JP2015127540A - タービン翼内冷却回路 - Google Patents

Abstract

【課題】タービン動翼のエアフォイルが、エアフォイル内で経路に沿ってクーラントを受け方向付けるための複数の細長い流路を有する冷却構成を含む。【解決手段】冷却構成は、腹側壁近傍流路と背側壁近傍流路とを含む壁近傍流路に両側を挟まれている中央流路と、中央流路を腹側壁近傍流路と流体連結する第１の口と、中央流路を背側壁近傍流路と流体連結する第２の口と、中央流路を前縁流路と流体連結するインピンジ・コネクタとを含み得る。【選択図】図５

Description

本発明は、タービン・エアフォイルに関し、より詳細には、エアフォイルを冷却するために空気などの流体を通過させる内部チャネルを有する中空の動翼や静翼などのタービン・エアフォイルに関する。

燃焼またはガスタービン・エンジン（以後「ガスタービン」とする）には、圧縮機、燃焼器、およびタービンが含まれる。当技術分野ではよく知られているように、圧縮機内で圧縮された空気が燃焼器内で燃料と混合されて点火され、次いでタービン内で膨張されて動力が生み出される。タービン内の構成要素、特に周方向に配列された動翼と静翼は、タービン内で使用される燃焼産物の非常に高い温度および圧力を特徴とする過酷な環境に晒されている。熱サイクルの反復ならびにこの環境での厳しい温度および機械的応力に耐えるためには、エアフォイルは、堅牢な構造を有し、積極的に冷却される必要がある。

タービンの動翼および静翼は、クーラント（典型的には圧縮機から吐出される空気）を循環させる冷却システムを形成する翼内通路または回路をしばしば内蔵していることが理解できる。そのような冷却回路は、典型的には、エアフォイルが必要とする構造的支持を提供する翼内リブによって形成され、エアフォイルを許容可能な温度プロファイル内に維持するように設計された複数の流路を含む。これらの冷却回路を通過する空気は、エアフォイルの前縁部、後縁部、背側面、および腹側面上に形成されているフィルム冷却開口を通じて吐出されることが多い。

ガスタービンの効率は、燃焼温度の上昇にしたがって向上することが理解できる。このため、今までにないほどの高温に耐えられるタービン翼を可能にする技術的進歩が絶えず望まれている。このような進歩としては、高温に耐えられる新規の材料が挙げられる場合もあるが、翼構造と冷却能力が改善されるようなエアフォイル内部の構成もまたよく挙げられる。しかし、クーラントを使用するとエンジン効率が低下するので、クーラント使用量の増加に依存しすぎるような新規の構成では単に問題をすり替えるだけになる。結果として、エアフォイル内部構成および冷却効率を向上させるクーラント循環を提供できる新規のエアフォイルの設計が依然として必要とされている。

翼内冷却エアフォイルの設計をさらに複雑化する問題は、運転中エアフォイルの内部構造と外部構造との間に発生する温度差の問題である。すなわち、運転中エアフォイルの外壁は高温ガス路に晒されているが、たとえば翼内リブの多くは、その各側に画成された通路をクーラントが流れ得るので、典型的には外壁のほうがはるかに高い温度下にある。実際、一般的なエアフォイル構成には「四壁」構成が含まれ、この中では長い内部リブが腹側外壁と背側外壁に平行に延びている。四壁構成内に形成された壁近傍流路によって高冷却効率が得られ得ることが知られているが、外壁は内壁よりもかなり高いレベルで熱膨張する。この不均衡な伸長により、内部リブと外壁が連結する諸点において応力が発生し、翼の寿命を短縮し得る低サイクル疲労をもたらす。したがって、クーラントをより有効に用いながら、内部領域と外部領域との間の不均衡な熱膨張を原因とする応力を低下させるようなエアフォイル構造を開発することは、なおも技術界の重要な目的である。

米国特許出願公開第２０１１／０２３６２２１号明細書

したがって、本願は、前縁部と、後縁部と、外側寄り先端部と、中心寄り端部とを有し、該中心寄り端部のところでタービン翼をディスクに連結するように構成された根元部に接続している、エアフォイルを記載する。エアフォイルは、さらに、エアフォイル内で経路に沿ってクーラントを受け方向付けるための複数の細長い流路を含む冷却構成を含み得る。この冷却構成は、腹側壁近傍流路と背側壁近傍流路とを含む壁近傍流路に両側を挟まれている中央流路と、中央流路を腹側壁近傍流路の上流部分と流体連結している第１の口と、中央流路を背側壁近傍流路の上流部分と流体連結している第２の口と、前縁流路と、中央流路を前縁流路と流体連結しているインピンジ・コネクタとを含み得る。

