JP2017141825A - ガスタービンエンジン用の翼形部 - Google Patents

Abstract

【課題】
タービンエンジン用の翼形部、翼形部を有するガスタービンエンジンにおけるダスト堆積を最小にする方法を提供する。
【解決手段】
ガスタービンエンジン（１０）における翼形部（９２）のための方法及び装置は、内部（１１０）を境界付ける外壁を含むことができる。少なくとも１つの流れチャネル（１４０）を１又は２以上の全長リブ（１３０）及び部分長リブ（１３２）の間に定めて、翼形部（９２）内に冷却回路（１４３）をさらに定めることができる。冷却回路（１４３）は、部分長リブ（１３２）内に少なくとも１つの先端転向部（１４２）を有することができ、少なくとも１つのファストバックタービュレータ（１５０）が、少なくとも部分的に、先端転向部（１４２）内に配置される。
【選択図】 図４

Description

本発明は、タービンエンジン用の翼形部に関する。

タービンエンジン、特にガス又は燃焼タービンエンジンは、エンジンを通過し、複数の回転タービンブレードに入る燃焼ガス流からエネルギーを抽出する、ロータリーエンジンである。

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にするために高温で運転されるように設計されており、従って、高圧タービン及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有用な場合がある。一般的には、冷却は、高圧圧縮機及び／又は低圧圧縮機から、冷却を必要とするエンジン構成要素に冷却流体を送ることによって達成される。高圧タービンの温度は、約１０００℃乃至２０００℃であり、圧縮機からの冷却流体は、約５００℃乃至７００℃である。圧縮機空気は、高温であるが、タービン空気よりは冷たく、タービンを冷却するために使用することができる。

現代のタービンブレードは、一般に、ブレードを通して冷却空気を送り、ブレードの異なる部分を冷却するための１又は２以上の内部冷却回路を含み、ブレードの異なる部分を冷却するための専用冷却回路を含むことができる。冷却回路は、冷却を強化するために１又は２以上の空気流要素を含むことができるが、当該要素により、ダスト又は粒子状物質が過度に堆積されることがあり、それにより耐用年数が短くなるか又は追加の保守が必要になる。

米国特許第７８３７４４０号明細書

一態様において、本発明の実施形態は、内部を境界付け、前縁と後縁との間に軸方向に延びて翼弦方向を定め且つ翼根と先端との間に軸方向に延びてスパン方向を定める正圧側壁及び負圧側壁を定める外面を含む、ガスタービンエンジン用の翼形部に関連する。翼形部は、内部内に配置され、少なくとも１つの翼弦方向に離間された全長リブ及び部分長リブを有してそれらの間に流れチャネルを定め、全長リブはスパン方向に延びて先端と接触し、部分長リブはスパン方向に延びて、先端より前で終端し、流れチャネルのための先端転向部を定める、冷却回路をさらに含む。少なくとも１つのファストバックタービュレータが、少なくとも部分的に先端転向部内に配置される。

別の態様において、本発明の実施形態は、先端から翼根までスパン方向に延び、先端転向部を有する流れチャネルを備えた翼形部を有するガスタービンエンジンにおけるダスト堆積を最小にする方法に関連する。本方法は、冷却流体を、少なくとも部分的に、先端転向部内に配置された少なくとも１つのファストバックタービュレータの上に流すことを含む。

さらに別の態様において、本発明の実施形態は、内部を境界付ける外面を含み、翼根と先端との間に半径方向に延びてスパン方向を定め、先端に隣接する内部内に先端転向部を有し、少なくとも１つのファストバックタービュレータが、少なくとも部分的に、先端転向部内に配置される、ガスタービンエンジン用の翼形部に関連する。

