JP2008051098A - 逆先端バッフル式翼形部 - Google Patents

Abstract

【課題】タービンブレードを提供する。
【解決手段】本タービンブレード（１０）は、その対向する正圧及び負圧側面（２０、２２）に沿って延びる第１及び第２の先端リブ（３６、３８）を有する翼形部（１２）を含む。先端リブ（３６、３８）は、翼形部（１２）の前縁及び後縁（２４、２６）間で間隔を置いて配置されて先端バッフル（４２）を含む。バッフル（４２）は、第１のリブ（３６）とは逆輪郭にて翼弦方向に延びて第１のポケット（４４）を形成し、また第２のリブ（３８）とは逆輪郭にて翼弦方向に延びて第２のポケット（４６）を形成する。
【選択図】 図１

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内のタービンブレードに関する。

ガスタービンエンジンでは、空気が、圧縮機内で加圧されかつ燃料と混合されて、燃焼器内で燃焼ガスを発生するようにする。様々なタービン段により、燃焼ガスからエネルギーを抽出して、エンジンを駆動しかつ仕事を行う。

高圧タービン（ＨＰＴ）は、燃焼器の直ぐ下流に続きかつ最も高温の燃焼ガスからエネルギーを抽出して、１つの駆動シャフトによって上流の圧縮機を駆動する。低圧タービン（ＬＰＴ）は、ＨＰＴに続きかつ燃焼ガスから付加的なエネルギーを抽出して、もう1つの駆動シャフトを駆動するようにする。ＬＰＴは、ターボファン式航空機エンジン用途では上流ファンを駆動するか、又は船舶及び産業用途では外部シャフトを駆動する。

最新式ガスタービンエンジンでは、エンジン効率及び燃料消費率（ＳＰＣ）は、最重要の設計目標である。様々なタービンロータブレード及びそれらに対応するノズルベーンは、それらの表面上における速度及び圧力分布を制御して空気力学的効率を最大にするように精密に構成された空気力学的表面を有する。

ブレード及びベーンの対応する翼形部は、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及びほぼ凸面形の負圧側面を有する。翼形部は、その半径断面が三日月形輪郭を有しており、前縁から最大幅領域までその幅が急激に増大し、次いで後縁までその幅が徐々に減少する。

翼形部の円周方向又は翼厚方向に対向する側面はまた、根元から先端まで翼長にわたって半径方向に延びる。翼形部は一般的に、内部冷却回路を備えた状態で超合金金属を鋳造することによって形成された薄い側壁を有し、内部冷却回路は、その全てが運転時に効率を最大にしながら翼形部を有効に冷却するように特別に調製された様々な実施形態を有する。

しかしながら、タービン翼形部の空気力学的設計は、それらの完全列内における個々の翼形部の３次元（３Ｄ）構成及び運転時に翼形部間に送られる燃焼ガスの対応する複雑な流れストリームを考慮すると著しく複雑である。この設計及び環境の複雑さに加わるのは、運転時に周囲の固定シュラウド内側で高速度で回転するタービンブレードの半径方向外側先端の周りの特殊な流れ場である。

ブレード先端とタービンシュラウドとの間の作動間隙又はギャップは、それを通しての燃焼ガス流の漏洩を最少にしながら、同時に回転先端と固定シュラウドとの間の望ましくない摩擦を生じない状態でブレード及びシュラウドの熱膨張及び収縮を可能にするように実施可能な限り小さくすべきである。

運転時に、タービン列内のブレードは、翼形部負圧側壁が対向する翼形部正圧側壁に先行した状態で回転するように支持ロータディスクを駆動する。翼形部は一般的に、ロータディスクの周囲から半径方向に根元から先端まで捻じれており、前縁は、エンジン軸方向中心軸線に対して上流方向に斜めに面して、協働するノズルベーンの斜めの吐出旋回角度と一致している。燃焼ガスは、ほぼ軸方向下流方向に流れ、円周方向又は接線方向成分は、始めに１つの流れ方向で翼形部前縁に接触し、その後翼形部後縁を越えて異なる流れ方向に翼形部から出る。

