JP2017082771A - タービンブレード - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービンエンジンのタービン翼形部の冷却システムを提供する。【解決手段】ガスタービンエンジン用の翼形部７８は、後縁１０４にスロット開口部１６４が設けられた外側表面と、翼形部７８内に位置し、冷却空気入口通路９２に流体結合されて根元部８２から先端８０に向かって延びてスロット開口部１６４に流体結合された後方湾曲部１６２で終端する冷却通路を備える冷却回路１１８と、湾曲部１６２の下流かつスロット開口部１６４の上流で冷却通路内に位置した翼形部要素１６６であって、翼形部要素１６６の上流部分１７０に沿った冷却通路に加速区間を形成し、翼形部要素１６６の下流部分１７２に沿った冷却通路に減速区間を形成する翼形部要素１６６とを備える。【選択図】図５

Description

本発明は、タービンブレードに関する。

タービンエンジン、特にガスまたは燃焼タービンエンジンは、エンジンを通って複数の回転するタービンブレード上を通過する燃焼ガスの流れからエネルギーを抽出する回転エンジンである。ガスタービンエンジンは、陸上および海上の移動ならびに発電用に使用されているが、最も一般的には、ヘリコプターを含む航空機などの航空用途で使用されている。航空機において、ガスタービンエンジンは、航空機の推進用に使用される。地上用途では、タービンエンジンは、発電用に使用されることが多い。

航空機用のガスタービンエンジンは、エンジン効率を最大にするために高温で動作するよう設計されているので、高圧タービンおよび低圧タービンなどの特定のエンジン構成要素の冷却が必要となる場合がある。通常、冷却は、高圧および／または低圧圧縮機からの低温の空気を冷却が必要となるエンジン構成要素にダクト供給することによって達成される。高圧タービン内の温度は約１０００〜２０００℃であり、圧縮機からの冷却空気は、約５００〜７００℃である。圧縮機空気は高温であるが、タービン空気に対しては低温であり、タービンを冷却するのに使用することができる。

現代のタービンブレードは、一般に、ブレードを介して冷却空気を送りブレードの種々の部分を冷却する１つ以上の内部冷却回路を含み、ブレードの前縁、後縁、および先端などのブレードの種々の部分を冷却する専用の冷却回路を含むことができる。

国際公開第２０１４／０３１２７５号

ガスタービンエンジン用の翼形部。翼形部は、前縁と後縁との間を軸方向に延び、根元部と先端との間を径方向に延びる正圧側および負圧側を画定する外側表面を有し、後縁は、スロット開口部を有する。翼形部は、翼形部内に位置し、冷却空気入口通路に流体結合されて根元部から先端に向かって延びてスロット開口部に流体結合された後方湾曲部で終端する冷却通路を備える冷却回路を備える。翼形部は、湾曲部の下流かつスロット開口部の上流で冷却通路内に位置した翼形部要素であって、翼形部要素の上流部分に沿った通路に加速区間を形成し、翼形部要素の下流部分に沿った通路に減速区間を形成する翼形部要素をさらに備える。

タービンロータディスクを有するガスタービンエンジン用のブレード。ブレードは、少なくとも１つの冷却空気入口通路を有し、タービンロータディスクに取り付けられるように構成されたダブテールと、ダブテールから径方向に延びる翼形部であって、前縁と後縁との間を軸方向に延び、根元部と先端との間を径方向に延びる正圧側および負圧側を画定する外側表面を有し、根元部は、ダブテールに隣接し、後縁は、スロット開口部を有する翼形部とを備える。ブレードは、翼形部内に位置し、冷却空気入口通路に流体結合されて根元部と先端との間を互いに延びる複数の通路を有する冷却通路を備える冷却回路を備え、複数の通路は、前後に蛇行配置している。複数の通路の最後部は、スロット開口部に流体結合された後方湾曲部で終端し、冷却通路は、チョークを画定するために最小断面領域によって分離される加速区間を画定する合流部分および減速区間を画定する分岐部分によって形成された出口ノズルを有し、分岐部分は、スロット開口部に隣接して位置する。ブレードは、ノズル内に位置して正圧側と負圧側との間に延びる翼形部要素を備える。

