JP2017141832A

JP2017141832A - 表面輪郭

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Publication number: JP2017141832A
Application number: JP2017020818A
Authority: JP
Inventors: ロナルド・スコット・バンカー; Ronald Scott Bunker
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2016-02-12
Filing date: 2017-02-08
Publication date: 2017-08-17
Also published as: EP3205822A1; US10495309B2; CA2957451A1; US20170234537A1; CN107084406A

Abstract

【課題】
不必要な重量を追加することなく種々の熱管理特徴部に構造的に対応することが可能な、ガスタービンエンジンの構成要素用の壁を提供すること。
【解決手段】
ガスタービンエンジンの燃焼セクション又はタービンセクションのうちの少なくとも一方のための構成要素が提供される。ガスタービンエンジンの燃焼セクション及びタービンセクションは、コア空気流路を少なくとも部分的に定め、構成要素は、壁を含む。壁自体は、高温側と、反対側の低温側とを含む。構成要素がガスタービンエンジン内に設置されたとき、高温側は、コア空気流路に対して露出されると共に少なくとも部分的にこれを定める。壁は、壁の熱管理特徴部に構造的に対応するために壁の低温側に表面輪郭（１６２）を含むように製造される
【選択図】図３

Description

本主題は、一般に、ガスタービンエンジンのタービンセクション及び／又は燃焼セクション内の特定の構成要素の表面輪郭に関する。

ガスタービンエンジンは、一般に、互いに流体連通状態で配置されたファン及びコアを含む。さらに、ガスタービンエンジンのコアは、一般に、直列流れ順に、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、及び排出セクションを含む。動作時、空気はファンから圧縮機セクションの入口に供給され、そこで１又は２以上の軸流圧縮機が空気を燃焼セクションに達するまで徐々に圧縮する。燃焼セクション内で燃料が圧縮空気に混合されて燃焼し、燃焼ガスがもたらされる。燃焼ガスは、燃焼セクションからタービンセクションに送られる。タービンセクションを通る燃焼ガスの流れは、タービンセクションを駆動し、次いで排出セクションを通って例えば大気中に送られる。

タービンセクション内に、固定ガイドベーン、ステータベーン等を含む１又は２以上のタービンノズル段が設けられ、そこを通る燃焼ガスの流れを方向付ける。タービンノズルの各段は、複数の円周方向に離間したタービンノズルセクションで形成され、各セクションは、タービンセクションを通る流路を部分的に定める半径方向内側及び外側の端壁を含む。端壁を形成する材料の温度を所望の温度範囲内に維持するために、端壁は、一般に１又は２以上の熱管理特徴部（ｔｈｅｒｍａｌｍａｎａｇｅｍｅｎｔｆｅａｔｕｒｅ）を含む。例えば、端壁は、典型的には貫通する複数の冷却穴を含む。

端壁が複数の冷却穴を含む場合、端壁は、典型的には、複数の冷却穴に構造的に対応するためにそれ以外の場合に必要な厚さよりも厚く形成される。しかしながら、本開示の発明者は、このことが、タービンノズルの段に、そして概してガスタービンエンジンに余計な重量を追加することになり得ることを見いだした。従って、不必要な重量を追加することなく種々の熱管理特徴部に構造的に対応することが可能な、構成要素用の壁は有用である。例えば、不必要な重量を追加することなく種々の熱管理特徴部に構造的に対応することが可能な、タービンノズル段のノズルセクション用の端壁は、特に有益である。

米国特許第８８８４１８２号明細書

本発明の態様及び利点は、その一部を以下の説明に記載しており、又はこの説明から明らかにすることができ、或いは本発明を実施することにより理解することができる。

本開示の１つの例示的な実施形態において、ガスタービンエンジンの燃焼セクション又はタービンセクションのうちの少なくとも一方のための構成要素が提供される。ガスタービンエンジンの燃焼セクション及びタービンセクションは、コア空気流路を少なくとも部分的に定める。該構成要素は、高温側と反対側の低温側とを含む壁を含み、高温側は、コア空気流路に対して露出されるとともに少なくとも部分的にこれを定める。壁は、壁の熱管理特徴部に構造的に対応するために壁の低温側に表面輪郭を含むように製造される。

本開示の１つの例示的な実施形態において、ガスタービンエンジンの燃焼セクション又はタービンセクションのうちの少なくとも一方のための構成要素が提供される。ガスタービンエンジンの燃焼セクション及びタービンセクションは、コア空気流路を少なくとも部分的に定める。該構成要素は、高温側と反対側の低温側とを含む壁を含む。高温側は、コア空気流路に対して露出されるとともに少なくとも部分的にこれを定め、低温側は、覆われていない表面を定める。壁は、基部形状と、低温側で基部形状に局所的に付加された厚さとを含むように製造され、壁の低温側に表面輪郭を形成する。

本開示の１つの例示的な態様において、ガスタービンエンジンの燃焼セクション又はタービンセクションのうちの少なくとも一方のための構成要素を製造する方法が提供される。ガスタービンエンジンの燃焼セクション及びタービンセクションは、コア空気流路を少なくとも部分的に定める。本方法は、構成要素の壁の基部形状を形成することを含む。構成要素の壁は、コア空気流路に露出されると共に少なくとも部分的にこれを定める高温側と、反対側の低温側とを含む。本方法はまた、壁の低温側に表面輪郭を含めるように壁の基部形状を修正することを含む。本方法はまた、壁の１又は２以上の熱管理特徴部を形成することを含み、壁の低温側の表面輪郭は、１又は２以上の熱管理特徴に構造的に対応する。

本発明のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、以下の説明及び添付の請求項を参照するとより理解できるであろう。本明細書に組み込まれかつその一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を例証しており、本明細書と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。