翼形部の正圧及び負圧側面は、それらの間の差圧及び高温燃焼ガスからのエネルギー抽出を最大にするような対応する異なる３Ｄ輪郭を有する。凹面形正圧側面及び凸面形負圧側面は、前縁及び後縁間でまた根元から先端まで対応して変化するそれらの上の異なる速度及び圧力分布を生じる。しかしながら、必要な先端間隙内で翼形部先端を越えて漏洩する燃焼ガスは、たとえあったとしても、殆ど有用な仕事を行なわない。

タービンブレードの設計をさらに複雑にするのは、露出したブレード先端であり、これらのブレード先端は、運転時にそれを越えて漏洩する燃焼ガスに浸されるから、タービンブレードの長い有効寿命を保証するために、運転時にそれらを適切に冷却することを必要とする。

最新式のタービンブレード設計では一般的に、前縁から後縁までの翼形部正圧及び負圧側面の小さな半径方向延長部であるスキーラ先端リブが組み込まれている。先端リブは一般的に、その断面が矩形であり、翼厚方向又は円周方向に間隔を置いて配置されて翼形部の上方に開放先端空洞を形成し、開放先端空洞は、一般的に中空の翼形部及びその中の内部冷却回路を囲む一体形の先端フロアを有する。

小さな先端リブは、先端摩擦を生じた場合に先端フロア及び内部冷却回路を望ましくない損傷から保護する犠牲材料を形成する。先端リブは、タービン効率、流れ漏洩及び先端冷却に影響を与える局所的二次的流れ場を導入して燃焼ガス流れ場の複雑さを増大させる。

燃焼ガスの主な流れ方向は、隣接するブレード間に形成された流路内における軸方向下流方向である。軸方向流れストリームはまた、各翼形部の根元から先端まで半径方向に沿って変化する。また、これらの軸方向及び半径方向流れ変化はさらに、各翼形部の正圧及び負圧側面間で燃焼ガスが漏洩する翼形部先端上で複合される。

従って、先行技術では、タービン効率、先端漏洩及び先端冷却を含む様々な問題及び性能に関する懸案事項に対処するタービンブレード先端の様々な構成が知られている。これら３つの重要な問題点は、少なくとも部分的に相互依存しているが、翼形部先端と前縁及び後縁間とにおける異なる正圧及び負圧側面上の複雑な３Ｄ流れ場は、その評価を極めて複雑なものにする。

しかしながら、最新式の計算流体力学（ＣＦＤ）は、ガスタービンエンジン内の複雑な３Ｄ流れストリームを数学的に解析する能力を改善する強力なソフトウェアを含んでおり、またそれによってタービンブレード設計における更なる改善を達成することができるメカニズムを提供する。
米国特許第３，６３５，５８５号公報 米国特許第３，７８１，１２９号公報 米国特許第４，０１０，５３１号公報 米国特許第４，１４２，８２４号公報 米国特許第４，３９０，３２０号公報 米国特許第４，４２４，００１号公報 米国特許第４，６０６，７０１号公報 米国特許第４，８９３，９８７号公報 米国特許第４，９４０，３８８号公報 米国特許第４，８９３，９８７号公報 米国特許第４，９９２，０２５号公報 米国特許第５，２６１，７８９号公報 米国特許第５，２８２，７２１号公報 米国特許第５，４７６，３６４号公報 米国特許第５，５０３，５２７号公報 米国特許第５，６６０，５２３号公報 米国特許第５，５６４，９０２号公報 米国特許第５，６６０，５２３号公報 米国特許第５，７２０，４３１号公報 米国特許第６，０３９，５３１号公報 米国特許第６，０５９，５３０号公報 米国特許第６，０８６，３２８号公報 米国特許第６，１６４，９１４号公報 米国特許第６，２２４，３３６号公報 米国特許第６，５２７，５１４号公報 米国特許第６，５５４，５７５号公報 米国特許第６，５９５，７４９号公報 米国特許第６，６７２，８２９号公報 米国特許第６，７９０，００５号公報 Mischo, B., "Flow Physics and Profiling of Recessed Blade Tips: Impact on Performance and Heat load," ASME GT2006-91074, May 8-11, 2006, pp: 1-11 U.S. Patent application No. 11/162433, "Turbine Airfoil with Curved Squealer Tip," filed 09/09/2005, M.E. Stegemiller et al, [GE Docket 179740] U.S. Patent application No. 11/162434, "Turbine Airfoil Curved Squealer Tip with Tip Shelf," filed 09/09/2005, M.E. Stegemiller et al, [GE Docket 187352]

