JPH1122409A - 冷却可能なエアフォイル - Google Patents
冷却可能なエアフォイルInfo
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- JPH1122409A JPH1122409A JP10121929A JP12192998A JPH1122409A JP H1122409 A JPH1122409 A JP H1122409A JP 10121929 A JP10121929 A JP 10121929A JP 12192998 A JP12192998 A JP 12192998A JP H1122409 A JPH1122409 A JP H1122409A
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- cooling air
- airfoil
- extending
- purification
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
- F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 冷却空気から微粒子を取り除くことができ、
前縁領域を有効に冷却できるエアフォイルを提供する。 【解決手段】 冷却空気によって運ばれびた微粒子を放
出するための通路を有する冷却可能なエアフォイルが開
示されている。種々の構造の詳細はエアフォイルの前縁
６０，６９に冷却空気を供給するために開発される。一
つの実施例似おいては、翼弦方向ダクト１００を翼長方
向に伸びる供給通路９２を通過して翼長方向に伸びる後
部通路の入口まで伸び、運動量効果により、ダクト１０
０からの冷却空気の一部と微粒子は供給通路９２の入口
７２を通り後方通路内に向けられると共に、冷却空気の
流れの大部分は、エアフォイルの前縁６０，６９を冷却
するために供給通路９２内に向けられる。
前縁領域を有効に冷却できるエアフォイルを提供する。 【解決手段】 冷却空気によって運ばれびた微粒子を放
出するための通路を有する冷却可能なエアフォイルが開
示されている。種々の構造の詳細はエアフォイルの前縁
６０，６９に冷却空気を供給するために開発される。一
つの実施例似おいては、翼弦方向ダクト１００を翼長方
向に伸びる供給通路９２を通過して翼長方向に伸びる後
部通路の入口まで伸び、運動量効果により、ダクト１０
０からの冷却空気の一部と微粒子は供給通路９２の入口
７２を通り後方通路内に向けられると共に、冷却空気の
流れの大部分は、エアフォイルの前縁６０，６９を冷却
するために供給通路９２内に向けられる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンエン
ジンに係り、特に、微粒子を有する冷却流体を使用する
エンジンのタービン用の冷却可能なエアフォイルに関す
る。
ジンに係り、特に、微粒子を有する冷却流体を使用する
エンジンのタービン用の冷却可能なエアフォイルに関す
る。
【０００２】
【従来の技術】航空機用タービンエンジンのような軸流
ロータリ機械は、圧縮部，燃焼部およびタービン部を含
んでいる。熱い作動媒体ガスの流路はエンジンを通して
軸方向に伸びる。熱いガスの通路は一般に環状になって
いる。
ロータリ機械は、圧縮部，燃焼部およびタービン部を含
んでいる。熱い作動媒体ガスの流路はエンジンを通して
軸方向に伸びる。熱いガスの通路は一般に環状になって
いる。
【０００３】作動媒体ガスは流路に沿って流されるの
で、ガスは圧縮部において圧縮され、ガスの温度と圧力
が上昇される。熱い加圧されたガスは燃焼部において燃
料とともに燃焼され、ガスにエネルギーが加えられる。
ガスはタービン部を通して膨張され、有効な働きと推力
が生じる。
で、ガスは圧縮部において圧縮され、ガスの温度と圧力
が上昇される。熱い加圧されたガスは燃焼部において燃
料とともに燃焼され、ガスにエネルギーが加えられる。
ガスはタービン部を通して膨張され、有効な働きと推力
が生じる。
【０００４】圧縮部とタービン部の双方は交互の列又は
ステージすなわち回転と静止のエアフォイルを含んでい
る。各エアフォイルは前縁と後縁を有するエアフォイル
部によって構成される。回転と静止エアフォイルは、そ
れぞれ、ブレードとベーンが作動媒体ガスからのエネル
ギーを受けるために放射状外方に伸びるものとして知ら
れている。従って、タービンの構成要素は、極めて高い
温度によって特徴付けされている特に厳しい環境におい
て動作する。
ステージすなわち回転と静止のエアフォイルを含んでい
る。各エアフォイルは前縁と後縁を有するエアフォイル
部によって構成される。回転と静止エアフォイルは、そ
れぞれ、ブレードとベーンが作動媒体ガスからのエネル
ギーを受けるために放射状外方に伸びるものとして知ら
れている。従って、タービンの構成要素は、極めて高い
温度によって特徴付けされている特に厳しい環境におい
て動作する。
【０００５】タービンに入る熱い燃焼ガスの温度は、一
般に、タービンエアフォイルが作られている合金の融点
温度を越えている。エアフォイルは、動作中に、熱い作
動媒体ガスに浸漬されるので、エアフォイルに熱応力が
加えられる。これらの熱応力はエアフォイルの保全と運
転寿命に影響を及ぼす。
般に、タービンエアフォイルが作られている合金の融点
温度を越えている。エアフォイルは、動作中に、熱い作
動媒体ガスに浸漬されるので、エアフォイルに熱応力が
加えられる。これらの熱応力はエアフォイルの保全と運
転寿命に影響を及ぼす。
【０００６】従って、タービン部が厳しい環境において
適性な性能を行うために、タービンエアフォイルは冷却
されなければならない。燃焼のガス生成物の温度と圧力
がタービン入口で最も高くかつ順次減少するので、ター
ビンエンジンフォイルの初めの段階は次の段階よりもよ
り冷却する必要がある。さらに、燃焼生成物の温度と圧
力がエアフォイルの後縁よりも前縁で最も高いので、各
エアフォイルは後縁よりも前縁の方を冷却することを必
要とする。
適性な性能を行うために、タービンエアフォイルは冷却
されなければならない。燃焼のガス生成物の温度と圧力
がタービン入口で最も高くかつ順次減少するので、ター
ビンエンジンフォイルの初めの段階は次の段階よりもよ
り冷却する必要がある。さらに、燃焼生成物の温度と圧
力がエアフォイルの後縁よりも前縁で最も高いので、各
