JP2017528632A - ガスタービンエンジン用のエンドウォール構成 - Google Patents

Abstract

コンタリング加工されたタービン翼アセンブリは、互いに周方向で隣接して配置されたプラットフォーム（３０）によって形成されたエンドウォール（３０ａ）と、エンドウォール（３０ａ）に一体に結合されかつガスを軸方向に導くためにそれらの間に流路（４６）を画成するように横方向に間隔を空けて配置された翼（３４ａ，３４ｂ）の列とを有する。凹部（６２）は、圧力面側隆部（４８）と、翼（３４ａ，３４ｂ）のそれぞれの対の前方に配置された負圧面側隆部（５８）との間に形成されている。各凹部（６２）は、翼（３４ａ，３４ｂ）のそれぞれの対の間に中央で流路（４６）内へ流れ方向付けるように調整された延在方向を有する。

Description

連邦政府による資金提供を受けた開発の記載
本発明のための開発は、アメリカ合衆国エネルギ省によって認められた契約番号ＤＥ−ＦＣ２６−０５ＮＴ４２６４４によって一部補助された。したがって、アメリカ合衆国政府は本発明における何らかの権利を有することがある。

技術分野
本発明は、一般にガスタービンエンジンに関し、特にガスタービンエンジンにおける翼アセンブリのためのエンドウォール構成に関する。

ガスタービンエンジンは、通常、圧縮機セクションと、燃焼器と、タービンセクションとを有する。圧縮機セクションは、入口に進入する周囲空気を圧縮する。燃焼器は、圧縮された空気を燃料と組み合わせ、混合物に点火し、作動流体を形成する燃焼生成物を生じる。作動流体はタービンセクションへ移動し、タービンセクションにおいて膨張させられ、仕事出力を発生する。タービンセクション内には、固定ベーンの複数の列が設けられており、これらの固定ベーンは、作動流体を、ロータに接続された回転するブレードの複数の列へ方向付ける。ベーンの１つの列と、ブレードの１つの列とのそれぞれの対は、タービンセクションにおける１つの段を形成している。

高い性能要求を有する最新型ガスタービンは、タービンセクションにおいて空力損失をできるだけ減じることを試みている。このこと自体は、全体的な熱効率およびエンジンの電力出力の向上を生じる。空力損失を減じる１つの可能な方法は、タービンセクションにおけるブレードおよびベーンシュラウドにおいてエンドウォールコンタリングを取り入れることである。最適化されたときのエンドウォールコンタリングは、タービン段における損失に寄与する可能性がある二次流れ渦の効果を著しく低下させることができる。

本発明の一態様によれば、互いに周方向で隣接して配置されたプラットフォームによって形成されたエンドウォールと、エンドウォールに一体に接合された翼列であって、ガスを軸方向に導くために翼の間に流路を画成するように横方向に間隔を空けて配置された翼列とを備える、コンタリング加工された（contoured）タービン翼アセンブリが提供される。それぞれの翼は、互いに反対側の前縁と後縁との間に翼弦方向に延びる凹状の圧力面と、横方向で反対側の凸状の負圧面とを有しており、翼弦方向は、ほぼ軸方向に延びている。圧力面側隆部は、それぞれの翼に関連付けられており、関連する翼の圧力面における翼弦中間の前方の位置から延びかつ翼の前縁の軸方向前方の位置まで延びる細長い頂部によって画成されている。

圧力面側隆部は、翼の対の間の流路内へ周方向に延びていてよい。

圧力面側隆部の細長い頂部は、翼の翼弦長に関して測定したとき、それぞれの翼の前縁の約１５％上流から約１０％下流まで延びていてよい。

圧力面側隆部は、エンドウォールの前方縁部まで延びており、エンドウォールの前方縁部上に、盛り上がった領域を画成してよい。

負圧面側隆部は、それぞれの翼に関連していてよく、翼の前縁の前方に配置された細長い頂部によって画成されてよい。凹部は、翼のそれぞれの対のために圧力面側隆部と負圧面側隆部との間に画成されてよく、凹部は、翼のそれぞれの対の間の中央で流路内へ流れを方向付けるように調整された延在方向を有している。

