JP2007064226A - パターン冷却式タービン翼形部 - Google Patents

Abstract

【課題】パターン冷却式タービン翼形部を提供する。
【解決手段】中空タービン翼形部（１２）は、根元（２６）と先端（２８）との間で翼長方向に延びかつ対向する前縁及び後縁（３０、３２）間で翼弦方向に延びる正圧及び負圧側壁（２２、２４）を含む。正圧側壁（２２）は、該正圧側壁（２２）の大部分にわたり翼長及び翼弦方向に分布した第１の孔（３８）の第１のパターンと、これもまた翼形部（１２）の先端（２８）と翼長中間部との間で該正圧側壁（２２）の小部分にわたり翼長及び翼弦方向に分布した異なる第２の孔（４０）の第２のパターンとを含む。
【選択図】 図２

Description

本発明は、総括的には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ロータブレードに関する。

ガスタービンエンジンでは、空気が、圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合されて高温燃焼ガスを発生する。高圧タービン（ＨＰＴ）が、燃焼器に後続しており、燃焼ガスからエネルギーを取り出して圧縮機に動力を供給する。低圧タービン（ＬＰＴ）が、ＨＰＴに後続しており、燃焼ガスから付加的なエネルギーを取り出して、航空機用ターボファンエンジン用途における上流ファンに動力を供給し或いは船舶及び産業用途の外部駆動シャフトに動力を供給するようにする。

タービンは、燃焼ガスを対応するタービンロータブレードの列内に方向付けるベーンの列を有する固定タービンノズルを含む段の形態で配置される。各ベーンは、燃焼ガスを境界付ける内側及び外側バンド間で翼長にわたって半径方向に延びる翼形部構成を有する。

各タービンブレードは、一体形のプラットフォームにおける根元から翼長にわたって半径方向に延びる翼形部を含み、プラットフォームはまた、支持ロータディスクの外周部内の対応するダブテールスロット内にブレードを支持するための一体形のダブテールから延びる。プラットフォームは、燃焼ガスの内側境界を形成し、また翼形部の半径方向外側先端は、燃焼ガスの外側境界を形成する周囲のタービンシュラウドに近接して間隔を置いて配置される。

各タービン段内のベーン及びブレードの対応する翼形部は、作動中に燃焼ガスを効率よく方向転換させて、燃焼ガスからエネルギーを取り出すようになった、対向する前縁及び後縁間で翼弦にわたって軸方向に延びるほぼ凹面形の正圧側面とほぼ凸面形の負圧側面とを有する。従って、翼形部の異なる形状の対向する両側面は、それらの上に異なる速度及び圧力分布を生じ、それに対応して燃焼ガスから高度に複雑な三次元（３Ｄ）分布の異なる熱負荷を受ける。

第１段タービンノズル及びブレードは、燃焼器からの燃焼ガスを最初に受け、従って様々なタービン段のうちで最も大きな熱負荷を受ける。従って、ベーン及びブレードは一般的に、作動中に高温において高い強度を有する最高級の超合金で鋳造してその有効寿命を最大化するようにする。

ベーン及びブレードの翼形部は、中空であり、作動中に圧縮機から抽気されたそれを冷却するための加圧空気の一部分を受ける対応する内部冷却回路をその中に含む。内部冷却回路は一般的に、翼形部の正圧及び負圧側面を橋絡する対応する半径方向隔壁によって形成された複数の半径方向チャネルを含み、またそれら側面は一般的に、それらを横方向（翼厚方向）に貫通して延びるフィルム冷却孔の半径方向列つまり縦列を含む。

冷却孔は、一般的に翼形部の根元から先端まで並びに前縁及び後縁間並びに対向する正圧及び負圧側面上の該翼形部の特定位置に合わせて調製され様々な構成を有する。例えば、翼形部の前縁は、高温燃焼ガスを最初に受け、一般的に側壁を通る対流冷却と吐出冷却空気による外部フィルム冷却とを行うためのシャワーヘッド及びギル（えら）型の孔の幾つかの縦列を有する。

さらに、正圧及び負圧側面は一般的に、冷却空気が後縁に向かって下流に流れる時に該冷却空気の外部フィルムを再活性化するためのフィルム冷却孔の付加的な縦列を含む。

一般的なフィルム冷却孔は、円筒形であり、翼形部の側壁を貫通して浅い傾斜角で適当に穿孔加工され、その結果翼形部の内側に長円形の入口を形成し、また翼形部の外表面上に長円形の出口を形成する。冷却空気は、フィルム冷却孔を通して小さな噴流として吐出され、この噴流は、その下流に薄いフィルムを形成して翼形部の外側に空気の断熱層を形成する。縦列内の個々の孔は、冷却フィルムの側方方向の連続性を維持するために、狭い間隔つまりピッチを有する。

各翼形部の後縁は、正圧及び負圧側面間の後縁自体に沿って又は一般に後縁の直ぐ上流で翼形部の正圧側面に沿って設置された、薄い後縁に専用の冷却を行うための冷却孔の専用の縦列を有することができる。