例えば、先端流れ漏洩を減少させること、タービン効率を増大させること、先端冷却を改善すること、又はこれらの因子のあらゆる組合せによって、タービンブレード先端設計を別個に又は合わせてかのいずれかで改善することが望ましい。

タービンブレードは、その対向する正圧及び負圧側面に沿って延びる第１及び第２の先端リブを有する翼形部を含む。先端リブは、翼形部の前縁及び後縁間で間隔を置いて配置されて先端バッフルを含む。バッフルは、第１のリブとは逆輪郭にて翼弦方向に延びて第１のポケットを形成し、また第２のリブとは逆輪郭にて翼弦方向に延びて第２のポケットを形成する。

好ましくかつ例示的な実施形態により、本発明をその更なる目的及び利点と共に、添付図面に関して行う以下の詳細な記載において一層具体的に説明する。

図１は、ガスタービンエンジンのＨＰＴ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を示している。ブレードは一般的に、超合金金属で鋳造され、翼形部１２と、その根元のプラットフォーム１４と、支持ダブテール１６とを一体形の単一部品組立体として有する。

ダブテール１６は、図１に示す軸方向挿入式ダブテールのようなあらゆる従来型の形態を有することができ、軸方向挿入式ダブテールは、支持ロータディスク（図示せず）の周辺の対応するダブテールスロット内にブレードを取付ける。ディスクは、互いに円周方向に間隔を置いて配置されたブレードの完全な列を保持して、ブレード間にブレード間流路を形成する。

運転時に、燃焼ガス１８が、エンジン（図示せず）の燃焼器内で発生され、対応するタービンブレード１０上を通って適切に下流方向に送られ、これらのタービンブレード１０が、燃焼ガスからエネルギーを抽出して支持ロータディスクを駆動するようにする。個々のプラットフォーム１４は、燃焼ガスに対する半径方向内側境界を形成し、またタービンブレードの完全列として隣り合うプラットフォームと隣接する。

図１及び図２に示す翼形部１２は、対向する前縁及び後縁２４、２６間で翼弦にわたって軸方向に延びる円周方向又は翼厚方向に対向する正圧及び負圧側面２０、２２を含み、かつ翼形部根元２８から翼長にわたって半径方向に延びて、半径方向外側先端キャップ又は先端３０で終端する。翼形部正圧側面２０は、前縁及び後縁間でほぼ凹面形であり、前縁及び後縁間でほぼ凸面形の翼形部負圧側面２２と補完し合う。

翼形部の正圧及び負圧側面２０、２２の外部表面は、運転時にそれらの上に燃焼ガスの対応する速度及び圧力分布を生じて、燃焼ガスからのエネルギー抽出を最大にするように従来通りに構成された一般的な三日月形形状又は輪郭を有する。

翼形部１２は一般的に、中空であり、内部冷却回路３２を含み、この内部冷却回路は、前縁の後方及び後縁の前方の対応する流れ通路内で終端する図示した２つの３経路蛇行回路のようなあらゆる従来型の構成を有することができる。冷却回路は、プラットフォーム及びダブテールを貫通して延び、あらゆる従来型の方式でエンジンの圧縮機（図示せず）から加圧冷却空気３４を受けるようになった対応する入口をダブテールの基部内に有する。

このようにして、ブレードは、根元から先端までかつ前縁及び後縁間で、内部冷却空気によって内部冷却され、内部冷却空気は次に、様々な従来型の寸法及び形状のフィルム冷却孔の列で薄い翼形部側壁を通して放出することができる。

翼形部の前縁は一般的に、最も高温の流入燃焼ガスに曝されるので、いずれかの適切な方式で、その専用の冷却が行われる。また、翼形部の薄い後縁領域は一般的に、使用済み冷却空気の一部分を放出するための正圧側面後縁冷却スロットの列を含む。

上述したように、先ず始めに図１に示したタービン翼形部１２は、正確に構成した３Ｄ外部輪郭を有し、この外部輪郭は、燃焼ガス１８が前縁２４から後縁２６まで軸方向下流方向に流れる時に、それに応じて燃焼ガスの速度及び圧力分布に影響を与える。ブレードは、支持ディスクの周辺に取り付けられかつ運転時に回転し、それによって、一般的には燃焼ガスが翼形部の翼長に沿って半径方向外向きに移動する二次的流れ場を燃焼ガス内に発生させる。