エンドウォールの上流縁部は、周方向に延びる起伏面を画成してよい。

本発明の別の態様によれば、互いに周方向で隣接して配置されたプラットフォームによって形成されたエンドウォールと、エンドウォールに一体に接合された翼列であって、ガスを軸方向に導くために翼の間に流路を画成するように横方向に間隔を空けて配置された翼列とを備える、コンタリング加工されたタービン翼アセンブリが提供される。それぞれの翼は、互いに反対側の前縁と後縁との間に翼弦方向に延びる凹状の圧力面と、横方向で反対側の凸状の負圧面とを有しており、翼弦方向は、ほぼ軸方向に延びている。凹部は、エンドウォールに形成されており、翼の前縁の前方に配置されており、少なくとも翼の前縁と同じ軸方向位置まで延びている。凹部は、翼のそれぞれの対の間の中央で流路内へ流れを方向付けるように調整された延在方向を有する。

それぞれの凹部は、翼のそれぞれの対のための圧力面側隆部と負圧面側隆部との間に画成されてよく、それぞれの圧力面側隆部は、関連する翼の前縁の前方における、関連する翼の圧力面から延びていてよく、負圧面側隆部は、関連する翼の負圧面に隣接して延びておりかつ翼の前縁の前方に配置された細長い頂部を有していてよい。

凹部は、エンドウォールの上流縁部から延びていてよく、エンドウォールの上流縁部は、周方向に延びる起伏面を画成してよい。

それぞれの翼の負圧面翼弦中間位置に隣接したエンドウォール部は、翼弦中間隆起部を有していてよく、翼弦中間隆起部は、隣接する翼の周方向で反対側の圧力面翼弦中間位置よりも高い高さを画成している。

翼弦中間隆起部と、隣接する翼における圧力面翼弦中間位置との間に周方向に延びる、連続的な低高さチャネルが画成されてよい。

連続的な低高さチャネルは、隆部および凹部を有さない軸方向範囲を有しかつ翼弦中間隆起部と、隣接する翼における圧力面翼弦中間位置の間に周方向に延びている領域によって画成されてよい。

発明の別の態様によれば、互いに周方向で隣接して配置されたプラットフォームによって形成されたエンドウォールと、エンドウォールに一体に接合された翼列であって、ガスを軸方向に導くために翼の間に流路を画成するように横方向に間隔を空けて配置された翼列とを備える、コンタリング加工されたタービン翼アセンブリが提供される。それぞれの翼は、互いに反対側の前縁と後縁との間に翼弦方向に延びる凹状の圧力面と、横方向で反対側の凸状の負圧面とを有しており、翼弦方向は、ほぼ軸方向に延びている。翼弦中間隆起部は、それぞれの翼の負圧面翼弦中間位置に隣接してエンドウォールに配置されており、翼弦中間隆起部は、隣接する翼の周方向で反対側の圧力面翼弦中間位置よりも高い高さを画成している。

翼弦中間隆起部は、それぞれの翼の負圧面から横方向に外縁まで延びていてよく、隆起部の高さは、翼弦中間隆起部が翼の負圧面と交わる位置において、軸方向前方および後方へ減少してよい。

翼弦中間隆起部と、隣接する翼における圧力面翼弦中間位置との間に周方向に延びる、連続的な低高さチャネルが画成されてよい。

連続的な低高さチャネルは、隆部および凹部を有さない軸方向範囲を有しかつ翼弦中間隆起部と、隣接する翼における圧力面翼弦中間位置との間に周方向に延びている領域によって画成されてよい。

翼弦中間隆部は、それぞれの翼の負圧面においてほぼ半球状であってよい。

圧力面側隆部は、それぞれの翼に関連付けられてよく、隣接する翼における圧力面翼弦中間位置の前方の位置から延びておりかつ翼の前縁の軸方向前方の位置まで延びている細長い頂部によって、画成されている。

負圧面側隆部は、それぞれの翼に関連付けられ、かつ翼の前縁の前方に配置された細長い頂部によって画成されてよく、それぞれの圧力面側隆部は、隣接する翼の前縁の周方向位置の間の周方向位置に配置されてよい。

凹部は、翼のそれぞれの対のために圧力面側隆部と負圧面側隆部との間に画成されてよく、凹部は、翼のそれぞれの対の間の中央で流路内へ流れを方向付けるように調整された延在方向を有している。