前縁と後縁との間を翼弦方向に延び、根元部と先端との間を翼幅方向に延びる正圧側および負圧側を備えるガスタービンエンジン用のブレード。後縁冷却回路は、後縁近傍の翼形部内に位置し、後縁スロット開口部に流体結合された後方湾曲部で終端する。翼形部要素は、湾曲部の下流かつスロット開口部の上流で冷却回路内に位置し、翼形部要素の上流部分に沿った冷却回路に加速区間を形成し、翼形部要素の下流部分に沿った冷却回路に減速区間を形成する。

図面の説明は以下の通りである。

航空機用のガスタービンエンジンの概略断面図である。 冷却空気入口通路を有する図１のエンジンのタービンブレードの形態のエンジン構成要素の斜視図である。 図２の翼形部の断面図である。 後縁冷却回路を画定する複数の内部通路を示す、図３の翼形部の断面図である。 図３の翼形部の翼幅方向の断面図である。 図４の翼形部の後縁回路の排気通路の翼幅方向の断面を示す、図５の拡大図である。

説明される本発明の実施形態は、タービンブレードを対象とし、特に、タービンブレードの冷却を対象とする。説明のために、本発明は、航空機ガスタービンエンジン用のタービンブレードに関連して説明される。しかしながら、本発明はそれに限定されるものではなく、一般に、他の移動体用途または移動体以外の工業、商業、および住宅用途といった航空機以外の用途にも適用できることを理解されたい。また、ブレード以外に固定ベーンなどのタービンエンジンの翼形部にも適用することができる。

本明細書に記載される用語「翼幅方向」は、一般に翼形部の根元部と先端との間に延びる方向として理解されるべきであることを理解されたい。さらに、本明細書に記載される用語「翼弦方向」は、一般に翼形部の前縁と後縁との間に円弧状に延びる方向として理解されるべきであることを理解されたい。

図１は、航空機用のガスタービンエンジン１０の概略断面図である。エンジン１０は、略長手方向に延びる軸または前方１４から後方１６に延びる中心線１２を有する。エンジン１０は、下流側直列流れ連通で、ファン２０を含むファンセクション１８と、ブースタまたは低圧（ＬＰ）圧縮機２４ならびに高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２と、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８と、ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２と、排気セクション３８とを含む。

ファンセクション１８は、ファン２０を囲むファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２の周りで径方向に配置されたファンブレード４２の形態の複数の翼形部を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、およびＨＰタービン３４は、燃焼ガスを発生するエンジン１０のコア４４を形成する。コア４４は、ファンケーシング４０に結合することができるコアケーシング４６によって囲まれている。

エンジン１０の中心線１２の周りで同軸に配置されたＨＰシャフトまたはスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動結合する。大径環状ＨＰスプール４８内でエンジン１０の中心線１２の周りで同軸に配置されたＬＰシャフトまたはスプール５０は、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４およびファン２０に駆動結合する。

ＬＰ圧縮機２４およびＨＰ圧縮機２６は、それぞれ複数の圧縮機段５２，５４を含み、この中で圧縮機ブレード５６，５８の形態の翼形部のセットは、対応する圧縮機ベーン６０，６２（ノズルとも呼ばれる）の形態の静止翼形部のセットに対して回転して、段を通過する流体流を圧縮または加圧する。単一の圧縮機段５２，５４において、複数の圧縮機ブレード５６，５８は、輪状に設けることができ、ブレードプラットフォームからブレード先端まで中心線１２に対して径方向外側に延びることができるが、対応する静止圧縮機ベーン６０，６２は、回転するブレード５６，５８の下流でこれに隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、および圧縮機段の数は、例示目的で選択されており、他の数も可能であることに留意されたい。

ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６は、それぞれ複数のタービン段６４，６６を含み、この中でタービンブレード６８，７０の形態の翼形部のセットは、対応するタービンベーン７２，７４（ノズルとも呼ばれる）の形態の静止翼形部のセットに対して回転して、段を通過する流体流からエネルギーを抽出する。単一のタービン段６４，６６において、複数のタービンブレード６８，７０は、輪状に設けることができ、ブレードプラットフォームからブレード先端まで中心線１２に対して径方向外側に延びることができるが、対応する静止タービンベーン７２，７４は、回転するブレード６８，７０の上流でこれに隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、およびタービン段の数は、例示目的で選択されており、他の数も可能であることに留意されたい。

