JP6148413B1 - 改良された均一性を有する冷却回路を含むターボ機械タービンブレード - Google Patents

Abstract

航空機ターボ機械におけるタービンの動翼（動ブレード）の内部冷却の効果には限界がある。なぜならこの冷却が、圧力側壁部及び吸込側壁部の各々において不均一だからである。この問題に対処するために、動翼のエアフォイル部（３４）を冷却するための回路（５０）を含むブレードが提案される。この回路においてキャビティが連続的に相互接続されており、これにより、空気流が、圧力側キャビティ（５２，５６）においては圧力側壁部（４０）に沿って半径方向外側に流れ、また、前記エアフォイル部の内壁（５８）により前記圧力側キャビティから分離されている吸込側キャビティ（５４）においては、吸込側壁部（４２）に沿って半径方向内側に流れる。こうして、コリオリ効果の力により、空気流が圧力側壁部及び吸込側壁部の各々に向けて偏向されて、冷却の不均一性が抑制される。

Description

本発明は、航空機のターボ機械の分野に関し、より詳細には、このようなターボ機械内のタービンの動翼（動ブレード）の冷却に関する。

航空機を推進するために使用されるターボ機械内では、タービンブレード（タービン翼）が、燃焼室からの燃焼ガスの強烈な熱にさらされる。

これらのブレードをこのような高温から保護するために、ブレードを、ブレードのエアフォイル（翼）内部に設けられたキャビティにより形成された冷却回路により冷却することが知られている。これらの冷却回路には、一般的に、ターボ機械のコンプレッサステージで取り込まれた比較的新鮮な空気が供給される。

しかし、航空機エンジンの性能の継続的な改良が、これらの燃焼ガスの温度上昇をもたらしている。ブレードの形成に使用される材料及びコーティングに関する改善だけでは温度上昇を相殺できない。

従って、ブレードの冷却回路の性能を改善することが望ましい。

この冷却性能の研究中に、本出願の出願人は、特に、公知の冷却回路の欠点が、ブレードの圧力側の壁部及び吸入側の壁部の各々における冷却の不均一性にあることを見出した。

本出願の出願人は、このような不均一性の原因を特定した。これを、図１を参照しつつ以下に説明する。

図１は、公知のタイプのターボ機械のタービンブレードのエアフォイル部（翼部）１０の、ブレードの横断面に沿った断面図である。この横断面は、エアフォイル部の翼幅又は翼長方向（ブレードがターボ機械タービンに取り付けられたときのエンジン軸に対する半径方向に一致）に対して直交する面である。

エアフォイル部１０は、半径方向に沿って延びる３つのキャビティから形成された内部冷却回路１２を備えている。これらの３つのキャビティは、圧力側の壁部１４と吸入側の壁部１６との間に配置されており、冷却空気流が第１キャビティ１８の入口セクションから第２キャビティ２０に流れ、次いで第３キャビティ２２の出口セクションに流れることを可能にするように連続的に相互接続されている。第１キャビティ１８の入口セクションは、ブレードのルートに組み込まれた空気供給手段に接続されているため、第１キャビティの半径方向内端に配置されている。第３キャビティ２２の出口セクションは、このキャビティのほぼ半径方向外端付近に形成されており、圧力側壁部及び／若しくは吸入側壁部、並びに／又は、キャビティの半径方向外端を画成している底壁に形成された、一般的なポートの形状を有する。

従って、空気は、第１キャビティ１８及び第３キャビティ２２においては半径方向外側に流入し、一方、第２キャビティ２０内においては半径方向内側に流入する。

エンジン軸まわりを回転するブレードにより引き起されるコリオリ効果の力によって、出願人は、第１キャビティ１８及び第３キャビティ２２に流入した空気が吸入側壁部１６から離れて圧力側壁部１４の方向に偏向され、一方、第２キャビティ２０においては反対の現象が生じることを確認した。

本発明の目的は、特に、この問題に対する経済的且つ効果的な簡単な解決方法を提供することである。

このために、本発明は、航空機のターボ機械タービンのためのブレードであって、当該ブレードの半径方向内端部を規定しているブレードルートと、当該ブレードルートから半径方向外側に延びるエアフォイル部とを備え、当該エアフォイル部は、圧力側の壁部と、当該圧力側壁部に前縁及び後縁において接続された吸込側の壁部とを有し、前記エアフォイル部が、少なくとも１つの内部冷却回路を含む、ブレードを提供する。