エアフォイルは後縁よりも前縁の方を冷却することを必
要とする。
【０００７】かくして、エアフォイルは、熱応力を減少
させるために、冷却され、充分な構造的な保全と運用寿
命を持ったエアフォイルが得られる。そのようなエアフ
ォイルの例は、この出願人に譲渡した譲渡人であるピゲ
ーティ（Ｐｉｇｈｅｔｔｉ）による“二重の電源冷却”
と題する米国特許第５，４９８，１２６号に示されてい
る。ピゲーティにおいて、エアフォイルは、エアフォイ
ルの前縁通路を通しての最も高い圧力でのコンプレッサ
漏れ空気をチャンネリングするとともにエアフォイルの
後縁を通しての低い圧力でのコンプレッサ漏れ空気をチ
ャンネリングすることによって、冷却される。各エアフ
ォイルの前縁通路における高い圧力は、エアフォイルの
内部通路内の作動媒体流路からの燃焼生成物の流れをブ
ロックする。前縁は、コンプレッサの高圧力ステージか
らのコンプレッサエアを抜くことによる衝突冷却によっ
て冷却される。燃焼過程による空気を直接に転換するか
ら、むしろ、高圧と低圧の空気混合よりも高圧空気を使
用することは望ましくなく、エンジンの全性能を低下さ
せる。かくして、高圧力コンプレッサ空気はエアフォイ
ルの前縁部分を冷やすためにのみ使用され、一方後縁部
分はコンプレッサの低圧力ステージから供給される空気
によって冷やされる。
させるために、冷却され、充分な構造的な保全と運用寿
命を持ったエアフォイルが得られる。そのようなエアフ
ォイルの例は、この出願人に譲渡した譲渡人であるピゲ
ーティ（Ｐｉｇｈｅｔｔｉ）による“二重の電源冷却”
と題する米国特許第５，４９８，１２６号に示されてい
る。ピゲーティにおいて、エアフォイルは、エアフォイ
ルの前縁通路を通しての最も高い圧力でのコンプレッサ
漏れ空気をチャンネリングするとともにエアフォイルの
後縁を通しての低い圧力でのコンプレッサ漏れ空気をチ
ャンネリングすることによって、冷却される。各エアフ
ォイルの前縁通路における高い圧力は、エアフォイルの
内部通路内の作動媒体流路からの燃焼生成物の流れをブ
ロックする。前縁は、コンプレッサの高圧力ステージか
らのコンプレッサエアを抜くことによる衝突冷却によっ
て冷却される。燃焼過程による空気を直接に転換するか
ら、むしろ、高圧と低圧の空気混合よりも高圧空気を使
用することは望ましくなく、エンジンの全性能を低下さ
せる。かくして、高圧力コンプレッサ空気はエアフォイ
ルの前縁部分を冷やすためにのみ使用され、一方後縁部
分はコンプレッサの低圧力ステージから供給される空気
によって冷やされる。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、高圧力
コンプレッサ空気は、エアフォイルの後縁部分を冷却す
るために使用される低圧力コンプレッサ空気に比べて、
それに陥らされた微粒子を多く持っている。高圧力コン
プレッサ空気は、この冷却空気源に陥られた汚れた微粒
子，シリカ微粒子およびセラミックコーティング微粒子
の如き微粒子を持っている。これらの微粒子は、主に、
コンプレッサ外部シールと燃焼機の摩耗から生じる。逆
に、低圧力コンプレッサ空気はバーナに先立ってタービ
ンエアフォイルの後縁部分に追い出される。結局、低圧
力コンプレッサ空気は比較的に清浄で微粒子がない。
コンプレッサ空気は、エアフォイルの後縁部分を冷却す
るために使用される低圧力コンプレッサ空気に比べて、
それに陥らされた微粒子を多く持っている。高圧力コン
プレッサ空気は、この冷却空気源に陥られた汚れた微粒
子，シリカ微粒子およびセラミックコーティング微粒子
の如き微粒子を持っている。これらの微粒子は、主に、
コンプレッサ外部シールと燃焼機の摩耗から生じる。逆
に、低圧力コンプレッサ空気はバーナに先立ってタービ
ンエアフォイルの後縁部分に追い出される。結局、低圧
力コンプレッサ空気は比較的に清浄で微粒子がない。
【０００９】冷却空気に汚れ又は他の微粒子が存在すれ
ば、適正な冷却が妨げられ、タービンエアフォイルの早
まった破壊が生じる。冷却通路と冷却孔は極めて小さな
直径である。微粒子は、エアフォイルの冷却通路又は冷
却孔に蒸着し、それらをブロックする。ミクロンサイズ
の微粒子であっても、空気流を減少させ、冷却に必要な
熱の移動を妨げる。結果として、通路を通して流れる冷
却空気の量は減少し、ある場合には、通路が全体的に妨
害されると、冷却流は完全に制限される。冷却が減少す
るか又は無くなれば、エンジン動作中のタービンエアフ
ォイルの寿命に決定的な影響を及ぼし、高価な保守費用
と取替費用がかかる。
ば、適正な冷却が妨げられ、タービンエアフォイルの早
まった破壊が生じる。冷却通路と冷却孔は極めて小さな
直径である。微粒子は、エアフォイルの冷却通路又は冷
却孔に蒸着し、それらをブロックする。ミクロンサイズ
の微粒子であっても、空気流を減少させ、冷却に必要な
熱の移動を妨げる。結果として、通路を通して流れる冷
却空気の量は減少し、ある場合には、通路が全体的に妨
害されると、冷却流は完全に制限される。冷却が減少す
るか又は無くなれば、エンジン動作中のタービンエアフ
ォイルの寿命に決定的な影響を及ぼし、高価な保守費用
と取替費用がかかる。
【００１０】一方、微粒子が、タービンコンプレッサか
らかなりの距離を移動した後に小さな微粒子が冷却空気
に残るけれども、空気がコンプレッサに入る前に、大き
な微粒子を取除くための手段が用いられる。もちろん、
冷却空気によって運ばれるエンジン自体から発生する粒
子が存在する可能性もある。
らかなりの距離を移動した後に小さな微粒子が冷却空気
に残るけれども、空気がコンプレッサに入る前に、大き
な微粒子を取除くための手段が用いられる。もちろん、
冷却空気によって運ばれるエンジン自体から発生する粒
子が存在する可能性もある。
【００１１】ガスタービンエンジンタービンブレード用
冷却システムに関連する冷却空気から微粒子を除去する
試みは、コスター（Ｋｏｓｔｅｒ）による“異物微粒子
分離機”と題する米国特許第４，３０９，１４７号に示
されている。コスターにおいて、回転室は、流路に配設
され、エンジン中心線のまわりに回転するのに用いられ
る。異物微片たとえば砂が混入した冷却空気は回転室に
供給され、冷却空気に混入した砂は放射状に分離され
る。清浄な冷却空気は、入口の放射状間隔以下である放
射状間隔の部屋に出てエンジン中心線からの部屋に入
る。この清浄な冷却空気はタービンブレードを冷却する
ために流れる。