本明細書は、本発明を特に指摘しかつ本発明を明瞭に請求する請求項によって結論づけるが、本発明は、同じ参照符号が同じ要素を表している添付の図面に関連する以下の説明からよりよく理解されると考えられる。

本発明の態様に従って形成された翼アセンブリを有するガスタービンエンジンの部分断面図である。 本発明の態様による例示的なコンタリング加工されたエンドウォールの平面図である。 図２のエンドウォール上の一対の翼の間を通過する例示的なガス流を示す平面図である。 図２のエンドウォール上の一対の翼の間を通過する例示的なガス流を示す透視下流図である。 パージ流と、渦に関連する二次流れとの従来の混合を示す、翼の１０％弦下流位置から見た上流立面図である。 本発明のエンドウォールコンタリングによって提供された、渦に関連する二次流れから分離されたパージ流を示す、翼の１０％弦下流位置から見た上流立面図である。

好適な実施の形態の以下の詳細な説明では、本明細書の一部を形成する添付の図面が参照され、図面には、例として、限定としてではなく、本発明を実施可能な特定の好適な実施の形態が示されている。本発明の思想および範囲から逸脱することなく、その他の実施の形態が使用されてもよく、変更がなされてもよいことが理解されるべきである。

ガスタービンエンジンのタービンセクションにおいて空力損失を減じる１つの可能な方法は、タービンセクションにおけるベーンシュラウドおよび／またはブレードシュラウド上にエンドウォールコンタリングを取り入れることである。最適化されたときのエンドウォールコンタリング（contouring）は、段内の大きな損失に寄与する可能性がある二次流れ渦を著しく減少させることができる。加えて、エンドウォールコンタリングは、部品への熱負荷を減じることの助けにもなり、これは、部品の冷却要求を低減し、部品寿命を改善する場合がある。しかしながら、エンドウォールコンタリングによってさえも、実際のタービン効率は、エンドウォールコンタリング設計について予測された効率よりも低い場合があることが観察された。このような損失は、隣接する翼の間の流路において生じるパージ流と二次流れとの相互作用に関連する不都合な影響に起因するものであり得る。

本発明の一態様によれば、エンドウォールコンタリングのための構成は、パージ流と二次流れとの混合を防止または制限するために提供される。エンドウォールコンタリングは、馬蹄渦およびエンドウォール渦を軽減し、本発明の特定の態様によれば、パージ流を、翼の負圧面から離れかつ概して翼の負圧面に従う、エンドウォールの近くの実質的に別個の流れとして方向付ける。

以下の説明のために、「軸方向」とは、ロータ２８の回転軸線Ａ_R（図１）に対して平行な方向をいい、「翼弦方向」または「翼弦方向寸法」は、翼３４ａ，３４ｂ（図２）の前縁４２から後縁４４まで延びる長さを有する翼弦線によって画成されることが理解されるべきである。「周方向」、「周方向に」および「横方向に」という用語は、軸方向に対して垂直な、エンドウォール３０ａに沿って延びる方向をいう。「上流」および「下流」という用語は、流路２０を通る高温ガスの流れの方向に関して画成され、それぞれ「前」および「後」の方向に対応しうる。「半径方向に」および「高さ」とは、軸方向および周方向の両方に対して垂直な方向をいう。「翼弦中間」という用語は、翼弦線から翼表面まで周方向に測定したときの、翼の前縁と後縁との間に延びる翼弦線の長さに沿った約５０％の位置をいい、翼の圧力面または負圧面の最大曲率に隣接する軸方向スパンを含みうる。

図１は、本発明の態様を含みうる例示的なガスタービンエンジン１０を示している。エンジン１０は、圧縮機セクション１２と、燃焼器１４と、タービンセクション１６とを有する。圧縮機セクション１２は、入口２２に進入する周囲空気１８を圧縮する。燃焼器１４は、圧縮された空気を燃料と組み合わせ、混合物に点火し、作動流体を形成する燃焼生成物を生じる。作動流体はタービンセクション１６へ移動する。タービンセクション１６内には、固定ベーン２４の複数の列と、ロータ２８に接続された回転するブレード２６の複数の列とが設けられており、ベーン２４およびブレード２６の列のそれぞれの対は、タービンセクション１６内で段を形成している。ベーン２４およびブレード２６は、タービンセクション１６を通って延びる軸方向流路２０内へ半径方向に延びている。ベーン２４は、ベーン２４と一体の、それぞれの内側および外側のエンドウォール３０ａ，３２ａを形成する、複数の半径方向内側および外側のシュラウドまたはプラットフォーム３０，３２を有している。作動流体は、タービンセクション１６を通って膨張し、ブレード２６、ひいてはロータ２８を回転させる。ロータ２８は、圧縮機１２内へ、かつ圧縮機１２を通って延びており、圧縮機１２に動力を、発電機（図示せず）に出力動力を提供してもよい。

