JP2017150475A

JP2017150475A - 翼形部の後縁冷却

Info

Publication number: JP2017150475A
Application number: JP2017012600A
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: 2017-01-27
Publication date: 2017-08-31
Also published as: CN107084003B; US10260354B2; EP3205821A1; US20170234138A1; CN107084003A; CA2956914A1

Abstract

【課題】ガスタービンエンジンのタービン翼形部は、スパン方向に沿って、翼形部の前縁から翼形部の後縁に向かって延在する正圧側壁を具備する。
【解決手段】タービン翼形部９０はさらに、やはりスパン方向に沿って、前縁１０８から後縁１１０に向かって延在する負圧側壁１０６を具備する。正圧側壁１０４及び負圧側壁はその間に冷却気空洞１１２を画定し、正圧側壁及び負圧側壁の一方又は両方は、冷却気空洞から実質的に後縁まで延在する後縁冷却チャンネル１１８を画定する。
【選択図】図３

Description

本主題は一般に、ガスタービンエンジンの翼形部内の冷却チャンネルに関する。

ガスタービンエンジンは一般に、互いに流れ連通するよう配置されたファンおよびコアを具備する。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、排気セクションを具備する。作動時、空気がファンから圧縮機セクションの吸気口に供給され、そこで一つ又は複数の軸流圧縮機が、空気が燃焼セクションに到達するまで、空気を徐々に圧縮する。燃料は圧縮された空気と混ざり、燃焼セクション内で燃え、燃焼ガスを供給する。燃焼ガスは、燃焼セクションからタービンセクションへ送られる。タービンセクションを通る燃焼ガスの流れが、タービンセクションを駆動し、さらに排気セクションを通り、例えば外気へと送られる。

タービンセクションは通常、タービンノズル及びタービン動翼が連続して配置された複数の段を具備する。タービンノズルの様々な段における各タービンノズルと、タービン動翼の様々な段における各タービン動翼は、翼形部を具備する。これらの翼形部は通常、冷却気を翼形部の中心空洞内へ、及び、翼形部上の様々な位置に配置された様々な冷却孔を通して流すことによって、積極的に冷却される。例えば、翼形部は、前縁の様々な冷却孔と、正圧側及び負圧側に沿った様々な冷却孔と、後縁の様々な冷却孔とを具備し得る。

翼形部の性質を考慮すると、一般的に翼形部の中央空洞内の冷却気は、翼形部の後縁の冷却孔を通る際に圧力低下が最も大きくなる。例えば、後縁は、空気力学的損失を最小限にするため、出来るだけ薄くすることが望まれる。したがって、後縁を形成するセクションはまた、比較的長くなり得、その長さを通る小さな冷却孔を鋳造又は加工するのが難しくなる。そのような構成により、結果的として、所望よりも大きな冷却孔が、要求されている、又は所望されている以上の冷却流体流を流してしまうことになる。

したがって、そこを通る気流量を制御する、追加的な手段を持った後縁冷却チャンネルを有する翼形部は、有用であるだろう。さらに特には、そこを通る気流量を制御する追加的な手段と共に、調量セクションを具備する後縁冷却チャンネルを有する翼形部は、特に有益であろう。

米国特許第９１０７０２６号公報

本発明の態様および利点は、部分的に、次の説明で述べ、または説明から自明でありえ、または、本発明の実行を通じて知り得る。

本開示のある例示的実施形態では、ガスタービンエンジンのタービン翼形部が与えられる。タービン翼形部は、スパン方向と、前縁と、後縁とを画定する。タービン翼形部は、スパン方向に沿って、及び、前縁から後縁に向かって、延在する正圧側壁を具備する。タービン翼形部はまた、スパン方向に沿って、及び、前縁から後縁に向かって、延在する負圧側壁を具備する。正圧側壁及び負圧側壁は、その間に冷却気空洞を画定する。正圧側壁及び負圧側壁の一方又は両方は、冷却気空洞から実質的に後縁まで延在する後縁冷却チャンネルを画定する。正圧側壁及び負圧側壁の一方又は両方は、冷却気空洞からそこを通り流れる冷却気の量を減らすため、後縁冷却チャンネルまで、部分的に延在する、複数の圧力低下部材を具備する。

本開示の別の例示的態様では、前縁及び後縁を画定するガスタービンエンジンのタービン翼形部の製造方法が与えられる。本方法は、翼形部の前縁から翼形部の後縁に向かって延在する翼形部の本体セクションを形成することを含む。本体セクションは、後縁に近接して位置する冷却気空洞を画定する。本方法はまた、付加製造プロセスを利用して翼形部の後縁セクションを形成することを含む。後縁セクションは、翼形部の本体セクションに一体的に、又は取付可能に形成される。後縁セクションは、本体セクションによって画定される冷却気空洞から、実質的に翼形部の後縁まで延在する、後縁冷却チャンネルを少なくとも部分的に画定する。後縁セクションは、そこを通る冷却気の量を減らすため、後縁冷却チャンネル内に、部分的に延在する複数の圧力低下部材を具備する。

本発明のこれらの、ならびに他の、特徴、態様および利点は、以下の、記載および添付する特許請求の範囲を参照してより理解されるであろう。本明細書に含まれ、その一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を図示し、その説明と共に本発明の原理を説明する。