前記内部冷却回路は、連続的に相互接続された複数のキャビティを含み、当該キャビティは、
前記吸込側壁部に沿って半径方向に延びる少なくとも１つのキャビティ（以下、吸込側キャビティという。）と、
前記圧力側壁部に沿って半径方向に延びると共に、前記吸込側キャビティの個数と等しいか又は吸込側キャビティの個数よりも１つ多いキャビティ（以下、圧力側キャビティという。）に区分されている。

さらに、前記吸込側キャビティは、前記圧力側キャビティの少なくとも１つから、前記圧力側壁部と前記吸込側壁部との間に延びる前記エアフォイル部の第１の内壁により分離されている。

各圧力側キャビティは、空気入口セクションと、空気出口セクションとを有し、前記圧力側キャビティの前記空気出口セクションは、この同一の圧力側キャビティの前記空気入口セクションに対して半径方向外側に配置されている。

前記吸込側キャビティは、前記圧力側キャビティのうちの１つの空気出口セクションに接続された空気入口セクションと、前記圧力側キャビティの別の１つの空気入口セクションに接続された空気出口セクションとを含み、前記吸込側キャビティの前記空気出口セクションは、この同一の吸込側キャビティの前記空気入口セクションに対して半径方向内側に配置されている。

最後に、前記圧力側キャビティの１つの前記空気入口セクションは、冷却空気供給手段に接続されている。

このようにして、本発明は、前記圧力側壁部に沿った空気流がコリオリ効果の力によりこの圧力側壁部の方向に偏向されると共に、前記吸込側壁部に沿った空気流がコリオリ効果の力によりこの圧力側壁部の方向に偏向されることを可能にする。

従って、本発明は、前記エアフォイル部の前記冷却回路により提供される冷却均一性を著しく改善することを可能にする。

さらに、前記少なくとも１つの吸込側キャビティは、前記圧力側キャビティのうちの２つに対向して配置されると共に、前記エアフォイル部の前記第１内壁によって当該圧力側キャビティから分離されており、前記少なくとも１つの吸込側キャビティは、前記吸込側壁部から前記エアフォイル部の前記第１内壁の方向に突出して延びている少なくとも１つの第１デフレクタを含む。

本発明によれば、前記第１デフレクタは、前記少なくとも１つの吸込側キャビティの前記空気出口セクションが接続されている前記圧力側キャビティと同一側に配置された前記吸込側キャビティの側壁に向かって半径方向外側に向く凹面を有する。

このような第１のデフレクタは、空気流の一部が、前記冷却回路内の空気の進路である主経路から離れた領域に向けられることを可能にする。

好ましくは、前記第１デフレクタは、前記エアフォイル部の前記第１内壁に接続されている。

または、前記第１デフレクタは、前記エアフォイル部の前記第１内壁からの所定距離にて終端している。

好ましくは、各圧力側キャビティは、少なくとも別の隣接する圧力側キャビティから、前記圧力側壁部を前記エアフォイル部の前記第１内壁に接続している前記エアフォイル部の第２の内壁により分離されている。

前記第１デフレクタは、有利には、前記少なくとも１つの吸込側キャビティの前記空気入口セクションにて延びている半径方向外端部と、前記吸込側キャビティの前記出口セクションが接続されている前記圧力側キャビティと同一側に配置された、前記吸込側キャビティの前記側壁に接続された半径方向内端部とを含み、前記第１デフレクタに通気ポートが設けられている。

こうして、前記デフレクタは、空気流の一部が前記吸込側キャビティの半径方向外側領域の方向に向けられることを可能にする。この領域は、このキャビティの前記空気入口に対してずれている。

好ましくは、前記少なくとも１つの吸込側キャビティが、少なくとも１つの第２のデフレクタを含み、当該第２デフレクタは、前記吸込側壁部から前記エアフォイル部の第１内壁の方向に突出して延び、前記第１内壁からの所定距離にて終端し、且つ、半径方向外側に向けられた、頂点を有する逆Ｖ字状に構成されている。

このようなデフレクタは、空気流の一部が前記キャビティの側方領域方向に向けられることを可能にする。

前記冷却回路の前記圧力側キャビティの１つの空気出口セクションは、空気出口ポートを介して前記ブレードの外部に連通している。空気出口ポートは、前記圧力側壁部及び前記圧力側キャビティの半径方向外端の境界を定めている底壁の少なくとも一方に形成されている。

これらの出口ポートは、好ましくは、前記圧力側壁部の比較的高温の領域に配置される。

好ましくは、前記エアフォイル部は、前記内部冷却回路に類似した別の内部冷却回路を含む。

また、本発明は、上述のタイプのブレードが取り付けられた少なくとも１つの回転ディスクを含む航空機ターボ機械タービンに関する。

また、本発明は、上述のタイプの少なくとも１つのタービンを含む航空機ターボ機械に関する。

以下の詳細な説明を参照することで、本発明が良好に理解されると共に、本発明のさらなる詳細、利点及び特性が明確になる。以下の説明を、限定的でない例として、添付図面を参照して記載する。