冷却システムに関連する冷却空気から微粒子を除去する
試みは、コスター（Ｋｏｓｔｅｒ）による“異物微粒子
分離機”と題する米国特許第４，３０９，１４７号に示
されている。コスターにおいて、回転室は、流路に配設
され、エンジン中心線のまわりに回転するのに用いられ
る。異物微片たとえば砂が混入した冷却空気は回転室に
供給され、冷却空気に混入した砂は放射状に分離され
る。清浄な冷却空気は、入口の放射状間隔以下である放
射状間隔の部屋に出てエンジン中心線からの部屋に入
る。この清浄な冷却空気はタービンブレードを冷却する
ために流れる。
【００１２】冷却可能なエアフォイルにおける微粒子を
取り除くための他の試みは、シュワルツマン（Ｓｃｈｗ
ａｒｚｍａｎｎ）による米国特許第４，７７５，２９６
号に示されている。
取り除くための他の試みは、シュワルツマン（Ｓｃｈｗ
ａｒｚｍａｎｎ）による米国特許第４，７７５，２９６
号に示されている。
【００１３】シュワルツマンにおいては、前縁領域にお
ける冷却通路は、回転通路と、冷却通路からの異物を放
出するための後縁領域に回転通路を接続する孔を介し
て、後縁領域と連通している。従って、エアフォイルの
運用寿命は、エアフォイルの低流領域を介して冷却空気
を通す導管を介してエアフォイルの先端領域から異物を
除去することによって、向上する。
ける冷却通路は、回転通路と、冷却通路からの異物を放
出するための後縁領域に回転通路を接続する孔を介し
て、後縁領域と連通している。従って、エアフォイルの
運用寿命は、エアフォイルの低流領域を介して冷却空気
を通す導管を介してエアフォイルの先端領域から異物を
除去することによって、向上する。
【００１４】現代の高推力エンジンは、特に第２ステー
ジタービン羽根に対して、タービンエアフォイルに使用
されるよりも、汚れていない冷却空気を使用する冷却機
構を必要とする。現代のコンプレッサは、タービンに入
る燃焼生成物の高い温度と圧力によるエアフォイルの他
のステージを含んでいる。タービンエアフォイルは、エ
アフォイル壁を破壊するような燃焼を避けるために、従
来技術のエアフォイルよりも良く冷却する必要がある。
特に、外部圧力と温度が前縁で高いので、エアフォイル
の後縁よりも前縁をより冷却する必要がある。結局、現
代の高推力エンジンは、前縁を冷却するために高圧力コ
ンプレッサ冷却空気を使用し、小さな開口を有する通路
を複雑にし、過去のものよりもより清浄な空気を必要と
する。
ジタービン羽根に対して、タービンエアフォイルに使用
されるよりも、汚れていない冷却空気を使用する冷却機
構を必要とする。現代のコンプレッサは、タービンに入
る燃焼生成物の高い温度と圧力によるエアフォイルの他
のステージを含んでいる。タービンエアフォイルは、エ
アフォイル壁を破壊するような燃焼を避けるために、従
来技術のエアフォイルよりも良く冷却する必要がある。
特に、外部圧力と温度が前縁で高いので、エアフォイル
の後縁よりも前縁をより冷却する必要がある。結局、現
代の高推力エンジンは、前縁を冷却するために高圧力コ
ンプレッサ冷却空気を使用し、小さな開口を有する通路
を複雑にし、過去のものよりもより清浄な空気を必要と
する。
【００１５】前縁の燃焼を避けるために、高圧力コンプ
レッサによる冷却がエアフォイルに対して必要であるけ
れども、高圧力空気を使用する主たる欠点は、冷却空気
において運ばれた微粒子が残り、前述のようにエアフォ
イルの冷却通路と孔をブロックすることである。かくし
て、冷却可能なエアフォイルにおける微粒子を取り除く
必要がある。
レッサによる冷却がエアフォイルに対して必要であるけ
れども、高圧力空気を使用する主たる欠点は、冷却空気
において運ばれた微粒子が残り、前述のようにエアフォ
イルの冷却通路と孔をブロックすることである。かくし
て、冷却可能なエアフォイルにおける微粒子を取り除く
必要がある。
【００１６】従って、出願人のもとで働いている科学者
達と技術者達は、そのようなエアフォイルに供給される
冷却空気から微粒子を取り除くための手段を有する現代
の高推力エンジン用の冷却可能なエアフォイルについて
研究している。
達と技術者達は、そのようなエアフォイルに供給される
冷却空気から微粒子を取り除くための手段を有する現代
の高推力エンジン用の冷却可能なエアフォイルについて
研究している。
【００１７】本発明の目的は、冷却空気から微粒子を取
り除くことが出来、前縁領域を有効に冷却できるエアフ
ォイルを提供することである。
り除くことが出来、前縁領域を有効に冷却できるエアフ
ォイルを提供することである。
【００１８】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、冷却可
能なエアフォイルは、翼長方向に伸びる前方通路と、冷
却空気において蒸気として運ばれた微粒子を放出するた
めの翼長方向に伸びる後方通路を有し、翼弦方向に伸び
るダクトを含んでおり、ダクトは前方通路を通過して後
方通路まで伸び、運動量効果により冷却空気の一部の流
れは、エアフォイルの前縁と冷却空気と、後方通路の残
りを冷却するための前方通路の入口に、向けられる。
能なエアフォイルは、翼長方向に伸びる前方通路と、冷
却空気において蒸気として運ばれた微粒子を放出するた
めの翼長方向に伸びる後方通路を有し、翼弦方向に伸び
るダクトを含んでおり、ダクトは前方通路を通過して後
方通路まで伸び、運動量効果により冷却空気の一部の流
れは、エアフォイルの前縁と冷却空気と、後方通路の残
りを冷却するための前方通路の入口に、向けられる。
【００１９】発明の一つの実施例によれば、ダクトは、
翼弦方向に伸びる吸込み路と、吸込み路の軸方向後方で
ある翼弦方向に伸びる膨張室を含んでおり、微粒子を含
有している冷却空気は、膨張室に流れ、この膨張室に連
通し前方又は後方に翼長方向に伸びる通路のいずれかに
流れる。
翼弦方向に伸びる吸込み路と、吸込み路の軸方向後方で
ある翼弦方向に伸びる膨張室を含んでおり、微粒子を含
有している冷却空気は、膨張室に流れ、この膨張室に連
通し前方又は後方に翼長方向に伸びる通路のいずれかに
流れる。
【００２０】発明の特殊な実施例によれば、翼弦方向に
伸びる吸込み路は、翼長方向に伸びる前方および後方通
路から翼長方向に離れてある角度に置かれている。
伸びる吸込み路は、翼長方向に伸びる前方および後方通
路から翼長方向に離れてある角度に置かれている。
【００２１】発明の一つの特殊な実施例によれば、エア