航空機用のガスタービンエンジンの概略断面図。 図１のガスタービンエンジンの翼形部の等角図。 冷却流チャネルを定めるリブを有する図２の翼形部の断面図。 ファストバックタービュレータが内部に配置された先端転向部を示す、図２の翼形部の断面図。 ファストバックタービュレータが少なくとも部分的に先端転向部内に配置された、図２の翼形部の断面図。 ファストバックタービュレータが先端転向部の弓状面上に配置された、図２の翼形部の断面図。 弓状面と相補的な弓状壁を備えたファストバックタービュレータを有する、図６の弓状面の拡大図。 平坦な壁を有するファストバックタービュレータの付加的な実施形態のプロファイル図。

本発明の説明される実施形態は、少なくとも１つのファストバックタービュレータが、少なくとも部分的に内部の先端転向部内に配置された、ガスタービンエンジン用の翼形部に関する。例証の目的で、本発明を、航空機のガスタービンエンジン用の翼形部に関して説明する。しかしながら、本発明はそれに限定されるものではなく、他の移動体用途、及び非移動体の工業、商業、及び住居用途といった非航空機用途において、全般的な適用可能性を有し得ることが理解されるであろう。

本明細書で使用される用語「前方」又は「上流」とは、エンジン入口に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較してエンジン入口に相対的に近接していることを言う。「前方」又は「上流」と併せて使用される用語「後方」又は「下流」とは、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言う。

さらに、本明細書で使用される用語「半径方向」又は「半径方向に」とは、エンジンの中心長手方向軸線とエンジン外周との間に延びる寸法を言う。

全ての方向性の言及（例えば、半径方向、軸方向、近位方向、遠位方向、上側、下側、上向き、下向き、左、右、横方向、前、後、上部、底部、上方、下方、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、本発明の読み手の理解を助けるために識別の目的で使用しているに過ぎず、特に本発明の位置、向き、又は用途に関して限定するものではない。接続に関する言及（例えば、取り付け、結合、接続、及び接合）は、広義に解釈すべきであり、別途指示されていない限り、一群の要素間の中間部材及び要素間の相対移動を含むことができる。）従って、接続に関する言及は、必ずしも２つの要素が互いに固定関係で直接接続されることを推測するものではない。例示的な図面は、単に例証の目的のものであり、本明細書に添付される図面中に示されている寸法、位置、順序及び相対的サイズは変化し得る。

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、前方１４から後方１６へ延びる、概ね長手方向に延びる軸線又は中心線１２を有する。エンジン１０は、下流に向かって直列流れ関係で、ファン２０を含むファンセクション１８と、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２４及び高圧（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及びＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２と、排出セクション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の周りに半径方向に配置された複数のファンブレード４２を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、及びＨＰタービン３４は、エンジン１０のコア４４を形成し、これにより燃焼ガスを発生させる。コア４４は、コアケーシング４６に囲まれ、コアケーシング４６はファンケーシング４０と結合することができる。

エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置されたＨＰシャフト又はスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動接続する。ＬＰシャフト又はスプール５０は、直径がより大きい環状ＨＰスプール４８内でエンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置され、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４及びファン２０に駆動接続する。

ＬＰ圧縮機２４及びＨＰ圧縮機２６はそれぞれ、複数の圧縮機段５２、５４を含み、その中で圧縮機ブレード５６、５８のセットが、対応する固定圧縮機ベーン６０、６２（ノズルとも呼ばれる）のセットに対して回転して、段を通過する流体のストリームを圧縮又は加圧する。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、リング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に対して半径方向外向きに延びることができ、一方、対応する固定圧縮機ベーン６０、６２は、回転ブレード５６、５８の上流に隣接して配置することができる。図１に示すブレード、ベーン、及び圧縮機段の数は、単に例証の目的で選択されたものであり、他の数も可能であることに留意されたい。

圧縮機段のためのブレード５６、５８は、ディスク５９、６１に取り付けることができ、これは、ＨＰ及びＬＰスプール４８、５０の対応するものに取り付けられ、各段が各自のディスク６１を有する。圧縮機段のためのベーン６０、６２は、円周方向配置でコアケーシング４６に取り付けることができる。

ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６はそれぞれ、複数のタービン段６４、６６を含み、その中でタービンブレード６８、７０のセットが対応する固定タービンベーン７２、７４（ノズルとも呼ばれる）のセットに対して回転して、段を通過する流体のストリーム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、リング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に対して半径方向外向きに延びることができ、一方、対応する固定タービンベーン７２、７４は、回転ブレード６８、７０の上流に隣接して配置することができる。図１に示すブレード、ベーン、及びタービン段の数は、単に例証の目的で選択されたものであり、他の数も可能であることに留意されたい。

タービン段のためのブレード６８、７０は、対応するＨＰ及びＬＰスプール４８、５０の一方に取り付けられたディスク７１、７３に取り付けることができ、各段が各自のディスク７１、７３を有する。タービン段のためのベーン７２、７４は、円周方向配置でコアケーシング４６に取り付けることができる。

スプール４８、５０のいずれか又は両方に取り付けられてこれと共に回転するエンジン１０の部分は、個別に又は集合的にロータ５３とも呼ばれる。コアケーシング４６に取り付けられた部分を含むエンジン１０の固定部分もまた、個別に又は集合的にステータ６３と呼ばれる。

動作時、ファンセクション１８を出た空気流は、分流されて、空気流の一部がＬＰ圧縮機２４内に配向され、次に、ＬＰ圧縮機２４は加圧空気７６をＨＰ圧縮機２６に供給し、ＨＰ圧縮機２６はさらに空気を圧縮する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧空気７６は、燃焼器３０内で燃料と混合及び点火され、それにより燃焼ガスが発生する。ＨＰタービン３４によってこれらのガスから一部の仕事が抽出され、これがＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスはＬＰタービン３６内へ排出され、ＬＰタービン３６は、更なる仕事を抽出してＬＰ圧縮機２４を駆動し、排出ガスは最終的に排出セクション３８を介してエンジン１０から排出される。ＬＰタービン３６を駆動することでＬＰスプール５０を駆動して、ファン２０及びＬＰ圧縮機２４を回転させる。

空気流７８の残りの部分は、ＬＰ圧縮機２４及びエンジンコア４４をバイパスして、ファン排出側８４において、固定ベーン列、より具体的には、複数の翼形部ガイドベーン８２を含む出口ベーン組立体８０を通って、エンジン組立体１０を出る。より詳細には、半径方向に延びる翼形部ガイドベーン８２の円周方向列をファンセクション１８に隣接して利用して、空気流７８に何らかの方向制御をもたらす。

ファン２０によって供給される空気の一部はエンジンコア４４をバイパスすることができ、エンジン１０の部分、特に高温部分を冷却するために用いられ、及び／又は航空機の他の特徴要素を冷却する又は動力を与えるために用いられる。タービンエンジンの文脈において、エンジンの高温部分は、通常、燃焼器３０の下流、特にタービンセクション３２であり、ＨＰタービン３４が、燃焼セクション２８の直接下流にあるので最も高温の部分である。他の冷却流体源は、これに限定されるものではないが、ＬＰ圧縮機２４又はＨＰ圧縮機２６から吐出される流体であり得る。

図２は、図１からのエンジン１０のタービンブレード６８の１つ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、ダブテール部９０及び翼形部９２を含む。翼形部９２は、先端９４から翼根９６まで延び、スパン方向を定める。ダブテール部９０は、翼根９６において翼形部９２と一体になったプラットフォーム９８をさらに含み、これはタービン空気流を半径方向に閉じ込めるのを助ける。ダブテール部９０は、エンジン１０上のタービンロータディスク７１に取り付けるように構成することができる。ダブテール部９０は、各々がダブテール部９０を通って延びて、通路出口１０２において翼形部９２との内部流体連通をもたらす、３つの入口通路１００として例示的に示される少なくとも１つの入口通路１００を含む。ダブテール部９０の断面が示され、入口通路１００は、ダブテール部９０の本体内に収容されることを認識されたい。

図３を参照すると、断面で示される翼形部９２は、互いに接合されて、それらの間に翼弦方向を定める前縁１１６及び後端１１８を有する翼形部形状を定める、凹状の正圧側壁１１２及び凸状の負圧側壁１１４として定められる外壁により境界付けられる内部１１０を有する。ブレード６８は、正圧側壁１１２が負圧側壁１１４に追従するような方向に回転する。従って、図３に示されるように、翼形部９２は、紙面の上部に向かって上向きに回転する。

