JP2003232204A - クロスオーバ冷却式の翼形部後縁 - Google Patents

クロスオーバ冷却式の翼形部後縁

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Abstract

(57)【要約】 【課題】 比較的小型のタービンブレード翼形部の後縁
領域のための改良されたインピンジメント冷却構成を提
供する。 【解決手段】 タービン翼形部（１２）は、その間に配
置されかつ長手方向に延びるブリッジ（３６）によって
分離された第１及び第２流路（３２、３４）を有する正
圧及び負圧側壁（２０、２２）を含む。ブリッジは入口
孔（４６）の列を含み、また出口孔（４８）の列が、第
２流路から翼形部の後縁（２６）に向かって延びる。タ
ービュレータリブ（５０）の列が、正圧側壁に沿って第
２流路内に配置され、これらリブは、長手方向に細長く
かつほぼ同一直線上にある。リブは、入口孔に面してお
り、該リブから導かれる空気によりクロスオーバインピ
ンジメント冷却される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般的にガスター
ビンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエ
ンジンのタービンブレードの冷却に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンにおいて、空気
は、圧縮機中で加圧され燃焼器中で燃料と混合され点火
されて、高温の燃焼ガスを発生する。エネルギーが、燃
焼器の下流に配置されたタービンにおいて燃焼ガスから
取り出される。典型的なターボファン航空機エンジン用
途においては、高圧タービンが圧縮機に動力を供給し、
また低圧タービンがファンに動力を供給する。
【０００３】各タービン段は、羽根の列を有する固定タ
ービンノズルを含み、この羽根の列が協働するタービン
のロータブレードの列に燃焼ガスを向ける。羽根及びブ
レードは、一般的には中空であり、作動中に羽根及びブ
レードを冷却するために、圧縮機から抽出された空気が
供給される。
【０００４】タービン羽根及びブレードの冷却技術に
は、その中に見受けられる無数の冷却構成がぎっしりと
詰まっており、それら冷却構成は、羽根及びブレードを
形成する翼形部の様々な部分を冷却するように特別に構
成されている。各翼形部は、前縁及び後縁の間で軸方向
に延びかつ内側根元から外側先端まで翼長にわたって半
径方向に延びる、ほぼ凹面形の正圧側面と対向するほぼ
凸面形の負圧側面とを有する。
【０００５】翼形部上の三次元の複雑な燃焼ガス流分布
を考えると、翼形部の異なる部分は、作動中に異なる熱
負荷を受ける。熱は、次に翼形部内に熱応力を発生させ
るが、この熱応力は翼形部の寿命を延ばすために適当に
制限されなければならない。
【０００６】翼形部は、一般的に高温作動状態で強度を
持続するコバルト又はニッケル基超合金材料から製造さ
れる。翼形部の有効寿命は、翼形部のその特定の位置に
関係なく翼形部内に生じる最大応力により制限される。
【０００７】従って、従来技術では、熱伝達を増大させ
る様々な形態のタービュレータリブ又はピンをその中に
有する様々な形態の内部冷却流路を含み、異なる効率で
翼形部の様々な部分を冷却するようにしている。
【０００８】例えば、特許文献１では、タービンブレー
ドの後縁領域内における冷却を高めるための翼形部の多
重インピンジメント冷却構成を開示している。しかしな
がら、そのタービン翼形部は、比較的大型のターボファ
ンエンジン用に特に構成されているので、それに対応し
てタービン翼形部自体は比較的大きい。この特許中に開
示されている後縁冷却構成は、その特許中に開示された
正圧側面の後縁タービュレータに対して向けられるイン
ピンジメント空気おけるレイノルズ数が約３０、０００
より大きくなるような大型の翼形部寸法に特に有用であ
る。
【０００９】
【特許文献１】 特開２０００−２９１４０６号公報
【００１０】本出願人は、別のより小型のガスタービン
エンジンを開発中であり、このガスタービンエンジン
は、対応してより小型のタービンブレードを有し、この
小型のタービンブレードは、特許文献１に開示された構
成では冷却が十分でない。タービン翼形部の冷却の特徴
形状は、熱伝達特性の固有の性質からして、大型のター
ビンブレードから小型のタービンブレードへと容易に大
きさを縮小し得ない。
【００１１】例えば、特許文献１の構成をより小型のタ
ービン翼形部に縮小する試みは、大型の翼形部で生じる
３０、０００より実質的に小さい、後縁空洞内のインピ
ンジメント冷却空気におけるレイノルズ数を生じること
になる。従って、特許文献１のより大型の翼形部の構成
を用いて小型の翼形部を適当に冷却するためには、熱伝
達が不充分で利用できない。
【００１２】
【発明が解決しようとする課題】従って、比較的小型の
タービンブレード翼形部の後縁領域の改良されたインピ
ンジメント冷却構成を提供することが望まれる。
【００１３】
【課題を解決するための手段】タービン翼形部は、それ
らの間に配置されかつ長手方向に延びるブリッジにより
分離された第１及び第２流路を有する正圧及び負圧側壁
を含む。ブリッジは、入口孔の列を含み、また、出口孔
の列が、第２流路から翼形部の後縁に向かって延びる。
タービュレータリブの列が、正圧側壁に沿って第２流路
内に配置され、これらリブは、長手方向に細長くかつほ
ぼ同一直線上にある。リブは、入口孔に面し、該入口孔
から導かれる空気によりクロスオーバインピンジメント
冷却される。
【００１４】本発明を、好ましくかつ例示的な実施形態
に従って、そのさらなる目的及び利点と共に、添付の図
面に関連してなされる以下の詳細な記述により具体的に
説明する。
【００１５】
【発明の実施の形態】図１に示すのは、飛行中の航空機
に動力を供給するように構成された、ターボファン航空
機エンジンのようなガスタービンエンジンの例示的な第
１段タービンロータブレード１０である。ブレードは、
中空の翼形部１２とタービンロータ（図示せず）の周囲
の対応するダブテールスロット内にブレードを取り付け
るように従来通りに構成された一体のダブテール１４と
を含む。
【００１６】翼形部は、作動中に該翼形部上に導かれて
順次ロータを回転させる高温の燃焼ガスからエネルギー
を取り出し、圧縮機に動力を供給するように従来通りに
構成される。翼形部は、中空であり、ダブテールを通し
て圧縮機空気１８の１部を受けて、作動中にブレードを
冷却し、作動における長い有効寿命を達成する。
【００１７】図１に示す翼形部１２は、ほぼ凹面形の第
１側壁すなわち正圧側壁２０と円周方向に対向するほぼ
凸面形の第２側壁すなわち負圧側壁２２とを含む。この
２つの側壁は、タービン内部のブレードの半径方向翼長
軸線に沿って半径方向すなわち長手方向に延びる、軸方
向すなわち翼弦方向に対向する前縁及び後縁２４、２６
において互いに接合される。翼形部は、プラットホーム
との接合点に半径方向内側の根元２８を有し、プラット
ホームは、一般的にダブテールと一体鋳造されて該ダブ
テールに一体に接合されている。翼形部はまた、半径方
向外側の先端３０を含む。
【００１８】図２に更に示すように、２つの側壁は、互