当業者を対象にした本発明の完全かつ実現可能なベストモードを含む開示は、以下の添付図面を参照して本明細書に説明されている。図面の説明は以下のとおりである：
図１は、本主題の様々な実施形態における例示的ガスタービンエンジンの概略横断面図である。図２は、図１の例示的ガスタービンエンジンのタービンセクションの拡大側面図である。図３は、本開示の例示的実施形態における動翼セクションの斜視図であり、本動翼セクションは、図１の例示的ガスタービンエンジンのタービンセクションの動翼段に対して構成される。図４は、図３の例示的動翼セクションの動翼の後縁の拡大図である。図５は、図３の例示的動翼セクションの動翼の後縁冷却チャンネルの拡大側面横断面図である。図６は、本開示の別の例示的実施形態における動翼の後縁冷却チャンネルの拡大側面横断面図である。図７は、本開示のさらに別の例示的実施形態における動翼の後縁冷却チャンネルの拡大側面横断面図である。図８は、本開示の例示的態様におけるタービン翼形部を製造する方法のフロー図である。

本発明の本実施形態がここで詳細に言及され、１つ以上の例が添付の図面の中で説明される。詳細な説明では、図中の特徴を言及するために数と文字の指定をおこなう。図面と説明中の同等のまたは類似の指定は、本発明の同等または類似の部分を言及するために使用される。本明細書で、使用されるように、用語「第１」、「第２」および「第３」は、１つの部品と別の部品を区別するために交互に使用されてもよく、個々の部品の位置あるいは重要性を示すことを意図しない。用語「上流」及び「下流」は、流路における流体の流れに対する相対的な方向を指す。例えば「上流」は流体が流れてくる方向を指し、「下流」は、流体が流れていく方向を指す。

ここで図面を参照すると、同一の数字は図面全体にわたって同じ要素を示し、図１は、本開示の例示的実施形態におけるターボマシンの概略横断面図である。さらに特には、図１の実施形態については、ターボマシンはガスタービンエンジンとして、又はむしろ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、ここでは、「ターボファンエンジン１２」と称される。図１の通り、ターボファンエンジン１２は軸方向Ａ（参照として設けた、長手方向中心線１３に平行に延在する）と、径方向Ｒと、軸方向Ａを中心に延在する周方向（図示なし）を画定する。一般に、ターボファン１２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とを具備する。

図示された例示的コアタービンエンジン１６は一般に、環状吸気口２０を画定する、実質的に管状の外部ケーシング１８を具備する。コアタービンエンジン１６は、直列流れ関係で、ブースター又は低圧（ＬＰ）圧縮機２２及び高圧（ＨＰ）圧縮機２４を具備する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を具備するタービンセクションと、ジェット排気ノズルセクション３２とを具備し、外部ケーシング１８がそれらを囲む。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に駆動連結する。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に駆動連結する。したがって、ＬＰシャフト３６及びＨＰシャフト３４は、それぞれ回転部品であり、ターボファンエンジン１２の作動中は軸方向Ａを中心に回転する。

さらに図１の実施形態を参照すると、ファンセクション１４は、離間した方法でディスク４２に結合された複数のファン翼４０を有する可変ピッチファン３８を具備する。図示されるように、ファン翼４０は、概ね径方向Ｒに沿ってディスク４２から外側に延在する。ファン翼４０が、ファン翼４０のピッチを一斉にまとめて変化させるよう構成された好適なピッチ切換機構４４に動作可能に結合されることによって、各ファン翼４０はピッチ軸Ｐを中心にディスク４２に対して回転可能である。ファン翼４０、ディスク４２、及びピッチ切換機構４４は、動力ギアボックス４６の向こう側の、ＬＰシャフト３６によって長手方向軸１２を中心に、共に回転可能である。動力ギアボックス４６は、ＬＰシャフト３６に対するファン３８の回転速度を、より効率的な回転ファン速度に調節するための複数のギアを具備する。さらに特には、ファンセクションは、動力ギアボックス４６の向こう側の、ＬＰシャフト３６によって回転可能なファンシャフトを具備する。したがって、ファンシャフトもまた、回転部品であると考えられ、一つ又は複数のベアリングによって同様に支持される。

図１の例示的実施形態をさらに参照すると、ディスク４２は、複数のファン翼４０を通る気流を促進させるよう空気力学的に輪郭形成された、回転可能な前面ハブ４８によって覆われる。さらに、例示的ファンセクション１４は、ファン３８及び／又は少なくともコアタービンエンジン１６の一部分を周方向に囲む環状ファンケーシング又は外部ナセル５０を具備する。例示的ナセル５０は、周方向に離間した複数の後置静翼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、その間にバイパス空気流路５６を画定するよう、コアタービンエンジン１６の外側部分の上に延在する。

ターボファンエンジン１２の作動中、空気の量５８は、ナセル５０及び／又はファンセクション１４の関連する吸気口６０を通り、ターボファン１０に入る。空気の量５８がファン翼４０を通過するとき、矢印６２によって示される通り空気５８の第１部分は、バイパス空気流路５６に導かれるか又は送られ、矢印６４によって示される空気５８の第２部分は、コア空気流路３７に、さらに具体的にはＬＰ圧縮機２２に、導かれるか又は送られる。空気６２の第１部分と空気６４の第２部分の間の比率は、バイパス比として一般に知られている。さらに、空気６４の第２部分の圧力は、それが高圧（ＨＰ）圧縮機２４を通り、燃焼セクション２６へ送られるときに増加し、そこで燃料と混ざり燃焼し、燃焼ガス６６を供給する。