既に説明した、公知のタイプの航空機ターボ機械タービンブレードの概略断面図である。 本発明の好ましい実施形態に係る航空機ターボ機械タービンブレードの概略斜視図である。 図２のブレードのエアフォイル部の、ＩＩＩ−ＩＩＩ面に沿った概略断面図である。 図２のブレードのエアフォイル部の、ＩＶ−ＩＶ面に沿った概略断面図である。 図２のブレードのエアフォイル部の、Ｖ−Ｖ面に沿った概略断面図である。 図２のブレードのエアフォイル部の吸込側壁部をエアフォイル部の内部冷却回路の吸込側キャビティの内側から見た様子を平面に展開した部分概略図である。 本発明の代替的な実施形態を示す、図４と類似の図である。 本発明の別の代替的な実施形態を示す、図４と類似の図である。

これらの図面の全体を通じ、同一の参照番号は同一又は類似の要素を示し得る。

図２は、本発明の好ましい実施形態に係る航空機ターボ機械タービン用のブレード３０を示す。ブレード３０は、一般的に、エアフォイル部（翼部）３４が接続されたブレードルート（翼根）３２を含む。エアフォイル部３４は、ブレードルート３２とは反対側のブレード頂部３５を終端とする。ブレードルートは、ブレードがロータディスクに公知の方法でのスナップ嵌めにより保持されることを可能にする半径方向内側部分を含む。さらに、ブレードルートは、タービン内部での主流流路の境界を内部に定めるための空力プラットフォーム３６を介してエアフォイル部に接続されている。

本発明の記載において、方向Ｘは、ブレード３０がターボ機械タービンの内のロータディスクに取り付けられたときにエンジン軸の方向に対応する方向である。方向Ｚは方向Ｘに対する半径方向であり、ブレードの翼長又は翼幅の方向に一致する。方向Ｙは、３つの方向Ｘ，Ｙ及びＺが直交基準フレームを形成するような方向である。所定の面を「横断面」と称する場合、当該所定の面は、方向Ｘ及び方向Ｙに対して平行である。

図３〜図５は、それぞれ、エアフォイル部３４の、図２のＩＩＩ−ＩＩＩ面、ＩＶ−ＩＶ面、Ｖ−Ｖ面に沿った断面を示す。エアフォイル部は、一般的に、圧力側の壁部４０及び吸込側の壁部４２を含み、これらの壁部は、エアフォイル部の前縁（リーディングエッジ）４４及び後縁（トレイリングエッジ）４６において互いに接続されている。

エアフォイル部３４は、連続的に相互接続されている３つのキャビティから形成された内部冷却回路５０を含む。これらの３つのキャビティは、各々が半径方向に、すなわち、エアフォイル部の幅方向に沿って延びている。

これらの３つのキャビティ（図４に見られる）は、第１のキャビティ５２、第２のキャビティ５４及び第３のキャビティ５６に分布されている。第２キャビティ５４は吸込側の壁部４２に沿って延び、便宜上、本文以下「吸込側キャビティ」と称する。反対に、第１のキャビティ５２及び第３のキャビティ５６は、圧力側の壁部４０に沿って延び、、本文以下「圧力側キャビティ」と称する。従って、図示されている例において、冷却回路の２つの圧力側キャビティ５２，５６が存在し、また、この冷却回路は１つの吸込側キャビティ５４も含む。

吸込側キャビティ５４は、エアフォイル部の第１内壁５８により圧力側キャビティ５２及び５６から分離されている。第１内壁５８は、圧力側壁部４０と吸込側壁部４２との間に、これらの壁部の各々から所定の距離を設けて延びている。圧力側キャビティ５２と圧力側キャビティ５６とが共に、エアフォイル部の第２の内壁５９により互いに分離されている。第２内壁５９は、圧力側壁部４０をエアフォイル部の第１内壁５８に接続している。

さらに、圧力側キャビティ５２，５６の各々が、空気入口セクション６０，６２（図５）、及び、空気出口セクション６４，６６（図３）を有する。これらのセクションは、図２のＩＩＩ−ＩＩＩ面及びＶ−Ｖ面のそれぞれの位置（それぞれ図３及び図５に対応）により図示されているように、各圧力側キャビティの空気出口セクション６４，６６がこの同一の圧力側キャビティの空気入口セクション６０，６２に対して半径方向外側に位置するように配置されている。図示の例において、各圧力側キャビティ５２，５６の空気入口セクション６０，６２は、キャビティの半径方向内側の端部領域を形成し、一方、圧力側キャビティ５２の空気出口セクション６４は、キャビティの半径方向外側の端部領域を形成している。