翼形部９２は、正圧側壁１１２と負圧側壁１１４との間に延びることができる、内部１１０内に配置された複数のリブ１２０をさらに含む。代替的に、リブ１２０は、正圧側壁１１２と負圧側壁１１４との間に部分的に延びることができ、又は内部１１０内で他のいずれかの方向に又は様式で延びることができる。リブ１２０は、少なくとも部分的に先端９４と翼根９６との間にスパン方向に延びる複数のチャネル１２２を定める。

図４を参照すると、翼形部９２の断面図は、２つの全長（ｆｕｌｌ−ｌｅｎｇｔｈ）リブ１３０を有し、１つの部分長（ｐａｒｔｉａｌ−ｌｅｎｇｔｈ）リブ１３２がそれらの間に配置された、３つのリブ１２０を示す。全長リブ１３０は、翼根９６と先端９４との間をスパン方向に完全に延びる。部分長リブ３１２は、スパン方向に部分的にのみ延び、先端９４から離間した終端部１３４を有する。代替的に、全長リブ１３０は、翼根９６まで完全に延びる必要はなく、先端９４からスパン方向に部分的に延び、翼根９６より前で終端し得ることを認識されたい。

流れチャネル１４０は、各リブ１２０の間に定めることができ、部分長リブ１３２と全長リブ１３０との間に配置された１つの流れチャネル１４０を有する。流れチャネル１４０は、部分長リブ１３２と先端９４との間の空間内に配置された先端転向部１４２を介して、流体連通することができる。組み合わされた流れチャネル１４０及び先端転向部１４２は、翼形部９２を通って蛇行して延びる冷却回路１４３を定めることができる。リブ１２０を複数の異なる配向で配置し、翼形部９２内に複数の冷却回路を定めることができることが理解される。

先端転向部１４２は、転向軸線１４４として示される、部分長リブ１３２の半径方向外側のスパン方向領域として定めることができる。先端転向部１４２は、全長リブ１３０と先端９４との間の接合部における１又は２以上のコーナー部１４６をさらに含むことができる。

１又は２以上のファストバックタービュレータ１５０は、先端転向部１４２内に配置することができる。ファストバックタービュレータ１５０は、付加製造又は他の公知の製造技術により作製することができる。ファストバックタービュレータは、対向壁１５２と、傾斜壁１５４とを含む。対向壁１５２は、全長リブ１３０の内面１５５から延びることができ、部分長リブ１３２、正圧側壁１１２若しくは負圧側壁１１４などの外壁、又は先端９４は、ファストバックタービュレータ１５０が取り付けられる内面１５５に対して直交配置される。対向壁１５２は、流れチャネル１４０内の冷却流体流のバルク流に面する。代替的に、対向壁１５２は、内面１５５に対して角度を付けることができるので、内面１５５に対する直交状態からオフセットされる。傾斜壁１５４は、対向壁１５２の端部から延び、ファストバックタービュレータ１５０が取り付けられる内面１５５において終端部１５６で戻る。傾斜壁１５４の変形例において、傾斜壁１５４は、湾曲していても、直線状であっても、セグメント化されても、局所的であっても、又は限定されない例における他のものであってもよいことが措定される。

先端転向部は、図４Ａに示されるように内部リブ間の冷却回路内に定められた先端転向部に限定すべきではなく、翼形部９２の内部の何らかの先端転向部とすることができることを認識されたい。例えば、先端フラグ共に９０度回転する、先端に向かってスパン方向に延びる通路は、先端転向部を定めることができ、内部にファストバックタービュレータを含むことができる。先端に配置された翼形部内の付加的な先端転向部は、冷却回路、部分回路、冷却メッシュ、ピンバンク、又は限定されない例における同様のもののような、本明細書で説明されるファストバックタービュレータを含むことができる。