添付図を参照した本明細書において、当業者に対してなしたその最良の形態を含む本発明の完全かつ有効な開示を説明する。

本主題の種々の実施形態による例示的なガスタービンエンジンの概略断面図。図１の例示的なガスタービンエンジンの燃焼セクション及びタービンセクションの拡大側面図。本開示の例示的な実施形態による構成要素の壁の低温側の平面図。図３の線４−４に沿った、図３の例示的な構成要素の壁の側断面図。本開示の別の例示的な実施形態による構成要素の壁の低温側の平面図。図５の線６−６に沿った、図５の例示的な構成要素の壁の側断面図。本開示のさらに別の例示的な実施形態による構成要素の壁の側断面図。本開示のさらにまた別の例示的な実施形態による構成要素の壁の側断面図。本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジン用の構成要素を製造する方法のフロー図。

ここで、その１又は２以上の実施例が添付図面に例示されている本発明の実施形態について詳細に説明する。詳細な説明では、図面中の特徴部を示すために参照符号及び文字表示を使用している。本発明の同様の又は類似の要素を示すために、図面及び説明において同様の又は類似の記号表示を使用している。本明細書で使用される用語「第１」、「第２」、及び「第３」は、ある構成要素を別の構成要素と区別するために同義的に用いることができ、個々の構成要素の位置又は重要性を意味することを意図したものではない。用語「上流」及び「下流」は、流体通路における流体流れに対する相対的方向を指す。例えば、「上流」は、流体がそこから流れる方向を指し、「下流」は流体がそこに向けて流れ込む方向を指す。

ここで図面を参照すると、図中、同一の符号は図全体を通して同じ要素を表し、図１は、本開示の例示的な実施形態によるターボ機械の概略断面図である。より具体的には、図１の実施形態に関して、ターボ機械は、ガスタービンエンジンとして、さらに正確には高バイパスターボファンジェットエンジン１２として構成され、本明細書では「ターボファンエンジン１２」と呼ぶ。図１に示すように、ターボファンエンジン１２は、軸線方向Ａ（基準用に設けられた長手方向中心線１３に対して平行に延びる）と、半径方向Ｒと、軸線方向Ａの周りに延びる円周方向Ｃ（長手方向中心線１３の周りに延びる。図３参照）と、を定める。一般に、ターボファン１０は、ファンセクション１４と、ファンセクション１４から下流に配置されたコアタービンエンジン１６とを含む。

図示された例示的なコアタービンエンジン１６は、一般に、環状入口２０を定める実質的に環状の外側ケーシング１８を含む。コアタービンエンジン１６は、直列流れ関係で、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２２及び高圧（ＨＰ）圧縮機２４を含む圧縮機セクションと、燃焼セクション２６と、高圧（ＨＰ）タービン２８及び低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービンセクションと、ジェット排出ノズルセクション３２とを含み、外側ケーシング１８は、これを収容する。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動接続する。低圧（ＬＰ）シャフト又はスプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機２２に駆動接続する。従って、ＬＰシャフト３６及びＨＰシャフト３４は各々、回転構成要素であり、ターボファンエンジン１２の動作中に軸線方向Ａの周りで回転する。

さらに図１を参照すると、ファンセクション１４は、離間した様式でディスク４２に結合した複数のファンブレード４０を有する可変ピッチファン３８を含む。図示のように、ファンブレード４０は、概ね半径方向Ｒに沿ってディスク４２から外向きに延びる。ファンブレード４０がファンブレード４０のピッチを集合的に一斉に変えるように構成された適切なピッチ変更機構４４に作動的に結合していることに基づいて、各ファンブレード４０は、ピッチ軸Ｐの周りでディスク４２に対して回転可能である。ファンブレード４０、ディスク４２、及びピッチ変更機構４４は、出力ギヤボックス４６を横切るＬＰシャフト３６によって長手方向軸線１２の周りで一緒に回転可能である。出力ギヤボックス４６は、ＬＰシャフト３６に対するファン３８の回転速度をより効率的なファン回転速度に調節するための複数のギヤを含む。より具体的には、ファンセクションは、出力ギヤボックス４６を横切るＬＰシャフト３６によって回転可能なファンシャフトを含む。従って、ファンシャフトもまた回転構成要素とみなすことができ、同様に１又は２以上の軸受によって支持される。

さらに図１の例示的な実施形態を参照すると、ディスク４２は、空気力学的に輪郭形成されて空気流が複数のファンブレード４０を通るのを促進する、回転可能フロントハブ４８でカバーされる。加えて、例示的なファンセクション１４は、円周方向でファン３８を囲む及び／又はコアタービンエンジン１６の少なくとも一部を囲む、環状ファンケーシング又は外側ナセル５０を含む。例示的なナセル５０は、周方向に離間した複数の出口ガイドベーン５２によってコアタービンエンジン１６に対して支持される。さらに、ナセル５０の下流セクション５４は、コアタービンエンジン１６の外側部分の上に延びており、それらの間にバイパス空気流通路５６を定めるようになっている。

ターボファンエンジン１２の動作中、ある体積の空気５８がナセル５０及び／又はファンセクション１４の関連の入口６０を通ってターボファン１０に入る。該体積の空気５８がファンブレード４０を通過すると、空気５８の第１の部分は、矢印６２で示すようにバイパス空気流通路５６へ方向づけられ又は送られ、空気５８の第２の部分は、矢印６４で示すようにコア空気流路３７、より詳細にはＬＰ圧縮機２２へと方向づけられ又は送られる。空気の第１の部分６２と空気の第２の部分６４との比は、一般にバイパス比として知られる。次に、空気の第２の部分６４の圧力は、高圧（ＨＰ）圧縮機２４を通って燃焼セクション２６内へ送られるにつれて増大し、そこで燃料と混合されて燃焼し、燃焼ガス６６をもたらす。

燃焼ガス６６は、ＨＰタービン２８を通って送られ、そこで熱及び／又は運動エネルギーの一部が、外部ケーシング１８に結合されたＨＰタービンステータベーン６８とＨＰシャフト又はスプール３４に結合されたＨＰタービンロータブレード７０との連続した段を介して燃焼ガス６６から抽出され、かくしてＨＰシャフト又はスプール３４を回転させ、それによりＨＰ圧縮機２４の動作を助ける。燃焼ガス６６は次に、ＬＰタービン３０を通って送られ、そこで熱及び運動エネルギーの第２の部分が、外部ケーシング１８に結合されたＬＰタービンステータベーン７２とＬＰシャフト又はスプール３６に結合されたＬＰタービンロータブレード７４との連続した段を介して燃焼ガス６６から抽出され、かくしてＬＰシャフト又はスプール３６を回転させ、それによりＬＰ圧縮機２２の動作及び／又はファン３８の回転を助ける。