さらに、吸込側キャビティ５４は、圧力側キャビティ５２の空気出口セクション６４に接続された空気入口セクション６８を含み、吸込側キャビティ５４は、他方の圧力側キャビティ５６の空気入口セクション６２に接続された空気出口セクション７０を含む。吸込側キャビティの空気出口セクション７０は、図２のＶ−Ｖ面及びＩＩＩ−ＩＩＩ面のそれぞれの位置（それぞれ図５及び図３に対応）により図示されているように、この同一の吸込側キャビティの空気入口セクション６８に対して半径方向内側に配置されている。図示の例において、吸込側キャビティ５４の空気出口セクション７０は、キャビティの半径方向内側の端部領域を形成し、一方、この吸込側キャビティの空気入口セクション６８は、このキャビティの半径方向外側の端部領域を形成している。

圧力側キャビティ５２の空気入口セクション６０（図５）は、ブレード３０のルート３２に組み込まれた冷却空気供給装置に接続されている。この冷却空気供給装置は図示されておらず、当業者に公知のタイプの装置であり得る。

こうして、３つのキャビティ５２，５４，５６の連続的な相互接続により、冷却空気供給装置に接続された圧力側キャビティ５２の空気入口セクション６０から冷却空気流が、他方の圧力側キャビティ５６の出口セクション６６に流れることが可能になっている。

さらに、圧力側キャビティ５６は、圧力側壁部に形成された空気出口ポート（図示せず）を介してブレードの外部に連通している。圧力側キャビティ５６の追加の空気出口ポートを、キャビティの半径方向外端を画成している底壁に形成できる。本明細書に記載されている用語、圧力側キャビティ５６の「空気出口セクション」６６は、このキャビティの、上記の空気出口ポートに面して延びる部分に対応している。

本発明に特有の上記の冷却回路５０とは別に、エアフォイル部３４は、さらに、前縁の冷却キャビティ７２を組み込んでいる。冷却キャビティ７２は、エアフォイル部３４の前縁４４に沿って延び、、且つ、エアフォイル部３４の第３の内壁７４により境界が定められている。内壁７４は、一方側が圧力側壁部４０に接続され、且つ、他方側が吸込側壁部４２に接続されている。前縁の冷却キャビティ７２は、ブレードの外部に、例えば、圧力側壁部及び吸込側壁部を通して設けられた空気出口ポート（これらのポートは図示せず）を介して連通している。

前縁冷却キャビティ７２の空気供給は、好ましくは、このキャビティの、ブレード３０のルート３２に組み込まれた冷却空気供給装置への接続により提供され、その方法は、「直接供給」と一般的に称される、それ自体は公知の方法である。この装置は、概して、冷却回路５０を供給する装置とは異なる。

同様に、エアフォイル部３４は、後縁の冷却キャビティ７６を含む。後縁の冷却キャビティ７６はエアフォイル部の後縁４６に沿って延び、、且つ、エアフォイル部の第４の内壁７８により境界が規定されている。内壁７８は、一方側が圧力側壁部４０に接続され、且つ、他方側が吸込側壁部４２に接続されている。後縁冷却キャビティ７６は、ブレードの外部に、圧力側壁部４０を通して設けられた空気出口ポートを介して連通しており、空気出口ポートは、例えば、横断面にほぼ平行に延びるスロット７９（図２に見られる）の形状を有する。

後縁冷却キャビティ７６の空気供給は、例えば、このキャビティの、ブレード３０のルート３２に組み込まれた冷却空気供給装置への接続により提供され、その方法は、「直接供給」と一般的に称される、それ自体は公知の方法である。この装置は、好ましくは、冷却回路５０を供給する装置とは異なる。

一方、図６は、冷却回路５０の効率の最適化を可能にする、冷却回路５０の優先的な特徴を示す。より正確には、図６は、吸込側壁部４２を吸込側キャビティ５４の内側から方向Ｙに沿って見た様子を平面に展開した図である。動作がより良好に理解されるように、図６は、圧力側キャビティ５２の出口セクション６４、及び、圧力側キャビティ５６の入口セクション６２も示す。これらのセクションは、図示の便宜上、吸込側キャビティより上、及び、より下に示されている。これらのセクションが、実際にはこのような配置でなく、このキャビティに面し且つ図６の平面の外側に位置することが理解されよう。