フォイルのミッドコード領域に隣り合う膨張室は、入っ
て来る冷却空気流と後方通路の方向に対してある角度に
置かれた壁によって後縁領域に隣接して境界付けされて
おり、冷却空気流と微粒子は角度付けされた壁によって
後方通路の入口の方向に押し進められる。
フォイルのミッドコード領域に隣り合う膨張室は、入っ
て来る冷却空気流と後方通路の方向に対してある角度に
置かれた壁によって後縁領域に隣接して境界付けされて
おり、冷却空気流と微粒子は角度付けされた壁によって
後方通路の入口の方向に押し進められる。
【００２２】本発明の主たる特徴は翼弦方向に伸びるダ
クトを有する冷却可能なエアフォイルにある。他の特徴
は翼長方向に伸びる前方供給通路である。他の特徴は翼
長方向に伸びる後方通路である。前方供給通路は前縁領
域における曲折した通路と連通している。曲折した通路
は冷却空気孔を持っている。他の特徴は、後方通路が浄
化孔と冷却空気孔を介してエアフォイルの外部と連通し
ていることである。浄化孔は、浄化通路と曲折した通路
における冷却空気孔よりも大きな断面流面積を持ってい
る。一つの詳細な実施例においては、ダクトは、翼弦方
向に伸びる吸込み路と、この吸込み路の軸方向後方に吸
込み路方向に伸びる膨張室を持っている。膨張室はエア
フォイルのミッドコード領域に隣り合っている。膨張室
は２つの出口を持っている。一つの詳細な実施例におい
ては、吸込み路方向に伸びる吸込み路は翼長方向に伸び
る前方および後方通路から翼長方向に角度付けされる。
一つの詳細な実施例においては、膨張室は、後方通路の
入口に向かって角度付けされた壁によって後縁領域に隣
接して境界付けされている。
クトを有する冷却可能なエアフォイルにある。他の特徴
は翼長方向に伸びる前方供給通路である。他の特徴は翼
長方向に伸びる後方通路である。前方供給通路は前縁領
域における曲折した通路と連通している。曲折した通路
は冷却空気孔を持っている。他の特徴は、後方通路が浄
化孔と冷却空気孔を介してエアフォイルの外部と連通し
ていることである。浄化孔は、浄化通路と曲折した通路
における冷却空気孔よりも大きな断面流面積を持ってい
る。一つの詳細な実施例においては、ダクトは、翼弦方
向に伸びる吸込み路と、この吸込み路の軸方向後方に吸
込み路方向に伸びる膨張室を持っている。膨張室はエア
フォイルのミッドコード領域に隣り合っている。膨張室
は２つの出口を持っている。一つの詳細な実施例におい
ては、吸込み路方向に伸びる吸込み路は翼長方向に伸び
る前方および後方通路から翼長方向に角度付けされる。
一つの詳細な実施例においては、膨張室は、後方通路の
入口に向かって角度付けされた壁によって後縁領域に隣
接して境界付けされている。
【００２３】
【発明の実施の形態】図１を参照すると、ガスタービン
エンジン１０はコンプレッサセクション１２，燃焼機セ
クション１４およびタービンセクション１６を含んでい
る。作動媒体ガス１８はエンジン１０のセクション１
２，１４および１６を通して軸方向に流れる。コンプレ
ッサ１２は回転および静止エアフォイル２０，２２の複
数の交互の列を含んでいる。タービン１６も静止および
回転エアフォイル２４，２６の交互の列によって構成さ
れる。
エンジン１０はコンプレッサセクション１２，燃焼機セ
クション１４およびタービンセクション１６を含んでい
る。作動媒体ガス１８はエンジン１０のセクション１
２，１４および１６を通して軸方向に流れる。コンプレ
ッサ１２は回転および静止エアフォイル２０，２２の複
数の交互の列を含んでいる。タービン１６も静止および
回転エアフォイル２４，２６の交互の列によって構成さ
れる。
【００２４】図２を参照すると、第１のプレナム３０
は、圧縮部１２の高圧ステージから引き抜かれた相対的
に一定の高圧力空気によって加圧され、燃焼機１４をバ
イパスする。第２のプレナム３２は圧縮部１２の低圧力
ステージから引き抜かれた相対的に一定の低圧力の空気
圧力を受け、第１のプレナム３０に引き抜かれたコンプ
レッサ空気の高ステージの上流に向かう。
は、圧縮部１２の高圧ステージから引き抜かれた相対的
に一定の高圧力空気によって加圧され、燃焼機１４をバ
イパスする。第２のプレナム３２は圧縮部１２の低圧力
ステージから引き抜かれた相対的に一定の低圧力の空気
圧力を受け、第１のプレナム３０に引き抜かれたコンプ
レッサ空気の高ステージの上流に向かう。
【００２５】タービン入口のエアフォイルの第１のステ
ージは、第２ステージのベイン４２と第２ステージのブ
レード４４によって続かれる第１ステージの回転可能な
ブレード４０に続く複数の第１ステージのベイン３８に
よって構成されている。第１ステージベイン３８はエア
フォイル部４６を含んでいる。第１ステージベインは内
部プラットフォーム３８と外部プラットフォーム５０を
持っている。外部プラットフォーム５０は、その間に第
２のプレナム３２を残して置くために、ケースから放射
状内方に離間されている。第２ステージのベイン４２は
エアフォイル部５２を含んでいる。第２ステージのベイ
ンは内部プラットフォーム５４と外部プラットフォーム
５６を持っている。外部プラットフォーム５６は、その
間に第２のプレナム３２を残して置くために、ケースか
ら放射状内方に離間されている。
ージは、第２ステージのベイン４２と第２ステージのブ
レード４４によって続かれる第１ステージの回転可能な
ブレード４０に続く複数の第１ステージのベイン３８に
よって構成されている。第１ステージベイン３８はエア
フォイル部４６を含んでいる。第１ステージベインは内
部プラットフォーム３８と外部プラットフォーム５０を
持っている。外部プラットフォーム５０は、その間に第
２のプレナム３２を残して置くために、ケースから放射
状内方に離間されている。第２ステージのベイン４２は
エアフォイル部５２を含んでいる。第２ステージのベイ
ンは内部プラットフォーム５４と外部プラットフォーム
５６を持っている。外部プラットフォーム５６は、その
間に第２のプレナム３２を残して置くために、ケースか
ら放射状内方に離間されている。
【００２６】図３を参照すると、第２ステージのベイン
４２のエアフォイル部５２は前縁６０と後縁６２を含ん
でいる。エアフォイルは、もちろん、第１の端部６４と
第２の端部６６を含んでいる。吸引側壁６７と圧力側壁
６８は前縁と後縁で接続される。圧力側壁は、吸引側壁
から離間されており、その間に空洞を形成する。前縁領
域６９は後縁から翼弦後方に伸びる。前縁領域は、翼長