本発明のこれらの特徴およびその他の特徴は、以下の好ましい実施形態の詳細な説明を図面および添付の特許請求の範囲とともに読むと、より明白になる。

本発明のこれらの特徴およびその他の特徴は、次の添付の図面とともに以下の本発明の例示的な実施形態の詳細な説明を注意深く読むと、より完全に理解を深めることができる。

本願の実施形態が使用され得る例示的なタービン・エンジンの概略図である。 図１の燃焼タービン・エンジンの圧縮機部分の断面図である。 図１の燃焼タービン・エンジンのタービン部分の断面図である。 本発明の実施形態が使用され得るタイプのタービン動翼の斜視図である。 従来の設計による内壁構成を有するタービン動翼の側断面図である。 図５のタービン動翼の横断面図である。

最初に、本発明を明白に説明するためには、ガスタービン内の関連の機械構成要素に言及し説明するときの特定の術語の選択が必要になる。その際に、可能であれば、一般的な業界術語を使用し、許容されている意味に沿って用いることにする。特に断りのない限り、そのような術語は、本願の文脈および添付の特許請求の範囲に沿って広義に解釈すべきである。当業者であれば、ある特定の構成要素がいくつかの異なるまたは重複する用語を用いてしばしば言及されることを理解する。本明細書中、単一の部品として記載され得るものであっても、別の文脈では複数の構成要素からなるものを含んで参照されることがある。あるいは、本明細書中、複数の構成要素を含むと記載され得るものであっても、別のところでは単一の部品として言及されることがある。したがって、本発明の範囲を理解する際には、本明細書内での術語や説明のみならず、その構成要素の構造、構成、機能、および／または用途にも注意を払うべきである。

さらに、本明細書でたびたび使用され得るいくつかの記述的用語があるので、この章の初めにこれらの用語について定義しておけば役立つはずである。これらの用語およびそれらの定義は、特に断りのない限り、以下のとおりである。本明細書では、「下流」および「上流」という用語は、タービン・エンジンを通る作動流体またはたとえば燃焼器を通る空気流もしくはタービンの構成要素システムのうちの１つを通るクーラントなどの流体の流れに対する相対的な方向を指す。「下流」という用語は流体が流れる方向に相当し、「上流」という用語はその流れとは逆の方向を意味する。特に限定しなければ、「前方」および「後方」という用語は方向を意味し、「前方」はエンジンの前端または圧縮機側の端部を指し、「後方」はエンジンの後端またはタービン側の端部を指している。中心軸線に対してさまざまな半径方向位置にある部品を説明する必要がしばしばある。「半径方向」という用語は、軸線に垂直な動きまたは位置を意味する。このような場合、第１の構成要素が第２の構成要素よりも軸線の近くにある場合、本明細書では、第１の構成要素は第２の構成要素よりも「半径方向内側」または「中心寄り」であるという。他方で、第１の構成要素が第２の構成要素よりも軸線から離れている場合、本明細書では、第１の構成要素は第２の構成要素よりも「半径方向外側」または「外側寄り」であると言うことができる。「軸方向」という用語は、軸線に平行な動きまたは位置を意味する。最後に、「周方向」という用語は、軸線を中心とした動きまたは位置を意味する。これらの用語はタービンの中心軸線に対し相対的に適用され得ることが理解できる。

次に図面を参照すると、背景として、図１から図４は、本願の実施形態が使用され得る例示的な燃焼タービン・エンジンを示す。当業者であれば、本発明はこのタイプの用途に限定されないことを理解する。上述したように、本発明は、発電や航空機で使用されるようなエンジンなどの燃焼タービン・エンジン、蒸気タービン・エンジン、および他のタイプのロータリー・エンジンで使用され得る。提供される例は、タービン・エンジンのタイプを限定する意図はない。

図１は、燃焼タービン・エンジン１０の概略図である。一般に、燃焼タービン・エンジンは、圧縮空気流中で燃料を燃焼させて生じる圧縮高温ガス流からのエネルギーを抽出することによって運転される。図１に示すように、燃焼タービン・エンジン１０は、軸流圧縮機１１と、この軸流圧縮機１１と共通のシャフトまたはロータによって機械的に連結された下流のタービン部分またはタービン１３と、圧縮機１１とタービン１３との間に配置された燃焼器１２とを備えて構成され得る。