タービンブレードは、作動中に支持ロータディスクの外周部上で回転するので、大きな遠心力を受け、この遠心力がブレード内に遠心応力を生じさせ、また燃焼ガスは、タービン翼形部を通過してほぼ軸方向下流に流れる時、大きな半径方向力を受ける。従って、回転しているタービン翼形部には、固定ノズルベーンとは対照的に、燃焼ガスの大きく異なる速度及び圧力分布が生じる。

具体的には、ブレード先端は、正圧及び負圧側面に沿ってのみならず、周囲のタービンシュラウドとの間の小さな間隙において翼形部先端を通り抜けて燃焼ガスが漏洩する時にその半径方向外側端縁部に沿っても燃焼ガスに浸される。翼形部先端は一般的に、正圧及び負圧側壁の小さな半径方向延長部を含み、この延長部が、ブレードの内部冷却回路を封鎖する先端フロアから半径方向外向きに延びるスキーラリブを形成する。

先端フロアは一般的に、周囲のスキーラリブによって境界付けられた小さな先端空洞内に冷却空気を吐出する付加的な冷却孔を含む。また、翼形部の正圧側面は、スキーラリブの直ぐ下方に翼形部先端自体を局所冷却するためのフィルム冷却孔の別の横列を含むことができる。

一般的なタービンベーン及びブレードは、その幅が前縁から下流に該前縁に近接した最大厚さまで増大し、次いでその厚さが薄い後縁まで収束しかつテーパする。翼形部はまた、ベーン及びブレードの異なる構成としてそれらの内側及び外側端部間で半径方向翼長にわたって延びる。

これに対して、環状燃焼器から排出された燃焼ガスは、中央に偏った温度のピークを有し、対応するパターン及びプロフィール因子は、温度が円周方向及び半径方向に変化することになる。従って、燃焼ガスは、タービンベーン及びブレード上に三次元的に異なる熱負荷を導入し、この熱負荷は、タービンブレードの回転によってさらに影響を受ける。

従って、タービンベーン及びブレード冷却における先行技術は、ベーン及びブレード冷却のための様々な異なる構成を備えている。翼形部の内部冷却回路は、限られた冷却空気を分配して翼形部の異なる部分にわたってその冷却効果を最大にするようになった数多くの構成を有する。

燃焼器からの抽気はそれに対応してタービンエンジンの性能及び効率を低下させるから、ブレード冷却は、燃焼器から抽気する空気の最少の使用で行われなくてはならない。しかしながら、翼形部は、望ましくない熱破損を受ける前に長い有効寿命を得るために、十分に冷却しなくてはならない。

タービン翼形部に見られる様々な冷却孔もまた、燃焼ガスによる対応する熱負荷に対して翼形部の異なる部分を様々に冷却するための数多くの構成及びパターンを有する。例えば、一般的な冷却孔は、レーザ穿孔加工によって経済的に形成することができる比較的単純な傾斜した円筒形孔である。

しかしながら、円筒形孔は、外部燃焼ガスとの間で変化する差圧を受けやすい使用済み冷却空気の噴流を放出する。各フィルム冷却孔は、翼形部内への燃焼ガスの吸込みを防止する適当な逆流マージンを有しなければならないが、この逆流マージンは過度に大きくすることはできないか、或いは吐出噴流が外表面から剥離してフィルム冷却の有効性を低下させることになる。

従って、より複雑なフィルム冷却孔は、吐出冷却空気を拡散させてその速度を低下させ、フィルム冷却を向上させるのを促進するようになった発散構成を有する。典型的な拡散フィルム冷却孔は一般的に、対応する形状の電極を用いた放電加工（ＥＤＭ）を必要とし、このことは製造の時間及びコストを著しく増大させる。

従って、拡散フィルム冷却孔は、可能な場合には回避され、また一般的にフィルム冷却を高めるようになった分離した縦列内で使用される。従って、発散拡散孔は、開発中にブレード設計者がタービン翼形部内で使用可能なその他のタイプの専用冷却孔と組み合わされる。

従って、最新式のガスタービンエンジンのタービン翼形部設計は、極めて成熟しかつ精巧であり、エンジンの効率を増大させるために燃焼ガス温度が常に高められるタービン段の厳しい環境に合わせて最新式のタービン翼形部を開発する際に、設計者に多くの選択肢を提供する。設計者が直面する典型的なジレンマは、タービン翼形部の異なる部分に対して圧縮機から抽気した最少の空気でタービン翼形部の許容できる冷却を達成して翼形部寿命を最大にするような最も単純な構成を有する最も少ない数の冷却孔を選択することである。

最新式のガスタービンエンジンは、タービン翼形部の絶え間ない開発により恩恵を受けてきたが、それにも拘わらず小さいが重要な変更において更なる改良が依然として続けられている。最新のタービン翼形部は、望ましくない熱破損を受けてその交換が必要となるまでに、著しく長い運用寿命内における数千時間の運転で数年間の実使用を達成することができる。