ファストバックタービュレータ１５０は、完全に先端転向部１４２内に配置することができる。冷却流体流１６０は、冷却回路１４３内を流れるとき、ファストバックタービュレータ１５０の上に流れ、翼形部９２内の冷却流体流１６０に乱流を発生させて冷却を強化する。さらに、ファストバックタービュレータ１５０は、先端９４上に配置することができる。ファストバックタービュレータ１５０は、終端部１５６又は対向壁１５２がコーナー部１４６に配置されるように、先端９４に取り付けることができる。

さらに、図５に示されるように、ファストバックタービュレータ１５０は、全長リブ１３０上に配置することができ、終端部１５６又は対向壁１５２がコーナー部１４６に配置される。ファストバックタービュレータ１５０は、少なくとも部分的に先端転向部１４２内に配置することができ、かつ、部分長リブ１３２上に配置することができる。例えば、ファストバックタービュレータ１５０は、転向軸線１４４がファストバックタービュレータ１５０と交差するように、全長リブ１３０上に及び部分的に先端転向部１４２内に配置することができる。さらに、ファストバックタービュレータ１５０は、部分長リブ１３２上に配置し、依然として少なくとも部分的に先端転向部１４２内にありながら、転向軸線１４４において対向壁１５２又は傾斜壁１５４の終端部１５６が終端することができる。ファストバックタービュレータ１５０は、正圧側壁１１２又は負圧側壁１１４上に配置することができることをさらに認識されたい。

ここで図６を参照すると、一例において、先端転向部１４２は、全長リブ１３０と先端９４との間の、フィレットのような弓形コーナー部１６２を有することができる。ファストバックタービュレータ１５０は、弓形コーナー部１６２上に配置することができる。ファストバックタービュレータ１５０の対向壁１５２は、直交軸線１６４に沿って示される、ファストバックタービュレータ１５０が取り付けられる表面に直交配置することができる。代替的に、対向壁１５２は、ファストバックタービュレータ１５０が取り付けられる表面からの直交軸線１６４から角度オフセットすることができる。

ここで図７を参照すると、図４〜図６の線形傾斜壁１５４とは対照的に、弓形コーナー部１６２上に配置されたファストバックタービュレータ１７０は、弓形壁１７２を有することができる。弓形壁１７２は、ファストバックタービュレータ１７０が取り付けられる弓形コーナー部１６２の表面と相補的な弓形凹状面を有することができる。例えば、ファストバックタービュレータ１７０が、３０度のアール付き弓形コーナー部１６２に沿って取り付けられる場合、弓形壁１７０は、同様のアール付き面を定めることができる。

代替的に、弓形コーナー部１６２は、弓形壁１７２が内部に配置されたファストバックタービュレータ１７０を有するように、正圧側壁１１２又は負圧側壁１１４と先端９４との間の接合部に配置することができる。

図８を参照すると、付加的な例示的ファストバックタービュレータ１８０が示される。ファストバックタービュレータ１８０は、冷却流体流１６０に直面する対面壁１５２と、傾斜壁１５４と、対面壁１５２と傾斜壁１５４との間に配置された平坦な壁１８２とを含む。

図７に示されるような弓形ファストバックタービュレータ１７０又は図８に示されるようなファストバックタービュレータ１８０は、本明細書で説明されるいずれのファストバックタービュレータの代わりに実装できることも理解されたい。限定されない例において、ファストバックタービュレータ１５０、１７０、１８０は、全長リブ１３０若しくは部分長リブ１３２上、又はコーナー部１４６、弓形コーナー部１６２、若しくはいずれかの先端転向部１４２内の他のいずれかの表面内に配置することができる。