図２は、図１の燃焼タービン・エンジンで使用され得る、例示的な複数段軸流圧縮機１１の図を示している。図示のように、圧縮機１１は複数の段を含み得る。各段は、１列の圧縮機動翼１４と、その後ろの１列の圧縮機静翼１５とを含み得る。したがって、第１の段には、中心シャフトの周りで回転する１列の圧縮機動翼１４と、その後ろの運転中も静止したままの１列の圧縮機静翼１５とが含まれ得る。

図３は、図１の燃焼タービン・エンジンで使用され得る、例示的なタービン部分またはタービン１３の部分図を示している。タービン１３は複数の段を含み得る。図では例示的に３つの段を示すが、タービン１３の段数はそれより少なくても多くてもよい。第１の段は、運転中シャフトの周りで回転する複数のタービン・バケットまたはタービン動翼１６と、運転中も静止したままの複数のノズルまたはタービン静翼１７とを含む。タービン静翼１７は一般には周方向に互いに離間され回転軸の周りに固定されている。タービン動翼１６はタービン・ホイール（図示せず）に取り付けられシャフト（図示せず）の周りで回転し得る。タービン１３の第２の段も示されている。第２の段も同様に、複数の周方向に離間されたタービン静翼１７と、その後ろの、やはりタービン・ホイールに取り付けられて回転する、複数の周方向に離間されたタービン動翼１６とを含む。第３の段も示されており、同様に、複数のタービン静翼１７と動翼１６とを含む。タービン静翼１７とタービン動翼１６はタービン１３の高温ガス路内にあることが理解できる。高温ガス路内を高温ガスが流れる方向を矢印で示す。当業者であれば理解しようが、タービン１３は図３に示すものよりも多くの、または場合によってはそれよりも少ない段数を有し得る。追加の段はそれぞれ１列のタービン静翼１７と、その後ろの１列のタービン動翼１６とを含み得る。

運転の一例では、軸流圧縮機１１内で圧縮機動翼１４が回転すると、空気流が圧縮され得る。圧縮された空気が燃焼器１２内で燃料と混合され点火されるとエネルギーが放出され得る。次に、そうして得られた高温ガス流（作動流体と呼ばれることがある）が燃焼器１２からタービン動翼１６上に送られ、作動流体の流れがタービン動翼１６をシャフトの周りで回転させる。それによって、作動流体の流れのエネルギーは、回転する翼の機械的エネルギーに変換され、また動翼とシャフトは連結しているので、回転するシャフトの機械的エネルギーに変換される。シャフトの機械的エネルギーは次いで圧縮機動翼１４の回転を駆動するのに使用され、その結果必要な供給量の圧縮空気が生成され、また、たとえば発電機が電気を生成できる。

図４は、本発明の実施形態が使用され得るタイプのタービン動翼１６の斜視図である。タービン動翼１６は根元部２１を含み、それによって動翼１６はロータ・ディスクに取り付けられている。根元部２１は、ロータ・ディスクの周囲で形成される対応するダブテール・スロット内に装着するように構成されているダブテールを含み得る。さらに、根元部２１は、ダブテールとプラットフォーム２４間に延在する脚部も含み得る。プラットフォーム２４は、エアフォイル２５と根元部２１との接合部に配置され、タービン１３を貫通する流路の中心寄り境界部分を画定している。エアフォイル２５は、作動流体の流れを遮断しロータ・ディスクを回転させる、動翼１６の動作的な構成要素であることが理解できる。この例では翼はタービン動翼１６だが、本発明はタービン静翼１７も含めタービン・エンジン１０内の他の種類の翼にも適用され得ることが理解できる。動翼１６のエアフォイル２５は、両側の前縁部２８と後縁部２９の間でそれぞれ軸方向に延在する、凹形の腹側外壁２６と、その周方向または横方向反対側の凸形の背側外壁２７とを含むことがわかる。側壁２６および２７はまた、プラットフォーム２４から半径方向に外側寄り先端部３１まで延在している。

図５および図６は、本発明による冷却構成を画成する内壁構造の例示的な実施形態を提供する。図示のように、冷却構成は、エアフォイル２５内でクーラントを受け方向付けるための複数の細長い流路を含み得る。冷却構成は、エアフォイル２５の前縁部２８付近に配置され得る。好ましい一実施形態では、本発明の冷却構成に含まれるいくつかの流路はエアフォイル２５の前半部分に配置されている。