動作時、回転するファン２０は、周囲空気をＬＰ圧縮機２４に供給し、次に、ＬＰ圧縮機２４は加圧された周囲空気をＨＰ圧縮機２６に供給し、ＨＰ圧縮機２６は周囲空気をさらに加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧空気は、燃焼器３０内で燃料と混合して着火され、それによって燃焼ガスを発生する。一部の仕事はこれらのガスからＨＰタービン３４によって抽出され、ＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスはＬＰタービン３６内に放出され、さらなる仕事を抽出してＬＰ圧縮機２４を駆動し、排気ガスは、最終的に排気セクション３８を通ってエンジン１０から放出される。ＬＰタービン３６を駆動することでＬＰスプール５０が駆動され、ファン２０およびＬＰ圧縮機２４を回転する。

ファン２０によって供給される周囲空気の一部は、エンジンコア４４を迂回して、エンジン１０の各部分、特に高温部分を冷却するために使用され、かつ／または航空機の他の特徴要素を冷却するためにまたは作動させるために使用される。タービンエンジンとの関連において、通常、エンジンの高温部分は、燃焼器３０、特にタービンセクション３２の下流であり、ＨＰタービン３４は、燃焼セクション２８の直下流にあるので最も温度の高い部分である。他の冷却流体の供給源は、限定されるものではないが、ＬＰ圧縮機２４またはＨＰ圧縮機２６から放出される流体である。

図２は、図１からのエンジン１０の１つのタービンブレード６８の形態のエンジン構成要素の斜視図である。タービンブレード６８は、ダブテール７６と、翼形部７８とを含む。翼形部７８は、ダブテール７６に隣接する根元部８２と、根元部８２の反対側の先端８０とを備える。ダブテール７６は、根元部８２で翼形部７８と一体型のプラットフォーム８４をさらに含み、これは径方向にタービン空気流を含むのに役立つ。ダブテール７６は、エンジン１０でタービンロータディスクに取り付けられるように構成することができる。ダブテール７６は、第１の入口通路８８、第２の入口通路９０、および第３の入口通路９２として例示的に示される少なくとも１つの入口通路を備え、各々は、ダブテール７６を通って延びて通路出口９４で翼形部７８と内部流体連通を行う。ダブテール７６は、入口通路８８，９０，９２がダブテール７６の本体内に収容されるので断面で示されていることを理解されたい。

図３を参照すると、翼形部７８は、断面で示すように、凹状の正圧側壁９８と、凸状の負圧側壁１００とを有し、これらは共に接合して前縁１０２および後縁１０４を有する翼形部形状を画定する。ブレード６８は、正圧側壁９８が負圧側壁１００に追従する方向に回転する。したがって、図３に示すように、翼形部７８は、ページの上部に向かって上方に回転する。

翼形部７８は、複数の内部通路を備え、これらはブレード６８の特定の部分を冷却するための１つ以上の専用の冷却回路を形成するように配置することができる。通路および対応する冷却回路が、翼形部７８の翼弦方向の断面図である図４に示されている。示されている翼形部７８内の各個別の通路のそれぞれの形状は、各々が冷却回路を形成する１つ以上の通路の要素を示す例示的なものであり、翼形部７８を示されている形状、寸法、または位置に限定するものではないことを理解されたい。

冷却回路は、翼形部７８内に径方向に延びる１つ以上の通路によって画定することができる。通路は、１つ以上のフィルム孔を備えることができ、これは特定の通路と翼形部７８の外側表面との間の流体連通を行い、翼形部７８の外側表面に沿って冷却流体のフィルムを提供することができることを理解されたい。

後縁冷却回路１１４を備える冷却回路は、翼形部７８の後縁１０４に隣接して配置することができる。後縁冷却回路１１４は、第１の冷却回路１１６と、第２の冷却回路１１８とを備えることができ、これらは共通して第３の入口通路９２のようなダブテール７６の入口からの冷却流体の流れを供給される。第１の冷却回路１１６は、エンジン１０内の気流の方向に対して翼弦方向で第２の冷却回路１１８の前方に配置される。