例えば、１つの最新式のターボファンエンジンは、米国及びその他の国々において、商用航空機を飛行させる民間公共用途で数十年間成功裏に供されてきた。この例示的なターボファンエンジン内に見られる第１段タービンロータブレードは、エンジンプログラムにわたって絶え間なく開発され続けており、それ自体は熱破損のない状態で数千時間の実使用で多年の運転に供されてきた。

しかしながら、長期間の実使用における実際のタービンブレードのこの長い有効寿命は、その長い寿命の終期において局所的な熱破損が見出される結果になった。この親タービンブレードは、米国及び海外において多年にわたり公共用途に使用されかつ販売されてきたものであり、以下に述べるようなその更なる改良のための基礎を成すものである。

従って、この最近見出された熱破損に対処しかつその有効寿命をさらに増大させるための冷却をさらに改善したタービン翼形部を提供することが望まれる。

中空タービン翼形部は、根元と先端との間で翼長方向に延びかつ対向する前縁及び後縁間で翼弦方向に延びる正圧及び負圧側壁を含む。正圧側壁は、該正圧側壁の大部分にわたり翼長及び翼弦方向に分布した第１の孔の第１のパターンと、これもまた翼形部の先端と翼長中間部との間で該正圧側壁の小部分にわたり翼長及び翼弦方向に分布した異なる第２の孔の第２のパターンとを含む。

添付図面と関連させた以下の詳細な説明において、好ましくかつ例示的な実施形態による本発明を、その更なる目的及び利点と共により具体的に説明する。

図１に示すのは、ガスタービンエンジン内で使用する例示的な第１段タービンロータブレード１０である。ブレードは、鋳造によって単体構造として形成された翼形部１２、プラットフォーム１４及び支持ダブテール１６を含む。プラットフォームは、上流の燃焼器（図示せず）内で発生した高温燃焼ガス１８の半径方向内側境界を形成し、高温燃焼ガスは、作動中に翼形部１２上を軸方向下流に流れる。

翼形部１２は、作動中にダブテール１６の基部内の対応する入口を通して冷却空気の冷却媒体２０を受けてブレードを冷却するように中空である。ダブテール１６は、支持ロータディスク（図示せず）の外周部内の対応するダブテールスロットと噛み合う支持ローブ又はタングを有するように構成され、エンジン内でブレードが支持ロータディスクから半径方向外向きに延びる。

ディスクは、燃焼ガスからエネルギーを取り出して該ディスクを回転させ、次いで加圧冷却空気２０を生成するエンジンの圧縮機（図示せず）に動力を供給するようになったブレード１０の完全な列又は全数を含む。圧縮機内で加圧された空気の大部分は、燃焼器内で燃料と混合され高温燃焼ガス１８を発生させ、また加圧空気の小部分は、圧縮機から抽気されてタービンブレードの列を冷却する。

翼形部１２は、ほぼ凹面形の正圧側壁２２と、円周方向に対向するほぼ凸面形の負圧側壁２４とを含み、これら側壁２２、２４は、翼形部の近位端がプラットフォーム１４と出会う半径方向内側根元２６から該翼形部の反対側遠位端における半径方向外側先端２８まで半径方向つまり長手方向翼長にわたって延びる。２つの側壁２２、２４はまた、対向する前縁及び後縁３０、３２間で翼弦にわたって軸方向に延びる。

図１に示す中空ブレードは、図２において分割して断面で示しており、作動中にそれを通して加圧空気冷却媒体２０を半径方向外向きに流すようになった内部冷却回路３４を含む。翼形部の２つの側壁は、前縁及び後縁間で円周方向つまり横方向（翼厚方向）に間隔を置いて配置され、かつ翼長にわたって半径方向に延びて冷却回路３４の対応するチャネル１〜８を形成する複数の翼弦方向に間隔を置いて配置された内部隔壁つまりブリッジ３６によって互いに結合される。

図１には、正圧側壁２２を全体として示しており、また図３には、その半径方向外側部分を拡大して示している。正圧側壁は、内部冷却回路３４と流れ連通状態で正圧側壁を翼厚方向に貫通して延びて作動中に冷却媒体２０を吐出するようになった、第１の冷却孔３８の第１の二次元（２Ｄ）パターンと、第２の冷却孔４０の相補的第２の２Ｄパターンとを含む。

第１の孔３８の第１のパターンは、プラットフォーム１４における翼形部根元２６と翼形部の少なくとも翼長中間部との間で長手方向翼長方向に分布する。第１のパターンはまた、対向する前縁及び後縁３０、３２間で軸方向翼弦方向に分布し、正圧側壁の外表面積の大部分にわたって２Ｄパターンを形成する。

これに対して、第２の冷却孔４０の第２のパターンは、第１のパターンとは異なり、翼形部の翼長中間部と遠位先端２８との間で第１のパターンとの選択的な二階層配置の形態で、正圧側壁の外表面積の小部分にわたり翼長及び翼弦方向に分布する。

多数の第１及び第２の孔３８、４０は、正圧側壁のフィルム冷却を改善しかつ数年にわたる商業的実使用での親タービンブレードの長期間の使用によりこのタイプのタービンブレード内に見出される熱破損に対処するために、正圧側壁の翼長及び翼弦方向にわたって戦略的に分布させたフィルム冷却孔の異なる形態である。