一般には、図５および図６に示すように、本発明の冷却構成は、その両側を壁近傍流路４３，４４に挟まれた中央流路４０を含む。壁近傍流路には、腹側壁近傍流路４３と背側壁近傍流路４４とが含まれる。中央流路４０の前方に配置された前縁流路４２は、エアフォイル２５の前縁部２８に近接し平行に配置され得る。口４６が、中央流路４０を腹側壁近傍流路４３の下流部分と流体連結し得る。別の口４６が、中央流路４０を背側壁近傍流路４４の下流部分と流体連結し得る。最後に、インピンジ・コネクタ４８が中央流路４０を前縁流路４２と流体連結し得る。

本発明の冷却構成は、腹側外壁２６と背側外壁２７との間に、横方向に重なった３つの流路、すなわち、腹側外壁２６に隣接して配置された腹側壁近傍流路４３と、背側外壁２７に隣接して配置された背側壁近傍流路４４と、腹側壁近傍流路４３と背側壁近傍流路４４との間に配置された中央流路４０とを提供していることが理解できる。腹側壁近傍流路４３の下流部分と背側壁近傍流路４４の下流部分を口４６が連結するので、中央流路４０を通る流れはこの２つの壁近傍流路４３，４４からのクーラント流を合わせたものとなることが理解できる。

いくつかのインピンジ・コネクタ４８が中央流路４０を前縁流路４２と流体連結している。図示のように、前縁流路４２は、エアフォイル２５の前縁部２８に近接して配置されている。好ましい実施形態では、前縁流路４２は、エアフォイル２５の前縁部２８から間隔をおいて、半径方向外側に延在している。前縁流路４２の一方の端部はエアフォイル２５の中心寄り端部付近に配置されている。前縁流路４２のもう一方の端部はエアフォイル２５の外側寄り先端部付近に配置されている。インピンジ・コネクタ４８は、中央流路４０から前縁流路４２までクーラント通過させ、また、エアフォイル２５の前縁部２８を形成する壁の内表面にクーラント流を衝突させるように構成されている。エアフォイル２５の前縁部２８は相当なレベルのクーラントを必要とする領域なので、クーラント流をこのようにして衝突させるとその効率が向上することが理解できる。好ましい実施形態では、中央流路４０は、半径方向に前縁流路４２に沿って延在し得る。多くのインピンジ・コネクタ４８を前縁流路４２の中心寄り端部と外側寄り端部との間で半径方向に離間させて配置して、クーラント流を均等に加えることができる。

前縁流路４２は、いくつかの表面出口５２を含み得る。これらは排気クーラントがエアフォイル２５から追い出される出口を提供するように構成され得る。表面出口５２はまた、エアフォイル２５の目的の表面部位にフィルム冷却を施すことができる出口も提供することが理解できる。

好ましい一実施形態では、腹側壁近傍流路４３は、軸方向に重なる平行な第１の流路と第２の流路とを含む。図示のように、これらの流路４３はそれぞれエアフォイル２５の腹側外壁２６によって一つの側に画成され得る。腹側壁近傍流路４３は、エアフォイル２５の中心寄り端部付近に配置された第１の端部からエアフォイル２５の外側寄り端部付近に配置された第２の端部まで半径方向外向きに延びる第１の区分と、エアフォイル２５の外側寄り端部付近に配置された第１の端部からエアフォイル２５の中心寄り端部付近に配置された第２の端部まで半径方向内向きに延びる第２の区分と、エアフォイル２５の外側寄り端部付近で第１の区分の第２の端部を第２の区分の第１の端部と流体連結する交差通路４７とを含むスイッチバック回路を含むことができる。この構成のおかげで、腹側壁近傍流路４３の第１の区分と第２の区分は、これらの２つの通路を固定離間関係に維持するように構成され得る共通の仕切り壁をその間で共有している。

背側壁近傍流路４４も同様に形成することができる。すなわち、背側壁近傍流路４４は、軸方向に重なる平行な第１の流路と第２の流路とを含み得る。図示のように、これらの流路４４はそれぞれエアフォイル２５の背側外壁２７によって一つの側に画成されている。背側壁近傍流路４４は、エアフォイル２５の中心寄り端部付近に配置された第１の端部からエアフォイル２５の外側寄り端部付近に配置された第２の端部まで半径方向外向きに延びる第１の区分と、エアフォイル２５の外側寄り端部付近に配置された第１の端部からエアフォイル２５の中心寄り端部付近に配置された第２の端部まで半径方向内向きに延びる第２の区分と、エアフォイル２５の外側寄り端部付近で第１の区分の第２の端部を第２の区分の第１の端部と流体連結する交差通路４７とを含むスイッチバック回路を含むことができる。この構成では、腹側壁近傍流路４４の第１の区分と第２の区分は、これらの２つの通路を固定の離間関係に維持するように構成され得る共通の仕切り壁をその間で共有している。

