JP2017106452A

JP2017106452A - フィレットフィルム孔を有するガスタービンエンジン

Info

Publication number: JP2017106452A
Application number: JP2016231918A
Authority: JP
Inventors: ジャレッド・ピーター・ブーラー; Peter Buhler Jared; ロナルド・スコット・バンカー; Ronald Scott Bunker; ヴィクトル・ヒューゴ・シルヴァ・コレイア; Victor Hugo Silva Correia; ブライアン・ケイ・コルセッティ; K Corsetti Brian
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2015-12-07
Filing date: 2016-11-30
Publication date: 2017-06-15
Also published as: CN107013329B; US10267161B2; CN107013329A; CA2949271A1; BR102016028576A2; EP3181816A1; US20170159449A1

Abstract

【課題】ガスタービンエンジンの翼形部であって、二枚の壁の交差によって形成される冷却通路のコーナーのフィレットを通ってフィルム孔を形成する翼形部を提供する。
【解決手段】ガスタービンエンジン用の翼形部７８は、外壁９８、１００及び内壁１１０を有し、各壁は厚さ１１４、１１６を有する。壁は交差し、交差部でコーナー１１２を画成する。冷却通路１０６、１０８は、コーナーにおいて又はその近くで壁によって画成され、翼形部の内部と外部との間に流体連通を提供する。フィルム孔１２２は、壁に設けられ、長さ及び直径を有して長さ対直径比を定める。円弧状のフィレット１２０がコーナーに設けられ、フィレットに対する有効半径を定める。有効半径は、壁の厚さよりも少なくとも１．５倍大きく、フィルム孔に対して増加した長さ対直径比を提供する。
【選択図】図４

Description

本発明は、フィレットフィルム孔を有するガスタービンエンジンに関する。

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、複数の回転タービン動翼へエンジンを通り抜ける燃焼ガスの流れからエネルギーを抽出するロータリエンジンである。ガスタービンエンジンは、陸上および航海上の移動ならびに電力生成に用いられてきたが、例えばヘリコプターを含む航空機等、航空上の応用に通常用いられている。航空機分野では、ガスタービンエンジンは、航空機の推進に用いられる。地球上の応用では、タービンエンジンは動力生成のためにしばしば使用される。

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化するために高温で動作するよう設計されるため、高圧タービンや低圧タービン等の幾つかのエンジン部品を冷却することが有益となる。典型的には、冷却は、高圧および／または低圧圧縮機から冷却を必要とするエンジン部品に冷却用空気をダクトで送ることによって達成される。高圧タービンにおける温度は約１０００°Ｃ乃至２０００°Ｃであり、圧縮機からの冷却用空気は約５００°Ｃ乃至７００°Ｃである。圧縮機の空気は高温であるが、タービンの空気と比べると低いため、タービンを冷却するために使用することができる。

現代のタービン動翼、並びに、静翼又はノズルは、一般的に、動翼の異なる部分を冷却するために動翼を通るよう冷却用空気を経路決定するための一つ以上の内部冷却回路を含み、動翼の前縁、後縁、及び、先端等の動翼の異なる部分を冷却するための専用の冷却回路を含み得る。

米国特許第５６８８１０４号

一態様では、ガスタービンエンジン用の翼形部は、圧力側及び吸引側を定める外壁であって、前縁から後縁まで翼弦方向に延在し、根元から先端まで翼長方向に延在する、外壁を有する。冷却通路は、翼形部内に位置し、外壁と交差して冷却通路のコーナーを画成する通路壁によって少なくとも部分的に定められ、通路壁はコーナーにおいて第一の厚さを有し、外壁は前記コーナーにおいて第二の厚さを有する。フィレットは、コーナーに位置し、第一及び第二の厚さの大きい方よりも少なくとも１．５倍大きい有効半径を有する。有効長さＬ及び有効直径Ｄを有する少なくとも一つのフィルム孔は、フィレットを通って延在し、冷却通路を翼形部の外部に流体結合させる。

別の態様では、ガスタービネンジンの翼形部にフィルム孔を形成する方法であって、二枚の壁の交差によって形成される冷却通路のコーナーのフィレットを通ってフィルム孔を形成することを含み、このときフィレットは、該二枚の壁に対する厚さの大きい方よりも少なくとも１．５倍大きい有効半径を有する。