さらに、翼形部の正圧側面２０に作用する燃焼ガスの相対圧力は、翼形部の負圧側面に沿った圧力よりも高く、また運転時におけるブレードの対応する回転と共に、運転時に燃焼ガスが半径方向上向きに、また露出した翼形部先端３０を越えて流れる時に、燃焼ガスの流れ場内に二次的又は三次的影響をさらに導入する。

上述したタービンロータブレードは、例えばＨＰＴの第１段を含むガスタービンエンジン内で使用する、その構成及び作動が従来型のものとすることができる。従来型のブレードは次に、翼形部先端において以下に述べるように変更して、それぞれ翼形部正圧及び負圧側面つまり側壁２０、２２の半径方向の一体形延長部でありかつ輪郭又は曲率がそれらと一致した第１及び第２のスキーラ先端リブ３６、３８を含むようにすることができる。

第１のつまり正圧側リブ３６は、翼形部の凹面形正圧側面２０の形状又は輪郭と翼弦方向に一致し、またそれに対応して、第２のつまり負圧側リブ３８は、翼形部の凸面形負圧側面２２とその翼弦方向輪郭が一致する。

図１、図３及び図４に示すように、翼形部はまた、対向する側面２０、２２を橋絡して内部冷却回路３２を囲む先端フロア４０を含む。先端フロア４０は一般的に、無孔であるが、あらゆる従来型の方式で内部冷却回路から使用済み空気の幾らかを放出するための小さな冷却孔又はダスト孔（図示せず）を有することができる。２つのリブ３６、３８は、翼形部の対向する正圧及び負圧側面を形成する翼形部の対応する側壁の連続部又は延長部として、共通の先端フロア４０から半径方向外向きに延びる。

２つのリブ３６、３８は、翼形部の対向する前縁及び後縁２４、２６において互いに一体形に接合され、翼形部の空気力学的正圧及び負圧側面の全周延長部を形成する。

前縁及び後縁間で、２つのリブ３６、３８は、翼厚方向又は円周方向に間隔を置いて配置されて、前縁及び後縁間で軸方向つまり翼弦方向に延びる逆先端バッフル又はリブ４２を含む。先端バッフル４２は、第１のリブ３６とは逆輪郭又は外形にて特別に構成されて、第１のリブに沿って翼弦方向に延びる対応する第１の先端空洞又はポケット４４を形成する。また、先端バッフルは、第２のリブ３８とも逆輪郭にてさらに構成されて、第２のリブに沿って翼弦方向に延びる対応する第２の先端空洞又はポケット４６を形成する。

図３及び図４に示すように、先端バッフル４２は、矩形状の翼厚方向断面を有し、第１の側面４８は、第１のリブ３６の対応する内側面とは反対かつ異なる翼弦方向輪郭又は外形にて該第１のリブ３６の対応する内側面に側方に面している。また、先端バッフルはまた、対向する第２の側面５０を有し、この第２の側面５０は、第２のリブ３８の対応する内側面とは反対かつ異なる翼弦方向輪郭又は外形にて該第２のリブ３８の対応する内側面に側方に面している。

翼形部１２は、図２に半径断面で示しており、典型的な三日月形輪郭を有し、前縁２４から凸面形負圧側面２２内の隆起部５２における最大幅までその翼厚方向幅Ｗが後方に増大する。次に、翼形部は、空気力学的性能を最大にするために必要なように隆起部から後方に後縁２６まで収束する。

図２及び図３に示すように、先端バッフル４２は、前縁２４及び隆起部５２間で翼弦方向にかつ前縁２４及び隆起部５２間に適当な中間領域を有する状態で翼形部の負圧側面に沿って始まる。バッフル４２は、隆起部５２及び後縁２６間で翼弦方向にかつ隆起部５２及び後縁２６間の適当な中間領域において負圧側面に沿って終端するのが好ましい。

図４は、主要部として示した従来型のタービンシュラウド５４の内側に適切に取付けられて、該タービンシュラウド５４との間に比較的小さな半径方向間隙又はギャップを形成した翼形部先端３０を断面で示している。燃焼ガス１８は、運転時に半径方向間隙を通して翼形部の正圧側面２０を越え漏洩し、翼形部のより低圧の負圧側面２２上に放出される。