燃焼ガス６６は、ＨＰタービン２８を通り送られるが、そこでは燃焼ガス６６からの熱及び／又は運動エネルギーの一部が、外部ケーシング１８に結合するＨＰタービン静翼６８及びＨＰシャフト又はスプール３４に結合するＨＰタービン回転子翼７０の連続段を介して抽出され、さらに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の作動を支援する。燃焼ガス６６はさらに、ＬＰタービン３０を通り送られるが、そこでは熱及び／又は運動エネルギーの第２の部分が、外部ケーシング１８に結合するＬＰタービン静翼７２及びＬＰシャフト又はスプール３６に結合するＬＰタービン回転子翼７４の連続段を介して燃焼ガス６６から抽出され、さらに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の回転を支援する
その後、燃焼ガス６６は、コアタービンエンジン１６のジェット排気ノズルセクション３２を通って送られ、推進力を供給する。同時に、空気６２の第１部分がターボファン１０のファンノズル排気セクション７６から排出される前に、バイパス空気流路５６を通って送られるとき、空気６２の第１部分の圧力は実質的に増加し、これも、推進力を供給する。ＨＰタービン２８と、ＬＰタービン３０と、ジェット排気ノズル部３２は、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、高温ガス経路７８を少なくとも部分的に画定する。

しかしながら、図１に図示された例示的ターボファンエンジン１２は例に過ぎず、他の例示的実施形態では、ターボファンエンジン１２は他の好適な構成を有し得ることが理解されるだろう。さらに別の例示的実施形態では、本開示の態様は他の好適なガスタービンエンジンに組み入れられ得ることも理解されるだろう。例えば他の例示的実施形態では、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入れられ得る。さらに、さらに別の実施形態では、本開示の態様は、スチームタービン、遠心式圧縮機、及び／又はターボチャージャーを含むがこれらに限らない、その他の好適なターボマシンに組み入れられ得る。

ここで図２を参照すると、図１の例示的ターボファンエンジン１２の拡大図が与えられる。さらに特には、図２は、ＨＰタービン２８と、ＬＰタービン３０の第１動翼段を含む、タービンセクションの拡大図を与える。ＨＰタービン２８は、燃焼セクション２６の燃焼器（図示なし）の下流及びＬＰタービン３０の上流に位置する。上述のように、燃焼セクション２６、又はむしろ燃焼器は、タービンを通り下流方向Ｄに流れる高温燃焼ガスを生成するため、圧縮された空気と燃料を混ぜる。

ＨＰタービン２８は、第１動翼段８２の上流に位置する第１タービンノズル段８０を具備する。第１タービンノズル段８０は、周方向に離間した複数のノズルセクション８４を具備する。各ノズルセクション８４は、気流がＨＰタービン２８を通り導かれるよう構成された、翼形部８６を具備する。同様に、第１動翼段８２は、周方向に離間した複数のＨＰタービン動翼８８を具備する。各ＨＰタービン動翼８８は、プラットフォーム９２に一体的に形成されたタービン翼形部９０と、軸方向挿入ダブテール９４を具備し、その軸方向挿入ダブテール９４は、支持ロータディスク９６周縁にＨＰタービン動翼８８を取り付けるために使用される。

ここで図３を参照すると、ＨＰタービン動翼８８の斜視図が与えられ、翼形部９０は、翼プラットフォーム９２上の翼形部ベース９８から翼形部先端１００まで、スパン方向Ｓに沿って（及びガスタービンエンジンに据付けられている場合は径方向Ｒに沿って）、外側に延在する。作動中は、高温の燃焼ガスが燃焼器で生成され、ＨＰタービン動翼８８を支持するロータディスク９６を回転させるためのエネルギーを抽出するタービン翼形部９０を越えて、下流Ｄへ流れる。ロータディスク９６は、さらに、例えば圧縮機に動力を与えるため、シャフト又はスプール（例、ＨＰシャフト３４、図示なし）を回転し得る。例えばターボファンエンジン１２の圧縮機セクションからの、圧縮された空気１０２の一部が、作動中に冷却するためにＨＰタービン動翼８８へ導かれ得る。

翼形部９０は、一般に幅方向に離間した凹状正圧側壁１０４及び凸状負圧側壁１０６を具備する。正圧及び負圧側壁１０４、１０６は、翼形部ベース９８から翼形部先端１００まで、スパン方向Ｓに沿って外向きに延在する。側壁１０４、１０６はまた一般に、前縁１０８から反対の後縁１１０に向かって、翼弦方向Ｃに沿って（及びガスタービンエンジンに据付られている場合は軸方向Ａに沿って）、延在する。図示された例示的翼形部９０は、正圧及び負圧側壁１０４、１０６が幅方向に離間した、又は、前縁及び後縁１０８、１１０の間で横方向に離間した中空体であり、その中に内部冷却気空洞１１２又は回路を画定する。冷却気空洞１１２は、作動中に、例えば圧縮機セクションからの圧縮された冷却気１０２を循環させ、そのような冷却気１０２を翼形部９０の高温側表面に、フィルム冷却として注入し得る。