その後、燃焼ガス６６は、コアタービンエンジン１６のジェット排出ノズルセクション３２を通って送られ、推進推力をもたらす。同時に、空気の第１の部分６２の圧力は、空気の第１の部分６２がターボファン１０のファンノズル排出セクション７６から排出される前にバイパス空気流通路５６を通って送られるにつれて実質的に高められ、これも推進推力をもたらす。ＨＰタービン２８、ＬＰタービン３０及びジェット排出ノズルセクション３２は、少なくとも部分的に、コアタービンエンジン１６を通して燃焼ガス６６を送るための熱ガス通路７８を定める。

ここで図２を参照すると、図１のターボファンエンジン１２の、特に燃焼セクション２６及びタービンセクションのＨＰタービン２８の拡大断面図が提示される。図示された燃焼セクション２６は、一般に、内側ライナ８２及び外側ライナ８４で定められる燃焼室８０を含んだ燃焼器７９を含み、燃焼室８０は、概ね軸線方向Ａに沿って前方端８６から後方端８８に延びる。内側ライナ８２は、一般に、燃焼室８０を通って延びるコア空気流路３７の部分の一部に対して露出されこれを定める高温側９０と、反対側の低温側９２とを定める。同様に、外側ライナ８４もまた、燃焼室８０を通って延びるコア空気流路３７の部分の一部に対して露出されこれを定める高温側９４と、反対側の低温側９６とを定める。図示されていないが、内側及び／又は外側ライナ８２、８４は、内側及び／又は外側ライナ８２、８４の温度を所望の動作温度範囲内に維持するために、貫通して延びる１又は２以上の冷却穴、又は他の熱管理特徴部を含むことができる。

さらに、燃焼室８０に燃焼セクションから燃料と圧縮空気との混合物を供給するために、複数の燃料ノズル９８が燃焼室８０の前方端８６に配置される。上述もように、燃料と空気との混合物を燃焼室８０内で燃焼させて、そこを通る燃焼ガスの流れを発生させる。図示した実施形態に関して、燃焼器７９は、環状燃焼器として構成される。

燃焼セクション２６の下流で、ＨＰタービン２８は、複数のタービン構成要素段を含み、各タービン構成要素段は、複数のタービン構成要素を含む。より具体的には、図示した実施形態に関して、ＨＰタービン２８は、複数のタービンノズル段、並びに１又は２以上のタービンロータブレード段を含む。詳細には、図示した実施形態に関して、ＨＰタービン２８は、第１のタービンノズル段１００及び第２のタービンノズル段１０２を含み、その各々がそこを通る燃焼ガスの流れを方向付ける。第１のタービンノズル段１００は、円周方向Ｃに沿って離間した複数のタービンノズルセクション１０４を含む。特に、第１のタービンノズル段１００は、燃焼セクション２６の直ぐ下流に位置し、従って、複数の燃焼排出ノズルセクションを有する燃焼器排出ノズル段とも呼ぶことができる。加えて、図示した例示的な実施形態に関して、第２のタービンノズル段１０２もまた、円周方向Ｃに沿って離間した複数のタービンノズルセクション１０６を含む。

第１のタービンノズル段１００を形成する第１のタービンノズルセクション１０４は、コア空気流路３７内に配置された第１段タービンノズル１０８、並びに壁を含む。より具体的には、ノズルセクション１０４は、内側端壁１１０及び外側端壁１１２を含み、ノズル１００は、概ね半径方向Ｒに沿って内側端壁１１０と外側端壁１１２との間に延びる。第１のノズルセクション１０４の内側端壁１１０は、コア空気流路３７に対して露出されこれを少なくとも部分的に定める高温側１１４と、反対側の低温側１１６とを定める。同様に、第１のノズルセクション１０４の外側端壁１１２は、コア空気流路３７に対して露出されこれを少なくとも部分的に定める高温側１１８と、反対側の低温側１２０とを定める。特に、図示した実施形態に関して、内側及び外側端壁１１０、１１２の低温側１１６、１２０は、覆われておらず、組み立てる前はアクセス可能である（すなわち構成要素内に閉じ込められていない）。

第１のタービンノズル段１００と同様に、第２のタービンノズル段１０２を形成する第２のタービンノズルセクション１０６は、各々、コア空気流路３７内に配置された第２段タービンノズル１２２、並びに壁を含む。より具体的には、ノズルセクション１０６は、内側端壁１２４及び外側端壁１２６を含み、第２段タービンノズル１２２は、概ね半径方向Ｒに沿って内側端壁１２４と外側端壁１２６との間に延びる。第２のノズルセクション１０６の内側端壁１２４は、コア空気流路３７に対して露出されこれを少なくとも部分的に定める高温側１２８と、反対側の低温側１３０とを定める。同様に、第２のノズルセクション１０６の外側端壁１２６は、コア空気流路３７に対して露出されこれを少なくとも部分的に定める高温側１３２と、反対側の低温側１３４とを定める。第１のノズルセクション１０４の内側及び外側端壁１１０、１１２と同様に、図示した実施形態に関して、内側及び外側端壁１２４、１２６の低温側１３０、１３４は、覆われておらず、アクセス可能である（すなわち構成要素内に閉じ込められていない）。

さらに、同様に図２に示すように、第１のタービンノズル段１００及び第２のタービンノズル段１０２のタービンノズルセクション１０４、１０６の各々は、それぞれシール１３６を含み、シール１３６もまた、以下に詳細に説明するように、少なくとも部分的にコア空気流路３７に露出される。