流体結合した通路である３つの通路を備えている第１の冷却回路１１６は、入口通路９２と流体連通する最前部の供給通路１２０を備える。供給通路１２０は、中央通路１２２に隣接してこれと流体連通する。中央通路１２２は、中央通路１２２に隣接しており供給通路１２０の反対側である最後部の排気通路１２４と流体連通する。排気通路１２４は、１つ以上のフィルム孔を備え、正圧側壁９８の外側表面のような翼形部７８の外側表面に冷却流体の流れをもたらすことができる。

第２の冷却回路１１８は、第１の冷却回路１１６の排気通路１２４に隣接する供給通路１２６を備える。供給通路１２６は、複数の開口部１２８を介して供給通路１２６に隣接する後縁通路１３０と流体連通する。複数のフィルム孔は、翼形部７８の外側表面から内部通路に延び、翼形部７８の外側表面に冷却流体のフィルムを提供することができる。加えて、後縁通路１３０は、後縁通路１３０の翼幅方向長さに沿って配置されたピンバンク１３２（図５）を集合的に形成する複数のピンを備えることができる。後縁通路１３０は、複数のスロット１３４を介して後縁１０４で翼形部７８の外側表面に流体結合することができる。

さらに、翼形部７８の残りの内部９６は、翼形部７８内に１つ以上の追加の冷却回路を含むことができる冷却通路１５０、ピンまたはピンバンク１５２、近壁冷却またはメッシュ通路１５４、およびフィルム孔を１つ以上備えることができる。追加の冷却回路のレイアウト、形状、および配向は例示的なものであり、限定するものとして理解するべきではない。

ここで図５を参照すると、翼形部の翼幅方向の断面図が、後縁冷却回路１１４の配向を最もわかりやすく示している。ダブテール７６内に配置された第３の入口通路９２は、前方入口通路９２ａおよび後方入口通路９２ｂにさらに分かれ、第１の冷却回路１１６および第２の冷却回路１１８にそれぞれ冷却流体を供給することができる。第１の冷却回路１１６内の通路は、流路内の乱流を増加させる複数のタービュレータ１６０をさらに備えることができる。前方入口通路９２ａは、冷却流体を供給通路１２０に供給し、これは根元部から先端方向に移動する。供給通路１２０は、冷却流体を中央通路１２２に供給し、これは先端から根元部方向に移動する。中央通路１２２は、冷却流体を排気通路１２４に供給し、これは根元部から先端方向に移動する。このように、供給通路１２０、中央通路１２２、および排気通路１２４は、実質的に蛇行状の流路を画定することができる。排気通路１２４内の冷却流体は、複数のフィルム孔（図示せず）を介して排出することができ、または出口チャネル１５８を介して先端冷却通路１５６に供給することができる。

第２の冷却回路１１８は、後方入口通路９２ｂから供給された冷却流体を供給通路１２６に供給することができる。供給通路１２６は、供給通路１２６内の乱流冷却流体流を生成する複数のタービュレータ１６０をさらに備えることができる。供給通路１２６は、後方湾曲部１６２をさらに備え、供給通路１２６によって画定された冷却流路を先端８０方向から後縁１０４方向に湾曲させる。後方湾曲部１６２は、その中に配置された１つ以上のタービュレータ１６０を備えることができる。後方湾曲部１６２の下流では、供給通路１２６がスロット開口部１６４と流体連通する。スロット開口部１６４は、後縁１０４が先端８０と接触するフラグ先端１６８に隣接する。翼形部要素１６６は、後方湾曲部１６２の下流であり、スロット開口部１６４の上流である供給通路１２６内に配置され、翼形部７８の正圧側壁９８と負圧側壁１００との間に延びる。翼形部要素１６６は、翼形部の断面と同様の形状を画定することができる。このように、翼形部要素１６６は、供給通路１２６内の冷却流体の流路に対して上流部分１７０と、下流部分１７２とを備えることができる。翼形部要素１６６の上流部分１７０は、翼形部要素１６６の下流部分１７２に対して大きくなる翼幅方向の断面領域を備える。翼形部要素１６６の形状は実質的に直線状として示されている一方で翼形部の翼弦の周りでは実質的に対称であり、翼形部要素１６６の後端に先端または根元部方向に傾斜した円弧形状をさらに備えることができ、翼弦に対して非対称とすることができる。