図２を参照すると、タービン段の一部が、第１の翼３４ａおよび第２の翼３４ｂを備える２つの隣接する翼構造とともに示されており、第１の翼３４ａおよび第２の翼３４ｂは、ここでの説明のためにベーン２４の１つの列に関連する翼であると理解してもよい。しかしながら、本明細書に示される説明および概念は、横方向に間隔を空けた翼を備えるブレード２６の１つの列に関連して実施可能であることが理解されるべきである。

翼３４ａ，３４ｂは、それぞれの半径方向内側および外側のエンドウォール３０ａ，３２ａのプラットフォーム３０，３２に一体に取り付けられており、エンドウォール３０ａのみが図２に示されている。１つまたは複数の翼が、一対の内側および外側のプラットフォーム３０，３２に取り付けられてもよく、エンドウォール３０ａ，３２ａが複数の周方向に隣接したプラットフォーム３０，３２によって形成された連続的な周方向構造であることが理解される。図３に示すように、複数の内側プラットフォーム３０は、プラットフォーム３０の対向する面の間に形成された接合部（点線３３によって示されている）において互いに隣接して配置されている。さらに、翼３４ａ，３４ｂは、ベーン列２４を形成する全ての翼を代表するものとして参照され、ベーン２４の列は、流路２０の周方向範囲にわたって横方向に間隔を空けた複数の同じ翼３４ａ，３４ｂによって形成されていることが理解されるべきである。

翼３４ａ，３４ｂはそれぞれ、ほぼ凹状の圧力面３８と、ほぼ凸状の負圧面４０とを有しており、圧力面３８および負圧面４０のそれぞれは、半径方向に延びるスパン方向寸法と、軸方向に延びる翼弦方向寸法とによって画成されており、翼弦方向寸法は前縁４２と後縁４４との間に延びている。隣接する翼３４ａ，３４ｂは、半径方向内側および外側のエンドウォール３０ａ，３２ａによって境界が定められた、両者の間の流路４６を形成している。作動中、作動流体は、翼３４ａ，３４ｂの間に画成された流路４６を通って軸方向下流へ流れる。翼３４ａ，３４ｂは、作動流体が流路２０を通過するときに作動流体からエネルギを取り出すような形状になっている。

エンドウォールコンタリングを有さないような、隣接する翼の間の流路の従来の構成または基本構成では、内側プラットフォームと翼の前縁との接合部から下流へ延びる馬蹄渦が形成される可能性がある。基本構成とは、名目上は軸対称である高さを有するプラットフォーム３０，３２によって形成されると理解されてもよい。基本構成において生じる馬蹄渦は、流路を通って進行し、これが乱流を形成し、段の空力効率を低下させる可能性がある。

本発明の一態様によれば、図２に示すエンドウォール３０ａは特定の三次元コンタリングを備えて構成されている。本発明の一態様によれば、この特定の三次元コンタリングは、馬蹄渦の形成を回避しまたは衰弱させ、これによりタービン１６の効率を高める。三次元コンタリングは、基本構成によって説明されているように、名目上は軸対称のエンドウォールから変位した共通の高さの等高線によって示されており、「０」値によって示された等高線は、基準エンドウォールに対応可能な基準値である。三次元コンタリングは、図示した等高線の間の連続的で滑らかな表面の高さ推移によって形成されていると理解してもよい。