翼根９６から先端９４までスパン方向に延び、先端転向部１４２を有する流れチャネル１４０を備えた翼形部９２を有するガスタービンエンジン１０におけるダスト堆積を最小にする方法が、冷却流体を、少なくとも部分的に先端転向部１４２内に配置された少なくとも１つのファストバックタービュレータ１５０、１７０、１８０の上に流すことを含む。さらに、本方法は、先端転向部１４２の曲率に追従するように、ファストバックタービュレータ１５０、１７０、１８０を成形することを含むことができる。冷却流体を流すことは、冷却流体１６０を、少なくとも１つの全長リブ１３０若しくは少なくとも１つの部分長リブ１３２、又はその両方上の少なくとも１つのファストバックタービュレータの上に流すことをさらに含むことができる。さらに、冷却流体１６０を流すことは、冷却流体１６０を正圧側壁１１２又は負圧側壁１１４のうちの少なくとも一方上の少なくとも１つのファストバックタービュレータ１５０、１７９、１８０の上に流すことを含むことができる。ファストバックタービュレータ１５０、１７０、１８０は、ダスト堆積の発生を低減する共に、翼形部内の冷却効率を向上させる傾向がある流れを生成する。

ファストバックタービュレータ１５０、１７０は、冷却流体流１６０の乱流発生を可能にし、冷却回路１４３内の冷却を強化することを認識されたい。先端転向部１４２内にファストバックタービュレータ１５０、１７０、１８０を使用することにより、ダスト又は粒子状物質の蓄積が低減し、翼形部の寿命が改善し、必要な翼形部の保守が最小になる。

開示された設計の用途は、ファン及びブースタセクションを有するタービンエンジンに限定されず、ターボジェット及びターボエンジンにも同様に適用可能であることを認識されたい。

本明細書は最良の形態を含む実施例を使用して、本発明を開示し、また当業者が、あらゆる装置又はシステムを製作し且つ使用しまたあらゆる組込み方法を実行することを含む本発明の実施を行なうことを可能にもする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される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、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。