向に伸びる第１のリブ７０を有するとともに、前縁から
後方に離間しておりその間に第１の部屋７１を形成す
る。第１のリブ７０は、第２の端部６６から翼方向に離
間し、入口７２を前縁領域内に入口７２を残しておく。
第２のリブ７４は前縁領域において翼長向に伸びる。第
２のリブ７４は第１のリブ７０から翼長方向前方に離間
しておりその間に第１の通路７６を残す。第２のリブ７
４は、第１の端部６４から翼長方向に離間され、その間
に回転通路７８を残しておく。この回転通路７８は第１
の通路７６と連通している。前縁領域は、さらに、翼長
方向に伸びる第３のリブ８０を持っており、その間に第
２の通路８２を残しておく。第３のリブ８０は、前縁６
０から弦方向後方に離間されており、第３の通路８４を
形成する。第３のリブは複数の衝突孔８６を持ってい
る。
４２のエアフォイル部５２は前縁６０と後縁６２を含ん
でいる。エアフォイルは、もちろん、第１の端部６４と
第２の端部６６を含んでいる。吸引側壁６７と圧力側壁
６８は前縁と後縁で接続される。圧力側壁は、吸引側壁
から離間されており、その間に空洞を形成する。前縁領
域６９は後縁から翼弦後方に伸びる。前縁領域は、翼長
向に伸びる第１のリブ７０を有するとともに、前縁から
後方に離間しておりその間に第１の部屋７１を形成す
る。第１のリブ７０は、第２の端部６６から翼方向に離
間し、入口７２を前縁領域内に入口７２を残しておく。
第２のリブ７４は前縁領域において翼長向に伸びる。第
２のリブ７４は第１のリブ７０から翼長方向前方に離間
しておりその間に第１の通路７６を残す。第２のリブ７
４は、第１の端部６４から翼長方向に離間され、その間
に回転通路７８を残しておく。この回転通路７８は第１
の通路７６と連通している。前縁領域は、さらに、翼長
方向に伸びる第３のリブ８０を持っており、その間に第
２の通路８２を残しておく。第３のリブ８０は、前縁６
０から弦方向後方に離間されており、第３の通路８４を
形成する。第３のリブは複数の衝突孔８６を持ってい
る。
【００２７】エアフォイルは前縁領域６９に隣り合うミ
ッドコード領域８７を持っている。第４のリブ８８はミ
ッドコード領域において翼長方向に伸びる。第４のリブ
８８は、第１のリブ７０から後方に離間しており、その
間に第２の部屋８９を形成する。第５のリブ９０は、第
２の部屋に配置されており、翼長方向に伸び第２の部屋
を２つの通路に分割する。第１の供給通路９２は前縁領
域内の入口７２と連通している。第２の浄化通路９４
は、第２の端部６６上の浄化孔９６を有し、エアフォイ
ルの外部と連通している。
ッドコード領域８７を持っている。第４のリブ８８はミ
ッドコード領域において翼長方向に伸びる。第４のリブ
８８は、第１のリブ７０から後方に離間しており、その
間に第２の部屋８９を形成する。第５のリブ９０は、第
２の部屋に配置されており、翼長方向に伸び第２の部屋
を２つの通路に分割する。第１の供給通路９２は前縁領
域内の入口７２と連通している。第２の浄化通路９４
は、第２の端部６６上の浄化孔９６を有し、エアフォイ
ルの外部と連通している。
【００２８】エアフォイルは、ミッドコード領域の後方
で隣り合う後縁領域９７を有する。この領域は後縁領域
に冷却空気を供給するための吸込み路９８を有する。後
縁領域内の吸込み路９８は後縁領域の内部冷却室に連通
している。
で隣り合う後縁領域９７を有する。この領域は後縁領域
に冷却空気を供給するための吸込み路９８を有する。後
縁領域内の吸込み路９８は後縁領域の内部冷却室に連通
している。
【００２９】エアフォイル５２は、また、第１の端部６
４において翼弦方向に伸びるダクト１００を持ってい
る。ダクト１００は、前縁領域６９において翼弦方向に
伸びる吸込み路１０２を持っている。この吸込み路１０
２は、エアフォイル４２に、冷却空気源からの冷却空気
を受けさせる。ダクトは、また、翼弦方向に伸びミッド
コード領域８７に隣り合う膨張室１０８を持っている。
４において翼弦方向に伸びるダクト１００を持ってい
る。ダクト１００は、前縁領域６９において翼弦方向に
伸びる吸込み路１０２を持っている。この吸込み路１０
２は、エアフォイル４２に、冷却空気源からの冷却空気
を受けさせる。ダクトは、また、翼弦方向に伸びミッド
コード領域８７に隣り合う膨張室１０８を持っている。
【００３０】図４は、図３に示すエアフォイルの４−４
線に沿う断面図である。図は前縁領域６９における第１
の通路７６，第２の通路８２および第３の通路８４を示
す。第３の通路８４は、冷却膜孔１１４を介して、エア
フォイルの外部と連通している。
線に沿う断面図である。図は前縁領域６９における第１
の通路７６，第２の通路８２および第３の通路８４を示
す。第３の通路８４は、冷却膜孔１１４を介して、エア
フォイルの外部と連通している。
【００３１】さらに、図はエアフォイル５２のミッドコ
ード領域８７における第１の供給通路９８と第２の浄化
通路９４を示す。第２の浄化通路は、浄化孔９６を介し
て、エアフォイルの外部に連通している。第２の浄化通
路は、また、圧力側壁６８に沿う複数の冷却膜孔１１６
を持っている。浄化孔の断面流域面積は冷却空気孔１１
６の断面流域面積よりも大きい。
ード領域８７における第１の供給通路９８と第２の浄化
通路９４を示す。第２の浄化通路は、浄化孔９６を介し
て、エアフォイルの外部に連通している。第２の浄化通
路は、また、圧力側壁６８に沿う複数の冷却膜孔１１６
を持っている。浄化孔の断面流域面積は冷却空気孔１１
６の断面流域面積よりも大きい。
【００３２】図５は、エアフォイルの部分の特に図３に
示すダクト１００における拡大図である。ダクト１００
の吸込み路１０２は、第１の端部６４の第１の壁と、第
１の壁から翼長方向に離間された第２の壁１０６によっ
て境界付けされている。第１と第２の壁は、翼長方向に
伸びる第１の供給通路９２と、第２の浄化通路９４から
離れてある角度に置かれている。膨張室１０８は、第２
の浄化通路９４の入口方向にある角度に置かれた壁１１
８によって、後縁領域９７に隣り合って境界づけされて
いる。膨張室は、また、翼弦方向に伸びる壁１２０によ
って、第１の端部に隣り合って境界づけられている。さ
らに、膨張室１０８は２つの出口を持っている。第１の
出口１１０は第１の供給通路９２に連通し、第２の出口
１１２は第２の浄化通路９４に連通する。加えて、第５
のリブの上部１２２は第２の浄化通路９４の入口から離
れてある角度をもって置かれている。