後方湾曲部１６２の上流の供給通路１２６は、それらの間に配置された複数の開口部１２８を介して後縁通路１３０に冷却流体の流れを供給することができる。後縁通路１３０は、例示的なピンバンクとして示されている複数のピン１３２をさらに備える。後縁通路１３０は、後縁通路１３０と後縁１０４との間に配置されたスロット１３４を介して冷却流体の流れを排出する。開口部１２８、ピン１３２、およびスロット１３４の数は、第２の冷却回路１１８の概念的な概要を示す例示的なものであり、限定するものとして解釈するべきではないことを理解されたい。

図６を参照すると、スロット開口部１６４および翼形部要素１６６の拡大図が、第２の冷却回路１１８の供給通路１２６の排気セクションを備えている要素を最もわかりやすく示している。図６に関連して説明した断面領域は、翼幅方向２０４で示すように要素の断面距離として画定される。供給通路１２６は、後方湾曲部１６２とスロット開口部１６４との間に配置された排気通路１８０をさらに備え、翼形部要素１６６がその中に配置される。排気通路１８０は、加速区間１７４と減速区間１７６を画定する形状を備えることができる。出口ノズル１８２は、翼形部要素１６６の上流部分１７０に沿った排気通路１８０内の加速区間１７４を少なくとも部分的に画定することができる。出口ノズル１８２は、排気通路１８０の合流部分１８４によって画定することができ、これにより排気通路１８０の断面が翼幅方向領域に減少するようになっている。排気通路１８０の翼幅方向領域は、排気通路が後縁１０４方向に向かうにつれて減少するので、出口ノズル１８２は、最小の翼幅方向の断面領域に配置されてチョーク１８６を画定する。排気通路１８０は、チョーク１８６内で翼形部要素１６６の最大の翼幅方向の断面領域を配向させるようにして配置された翼形部要素１６６をさらに備えることができる。理解できるように、加速区間１７４は、排気通路１８０の合流部分１８４、チョーク１８６、およびチョーク１８６内に配置された翼形部要素１６６の組み合わせによって画定され得る。

減速区間１７６は、加速区間１７４の下流で、翼形部要素１６６の下流部分１７２によって少なくとも部分的に画定される。チョーク１８６の下流では、排気通路１８０は、排気通路１８０の増大断面領域を含む分岐部分１９０をさらに備える。減速区間１７６の分岐部分１９０は、翼形部要素１６６の下流部分１７２の減少断面領域によってさらに画定することができ、これにより分岐部分１９０および翼形部要素１６６の下流部分１７２の組み合わせが排気通路１８０の増大断面領域を画定するようになっている。

流路が、流れ矢印２００，２０２のセットによって示されている。矢印２００では、冷却流体の流れは、供給通路１２６内から移動する。冷却流体の流れは、後方湾曲部１６２で先端８０方向から後縁１０４方向に移動する。矢印２０２の冷却流体の流れは、排気通路１８０の合流部分１８４の加速区間１７４に入り、翼形部要素１６６の上流部分１７０へと速度が増大する。翼形部要素１６６の下流で、矢印２０２の冷却流体の流れは排気通路１８０の分岐部分１９０に入り、スロット開口部１６４で翼形部７８から排出されると、減速区間１７６で速度が減少する。

理解できるように、加速区間１７４および減速区間１７６は、２つの気流計量セクションを備え、冷却流体の流れの速度を制御すると共に後縁冷却回路１１４を通過する効果的な圧力を維持する。

さらに理解されるように、加速区間１７４、減速区間１７６、および翼形部要素１６６の特定の形状は例示的なものであり、示されている特定の寸法から変更することができる。加えて、排気通路１８０によって画定されている加速区間１７４および減速区間１７６に対する翼形部要素１６６の位置は、翼形部要素１６６の上流および下流部分１７０，１７２が合流部分１８４、チョーク１８６、または分岐部分１９０に対して上流または下流方向に移動することができるようになっている例示的なものである。