最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
タービンエンジン用の翼形部であって、
内部を境界付け、前縁と後縁との間に軸方向に延びて翼弦方向を定め且つ翼根と先端との間に半径方向に延びてスパン方向を定める正圧側壁及び負圧側壁を定める外壁と、
上記内部内に配置され、少なくとも１つの翼弦方向に離間された全長リブ及び部分長リブを有してそれらの間に流れチャネルを定め、上記全長リブはスパン方向に延びて上記先端と接触し、上記部分長リブはスパン方向に延びて、上記先端より前で終端し、上記流れチャネルのための先端転向部を定める、冷却回路と、
内面から延びる対向壁と上記内面に戻る傾斜壁とを有し、上記先端転向部内に少なくとも部分的に配置された、少なくとも１つのタービュレータと、
を含む、翼形部。
［実施態様２］
上記先端転向部は、上記部分長リブの終端部から上記先端までのスパン距離内に定められる、実施態様１に記載の翼形部。
［実施態様３］
上記タービュレータは、上記先端転向部内に完全に配置される、実施態様２に記載の翼形部。
［実施態様４］
上記全長リブと上記先端との間の交点に定められたコーナー部と、上記コーナー部に配置された少なくとも１つのタービュレータをさらに含む、実施態様３に記載の翼形部。
［実施態様５］
上記全長リブと上記先端との間の円弧状コーナー部と、上記円弧状コーナー部に沿って少なくとも部分的に配置された少なくとも１つのタービュレータとを備える、実施態様３に記載の翼形部。
［実施態様６］
１又は２以上のタービュレータの上記傾斜壁は、上記円弧状コーナー部の曲率に追従するように成形される、実施態様５に記載の翼形部。
［実施態様７］
少なくとも１つのタービュレータが、上記終端部に隣接して配置される、実施態様５に記載の翼形部。
［実施態様８］
少なくとも１つのタービュレータが、上記正圧側壁及び上記負圧側壁の少なくとも１つ上に配置される、実施態様７に記載の翼形部。
［実施態様９］
少なくとも１つのタービュレータが、上記先端転向部内のダスト堆積を遅らせる、実施態様８に記載の翼形部。
［実施態様１０］
１つ又は複数のタービュレータの上記傾斜壁には、円弧状である、実施態様９に記載の翼形部。
［実施態様１１］
１つのファストバックが、上記終端部に配置される、実施態様５に記載の翼形部。
［実施態様１２］
上記少なくとも１つのタービュレータの１又は２以上は、円弧状の傾斜壁を含む、実施態様１に記載の翼形部。
［実施態様１３］
上記少なくとも１つのファストバックタービュレータは、上記先端転向部内のダスト堆積を最小にする、実施態様１に記載の翼形部。
［実施態様１４］
先端から翼根までスパン方向に延び、先端転向部を有する流れチャネルを備えた翼形部を有するタービンエンジンにおけるダスト堆積を最小にする方法であって、冷却流体を、少なくとも部分的に、上記先端転向部内に配置された少なくとも１つのファストバックタービュレータの上に流すことを含む、方法。
［実施態様１５］
上記先端転向部の曲率に追従するように、上記少なくとも１つのファストバックタービュレータを成形することをさらに含む、実施態様１４に記載の方法。
［実施態様１６］
上記冷却流体を流すことは、上記冷却流体を、全長リブ及び部分長リブの少なくとも１つ上の上記少なくとも１つのファストバックタービュレータの上に流すことを含む、実施態様１４に記載の方法。
［実施態様１７］
上記冷却流体を流すことは、上記冷却流体を、上記全長リブ及び上記部分長リブの両方上の上記少なくとも１つのファストバックタービュレータの上に流すことを含む、実施態様１６に記載の方法。
［実施態様１８］
上記冷却流体を流すことは、上記冷却流体を、上記流れチャネルの正圧側壁及び負圧側壁の少なくとも１つ上の上記少なくとも１つのファストバックタービュレータの上に流すことを含む、実施態様１６に記載の方法。
［実施態様１９］
上記先端転向部内のダスト堆積を低減させることをさらに含む、実施態様１１に記載の方法。
［実施態様２０］
タービンエンジン用の翼形部であって、内部を境界付ける外面を含み、翼根と先端との間に半径方向に延びてスパン方向を定め、上記先端に隣接する上記内部内に先端転向部を有し、タービュレータが取り付けられる内面から延びる対向壁及び上記対向壁から上記内面に戻る傾斜壁を有する少なくとも１つのタービュレータが、少なくとも部分的に、上記先端転向部内に配置される、翼形部。
［実施態様２１］
上記少なくとも１つのタービュレータは、上記先端転向部内に完全に配置される、実施態様２０に記載の翼形部。
［実施態様２２］
上記転向部内に配置されたコーナー部、及び上記コーナー部に配置された少なくとも１つのタービュレータをさらに含む、実施態様２０に記載の翼形部。
［実施態様２３］
上記先端転向部内の円弧状コーナー部、及び少なくとも部分的に上記円弧状コーナー部に沿って配置された少なくとも１つのタービュレータをさらに含む、実施態様２０に記載の翼形部。
［実施態様２４］
上記傾斜壁には、円弧状である、実施態様２３に記載の翼形部。
［実施態様２５］
上記少なくとも１つのファストバックタービュレータは、上記先端転向部内のダスト堆積を最小にする、実施態様２０に記載の翼形部。
［実施態様２６］
上記少なくとも１つのファストバックタービュレータの１又は２以上は、円弧状の傾斜壁を有する、実施態様２０に記載の翼形部。

