の窪み９
０を組み合わせて使用することができ、このような形態
も本発明の範囲内である。また、窪み９０の幾何学的形
状または形状および寸法の選択は、熱伝達面の熱伝達を
可能な限り高めるように、局部的な流れの流線方向に対
して最適化されることが好ましい。所定のエアフォイル
３０の流れの流線方向を求めるのは、一般に容易である
ことが理解されよう。
【００２９】本明細書で開示および説明した本発明の利
点は、図６を参照するとさらによく理解される。図６
は、後縁の近傍で凸状側壁に窪みを含む冷却エアフォイ
ルと窪みを含まない冷却エアフォイルについて、冷却エ
アフォイルの翼弦中間部におけるエアフォイル３０の外
側金属面４０に沿った相対温度プロファイルを示したグ
ラフである。図６において、ＴＥは、後縁３６、ＬＥ
は、前縁３４、ＰＳは、正圧側壁、ＳＳは、負圧側壁を
指す。
【００３０】曲線１１０は、窪み９０を含まない場合の
相対温度プロファイルを示しており、曲線１１２は、窪
み９０を含む場合の相対温度プロファイルを示してい
る。長さＬ１は、窪み９０を使用することが好ましい領
域である後縁３６の近傍における凸状側壁４４上の領域
を示す。曲線１１２を参照すると、後縁３６に配置され
た本発明の窪み９０が、エアフォイル３０の外側面４０
の相対温度を減少させており、これにより後縁３６の近
傍における後方内部キャビティ５４の内側面３８が冷却
されていることが分かる。曲線１１２によって示される
この温度の減少は、後縁３６の冷却機構の改善を示して
おり、この冷却機構では、窪み９０が設けられていない
場合に比べて必要な圧縮機抽気がかなり少なくなる。
【００３１】最後に、本発明は、改善された冷却機構す
なわち窪み９０を有利に利用しており、この冷却機構
は、追加の圧縮機抽気を必要とせずにエアフォイル３０
の冷却を高める。従って、タービン効率が損なわれるこ
となく、またエンジン（推進力）および機械（地上での
発電）の運転コストも損なわれることがない。このこと
は、推進力や発電に使用される近代のガスタービンエン
ジンが、より大きな推力または電気出力をそれぞれ提供
するようになるにつれてますます重要になる。このよう
なガスタービンエンジンでは、燃焼を維持するのにより
多くの空気量が必要となるので、効率化のためにはエア
フォイルで使用可能な冷却空気が少なくなる。本発明の
また他の利点は、利用済の衝突流の交差によってバッフ
ル衝突冷却の効果が最も低くなる箇所である後縁に向か
って窪み９０の使用が集中していることである。従っ
て、利用済の衝突流が後縁３６の冷却スロット８４から
流出するのを制限することなく、エアフォイル３０の後
縁３６において冷却が改善される。さらに、当業者であ
れば分かるように、窪み９０によるエアフォイル冷却の
改善は、既存のエアフォイルにおいてみられる後縁３６
の近傍における衝突冷却や、後縁３６の近傍で凸状側壁
４４に存在しうるフィルム冷却孔とともに良好に機能
し、このような構成も本発明の範囲に含まれる。
【００３２】さらに、本発明は、衝突孔およびフィルム
冷却孔の両方を含む既存のエアフォイル３０で容易に用
いることができる。例えば、既存のエアフォイル３０が
一連のフィルム冷却孔を有する場合には、本発明の利用
によって熱伝達がさらに高まるとともにエアフォイル３
０を冷却するために要求されるフィルム冷却量が減少す
る。既存のエアフォイル３０がフィルム冷却孔を備えて
いない場合には、本発明の利用によって、エンジン性能
の低下を伴うことなく、既存のエアフォイル３０に対流
冷却を改善する手段を提供する。
【００３３】上述のように、本発明は、他の多くのエア
フォイル構成で実施および利用することができる。本発
明の冷却可能なエアフォイル３０は、タービンベーン２
６に関連して説明したが、本発明は、回転タービンブレ
ード２４でも同様の有用性で使用することができる。さ
らに、本発明は、タービン発電機ともに、航空機や海上
用途などのタービンエンジンのタービンエアフォイルで
使用可能である。
【００３４】本発明は、好適実施例を参照して説明した
が、当業者であれば分かるように、本発明の趣旨から逸
脱することなく、種々の変更を行うことができるととも
にその要素を同等物と交換することができる。さらに、
本発明の実質的な範囲から逸脱することなく、特定の状
況または材料を本発明の教示に適用させるために種々の
修正を行うことができる。従って、本発明は、発明を実
施するための好適実施例として開示した特定の実施例に
限定されることなく、請求の範囲に含まれる全ての実施
例を含む。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のタービンエアフォイルを使用する種類
のガスタービンエンジンの概略的な断面図である。
【図２】本発明に係るタービンエアフォイル、特に２つ
のプラットフォームと組み合わさったタービンベーンの
斜視図である。
【図３】２つのバッフルを含む図２のエアフォイルの拡
大説明図である。
【図４】図３の４−４線に沿った図２のエアフォイルの
断面図である。
【図５】図５Ａは、図４の部分拡大図であり、図５Ｂ〜
図５Ｈは、本発明の異なる幾何学的な表面窪みを示す説
明図である。
【図６】窪みを後縁の近傍でかつ凸状側壁に設けた冷却
エアフォイルおよび窪みを含まないエアフォイルに関す
る、冷却エアフォイルの翼弦中央部におけるエアフォイ
ルの外側金属面４０に沿った相対温度プロファイルのグ
ラフである。
【符号の説明】
３８…内側面 ５２…前方内部キャビティ ５４…後方内部キャビティ ６８…フィルム空気孔 ７０…前方バッフル ７２，７８…内部プレナム ７３，７７…間隙 ７６…後方バッフル ９０…窪み Ｇ…ゲージポイント