図示された例示的タービン翼形部９０は、前縁１０８から、そこから後方の最大幅まで、幅Ｗ又は幅方向が増加し、さらに比較的薄い又は鋭い後縁１１０に向かって狭まる。そのため、内部冷却気空洞１１２の大きさは、翼形部９０の幅Ｗによって変わり、後縁１１０の直ぐ前方では比較的薄く、ここでは、図示された実施形態については、二つの側壁１０４、１０６が共に一体的に結合し、翼形部９０の薄い後縁セクション１１４を形成する（翼形部９０の本体セクション１１６から後方又は下流Ｄに配置され、本体セクション１１６は正圧側壁１０４及び負圧側壁１０６の両方によって画定されている。）正圧側壁１０４及び負圧側壁１０６のうちの一方又は両方はさらに、冷却気空洞１１２から実質的に後縁１１０まで延在する後縁冷却チャンネル１１８を画定する。さらに特には、図示された実施形態については、正圧側壁１０４及び負圧側壁１０６のうちの一方又は両方は、複数の後縁冷却チャンネル１１８を画定し、その複数の後縁冷却チャンネル１１８は、翼形部９０のスパン方向Ｓに沿って離間している。複数の後縁冷却チャンネル１１８はそれぞれ、翼形部９０の後縁１１０を冷却するよう構成される。

さらに図４及び５を参照すると、一つ又は複数の後縁冷却チャンネル１１８の拡大図が与えられる。具体的には、図４は、スパン方向に離間した複数の後縁冷却チャンネル１１８のうちの三つの拡大図を与え、図５は、図４の線５−５に沿って取った、複数の後縁冷却チャンネル１１８のうちの一つの、拡大側面横断面図を与える。図示されたように、後縁冷却チャンネル１１８はそれぞれ、翼弦方向Ｃに沿って実質的に後縁１１０まで延在する。さらに、後縁冷却チャンネル１１８は、スパン方向Ｓに沿って離間し、作動中に冷却気１０２を排出するため、冷却気空洞１１２と流れ連通する。

各後縁冷却チャンネル１１８は、直列流れ関係に、吸気口１２０、内部１２２、及び後縁冷却スロット１２４を具備する。このような実施形態により、冷却気１０２は、後縁冷却チャンネル１１８の内部１２２を通り、後縁冷却スロット１２４へと流れ得る。後縁冷却スロット１２４は、正圧側ブリードスロットと称される場合があるが、内部１２２の下流端部１２８において、ブレイクアウト１２６から始まり、図示された実施形態については、スパン方向に広がる。そのような構成により、複数の後縁冷却チャンネル１１８を通る冷却気１０２の流れが分散し、より効率的に、スパン方向Ｓに翼形部９０の後縁１１０を冷却することが可能になり得る。しかしながら、その他の実施形態では、冷却チャンネル１１８は、後縁冷却スロット１２４を具備せず、代わりに、冷却チャンネル１１８が後縁１１０に直接延在し得ることが理解されるだろう。このような実施形態により、後縁冷却チャンネル１１８は、代わりに、後縁排出孔と称され得る。さらに、図示された実施形態については、後縁冷却チャンネル１１８はそれぞれ、一般に翼弦方向Ｃに沿って延在するが、その他の実施形態では、冷却チャンネル１１８は代わりに、その他の好適な配向を有し得り、翼弦方向Ｃに対する角度を画定し得る。

さらに、図示された実施形態について、正圧側壁１０４及び負圧側壁１０６のうちの一方又は両方は、冷却気空洞１１２からそこを通り流れる冷却気１０２の量を減らすため、各後縁冷却チャンネル１１８内に部分的に延在する複数の圧力低下部材１３０を具備する。さらに具体的には、図示された実施形態については、負圧側壁１０６は、各後縁冷却チャンネル１１８内に部分的に延在する複数の圧力低下部材１３０を具備する（図５参照）。これらの圧力低下部材１３０はそれぞれ、後縁冷却チャンネル１１８内に部分的に延在する、半円状の円い突起部として構成される。半円状の突起部はそれぞれ、実質的に同じ大きさになり得る。しかしながら、複数の圧力低下部材１３０はそれぞれ、図示された実施形態については実質的に一貫した大きさ及び形状を有しているが、その他の例示的実施形態では、圧力低下部材１３０の大きさ及び／又は形状は好適な方法で変えられ得ることが理解されるだろう。ここで使用される通り、「内へ部分的に延在する（ｅｘｔｅｎｄｉｎｇｐａｒｔｉａｌｌｙｉｎｔｏ）」とは、圧力低下部材１３０が一方の壁から冷却チャンネル１１８内へ延在しているが、冷却チャンネル１１８をまたいでいないことが理解されるだろう。例えば、図示された実施形態では、圧力低下部材１３０は、負圧側壁１０６から冷却チャンネル１１８内へ延在するが、正圧側壁１０４に連結していない。