図６に示されているように、吸込側キャビティ５４が第１のデフレクタ（偏向板）８０を含み、デフレクタ８０は、吸込側壁部４２から、エアフォイル部の第１内壁５８の方向に（すなわち、寸法が低減する方向Ｙに）突出して延びている。図示の例において、第１デフレクタ８０は第１内壁５８に接続されており、半径方向外側に向けられた凹面を有し、且つ、吸込側キャビティ５４の側壁を形成している第４内壁７８の方向に湾曲されている。第４内壁７８は、吸込側キャビティ５４の境界を、後縁４６の側にて（より大まかには、吸込側キャビティの出口セクション７０が接続される圧力側キャビティ５６の側にて）定めている。或いは、第１デフレクタ８０は、第１内壁５８から離れる方向に延びる自由端を有し得る。

図示の例において、第１デフレクタ８０は、半径方向外端部８２を有する。半径方向外端部８２は、ほぼ方向Ｚ及び方向Ｙに沿って、吸込側キャビティ５４の半径方向外端部まで（すなわち、典型的には、キャビティ５２，５４，５６，７２，７６を外部に対して半径方向に閉鎖しているエアフォイル部の底壁８３まで）延びている。半径方向外端部８２は、好ましくは、吸込側キャビティ５４の空気入口セクション６８に（従って、第３内壁７４の側に）延びる。さらに、第１デフレクタ８０は、半径方向内端部８４を有する。半径方向内端部８４はほぼ方向Ｘ及び方向Ｙに沿って延び、、且つ、第４内壁７８に接続されている。最後に、第１デフレクタ８０は、空気ポート８６を含む。

図６に示されているように、吸込側キャビティ５４は、第２のデフレクタ９０を含む。デフレクタ９０は、吸込側壁部４２から、エアフォイル部の第１内壁５８の方向に突出して延びている。第２デフレクタ９０は、各々、第１内壁５８から遠ざかる方向に延びる自由端を有する。これらの第２デフレクタ９０は、頂点９２を有する逆Ｖ字状に構成されており、頂点９２は、半径方外側に（すなわち、キャビティ５２，５４，５６，７２，７６の境界をブレード頂部３５の側にて定めているエアフォイル部の底壁８３に）向けられている。第２デフレクタ９０のそれぞれの頂点９２は、有利には、半径方向Ｚに平行な同一線上にほぼ収束している。

その他のタイプのデフレクタ及びディスラプタ（攪乱部）を、代替的に又は付加的に用いることができる。

さらに、デフレクタ及びディスラプタの、図６を参照して上述したものと類似の配置を、圧力側キャビティ５２，５６内の圧力側壁部に関して、及び／又は、キャビティ５２，５４，５６の内の内壁５８，７４，７８に関して提供できる。

ここで、冷却回路５０の動作について説明する。

そのために、上述のブレード３０を保持しているロータ回転ディスクを含むタービンを備えた航空機ターボ機械について考察する。実際に、ディスクは、ブレード３０に類似した複数のブレードを保持している。

動作において、冷却回路５０に、例えばターボ機械のコンプレッサステージで取り込まれる冷却空気が供給される。

冷却空気は、ブレード３０の圧力側キャビティ５２に、このキャビティの空気入口セクション６０を通って入り、次いで、このキャビティ内で半径方向外側に、すなわち、ブレードルート３２からブレード頂部３５の方向に流れる。

次いで、冷却空気は、圧力側キャビティ５２の出口セクション６４を通過し、次いで、吸込側キャビティ５４の入口セクション６８に入り（図３の矢印１００）、次いで、この吸込側キャビティ５４内で空気は半径方向内側に、すなわち、ブレード頂部３５からブレードルート３２の方向に流れる（図６の矢印１０２）。

次いで、冷却空気は、吸込側キャビティ５４の出口セクション７０を通過し、次いで、圧力側キャビティ５６の入口セクション６２に入り（図５の矢印１０４）、次いで、空気はこの圧力側キャビティ５６内で半径方向外側に流れる。

本発明の原理によれば、こうして、圧力側キャビティ５２及び５６に流入した空気が半径方向外側に流れ、一方、吸込側キャビティ５４に流入した空気は半径方向内側に流れる。その結果、圧力側キャビティ５２及び５６に流入した空気は、ロータの回転によるコリオリ効果の力により圧力側壁部４０に向かって偏向され、一方、吸込側キャビティ５４に流入した空気は、コリオリ効果の力により吸込側壁部４２向かって偏向される。こうして、圧力側壁部及び吸込側壁部が、最適に且つ均一に冷却される。