第１の孔３８は、従来型のレーザ穿孔加工によって迅速かつ経済的に製造することができる直線的な円筒形フィルム冷却孔であるのが好ましい。

対照的に、第２の冷却孔４０は、その入口及び出口間で流路面積が発散又は増大した一層複雑な拡散孔であるのが好ましい。第２の孔４０は、その発散形状と一致した対応するＥＤＭ電極を用いて形成され、それに対応して製作時間及びコストが増大する。

しかしながら、増大した製作時間及びコストは、特に翼形部先端付近に設置して熱破損が見出される特定の領域における冷却を局所的に改善するようになった第２の孔の数を制限することによって制限することができる。

図３に最もよく示すように、第２の孔４０のパターンは、第１の孔３８のパターンの少なくとも外側部分内又は内側において正圧側壁２２の前縁及び後縁３０、３２間に配置されるのが好ましい。第２の孔４０のパターンは、第１の孔３８とは別個のものでありかつ第１の孔３８から分離しており、第１の孔３８の個々の孔と混じり合わない。

これに対して、第１の孔３８のパターンは、翼形部の前縁３０、後縁３２、先端２８及び翼長中間部領域を含む第２の孔４０のパターンの４つの側部全てに沿って、該第２の孔４０のパターンの外周を側方で囲む。このようにして、翼形部の正圧側壁２２並びに負圧側壁内の露出した冷却孔の大多数は、従来通りの性能を得るために従来型の方式で配置した比較的安価な円筒形フィルム冷却孔とすることができる。

例えば、図１に示す基本的タービンブレード１０は、米国及び外国において長年の商業的使用に供されてきた、上記の背景技術の項において開示した代表的な親タービンブレードを表しているが、見出された熱破損に対処することによってその寿命をさらに増大させるために、本明細書に開示するように特別に変更を加えている。

第２の孔４０のパターンは、このブレードには新しいものであり、長年の商業的実使用において親タービンブレードにこれまで用いられてきた付加的な円筒形フィルム冷却孔と置き換わる。新しい第２の孔４０のパターンは、以下においてさらに説明するように第１の孔３８の第１のパターンの近傍において特別に設置されかつ特別な形状に構成されて、第１の孔３８の第１のパターンを変更する。

従って、タービンブレード内に第２の孔４０の第２のパターンを導入しなければ、そのブレードは、その全体が全く従来通りであって、親タービンブレードとして米国及び海外において長年の商業的用途に成功裏に使用されてきた従来通りのものである。

第１の孔３８の第１のパターンにおける円筒形の第１の孔３８は、翼形部の前縁３０の周りに専ら該前縁３０を冷却するための従来型のシャワーヘッド孔の縦列を含む。この第１のパターンはまた、正圧側壁上に第２のパターンの後方で後縁に沿った第１の孔の付加的な縦列を含む。第１の孔の付加的な縦列はまた、第２の孔４０のパターンの下方にも見られ、プラットフォームに向かって内向きに延びるが、前縁及び後縁間において必要としない場合の異なる高さで終端する。

さらに、第１の孔３８はまた、第２の孔４０のパターンの外側又は上方で翼形部先端２８に沿って軸方向又は翼弦方向横列の形態で延びる。第１の孔３８のこの横列は、内部冷却回路３４の頂部を境界付ける先端フロアから外向きに延びる、翼形部の正圧側壁上の小さなスキーラリブの冷却を専ら行う。

図１及び図２に示すような先端フロア自体は、先端フロアを垂直に貫通して延びる付加的な冷却孔を含み、この付加的な冷却孔は、翼形部内部から冷却空気の一部分を受けて先端空洞を満たしかつ翼形部先端及びスキーラリブを付加的に冷却するようにすることができる。

翼形部の負圧側面は、上記の親ブレード内に見られる冷却孔のような冷却孔のあらゆる従来型のパターンをその中に有することができる。また、後縁３２は、該後縁を貫通して軸方向に延びかつ正圧及び負圧側壁間の後縁自体内で終端する従来型の円筒形冷却孔の列を含む。

図３に示す第２の孔４０の第２のパターンは、親ブレード内で生じた熱破損の領域を表している。例えば、熱破損は、冷却孔の図示した第２のパターンの直ぐ後方の元の第１のパターン内に観察された。また、付加的な熱破損は、その前方で新しい第２のパターン自体の領域内に観察された。

従って、第２の孔４０のパターンは、今や円筒形孔の元の第１のパターンの小部分に置き換わるように正圧側壁内に導入されて、翼形部の翼長の上部約５％において翼形部の正圧側面の冷却を高めるようになる。

これに対応して、改良型のタービンブレードの１つの目的は、上に述べた親ブレードの熱破損を生じる領域内において、翼形部の残りの部分の冷却性能を低下させずにかつタービンブレードを冷却するために圧縮機から抽気する空気の総量を増大又は大きく増大させずに、ブレードの冷却を局所的に改善することである。