このタイプの構成の冷却通路は、典型的には、互いに連結するリブ様の構造部材（以後「リブ」とする）を備えて形成されることが理解できる。そのようなリブ６０は、その方向と長さによって二種類に分類できる。第１の種類の反り線リブ６２は、典型的にはエアフォイル２５の反り線に平行または略平行に延びる長いリブである。（エアフォイル２５の反り線とは、前縁部２８から後縁部２９まで延びる、腹側外壁２６と背側外壁２７との中間点を連結する基準線である。）第２の種類のリブは、本明細書では、横断リブ６６と呼ばれる。横断リブ６６は、短いほうのリブであり、図では外壁２６，２７と反り線リブ６２とを連結している。腹側壁近傍流路４３の第１の区分と第２の区分との間の仕切り壁は、腹側外壁２６を反り線リブ６２と連結する横断リブ６６であり得る。同様に、背側壁近傍流路４４の第１の区分と第２の区分との間の仕切り壁は、背側外壁２７を反り線リブ６２と連結する横断リブ６６であり得る。上述したように、中央流路４０、腹側壁近傍流路４３、背側壁近傍流路４４、および前縁流路４２は、エアフォイル２５の前半部分内に配置されている。エアフォイルの前半部分は、エアフォイルの反り線を基準として画成され得る。すなわち、本発明の実施形態によると、エアフォイルの前半部分は、前縁部２８とエアフォイル反り線の中間点との間の領域であると定義され得る。

腹側壁近傍流路４３の上流端部（すなわち、第１の区分の中心寄り端部）は、タービン翼１６の根元部２１を貫通して形成されたクーラント供給フィード４５と連結され得る。背側壁近傍流路４４の上流端部（すなわち、第１の区分の中心寄り端部）もまた、クーラント供給フィード４５と連結され得る。上述したように、腹側壁近傍流路４３および背側壁近傍流路４４の各第１の区分は供給フィード４５との連結部から外向きの半径方向に延び、エアフォイル２５の外側先端部３１付近に形成された交差通路４７のうちの１つとそれぞれ連結することができる。交差通路４７は、２つの壁近傍流路４３，４４の、それぞれ２つの区分を流体連結することが理解できる。次いで、交差通路４７から、腹側壁近傍流路４３および背側壁近傍流路４４の各第２の区分が、エアフォイル２５の中心寄り端部に配置された口４６に向けて内向きの半径方向に延び得る。このように形成されているので、腹側壁近傍流路４３と背側壁近傍流路４４は、軸方向に重なる２パス蛇行回路を提供し、各２パス蛇行回路はエアフォイル２５の外側寄り先端部３１付近で１８０度で折り返していることが理解できる。

一代替実施形態では、エアフォイル２５の先端部３１付近に先端流路（図示せず）が含まれ得る。先端流路は、腹側壁近傍流路４３と背側壁近傍流路４４のどちらの交差通路４７とも連結し供給を受けることができる。好ましい一実施形態では、先端流路は、エアフォイル２５の先端部３１に平行に、翼の後方部分に向けて延在し、曲がりくねったまたは正弦曲線状の構成を有し得る。

運転においては、本発明の好ましい一実施形態によると、本明細書に記載の冷却回路は、新しい供給クーラントを供給フィードから導入し根元部からエアフォイル２５の腹側２６と背側２７に配置され得る前縁部壁近傍流路４３，４４の上流端部に送るように機能し得る。これらの壁近傍流路４３，４４はそれぞれ蛇行形態を有し得、この蛇行形態は、まず新しいクーラントをエアフォイル２５の長さに沿って延びる外側寄り区分を通って方向付ける。次いでクーラントはおよそ１８０度で折り返し、次にこのクーラントをエアフォイル２５の中心寄り端部に送り返す中心寄り区分によって方向付けられ得る。この壁近傍流路の下流端部には、２つの流れを中央流路４０内で合わせる口４６が配置され得る。中央流路４０は、いくつかの半径方向に離間したインピンジ・コネクタ４８がそれによってクーラントを供給されるプレナムとして作用する。インピンジ・コネクタ４８は、中央流路４０から前縁流路４２にクーラントを流体送達し得る。インピンジ・コネクタ４８は、エアフォイル２５の前縁部を形成している壁にクーラントの衝突流を送達するように構成されている。クーラントは前縁流路４２から表面出口５２を通って追い出され得るが、この出口はエアフォイル２５の目的の表面部位にフィルム冷却を施すように配置され得る。