第１及び第２のリブ３６、３８とそれらの間で円周方向に間隔を置いて配置された先端バッフル４２とは、先端フロア４０から共通の高さ又はスパンで延びて周囲のタービンシュラウド５４の内表面との間に実質的に一定の半径方向ギャップを形成する。従って、図１、図３及び図４に示す翼形部先端の半径方向外側表面は、互いに同一平面上にあって、周囲のシュラウドとの密接なシール嵌合を形成するようになる。

図３に示すように、第１及び第２の先端ポケット４４、４６は、それらが始まる共通の負圧側面２２から後方にかつ先端バッフル４２の対向する側面４８、５０に沿って後方に、それぞれ互いに逆に収束及び発散する。２つの先端ポケット４４、４６は、共通の先端バッフル４２の対向する側面で互いに補完し合うようになっており、バッフル４２は、翼形部の性能を高めるために、その翼弦方向輪郭が対応する異なる輪郭の第１及び第２の先端リブ３６、３８とは逆又は反対になっている。

図３及び図４に示すように、第１の先端ポケット４４は、翼形部の後縁近くのその後端部まで後方に向って収束するのが好ましい。第２のポケット４６は、先ず始めにその前方部分において発散し、次にその後方部分において先端バッフルの対応する端部におけるその後端部まで後方に向って収束する。

図３に示す好ましい実施形態では、先端バッフル４２は、第２のリブ３８との実質的に直角な又は垂直な一体形結合部において該第２のリブ３８と一体形として始まる。バッフルと第２のリブ３８とのこの前方接合部は、隆起部５２の近くに、好ましくは隆起部５２の直ぐ上流で生じ、単一の先端バッフル４２が先端３０を円周方向又は翼厚方向に二分して、先端の唯２つのサブポケット４４、４６に分けることを可能にする。

図３に示す好ましい実施形態では、先端バッフル４２は、第２のリブ３８まで連続して延び、かつ第２のリブ３８との一体形結合部において該第２のリブ３８と一体形として終端する。このようにして、第２の先端ポケット４６は、負圧側では第２のリブ３８によって、また反対側では先端バッフル４２自体によって、その周囲の周りが完全に境界付けられる。先端バッフルは、該先端バッフルが後縁に向って後方に延びるにつれて、第２のリブ３８と滑らかに接続し、また対向する第1のリブ３６との間で収束する。

それに対応して、第１のポケット４４自体は、翼形部の正圧側では第1のリブ３６によって、また反対側では先端バッフル４２の負圧側並びにそれに先端バッフル４２が取付けられている第２のリブ３８の対応する前方及び後方部分によって、その周囲が完全に境界付けられる。この構成においては、第１のポケット４４は、前縁における翼形部の負圧側面で始まり、先端バッフルに沿って後方にまた第１のポケット４６の終端部の後方に第２のリブ３８に沿って連続する。

図３は、先端バッフル４２の好ましい輪郭を上方から見たところを示し、図２は、先端バッフル４２の好ましい輪郭を下方から見たところを点線で示している。バッフルの第１の側面４８は、バッフルの前方部分に沿って翼弦方向に凸面形であり、第1のリブ３６の凸面形内側面に側方に面しており、第１のリブ３６は、対応してその外側面が凹面形である。それに対応して、バッフルの第２の側面５０は、バッフルの前方部分に沿って翼弦方向に凹面形であり、第２のリブ３８の凹面形内側面と側方に面しており、第２のリブ３８の外部表面は、翼形部負圧側面の凸面形輪郭と一致している。

先端バッフル４２は、翼形部の後縁に向けての先細の輪郭に合うように、その両端部間に変曲領域を含む。具体的には、先端バッフル４２の第１の側面４８は、バッフルの後方部分に沿って凹面形であり、この領域において第1のリブ３６の凸面形内側面に側方に面しているのが好ましい。それに対応して、バッフルの第２の側面５０は、バッフルの後方部分に沿って翼弦方向に凸面形であり、第２のリブ３８の後方部分に側方に面している。