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 フランク ジェイ．クンハ アメリカ合衆国，コネチカット，エイボ ン，ブルース レーン ５ (72)発明者 ヤング エイチ．チョン アメリカ合衆国，コネチカット，マンチェ スター，ミドル ターンパイク ダブリュ ー．ナンバービー１ 1200 (72)発明者 ブライアン ピー．ドゥブ アメリカ合衆国，コネチカット，ミドルタ ウン，ミルブルック ロード 392 Ｆターム(参考） 3G002 CA09 CA11 CB05 GA08 GB01

Claims (18)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 前縁と、後縁と、正圧側壁と、負圧側壁
    と、を有し、前記正圧側壁と前記負圧側壁とは、前記前
    縁および前記後縁で接続されているとともに、間にキャ
    ビティを画成するように互いから離間されており、前記
    キャビティは、該キャビティの端部から冷却空気が流入
    可能となるように前記エアフォイルの根部と先端部との
    間で長手方向に延びているとともに内側面を有し、 さらに、前記内側面に設けられた複数の窪みを有するこ
    とを特徴とするエアフォイル。
  2. 【請求項２】 前記窪みは、前記負圧側壁の内側面に設
    けられていることを特徴とする請求項１記載のエアフォ
    イル。
  3. 【請求項３】 前記窪みは、前記正圧側壁の内側面に設
    けられていることを特徴とする請求項１記載のエアフォ
    イル。
  4. 【請求項４】 前記窪みは、前記後縁の近傍に設けられ
    ていることを特徴とする請求項２記載のエアフォイル。
  5. 【請求項５】 前記窪みは、前記後縁の近傍に設けられ
    ていることを特徴とする請求項３記載のエアフォイル。
  6. 【請求項６】 前記窪みは、前記前縁の近傍に設けられ
    ていることを特徴とする請求項１記載のエアフォイル。
  7. 【請求項７】 前記複数の窪みは、ジグザグ状の線を中
    心に配置されるように、長手方向に延びる少なくとも２
    つの列で互い違いに配列されていることを特徴とする請
    求項１記載のエアフォイル。
  8. 【請求項８】 前記前縁は、前記後縁をフィルム冷却す
    るために前記冷却空気の一部を排出する空気排出手段を
    備えており、この空気排出手段は、前記キャビティと流
    体的に連通していることを特徴とする請求項４記載のエ
    アフォイル。
  9. 【請求項９】 前記空気排出手段は、前記前縁を通って
    延びる複数の前縁フィルム冷却孔であることを特徴とす
    る請求項８記載のエアフォイル。
  10. 【請求項１０】 さらに、バッフルを有し、このバッフ
    ルは、前記キャビティ内に設けられているとともに複数
    の貫通孔を含んでおり、かつ前記キャビティの内側面を
    冷却するように構成されていることを特徴とする請求項
    ４記載のエアフォイル。
  11. 【請求項１１】 前記バッフルは、プレナムを画成し、
    このプレナムは、前記冷却空気を受け入れ、前記貫通孔
    は、前記プレナムで受け入れた冷却空気を対応する噴流
    として前記内側面に衝突するように導く衝突孔であるこ
    とを特徴とする請求項９記載のエアフォイル。
  12. 【請求項１２】 前記窪みは、それぞれディンプルであ
    り、これらのディンプルは、前記内側面に設けられた凹
    状のリセスを含むことを特徴とする請求項１記載のエア
    フォイル。
  13. 【請求項１３】 エアフォイルの熱伝達改善方法であっ
    て、 前縁と、後縁と、正圧側壁と、負圧側壁と、を有する前
    記エアフォイルを用意することを含み、前記正圧側壁と
    前記負圧側壁とは、前記前縁および前記後縁で接続され
    ているとともに、間にキャビティを画成するように互い
    から離間されており、前記キャビティは、該キャビティ
    の端部から冷却空気が流入可能となるように前記エアフ
    ォイルの根部と先端部との間で長手方向に延びていると
    ともに内側面を有し、 さらに、前記内側面に複数の窪みを形成することを含む
    ことを特徴とするエアフォイルの熱伝達改善方法。
  14. 【請求項１４】 前記窪みは、前記負圧側壁の内側面で
    かつ前記後縁の近傍に設けられていることを特徴とする
    請求項１３記載のエアフォイルの熱伝達改善方法。
  15. 【請求項１５】 前記窪みは、前記正圧側壁の内側面で
    かつ前記前縁の近傍に設けられていることを特徴とする
    請求項１３記載のエアフォイルの熱伝達改善方法。
  16. 【請求項１６】 前記複数の窪みは、ジグザグ状の線を
    中心に配置されるように、長手方向に延びる少なくとも
    ２つ列で互い違いに配列されていることを特徴とする請
    求項１３記載のエアフォイルの熱伝達改善方法。
  17. 【請求項１７】 前記前縁は、該前縁を通って延びる複
    数のフィルム冷却孔を備えており、これらのフィルム冷
    却孔は、前記後縁をフィルム冷却するために前記冷却空
    気の一部を排出するように前記キャビティと流体的に連
    通して設けられていることを特徴とする請求項１３記載
    のエアフォイルの熱伝達改善方法。
  18. 【請求項１８】 さらに、バッフルを有し、このバッフ
    ルは、前記キャビティ内に設けられているとともに複数
    の貫通孔を含んでおり、前記バッフルは、前記キャビテ
    ィの内側面を冷却するように構成されていることを特徴
    とする請求項１４記載のエアフォイルの熱伝達改善方
    法。
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