圧力面側隆部４８は、それぞれの翼３４ａ，３４ｂに関連しており、本明細書では特に翼３４ｂに関して説明される。圧力面側隆部４８は、翼３４ａ，３４ｂの対の間の流路４６内へ周方向に延び、細長い頂部５０を有している。細長い頂部５０は、隆部４８の最大高さを画成している。隆部４８の最大高さは、翼３４ｂの前縁の軸方向で前方にある上流位置５１と、前縁４２の下流でかつ翼３４ｂの圧力面３８上の翼弦中間位置５２の前方にある下流位置５３₁との間に延びている。上流位置５１は、翼３４ｂの翼弦長に関して測定したとき、それぞれの翼３４ｂの前縁４２の約１５％上流であり、下流位置５３₁は、翼３４ｂの翼弦長に対して測定したとき、それぞれの翼３４ｂの前縁４２の約１０％下流である。さらに、頂部５０は、前方位置を画成する位置５３₁から後方位置５３₂まで延びる圧力面３８に沿った軸方向範囲を有する。圧力面側隆部４８は、流路４６を軸方向に通過するガスのパージ流５４を方向付けるように角度づけられている。パージ流５４は、エンドウォール３０ａの半径方向内方に配置されたパージキャビティ５５（図１）から流路２０内へ通過するパージ空気または冷却空気を含む。特に、パージ空気は、パージキャビティ５５から、内側エンドウォール３０ａと、回転するブレード２６に関連するブレードプラットフォーム５９との間の間隙５７（図３）を通って流路２０内へ半径方向に通過することができる。

頂部５０の延在軸線Ａ_E1は、前縁金属角度αに近い角度で方向付けられている。前縁金属角度αは、軸方向と、前縁４２における平均反り線に対して接線方向の線４９との間の角度として説明される。特に、頂部５０の延在軸線Ａ_E1は、延在軸線Ａ_E1と、線４９に対して平行な線４９’との間の角度σによって示されているように、前縁金属角度に対して約１０°の角度で方向付けられている。圧力面側隆部４８は、エンドウォール３０ａの前縁５６まで延びており、エンドウォール３０ａの前縁５６において盛り上がった領域を画成している。圧力面側隆部４８は、翼３４ｂの上流の流れを方向転換してパージ流５４を案内し、かつ翼３４ａ，３４ｂの前縁４２における馬蹄渦の形成を実質的に低減または排除するように構成されており、圧力面３８に沿って流路４６内へ延びている。

図２を参照すると、負圧面側隆部５８は、それぞれの翼３４ａ，３４ｂに関連しており、本明細書では特に翼３４ａに関して説明されている。負圧面側隆部５８は、翼３４ａの負圧面４０に隣接して配置されており、全体が前縁４２の軸方向位置の前方に配置された軸方向範囲を有する細長い頂部６０を有する。細長い頂部６０は、前縁４２から間隔を置かれており、かつ延在軸線Ａ_E2を有しており、この延在軸線Ａ_E2は、細長い頂部６０にすぐ隣接した負圧面４０の部分、すなわち、頂部６０から延びかつ延在軸線Ａ_E2に対して垂直な線によって交差することができる負圧面４０の部分に対してほぼ平行に延びている。頂部６０の延在軸線Ａ_E2は、好適には、軸方向に対する頂部５０の角度よりも大きな角度βで方向付けられている。負圧面側隆部５８は、エンドウォール３０ａの前縁５６まで延びている。負圧面側隆部５８は、翼３４ａの上流の流れを方向転換してパージ流５４を案内し、かつ前縁４２における馬蹄渦の形成を実質的に低減または排除するように構成されており、負圧面４０に沿って流路４６内へ延びている。

圧力面側隆部４８および負圧面側隆部５８は、これらの間に凹部６２を形成している。凹部６２は、内側エンドウォール３０ａの前縁５６から流路４６内へ延びる、翼３４ａ，３４ｂの前縁４２の上流で始まる低高さチャネルとして形成されており、内側プラットフォーム３０ａに隣接するパージ流を、翼３４ａ，３４ｂの間の横方向中央において流路４６内へ方向付ける。図４で分かるように、前縁５６は、周方向に延びる、平坦でないまたは起伏する面を備えて形成されており、凹部６２の入口を、パージ空気がパージキャビティ５５から出てくる間隙５７に配置させている。

図２における翼３４ａを参照すると、翼弦中間隆起部６４が負圧面４０に配置されており、軸方向でほぼ翼弦中間位置６６に中心合わせされている。翼弦中間隆起部６４は、「２」の例示的な大きさによって示された最大高さから、外縁６８まで延びている。負圧面４０との交差部に沿って延びる翼弦中間隆起部６４の高さは、軸方向前方および後方へ減少している。これにより、翼弦中間隆起部６４は、翼３４ｂの負圧面４０から反対側の圧力面３８に向かって横方向に延びるほぼ半球状の隆部または隆起部として説明することができる。