第１のタービンノズル段１００の直下流かつ第２のタービンノズル段１０２の直上流に位置するＨＰタービン２８は、タービンノズルブレード１４０の第１段１３８を含む。タービンノズルブレード１４０の第１段１３８は、円周方向Ｃ（図３参照）に沿って離間した複数のタービンロータブレード１４０と、第１段ロータ１４２とを含む。複数のタービンロータブレード１４０は各々、基部１４４を含み、これを介してそれぞれの複数のタービンロータブレード１１０が第１段ロータ１４２に取り付けられている。図示されていないが、タービンロータ１４２自体は、ＨＰシャフト３４（図１参照）に接続されている。このようにして、タービンロータブレード１４０は、回転エネルギーがＨＰシャフト３４に与えられたときに、ＨＰタービン２８によって定められるコア空気流路３７を通る燃焼ガスの流れから運動エネルギーを抽出することができる。ターボファンエンジン１２は、コア空気流路３７に対して露出され少なくとも部分的にこれを定めるシュラウド１１３を付加的に含む。シュラウド１１３は、タービンロータブレード１４０の第１段１３８と共にシールを形成するように構成される。

第１及び第２のタービンノズル段１００、１０２を形成する複数のノズルセクション１０４、１０６と同様に、タービンロータブレード１４０の各々の基部１４４は、壁又はプラットフォーム１４６を含む。タービンロータブレード１４０の各々の基部１４４のプラットフォーム１４６もまた、コア空気流路３７に対して露出されこれを少なくとも部分的に定める高温側１４５と、反対側の低温側１４７とを定める。さらに、タービンロータブレード１４０の各々のプラットフォーム１４６は、シール１４８を含む。シール１４８は、第１及び第２のタービンノズル段１００、１０２を形成するタービンノズルセクション１０４、１０６のシール１３６と相互作用するように構成され、タービンノズルブレード１４０の第１段１３８と第１及び第２のタービンノズル段１００、１０２との間の、コア空気流路３７からの所望しない燃焼ガス流を防止する。加えて、認識されるように、各々それぞれのロータブレード１４０の先端部１２０は、シュラウド１１３と共にシールを形成するように構成される。

ここで図３及び図４を参照すると、ガスタービンエンジンの燃焼セクション又はタービンセクションのうち少なくとも一方の構成要素に関する本開示の例示的な実施形態による壁の図が提示される。より具体的には、図３は、例示的な壁の低温側の平面図を提示し、図４は、図３の例示的な壁の一部の、図３の線４−４に沿った側断面図を提示する。

図示した例示的な実施形態に関して、壁は、ガスタービンエンジンのタービンセクションのためのタービンノズル段のノズルセクションの端壁として構成される。より具体的には、図示した実施形態に関して、壁は、第１のタービンノズル段１００のノズルセクション１０４の内側端壁１１０として構成される。内側端壁１１０は、図２を参照して上述した例示的な内側端壁１１０と実質的に同じ様式で構成することができ、従って、同じ又は類似の符号は、同じ又は類似の部分を指すものとすることができる。

従って、図示した端壁（本明細書では単に壁１１０とも呼ぶ）は、一般に、コア空気流路３７に対して露出されこれを少なくとも部分的に定める高温側１１４と、反対側の低温側１１６とを定める。加えて、壁１１０は、高温側１１４で第１段タービンノズル１０８に取り付けるか又はこれと一体に形成することができる（点線で示す。図２もまた参照のこと）。図示されていないが、１又は２以上の冷却空気流通路が図示した端壁１１０を通って延びており、動作中に第１段タービンノズル１０８の内部キャビティに冷却空気流をもたらすことができる。図３及び図４で示される軸線方向、半径方向、及び円周方向Ａ、Ｒ、Ｃは、上述の例示的なターボファンエンジン１２によって定められる軸線方向、半径方向、及び円周方向Ａ、Ｒ、Ｃに対応することを認識されたい。従って、図３及び図４で示される方向は、図示した例示的な壁１１０が例示的なターボファンエンジン１２内に設置されたときに延びる方向とすることができる。

上述のように、ガスタービンエンジンの動作中、壁１１０の高温側１１４は、その上を流れる比較的高温の燃焼ガスに曝される。かかる高温燃焼ガス流に対処するために、ノズルセクション１０４の壁１１０は、熱管理特徴部を含む。図示した実施形態に関して、熱管理特徴部は、壁１１０によって定められた冷却穴１５０である。詳細には、図示した実施形態に関して、壁１１０の熱管理特徴部は、壁１１０によって定められた複数の冷却穴１５０である。複数の冷却穴１５０の各々は、壁１１０の低温側１１６の入口１５２から壁１１０の高温側１１４の出口１５４に延びる。

また図示した実施形態に関して、複数の冷却穴１５０の各々は、壁１１０に対して９０度（９０°）未満の角度１５５を定める。より具体的には、図示した複数の冷却穴１５０は各々、本体セクション１５６及びフレア出口セクション１５８を含む。複数の冷却穴１５０によって定められる角度１３５は、冷却穴１５０の本体セクション１５６の中心線１６０と、壁１１０の表面、例えば高温側１１４の壁１１０の表面との間の角度である。特に、フレア出口セクション１５８は、壁１１０の材料の更なる量が除去された領域であり、冷却穴１５０を通る冷却空気の流れを助長して壁１１０の高温側１１４に冷却膜を形成する。しかしながら、他の実施形態において、１又は２以上の冷却穴１５０は、他のいずれかの適切な形状、配向、又は構成を有することができることを認識されたい。

冷却穴１５０のために、特に冷却穴１５０のフレア出口セクション１５８のために壁１１０から除去された材料に構造的に対応するために、従来の壁（例えば端壁）は、かかる材料が除去されたにもかかわらず構造的に堅固なままであるのに十分な厚さで製造されていた。しかしながら、本開示の発明者は、そのことで不必要な材料を含めることになり、潜在的にはこれらの壁を含む種々の構成要素セクションの費用及び重量を増大させることになりかねないことを見いだした。