いに間隔を置いて配置されて、翼形部の後縁領域に配置
された長手方向の隔壁すなわち後方ブリッジ３６により
分離された長手方向すなわち半径方向に延びる第１及び
第２流路３２、３４を形成する。図１及び図２に示す例
示的な実施形態において、追加の長手方向の流路が、第
１及び第２流路３２、３４の前方において２つの側壁２
０、２２の間に配置され、相応して図１に示すダブテー
ル内に対応する入口を有する前方及び後方蛇行流れ回路
３８、４０を形成する。
【００１９】図１に示す前方蛇行回路３８は、翼形部の
中央部近くから始まり、前縁の直ぐ後ろの専用の前縁流
路４２を含む翼形部前縁に向かって曲がりくねって進む
３つの通路すなわち流路脚部を有する。
【００２０】前方蛇行回路の流路を形成するそれぞれの
半径方向のブリッジは、冷却空気を前方蛇行流路の最終
通路から前縁冷却流路４２へ吐出するためのインピンジ
メント孔の列を含む最前部のブリッジを除いて無孔であ
る。
【００２１】後方蛇行回路４０も、その脚部すなわち流
路がまた無孔の半径方向のブリッジにより形成された３
通路の回路であり、後方蛇行流路の第１通路は同様に翼
形部の中央付近でダブテールを通してその入口空気を受
ける。
【００２２】前方及び後方蛇行回路並びに前縁冷却流路
は、該回路及び流路を通して導かれる冷却空気の熱伝達
効率を高めるために所望に応じて該回路及び流路内に設
けられるタービュレータリブのような任意の従来の構成
及び特徴形状を有することができる。翼形部の正圧及び
負圧側壁は、一般的に様々な列のフィルム冷却孔４４を
含み、作動中に該フィルム冷却孔を通して冷却空気のそ
れぞれの部分が吐出されて翼形部の外面の周りに冷却空
気フィルムを形成し従来通りの方法で高温の燃焼ガスに
対する追加の保護を与える。
【００２３】図１及び図２に示す好ましい実施形態にお
いて、後方蛇行回路４０は、翼形部の後縁領域を冷却す
るための第１流路３２を形成するその最終流路で終わ
り、第１流路３２からの空気は次にこの後縁冷却回路の
第２流路３４へ導かれ又は吐出される。
【００２４】より具体的には、後縁冷却回路は、図３及
び図４に更に具体的に示されており、第１及び第２流路
３２、３４間を流体連通させるための、後方ブリッジ３
６を貫通する入口孔４６の配列又は列を含む。
【００２５】出口孔４８の列が、後縁に沿って互いに一
体に接合された２つの側壁２０、２２の間の第２流路３
４から延びており、この出口孔は、後縁に向かって後方
に延びて該後縁で終わる。
【００２６】第１タービュレータリブ５０ａの列が、正
圧側壁２０の内面に沿って第２流路内に配置され、かつ
負圧側壁の対向する内面から間隔を置かれている。第１
リブ５０ａは、図４に示すように長手方向に細長く、す
なわち翼形部の半径方向すなわち翼長軸線に沿ってそれ
らの幅よりも長さが長く、かつそのほぼ真直ぐな半径方
向の列をなしてほぼ一直線上にある。個々の第１リブ５
０ａは、半径方向の翼長に沿って整合され、入口孔４６
のそれぞれの孔に面して、作動中にリブに対して及び該
リブの周りに導かれる冷却空気１８により該リブの位置
において翼形部にクロスオーバインピンジメント冷却を
与える。
【００２７】図４に更に示すように、第１リブ５０ａの
各々は、後方ブリッジ３６とほぼ平行に半径方向に配向
され、かつ入口孔４６のそれぞれの孔と半径方向の高さ
位置が整合され、該入口孔から導かれる空気により対応
してインピンジメント冷却される。
【００２８】第１リブ５０ａの各々は、第２流路３４内
で、好ましくは該リブには如何なる大きな傾斜もない状
態で長手方向に延び、該リブのそれぞれの平坦な側面を
入口孔のそれぞれの孔にほぼ垂直に配向して冷却空気の
熱伝達能力を最大限にする。個々の第１リブ５０ａは、
第２流路内で傾斜することなくかつ後方ブリッジ３６に
ほぼ平行に半径方向に延びているのが好ましいが、その
熱伝達性能を著しく低下させることがないような、該ブ
リッジに対する約±７度までの僅かな傾斜を有してもよ
い。
【００２９】本発明によると、具体的には上に開示した
特開２０００−２９１４０６号公報におけるタービュレ
ータの４５〜６０度のような大きな傾斜を含む任意の大
きな角度で、タービュレータリブをそれらの半径方向の
配向から傾斜させることは望ましくない。特開２０００
−２９１４０６号公報の構成は、本発明が特に有用であ
る小型のタービンブレード用に大きさを縮小することが
できないので、本発明によるタービュレータリブの半径
方向の配向は、それとは異なる機能を果たし、構成部品
試験により確認されるように熱伝達能力を著しく増大さ
せる。
【００３０】図５は、第１リブ５０ａの第２流路３４内
での好ましい配向及び位置を示す拡大半径方向断面図で
ある。この構成では、入口孔４６は、約６度の傾斜角Ａ
で後方ブリッジ３６の半径方向の平面を貫いて第１リブ
５０ａの列に向かって傾斜している。それぞれの第１リ
ブ５０ａは、入口孔４６のそれぞれの孔に面しかつ該孔
と整合して、該リブに対して衝突するように該孔からの
冷却空気１８を受ける上流側面を備える。個々の入口孔
４６は、約７度の吐出拡開角度を有する大きさにされ、
個々のタービュレータリブの突出する部分の周りで該リ
ブ全体に冷却空気を浴びせる。
【００３１】同様に、図３及び図５に示す出口孔４８も
また、正圧側壁２０を貫通して後縁２６に向かって傾斜
しており、後縁から上流側の正圧側壁の外面に沿ってか
つほぼ該後縁で終わる出口開口部すなわちスロットを形
成する。
【００３２】図１から図５までに示す好ましい実施形態
において、第１列の第１タービュレータリブ５０ａは、
これもまた正圧側壁２０の内面に沿って第２流路３４内
に配置されかつ負圧側壁２２から同様に間隔を置いた第
２列の第２タービュレータ５０ｂと協働する。
【００３３】第１リブ５０ａと同様に、第２リブ５０ｂ
は、長手方向に細長くかつ翼形部の翼長に沿って半径方
向に整合してほぼ同一直線上にあり、第１列のタービュ
レータリブから翼弦方向に間隔を置いて配置される。
【００３４】図４に示すように、第２リブ５０ｂの各々
は、第１タービュレータリブ５０ａの列とほぼ平行に第
２流路３４内で長手方向に延びるのが好ましい。
【００３５】図４に示す２つの列のタービュレータリブ
５０ａ、ｂは、真直ぐな半径方向の列をなすように同様
に構成され、各列のリブは半径方向に互いに間隔を置い
て配置される。第１リブ５０ａは、このように第２流路
内で長手方向に互いに間隔を置いて配置され、第２ター
ビュレータリブ５０ｂは流路内で同様に長手方向に互い
に間隔を置いて配置される。また、第２リブ５０ｂは、
第１リブ５０ａのそれぞれのリブから長手方向にオフセ
ットされ、入口孔４６から出口孔４８まで２つの列のタ
ービュレータリブ間にかつ該タービュレータリブの周り
に蛇行流路を形成するのが好ましい。
【００３６】図５に示すように、２つの列の第１及び第
２リブ５０ａ、ｂは、各列と入口孔及び出口孔間の第２
流路の前方端及び後方端との間のほぼ等しい翼弦方向間
隔で、第２流路内に配置されるのが好ましい。このよう
に、第１及び第２列のタービュレータリブは、翼弦方向
距離のおおよそ３分の１と3分の２のところで流路３４
内に配置され、冷却空気は、最初に第１リブ５０ａに衝
突し、その後それらのリブの上を及び該リブ間の長手方
向の間隔を通って該リブの周りを流れ、その後第２リブ