ここで特に図５を参照すると、各冷却孔３０の内部１２２は、正圧側壁１０４及び負圧側壁１０６の間に画定された高さ１３２を具備する。図示されたように、各後縁冷却チャンネル１１８の高さ１３２は、それぞれのチャンネル１１８の内部１２２にわたって実質的に一定である。さらに、後縁冷却チャンネル１１８内に部分的に延在する複数の圧力低下部材１３０を除き、後縁冷却チャンネル１１８の内部１２２は、実質的に一定の横断面流れ面積（すなわち、それぞれの冷却チャンネル１１８の中心線に対して垂直な面に画定される面積）を画定する。例えば、図示された例示的後縁冷却チャンネル１１８は、複数の圧力低下部材１３０の直ぐ上流、例えば、後縁冷却チャンネル１１８の吸気口１２０に近接して、第１横断面流れ面積Ａ１を画定する。後縁冷却チャンネル１１８はさらに、複数の圧力低下部材１３０の直ぐ下流及び後縁冷却スロット１２４の直ぐ上流で、第２横断面流れ面積Ａ２を画定する。図示された実施形態については、第１横断面流れ面積Ａ１は、第２横断面流れ面積Ａ２と実質的に同じである。さらに、図面には示されていないが、後縁冷却チャンネル１１８の内部１２２は、隣り合う圧力低下部材１３０の間で様々な中間横断面流れ面積を画定する。これらの中間横断面流れ面積はそれぞれ、第１及び第２横断面流れ面積Ａ１、Ａ２と実質的に同じである。ここで使用される通り、「約（ａｂｏｕｔ）」又は「実質的に（ｓｕｂｓｔａｎｔｉａｌｌｙ）」などの、近似を表す用語は、許容誤差が５パーセントであることが理解されるだろう。

後縁冷却チャンネル１１８の内部１２２内で、後縁冷却チャンネル１１８は一次調量セクション１３４を画定する一次調量セクション１３４とは、所定の後縁冷却チャンネル１１８の最小横断面流れ面積を指す。図示された実施形態については、複数の圧力低下部材１３０のうちの一つが、一次調量セクション１３４に位置しており、一次調量セクション１３４を少なくとも部分的に画定する。特に、図示された実施形態については、後縁冷却チャンネル１１８の内部１２２内の複数の圧力低下部材１３０はそれぞれ、実質的に同じ大きさであり、後縁冷却チャンネル１１８の内部１２２は、（圧力低下部材１３０を除き）実質的に一定の横断面流れ面積を画定する。吸気口１２０に近接して位置する圧力低下部材１３０（すなわち、上流の圧力低下部材）は、一次調量セクション１３４に位置しており、一次調量セクション１３４を少なくとも部分的に画定する。

例示的後縁冷却チャンネル１１８は、複数の圧力低下部材１３０それぞれにおいて実質的に同じ横断面面積を画定するが、下流の圧力低下部材１３０は、主要調量セクションと考えない（横断面面積は低減しないため）。しかしながら、下流の圧力低下部材１３０はやはり、そこを通り流れる冷却気１０２の圧力を低下させることによって、そこを通る冷却気流の流れを制御することを支援し得る。したがって、このような構成により一次調量セクション１３４の横断面面積に対してさらなる低減を必要とすることなく、そこを通り流れる冷却気１０２の流量をさらに低減し得る。さらに特には、一次調量セクション１３４の下流において、その一次調量セクション１３４に加えて、一つ又は複数の圧力低下部材１３０を具備することによって、一次調量セクション１３４は、より大きな開口部を具備し得り、正確な製造がより容易になり得る。

しかしながら、その他の例示的実施形態では、後縁冷却チャンネル１１８はいかなる好適な構成も有し得ることが理解されるだろう。例えば、図示された実施形態については、後縁冷却チャンネル１１８の内部１２２はそれぞれ、実質的に一定の高さ１３２（及び横断面面積）を画定するが、その他の例示的実施形態では、後縁冷却チャンネル１１８の内部１２２は高さ１３２が変わり得り、その縦方向に沿って、例えば広がるか、又は、狭まる。さらに、その他の例示的実施形態では、後縁冷却チャンネル１１８は、いかなる好適な横断面形状も画定し得る。例えば、図示された実施形態では、後縁冷却チャンネルは、円形の断面形状を画定し得り、又あるいは、正方形又は長方形の断面形状、又はその他の好適な断面形状を画定し得る。

圧力低下部材１３０は、その他の例示的実施形態では、大きさ、形状、及び／又は数量が変わり得ることが理解されるだろう。例えば、その他の実施形態では、一つ又は複数の圧力低下部材１３０が、丸い、半円形状を有しなくてもよく、各後縁冷却チャンネルは圧力低下部材を二つのみ具備することもできるし、又あるいは、四つ又はそれ以上の圧力低下部材を具備することもできる。一つ又は複数の上記実施形態では、後縁冷却チャンネル１１８の一次調量セクション１３４は、圧力低下部材１３０上流で画定されなくてもよく、代わりに、中間又は下流圧力低下部材１３０のうちの一方で画定され得る。さらには、特定の実施形態では、それぞれの圧力低下部材１３０における局地的に有効な横断面面積により、二つ以上の圧力低下部材１３０を調量セクションとして均等に作用させるよう、複数の圧力低下部材１３０の大きさを決めることができる。例えば、二つの異なる圧力低下部材１３０が、後縁冷却チャンネル１１８を通して、全体の圧力の約半分の損失をそれぞれが提供し得る。圧力を低下させるよう構成された二つ以上の圧力低下部材１３０を提供することによって、調量機能が二つ以上の横断面面積に分配され、したがって、より製造可能にすることができ（例えば、大きさの制限がより制限的でなくなり得る）、また変化に対して頑強になり得る。