このように構成されているので、本発明の冷却構成は、エアフォイル２５の前縁部２８付近に形成された蛇行壁近傍流路４３，４４に比較的新鮮なクーラントの供給を導入できることが理解できる。クーラントをまずは外壁２６，２７に沿って循環させて、各流れが熱を吸収した後これらの流れを中央流路４０の下流の場所で合わせることにより、本発明では、エアフォイル２５の内部構造と外壁との間に典型的に生じる温度差を減ずる。このため、有利なことに、高温度差を原因とする不均衡な熱膨張のせいで典型的に生じる応力が軽減される。さらに、本発明はクーラントの「予熱」を可能にするので、前縁部に新しいクーラントを直接供給する場合よりも全体的な冷却流の必要性が少なくて済む。これらの利点は、本発明の冷却回路は比較的簡単なものではあるが、得られるものである。本発明の簡易化した回路により、もっと蛇行し曲がりくねった経路を有する回路に付随する圧力損失やバックフローの問題が最小限化されることが理解できる。さらに、本発明は、簡便に調節可能な構成を提供することが理解できる。具体的には、腹側と背側の壁近傍流路４３，４４は別個のものなので、この構成ではエアフォイル２５のそれぞれの側に方向付けられるクーラント量を簡便に調節できる。このことは、エアフォイル２５の前方部分は腹側外壁２６から背側外壁２７までで大きく異なる熱負荷要件を有するため、有利である。したがって、各側で対流伝熱を局所的に調節することによって、流れを大幅に節約することができる。

当業者であれば理解しようが、いくつかの例示的な実施形態との関連で上述した多くの可変的な特徴および構成は、本発明のその他の可能な実施形態を構成するのにさらに選択的に適用することができる。説明を簡潔にするために、また、当業者の能力を考慮して、考えられるすべての繰り返し的な説明をしたわけではなく、また詳細に述べたわけではないが、以下の請求項のうちのいくつかまたはそれ以外に包括されるあらゆる組み合わせおよび可能な実施形態は、本願の一部であるものとする。加えて、当業者らは、上述した本発明のいくつかの例示的な実施形態から、改良、変形、変更を読み取るであろう。当技術分野内のそのような改良、変形および変更もまた、添付の特許請求の範囲内とする。さらに、以上の説明は記載した本願の実施形態のみに関するものであり、以下の特許請求の範囲によって定義される本願の精神と範囲およびその等価物から逸脱することなく多くの変形および変更がここでなされ得ることは、明らかである。

１０ 燃焼タービン・エンジン
１１ 圧縮機
１２ 燃焼器
１３ タービン
１４ 圧縮機動翼
１５ 圧縮機静翼
１６ タービン動翼
１７ タービン静翼
２１ 根元部
２４ プラットフォーム
２５ エアフォイル
２６ 腹側外壁
２７ 背側外壁
２８ 前縁部
２９ 後縁部
３１ 外側寄り先端部
４０ 流路
４１ 中央流路
４２ 前縁流路
４３ 腹側壁近傍流路
４４ 背側壁近傍流路
４５ 供給フィード
４６ 口
４７ 交差通路
４８ インピンジ・コネクタ
４９ 表面出口
６０ リブ
６２ 反り線リブ
６３ 腹側反り線リブ
６４ 背側反り線リブ
６６ 横断リブ
６７ 腹側横断リブ
６８ 背側横断リブ
６９ 中央横断リブ
７２ 小幅輪郭
７３ 反り線リブ区分
７４ ネック
７５ 区分端部
７７ ネック厚（距離）
７８ 端部厚（距離）
８０ 外壁
８２ インピンジ構造体
８３ 矢印（高温ガス）
８４ 被加熱表面
８５ 目的表面
８６ インピンジ・キャビティ
８７ インピンジ開口
８８ クーラント・キャビティ
８９ 矢印（クーラント供給）
９０ 矢印（クーラント噴流）
９１ 矢印（排気クーラント）
９２ 隆起部分
９３ くぼみ部分
９４ 凹チャネル

Claims (20)