タービンブレード全体にわたる全数の冷却孔は、ブレードのダブテールを通して共通の加圧空気源から空気供給されることが分かる。従って、各タービンブレード内に供給される冷却空気の限られた量を分配し直すことにより、ブレード全体にわたる冷却性能に影響を与えることができる。

始めに図１に示したように、第１の孔３８の大多数は、翼形部の翼長に沿って平行な複数の翼弦方向に間隔を置いて配置された垂直列つまり縦列としてほぼ直線状の縦列で配置される。これに対して、新たに導入された第２の孔４０は、その大多数が外側翼長に沿って平行な複数の垂直な縦列としてつまり翼弦方向に間隔を置いて直線状の縦列で同様に配置され、このことにより、その大多数は、第１の孔３８の対応する縦列とほぼ同一直線状つまり一直線である。

翼形部内の様々な冷却孔の全ては、図２〜図４に示すように、それらの冷却空気を内部冷却回路３４から受ける。冷却回路３４自体は、上に述べた親ブレード内に見られるようなあらゆる従来型の構成を有することができる。例えば、回路は、翼形部の根元２６と先端２８との間で翼長にわたって長手方向に延び、また前縁及び後縁間で翼弦に沿って間隔を置いて配置されかつ長手方向の隔壁３６によって分離された複数の半径方向脚部つまりチャネル１〜８を含む。

図２に示すように、隔壁３６の幾つかは、翼形部の先端フロアからプラットフォームまで半径方向内向きに延びるが、その他の隔壁は、プラットフォームから先端フロアの直ぐ手前まで半径方向外向きに延びる。冷却回路３４は、プラットフォーム及びダブテールを貫通して、圧縮機から冷却空気２０を平行に受けるダブテール基部内の３つの対応する入口まで半径方向内向きに延びる。

図４に示すように、翼形部１２は、親ブレードの一般的な空気力学的形状として、その厚さＴが初めに前縁３０から後方に第２の隔壁付近の最大厚さまで発散つまり増大し、次いでその厚さが、後方に比較的薄い後縁３２までテーパつまり収束する。冷却回路３４の８つのチャネルは、前縁から後縁まで順に番号付しており、翼形部の厚さは、第３のチャネル３付近で最大になる。

図３及び図４に示すように、第２の孔４０の第２のパターンは、第３のチャネル３における翼形部の最大厚さ付近又は最大厚さにおいて始まり、軸方向つまり翼弦方向において後縁３２の前方でチャネル７のうちの最後から２番目のチャネルにおいて終わるのが好ましい。

図２に示す内部冷却回路３４は、前縁３０をインピンジメント冷却するように該前縁３０の後側に配置された１対の前方チャネル１、２を含む。例えば、最初の２つのチャネル間に介在する隔壁は、第２のチャネルからの冷却媒体を第１のチャネル内における前縁の背面に対して衝突するように向けて前縁をインピンジメント冷却するようになったインピンジメント孔の縦列を含む。第２のチャネルは、ダブテールの基部内に専用の入口を有する。

冷却回路はまた、前方チャネル１、２の後側つまり後方に複数通路蛇行構成として配置された複数の中間チャネル３〜７を含む。５つのチャネル３〜７は、ダブテールの基部内の対応する入口を有する第７のチャネル７で始まり、第３のチャネル３内で終わる５つの蛇行チャネル脚部内で冷却空気を後縁から前方に前縁に向けて流す。

後方のチャネル８は、後縁３２の直前つまり前方において中間チャネル３〜７の後側に配置され、ダブテールの基部に位置して後縁冷却孔の縦列を通して冷却空気を流すようになった別の入口を有する。

上に述べたように、内部冷却回路３４はそれ自体、親ブレードにおける従来通りのものであり、翼形部の側壁全体にわたって８つのチャネルを通しての限られた冷却空気の好ましい分配を行う。様々なチャネルは、それらの中に熱伝達を高めるための従来型のタービュレータを有することができ、また第８のチャネル８は、２つの側壁を橋絡して薄い後縁の冷却を高めるための多数の円柱形ピンを有する。先端フロアは、上に述べたように内部冷却空気の一部分を先端空洞内に吐出する幾つかの冷却孔を含む。

図３及び図４に示すように、第２の孔４０の第２のパターンは、翼形部の最大厚さにおいて、５通路蛇行構成における最後の脚部である第３の流れチャネル３と流れ連通状態で始まるのが好ましい。

好ましい実施形態では、第２の孔４０の複数の縦列は、蛇行構成の流れチャネル３〜７のうちの対応するチャネルと流れ連通状態で配置される。このようにして、第２の孔の異なる縦列は、異なる蛇行チャネル３〜７から独立的に空気供給される。

図３及び図４に示すような第１の孔３８の大多数は、従来通りの方式で、１５°よりも大きく２０°までの浅い傾斜角で正圧側壁２２を貫通して翼厚方向に傾斜して、該第１の孔３８から吐出されるフィルム冷却空気の性能を最大し、許容できる逆流マージンを有し、かつ表面からのフィルムの望ましくないリフトオフつまり剥離の傾向を減少させるようにする。第１の孔３８は、例えばレーザ穿孔加工によって形成された直線的な円筒形孔であるのが好ましく、長円形又は楕円形の入口が、正圧側壁の内表面に沿って冷却回路の内部に形成され、長円形又は楕円形の出口が、幾つかの図で明らかなように正圧側壁の外表面上に形成されることになる。