更なる別の態様では、ガスタービンエンジの構成要素は、コーナーを画成する壁を交差することで少なくとも部分的に形成される内部冷却通路を有し、交差する壁の厚い方の厚さの少なくとも１．５倍の有効半径を有するフィレット、及び、フィレットや交差する壁の少なくとも一方を通って延在する少なくとも一つのフィルム孔を有する。

図面は、以下のとおりである。
図１は、ガスタービンエンジンの概略的な断面図である。図２は、図１のエンジンの翼形部の概略的な斜視図である。図３は、内部冷却通路を示す図２の翼形部の断面図である。図４は、冷却通路のコーナーにフィレットが位置する、図３の断面図である。図５は、別の内部通路のコーナー内にフィレットが設けられた、図３の断面図である。図６は、フィレットの有効半径を示す図５のフィレットのクローズアップ図である。図７は、翼形部の根元を示す図２の翼形部のクローズアップ断面図である。図８Ａ及び図８Ｂは、内部及び外部フィレットの両方を示す図７のセクションのクローズアップ図である。

記載される本発明の実施形態は、タービンエンジンにおける空気の流れを経路決定することに関する機器、方法および他の装置を対象にする。説明を目的として、本発明は航空機のガスタービンエンジンに関して記載することとする。しかしながら、この発明は、それに限定されず、例えば他の移動体への応用および非移動体への工業的、商業的かつ居住的応用等、航空機以外の応用での一般的適用性を有しうることは理解されるであろう。

ここで、説明を目的として、本発明がタービンエンジンのタービン動翼用の翼に関して説明されることが更に理解されるであろう。しかしながら、本発明がタービン動翼に制限されず、非制限的な例として、圧縮機の動翼、タービン又は圧縮器の静翼、ファンの動翼、又は、ストラット等の任意の翼形部構造を有し得ることが理解されるであろう。更に、フィレット処理された最適化は、非制限的な例として、バンド、燃焼器組立体、又は、プラットホーム等、フィルム孔又は表面フィルム冷却を利用する追加的なエンジン部品に用いられる。

本願で使用されるように、「前方」又は「上流」といった用語は、エンジン入口、又は、別の構成要素と比べてエンジン入口に比較的近い構成要素に向かう方向に移動することを意味する。「前方」又は「上流」と関連して使用される「後方」又は「下流」といった用語は、エンジン中心線に対してエンジンの後部又は出口に向かう方向を意味する。

更に、本願で使用するように、「半径の」又は「半径方向の」といった用語は、エンジンの中心長手軸とエンジン外周との間の寸法を意味する。

全ての方向の参照（例えば、半径の、軸方向の、近位の、遠位の、上部、下部、上方、下方、左、右、横方向、前、後、頂上、底、上側、下側、垂直方向、水平方向、時計回り、反時計回り、上流、下流、後方等）は、読む側の本発明の理解を補助するよう識別目的のためのみに使用され、特に、位置、配向、又は、本発明の使用に関して制限を設けるものではない。連結参照（例えば、取付、結合、連結、及び、接合）は、広義に解釈されるべきであり、特に記載しない限り、素子群間の中間部材や素子間の相対移動を含み得る。このように、連結参照は、二つの素子が直接的に連結され、互いと固定される関係であることを必ずしも推察させるものではない。模範的な図面は、説明のみを目的として提供され、添付の図面に反映される寸法、位置、順番、及び、相対的なサイズは変えられ得る。

本願で使用されるように、「フィレット」といった用語は、二枚の交差壁の接合部によって形成されるコーナーに「充填」される材料を説明するために使用されることが更に理解されるであろう。更に、交差壁が一体でもよく、別個の交差素子を備える必要がないことも理解されるであろう。同様にして、フィレットは、交差壁と一体でもよい。フィレットが交差壁と一体である場合、フィレットとコーナーとの間には明白な境界がない。このような場合、フィレットは、壁が交差して仮想コーナーを形成するまで壁の厚さを実質的に延ばすことで識別され得る。

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、概して長手方向に延びる軸線または前方１４から後方１６へ延びる中心線１２を有する。エンジン１０は、下流への直列流れ関係で、ファン２０を含むファンセクション１８、ブースターまたは低圧（ＬＰ）圧縮機２４および高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８、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および排気セクション３８を含む。