従って、図３及び図４に示す壁１１０は、壁１１０の熱管理特徴部に構造的に対応するために壁１１０の低温側１１６に表面輪郭１６２を含めて製造される。より具体的には、壁１１０の熱管理特徴部が冷却穴１５０、より正確に言えば複数の冷却穴１５０を含む図示した実施形態に関して、壁１１０の低温側１１６の表面輪郭１６２は、冷却穴１５０の入口１５２を囲む局所領域１６６に付加された追加材料１６４（すなわち局所的に付加された厚さ）を含む。より具体的には、図示した実施形態に関して、壁１１０の低温側１１６の表面輪郭１６２は、複数の局所領域１６６に付加された付加材料１６４を含み、各局所領域１６６は、複数の冷却穴１５０のうちの１又は２以上の入口１５２を囲む。さらに、冷却穴１５０が壁１１０に対して延びる角度１５５を想定すると、冷却穴１５０の各々の入口１５２を囲む局所領域１６６に付加された付加材料１６４は、冷却穴１５０の出口１５４の反対側の、壁１１０の低温側１１６の領域に延びる。かかる構成は、冷却穴１５０が比較的大きいフレア出口セクション１５８を含むことを可能にすることができる。

特に、図３に示す例示的な冷却穴１５０に関して、表面輪郭１６２の少なくとも幾つかは、種々の局所領域１６６に付加された付加材料１６４を含み、各局所領域１６６は、単一の独立した冷却穴１５０を囲む。しかしながら、他の位置において、表面輪郭１６２は、複数の熱管理特徴部をカバーすることができる。例えば、図示した例示的な壁１１０は、壁１１０の前方端に冷却穴１５０の列１６８を含む。かかる実施形態では、表面輪郭１６２は、複数の熱管理特徴部の各々を収容し、より正確に言えば、図示した実施形態に関して、冷却穴１５０の列１６８を収容する。より具体的には、図示したように、壁１１０の前方端の冷却穴１５０の列１６８は、対応する表面輪郭１６２の列１７０を含み、表面輪郭１６２は、冷却穴１５０の列１６８内の複数の冷却穴１５０の各々の入口１５２を囲む局所領域１６６に付加された付加材料１６４を含む。さらに、表面輪郭１６２は、冷却穴１５０の列１６８内の複数の冷却穴１５０の各々の出口１５４の反対側の、壁１１０の低温側１１６の領域に付加された付加材料１６４を含む。

図９に示す例示的なフローチャートを参照して以下に詳細に説明するように、図示した壁１１０は、一般に基部形状１７２を含み、表面輪郭１６２は基部形状１７２に付加された付加材料１６４（すなわち低温側１１６で基部形状１７２に局所的に付加された厚さ）で形成される。例えば、特定の例示的な態様において、壁１１０の基部形状１７２は、鋳造によって形成することができ、表面輪郭１６２は、付加製造プロセス（ラピッドプロトタイピング、ラピッドマニュファクチャリング、及び３Ｄプリンティングとしても知られる）を用いて、基部形状１７２に付加することができる。例えば、特定の例示的な態様において、壁１１０の基部形状１７２は、鋳造によって形成することができ、壁１１０の低温側１１６の表面輪郭１６２（付加材料１６４を含む）は、選択的レーザ焼結（ＳＬＳ）、直接金属レーザ焼結（ＤＭＬＳ）、電子ビーム熔解（ＥＢＭ）、拡散接合、又は選択的熱焼結（ＳＨＳ）を用いて基部形状１７２に付加することができる。従って、表面輪郭１６２が冷却穴１５０の周りで基部形状１７２に付加された付加材料１６４を含む場合、付加材料１６４は、冷却穴１５０が開放されて延びた状態で残るようにして付加することができる。このことは、付加製造プロセスを用いて付加材料１６４を付加することによって達成することができる。追加的に又は代替的に、付加材料１６４は、冷却穴１５０を機械加工する前に基部形状１７２に付加することができ、冷却穴１５０の機械加工は、付加材料１６４を貫通して機械加工することを含むことができる。

ここで図５及び図６を参照すると、本開示の別の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの燃焼セクション又はタービンセクションのうちの少なくとも一方の構成要素用の壁１１０の図が提示される。より具体的には、図５は、例示的な壁１１０の低温側１１６の平面図を提示し、図６は、図５の例示的な壁１１０の一部の、図５の線６−６に沿った側断面図を提示する。

図示した例示的な壁１１０は、図３及び図４を参照して上述した例示的な壁１１０と実質的に同じ様式で構成され、従って同じ又は類似の符号は、同じ又は類似の部分を指すものとすることができる。従って、図示した壁１１０（又は端壁１１０）は、一般に、コア空気流路３７に対して露出された高温側１１４と、反対側の低温側１１６とを含む。加えて、図３の点線で示したように、壁１１０は、高温側１１４で第１段タービンノズル１０８に取り付けるか又はこれと一体に形成することができる（図２もまた参照のこと）
さらに、例示的な壁１１０は、冷却穴１５０として構成された、より正確に言えば複数の冷却穴１５０として構成された熱管理特徴部を含む。各冷却穴１５０は、壁１１０の低温側１１６の入口１５２から壁１１０の高温側１１４の出口１５４に延びる。しかしながら、図示した実施形態に関して、例示的な壁１１０、より正確には例示的な壁１１０の低温側１１６は、更なる熱管理特徴部を含む。詳細には、図示した壁１１０の低温側１１６は、壁１１０の低温側１１６の上の空気流を乱し（すなわち乱流を作り出す）、かかる空流による熱伝達を高めるための複数のタービュレータ１７４として構成された熱管理特徴部を含む。図示した実施形態に関して、タービュレータ１７４は、壁１１０の低温側１１６に対して垂直に延びた複数の円筒形のピンとして構成される。しかしながら、他の実施形態において、タービュレータ１７４は、他のいずれかの適切な構成、例えば他のいずれかの適切なサイズ又は形状を有することができる。さらに、図示した実施形態に関して、例示的な壁１１０の低温側１１６は、壁１１０の低温側１１６の上を通る空気流との熱交換を高めるためのフィン１７６として構成された更なる熱管理特徴部を含む。特に、図示した実施形態に関して、壁１１０の低温側１１６のタービュレータ１７４及び／又はフィン１７６に対してかかる熱管理特徴部に構造的に対応するために更なる表面輪郭１６２を付加する必要はない。