冷却回路５０を形成している様々なキャビティ間の連続的な転換部及び接続部が、概してエアフォイル部の厚さの方向に向けられていることが理解されよう。

詳細には、吸込側キャビティ５４に流入した空気は、第１デフレクタ８０により部分的に（図６の矢印１０６）、キャビティの半径方向外側部分における第４内壁７８の方向に偏向され、それにより、吸込側キャビティ５４の領域１０８（このキャビティの半径方向外端付近にあり、且つ、圧力側キャビティ５２の空気出口セクション６４に対してずれている）の冷却を最適化する。次いで、第１デフレクタ８０により偏向された空気は、空気ポート８６を通過し、半径方向内側に進む。

さらに、空気流１０２は、吸込側キャビティ５４の側壁に向かって、すなわち、エアフォイル部の第３内壁７４及び第４内壁７８に向かって部分的に偏向される（矢印１１０）。これは、吸込側キャビティ５４の領域１１２（このキャビティの半径方向内端付近にあり、且つ、圧力側キャビティ５６の空気入口セクション６２に対してずれている）の冷却を最適化することを可能にする。

図７は、本発明の代替的な実施形態に係るブレードのエアフォイル部３４ａを示す。このブレードは、エアフォイル部３４ａが２つの冷却回路５０及び５０’を含むことにより、上述のブレード３０とは区別される。これらの冷却回路の各々が、図３〜図６の冷却回路５０に類似している。

図７に示されているように、前縁４４側に位置する冷却回路５０に属する圧力側キャビティ５６及び吸込側キャビティ５４は、それぞれ、後縁４６側に位置する冷却回路５０’に属する圧力側キャビティ５２’及び吸込側キャビティ５４’から、エアフォイル部の第５の内壁１１３により分離されている。第５内壁１１３は圧力側壁部４０を吸込側壁部４２に接続している。

さらに、冷却回路５０及び冷却回路５０’の各々の圧力側キャビティ５２，５２’の空気入口セクションが、ブレード３０のルート３２に組み込まれた冷却空気供給装置に接続されている。

もちろん、本発明による前記又は各冷却回路は、圧力側キャビティの個数が吸込側キャビティの個数に等しいか又はそれよりも１つ多い限りにおいて、上述の例よりも多数のキャビティを含み得る。

そして、図８は、本発明の別の代替的な実施形態に係るブレードのエアフォイル部３４ｂを示す。このブレードは、エアフォイル部３４ｂが、連続的に相互接続された２つの吸込側キャビティ及び３つの圧力側キャビティを含む冷却回路５０ａを含むことにより、上述のブレード３０とは区別される。

より詳細には、中間の圧力側キャビティ１１４が、冷却空気供給装置に接続された圧力側キャビティ５２と、上述の空気出口ポートによりエアフォイル部の外部に通じている圧力側キャビティ５６との間に配置されている。さらに、吸込側キャビティ１１６が吸込側キャビティ５４の側に配置されている。

圧力側キャビティ１１４と圧力側キャビティ５６とは、圧力側壁部４０を第１内壁５８に接続しているエアフォイル部の第５の内壁１１８によって互いに分離されている。そして、吸込側キャビティ５４と吸込側キャビティ１１６とは、第１内壁５８を吸込側壁部４２に接続しているエアフォイル部の第６の内壁１２０により互いに分離されている。

中間の圧力側キャビティ１１４の出口セクションは、吸込側キャビティ１１６の入口セクションに接続されており、吸込側キャビティ１１６の出口セクションは、圧力側キャビティ５６の入口セクションに接続されている。

このようにして、冷却空気は、圧力側キャビティ５２，１１４及び５６の各々においては圧力側壁部４０に沿って半径方向外側に流れ、そして、吸込側キャビティ５４及び１１６の各々においては、吸込側壁部４２に沿って半径方向内側に流れる。

１０ エアフォイル部
１２ 内部冷却回路
１４ 圧力側の壁部
１６ 吸込側の壁部
３０ ブレード
３２ ブレードルート
３４ エアフォイル部
３５ ブレード頂部
３６ 空力プラットフォーム
４０ 圧力側の壁部
４２ 吸込側の壁部
４４ 前縁
４６ 後縁
５０ 内部冷却回路
５２ 圧力側キャビティ
５４ 吸込側キャビティ
５６ 圧力側キャビティ
５８ 第１内壁
５９ 第２内壁
６０ 空気入口セクション
６２ 空気入口セクション
６４ 空気出口セクション
６６ 空気出口セクション
６８ 空気入口セクション
７０ 空気出口セクション
７２ 前縁の冷却キャビティ
７４ 第３内壁
７６ 後縁の冷却キャビティ
７８ 第４内壁
８０ 第１デフレクタ
８６ 空気ポート
９０ 第２デフレクタ
９２ 頂点
１０２ 空気流
１０６ 空気流
１１０ 空気流
１１３ 第５内壁
１２０ 第６内壁
Ｘ エンジン軸
Ｚ 半径方向