これに対して、第２の孔４０は、同様に正圧側壁２２を傾斜して貫通し、正圧側壁の内表面上により小さな入口を有し、また正圧側壁の外表面上により大きな発散出口を有するようになる。個々の第２の孔４０は、一般的には直線的な一定面積の入口の流路面積が正圧側壁の外表面上で終端する出口まで発散つまり増大した拡散孔の形状になったあらゆる従来型の構成を有することができる。

入口は、必要に応じて円筒形又は矩形とすることができ、また第２の孔４０の出口は一般的に、その流路面積を下流方向に増大させるように小さな半角で対称に発散する。拡散には、望ましくない流れ剥離を最少に又は防止して冷却空気がその速度を低下させながらその圧力を増大させるのを可能にするようになった出口の浅い発散が必要である。

第２の孔４０のような拡散孔は、その構成が従来通りであり、フィルム冷却を高めることが知られているが、形状がより複雑でありかつ例えばＥＤＭ加工によって製造するのにより大きなコストがかかる。

しかしながら、第２の孔４０は、翼形部の外側翼長部分における正圧側壁上に生じる熱破損に特別に対処するために、従来型のタービンブレード内に選択的に導入される。従って、第２の孔４０は、その数及び配置が限定され、また一般的に親ブレード内の対応する円筒形孔と置き換わる。

より具体的には、図３に示す第２の孔４０の最初の５つの縦列は、これまで親ブレード内に見られた第１の孔３８の対応する５つの縦列内の円筒形孔と置き換わる。第２の孔４０の第１の縦列は、第３のチャネル３と流れ連通状態で第１の孔３８の下方で該第１の孔３８と同一直線状に整列して配置される。第１の縦列は、親ブレード内の５つの円筒形孔と置き換わる４つの第２の孔４０を含み、これらの孔は、それらを通して吐出する空気を同様に調量するようになった共に約１５ミル（０．３８ｍｍ）の入口直径を有する。

第２の縦列もまた、それに対応して第４のチャネル４によって空気供給され、第１の孔３８の下方で該第１の孔３８と同一直線状に整列した４つの第２の孔４０を有する。これら４つの第２の孔４０は、親ブレード内の５つの円筒形孔と置き換わり、またそれらを通しての吐出流を調量するようになった約１３ミル（０．３３ｍｍ）の共通の入口直径を有する。

第２の孔４０の第３の縦列は、第１の孔３８の下方で該第１の孔３８の縦列と同一直線状に整列した状態で第５のチャネル５によって空気供給される。この第３の縦列は、親ブレード内の６つの円筒形孔と置き換わる４つの第２の孔４０を含み、その全てがその前の列と同様に共通の入口直径を有す。

同様に、第２の孔４０の第４及び第５の縦列は、それに対応して第６及び第７のチャネル６、７によって空気供給され、第１の孔３８の対応する縦列と同一直線状に整列している。第４及び第５の縦列は、４つの第２の孔４０を含み、それらの各々は、同様に親ブレードの縦列の各々内の６つの円筒形孔と置き換わり、前の縦列におけるのと同様に冷却媒体流を調量するための同様な入口直径を有する。

第２の孔４０の最初の５つの縦列では、第２の孔４０の数は、円筒形孔３８に勝る拡散孔４０の改善した冷却性能及びそれらの異なる流れ特性の観点で、親ブレード内の対応する縦列全体にわたって減少する。これらの縦列における第２の孔４０の数を減少させることにより、対応するチャネル３〜７によってそれら全てが空気供給される第１の孔３８の対応する縦列とほぼ一直線を保ちつつ翼長及び翼弦方向の両方向に沿って該第２の孔４０の特定の位置を最適化することが可能になる。

また、より少ない数の第２の孔４０に使用できる付加的な表面積により、それらの対応する縦列内のこれらの孔を、図３に示すようにそれらの隣接する縦列間で翼長方向に沿った長手方向位置において交互させるつまり千鳥配置することが可能になる。このようにして、第２の孔４０の各縦方向内の第２の孔４０から吐出されるフィルム冷却空気は、翼形部の翼長方向に沿って側方方向に拡がりかつ後縁に向かって拡がり続けて、孔４０の第２のパターン内及びそれから薄い後縁までの下流の両方でのフィルム冷却到達範囲を高める。

図１及び図３に示す好ましい実施形態では、第１の孔３８の第１のパターンは、親ブレードに見られるのと同様な主として従来通りの方式として多方向性であり、作動中に燃焼ガス流線が回転するブレード上を下流方向に流れる時に燃焼ガス流線の局所的方向と最も良好に一致するようになっている。対照的に、第２の孔４０の第２のパターンは、好ましくは軸方向下流方向である一方向性であるのが好ましい。