さらに、翼弦中間隆起部６４は、翼３２ｂの反対側の圧力面３８における翼弦中間位置５２に隣接したエンドウォールよりも高い高さを画成している。特に、圧力面翼弦中間位置５２の前方および後方の領域は、約「４」から「−４」までの範囲の例示的な大きさに関連する圧力面３８の領域によって示されているように、隆部または凹部特徴を有することなく形成されており、後方へ連続的に下降した斜面を形成している。加えて、これらの低レベル高さは、圧力面３８から、対向する翼３４ａの負圧面４０に向かって横方向に延びている。すなわち、本発明の一態様によれば、等級「０」を示す等高線と、「０」等級等高線の両側における一定高さの輪郭とが、圧力面３８上の位置から、翼弦中間隆起部６４に隣接する負圧面４０上の横方向反対側の位置まで延びていることが、図２から分かる。説明した低レベル高さは、連続的な低高さチャネル７０を形成している。連続的な低高さチャネル７０は、周方向で翼弦中間隆起部６４と圧力面翼弦中間位置５２との間に、例えば、少なくとも約「４」から「−４」までの範囲の等高線の軸方向スパン内に延びており、約「６」から「−６」までの範囲内に延びる軸方向領域を有することができる。

翼弦中間隆起部６４は曲面を画成している。この曲面は、流れが隆起部６４上を通過するときに流速が加速することを要求するとともに、それに関連して負圧面４０の翼弦中間位置６６における圧力を低下させる。本発明の一態様によれば、隆起部６４によって生じた低圧領域は、二次渦をパージ流５４から離れる方向へ加速させ、損失を低減する。このような損失は、さもなければパージ流５４と二次渦との混合により生じる可能性がある。

エンドウォールコンタリングは、渦流の制御を容易にするために、付加的な凹部を有することに留意されたい。特に、上流の負圧面凹部７４は、翼弦中間隆起部６４と負圧面側隆部５８との間に負圧面４０に隣接して配置されており、下流の負圧面凹部７６は、翼弦中間隆起部６４と後縁４４との間に負圧面４０に隣接して配置されており、下流の圧力面凹部７８は、低高さチャネル７０と後縁４４との間に圧力面３８に隣接して配置されている。説明した付加的な凹部７４，７６，７８は、隆部４８，６０、翼弦中間隆起部６４および低高さチャネル７０とともに、渦の形成を実質的に低減し、かつパージ流５４と、二次渦を含む流れとの混合を回避または低減するように機能することが理解されてもよい。

上述のように、等高線等級「０」は、基準高さ、すなわち、コンタリングを有さないエンドウォール（平坦なエンドウォール）に対応する高さに対応してよく、等高線等級の数字標示は、一般的に、エンドウォール３０ａ上の三次元コンタリングを形成する相対的な高さを表している。図２において、等高線と、指定された等級とによって示された等級のそれぞれの整数値は、翼スパンのパーセントとして指定された、所定の高さ変化に対応してもよい。例えば、「１」という等級の変化によって示される高さ変化は、翼スパンの０．５％〜１．５％に等しい高さ変化に対応してもよい。

図３に見られるように、エンドウォールに隣接して流れる、進入するパージ流５４は、圧力面側隆部４８と負圧面側隆部５８との間の凹部６２を通過する（図４も参照）。上記説明から、圧力面側隆部４８は、流路４６内へ中央で流れを方向付けるために、翼３４ａの前縁４２と、隣接する翼３４ｂの前縁４２との周方向位置の間の周方向位置に位置決めされていることが理解できる。パージ流５４ａによって示すように、パージ流は凹部６２から流出し、隆部または凹部を有することなく形成された低高さチャネル７０内へ進入する。低高さチャネル７０の領域において、パージ流（５４ｂで示す）は、横方向（周方向）かつ軸方向に通路４６を横切って低高さチャネル７０に沿って流れる。これにより、パージ流５４と二次渦との混合は実質的に回避または低減され、混合に関連する損失が実質的に低減され、タービン１６の効率を高める。