図２に示すように、翼形部の正圧側面２０は、その前方部分に沿って最も凹面形であり、隆起部領域を含むその前方部分付近で最も凸面形である翼形部負圧側面２２と空気力学的に補完し合う。隆起部から後方に、翼形部は、共通の後縁まで収束し、正圧及び負圧側面の後方部分は、より小さな曲率を有し、後縁付近で実質的に直線状の翼弦方向輪郭に近づく。

それに対応して、先端バッフル４２は、翼厚方向に対向する第１及び第２のリブ３６、３８の輪郭が翼形部の前縁及び後縁間で変化する時に、それら第１及び第２のリブ３６、３８の対応する反対輪郭と互いに逆に反対になったほぼＳ字形状の輪郭を有する。その前端部における先端バッフル４２の逆又は反対輪郭は、第２のリブ３８の高度に凸面形の輪郭に対して実質的に直角に配置される。また、先端バッフルの後端部の浅い輪郭は、第２のリブ３８が後縁まで延びる時のその浅い輪郭と滑らかに接続する。

上で背景技術の項において示したように、タービンブレードの３Ｄ構成は、高度に複雑であり、またタービン翼形部は、運転時に翼形部前縁の周りで分割される燃焼ガス１８の高度に複雑な３Ｄ流れ場内で作動する。図３は、翼形部先端の空気力学的輪郭の周りでの分割ガス流の例示的な流線を示している。図３に示す例示的実施形態に対してＣＦＤ解析を行って、二分割先端バッフルがその中にない単一の先端空洞を有する基準設計と比べて、本実施形態による性能改善を確認した。

上に開示した先端バッフルの導入により、タービン効率を改善すると共に先端−シュラウド間隙を通しての翼形部先端を越える燃焼ガスの漏洩を減少させるようにした特定の設計を使用することができる。

タービン効率は、根元から先端までかつ前縁及び後縁間で翼形部の正圧及び負圧側面上に作用する燃焼ガスにおける差圧からエネルギーを抽出する翼形部表面の能力に基づいている。先端バッフル４２の導入により、ブレード先端に付加的表面積が得られ、この表面積に対して先端流れがブレードへの付加的な仕事を行うことができる。先端バッフルはまた、２つのスキーラ先端リブ３６、３８と同様な先端流漏洩を減少させるための付加的シールを形成する。

例えば図３に示す翼形部先端の３Ｄ構成を考えると、漏洩には、軸方向及び円周方向の両方の成分が含まれる。燃焼ガス１８は、上流側タービンノズル（図示せず）からの斜めの流入角のために、軸方向及び円周方向の両方向で翼形部前縁２４の周りで翼形部に接触する。先端バッフル４２は、入射流線によって特殊に制御されるので、翼形部の負圧側面の隆起部近くで始まるのが好ましい。

先端バッフル４２は、それが第２のリブ３８の前方部分を越える入射流線を捕捉して、それらを先端バッフル４２自体によって境界付けられた第１の先端ポケット４４の内部に集めるように配置するのが望ましい。漏洩ガスは、第１のポケットを加圧すると同時に先端バッフル自体に沿って後方に導かれる二次的流れ場内に第１のポケット４４を介して集められる。このように加圧した第１のポケット４４は、先端バッフル自体が付加的なエネルギーを抽出することによってタービン効率を高め、また第１のポケット４４内の増大した圧力によって先端ギャップを越える更なる漏洩を抑制する。

それに対応して、第１のポケット４４によって捕捉された漏洩ガスの幾らかは、先端バッフルを越えて第２のポケット４６内に流入することになり、第２のポケット４６内で後方にさらに集められる。両方のポケット４４、４６からの漏洩ガスは次に、負圧側の第２のリブ３８の後方部分を越えて下流方向に放出されることになる。

従って、特殊に構成しかつ配置した先端バッフル４２は、運転時に燃焼ガスが翼形部先端を越えて流れる時に燃焼ガスの軸方向及び円周方向の両方向の漏洩を減少させながらそれに対応してタービン効率を改善する単純な機構を提供する。

さらに、先端バッフル４２の導入は、翼形部が後縁に向って先細になる翼形部の翼弦に沿って先端漏洩を一層後方に偏らせ、このことにより、漏洩そのものによる効率の低下が軽減される。