本明細書は、本発明を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者も本発明を実施することができるように実施例を用いており、任意のデバイスまたはシステムを製作し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んでいる。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到するその他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にある。
［実施態様１］
ガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（７８）であって、前記翼形部（７８）は、
前縁（１０２）と後縁（１０４）との間を軸方向に延び、根元部（８２）と先端（８０）との間を径方向に延びる正圧側（９８）および負圧側（１００）を画定する外側表面であって、前記後縁（１０４）は、スロット開口部（１６４）を有する、外側表面と、
前記翼形部（７８）内に位置し、冷却空気入口通路（９２）に流体結合されて前記根元部（８２）から前記先端（８０）に向かって延びて前記スロット開口部（１６４）に流体結合された後方湾曲部（１６２）で終端する冷却通路（１５０）を備える冷却回路（１１８）と、
前記湾曲部（１６２）の下流かつ前記スロット開口部（１６４）の上流で前記冷却通路（１５０）内に位置した翼形部要素（１６６）であって、前記翼形部要素（１６６）の上流部分（１７０）に沿った前記冷却通路（１５０）に加速区間（１７４）を形成し、前記翼形部要素（１６６）の下流部分（１７２）に沿った前記冷却通路（１５０）に減速区間（１７６）を形成する翼形部要素（１６６）とを備えるガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（７８）。
［実施態様２］
前記翼形部要素（１６６）が、前記冷却通路（１５０）の第１の囲み部分と共に前記冷却通路（１５０）の縮小断面領域を形成して前記加速区間（１７４）を画定する増大断面領域と、前記冷却通路（１５０）の第２の囲み部分と共に前記冷却通路（１５０）の増大断面領域を形成して前記減速区間（１７６）を画定する減少断面領域とを有する実施態様１に記載の翼形部（７８）。
［実施態様３］
前記翼形部要素（１６６）の直上流の前記冷却通路（１５０）の第３の部分が、前記加速区間（１７４）をさらに画定する減少断面領域を有する実施態様２に記載の翼形部（７８）。
［実施態様４］
前記冷却通路（１５０）の前記第３の部分が、流れ方向で前記翼形部要素（１６６）の前記増大断面領域と重なる実施態様３に記載の翼形部（７８）。
［実施態様５］
前記翼形部要素（１６６）の直下流の前記冷却通路（１５０）の第４の部分が、前記減速区間（１７６）をさらに画定する増大断面領域を有する実施態様２に記載の翼形部（７８）。
［実施態様６］
前記冷却通路（１５０）の前記第４の部分が、流れ方向で前記翼形部要素（１６６）の前記減少断面領域と重なる実施態様５に記載の翼形部（７８）。
［実施態様７］
前記スロット開口部（１６４）が、前記先端（８０）の一部に沿ってさらに延びる実施態様１に記載の翼形部（７８）。
［実施態様８］
前記冷却通路（１５０）内に位置したタービュレータ（１６０）をさらに備える実施態様１に記載の翼形部（７８）。
［実施態様９］
前記タービュレータ（１６０）が、前記湾曲部（１６２）を介して位置する実施態様８に記載の翼形部（７８）。
［実施態様１０］
前記翼形部要素（１６６）が、前記正圧側（９８）と負圧側（１００）との間に延びる実施態様１に記載の翼形部（７８）。
［実施態様１１］
タービンロータディスクを有するガスタービンエンジン（１０）用のブレード（６８）であって、前記ブレード（６８）は、
少なくとも１つの冷却空気入口通路を有し、前記タービンロータディスクに取り付けられるように構成されたダブテール（７６）と、
前記ダブテール（７６）から径方向に延びる翼形部（７８）であって、前縁（１０２）と後縁（１０４）との間を軸方向に延び、根元部（８２）と先端（８０）との間を径方向に延びる正圧側（９８）および負圧側（１００）を画定する外側表面を有し、根元部は、ダブテールに隣接し、前記後縁（１０４）は、スロット開口部（１６４）を有する、翼形部（７８）と、
前記翼形部（７８）内に位置し、前記冷却空気入口通路に流体結合されて前記根元部（８２）と前記先端（８０）との間を互いに延びる複数の通路を有する冷却通路（１５０）を備え、前記複数の通路は、前後に蛇行配置しており、前記複数の通路の最後部は、前記スロット開口部（１６４）に流体結合された後方湾曲部（１６２）で終端する冷却回路（１１８）であって、前記冷却通路（１５０）は、チョーク（１８６）を画定するために最小断面領域によって分離される、加速区間（１７４）を画定する合流部分（１８４）および減速区間（１７６）を画定する分岐部分（１９０）によって形成された出口ノズル（１８２）を有し、前記分岐部分（１９０）は、前記スロット開口部（１６４）に隣接して位置する、冷却回路（１１８）と、
前記ノズル（１８２）内に位置し、前記正圧側（９８）と負圧側（１００）との間に延びる翼形部要素（１６６）とを備えるタービンロータディスクを有するガスタービンエンジン（１０）用のブレード（６８）。
［実施態様１２］
３つの通路が存在し、最前部の通路および最後部の通路が、根元部（８２）から先端（８０）方向に延び、他の通路が、先端（８０）から根元部（８２）方向に延びる実施態様１１に記載のブレード（６８）。
［実施態様１３］
少なくとも前記最後部の通路内に位置したタービュレータ（１６０）をさらに含む実施態様１２に記載のブレード（６８）。
［実施態様１４］
前記タービュレータ（１６０）が、前記湾曲部（１６２）を介して位置する実施態様１３に記載のブレード（６８）。
［実施態様１５］
前記タービュレータ（１６０）が、前記３つの通路の全てに位置する実施態様１４に記載のブレード（６８）。
［実施態様１６］
前記スロット開口部（１６４）が、前記先端（８０）の一部に沿ってさらに延びる実施態様１４に記載のブレード（６８）。
［実施態様１７］
前記翼形部要素（１６６）が、最大厚さを有し、前記ノズル（１８２）内に位置して前記最大厚さが前記チョーク（１８６）と位置合わせされるようになっている実施態様１７に記載のブレード（６８）。
［実施態様１８］
前記スロット開口部（１６４）が、前記先端（８０）の一部に沿ってさらに延びる実施態様１１に記載のブレード（６８）。
［実施態様１９］
前記翼形部要素（１６６）が、前記減速区間（１７６）の後方で前記スロット開口部（１６４）を介して翼弦方向に延びる実施態様１１に記載のブレード（６８）。
［実施態様２０］
前縁（１０２）と後縁（１０４）との間を翼弦方向に延び、根元部（８２）と先端（８０）との間を翼幅方向に延びる正圧側（９８）および負圧側（１００）を有する翼形部（７８）と、前記後縁（１０４）近傍の前記翼形部（７８）内に位置し、後縁スロット開口部（１６４）に流体結合された後方湾曲部（１６２）で終端する後縁冷却回路（１１４）と、前記湾曲部（１６２）の下流かつ前記スロット開口部（１６４）の上流で前記冷却回路（１１８）内に位置した翼形部要素（１６６）であって、前記翼形部要素（１６６）の上流部分（１７０）に沿った前記冷却回路（１１８）に加速区間（１７４）を形成し、前記翼形部要素（１６６）の下流部分（１７２）に沿った前記冷却回路（１１８）に減速区間（１７６）を形成する翼形部要素（１６６）とを備えるガスタービンエンジン（１０）用のブレード（６８）。