さらに図５を参照すると、前に述べたように、正圧側壁１０４及び負圧側壁１０６は共に、翼形部９０の本体セクション１１６を画定する。さらに、図示された実施形態については、正圧側壁１０４及び負圧側壁１０６の両方が、翼形部９０の後縁セクション１１４を共に画定する。後縁セクション１１４は、本体セクション１１６とは別に形成される。別に形成された後縁セクション１１４は、図示された実施形態については、取付線１３６（図４も参照）で本体セクション１１６に取り付けられ得る。例えば、特定の例示的実施形態では、翼形部９０の本体セクション１１６は、翼形部９０の本体セクション１１６を少なくも部分的に鋳造することによって形成され得り、翼形部９０の後縁セクション１１４は、付加製造プロセス（ラピッドプロトタイミング、ラピッドマニュファクチュリング、及び３Ｄプリンティングとしても知られている）を利用して形成され得る。例えば、ある例示的態様では、翼形部９０の後縁セクション１１４は、選択的レーザ焼結（ＳＬＳ）、直接金属レーザ焼結（ＤＭＬＳ）、電子ビーム溶解（ＥＢＭ）、拡散結合、又は選択的過熱焼結（ＳＨＳ）を利用して製造し得る。そのような例示的製造プロセスにより、例示的翼形部９０の後縁セクション１１４で記述された比較的細かい詳細を含む、翼形部９０が可能となり得る。あるいは、しかしながら、後縁セクション１１４は、既存の突出部１４０上に直接構成（例えばプリント）され得る。

しかしながら、その他の例示的実施形態では、後縁セクション１１４は代わりに、その他の好適な方法で製造され得ることが理解されるだろう。例えば、ここで図６を参照すると、本開示の別の例示的実施形態における後縁セクション１１４の後縁冷却チャンネル１１８の、拡大側面横断面図が与えられる。図６の例示的実施形態の翼形部９０は、図５に図示された例示的翼形部９０と実質的に同じ方法で構成され得る。従って、同じまたは同様の符号付は同じまたは同様の部分を示す。

しかしながら、図示されたように、図６の例示的翼形部９０の正圧側壁１０４及び負圧側壁１０６は、例示的翼形部９０の後縁セクション１１４を共には画定していない。代わりに、取付線１３８によって示されるように、正圧側壁１０４は、別に形成された翼形部９０の後縁セクション１１４を画定する。こういった例示的実施形態により、負圧側壁１０６は、スパン方向Ｓに沿って延在し、及び、後縁セクション１１４（正圧側壁１０４の一部によって画定される）が取り付けられ得る翼弦方向Ｃに沿って延在する、突出部１４０を具備する。後縁セクション１１４を画定する正圧側壁１０４の、別に形成された部分は、付加製造プロセスを利用して形成され得り、後縁セクション１１４が翼形部９０の本体セクション１１６に取り付けられると、後縁冷却チャンネル１１８内に部分的に延在する複数の圧力低下部材１３０を具備し得る。特に、図示された実施形態については、後縁冷却チャンネル１１８は、正圧側壁１０４及び負圧側壁１０６（又はむしろ負圧側壁１０６の突出部１４０）によって共に画定される。

図示された実施形態については、別に形成された後縁セクション１１４は、後縁セクションを構成（例えば「プリンティング」）した後に取り付けられ得る。しかしながら代わりに、後縁セクション１１４は、１４０上に直接構成（例えばプリント）され得る。それでも、負圧側壁１０６の突出部１４０は、負圧側壁１０６と共に鋳造され得り、所望の最終定義（例えば、最終の所望厚さ、等）へ向け、加工され得り、及び／又は、例えば、突出部の表面をその上に結合又はプリンティングする準備といった、他の加工ステップを行い得ることが理解されるだろう。

さらに、しかしながら、さらに別の例示的実施形態では、後縁セクション１１４は、その他の好適な方法で製造され得る。例えば、ここで図７を参照すると、本開示の別の例示的実施形態における、後縁セクション１１４の後縁冷却チャンネル１１８の拡大側面横断面図が与えられる。図７の例示的実施形態の翼形部９０はまた、図５に図示された例示的翼形部９０と実質的には同じ方法で構成され得る。従って、同じまたは同様の符号付は同じまたは同様の部分を示す。

図７の例示的翼形部９０については、負圧側壁１０６は、別に形成された翼形部９０の、後縁セクション１１４を（取付線１４４によって示された通り）画定する。このような例示的実施形態により、正圧側壁１０４は、スパン方向Ｓに沿って、そして後縁セクション１１４（負圧側壁１０６の一部によって画定される）が取り付けられ得る翼弦方向Ｃに沿って延在する、突出部１４２を具備する。後縁セクション１１４を画定する負圧側壁１０６の、別に形成された部分は、付加製造プロセスを利用して形成され得り、後縁セクション１１４が翼形部９０の本体セクション１１６に取り付けられると、後縁冷却チャンネル１１８内に部分的に延在する複数の圧力低下部材１３０を具備し得る。特に、図示された実施形態については、後縁冷却チャンネル１１８は、負圧側壁１０６及び正圧側壁１０４（又はむしろ正圧側壁１０４の突出部１４２）によって共に画定される。したがって、上述された実施形態と同様に、別に形成された後縁セクション１１４は、完全に構成され、さらに、本体セクション１１６に取り付けられ得る。あるいは、後縁セクション１１４は、正圧側壁１０４の突出部１４２上に直接構成（例えばプリント）され得る。