ファンセクション１８は、ファン２０を包囲するファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２回りに放射状に配置される複数のファンブレード４２を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０およびＨＰタービン３４は、燃焼ガスを生成するエンジン１０のコア４４を形成する。コア４４は、ファンケーシング４０と一体となることが可能であるコアケーシング４６によって包囲される。

エンジン１０の中心線１２回りに同軸上に配置される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と駆動的に連結する。大きい直径である環状のＨＰスプール４８内でエンジン１０の中心線１２回りに同軸上に配置される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と駆動的に連結する。スプール４８、５０のいずれかまたは双方に搭載されて、ともに回転するエンジン１０の部分を、個別にまたはまとめて回転子５１とも呼ぶ。

ＬＰ圧縮機２４およびＨＰ圧縮機２６は複数の圧縮機段５２、５４をそれぞれ含み、そこで圧縮機動翼５８の集合は、対応する静的な圧縮機静翼６０、６２（ノズルとも呼ばれる）の集合に対して回転して、上記段を通り抜ける流体の流れを圧縮または加圧する。１つの圧縮機段５２、５４において、多数の圧縮機動翼５６、５８は、環内に設けられることが可能であり、動翼プラットホームから動翼先端まで、中心線１２に対して半径方向に外側に延びることが可能である一方で、対応する静的な圧縮機静翼６０、６２が、動翼５６、５８にその下流に隣接して位置する。図１に示す動翼、静翼および圧縮機段の数は、説明の目的のためだけに選択されたものであり、他の数が可能であることに留意されたい。ある圧縮機段の動翼５６、５８は、ディスク５３に搭載可能であり、それは、その所有のディスクを有する各段を伴うＨＰおよびＬＰスプール４８、５０のうちの対応するひとつに搭載される。静翼６０、６２は、回転子５１回りの円周方向配置のコアケーシング４６に搭載される。

ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６は複数のタービン段６４、６６をそれぞれ含み、そこでタービン動翼６８、７０の集合は、対応する静的なタービン静翼７２、７４（ノズルとも呼ばれる）の集合に対して回転して、上記段を通り抜ける流体の流れからエネルギーを抽出する。１つのタービン段６４、６６において、多数のタービン動翼６８、７０は、環内に設けられることが可能であり、動翼プラットホームから動翼先端まで、中心線１２に対して半径方向に外側に延びることが可能である一方で、対応する静的なタービン静翼７２、７４が、動翼６８、７０にその上流に隣接して位置する。図１に示す動翼、静翼およびタービン段の数は、説明の目的のためだけに選択されたものであり、他の数が可能であることに留意されたい。

作動において、回転ファン２０は、ＬＰ圧縮機２４へ周辺空気を供給し、その後周辺空気をさらに加圧するＨＰ圧縮機２６へ加圧された周辺空気を供給する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧空気は、燃焼器３０において燃料と混合して点火され、それによって燃焼ガスを生成する。ある仕事量が、ＨＰタービン３４によってこれらのガスから抽出され、ＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスは、ＬＰ圧縮機２４を駆動する追加の仕事量を抽出するＬＰタービン３６へ流れ出て、排気ガスは、最終的に、排気セクション３８を経由してエンジン１０から排出される。ＬＰタービン３６の駆動がＬＰスプール５０を駆動し、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いくつかの周辺空気は、エンジンコア４４を回避することが可能であり、エンジン１０の部分、特に高温部分の冷却に用いること、および／または他の態様の航空機の冷却もしくは動力に用いることが可能である。タービンエンジンの文脈において、エンジンにおける高温部分とは、通常、燃焼器３０の下流、特に燃焼セクション２８の直下流であるために最高温部分となるＨＰタービン３４を伴う、タービンセクション３２である。他の冷却流体の源としては、限定するものではないが、ＬＰ圧縮機２４またはＨＰ圧縮機２６から流れ出る流体がありうる。