示すダクト１００における拡大図である。ダクト１００
の吸込み路１０２は、第１の端部６４の第１の壁と、第
１の壁から翼長方向に離間された第２の壁１０６によっ
て境界付けされている。第１と第２の壁は、翼長方向に
伸びる第１の供給通路９２と、第２の浄化通路９４から
離れてある角度に置かれている。膨張室１０８は、第２
の浄化通路９４の入口方向にある角度に置かれた壁１１
８によって、後縁領域９７に隣り合って境界づけされて
いる。膨張室は、また、翼弦方向に伸びる壁１２０によ
って、第１の端部に隣り合って境界づけられている。さ
らに、膨張室１０８は２つの出口を持っている。第１の
出口１１０は第１の供給通路９２に連通し、第２の出口
１１２は第２の浄化通路９４に連通する。加えて、第５
のリブの上部１２２は第２の浄化通路９４の入口から離
れてある角度をもって置かれている。
【００３３】ガスタービンエンジンの動作中に、回転お
よび静止エアフォイル２０，２２の複数の行又はステー
ジを通してガスが流れるにつれて、作動媒体ガス１８
は、コンプレッサ１２において圧縮され、温度と圧力が
上昇する。圧縮されたガスは、燃料と混合され、燃焼機
１４で燃焼される。
よび静止エアフォイル２０，２２の複数の行又はステー
ジを通してガスが流れるにつれて、作動媒体ガス１８
は、コンプレッサ１２において圧縮され、温度と圧力が
上昇する。圧縮されたガスは、燃料と混合され、燃焼機
１４で燃焼される。
【００３４】燃焼機に存在する燃焼生成物は、静止およ
び回転エアフォイル２４，２６のステージによって構成
されるタービン１６に入るので、最高の温度と圧力であ
る。作動媒体ガスはタービン１６で膨張されるので、燃
焼生成物の温度は徐々に減少する。熱いガスは、推進の
ための推力を生じ、かつコンプレッサ１２を順番に駆動
する回転Ａｒの軸のまわりにタービン１６を駆動する。
び回転エアフォイル２４，２６のステージによって構成
されるタービン１６に入るので、最高の温度と圧力であ
る。作動媒体ガスはタービン１６で膨張されるので、燃
焼生成物の温度は徐々に減少する。熱いガスは、推進の
ための推力を生じ、かつコンプレッサ１２を順番に駆動
する回転Ａｒの軸のまわりにタービン１６を駆動する。
【００３５】冷却空気はプレナム３０からエアフォイル
５２の第１の端部６４におけるダクト１００まで流され
る。冷却空気は第１の端部における吸込み路１０２を介
してエアフォイルに入る。この冷却空気は、運ばれてき
た種々なサイズの微粒子を、含んでいる。冷却空気の流
れと、ある角度をもって置かれた壁１０４および１０６
によって幾何学的に境界を定められたダクト壁は、これ
らの微粒子を、吸込み路の第２の壁の方に押し進める。
微粒子は、吸込み路１０２における第２の壁１０６に衝
突し、かつ入口１１０から供給通路９２に向けられると
ともに吸込み路の後方の膨張室１０８に向けられる。膨
張室において冷却空気によって運ばれた微粒子は、膨張
室１１８，１２０を境界づける壁にはねとばされる。加
えて、微粒子は図５に示されているミッドコード８７の
第５のリブの上部にはねとばされる。このように、冷却
空気で運ばれた微粒子は浄化通路内に流される。運動量
効果と膨張室壁１１８，１２０および第５のリブ９０の
上部への衝突の効果により、多くの微粒子は後方の通路
９４内に動かされる。かくして、運ばれた微粒子を有す
る冷却空気の一部は浄化通路９４の浄化孔９６を通して
エアフォイル５２から放出される。
５２の第１の端部６４におけるダクト１００まで流され
る。冷却空気は第１の端部における吸込み路１０２を介
してエアフォイルに入る。この冷却空気は、運ばれてき
た種々なサイズの微粒子を、含んでいる。冷却空気の流
れと、ある角度をもって置かれた壁１０４および１０６
によって幾何学的に境界を定められたダクト壁は、これ
らの微粒子を、吸込み路の第２の壁の方に押し進める。
微粒子は、吸込み路１０２における第２の壁１０６に衝
突し、かつ入口１１０から供給通路９２に向けられると
ともに吸込み路の後方の膨張室１０８に向けられる。膨
張室において冷却空気によって運ばれた微粒子は、膨張
室１１８，１２０を境界づける壁にはねとばされる。加
えて、微粒子は図５に示されているミッドコード８７の
第５のリブの上部にはねとばされる。このように、冷却
空気で運ばれた微粒子は浄化通路内に流される。運動量
効果と膨張室壁１１８，１２０および第５のリブ９０の
上部への衝突の効果により、多くの微粒子は後方の通路
９４内に動かされる。かくして、運ばれた微粒子を有す
る冷却空気の一部は浄化通路９４の浄化孔９６を通して
エアフォイル５２から放出される。
【００３６】大部分の冷却空気は前方の供給通路９２に
流され、エアフォイル５２の前縁領域５２に冷却空気が
供給される。結局、前方の供給通路９２における空気は
比較的に微粒子がなく清浄である。
流され、エアフォイル５２の前縁領域５２に冷却空気が
供給される。結局、前方の供給通路９２における空気は
比較的に微粒子がなく清浄である。
【００３７】発明の特殊な実施例においては、約６０％
すなわち５８％から６２％までの範囲の冷却空気が第１
の供給通路９２に向けられる。他方、４０％すなわち３
８％から４２％までの範囲の、微粒子を有する冷却空気
が浄化冷却空気として第２の浄化通路９４に向けられ
る。
すなわち５８％から６２％までの範囲の冷却空気が第１
の供給通路９２に向けられる。他方、４０％すなわち３
８％から４２％までの範囲の、微粒子を有する冷却空気
が浄化冷却空気として第２の浄化通路９４に向けられ
る。
【００３８】加えて、発明の特殊な実施例において、浄
化通路９４の浄化孔９６は、浄化冷却空気流の約６０％
が浄化孔を通してエアフォイルに出るような大きさにさ
れている。残りの浄化冷却空気流すなわち約４０％は、
圧力側壁６８に沿って存在する冷却膜孔１１６を通し
て、エアフォイル５２に出て、これによりエアフォイル
の外部の大きな表面積を冷却する。
化通路９４の浄化孔９６は、浄化冷却空気流の約６０％
が浄化孔を通してエアフォイルに出るような大きさにさ
れている。残りの浄化冷却空気流すなわち約４０％は、
圧力側壁６８に沿って存在する冷却膜孔１１６を通し
て、エアフォイル５２に出て、これによりエアフォイル
の外部の大きな表面積を冷却する。
【００３９】さらに、発明の特殊な実施例において、ダ
クト壁の形状と浄化孔は最大の微粒子分離を達成するた
めの大きさにされている。微粒子分離効率特性は次式の