1. タービン翼であって、
   前縁部（２８）と、後縁部（２９）と、外側寄り先端部（３１）と、中心寄り端部とを有し、前記中心寄り端部のところで前記タービン翼をディスクに連結するように構成された根元部（２１）に接続しているエアフォイル（２５）を含み、
   前記エアフォイル（２５）は、さらに、前記エアフォイル（２５）の内部で経路に沿ってクーラントを受け方向付けるための複数の細長い流路を含む冷却構成であって、
   腹側壁近傍流路（４３）と背側壁近傍流路（４４）とを含む壁近傍流路に両側を挟まれた中央流路（４０）と、
   前記中央流路（４０）を前記腹側壁近傍流路（４３）の上流部分と流体連結する第１の口（４６）と、
   前記中央流路（４０）を前記背側壁近傍流路（４４）の上流部分と流体連結する第２の口（４６）と、
   前縁流路（４２）と、
   前記中央流路（４０）を前記前縁流路（４２）と流体連結するインピンジ・コネクタ（４８）とを含む冷却構成を含む、タービン翼。
2. 前記前縁流路（４２）は、前記エアフォイル（２５）の前記前縁部（２８）に近接して配置され、前記前縁流路（４２）は、前記エアフォイル（２５）の前記中心寄り端部付近に配置された第１の端部から、前記エアフォイル（２５）の前記外側寄り先端部（３１）付近に配置された第２の端部まで、前記エアフォイル（２５）の前記前縁部（２８）から間隔をおいて半径方向外向きに延在している、請求項１に記載のタービン翼。
3. 前記インピンジ・コネクタ（４８）は、前記中央流路（４０）から前記前縁流路（４２）にクーラントを通過させ、前記前縁部（２８）を形成している壁の内表面に衝突させる、請求項２に記載のタービン翼。
4. 前記前縁流路（４２）は、前記クーラントが前記タービン翼から排気される表面出口を含む、請求項３に記載のタービン翼。
5. 前記複数のインピンジ・コネクタ（４８）は、前記前縁流路（４２）の前記第１の端部と前記第２の端部との間で半径方向に離間されている、請求項３に記載のタービン翼。
6. 前記腹側壁近傍流路（４３）は、軸方向に重なり平行な第１および第２の流路を含み、前記第１および第２の流路はそれぞれ、前記エアフォイル（２５）の前記腹側外壁によって画成された内壁を有する、請求項２に記載のタービン翼。
7. 前記背側壁近傍流路（４４）は、軸方向に重なり平行な第１および第２の流路を含み、前記第１および第２の流路はそれぞれ、前記エアフォイル（２５）の前記背側外壁によって画成された内壁を有する、請求項６に記載のタービン翼。
8. 前記腹側壁近傍流路（４３）は、前記エアフォイル（２５）の前記中心寄り端部付近に配置された第１の端部から前記エアフォイル（２５）の前記外側寄り端部付近に配置された第２の端部まで半径方向外向きに延びる第１の区分と、前記エアフォイル（２５）の前記外側寄り端部付近に配置された第１の端部から前記エアフォイル（２５）の前記中心寄り端部付近に配置された第２の端部まで半径方向内向きに延びる第２の区分と、前記エアフォイル（２５）の前記外側寄り端部付近で前記第１の区分の前記第２の端部を前記第２の区分の前記第１の端部と流体連結する交差通路（４７）とを含む、スイッチバック回路を含む、請求項１に記載のタービン翼。
9. 前記背側壁近傍流路（４４）は、前記エアフォイル（２５）の前記中心寄り端部付近に配置された第１の端部から前記エアフォイル（２５）の前記外側寄り端部付近に配置された第２の端部まで半径方向外向きに延びる第１の区分と、前記エアフォイル（２５）の前記外側寄り端部付近に配置された第１の端部から前記エアフォイル（２５）の前記中心寄り端部付近に配置された第２の端部まで半径方向内向きに延びる第２の区分と、前記エアフォイル（２５）の前記外側寄り端部付近で前記第１の区分の前記第２の端部を前記第２の区分の前記第１の端部と流体連結する交差通路（４７）とを含む、スイッチバック回路を含む、請求項８に記載のタービン翼。
10. 前記腹側壁近傍流路（４３）の前記第１および第２の区分は、これらの区分を固定離間関係に維持するように構成されている共通の仕切り壁をその間で共有し、
    前記背側壁近傍流路（４４）の前記第１および第２の区分は、これらの区分を固定離間関係に維持するように構成されている共通の仕切り壁をその間で共有し、