さらに、ここで図７を参照すると、本開示のさらに別の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの燃焼セクション又はタービンセクションのうちの少なくとも一方の構成要素用の壁１１０の一部の側断面図が提示される。図７の壁１１０の図は、図４の例示的な壁１１０の図と同じ視点から見たものとすることができ、さらに図７の例示的な壁１１０は、図３及び図４を参照して上述した例示的な壁１１０と実質的に同じ様式で構成される。従って、同じ又は類似の符号は、同じ又は類似の部分を指すものとすることができる。従って、図示した壁１１０（又は端壁１１０）は、一般に、コア空気流路３７に対して露出された高温側１１４と、反対側の低温側１１６とを定める。加えて、図示した例示的な壁１１０は、複数の熱管理特徴部を含む。熱管理特徴部は、壁１１０の低温側１１６の入口１５２から壁１１０の高温側１１４の出口１５４に延びた少なくとも１つの冷却穴１５０を含む。壁１１０は、壁１１０の低温側１１６に、少なくとも１つの冷却穴１５０に構造的に対応する表面輪郭１６２を含む。

さらに、図示した実施形態に関して、例示的な壁１１０の熱管理特徴部は、壁１１０の高温側１１４に局所的輪郭を付加的に含む。詳細には、図示した実施形態に関して、例示的な壁１１０の熱管理特徴部は、壁１１０の高温側１１４にリッジ１７８を付加的に含む。壁１１０の高温側１１４のリッジ１７８は、例えば高温燃焼ガスの流れを所望の方式で操作して所望の熱効果を達成するように構成することができる。加えて、図示した実施形態に関して、かかる熱特徴部（すなわち、壁１１０の高温側１１４にリッジ１７８として構成された局所輪郭）に構造的に対応する壁１１０の低温側１１６の輪郭１６２は、かかる熱特徴部に対して相補的な局所輪郭を含む。詳細には、図示した実施形態に関して、かかる熱特徴部に構造的に対応する壁１１０の低温側１１６の輪郭１６２は、壁１１０の高温側１１４のリッジ１７８に実質的に対応する形状の谷領域１８０を含む。かかる構成は、壁１１０の高温側１１４の上の高温燃焼ガスの流れを処理するためにリッジ１７８を含めたにもかかわらず、壁１１０が実質的に連続的な厚さ（例えば半径方向Ｒに沿って）を維持することを可能にする。より具体的には、かかる構成は、リッジ１７８を含めたにもかかわらず、壁１１０の長さに沿って（例えば軸線方向Ａに沿って）実質的に一定の熱応力を可能にすることができる。

かかる例示的な実施形態では、表面輪郭１６２は、壁１１０の基部形状１７２から材料を除去することによって壁１１０に付加することができる。例えば、壁１１０の基部形状１７２は、鋳造することができ、表面輪郭１６２は、例えば基部形状１７２から材料を機械加工又は穿孔することによって、基部形状１７２から除去することができる。特に、熱管理特徴部、又はより具体的には壁１１０の高温側１１４のリッジ１７８は、例えば付加製造プロセスを用いて基部形状１７２に付加することができる。

しかしながら、他の実施形態において、壁１１０の熱管理特徴部は、追加的に又は代替的に、種々の他の形態の局所輪郭を含むことができることを認識されたい。例えば、壁１１０の熱管理特徴部は、追加的に又は代替的に、壁１１０の高温側１１４に谷又は他の凹みを含むことができる。例えば、ここで図８を簡単に参照すると、本開示のさらに別の例示的な実施形態による壁１１０の一部の側断面図が提示される。図８に示す壁１１０は、図７に示す例示的な壁１１０と実質的に同じ様式で構成することができる。しかしながら、図８の実施形態に関して、壁１１０は、壁１１０の高温側１１４に谷領域１８２として構成された熱管理特徴部を含む。壁１１０の高温側１１４の谷領域１８２は、壁１１０の上の高温燃焼ガスの流れを処理して所望の熱効果を達成するように構成することができる。かかる例示的な実施形態では、熱管理特徴部に構造的に対応するように構成された壁１１０の低温側１１６の表面輪郭１６２は、壁１１０の高温側１１４の谷領域１８２の反対側の局所領域１６６内で壁１１０に付加された付加材料１６４を含む。より詳細には、壁１１０の低温側１１６の表面輪郭１６２は、壁１１０の高温側１１４の谷領域１８２と実質的に同じ形状を有する、壁１１０に付加されたリッジ１８４を含む。かかる構成は、壁１１０の高温側１１４の上の高温ガスの流れを処理するために谷領域１８２を含めたにもかかわらず、壁１１０が実質的に連続的な厚さ（例えば半径方向Ｒに沿って）を維持することを可能にする。より具体的には、かかる構成は、谷領域１８２を含めたにもかかわらず、壁１１０の長さに沿って（例えば軸線方向Ａに沿って）実質的に一定の熱応力を可能にすることができる。

かかる例示的な実施形態では、表面輪郭１６２は、付加製造プロセスを用いて壁１１０に付加することができる。例えば、壁１１０の基部形状１７２は、鋳造することができ、谷領域１８２は、例えば基部形状１７２から材料を機械加工又は穿孔することによって、基部形状１７２から除去することができ、表面輪郭１６２、又はより具体的には壁１１０の低温側１１６のリッジ１７８は、例えば付加製造プロセスを用いて基部形状１７２に付加することができる。

本開示の１又は２以上の実施形態による構成要素の壁は、構造的により堅固な壁をもたらすことができ、その一方でなお、所望の数及び形態の熱管理特徴部を可能にする。例えば、本開示の１又は２以上の実施形態による構成要素の壁は、壁全体を熱管理特徴部の所望の数及び形態に対応するのに必要な厚さより厚くすることを要しない。従って、本開示の１又は２以上の実施形態による壁は、ガスタービンエンジンの燃焼セクション又はタービンセクションのうちの少なくとも一方の構成要素用の、より軽量でより安価な、かつ構造的により堅固な壁をもたらすことができる。