１０ エンジン
１２ 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 ＬＰ圧縮機
２６ 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 排出セクション
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スプール
５０ ＬＰスプール
５１ ロータ
５２ ＨＰ圧縮機段
５３ ディスク
５４ ＨＰ圧縮機段
５６ ＬＰ圧縮機ブレード
５８ ＨＰ圧縮機ブレード
６０ ＬＰ圧縮機ベーン
６１ ディスク
６２ ＨＰ圧縮機ベーン
６３ ステータ
６４ ＨＰタービン段
６６ ＬＰタービン段
６８ ＨＰタービンブレード
７０ ＬＰタービンブレード
７１ ディスク
７２ ＨＰタービンベーン
７３ ディスク
７４ ＬＰタービンベーン
７６ 加圧周囲空気
７７ ブリード空気
７８ 空気流
８０ 出口ガイドベーン組立体
８２ 翼形部ガイドベーン
８４ ファン排出側
９０ ダブテール部
９２ 翼形部
９４ 先端
９６ 翼根
９８ プラットフォーム
１００ 入口通路
１０２ 通路出口
１１０ 内部
１１２ 正圧側壁
１１４ 負圧側壁
１１６ 前縁
１１８ 後縁
１２０ リブ
１２２ チャネル
１３０ 全長リブ
１３２ 部分長リブ
１３４ リブ端部
１４０ 流れチャネル
１４２ 先端転向部
１４３ 冷却回路
１４４ 転向軸線
１４６ コーナー部
１５０ ファストバックタービュレータ
１５２ 対面壁
１５４ 傾斜壁
１５５ 内面
１５６ 終端部
１６０ 冷却流体流
１６２ 弓形コーナー部
１６４ 直交軸線
１７０ ファストバックタービュレータ
１７２ 弓形壁
１８０ ファストバックタービュレータ
１８２ 平坦な壁

Claims (10)

1. タービンエンジン（１０）用の翼形部（９２）であって、
   内部（１１０）を境界付け、前縁（１１６）と後縁（１１８）との間に軸方向に延びて翼弦方向を定め且つ翼根（９６）と先端（９４）との間に半径方向に延びてスパン方向を定める正圧側壁（１１２）及び負圧側壁（１１４）を定める外壁と、
   前記内部（１１０）内に配置され、少なくとも１つの翼弦方向に離間された全長リブ（１３０）及び部分長リブ（１３２）を有してそれらの間に流れチャネル（１４０）を定め、前記全長リブ（１３０）はスパン方向に延びて前記先端（９４）と接触し、前記部分長リブ（１３２）はスパン方向に延びて、前記先端（９４）より前で終端し、前記流れチャネル（１４０）のための先端転向部（１４２）を定める、冷却回路（１４３）と、
   内面（１５５）から延びる対向壁（１５２）と前記内面（１５５）に戻る傾斜壁（１５４）とを有し、前記先端転向部（１４２）内に少なくとも部分的に配置された、少なくとも１つのタービュレータ（１５０）と、
   を含む、翼形部（９２）。
2. 前記先端転向部（１４２）は、前記部分長リブ（１３２）の終端部（１５６）から前記先端（９４）までのスパン距離内に定められる、請求項１に記載の翼形部（９２）。
3. 前記タービュレータ（１５０）は、前記先端転向部（１４２）内に完全に配置される、請求項２に記載の翼形部（９２）。
4. 前記全長リブ（１３０）と前記先端（９４）との間の交点に定められたコーナー部（１４６）と、前記コーナー部（１４６）に配置された少なくとも１つのタービュレータ（１５０）をさらに含む、請求項３に記載の翼形部（９２）。
5. 前記全長リブ（１３０）と前記先端（９４）との間の円弧状コーナー部（１６２）と、前記円弧状コーナー部（１６２）に沿って少なくとも部分的に配置された少なくとも１つのタービュレータ（１５０）とを備える、請求項３に記載の翼形部（９２）。
6. １又は２以上のタービュレータ（１５０）の前記傾斜壁（１５４）は、前記円弧状コーナー部（１６２）の曲率に追従するように成形される、請求項５に記載の翼形部（９２）。
7. 少なくとも１つのタービュレータ（１５０）が、前記終端部（１５６）に隣接して配置される、請求項５に記載の翼形部（９２）。
8. 少なくとも１つのタービュレータ（１５０）が、前記正圧側壁（１１２）及び前記負圧側壁（１１４）の少なくとも１つの上に配置される、請求項７に記載の翼形部（９２）。
9. 少なくとも１つのタービュレータ（１５０）が、前記先端転向部（１４２）内のダスト堆積を遅らせる、請求項８に記載の翼形部（９２）。
10. １又は２以上のタービュレータ（１５０）の前記傾斜壁（１５４）は、円弧状である、請求項９に記載の翼形部（９２）。