５０ｂの上を及び該リブの周りを流れた後に、出口孔４
８を通して吐出されるようになる。
【００３７】タービュレータリブ５０ａ、ｂの両列は、
このように後方ブリッジ３６とほぼ平行に配置され、該
後方ブリッジを貫通して入口孔４６は冷却空気を吐出す
る。次いで、空気は、タービュレータリブの突出する先
端の上を及び該リブ間の長手方向の間隔を通り該リブの
側面の横方向の周りを通る、蛇行する動きと衝突する動
きとの組合せにより流路３４を横切る。同一直線上にあ
るタービュレータリブは、このようにして第２流路３４
の比較的小さくかつ制限された容積内で冷却空気の実質
的に改良された循環をもたらし、冷却領域の熱伝達効率
を最大にし、冷却空気おけるレイノルズ数が相応して低
い小型タービンブレードにとって特に有用である。
【００３８】図１及び図５に示す入口孔４６は、長手方
向に楕円形であり、対向する側壁間での円周方向の幅よ
りも半径方向の長さが長いのが好ましい。例えば、各入
口孔は、約４５ミル（１．１４mm）の長手方向の高さ及
び約２６ミル（０．６６mm）の円周方向の幅を有する。
【００３９】これに対応して、個々のタービュレータリ
ブ５０ａ、ｂは、約７０ミル（１．７８mm）の長手方向
の高さを有し、各側辺が約２０ミル（０．５１mm）のほ
ぼ正方形の断面輪郭を備えることができる。また、各列
におけるリブ間の長手方向の間隙はまた、約２０ミル
（０．５１mm）とすることができる。
【００４０】図４に示す好ましい実施形態において、入
口孔４６は、後方ブリッジ３６に沿ったそれらの長手方
向の高さに対する長手方向における中心線から中心線ま
での間隔であるピッチを有し、この高さに対するピッチ
の比率（ピッチ対高さ比率）は約１．５から約３の範囲
にある。また、好ましい実施形態においては、このピッ
チ対高さ比率は約２であり、これは、本発明の構成部品
試験によると特開２０００−２９１４０６号公報の多重
インピンジメント冷却構成に見られる熱伝達係数の約２
倍の熱伝達係数となった。
【００４１】このことは、第1及び第２流路３２、３４
を備える小型のブレードにとって特に重要であり、入口
孔４６は、特開２０００−２９１４０６号公報の大型の
ブレードの多重インピンジメント構成におけるインピン
ジメント冷却空気における約３０、０００より大きいレ
イノルズ数と比較して、入口孔を通して吐出される冷却
空気におけるレイノルズ数が約２０、０００より小さく
なるような大きさにされる。
【００４２】レイノルズ数を実質的により低くして熱伝
達係数を２倍にすると、制限された冷却空気による冷却
効率は著しく増大し、それに対応して本発明の比較的小
型のタービン翼形部の後縁領域の冷却が高められる。し
かしながら、実用可能でありかつ特開２０００−２９１
４０６号公報の多重インピンジメント構成を用いること
と比較して試験によりその有効性が示される場合には、
本発明は、より大型のブレードに適用することが可能で
ある。
【００４３】図５に示す好ましい実施形態は、２つの列
のタービュレータリブ５０ａ、ｂを含むが、図６の別の
実施形態に示すように、単一列のタービュレータリブ５
０ａを、第２流路３４内に配置することができる。第２
流路３４の大きさは、比較的小型のタービン翼形部の場
合には縮小するので、単一列のタービュレータリブを用
いて、翼形部の後縁領域を効果的に冷却することがで
き、その場合、その単一列は、他の点では、第１の実施
形態において開示しまた様々な図１から図５までに図示
した第１列のタービュレータリブ５０ａと構成及び配向
が同一になっている。
【００４４】図７は、２つの列のタービュレータ５０
ａ、ｄを含む、本発明の更に別の実施形態を示す。この
実施形態においては、図５に示す構成とは反対の構成
で、第２列の第２タービュレータリブ５０ｄが、負圧側
壁２２の内面に沿って第２流路３４内に配置されかつ正
圧側壁２０の内面から間隔を置いている。
【００４５】しかしながら、第２リブ５０ｄは、他の点
では、図５に示した第２タービュレータ５０ｂと構成、
配向及び大きさを実質的に同一にすることができ、従っ
て同じ様に長手方向に細長くかつほぼ同一直線上にあ
る。
【００４６】本発明の図７の実施形態において、第２リ
ブ５０ｄは、第１列のリブ５０ａから翼弦方向に間隔を
置いて配置されるが、第２流路３４が、翼形部の２つの
側面間で後縁２６に向かって収束している場合には既存
のものに代わり得る性能をもたらす。流路３４は入口孔
４６と出口孔４８との間で狭くなるので、タービュレー
タリブを取り入れるために利用できる空間がより少なく
なり、対向する側壁の２つの列のタービュレータリブ上
に冷却空気１８を循環させることによって性能上の優位
性をもたらすことができる。
【００４７】図７の実施形態における第２タービュレー
タリブ５０ｄは、図４に示すものと同様にその中の第１
リブ５０ａと長手方向に平行であり、第２リブ５０ｄ
は、第１リブ５０ａのそれぞれのリブから長手方向にオ
フセットされている。図４及び図７に示す両方の実施形
態において、第２タービュレータリブ５０ｂ、ｄは、上
流側の列の第１タービュレータリブ５０ａ間の対応する
長手方向間隙又は空間と長手方向に中心を合わされるこ
とが好ましい。このようにして、第１タービュレータリ
ブ間の間隙を通して導かれる冷却空気は、ほぼ均等に反
らされて、対応する下流側のタービュレータリブの周り
を流れて該リブ間の長手方向の間隙を通っていく。
【００４８】図８は、本発明の更に別の実施形態を示
し、この実施形態では、第２リブ５０ｂと出口孔４８と
の間で翼弦方向に間隔を置いて配置された第３列の第３
タービュレータリブ５０ｃが含まれる。タービュレータ
５０ａ、ｂ、ｃの３つの列は、全て正圧側壁２０の内面
に沿って第２流路３４内に互いに翼弦方向に間隔を置い
て配置される。第３タービュレータリブ５０ｃの追加の
列を含むこの３つの列の各々は、互いにほぼ同一直線上
にあって３つの真直ぐなタービュレータリブの列を形成
する、該列内の長手方向に細長いリブを有しており、各
列は該列内のリブ間に長手方向の間隙を有しており、各
列内の対応する間隙は対応する上流側のタービュレータ
リブと中心を合わされるのが好ましい。
【００４９】上に開示した半径方向に同一直線上にある
タービュレータリブは、第２流路内で比較的狭い空間を
占め、後方ブリッジとほぼ平行に配置されて、対応する
タービュレータリブとほぼ直角なすなわち垂直な入口孔
４６から吐出される冷却空気をインピンジメント流とし
て受ける。タービュレータリブのインピンジメント冷却
は、インピンジメント空気がタービュレータリブ間の長
手方向の間隙を通して横方向に反らされるので、追加の
対流冷却と共に行なわれる。
【００５０】同一直線上にあるタービュレータリブの１
つ又はそれ以上の下流側の列はまた、第１すなわち上流
側の列と協働して用いられ、冷却空気が流路を通って下
流方向に流れるとき、該冷却空気に追加のタービュラン
ス効果を与えることができ、該冷却空気はまた下流側の
列内のタービュレータリブの長手方向間隙を通って横方
向に反らされる。
【００５１】このコンパクトで効果的な特徴形状の組合
せは、冷却空気の熱伝達係数を増大させそれによってそ
の冷却効力を高め、このことは、インピンジメント冷却
空気における比較的低いレイノルズ数を有する比較的小