    さらに、前記交差通路（４７）のうちの少なくとも１つと連結する正弦曲線状の先端流路を含む、請求項９に記載のタービン翼。
11. 前記腹側壁近傍流路（４３）の前記第１および第２の区分は、前記腹側外壁を反り線リブ（６２）と連結する横断リブ（６６）によって仕切られ、
    前記背側壁近傍流路（４４）の前記第１および第２の区分は、前記背側外壁を反り線リブ（６２）と連結する横断リブ（６６）によって仕切られている、請求項９に記載のタービン翼。
12. 前記第１の口（４６）は、前記腹側壁近傍流路（４３）の前記第２の区分の前記第２の端部付近に配置され、前記第２の口（４６）は、前記腹側壁近傍流路（４３）の前記第２の区分の前記第２の端部付近に配置されている、請求項９に記載のタービン翼。
13. 前記腹側壁近傍流路（４３）の前記第１の区分の前記第１の端部は、前記タービン翼の前記根元部（２１）を貫通して形成されたクーラント供給路との接続部を含み、
    前記背側壁近傍流路（４４）の前記第１の区分の前記第１の端部は、前記タービン翼の前記根元部（２１）を貫通して形成されたクーラント供給路との接続部を含む、請求項９に記載のタービン翼。
14. 前記タービン翼はタービン動翼を含み、前記冷却構成は前記エアフォイル（２５）の前記前縁部（２８）付近の位置を含む、請求項１に記載のタービン翼。
15. 前記中央流路（４０）、前記腹側壁近傍流路（４３）、前記背側壁近傍流路（４４）、および前記前縁流路（４２）は、前記エアフォイル（２５）の前記前縁部（２８）と前記エアフォイル（２５）の反り線の中間点との間に配置されている、請求項１に記載のタービン翼。
16. タービン翼であって、前縁部（２８）と後縁部（２９）に沿って連結している凹形腹側外壁と凸形背側外壁とによって画成され、前記外壁の間にクーラント流を受けるための半径方向に延在するチャンバを形成しているエアフォイル（２５）を含み、
    前記チャンバは、
    前記腹側外壁と前記背側外壁との間に配置された横方向に重なる３つの流路、すなわち、前記腹側外壁に隣接して配置された腹側壁近傍流路（４３）、前記背側外壁に隣接して配置された背側壁近傍流路（４４）、および前記腹側壁近傍流路（４３）と前記背側壁近傍流路（４４）との間に配置された中央プレナムと、
    前記エアフォイル（２５）の前記前縁部（２８）に近接して平行に配置された前縁流路（４２）とを有する冷却構成を含み、ここで
    口（４６）が、前記中央流路（４０）を前記腹側壁近傍流路（４３）の下流部分および前記背側壁近傍流路（４４）の下流部分と流体連結し、
    インピンジ・コネクタ（４８）が、前記中央流路（４０）を前記前縁流路（４２）と流体連結している、タービン翼。
17. 前記腹側壁近傍流路（４３）は、軸方向に重なる２パス蛇行回路を含み、各パスは前記腹側外壁と接触する内壁を含み、
    前記背側壁近傍流路（４４）は、軸方向に重なる２パス蛇行回路を含み、各パスは前記背側外壁と接触する内壁を含む、請求項１６に記載のタービン翼。
18. 前記腹側壁近傍流路（４３）の前記２パス蛇行回路は、前記エアフォイル（２５）の外側寄り先端部（３１）付近での１８０度の折り返しを含み、
    前記背側壁近傍流路（４４）の前記２パス蛇行回路は、前記エアフォイル（２５）の前記外側寄り先端部（３１）付近での１８０度の折り返しを含む、請求項１７に記載のタービン翼。
19. 前記腹側壁近傍流路（４３）の前記２パス蛇行回路の上流端部と下流部分はそれぞれ、前記エアフォイル（２５）の中心寄り端部付近の位置を含み、
    前記背側壁近傍流路（４４）の前記２パス蛇行回路の上流端部と下流部分はそれぞれ、前記エアフォイル（２５）の前記中心寄り端部付近の位置を含む、請求項１８に記載のタービン翼。
20. さらに、前記前縁流路（４２）内に、前記クーラントを前記エアフォイル（２５）の外表面上に排気するための複数の排気オリフィスを含み、
    前記インピンジ・コネクタ（４８）は、クーラントが前記中央流路（４０）から前記前縁流路（４２）に流れて前記前縁部（２８）を形成している壁の内表面に衝突できるようにされている、請求項１６に記載のタービン翼。