しかしながら、図３乃至図８を参照して上述した例示的な壁は、第１のタービンノズル段１００のノズルセクション１０４の内側端壁１１０として説明したが、他の例示的な実施形態において、図３乃至図７を参照して上述した壁は、代わりに、ターボファンエンジン１２の燃焼セクション２６又はタービンセクションの他のいずれかの適切な構成要素の一部とすることができることを認識されたい。例えば、他の例示的な実施形態において、壁１１０は、燃焼器７９の壁とすることができ、又は、より具体的には、壁は、燃焼器７９の内側ライナ８２又は燃焼器７９の外側ライナ８４の少なくとも一方とすることができる。追加的に又は代替的に、壁は、第２のタービンノズル段１０２のノズルセクション１０４の壁１１０、例えば第２のタービンノズル段１０２のノズルセクション１０６のうちの１つの内側端壁１２４又は外側端壁１２６とすることができる。さらにまた他の例示的な実施形態において、壁は、タービンブレード１４０の第１段１３８又はタービンブレードの他のいずれかの段の、タービンブレード１４０の壁又はプラットフォーム１４６とすることができる。さらにまた、他の例示的な実施形態において、壁は、シュラウド（例えば図２の例示的なシュラウド１１３）の壁とすることができる。

さらに、上記構成要素は、図１に示す例示的なターボファンエンジン１２に関連して説明したが、他の例示的な実施形態において、本開示の態様は、他のいずれかの適切な構成を有するターボファンエンジン１２に組み込むことができることを認識されたい。追加的に又は代替的に、さらに他の実施形態において、本開示の態様は、他のいずれかの適切なガスタービンエンジンに組み込むことができる。例えば、他の例示的な実施形態において、本開示の態様は、例えば、ターボプロップエンジン、ターボシャフトエンジン、又はターボジェットエンジンに組み込むことができる。さらにまた、他の実施形態において、本開示の態様は、蒸気タービン、遠心圧縮機、及び／又はターボチャージャを含むが限定しされない、他のいずれかの適切なターボ機械に組み込むことができる。

ここで図９を参照すると、ガスタービンエンジンの燃焼セクション又はタービンセクションのうちの少なくとも一方のための構成要素を製造するための、本開示の例示的な態様による方法（２００）のフローチャートが提示される。特定の例示的な態様において、ガスタービンエンジンの燃焼セクション及びタービンセクションは、図１及び図２を参照して上述した例示的なターボファンエンジンの燃焼セクション及びタービンセクションと実質的に同じ様式で構成することができる。従って、ガスタービンエンジンの燃焼セクション及びタービンセクションは、コア空気流路を少なくとも部分的に定めることができる。

例示的な方法（２００）は、（２０２）において構成要素の壁の基部形状を形成することを含む。構成要素の壁は、コア空気流路に露出される高温側と、反対側の低温側とを定める。加えて、図示した例示的な態様に関して、（２０２）において構成要素の壁の基部形状を形成することは、（２０３）において構成要素の壁の基部形状を鋳造することを含む。（２０３）において構成要素の壁の基部形状を鋳造することは、いずれかの適切な鋳造技術を用いて行うことができる。

例示的な方法（２００）は、（２０４）において壁の低温側に表面輪郭を含めるように構成要素の壁の基部形状を修正することと、（２０６）において壁の１又は２以上の熱管理特徴部を形成することとをさらに含む。（２０４）において壁の基部形状を修正することによって形成される壁の低温側の表面輪郭は、（２０６）で形成される１又は２以上の熱管理特徴部に構造的に対応する。

特定の例示的な態様において、（２０６）で形成される１又は２以上の熱管理特徴部は、壁の低温側から壁の高温側へ延びる１又は２以上の冷却穴を含む。かかる例示的な態様では、（２０４）において壁の低温側に表面輪郭を含めるように構成要素の壁の基部形状を修正することは、材料を付加して壁の低温側に表面輪郭を形成することを含む。特定の例示的な態様において、付加製造プロセスを用いて、材料を壁の低温側に付加して表面輪郭を形成することができる。さらに、かかる例示的な態様において、（２０６）において壁の１又は２以上の熱管理特徴部を形成すること、すなわち１又は２以上の冷却穴を形成することは、壁の低温側から壁の高温側へ、かつ壁の低温側の表面輪郭を貫通して、１又は２以上の冷却穴を穿孔することを含むことができる。

特に、特定の例示的な態様において、１又は２以上の冷却穴を穿孔することは、１又は２以上の冷却穴が壁に対して傾斜を定めるように、１又は２以上の冷却穴を壁に対して９０度（９０°）未満の角度で穿孔することを含むことができる。かかる例示的な態様では、材料を付加して壁の低温側に表面輪郭を形成することは、壁の高温側の冷却穴の出口の反対側の位置、又は想定位置で、壁の低温側に材料を付加することをさらに含むことができる。

しかしながら、他の例示的な態様において、（２０４）において壁の低温側に表面輪郭を含めるように構成要素の壁の基部形状を修正することは、構成要素の壁の基部形状から材料を除去することを含むことができる。かかる例示的な態様では、（２０６）において壁の１又は２以上の熱管理特徴部を形成することは、低温側で表面輪郭を含むように修正された壁の基部形状の箇所の反対側の高温側の壁に材料を付加することを含むことができる。例えば、高温側に付加された材料は、リッジを形成することができ、表面輪郭を形成するために低温側の壁から除去された材料は、リッジと実質的に同じ形状を有する谷を形成することができる。

しかしながら、ガスタービンエンジンの燃焼セクション又はタービンセクションのうちの少なくとも一方のための構成要素を製造するための例示的な方法（２００）は、例示のみ目的で提示したものであることを認識されたい。例えば、他の例示的な態様において、構成要素の基部形状は、鋳造によって形成される必要はなく、代わりに付加製造プロセスを用いて形成することができる。かかる例示的な態様では、構成要素の全体を、構成要素の低温側の表面輪郭を含めて、付加製造プロセスを用いて形成することができる。

本明細書は最良の形態を含む実施例を使用して、本発明の様々な実施形態を開示し、また当業者が、あらゆる装置又はシステムを製作しか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。