１０ エンジン
１２ 長手軸（中心線）
１４ 前方
１６ 後方
１８ ファンセクション
２０ ファン
２２ 圧縮機セクション
２４ 低圧（ＬＰ）圧縮機
２６ 高圧（ＨＰ）圧縮機
２８ 燃焼セクション
３０ 燃焼器
３２ タービンセクション
３４ ＨＰタービン
３６ ＬＰタービン
３８ 排気セクション
４０ ファンケーシング
４２ ファンブレード
４４ コア
４６ コアケーシング
４８ ＨＰシャフト／ＨＰスプール
５０ ＬＰシャフト／ＬＰスプール
５２ 圧縮機段
５４ 圧縮機段
５６、５８ 圧縮機ブレード
６０、６２ 圧縮機ベーン（ノズル）
６４、６６ タービン段
６８、７０ タービンブレード
７２、７４ タービンベーン
７６ ダブテール
７８ 翼形部
８０ 先端
８２ 根元部
８４ プラットフォーム
８８ 第１の入口通路
９０ 第２の入口通路
９２ 第３の入口通路
９２ａ 前方入口通路
９２ｂ 後方入口通路
９４ 通路出口
９６ 内部
９８ 正圧側壁
１００ 負圧側壁
１０２ 前縁
１０４ 後縁
１１４ 後縁冷却回路
１１６ 第１の冷却回路
１１８ 第２の冷却回路
１２０、１２６ 供給通路
１２２ 中央通路
１２４ 排気通路
１２８ インピンジメント開口部
１３０ 後縁通路
１３２、１５２ ピン、ピンバンク
１３４ スロット
１３８ フィルム孔
１５０ 冷却通路
１５４ メッシュ通路
１５６ 先端冷却通路
１５８ 出口チャネル
１６０ タービュレータ
１６２ 後方湾曲部
１６４ スロット開口部
１６６ 翼形部要素
１６８ フラグ先端
１７０ 上流部分
１７２ 下流部分
１７４ 加速区間
１７６ 減速区間
１８０ 排気通路
１８２ 出口ノズル
１８４ 合流部分
１８６ チョーク
１９０ 分岐部分
２００、２０２ 矢印
２０４ 翼幅方向