図３及び図４に示す好ましい実施形態では、先端バッフル４２は、２つのポケット４４、４６の局所的幅を最大にするように翼形部の対向する側面間の翼厚方向中央付近に配置される。ポケット幅が小さ過ぎる場合には、漏洩ガスは、そのポケット内に有意な局所的流れ場を発生せずに、単にポケットから溢れ出るだけで、バッフルによる性能改善は制限されることになる。この理由から、バッフル４２は、図３に示す翼形部の薄い後縁の適当な上流位置で終端させて、両ポケット４４、４６の後方領域においてそれらの適正な最小幅を維持してポケット４４、４６の性能上の利点を最大にするようにする。

図１〜図４に示すタービンブレードの例示的実施形態では、第２のスキーラリブ３８及び先端バッフル４２の両方は、共通の先端フロア４０から半径方向外向きに延びる同様な矩形状の翼厚方向断面を有し、またその幅を約２０〜２５ミル（０．５〜０．６ｍｍ）とすることができる。しかしながら、タービンブレードの別の改良において流れ漏洩をさらに抑制するように、第1のスキーラリブ３６は、翼形部の正圧側面２０に沿って弓形フレア５６を含むことができる。

リブ及びポケットの高さは、約４０ミル（１．０ｍｍ）とすることができる。また、２つのポケット４４、４６の最小幅は、約３０ミル（０．７６ｍｍ）とすることができる。

図５は、図３と同様であるが、先端バッフル４２が翼形部負圧側面と結合せずその手前でかつ翼厚方向に第１及び第２のリブ３６、３６間で終端している翼形部先端の別の実施形態を示している。また、正圧側フレア５６が存在しておらず、第1のリブ３６は、第２のリブ３８と同じ矩形状断面を有する。

この実施形態では、そのように中断した先端バッフル４２の後端部は、第２のリブ３８の内側面から上流方向に間隔を置いて配置されて、先端バッフル４２と第２のリブ３８との間に小さなギャップ５８を形成する。また、第２のポケット４６は、第１のポケット４４との間のギャップ５８において、該第１のポケット４４と流れ連通状態で終端しており、また第１のポケット４４は、収束しかつ薄くなる翼形部の利用可能な空間内で、第２のポケットから翼形部の後縁２６に向かって後方に続いている。

中断した先端バッフル４２及びこれと協働する第１及び第２のリブ３６、３８の特殊な形状及び輪郭、そしてまたそれらによって形成された第１及び第２のポケット４４、４６は、その他は図１〜図４に示す第１の実施形態と同一とすることができ、同様な利点が得られる。

図３及び図５に示す類似の設計のＣＦＤ解析によると、対応する翼形部を越える先端流れ漏洩において実質的に同一の減少を示す。しかしながら、図３に示す全長先端バッフル４２は、図５に示す実施形態の部分長先端バッフルによるタービン効率におけるより小さいがそれでもなお相当に大きな改善と比べて、タービン効率を大きく改善する。

図５に示す先端バッフル４２の翼弦方向への連続性の中断は、第１のポケット４４を加圧する能力、及び燃焼ガスが先端バッフル自体の正圧側面に沿って閉じ込められた時に燃焼ガスから付加的なエネルギーを抽出する能力を制限することが分かるであろう。

上に開示した比較的単純な先端バッフル４２のタービンブレードへの導入は、ブレード自体に変更を加えることを殆ど必要とせず、これに対応するブレード重量の増加は僅少である。しかしながら、この単純な先端バッフルは、タービンブレード列全体において使用してタービン効率を大きく改善することができ、同時に翼形部先端を越えるガス流漏洩を大きく低減することができる。

本明細書では本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、当業者には本明細書の教示から本発明のその他の変更形態が明らかになる筈であり、従って、全てのそのような変更形態が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で保護されることが望まれる。

従って、本特許で保護されることを望むものは、提出した特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。

例示的なタービンロータブレードの部分断面斜視図。 線２−２に沿って取った、図１に示す翼形部の半径断面図。 図１に示す翼形部先端の拡大斜視図。 線４−４に沿って取った、図１に示す翼形部先端の翼厚方向半径方向断面図。 別の実施形態による翼形部先端の図３と同様な斜視図。