図２は、図１のエンジン１０のタービン動翼６８のうちの一つであるエンジン部品の斜視図である。タービン動翼６８は、蟻ほぞ７６及び翼形部７８を含む。蟻ほぞ７６は、エンジン１０上のタービンの回転子ディスクに搭載されるよう構成され得る。翼形部７８は、先端８０から根元８２まで延在して翼長方向を定める。蟻ほぞ７６は、更に、根元８２で翼形部７８と一体化されるプラットホーム８４を含むことで、タービンの気流を半径方向に含むことが補助される。蟻ほぞ７６は、少なくとも一つの入口通路を有し、蟻ほぞ７６を通って延在して通路出口９４において翼形部７８とそれぞれ内部流体連通される第一の入口通路８８、第二の入口通路９０、及び第三の入口通路９２が模範的に示される。図示する入口通路８８、９０、９２は模範例であり、限定的と理解されてはならない。より多くのまたはより少ない入口通路が使用して翼形部７８の内部で流体の流れを提供することができる。蟻ほぞ７６は、入口通路８８、９０、９２が蟻ほぞ７６の本体内に収容されるよう、断面で示されることが分かるであろう。更に、本願記載の実施形態は翼形部７８に関連するが、これは、本発明を限定するものとして解釈されてはならず、非制限的な例として、動翼、静翼、ストラット、又は、シュラウド組立体のような追加的なエンジン部品が翼形部と置き換えられ得ることは分かるであろう。

図３を参照するに、断面で示される翼形部７８は、凹状の圧力壁９８及び凸状の吸引壁１００を画成する外壁を有し、これら壁は、一緒に接合されて翼形部形状を画成する。前縁１０２及び後縁１０４は、その間を延在する翼弦方向を定める。翼形部７８は、圧力壁９８が吸引壁１００に追従する方向に回転される。そのため、図３に示すように、翼形部７８は、頁の上方に上向きに回転される。

翼形部７８は、第一の通路１０６及び第二の冷却通路１０８として模範的に示される複数の冷却通路を含む内部９６を備え、これら通路は通路１０６、１０８間に配置される壁１１０によって離間される。冷却通路１０６、１０８は、対称的な断面、或いは、非対称的な断面を有し得る。複数のコーナー１１２が、通路壁１１０と圧力壁９８及び吸引壁１００との間の接合部に画成され得る。コーナー１１２は、明確な点を有する鋭いコーナーとして示されるが、それに制限されないことは明らかであろう。例えば、コーナー１１２は、僅かに丸みが付けられか、さもなければ、仮想コーナーが画成され得る。丸みが付けられたコーナーが、本願記載のフィレットに相当しないことは更に理解されるであろう。フィレットは増加した厚みを形成し、僅かに丸みが付けられたコーナーは名目上でもよい。圧力壁９８及び吸引壁１００は第一の厚さ１１４を有し、通路壁１１０は第二の厚さ１１６を有し、厚さ１１４、１１６はコーナー１１２に隣接して定められる。厚さ１１４、１１６は、それぞれの壁の断面幅でもよい。図示する翼形部７８内の各冷却通路１０６、１０８それぞれの幾何学的形状が模範例であり、図示する幾何学的形状、寸法、又は、位置に翼形部７８を限定してはならないことは理解されるであろう。

コーナー角１１８が各コーナー１１２で形成されてもよい。コーナー１１２を定める交差壁は、コーナー１１２について鋭角、直角、又は、鈍角１１８を形成するよう交差され得る。追加的には、交差壁のうちの一つ以上の壁は角度が付けられるか円弧状に形成され、それによりコーナー１１２は二枚の壁間の接合部においてコーナー１１２から延在する、増加する断面距離を有する。

ここで図４を参照するに、第一の通路１０６は、破線によって壁９８、１００、１１０から境界付けられるフィレット１２０を有する。フィレット１２０は、１１４、１１６を表す破線から外方に延在する厚さを有する。フィレット１２０は、壁厚さ１１４、１１６に対し、コーナー１１２において増加した厚みを有する。一つ以上のフィルム孔１２２は、フィレット１２０を通って第一の通路１０６から翼形部７８の外表面まで延在する。フィルム孔１２２は、第一の部分１２４及び第二の部分１２６を有する。部分１２４、１２６は、フィルム孔１２２に対する合成角を代表するものである。

フィルム孔の合成角は、エンジンの中心線１２に対して軸方向の成分と半径方向の成分の両方を有するとして定められ得る。そのため、フィルム孔１２２は略軸方向の、即ち、エンジンの中心線１２に対して平行な断面で示されているが、フィルム孔１２２がエンジンの中心線１２に対して半径方向に、又は、軸方向と半径方向の組み合わせの方向にも延在し得ることは理解されるであろう。図示する第一及び第二の部分１２４、１２６が、翼形部７８の内部又は外部のいずれかに隣接する半径方向又は軸方向の成分を検討することは理解されるであろう。更に、フィルム孔１２２は非線形でもよく、円弧状のプロフィールの少なくとも一部分を定める。図示するフィルム孔１２２は模範例であり、非制限的で、半径方向の成分及び軸方向の成分の全ての組み合わせを有し得ることは理解されるであろう。