型のタービンブレードにとって特に重要である。この構
成はまた、タービュレータリブが設置される翼形部の後
縁領域において長手方向及び翼弦方向の両方向のより一
様な冷却をもたらす。
【００５２】冷却空気の熱伝達冷却能力の増大を利用し
て、タービン翼形部の後縁領域内の局部温度を低下させ
る利点を得るか、又は従来の温度限界内でタービン翼形
部を作動させるための冷却空気流量の対応する減少をも
たらすことができる。
【００５３】本明細書では、本発明の好ましい例示的な
実施形態であると考えられるものを説明してきたが、本
発明の他の変更形態が、本明細書中の教示から当業者に
は明らかになるはずであり、従って、本発明の技術思想
及び技術的範囲に属する全てのそのような変更形態が、
添付の特許請求の範囲によって保護されることが望まれ
る。
【００５４】なお、特許請求の範囲に記載された符号
は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を
実施例に限縮するものではない。
【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冷却構成を
有する例示的なガスタービンエンジンのタービンロータ
ブレードの一部切欠き斜視図。
【図２】 図１に示すタービンブレード翼形部の線２−
２に沿った半径方向断面図。
【図３】 図２に示す翼形部の後縁領域の拡大半径方向
断面図。
【図４】 図２に示す翼形部の線４−４に沿った、後縁
領域の１部の長手方向断面図。
【図５】 図４に示す後縁領域の線５−５に沿った１部
の拡大半径方向断面図。
【図６】 別の実施形態による後縁領域の図３と同様の
半径方向断面図。
【図７】 別の実施形態による後縁領域の図３と同様の
半径方向断面図。
【図８】 別の実施形態による後縁領域の図３と同様の
半径方向断面図。
【符号の説明】
１０ タービンロータブレード １２ 翼形部 １４ ダブテール ２０ 正圧側壁 ２２ 負圧側壁 ２４ 前縁 ２６ 後縁 ２８ 翼形部根元 ３０ 翼形部先端 ３２ 第１流路 ３４ 第２流路 ３６ ブリッジ ３８ 前方蛇行回路 ４０ 後方蛇行回路 ４２ 前縁流路 ４４ フィルム冷却孔 ４６ 入口孔 ４８ 出口孔 ５０ａ 第１タービュレータリブ ５０ｂ 第２タービュレータリブ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 モハマッド・エスメイル・タスリム アメリカ合衆国、マサチューセッツ州、ニ ーダム、シダー・スプリングス・レーン、 43番 Ｆターム(参考） 3G002 CA07 CA08 CB01

Claims (22)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 長手方向に延びる前縁及び後縁（２４、
    ２６）において互いに接合されかつ互いに間隔を置いて
    配置されて、ブリッジ（３６）によって分離された第１
    及び第２流路（３２、３４）を形成する、対向する正圧
    及び負圧側壁（２０、２２）と、 前記ブリッジを貫通する入口孔（４６）の列と、 前記側壁間の前記第２流路から前記後縁に向かって延び
    る出口孔（４８）の列と、 前記正圧側壁（２０）に沿って前記第２流路（３４）内
    に配置され、かつ前記負圧側壁から間隔を置いたリブ
    （５０）の列と、を含み、 該リブは、長手方向に細長くかつほぼ同一直線上にあ
    り、かつ前記入口孔のそれぞれの孔に面しており、該リ
    ブに対して導かれる空気により該リブにおいて前記翼形
    部をクロスオーバインピンジメント冷却する、ことを特
    徴とするタービン翼形部（１２）。
  2. 【請求項２】 前記リブ（５０）の各々は、前記入口孔
    （４６）のそれぞれの孔と整合され、該孔から導かれる
    前記空気によりインピンジメント冷却されることを特徴
    とする、請求項１に記載の翼形部。
  3. 【請求項３】 前記リブ（５０）の各々は、前記入口孔
    （４６）のそれぞれの孔とほぼ垂直に前記第２流路（３
    ４）内で長手方向に延びることを特徴とする、請求項２
    に記載の翼形部。
  4. 【請求項４】 前記入口孔（４６）は、前記ブリッジ
    （３６）を貫通して前記リブ（５０）に向かって傾斜し
    ており、また前記出口孔（４８）は、前記正圧側壁（２
    ０）を貫通して前記後縁に向かって同様に傾斜している
    ことを特徴とする、請求項３に記載の翼形部。
  5. 【請求項５】 前記正圧側壁（２０）に沿って前記第２
    流路（３４）内に配置され、かつ前記負圧側壁（２２）
    から間隔を置いた第２リブ（５０ｂ）の列を更に含み、
    該第２リブは、長手方向に細長くかつほぼ同一直線上に
    あり、かつ前記第１リブ（５０ａ）を形成する前記他の
    列のリブから翼弦方向に間隔を置いて配置されているこ
    とを特徴とする、請求項３に記載の翼形部。
  6. 【請求項６】 前記第２リブ（５０ｂ）の各々は、前記
    第１リブ（５０ａ）の列とほぼ平行に前記第２流路（３
    ４）内で長手方向に延びていることを特徴とする、請求
    項５に記載の翼形部。
  7. 【請求項７】 前記第１リブ（５０ａ）は、前記第２流
    路（３４）内で長手方向に互いに間隔を置いて配置さ
    れ、また前記第２リブ（５０ｂ）は、前記第２流路（３
    ４）内で長手方向に互いに間隔を置いて配置されかつ前
    記第１リブ（５０ａ）のそれぞれのリブから長手方向に
    オフセットされていることを特徴とする、請求項６に記
    載の翼形部。
  8. 【請求項８】 前記第１及び第２リブ（５０ａ、ｂ）の
    列は、該列と前記第２流路の前方及び後方端との間のほ
    ぼ等しい翼弦方向間隔で、前記第２流路（３４）内に配
    置されていることを特徴とする、請求項６に記載の翼形
    部。
  9. 【請求項９】 前記入口孔（４６）は、長手方向に楕円
    形であることを特徴とする、請求項６に記載の翼形部。
  10. 【請求項１０】 前記入口孔（４６）は、前記ブリッジ
    に沿って長手方向に約１．５から３の範囲のピッチ対高
    さ比率を有することを特徴とする、請求項９に記載の翼
    形部。
  11. 【請求項１１】 前記比率は２であることを特徴とす
    る、請求項１０に記載の翼形部。
  12. 【請求項１２】 前記第２流路（３４）内に配置された
    前記リブ（５０ａ）の単一列を含むことを特徴とする、
    請求項３に記載の翼形部。
  13. 【請求項１３】 前記負圧側壁（２２）に沿って前記第
    ２流路（３４）内に配置され、かつ前記正圧側壁（２
    ０）から間隔を置いた第２リブ（５０ｄ）の列を更に含
    み、該第２リブは、長手方向に細長くかつほぼ同一直線
    上にあり、かつ前記第１リブ（５０ａ）を形成する前記
    他の列のリブから翼弦方向に間隔を置いて配置され、前
    記第２流路（３４）は、前記後縁に向かって収束してい
    ることを特徴とする、請求項３に記載の翼形部。
  14. 【請求項１４】 前記第２リブ（５０ｄ）は、前記第１