ように定義される。
クト壁の形状と浄化孔は最大の微粒子分離を達成するた
めの大きさにされている。微粒子分離効率特性は次式の
ように定義される。
【００４０】
【数１】 ηsep＝（分離された微粒子の重量）／（微粒子の全重量）…（１） 微粒子の約９５％、すなわち冷却空気で運ばれた微粒子
の９３％から９７％の間の範囲として規定されたものは
浄化通路を通してエアフォイルから放出される。残りの
約５％の微粒子は冷却空気に沿って第１の供給通路に入
る。
の９３％から９７％の間の範囲として規定されたものは
浄化通路を通してエアフォイルから放出される。残りの
約５％の微粒子は冷却空気に沿って第１の供給通路に入
る。
【００４１】この構造の特殊な利点は、冷却空気で運ば
れた大部分の微粒子が第２の浄化通路を介してエアフォ
イルに出る、ことである。これらの微粒子は内部冷却通
路と冷却孔をブロックする。比較的に清浄な冷却空気は
後縁を冷却するために設けられた前縁領域に供給され
る。かくして、清浄な冷却空気でエアフォイルを冷却す
ることによる耐久性と寿命が改善される。他の利点は、
保守中に洗浄流体を浄化するために比較的に大きな浄化
孔を備えた通路を有することにより、保守と修理が容易
であることである。
れた大部分の微粒子が第２の浄化通路を介してエアフォ
イルに出る、ことである。これらの微粒子は内部冷却通
路と冷却孔をブロックする。比較的に清浄な冷却空気は
後縁を冷却するために設けられた前縁領域に供給され
る。かくして、清浄な冷却空気でエアフォイルを冷却す
ることによる耐久性と寿命が改善される。他の利点は、
保守中に洗浄流体を浄化するために比較的に大きな浄化
孔を備えた通路を有することにより、保守と修理が容易
であることである。
【００４２】発明は詳細な実施例に関して開示されてい
るけれども、種々な変形およびその詳細が、発明の精神
と範囲から逸脱することなく、可能であることは当業者
によって理解されるものである。
るけれども、種々な変形およびその詳細が、発明の精神
と範囲から逸脱することなく、可能であることは当業者
によって理解されるものである。
【００４３】
【発明の効果】本発明の主たる利点は、微粒子が入口か
ら前縁領域へ転換されるので、清浄な冷却空気でエアフ
ォイルを冷却することによる耐久性と運用寿命のレベル
にある。これらの微粒子は冷却通路と冷却孔をブロック
する。他の利点は、保守中に洗浄流体を浄化するために
比較的大きな浄化孔を備えた通路を有することにより、
エアフォイルの保守と修理が容易であることである。
ら前縁領域へ転換されるので、清浄な冷却空気でエアフ
ォイルを冷却することによる耐久性と運用寿命のレベル
にある。これらの微粒子は冷却通路と冷却孔をブロック
する。他の利点は、保守中に洗浄流体を浄化するために
比較的大きな浄化孔を備えた通路を有することにより、
エアフォイルの保守と修理が容易であることである。
【００４４】本発明の前述および他の目的、特徴および
利点は、発明の実施するための最良な形態の説明と発明
の実施例を示す添付図面に鑑みて、より明白になる。
利点は、発明の実施するための最良な形態の説明と発明
の実施例を示す添付図面に鑑みて、より明白になる。
【図１】明確にするために一部破断されたガスタービン
エンジンの概略正面図。
エンジンの概略正面図。
【図２】本発明によるエアフォイルを示し、図１のガス
タービンエンジンの一部の拡大断面正面図。
タービンエンジンの一部の拡大断面正面図。
【図３】図２に示すエアフォイルを明確にするために部
分的に破断された拡大側面図。
分的に破断された拡大側面図。
【図４】図３に示すエアフォイルの４−４線に沿う断面
図。
図。
【図５】図３に示すエアフォイルの一部の拡大図。
１０…ガスタービンエンジン １２…コンプレッサ １４…燃焼機 １６…タービン １８…作動媒体ガス ２０，２４…回転エアフォイル ２２，２６…静止エアフォイル ３０，３２…プレナム ３８，４２…ベイン ４０，４４…ブレード ４６，５２…エアフォイル部 ４８，５４…内部プラットフォーム ５０，５６…外部プラットフォーム ６０，６９…前縁 ６２，９７…後縁 ６７…吸込み側壁 ６８…圧力側壁 ７０，７４，８０，８８，９０…リブ ７１，８９…部屋 ７２…入口 ７６，７８，８２，８４…通路 ８６…衝突孔 ９２…供給通路 ９４，９６…浄化孔 ９８，１０２…吸込み路 １００…ダクト １０８…膨張室 １１４，１１６…冷却膜孔 １１０，１１２…出口
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 フランシス アール．プライス アメリカ合衆国，コネチカット，グラスト ンベリー，ウェイアー ストリート 408 (72)発明者 コナン ピー．クック アメリカ合衆国，コネチカット，トールラ ンド，トールランド ステージ ロード 611 (72)発明者 リチャード ダヴリュー．ホフ アメリカ合衆国，コネチカット，グラスト ンベリー，ルーセット ロード 42 (72)発明者 イルウィン ディー．シンガー アメリカ合衆国，コネチカット，ウエスト ハートフォード，ファ−ムステッド レ ーン 74
Claims (12)
- 【請求項１】 第１の端部と、第２の端部と、第１の端
部と第２の端部間に配置された前縁と、第１の端部と第
２の端部間に配置された後縁と、前縁から後縁まで伸び
る吸込み側壁と、前縁と後縁において吸込み側壁に接続
されると共に吸込み側壁から離され空洞を形成する圧力
側壁と、前縁から翼弦後方に伸びる前縁領域と、前縁領
域に後方で隣り合うミッドコード領域と、ミッドコード
領域に後方で隣り合う後縁領域とを、有するガスタービ
ンエンジン用の冷却可能なエアフォイルにおいて、 ミッドコード領域において翼長方向に伸び、前記前縁領
域と後縁領域の一つと連通している第１の供給通路と、 第１の供給通路の後方にしてミッドコード領域において
翼長方向に伸び、第２の端部においてエアフォイルの外
部に連通する浄化孔を有する第２の浄化通路と、 第１
の端部において翼弦方向に伸び、かつエアフォイルに冷
却空気源からの冷却空気を受けさせると共に、前記第１
の供給通路と前記第２の浄化通路に連通するダクト、に
よって構成され、 動作状態のもとで、ダクトは、エアフォイルに、種々の
大きさの微粒子を有する冷却空気を受けさせるとともに
に流れを翼弦方向に向けさせ、運動量効果により冷却空
気の第１の部分と微粒子の通過を前方の浄化通路内に向