説明目的のためにフィルム孔１２２が取り除かれたクローズアップ断面ＩＶを特定的にみると、フィレット１２０が交差壁の接合部においてコーナー１１２を充填し、増加した厚みを形成する材料であることは理解されるであろう。増加した厚みは、破線で示すように、壁９８、１１０の仮想延長部に対して定められ、フィレット１２０における壁９８、１００はそれぞれの壁９８、１００の厚さ１１４、１１６よりも大きい増加した厚みを有する。フィレット１２０が追加的な材料を有する必要はないが、壁９８、１００、１１０の少なくとも一つと一体であり、フィレット１２０に隣接する壁９８、１１０の仮想延長部に対して厚さを定めてもよいことは理解されるであろう。更に、破線で示される壁９８、１１０の仮想延長部は説明目的のために提供され、壁の厚さ１１４、１１６に対するフィレット１２０の厚さを視覚的に比較する手段を読み手に提供し、フィレット１２０に隣接するこのような壁の延長部が必要でないことは理解されるであろう。

図５では、図４と比べて、フィレット１２０が第二の冷却通路１０８のコーナー１１２に配置される。フィルム孔１２２は、第一の冷却通路１０６から、通路壁１１０及びフィレット１２０を通って、圧力壁９８及び吸引壁１００まで延在される。このバージョンでは、フィルム孔１２２は、複合されることに限定されない。フィルム孔は、軸方向の、半径方向の、線形の、複合された、又は、円弧状等でもよい。更に、冷却通路１０６はフィレット１２０を依然として有してもよいが、フィルム孔１２２の入口は非フィレット部分に設けられる。

図６では、第二の冷却通路１０８内に配置されるフィレット１２０は、円または円弧面の少なくとも一部分を定め得、有効半径１５２がフィレット１２０と円１５０の中心点１５４との間で定められる。代替的には、フィレット１２０は、複合フィレットとして定められ得、離散した円弧状の又は線形の表面がフィレット１２０を定める。フィレット１２０は、破線で示されるコーナー１１２と円弧面１５０との間を延びる厚さを有する。長さＬは、フィルム孔１２２の入口１５６と出口１５８との間の長さとして定められ、直径Ｄは、フィルム孔１２２の断面幅として定められ得る。長さは、中心線が翼形部の表面と交差するフィルム孔１２２の中心を通る入口１５６と出口１５８との間の距離として決定され得る。このように、フィルム孔１２２は、長さ対直径比Ｌ／Ｄによって定められる。フィルム孔１２２は第二の部分１２６において増加する断面積を有するものとして示されるが、第二の部分１２６が単にフィルム孔１２２の合成角の模範例であるとして、フィルム孔１２２が一貫した直径Ｄと断面積を有してもよいことは理解されるであろう。同様にして、長さＬの複合配置は複合フィルム孔１２２の模範例であり、長さＬがそれぞれの表面において入口１５６と出口１５８との間でフィルム孔１２２の中心線に沿って測定され得ることは理解されるべきである。そのため、フィルム孔１２２の中心線は、非制限的な例として、直線状、湾曲状、円弧状、継ぎ目のある形状、及び、etc となり得る。

フィレット１２０は、有効半径１５２が第一又は第二の厚さ１１４、１１６の大きい方よりも少なくとも１．５倍大きく、最大でも厚さ１１４、１１６の大きい方よりも１０．０倍大きくなるよう成形され得る。代替的には、フィレット１２０の形状及びサイズは、第二の冷却通路１０８をさもなければ通過する、フィルム孔１２２の長さＬを増加するよう適応される。フィルム孔１２２の長さＬが増加すると、Ｌ／Ｄ比の値が大きくなる。更に、コーナー１１２によって形成される角１１８により増加した又は減少した有効半径１５２が得られる。例えば、図示されるように、フィレット処理されたコーナー１１２は鋭く、厚さ１１４、１１６のうちの大きい方よりも約１．５から２．０倍の有効半径１５２が得られる。角度１１８が鈍角である別のコーナー１１２では、例えば、フィレット１２０は厚さ１１４、１１６の約４．０倍以上の有効半径を定め得る。このように、フィレット１２０に対する有効半径１５２が、コーナー１１２の角１１８によって決定される、コーナー１１２を画成する壁１００、１１０の厚さ１１４、１１６の１．５乃至１０．０倍でもよいことが理解されるであろう。