符号の説明

１０ ロータブレード
１２ 翼形部
１４ プラットフォーム
１６ 支持ダブテール
１８ 燃焼ガス
２０ 正圧側面
２２ 負圧側面
２４ 前縁
２６ 後縁
２８ 翼形部根元
３０ 先端
３２ 冷却回路
３４ 冷却空気
３６ 第１の先端リブ
３８ 第２の先端リブ
４０ 先端フロア
４２ 先端バッフル
４４ 第１の先端ポケット
４６ 第２の先端ポケット
４８ 第１の側面
５０ 第２の側面
５２ 隆起部
５４ タービンシュラウド
５６ 弓形フレア
５８ ギャップ

Claims (10)

1. 翼形部（１２）と、プラットフォーム（１４）と、一体形ダブテール（１６）とを含み、
   前記翼形部（１２）が、前縁及び後縁（２４、２６）間で翼弦にわたって延びかつ根元（２８）から先端（３０）まで翼長にわたって延びる対向する正圧及び負圧側面（２０、２２）を有し、
   前記先端（３０）が、それぞれ前記正圧及び負圧側面（２０、２２）に沿って先端フロア（４０）から延びる第１及び第２のリブ（３６、３８）を含み、
   前記第１及び第２のリブ（３６、３８）が、前記対向する前縁及び後縁（２４、２６）において互いに接合されかつ翼厚方向に間隔を置いて配置されて先端バッフル（４２）を含み、
   前記先端バッフル（４２）が、前記第１のリブ（３６）とは逆輪郭にて翼弦方向に延びて該第１のリブに沿って第１のポケット（４４）を形成し、また前記第２のリブ（３８）とは逆輪郭にて翼弦方向に延びて該第２のリブに沿って第２のポケット（４６）を形成する、
   タービンブレード（１０）。
2. 前記先端バッフル（４２）が、逆輪郭にて前記第1のリブ（３６）に面する第１の側面（４８）と、逆輪郭にて前記第２のリブ（３８）に面する第２の側面（５０）とを含む、請求項１記載のブレード。
3. 前記翼形部（１２）が、前記前縁（２４）から前記負圧側面（２２）内の隆起部（５２）における最大幅までその幅が後方に増大し、次に前記後縁（２６）まで収束し、
   前記先端バッフル（４２）が、前記前縁（２４）及び隆起部（５２）間で始まり、前記隆起部（５２）及び後縁（２６）間で終端する、
   請求項２記載のブレード。
4. 前記先端バッフル（４２）が、前記隆起部（５２）の近くで前記第２のリブ（３８）と一体形として始まり、前記先端（３０）を前記第１及び第２のポケット（４４、４６）に二分する、請求項３記載のブレード。
5. 前記第１及び第２のポケット（４４、４６）が、それぞれ前記先端バッフル（４２）の対向する側面（４８、５０）に沿って前記負圧側面（２２）から後方に互い逆に収束及び発散する、請求項４記載のブレード。
6. 前記第１のポケット（４４）が、その後端部まで後方に収束し、
   前記第２のポケット（４６）が、その後端部まで後方に収束する、
   請求項５記載のブレード。
7. 前記先端バッフル（４２）が、前記第２のリブ（３８）と一体形として終端し、
   前記第１のポケット（４４）が、そこから後方に連続する、
   請求項５記載のブレード。
8. 前記先端バッフル（４２）が、前記第１及び第２のリブ（３６、３８）の翼厚方向間で終端し、
   前記第２のポケット（４６）が、前記第１のポケット（４４）と流れ連通状態で終端し、
   前記第１のポケット（４４）が、そこから後方に連続する、
   請求項５記載のブレード。
9. 前記先端バッフル（４２）の第１の側面（４８）が、該先端バッフルの前方部分に沿って凸面形でありかつ前記第1のリブ（３６）の凸面形内側面に面し、
   前記先端バッフル（４２）の第２の側面（５０）が、該先端バッフルの前方部分に沿って凹面形でありかつ前記第２のリブ（３８）の凹面形内側面に面する、
   請求項５記載のブレード。
10. 前記先端バッフル（４２）の第１の側面（４８）が、該先端バッフルの後方部分に沿って凹面形でありかつ前記第1のリブ（３６）の凸面形内側面に面し、
    前記先端バッフル（４２）の第２の側面（５０）が、該先端バッフルの後方部分に沿って凸面形でありかつ前記第２のリブ（３８）に面する、
    請求項５記載のブレード。

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