ここで図８を参照すると、ガスタービンエンジンのタービン翼形部の例示的製造方法（２００）のフロー図が与えられる。例示的方法（２００）は、図２から７に関連して上述された例示的タービン翼形部の一つ又は複数を製造するのに活用され得る。したがって、ある例示的態様では、例示的翼形部は、前縁と、後縁と、スパンとを画定し得る。

例示的方法（２００）は、（２０２）で、翼形部の前縁から翼形部の後縁に向かって延在する翼形部の本体セクションを形成することを含む。本体セクションは、翼形部の後縁に近接して位置する冷却気空洞を画定する。さらに、例示的方法（２００）は、（２０４）で、付加製造プロセスを利用して翼形部の後縁セクションを形成することを含む。後縁セクションは、翼形部の本体セクションに一体的に、又は、取付可能に形成され、少なくとも部分的に後縁冷却チャンネルを画定する。後縁冷却チャンネルは、本体セクションによって画定される冷却気空洞から実質的に翼形部の後縁まで延在する。後縁セクションはさらに、そこを通って流れる冷却気の量を減らす為、後縁セクションが後縁冷却チャンネル内へ部分的に延在する複数の圧力低下部材を具備するように、形成される。

図示された例示的態様については、（２０２）で翼形部の本体セクションを形成することは、翼形部の本体セクションを鋳造することによって、翼形部の本体セクションを形成することを含み得る。このような例示的態様により、後縁セクションは、翼形部の本体セクションとは別に、しかし取付可能に、（２０４）で形成され得る。したがって、このような例示的態様により、例示的方法（２００）はさらに、（２０６）で、翼形部の後縁セクションを翼形部の本体セクションに取り付けることを含む。（２０６）で後縁セクションを本体セクションに取り付けることは、接合、ろう付け、拡散接合等によって取り付けることを含み得る。しかしながら、その他の例示的態様では、（２０２）で翼形部の本体セクションを形成することは、付加製造プロセスを利用して翼形部の本体セクションを形成することを含み得る。このような例示的態様により、後縁セクションは、（２０４）で、翼形部の本体セクションに一体的に形成され得る。

さらには、ある例示的態様では、翼形部は正圧側壁及び負圧側壁を具備し得る。正圧側壁及び負圧側壁は、翼形部の本体セクションを共に画定する。図４から７の様々な例示的実施形態で述べられた通り、ある例示的態様では、（２０４）で翼形部の後縁セクションを形成することは、正圧側壁の一部及び負圧側壁の一部を具備するように翼形部の後縁セクションを形成することを含み得る（図４参照）。しかしながら、その他の例示的態様では、代わりに（２０４）で、翼形部の後縁セクションを形成することは、正圧側壁又は負圧側壁の一方の一部のみを具備するよう翼形部の後縁セクションを形成することを含み得る（図６及び７参照）。そのような例示的態様では、（２０２）で翼形部の本体セクションを形成することは、後縁セクションを受け取るため、翼形部のスパンに沿って延在する延長部を形成することを含み得る。そのような例示的態様はさらに、翼形部の後縁セクションを翼形部の本体セクションへ取り付けること、又はさらに特には、翼形部の後縁セクションを翼形部の本体セクションの延長部へ. 取り付けることを含み得る。さらに、このような例示的態様により、後縁セクションは、翼形部の本体セクションの延長部で後縁冷却チャンネルを画定し得る。

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。このような他の実施例であっても、実施例が、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実質的に差異ない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。

１２ターボファンジェットエンジン
１３長手方向又は軸方向中心線
１４ファンセクション
１６コアタービンエンジン
１８外部ケーシング
２０吸気口
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ジェット排気セクション
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翼
４２ディスク
４４作動部材
４６動力ギアボックス
４８ナセル
５０ファンケーシング又はナセル
５２後置静翼
５４下流セクション
５６バイパス空気流路
５８空気
６０吸気口
６２空気の第１部分
６４空気の第２部分
６６燃焼ガス
６８静翼
７０タービン動翼
７２静翼
７４タービン動翼
７６ファンノズル排気セクション
７８高温ガス経路
８０第１タービンノズル段
８２第１動翼段
８４ノズルセクション
８６ノズルセクションの翼形部
８８ＨＰタービン動翼
９０ＨＰタービン動翼の翼形部
９２プラットフォーム
９４ダブテール
９６ロータディスク
９８翼形部ベース
１００翼形部先端
１０２冷却気
１０４正圧側壁
１０６負圧側壁
１０８前縁
１１０後縁
１１２冷却気空洞
１１４後縁セクション
１１６本体セクション
１１８後縁冷却チャンネル
１２０吸気口
１２２内部
１２４後縁冷却スロット
１２６ブレイクアウト
１２８下流端部
１３０圧力低下部材
１３２幅
Ａ１上流横断面流れ面積
Ａ２下流横断面流れ面積
１３４調量セクション
１３６図５切断線
１３８図６切断線
１４０負圧側壁フランジ
１４２
１４４
１４６
１４８
１５０
１５２
２００
２０２
２０４