Claims (10)

1. 航空機のターボ機械タービンのためのブレード（３０）であって、
   当該ブレードの半径方向内端部を規定するブレードルート（３２）と、
   当該ブレードルートから半径方向外側に延びるエアフォイル部（３４）と、
   を備え、
   前記エアフォイル部は、
   圧力側の壁部（４０）と、
   前記エアフォイル部の前縁（４４）及び後縁（４６）において当該圧力側の壁部に接続された吸込側の壁部（４２）と、を備え、
   前記エアフォイル部は、少なくとも１つの内部冷却回路（５０；５０’；５０ａ）を含み、
   前記内部冷却回路は、連続的に相互接続された複数のキャビティを含み、
   前記キャビティは、
   前記吸込側の壁部（４２）に沿って半径方向に延びる少なくとも１つのキャビティ（５４；５４，５４’；５４，１１６）（以下、吸込側キャビティという。）と、
   前記圧力側の壁部（４０）に沿って半径方向に延びると共に、前記吸込側キャビティの個数と等しいか又は前記吸込側キャビティの個数よりも１つ多いキャビティ（５２，５６；５２’，５６’，５２，１１４，５６）（以下、圧力側キャビティという。）とに区分され、
   前記吸込側キャビティ（５４；５４，５４’；５４，１１６）は、前記圧力側の壁部（４０）と前記吸込側の壁部（４２）との間に延びる前記エアフォイル部の第１の内壁（５８）により、前記圧力側キャビティ（５２，５６；５２’，５６’；５２，１１４，５６）の少なくとも１つから分離されており、
   前記圧力側キャビティ（５２，５６；５２，５６，５２’，５６’；５２，１１４，５６）の各々は、空気入口セクション（６０，６２）と、空気出口セクション（６４，６６）とを有し、
   前記圧力側キャビティの前記空気出口セクションは、この同一の圧力側キャビティの前記空気入口セクションに対して半径方向外側に配置され、
   前記吸込側キャビティ（５４；５４，５４’；５４，１１６）は、
   前記圧力側キャビティのうちの１つ（５２；５２，５２’；５２，１１４）の空気出口セクション（６４）に接続された空気入口セクション（６８）と、
   前記圧力側キャビティのうちの別の１つ（５６；５６，５６’，１１４，５６）に接続された空気出口セクション（７０）と、を含み、
   前記吸込側キャビティの前記出口セクション（７０）は、この同一の吸込側キャビティの前記空気入口セクション（６８）に対して半径方向内側に配置され、
   前記圧力側キャビティ（５２；５２，５２’；５２）のうちの１つの前記空気入口セクション（６０）は、冷却空気供給手段に接続され、
   前記少なくとも１つの吸込側キャビティ（５４；５４，５４’；５４，１１６）は、前記圧力側キャビティ（５２，５６；５２，５６，５２’，５６’；５２，１１４，５６）のうちの２つに対向するように配置されると共に、当該圧力側キャビティ（５２，５６；５２，５６，５２’，５６’；５２，１１４，５６）のうちの２つと前記エアフォイル部の前記第１内壁（５８）により分離され、
   前記少なくとも１つの吸込側キャビティは、前記吸込側壁部（４２）から前記エアフォイル部の前記第１内壁（５８）の方向に突出して延びる少なくとも１つの第１デフレクタ（８０）を含み、
   前記第１デフレクタ（８０）は、
   前記少なくとも１つの吸込側キャビティの前記空気出口セクション（７０）が接続される前記圧力側キャビティと同一側に配置された前記少なくとも１つの吸込側キャビティの側壁（７８；１１３，７８；１２０，７８）に向かって半径方向外側に向けられた凹面を有する、ブレード（３０）。
2. 前記第１デフレクタ（８０）は、前記エアフォイル部の前記第１内壁（５８）に接続されている、請求項１に記載のブレード。
3. 前記第１デフレクタ（８０）は、前記エアフォイル部の前記第１内壁（５８）からの所定の距離で終端している、請求項１に記載のブレード。
4. 各圧力側キャビティ（５２，５６；５２，５６，５２’，５６’；５２，１１４，５６）は、前記エアフォイル部の前記圧力側壁部（４０）を前記エアフォイル部の前記第１内壁（５８）に接続する第２の内壁（５９；５９，５９’，１１３；５９，１１８）によって、少なくとも別の隣接する圧力側キャビティから分離されている、請求項１〜３のうちのいずれか一項に記載のブレード。
5. 前記第１デフレクタ（８０）は、