図５Ａおよび図５Ｂは、本発明の複数の態様をさらに示している。図５Ａは、平坦なエンドウォールを有する従来の流路４６_Pに存在すると考えられる流れを、ＣＦＤ（数値流体力学）モデリングに基づき示している。図５Ａに示された流れは、渦を含む二次流れ７２_Pと相互作用するパージ流５４_Pを含み、パージ流５４_Pと二次流れ７２_Pとの間の境界面領域７４_Pが流れの間の実質的な混合の領域を画成していることが分かる。対照的に、図５Ｂは、本発明の三次元のエンドウォールコンタリングによって流路４６に形成されると考えられる流れを、ＣＦＤモデリングに基づき示しており、パージ流５４は、低減されたまたは最小限の相互作用の境界面領域７４によって示すように、実質的に二次流れ７２から分離されている。したがって、本発明のエンドウォールコンタリングのこの構成は、パージ流５４と、二次渦によって形成されるような二次流れとの分離を形成するように機能することができ、これにより、これらの２つの流れの混合に通常は関連付けられる損失を低減する。

本発明の特定の実施の形態が例示および説明されているが、本発明の思想および範囲から逸脱することなく様々なその他の変更および改変をなし得ることは当業者に明らかであろう。したがって、本発明の範囲内にある全てのこのような変更および改変を添付の請求項に包含することが意図されている。

Claims (20)