Claims

ガスタービンエンジンのタービン翼形部であって、スパン方向と、前縁と、後縁を画定し、
前記スパン方向に沿って、前記前縁から前記後縁に向かって延在する正圧側壁と、やはり前記スパン方向に沿って、前記前縁から前記後縁に向かって延在する負圧側壁と、を備え、前記正圧側壁及び前記負圧側壁がその間に冷却気空洞を画定し、前記正圧側壁及び負圧側壁の一方又は両方が前記冷却気空洞から実質的に前記後縁まで延在する後縁冷却チャンネルを画定し、前記正圧側壁及び負圧側壁の一方又は両方が、前記冷却気空洞からそこを通り流れる冷却気量を減らすため、前記後縁冷却チャンネルへ部分的に延在する複数の圧力低下部材を備える、タービン翼形部。
前記後縁冷却チャンネルが複数の調量セクションを画定し、前記複数の圧力低下部材の一つが前記調量セクションのそれぞれにおいて配置される、請求項１に記載の前記タービン翼形部。
前記後縁冷却チャンネルが、前記複数の圧力低下部材の直ぐ上流で第１横断面流れ面積を画定し、前記後縁冷却チャンネルが、前記複数の圧力低下部材の直ぐ下流で第２横断面流れ面積を画定し、前記第１横断面流れ面積が実質的に前記第２横断面流れ面積と同じである、請求項１に記載の前記タービン翼形部。
前記正圧側壁及び負圧側壁の一方又は両方がさらに、前記翼形部の前記スパン方向に沿って離間した複数の後縁冷却チャンネルを画定し、前記複数の後縁冷却チャンネルがそれぞれ、前記冷却気空洞から実質的に前記後縁まで延在し、前記正圧側壁及び負圧側壁の一方又は両方がさらに、前記後縁冷却チャンネルのそれぞれに部分的に延在する複数の圧力低下部材を備える、請求項１に記載の前記タービン翼形部。
前記正圧側壁及び負圧側壁が共に前記翼形部の本体セクションを画定し、前記正圧側壁及び負圧側壁の一方又は両方が前記翼形部の後縁セクションを画定し、前記後縁セクションが前記本体セクションとは別に形成され、前記本体セクションに取り付けられる、請求項１に記載の前記タービン翼形部。
前記正圧側壁及び負圧側壁が共に、前記翼形部の前記後縁セクションを画定する、請求項５に記載の前記タービン翼形部。
前記正圧側壁又は前記負圧側壁の一方が前記後縁セクションを画定し、前記後縁冷却チャンネル内へ部分的に延在する前記複数の圧力低下部材を備える、請求項５に記載の前記タービン翼形部。
前記後縁セクションが付加製造プロセスを利用して形成される、請求項５に記載の前記タービン翼形部。
前記翼形部の前記本体セクションが少なくとも部分的に鋳造によって形成される、請求項８に記載の前記タービン翼形部。
前記複数の圧力低下部材が前記後縁冷却チャンネル内へ部分的に延在する複数の丸い突起部として構成される、請求項１に記載の前記タービン翼形部。
前記タービン翼形部がタービン動翼段からの動翼である、請求項１に記載の前記タービン翼形部。
前記タービン翼形部がタービンノズル段からのタービンノズルである、請求項１に記載の前記タービン翼形部。
前記後縁冷却チャンネルが圧力側ブリードスロットとして構成される、請求項１に記載の前記タービン翼形部。
前縁と後縁と画定するガスタービンエンジンのタービン翼形部の製造方法であって、
前記翼形部の前記前縁から前記翼形部の前記後縁に向かって延在する前記翼形部の本体セクションを形成するステップで、前記本体セクションが前記後縁に近接して配置される冷却気空洞を画定するステップと、
付加製造プロセスを利用して前記翼形部の後縁セクションを形成するステップで、前記後縁セクションが前記翼形部の前記本体セクションに一体的に、又は、取付可能に形成され、前記後縁セクションが、前記本体セクションによって画定される前記冷却気空洞から実質的に前記翼形部の前記後縁まで延在する後縁冷却チャンネルを少なくとも部分的に画定し、そこを流れる冷却気の量を減らすため、前記後縁冷却チャンネル内へ部分的に延在する複数の圧力低下部材を備えるステップと、を備える方法。
前記翼形部の前記本体セクションを形成するステップが、前記翼形部の前記本体セクションを鋳造することによって前記翼形部の前記本体セクション. を形成するステップを備える、請求項１４に記載の前記方法。
前記翼形部の前記後縁セクションを前記翼形部の前記本体セクションに取り付けるステップをさらに備える、請求項１５に記載の前記方法。
前記翼形部の前記本体セクションを形成するステップが、前記翼形部のスパン方向に沿って、前記後縁セクションを受けるため延在する延長部を形成するステップを備え、前記翼形部の前記後縁セクションを前記翼形部の前記本体セクションに取り付けるステップが、前記翼形部の前記後縁セクションを前記翼形部の前記本体セクションの前記延長部に取り付けるステップを備え、前記後縁セクションが前記本体セクションの前記延長部を有する前記後縁冷却チャンネルを画定する、請求項１６に記載の前記方法。
前記翼形部の前記本体セクションを形成するステップが、付加製造プロセスを利用して前記翼形部の前記本体セクションを形成するステップを備える、請求項１４に記載の前記方法。
前記タービン翼形部がタービン動翼段からの動翼である、請求項１４に記載の前記方法。
前記後縁冷却チャンネルが調量セクションを画定し、前記複数の圧力低下部材の一つが前記調量セクションに配置される、請求項１４に記載の前記方法。