    リブ（５０ａ）と長手方向に平行であり、かつ前記第１
    リブ（５０ａ）のそれぞれのリブから長手方向にオフセ
    ットされていることを特徴とする、請求項１３に記載の
    翼形部。
  15. 【請求項１５】 前記第２流路内で前記正圧側壁（２
    ０）に沿って互いに翼弦方向に間隔を置いて配置された
    リブ（５０ａ、ｂ、ｃ）の３つの列を更に含み、該列の
    各々は、長手方向に細長くかつほぼ同一直線上にあるリ
    ブを有することを特徴とする、請求項３に記載の翼形
    部。
  16. 【請求項１６】 長手方向に延びる前縁及び後縁（２
    ４、２６）において互いに接合されかつ互いに間隔を置
    いて配置されて、ブリッジ（３６）によって分離された
    第１及び第２流路（３２、３４）を形成する、対向する
    正圧及び負圧側壁（２０、２２）と、 前記ブリッジを貫通する入口孔（４６）の列と、 前記側壁間の前記第２流路から前記後縁に向かって延び
    る出口孔（４８）の列と、 前記正圧側壁（２０）に沿って前記第２流路（３４）内
    に配置されかつ前記負圧側壁から間隔を置いた第１リブ
    （５０ａ）の列と、を含み、 該第１リブは、長手方向に細長くかつほぼ同一直線上に
    あり、かつ前記入口孔のそれぞれの孔に面しており、該
    第１リブに対して導かれる空気により該第１リブにおい
    て前記翼形部をクロスオーバインピンジメント冷却し、 第２リブ（５０ｂ）の列が、前記正圧側壁（２０）に沿
    って前記第２流路（３４）内に配置されかつ前記負圧側
    壁から間隔を置いており、 前記第２リブは、長手方向に細長くかつほぼ同一直線上
    にあり、かつ前記第１リブ（５０ａ）の列から翼弦方向
    に間隔を置いて配置されている、ことを特徴とするター
    ビン翼形部（１２）。
  17. 【請求項１７】 前記第１リブ（５０ａ）の各々は、前
    記入口孔（４６）のそれぞれの孔とほぼ垂直に前記第２
    流路（３４）内で長手方向に延び、 前記第２リブ（５０ｂ）の各々は、前記第１リブ（５０
    ａ）の列とほぼ平行に前記第２流路（３４）内で長手方
    向に延びている、 ことを特徴とする、請求項１６に記載の翼形部。
  18. 【請求項１８】 前記第１リブ（５０ａ）は、前記第２
    流路（３４）内で長手方向に互いに間隔を置いて配置さ
    れ、また前記第２リブ（５０ｂ）は、前記第２流路内で
    長手方向に互いに間隔を置いて配置されかつ前記第１リ
    ブ（５０ａ）のそれぞれのリブから長手方向にオフセッ
    トされており、 前記入口孔（４６）は、長手方向に楕円形であり、 前記第１リブ（５０ａ）の各々は、前記入口孔（４６）
    のそれぞれの孔と整合されて、該孔から導かれる前記空
    気によりインピンジメント冷却される、ことを特徴とす
    る、請求項１７に記載の翼形部。
  19. 【請求項１９】 前記入口孔（４６）は、前記ブリッジ
    に沿って長手方向に約１．５から３までの範囲のピッチ
    対高さ比率を有することを特徴とする、請求項１８に記
    載の翼形部。
  20. 【請求項２０】 前記正圧及び負圧側壁（２０、２２）
    の間で前記第１及び第２流路（３２、３４）の前方に配
    置され、前方及び後方蛇行流れ回路（３８、４０）を形
    成する追加の長手方向流路を更に含み、前記後方回路は
    前記第１流路（３２）で終わり、該第１流路に前記冷却
    空気を導いて前記第２流路（３４）中に吐出させること
    を特徴とする、請求項１８に記載の翼形部。
  21. 【請求項２１】 前記第１及び第２流路（３２、３４）
    と前記入口孔（４６）とは、該入口孔を通して吐出され
    る前記空気におけるレイノルズ数が約２０、０００より
    小さくなるような大きさにされていることを特徴とす
    る、請求項１８に記載の翼形部。
  22. 【請求項２２】 前記正圧側壁（２０）に沿って前記第
    ２リブ（５０ｂ）と前記出口孔（４８）との間で翼弦方
    向に間隔を置いて配置された第３のリブ（５０ｃ）の列
    を更に含み、該第３のリブは、長手方向に細長くかつほ
    ぼ同一直線上にあることを特徴とする、請求項１８に記
    載の翼形部。
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DE (1) DE60318640T2 (ja)
ES (1) ES2299670T3 (ja)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005090511A (ja) * 2003-09-17 2005-04-07 General Electric Co <Ge> 涙滴形フィルム冷却式ブレード
JP2007002843A (ja) * 2005-06-21 2007-01-11 Snecma ターボ機械の可動な翼のための冷却回路
JP2008128234A (ja) * 2006-11-20 2008-06-05 General Electric Co <Ge> 二重送り蛇行冷却ブレード
JP2015503699A (ja) * 2011-12-29 2015-02-02 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 翼冷却回路
JP2017115884A (ja) * 2015-12-22 2017-06-29 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 後縁冷却回路を有するタービン翼形部
JP2017115874A (ja) * 2015-12-22 2017-06-29 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 後縁冷却回路を備えたタービンエーロフォイル
KR20180082118A (ko) * 2017-01-10 2018-07-18 두산중공업 주식회사 가스 터빈의 블레이드 또는 베인의 컷백

Families Citing this family (65)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7198468B2 (en) * 2004-07-15 2007-04-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled turbine blade
US7210906B2 (en) * 2004-08-10 2007-05-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled gas turbine airfoil and method
US7442008B2 (en) 2004-08-25 2008-10-28 Rolls-Royce Plc Cooled gas turbine aerofoil
US7156619B2 (en) * 2004-12-21 2007-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled gas turbine airfoil and method