フィレット１２０によって定められる円１５０が模範例であることは理解されるであろう。フィレット１２０は、フィレット１２０が円１５０を定めるように成形される必要はない。フィレット１２０は、半径又は局所半径が有効半径を定めるよう、任意の円弧形状又はそのセグメントを有し得る。フィレット１２０は、非円形の弧でもよく、弧のセグメントまたはフィレット１２０の少なくとも一部分は有効半径１５２を含むよう局所半径を定め得る。追加的には、フィレット１２０によって定められる合成曲率半径が利用される場合、平均的な全半径が有効半径１５２を決定するために使用され得る。

図７を参照するに、根元８２における翼形部７８のセクションは、翼形部７８の外部コーナー１７２を示す。第一及び第二の冷却通路１０６、１０８は、翼形部７８の内部に示され、このとき吸引壁１００に隣接した第二の冷却通路１０８は通路出口９４において第三の内部通路９２と流体連通している。外部容積１７０は、フィルム孔１７３を通って第二の冷却通路１０８と流体連通される吸引壁１００において翼形部７８の外部に定められる。

図８Ａ及び図８Ｂをここで参照するに、外部コーナー１７２は外部フィレット１８２を有する。図８Ａでは、外部フィレット１８２は第二の冷却通路１０８における内部フィレット１２０と組み合わせて使用される。フィレット１２０、１８２により増加した厚みが得られ、円筒形の構成要素１７４及び拡散構成要素１７６の両方を有する複合フィルム孔１７２の長さＬが増加され、フィルム孔１７３に対してＬ／Ｄのより大きい値が定められる。同様にして、図８Ｂでは、第三の内部通路１８４は、フィレット１２０、１８２を利用して増加した厚み部分を定め、フィルム孔１７３の線形部分１８０に結合される円弧部分１７８が翼形部７８の壁内に配置され得る。

内部でも外部でもよいフィレット処理された表面が、孔が貫通する内部及び外部のフィレット半径の双方を局所的に増加することで、複合形状の冷却孔に対するＬ／Ｄ値を増加させることが理解されるであろう。Ｌ／Ｄに対する増加した値により、冷却フィルム孔の有効性が向上される。フィレットは、壁又は表面全体を厚くすることなく全体的なシステム重量を最小限に増加することができる。更に、フィレットにより、構造サポートが増加される。更に、フィレットは、フィルム孔の入口又は出口の成形、並びに、非線形の幾何学的形状に適応される。このように、出口成形は、標準的な丸い入口又は出口以外の任意の形状として理解されるべきである。

フィルム孔は、壁表面またはフィレット表面に設けられ、フィレットの少なくとも一部分を貫通し、それにより、フィレット無しでは実現することが不可能なフィルム孔に対する増加した長さが得られる。更に、フィレットは、より大きいＬ／Ｄ値を実現するために長さを更に増加させるよう、フィレット処理された内部表面又は外部表面及び内部表面の組み合わせ等のように複合されてもよい。

フィレットが、増加した長さを提供し、湾曲されたフィルム孔、「Ｓカーブ」フィルム孔、並びに、有効性が向上された標準的な線形の又は複合のフィルム孔を超える他の配向といったより広い範囲のフィルム孔の可能性を提供することが更に理解されるであろう。

本願記載の実施形態は翼形部に関するが、フィレット処理されたコーナーがコーナーを画成する交差壁を有する追加的なエンジン部品で利用され、フィルム孔を利用しエンジン部品のこれらコーナー或いはその近傍を冷却し得ることが理解されるであろう。

記載したこの記述は、例を用いて、最良の形態を含むこの発明を開示して、かつ、いかなる当業者に対しても、任意の装置またはシステムを作成し用いることおよび任意の統合された方法を実行することを含んだこの発明の実施をすることができるようにもする。特許を受けることができるこの発明の範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の実施例を含みうる。そうした他の実施例は、特許請求の範囲の字義どおりの用語と異なるものではない構造的要素を有する場合、または特許請求の範囲の字義どおりの用語と実体のない差異をもつ同等の構造的要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内であることが意図される。