１２：ターボファンジェットエンジン
１３：長手方向又は軸線方向中心線
１４：ファンセクション
１６：コアタービンエンジン
１８：外側ケーシング
２０：入口
２２：低圧圧縮機
２４：高圧圧縮機
２６：燃焼セクション
２８：高圧タービン
３０：低圧タービン
３２：ジェット排出セクション
３４：高圧シャフト／スプール
３６：低圧シャフト／スプール
３８：ファン
４０：ブレード
４２：ディスク
４４：始動部材
４６：出力ギヤボックス
４８：ナセル
５０：ファンケーシング又はナセル
５２：出口ガイドベーン
５４：下流セクション
５６：バイパス空気流通路
５８：空気
６０：入口
６２：空気の第１の部分
６４：空気の第２の部分
６６：燃焼ガス
６８：ステータベーン
７０：タービンロータブレード
７２：ステータベーン
７４：タービンロータブレード
７６：ファンノズル排出セクション
７８：熱ガス路
７９：燃焼器
８０：燃焼室
８２：内側ライナ
８４：外側ライナ
８６：前方端
８８：後方端
９０：内側ライナ高温側
９２：内側ライナ低温側
９４：外側ライナ高温側
９６：外側ライナ低温側
９８：燃料ノズル
１００：第１のタービンノズル段
１０２：第２のタービンノズル段
１０４：第１のタービンノズルセクション
１０６：第２のタービンノズルセクション
１０８：タービンノズルの第１段
１１０：第１段内側端壁
１１２：第１段外側端壁
１１４：内側端壁の高温側
１１６：内側端壁の低温側
１１８：外側端壁の高温側
１２０：外側端壁の低温側
１２２：第２段タービンノズル
１２４：第２段内側端壁
１２６：第２段外側端壁
１２８：内側端壁の高温側
１３０：内側端壁の低温側
１３２：外側端壁の高温側
１３４：外側端壁の低温側
１３６：シール
１３８：タービンロータブレードの第１段
１４０：タービンロータブレード
１４２：タービンロータ
１４４：基部
１４６：プラットフォーム
１４８：シール
１５０：冷却穴
１５２：入口
１５４：出口
１５５：角度
１５６：本体セクション
１５８：フレア出口セクション
１６０：中心線
１６２：表面輪郭
１６４：付加材料
１６６：局所領域
１６８：冷却穴の列
１７０：表面輪郭の列
１７２：基部形状
１７４：タービュレータ
１７６：フィン
１７８：リッジ
１８０：谷領域

Claims

ガスタービンエンジンの燃焼セクション又はタービンセクションのうちの少なくとも一方のための構成要素であって、前記ガスタービンエンジンの前記燃焼セクション及びタービンセクションは、コア空気流路を少なくとも部分的に定め、前記構成要素は、
高温側と、反対側の低温側とを備えた壁を備え、前記高温側は、前記コア空気流路に対して露出されると共に少なくとも部分的にこれを定め、前記壁は、前記壁の熱管理特徴部に構造的に対応するために前記壁の前記低温側に表面輪郭（１６２）を含むように製造される、
構成要素。
前記壁の前記熱管理特徴部は、前記壁によって定められかつ前記壁の前記低温側の入口（１５２）から前記壁の前記高温側の出口（１５４）まで延びる冷却穴（１５０）であり、前記壁の前記低温側の前記表面輪郭（１６２）は、前記冷却穴（１５０）の前記入口を囲む局所領域（１６６）に付加された付加材料（１６４）を含む、請求項１に記載の構成要素。
前記冷却穴（１５０）は、前記壁に対して９０度未満の角度（１５５）を定め、前記冷却穴（１５０）の前記入口（１５２）を囲む前記局所領域（１６６）に付加された前記付加材料（１６４）は、前記冷却穴（１５０）の前記出口（１５４）の反対側の前記壁の前記低温側の領域に延びる、請求項２に記載の構成要素。
前記壁の前記熱管理特徴部は、前記壁によって定められる複数の冷却穴（１５０）であり、前記冷却穴（１５０）の各々は、前記壁の前記低温側の入口（１５２）から前記壁の前記高温側の出口（１５４）まで延びており、前記壁の前記低温側の前記表面輪郭（１６２）は、前記冷却穴（１５０）の各々の前記入口（１５２）を囲む局所領域（１６６）に付加された付加材料（１６４）を含む、請求項１に記載の構成要素。
前記構成要素は、前記ガスタービンエンジンの前記タービンセクションのためのタービンノズル段のノズルセクションである、請求項１に記載の構成要素。
前記壁の前記熱管理特徴部は、前記壁の前記高温側の局所輪郭であり、前記壁の前記低温側の前記表面輪郭（１６２）は、前記壁の前記高温側の前記局所輪郭に形状が実質的に対応する局所輪郭を含む、請求項１に記載の構成要素。
前記壁は、基部形状（１７２）を備え、前記表面輪郭（１６２）は、付加製造プロセスを用いて前記基部形状（１７２）に付加される、請求項１に記載の構成要素。
前記壁の前記基部形状（１７２）は、鋳造によって形成される、請求項７に記載の構成要素。
ガスタービンエンジンの燃焼セクション又はタービンセクションのうちの少なくとも一方のための構成要素を製造する方法であって、前記ガスタービンエンジンの前記燃焼セクション及びタービンセクションは、コア空気流路を少なくとも部分的に定め、前記方法は、
前記構成要素の壁の基部形状を形成するステップ（２０２）であって、前記構成要素の前記壁は、前記コア空気流路に露出されると共に少なくとも部分的にこれを定める高温側と、反対側の低温側とを備える、ステップ（２０２）と、
前記壁の前記低温側に表面輪郭を含めるように前記壁の前記基部形状を修正するステップ（２０４）と、
前記壁の１又は２以上の熱管理特徴部を形成するステップ（２０６）であって、前記壁の前記低温側の前記表面輪郭が前記１又は２以上の熱管理特徴に構造的に対応する、ステップ（２０６）と
を含む、方法。
前記構成要素の壁の前記基部形状を形成するステップ（２０２）が、前記構成要素の前記壁の前記基部形状を鋳造することを含む、請求項９に記載の方法。