図４及び図５に示すように、第１の孔３８は、翼弦方向に沿ったその複合傾斜の軸方向傾斜成分が小さい状態で翼長に沿って主として半径方向に傾斜しており、その主軸が主として半径方向に延びる長円形の出口を形成する。

これに対して、第２の孔４０は、軸方向における傾斜がたとえあるとしても僅かである状態で翼弦方向に沿って主として又はほぼ軸方向にのみ傾斜している。別の実施形態では、第２の孔４０は、更なる調査又は経験によって求めた燃焼ガス流線の特定パターンに対して翼形部を冷却するのに有利である場合には、複合的な傾斜を有することができる。

図４及び図５に示すような各拡散孔４０は、内部冷却チャネルによって空気供給される一般的には一定の面積の入口を有し、翼形部の翼長方向に沿って側方方向に発散する出口を有し、かつ入口の傾斜角よりも浅い角度でさらに傾斜した後方壁を有する。このようにして、第２の孔４０は、それを通して吐出する冷却空気を拡散させると共に翼形部の外表面との間でより浅い吐出角を形成して、冷却空気のフィルムがそれらから下流方向に拡がるのを強化するようにする。

図３に示す改良型のタービン翼形部は、親ブレードを変更したものであるので、第２の拡散孔４０は、異なる構成の第１の円筒形孔３８と直接置き代えることはできない。上に述べたように、１つの相違点は、親ブレード内の円筒形フィルム冷却孔と置き代わる第２の孔４０の数の違いである。別の相違点は、第１の孔３８の対応する縦列内における第２の孔４０の翼長方向に沿った局所的な位置及びピッチである。

別の相違点は、翼形部の薄い後縁付近に第２の孔４０を導入する点にある。第２の孔４０の最初の４つの縦列の各々は、４つのチャネル３〜６のうちのそれぞれの１つと流れ連通状態で配置されるが、後縁３２の前側の第２の孔４０の最後の２つの縦列は例外であり、これら両縦列は、共に同一の第７のチャネル７と流れ連通状態で結合される。

図３に示すように、最後から２番目の縦列を含む第２の孔４０の最初の５つの縦列は、第１の孔３８の対応する縦列の上方で半径方向に整列して同一直線状にかつ５つのチャネル３〜７と対応する流れ連通状態で配置される。

しかしながら、後縁に最も近接した第２の孔４０の最後の縦列は、第２の孔４０の前方及び後方にある次の２つの隣接する縦列間で親ブレード内に何らの対応列も有しない新しい又は付加的された列として、軸方向つまり翼弦方向にオフセットされる。従って、第２の孔４０の第６の縦列は、第２の孔４０の先行する縦列内におけるのと同様な入口流路面積を有するさらに４つの孔を導入し、これらの孔が、拡散孔によって置き換えられた円筒形孔の総数における減少を相殺する。

従って、２８個の円筒形孔が親ブレードから除去され、一致した入口調量面積を有する２４個の拡散孔によって置き代えられて、実質的に同量の全冷却空気が個々のタービンブレードによって使用されることを保証する。この２つのタイプの孔３８、４０は、異なる構成にされ、異なるように機能し、またそれらを通る冷却空気を異なるように調量するが、拡散孔による円筒形孔の選択的な置き換えは、翼形部の残りの部分における冷却性能を損なわずにかつ各タービンブレードに必要な冷却空気の全量を大きく変えずに、翼形部の熱破損の生じる領域における冷却効果を局所的に高める。

第２の孔４０の最後の２つの縦列は、図３に示すように、共に第７の流れチャネル７によって空気供給されるので、これら２つの縦列における個々の孔の配置は、この局所的領域において生じる熱破損に特に対処するように翼長及び翼弦方向において最適化することができる。

これに対して、第２の孔４０の最後の縦列の直後に配置された第１の孔３８の縦列もまた、第２の孔の隣接するパターンを補足するように変更することができる。例えば、第２のパターンの直後にある第１の孔３８の縦列は、翼形部の翼長方向に沿って非直線状とし、外側部分が第２のパターンの後方で翼長方向に翼形部先端まで延び、また内側部分が第２のパターンの下方で翼形部翼長中間部まで下方に延びるようにすることができる。その時、第１の孔３８のこの非直線状縦列の外側及び内側部分又はセグメントは、互いに千鳥配置した２つの真っ直ぐな同一直線状部分として互いに翼弦方向にオフセットさせることができる。

従って、図１に示すタービンロータブレードは、その他はその長い有効寿命を享受するような親ブレードの形態として従来通りとするが、熱破損の生じる領域における冷却を改善してブレード有効寿命をさらに増大させるようにブレードの外側翼長部分において局所的に特別な変更を加えることができる。

改良型のブレードは、新しいエンジンにおいて使用することができ、或いは冷却空気流を強化するように配分し直した状態でエンジンに対するほぼ同一量の全冷却空気流を使用する現存エンジンの改造部品として使用することができる。

本明細書では、本発明の好ましくかつ例示的な実施形態と考えられるものを説明してきたが、本明細書の教示から当業者には本発明のその他の変更も明らかになる筈であり、従って、全てのそのような変更は、本発明の技術思想及び技術的範囲内に含まれるものとして特許請求の範囲において保護されることが望まれる。