1. コンタリング加工されたタービン翼アセンブリであって、
   周方向で互いに隣接して配置されたプラットフォームによって形成されたエンドウォールと、
   該エンドウォールに一体に結合され、ガスを軸方向に導くために翼の間に流路を画成するように横方向に間隔を空けて配置された翼列であって、それぞれの翼は、互いに反対側の前縁と後縁との間に翼弦方向に延びる凹状の圧力面と、横方向で反対側の凸面状の負圧面とを有しており、前記翼弦方向はほぼ軸方向に延びている、翼列と、
   それぞれの翼に関連付けられた圧力面側隆部であって、関連する翼の前記圧力面における翼弦中間の前方の位置から延びかつ前記翼の前記前縁の軸方向前方の位置まで延びる細長い頂部によって画成される、圧力面側隆部と、
   を備えるタービン翼アセンブリ。
2. 前記圧力面側隆部は、前記翼の対の間の前記流路内へ周方向に延びている、請求項１記載の翼アセンブリ。
3. 前記圧力面側隆部の前記細長い頂部は、前記翼の翼弦長に関して測定したとき、それぞれの翼の前記前縁の約１５％上流から約１０％下流まで延びている、請求項２記載の翼アセンブリ。
4. 前記圧力面側隆部は、前記エンドウォールの前方縁部まで延びており、前記エンドウォールの前記前方縁部上に、盛り上がった領域を画成している、請求項１記載の翼アセンブリ。
5. それぞれの翼に関連付けられた、前記翼の前記前縁の前方に配置された細長い頂部によって画成された負圧面側隆部を有し、前記翼のそれぞれの対のために前記圧力面側隆部と前記負圧面側隆部との間に凹部が画成されており、該凹部は、前記翼のそれぞれの対の間に中央で流路内へ流れを方向付けるように調整された延在方向を有している、請求項１記載の翼アセンブリ。
6. 前記エンドウォールの上流縁部は、周方向に延びる起伏面を画成している、請求項５記載の翼アセンブリ。
7. コンタリング加工されたタービン翼アセンブリであって、
   周方向で互いに隣接して配置されたプラットフォームによって形成されたエンドウォールと、
   該エンドウォールに一体に結合され、ガスを軸方向に導くために翼の間に流路を画成するように横方向に間隔を空けて配置された翼列であって、それぞれの翼は、互いに反対側の前縁と後縁との間に翼弦方向に延びる凹状の圧力面と、横方向で反対側の凸面状の負圧面とを有しており、前記翼弦方向はほぼ軸方向に延びている、翼列と、
   前記エンドウォールに画成され、前記翼の前記前縁の前方に配置された、少なくとも前記翼の前記前縁と等しい軸方向位置まで延びた凹部であって、該凹部は、前記翼のそれぞれの対の間の中央において流れを前記流路内へ方向付けるように調整された延在方向を有している、凹部と、
   を備えるタービン翼アセンブリ。
8. 前記凹部はそれぞれ、前記翼のそれぞれの対のための圧力面側隆部と負圧面側隆部との間に画成されており、それぞれの前記圧力面側隆部は、関連する翼の圧力面から、関連する翼の前記前縁の前方へ延びており、前記負圧面側隆部は、関連する翼の前記負圧面に隣接して、関連する翼の前記負圧面に対してほぼ平行に延びた、前記翼の前記前縁の前方に配置された細長い頂部を有する、請求項７記載の翼アセンブリ。
9. 前記凹部は、前記エンドウォールの上流縁部から延びており、前記エンドウォールの前記上流縁部は、周方向に延びる起伏面を画成している、請求項７記載の翼アセンブリ。
10. それぞれの翼の負圧面翼弦中間位置に隣接した前記エンドウォールは、翼弦中間隆起部を有し、該翼弦中間隆起部は、隣接する翼の周方向で反対側の圧力面翼弦中間位置よりも高い高さを画成している、請求項７記載の翼アセンブリ。
11. 前記翼弦中間隆起部と、前記隣接する翼における前記圧力面翼弦中間位置との間に周方向に延びる連続的な低高さチャネルが形成されている、請求項１０記載の翼アセンブリ。
12. 前記連続的な低高さチャネルは、隆部および凹部を有さない軸方向範囲を有する領域であって、かつ前記翼弦中間隆起部と前記隣接する翼における前記圧力面翼弦中間位置との間に周方向に延びている領域によって画成される、請求項１１記載の翼アセンブリ。
13. コンタリング加工されたタービン翼アセンブリであって、
    周方向で互いに隣接して配置されたプラットフォームによって形成されたエンドウォールと、
    該エンドウォールに一体に結合され、ガスを軸方向に導くために翼の間に流路を画成するように横方向に間隔を空けて配置された翼列であって、それぞれの翼は、互いに反対側の前縁と後縁との間に翼弦方向に延びる凹状の圧力面と、横方向で反対側の凸面状の負圧面とを有しており、前記翼弦方向はほぼ軸方向に延びている、翼列と、
    それぞれの翼の負圧面翼弦中間位置に隣接した、前記エンドウォールにおける翼弦中間隆起部であって、隣接する翼の、周方向で反対側の圧力面翼弦中間位置よりも高い高さを画成する翼弦中間隆起部と、
    を備えるタービン翼アセンブリ。
14. 前記翼弦中間隆起部は、それぞれの翼の前記負圧面から横方向に外縁まで延びており、前記隆起部の高さは、前記翼弦中間隆起部が前記翼の前記負圧面と交差する位置において軸方向前方および後方へ減少している、請求項１３記載の翼アセンブリ。
15. 前記翼弦中間隆起部と、前記隣接する翼における前記圧力面翼弦中間位置との間に周方向に延びる連続的な低高さチャネルが画成されている、請求項１４記載の翼アセンブリ。
16. 前記連続的な低高さチャネルは、隆部および凹部を有さない軸方向範囲を有しかつ前記翼弦中間隆起部と、前記隣接する翼における前記圧力面翼弦中間位置の間に周方向に延びる領域によって画成される、請求項１５記載の翼アセンブリ。
17. 前記翼弦中間隆部は、それぞれの翼の前記負圧面においてほぼ半球状である、請求項１３記載の翼アセンブリ。
18. それぞれの翼に関連させられた、前記隣接する翼における前記圧力面翼弦中間位置の前方の位置から延びておりかつ前記翼の前記前縁の軸方向前方の位置まで延びている細長い頂部によって画成された、圧力面側隆部を有する、請求項１３記載の翼アセンブリ。
19. それぞれの翼に関連付けられ、かつ前記翼の前記前縁の前方に配置された細長い頂部によって画成された、負圧面側隆部を有し、それぞれの前記圧力面側隆部は、隣接する翼の前縁の周方向位置の間の周方向位置に位置決めされている、請求項１８記載の翼アセンブリ。
20. 前記翼のそれぞれの対のために前記圧力面側隆部と前記負圧面側隆部との間に凹部が画成されており、該凹部は、前記翼のそれぞれの対の間の中央で流路内へ流れを方向付けるように調整された延在方向を有する、請求項１９記載の翼アセンブリ。

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