   前記少なくとも１つの吸込側キャビティ（５４；５４，５４’；５４，１１６）の前記空気入口セクション（６８）に延びている半径方向外端部（８２）と、
   前記吸込側キャビティの前記出口セクションが接続される前記圧力側キャビティ（５６；５６，５６’；１１４，５６）と同一側に配置された前記吸込側キャビティの前記側壁（７８；１１３，７８；１２０，７８）に接続された半径方向内端部（８４）とを含み、
   前記第１デフレクタに通気ポート（８６）が設けられている、請求項１〜４のうちのいずれか一項に記載のブレード。
6. 前記少なくとも１つの吸込側キャビティ（５４；５４，５４’；５４，１１６）は、少なくとも１つの第２のデフレクタ（９０）を含み、
   前記第２デフレクタは、前記吸込側壁部（４２）から前記エアフォイル部の第１内壁（５８）の方向に突出して延びると共に、前記第１内壁から所定の距離にて終端し、
   前記第２デフレクタは、半径方向外側に向けられた頂点（９２）を有する逆Ｖ字状として構成されている、請求項１〜５のうちいずれか一項に記載のブレード。
7. 前記冷却回路の前記圧力側キャビティ（５６；５６，５６’；５６）のうちの１つの空気出口セクション（６６）は、空気出口ポートを介して前記ブレードの外部と連通し、
   前記空気出口ポートは、前記圧力側壁部（４０）と、前記圧力側キャビティの半径方向外端の境界を定めている底壁（８３）とのうちの少なくとも一方に形成される、請求項１〜６のうちいずれか一項に記載のブレード。
8. 前記エアフォイル部は、別の内部冷却回路（５０’）を含み、
   前記別の内部冷却回路（５０’）は、連続的に相互接続された複数のキャビティを含み、
   前記キャビティは、
   前記吸込側の壁部（４２）に沿って半径方向に延びる少なくとも１つの別の吸入側キャビティ（５４’）と、
   前記圧力側の壁部（４０）に沿って半径方向に延びると共に、前記別の吸込側キャビティの個数と等しいか又は前記別の吸込側キャビティの個数よりも１つ多い別の圧力側キャビティ（５２’，５６’）とに区分され、
   前記別の吸込側キャビティ（５４’）は、前記圧力側の壁部（４０）と前記吸込側の壁部（４２）との間に延びる前記エアフォイル部の第１の内壁（５８）により、前記別の圧力側キャビティ（５２’，５６’）の少なくとも１つから分離されており、
   前記別の圧力側キャビティ（５２’，５６’）の各々は、空気入口セクションと、空気出口セクションとを有し、
   前記別の圧力側キャビティの前記空気出口セクションは、この同一の別の圧力側キャビティの前記空気入口セクションに対して半径方向外側に配置され、
   前記別の吸込側キャビティ（５４’）は、
   前記別の圧力側キャビティのうちの１つ（５２’）の空気出口セクション（６４）に接続された空気入口セクションと、
   前記別の圧力側キャビティのうちの別の１つ（５６’）に接続された空気出口セクションと、を含み、
   前記別の吸込側キャビティの前記出口セクションは、この同一の別の吸込側キャビティの前記空気入口セクションに対して半径方向内側に配置され、
   前記別の圧力側キャビティのうちの１つ（５２’）の前記空気入口セクションは、冷却空気供給手段に接続され、
   前記少なくとも１つの別の吸込側キャビティ（５４’）は、前記別の圧力側キャビティ（５２’，５６’）のうちの２つに対向するように配置されると共に、当該別の圧力側キャビティ（５２’，５６’）のうちの２つと前記エアフォイル部の前記第１内壁（５８）により分離され、
   前記少なくとも１つの別の吸込側キャビティ（５４’）は、前記吸込側壁部（４２）から前記エアフォイル部の前記第１内壁（５８）の方向に突出して延びる少なくとも１つの第１デフレクタを含み、
   前記第１デフレクタは、
   前記少なくとも１つの別の吸込側キャビティの前記空気出口セクションが接続される前記別の圧力側キャビティと同一側に配置された前記少なくとも１つの別の吸込側キャビティの側壁（７８）に向かって半径方向外側に向けられた凹面を有する、
   請求項１〜７のうちいずれか一項に記載のブレード。
9. 請求項１〜８のうちいずれか一項に記載のブレード（３０）が取り付けられた少なくとも１つの回転ディスクを含む、航空機ターボ機械タービン。
10. 請求項９に記載の少なくとも１つのタービンを含むことを特徴とする、航空機ターボ機械。

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