US7156620B2 (en) * 2004-12-21 2007-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled gas turbine airfoil and method
US7435053B2 (en) * 2005-03-29 2008-10-14 Siemens Power Generation, Inc. Turbine blade cooling system having multiple serpentine trailing edge cooling channels
US7270515B2 (en) 2005-05-26 2007-09-18 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil trailing edge cooling system with segmented impingement ribs
US7569172B2 (en) * 2005-06-23 2009-08-04 United Technologies Corporation Method for forming turbine blade with angled internal ribs
FR2894281B1 (fr) * 2005-12-05 2010-08-20 Snecma Aube de turbine a refroidissement et a duree de vie ameliores
US7695246B2 (en) * 2006-01-31 2010-04-13 United Technologies Corporation Microcircuits for small engines
US20070258814A1 (en) * 2006-05-02 2007-11-08 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil with integral chordal support ribs
US7549844B2 (en) * 2006-08-24 2009-06-23 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with bifurcated and recessed trailing edge exhaust channels
US7762774B2 (en) * 2006-12-15 2010-07-27 Siemens Energy, Inc. Cooling arrangement for a tapered turbine blade
US7780414B1 (en) * 2007-01-17 2010-08-24 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with multiple metering trailing edge cooling holes
US7819629B2 (en) * 2007-02-15 2010-10-26 Siemens Energy, Inc. Blade for a gas turbine
US7780415B2 (en) * 2007-02-15 2010-08-24 Siemens Energy, Inc. Turbine blade having a convergent cavity cooling system for a trailing edge
US8202054B2 (en) * 2007-05-18 2012-06-19 Siemens Energy, Inc. Blade for a gas turbine engine
WO2008155248A1 (de) * 2007-06-20 2008-12-24 Alstom Technology Ltd Kühlung der leitschaufel einer gasturbine
US8292581B2 (en) * 2008-01-09 2012-10-23 Honeywell International Inc. Air cooled turbine blades and methods of manufacturing
US8517684B2 (en) * 2008-03-14 2013-08-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with multiple impingement cooled passages
US8177507B2 (en) * 2008-05-14 2012-05-15 United Technologies Corporation Triangular serpentine cooling channels
US8172533B2 (en) * 2008-05-14 2012-05-08 United Technologies Corporation Turbine blade internal cooling configuration
US20090293495A1 (en) * 2008-05-29 2009-12-03 General Electric Company Turbine airfoil with metered cooling cavity
US8096771B2 (en) * 2008-09-25 2012-01-17 Siemens Energy, Inc. Trailing edge cooling slot configuration for a turbine airfoil
US8096770B2 (en) 2008-09-25 2012-01-17 Siemens Energy, Inc. Trailing edge cooling for turbine blade airfoil
US8079813B2 (en) * 2009-01-19 2011-12-20 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with multiple trailing edge cooling slots
US8167558B2 (en) * 2009-01-19 2012-05-01 Siemens Energy, Inc. Modular serpentine cooling systems for turbine engine components
US8061990B1 (en) * 2009-03-13 2011-11-22 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine rotor blade with low cooling flow
EP2426317A1 (de) * 2010-09-03 2012-03-07 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel für eine Gasturbine