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低圧圧縮機
２６高圧圧縮機
２８燃焼セクション
３０燃焼器
３２タービンセクション
３４ＨＰタービン
３６ＬＰ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
４８ＨＰシャフト／ＨＰスプール
５０ＬＰシャフト／ＬＰスプール
５２圧縮機段
５４圧縮機段
５６圧縮機動翼
５８圧縮機動翼
６０圧縮機静翼（ノズル）
６２圧縮機静翼（ノズル）
６４タービン段
６６タービン段
６８タービン動翼
７０タービン動翼
７２タービン静翼
７４タービン静翼
７６蟻ほぞ
７８翼形部
８０先端
８２根元
８４プラットホーム
８８第一の入口通路
９０第二の入口通路
９２第三の入口通路
９２ａ前側入り口
９２ｂ後側入り口
９４通路出口
９６内部
９８圧力壁
１００吸引壁
１０２前縁
１０４後縁
１０６第一の冷却通路
１０８第二の冷却通路
１１０通路壁
１１２コーナー
１１４第一の厚さ
１１６第二の厚さ
１１８コーナー角
１２０フィレット
１２２フィルム孔
１２４第一の部分
１２６第二の部分
Ｌ長さ
Ｄ直径
１５０円弧面
１５２有効半径
１５４中心点
１５６入口
１５８出口
１７０外部容積
１７２外部コーナー
１７３フィルム孔
１７４軸方向成分
１７６半径方向成分
１７８円弧部分
１８０線形部分
１８２フィレット

Claims

ガスタービンエンジン（10 ）用の翼形部（78 ）であって、
圧力側（98 ）及び吸引側（100 ）を定める外壁であって、前縁（102 ）から後縁（104 ）まで翼弦方向に延在し、根元（82 ）から先端（80 ）まで翼長方向に延在する、外壁と、
前記翼形部（78 ）内に位置する冷却通路（106, 108 ）であって、前記外壁と交差して前記冷却通路（106, 108 ）のコーナー（112 ）を画成する通路壁（110 ）によって少なくとも部分的に定められ、前記通路壁（110 ）が前記コーナー（112 ）において第一の厚さ（116 ）を有し、前記外壁が前記コーナー（112 ）において第二の厚さ（114 ）を有する、冷却通路と、
前記コーナー（112 ）に位置し、前記第一及び第二の厚さ（114, 116 ）の大きい方よりも少なくとも１．５倍大きい有効半径（152 ）を有するフィレット（120 ）と、
長さＬ及び直径Ｄを有し、前記フィレット（120 ）を通って延在し、前記冷却通路（106, 108 ）を前記翼形部（78 ）の外部に流体結合させる、少なくとも一つのフィルム孔（122 ）とを備える翼形部（78 ）。
前記フィルム孔（122 ）は有効長さＬ及び有効直径Ｄを有し、前記フィレット（120 ）は２より大きい前記フィルム孔（122 ）の長さ対直径比Ｌ／Ｄを定める厚さを有する、請求項１記載の翼形部（78 ）。
前記翼形部（78 ）は、動翼又は静翼のいずれかである、請求項１記載の翼形部（78 ）。
前記有効半径（152 ）は、前記第一及び第二の厚さ（114, 116 ）の大きい方よりも少なくとも２．０倍大きい、請求項１記載の翼形部（78 ）。
前記有効半径（152 ）は、前記第一及び第二の厚さ（114, 116 ）の大きい方の厚さの４．０倍より大きい、請求項４記載の翼形部（78 ）。
前記有効半径（152 ）は、前記第一及び第二の厚さ（114, 116 ）の大きい方よりも１０．０倍未満大きい、請求項５記載の翼形部（78 ）。
前記コーナー（112 ）によって形成される角（118 ）を更に有し、前記角（118 ）は有効半径（152 ）を決定する、請求項６記載の動翼（78 ）。
前記少なくとも一つのフィルム孔（122 ）は、前記外壁を通って延在する、請求項７記載の翼形部（78 ）。
前記フィレット（120 ）は、翼形部（78 ）の内部に位置する、請求項８記載の翼形部（78 ）。
前記冷却通路（106, 108 ）は、一つか二つのコーナー（112 ）を有する、請求項１記載の翼形部（78 ）。