Claims (10)

1. ガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（７８）であって、前記翼形部（７８）は、
   前縁（１０２）と後縁（１０４）との間を軸方向に延び、根元部（８２）と先端（８０）との間を径方向に延びる正圧側（９８）および負圧側（１００）を画定する外側表面であって、前記後縁（１０４）は、スロット開口部（１６４）を有する、外側表面と、
   前記翼形部（７８）内に位置し、冷却空気入口通路（９２）に流体結合されて前記根元部（８２）から前記先端（８０）に向かって延びて前記スロット開口部（１６４）に流体結合された後方湾曲部（１６２）で終端する冷却通路（１５０）を備える冷却回路（１１８）と、
   前記湾曲部（１６２）の下流かつ前記スロット開口部（１６４）の上流で前記冷却通路（１５０）内に位置した翼形部要素（１６６）であって、前記翼形部要素（１６６）の上流部分（１７０）に沿った前記冷却通路（１５０）に加速区間（１７４）を形成し、前記翼形部要素（１６６）の下流部分（１７２）に沿った前記冷却通路（１５０）に減速区間（１７６）を形成する翼形部要素（１６６）とを備えるガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（７８）。
2. 前記翼形部要素（１６６）が、前記冷却通路（１５０）の第１の囲み部分と共に前記冷却通路（１５０）の縮小断面領域を形成して前記加速区間（１７４）を画定する増大断面領域と、前記冷却通路（１５０）の第２の囲み部分と共に前記冷却通路（１５０）の増大断面領域を形成して前記減速区間（１７６）を画定する減少断面領域とを有する請求項１に記載の翼形部（７８）。
3. 前記翼形部要素（１６６）の直上流の前記冷却通路（１５０）の第３の部分が、前記加速区間（１７４）をさらに画定する減少断面領域を有する請求項２に記載の翼形部（７８）。
4. 前記冷却通路（１５０）の前記第３の部分が、流れ方向で前記翼形部要素（１６６）の前記増大断面領域と重なる請求項３に記載の翼形部（７８）。
5. 前記翼形部要素（１６６）の直下流の前記冷却通路（１５０）の第４の部分が、前記減速区間（１７６）をさらに画定する増大断面領域を有する請求項２に記載の翼形部（７８）。
6. 前記冷却通路（１５０）の前記第４の部分が、流れ方向で前記翼形部要素（１６６）の前記減少断面領域と重なる請求項５に記載の翼形部（７８）。
7. 前記スロット開口部（１６４）が、前記先端（８０）の一部に沿ってさらに延びる請求項１に記載の翼形部（７８）。
8. 前記冷却通路（１５０）内に位置したタービュレータ（１６０）をさらに備える請求項１に記載の翼形部（７８）。
9. 前記タービュレータ（１６０）が、前記湾曲部（１６２）を介して位置する請求項８に記載の翼形部（７８）。
10. 前記翼形部要素（１６６）が、前記正圧側（９８）と負圧側（１００）との間に延びる請求項１に記載の翼形部（７８）。