US8840363B2 (en) 2011-09-09 2014-09-23 Siemens Energy, Inc. Trailing edge cooling system in a turbine airfoil assembly
US8882448B2 (en) 2011-09-09 2014-11-11 Siemens Aktiengesellshaft Cooling system in a turbine airfoil assembly including zigzag cooling passages interconnected with radial passageways
EP2584145A1 (en) 2011-10-20 2013-04-24 Siemens Aktiengesellschaft A cooled turbine guide vane or blade for a turbomachine
US9267381B2 (en) 2012-09-28 2016-02-23 Honeywell International Inc. Cooled turbine airfoil structures
WO2014112968A1 (en) * 2013-01-15 2014-07-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having transversely angled impingement ribs
US8985949B2 (en) * 2013-04-29 2015-03-24 Siemens Aktiengesellschaft Cooling system including wavy cooling chamber in a trailing edge portion of an airfoil assembly
US9695696B2 (en) * 2013-07-31 2017-07-04 General Electric Company Turbine blade with sectioned pins
US10427213B2 (en) 2013-07-31 2019-10-01 General Electric Company Turbine blade with sectioned pins and method of making same
US9388699B2 (en) 2013-08-07 2016-07-12 General Electric Company Crossover cooled airfoil trailing edge
EP3039247B1 (en) * 2013-08-28 2020-09-30 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil crossover and pedestal rib cooling arrangement
KR20150027630A (ko) * 2013-09-04 2015-03-12 삼성테크윈 주식회사 가스 터빈용 블레이드
US9039371B2 (en) * 2013-10-31 2015-05-26 Siemens Aktiengesellschaft Trailing edge cooling using angled impingement on surface enhanced with cast chevron arrangements
WO2015134005A1 (en) 2014-03-05 2015-09-11 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil
JP6347893B2 (ja) 2014-07-24 2018-06-27 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ 翼長方向に延びる流れブロッカを備えるタービン翼冷却システム
US9920635B2 (en) 2014-09-09 2018-03-20 Honeywell International Inc. Turbine blades and methods of forming turbine blades having lifted rib turbulator structures
US10605094B2 (en) 2015-01-21 2020-03-31 United Technologies Corporation Internal cooling cavity with trip strips
US10156157B2 (en) * 2015-02-13 2018-12-18 United Technologies Corporation S-shaped trip strips in internally cooled components
US20160333701A1 (en) * 2015-05-12 2016-11-17 United Technologies Corporation Airfoil impingement cavity
US20180306038A1 (en) * 2015-05-12 2018-10-25 United Technologies Corporation Airfoil impingement cavity
US10156145B2 (en) * 2015-10-27 2018-12-18 General Electric Company Turbine bucket having cooling passageway
US10508554B2 (en) 2015-10-27 2019-12-17 General Electric Company Turbine bucket having outlet path in shroud
US10871075B2 (en) 2015-10-27 2020-12-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooling passages in a turbine component
US9885243B2 (en) 2015-10-27 2018-02-06 General Electric Company Turbine bucket having outlet path in shroud
US10533749B2 (en) * 2015-10-27 2020-01-14 Pratt & Whitney Cananda Corp. Effusion cooling holes
US10344598B2 (en) * 2015-12-03 2019-07-09 General Electric Company Trailing edge cooling for a turbine blade
US10260354B2 (en) 2016-02-12 2019-04-16 General Electric Company Airfoil trailing edge cooling
CN106014488A (zh) * 2016-07-07 2016-10-12 周丽玲 一种具有纵向相交肋冷却结构的燃气透平叶片
EP3354850A1 (en) * 2017-01-31 2018-08-01 Siemens Aktiengesellschaft A turbine blade or a turbine vane for a gas turbine