従って、本特許出願によって保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。

例示的な第１段タービンロータブレードの正面斜視図。 図１に示すブレードの正面断面図。 図１に示す翼形部の外側部分の拡大部分断面図。 図３に示す翼形部の線４−４に沿って取った半径方向断面斜視図。 図３に示す翼形部の線５−５に沿って取った翼厚方向側面図。

符号の説明

１ 第１のチャネル
２ 第２のチャネル
３ 第３のチャネル
４ 第４のチャネル
５ 第５のチャネル
６ 第６のチャネル
７ 第７のチャネル
８ 第８のチャネル
１０ ロータブレード
１２ 翼形部
１４ プラットフォーム
１６ ダブテール
１８ 燃焼ガス
２０ 空気冷却媒体
２２ 正圧側壁
２４ 負圧側壁
２６ 内側根元
２８ 外側先端
３０ 前縁
３２ 後縁
３４ 冷却回路
３６ 隔壁
３８ 第１の冷却孔
４０ 第２の冷却孔

Claims (10)

1. 単体構造の翼形部（１２）、プラットフォーム（１４）及び支持ダブテール（１６）を含み、
   前記翼形部（１２）が、対向する正圧及び負圧側壁（２２、２４）間で中空であり、前記正圧側壁（２２）が、前記翼形部のプラットフォーム（１４）と翼長中間部との間で翼長方向に分布しかつ対向する前縁及び後縁（３０、３２）間で翼弦方向に分布したフィルム冷却型の第１の孔（３８）の第１のパターンと、前記翼形部（１２）の翼長中間部と遠位先端（２８）との間で翼長及び翼弦方向に分布した異なる拡散型の第２の孔（４０）の異なる第２のパターンとを含む、
   タービンロータブレード（１０）。
2. 前記第１の孔（３８）が、翼長方向に沿った複数の縦列を含み、
   前記第２の孔（４０）が、前記縦列とほぼ同一直線状になった複数の縦列を含む、
   請求項１記載のブレード。
3. 前記ブレードの内部冷却回路（３４）が、根元（２６）と前記先端（２８）との間で翼長方向に延びかつ翼弦方向に間隔を置いて配置された複数のチャネル（１〜８）を含み、
   前記翼形部（１２）が、その厚さが初めに前記前縁（３０）から後方に最大厚さまで増大し、次いで後方に薄い後縁（３２）まで収束し、
   前記第２の孔（４０）の第２のパターンが、前記チャネルのうちの１つ（３）における前記最大厚さ付近で始まり、前記後縁（３２）の前方において前記チャネルのうちの他の１つ（７）で終わる、
   請求項２記載のブレード。
4. 前記第１の孔（３８）が、その大多数が前記正圧側壁（２２）を傾斜して貫通し、かつ前記正圧側壁（２２）の外表面上に長円形出口を有し、
   前記第２の孔（４０）が、前記正圧側壁（２２）を傾斜して貫通し、かつ前記正圧側壁（２２）の外表面上に発散出口を有する、
   請求項３記載のブレード。
5. 前記縦列内の第２の孔（４０）が、その隣接する縦列間で翼長方向にその位置が互い違いである、請求項４記載のブレード。
6. 前記第１の孔（３８）が、前記第２のパターンの前方において前記前縁（３０）に沿った複数の縦列と、前記第２のパターンの後方において前記後縁（３２）に沿った複数の縦列と、前記第２のパターンの外側で前記先端（２８）に沿って延びる横列とをさらに含む、請求項５記載のブレード。
7. 前記第１の孔（３８）が、主として翼長方向に沿って傾斜し、前記第２の孔（４０）が、主として翼弦方向に沿って傾斜している、請求項５記載のブレード。
8. 前記第１の孔（３８）の第１のパターンが多方向性であり、前記第２の孔（４０）の第２のパターンが一方向性である、請求項５記載のブレード。
9. 前記内部冷却回路（３４）が、
   前記前縁（３０）をインピンジメント冷却するように該前縁（３０）の後側に配置された１対の前方チャネル（１、２）と、
   複数通路蛇行構成として前記前方チャネル（１、２）の後側に配置され、前記第２の孔（４０）がその中で始まる複数の中間チャネル（３〜７）と、
   前記後縁（３２）の前方において前記中間チャネル（３〜７）の後側に配置された後方チャネル（８）と、を含む、
   請求項５記載のブレード。
10. 前記第２の孔（４０）の縦列の各々が、前記後縁（３２）の前側においてその両方共が前記チャネルのうちの共通の１つ（７）と流れ連通状態で結合された最後の２つの縦列を除いて、前記チャネルのうちのそれぞれの１つ（３〜６）と流れ連通状態で配置され、
    前記第２の孔（４０）の最後から２番目の縦列が、前記第１の孔（３８）の対応する縦列の上方で同一直線状であり、また前記第２の孔（４０）の最後の縦列が、前記第１の孔（３８）の次の２つの隣接する縦列間で翼弦方向にオフセットしている、
    請求項９記載のブレード。

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