US10830072B2 (en) * 2017-07-24 2020-11-10 General Electric Company Turbomachine airfoil
DE102017212961A1 (de) 2017-07-27 2019-01-31 Fdx Fluid Dynamix Gmbh Fluidisches Bauteil
KR102000835B1 (ko) * 2017-09-27 2019-07-16 두산중공업 주식회사 가스 터빈 블레이드
CN108386234B (zh) * 2018-02-23 2021-03-16 西安交通大学 一种以柱排肋片为基本冷却单元的燃机叶片内部冷却结构
US10753210B2 (en) * 2018-05-02 2020-08-25 Raytheon Technologies Corporation Airfoil having improved cooling scheme
EP3862537A1 (en) * 2020-02-10 2021-08-11 General Electric Company Polska sp. z o.o. Cooled turbine nozzle and nozzle segment
FR3108364B1 (fr) 2020-03-18 2022-03-11 Safran Aircraft Engines Aube de turbine comportant des nervures entre des sorties de refroidissement avec des orifices de refroidissement
CN114991879B (zh) * 2022-07-18 2022-11-15 陕西联信材料科技有限公司 一种航空飞机发动机高精密涡轮叶片组件及其制造方法

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4278400A (en) * 1978-09-05 1981-07-14 United Technologies Corporation Coolable rotor blade
US4752186A (en) * 1981-06-26 1988-06-21 United Technologies Corporation Coolable wall configuration
US4775296A (en) 1981-12-28 1988-10-04 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
US4474532A (en) 1981-12-28 1984-10-02 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
JPS61118502A (ja) * 1984-11-15 1986-06-05 Toshiba Corp タ−ビン冷却翼
JP3006174B2 (ja) 1991-07-04 2000-02-07 株式会社日立製作所 内部に冷却通路を有する部材
US5700132A (en) 1991-12-17 1997-12-23 General Electric Company Turbine blade having opposing wall turbulators
US5752801A (en) * 1997-02-20 1998-05-19 Westinghouse Electric Corporation Apparatus for cooling a gas turbine airfoil and method of making same
US5975851A (en) * 1997-12-17 1999-11-02 United Technologies Corporation Turbine blade with trailing edge root section cooling
US6174134B1 (en) 1999-03-05 2001-01-16 General Electric Company Multiple impingement airfoil cooling
US6234754B1 (en) * 1999-08-09 2001-05-22 United Technologies Corporation Coolable airfoil structure
DE19963349A1 (de) * 1999-12-27 2001-06-28 Abb Alstom Power Ch Ag Schaufel für Gasturbinen mit Drosselquerschnitt an Hinterkante

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005090511A (ja) * 2003-09-17 2005-04-07 General Electric Co <Ge> 涙滴形フィルム冷却式ブレード
JP4594685B2 (ja) * 2003-09-17 2010-12-08 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 涙滴形フィルム冷却式ブレード
JP2007002843A (ja) * 2005-06-21 2007-01-11 Snecma ターボ機械の可動な翼のための冷却回路
JP2008128234A (ja) * 2006-11-20 2008-06-05 General Electric Co <Ge> 二重送り蛇行冷却ブレード
JP2015503699A (ja) * 2011-12-29 2015-02-02 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 翼冷却回路
US9726024B2 (en) 2011-12-29 2017-08-08 General Electric Company Airfoil cooling circuit
JP2017115884A (ja) * 2015-12-22 2017-06-29 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 後縁冷却回路を有するタービン翼形部
JP2017115874A (ja) * 2015-12-22 2017-06-29 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 後縁冷却回路を備えたタービンエーロフォイル
JP7051289B2 (ja) 2015-12-22 2022-04-11 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 後縁冷却回路を有するタービン翼形部
KR20180082118A (ko) * 2017-01-10 2018-07-18 두산중공업 주식회사 가스 터빈의 블레이드 또는 베인의 컷백

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