けると共に浄化孔外に向けさせ、冷却空気の大きな流れ
を第１の供給通路に向けさせ、エアフォイルの前記前縁
内に冷却空気を供給する、 ことを特徴とする冷却可能なエアフォイル。 - 【請求項２】 前記ダクトは、前縁領域において翼弦方
向に伸びる吸込み路と、ミッドコード領域に隣り合う翼
弦方向に伸びる膨張室を有し、該膨張室は前記第１の供
給通路に連通する第１の出口と、前記第２の浄化通路に
連通する第２の出口を有することを特徴とする、請求項
１に記載の冷却可能なエアフォイル。 - 【請求項３】 前記縁領域が前縁領域であることを特徴
とする、請求項２に記載の冷却可能なエアフォイル。 - 【請求項４】 前記吸込み路が、翼長方向に伸びる第１
の共通通路と第２の浄化通路から離れてある角度をもっ
て配置されていることを特徴とする、請求項２に記載の
冷却可能なエアフォイル。 - 【請求項５】 前記膨張室が、翼弦方向に伸びる壁によ
って第１の端部に隣り合って境界づけられると共に、第
２の浄化通路の入口に向かってある角度に置かれた壁に
よって後縁領域に隣り合っており、微粒子は膨張室壁に
はねとばされると共に浄化通路内に向けられることを特
徴とする、請求項２に記載の冷却可能なエアフォイル。 - 【請求項６】 前記第１の共通通路と第２の浄化通路が
該第１と第２の通路を分離するリブを有し、該リブは第
２の浄化通路の入口から離れてある角度に置かれた上部
を有し、膨張室壁にはねとぶ微粒子はリブのある角度に
置かれた上部に衝突し第２の浄化通路に向けられること
を特徴とする、請求項２に記載の冷却可能なエアフォイ
ル。 - 【請求項７】 前記吸込み路がエアフォイルの軸方向長
さの約６５％伸びることを特徴とする、請求項２に記載
の冷却可能なエアフォイル。 - 【請求項８】 冷却空気の約６０％は第１の供給通路に
向けられ、微粒子を有する冷却空気の約４０％が第２の
浄化通路に向けられることを特徴とする、請求項２に記
載の冷却可能なエアフォイル。 - 【請求項９】 前記第２の浄化通路は、前記圧力側壁に
沿う複数の冷却空気孔と、前記第２の端部における浄化
孔を有し、各冷却空気孔は第１の断面流面積を有し、浄
化孔は第２の断面流面積を有し、第２の断面流面積は第
１の断面流面積よりも大きく、運動量効果により、冷却
空気によって運ばれた微粒子の流れは浄化子に向けら
れ、冷却空気は第２の浄化通路における冷却空気孔を通
して出ることを特徴とする、請求項２に記載の冷却可能
なエアフォイル。 - 【請求項１０】 浄化孔における微粒子を有する冷却空
気流の約６０％が浄化孔を通してエアフォイルに出るこ
とを特徴とする、請求項９に記載の冷却可能なエアフォ
イル。 - 【請求項１１】 冷却空気流における微粒子の約９５％
が浄化孔を通して放出され冷却空気における微粒子の約
５％が第１の供給通路に入る微粒子分離効率を有するこ
とを特徴とする、請求項２に記載の冷却可能なエアフォ
イル。 - 【請求項１２】 第１の端部と、第２の端部と、第１
の端部と第２の端部間に配置された前縁と、第１の端部
と第２の端部間に配置された後縁と、前縁から後縁まで
伸びる吸込み側壁と、前縁と後縁において吸込み側壁に
接続されると共に吸込み側壁から離され空洞を形成する
圧力側壁と、前縁から翼弦後方に伸びる前縁領域と、前
縁領域に後方で隣り合うミッドコード領域と、エアフォ
イルのミッドコード領域に後方で隣り合う後縁領域と、
冷却空気をエアフォイルの前縁領域とミッドコード領域
に供給するため構成されたガスタービンエンジン用の冷
却可能なエアフォイルであって、 前記前縁領域は、 翼長方向に伸び、前縁から後方に離間され第１の部屋を
形成するとともに、第２の端部から翼長方向に離間され
前縁領域の入口を残す第１のリブと、 翼長方向に伸び、第１のリブから翼弦方向前方に離間さ
れ第１の通路を残すとともに、第１の端部から翼長方向
に離間され、第１の通路と連通する回転通路を残す第２
のリブと、 翼長方向に伸び、第２の通路を残す第２のリブから翼弦
方向前方に離間されるとともに、前縁から翼弦方向前方
に離間され第３の通路を形成し、第２と第３の通路間に
連通するための複数の衝突孔を有する第３のリブとを有
し、 前記ミッドコード領域は、 翼長方向に伸び、第１のリブから後方に離間され第２の
部屋を形成する第４のリブと、 第２の部屋に配置され、翼長方向に伸び、第２の部屋
を、前縁領域内の入口に連通する第１の供給通路と、エ
アフォイルの外部に連通する第２の端部において浄化孔
を有する第２の浄化通路に分割する第５のリブを有し、 第２の浄化通路は、前記圧力側壁に沿う複数の冷却空気
孔を有し、各冷却孔は第１の断面流面積を有し、浄化孔
は第２の断面流面積を有するとともに、第２の断面流面
積は第１の断面流面積よりも大きく、 前記後縁領域は、複数の内部冷却室に連通し後縁領域内
に冷却空気を供給するための吸込み路を有し、 前記ダクトは、 前縁領域において翼弦方向に伸び、エアフォイルに冷却
空気源からの冷却空気を受けさせ、第１の端部における
第１の壁と第１の端部から翼弦方向に離間された吸込み
路と、 翼弦方向に伸びミッドコード領域に隣り合い、ミッドコ
ード領域が、該ミッドコード領域において翼長方向に伸
びる前記第１の供給通路に連通する第１の出口と、ミッ
ドコード領域において翼長方向に伸びる第２の浄化通路
に連通する第２の出口を有する、膨張室とを有し、 膨張室への吸込み路の第１と第２の壁は、翼長方向に伸
びる第１の供給通路と第２の浄化通路から離れてある角
度に置かれているとともに、冷却空気源から第１の圧力
で受けるために用いられ、 後縁への吸込み路は、冷却空気源からの冷却空気を第２
の圧力で受けるのに用いられ、 膨張室は、翼弦方向に伸びる壁によって第１の端部に隣
り合って境界づけられるとともに、第２の浄化通路の入
口に向かってある角度に置かれている壁によって後縁領
域に隣り合わされ、 第５のリブは第２の浄化通路の入口から離して角度づけ
された上部を有し、 動作条件のもとに、ダクトは、エアフォイルに、種々の
サイズの微粒子を有する冷却空気を受けさせるととも
に、流れを翼弦方向に向け、冷却空気の流れは微粒子を
吸込み路の第２の壁に推し進め、微粒子は第２のの壁に
衝突し膨張室に向けられ、微粒子は膨張室と第５のリブ
の上部を境界付ける壁をはねとばし、運動量効果により
冷却空気の第１の部分の流れと微粒子は浄化孔を通して
前方の供給通路を通過して後方の浄化孔に向けられると
とともに該浄化孔を通して外部に向けられ、冷却空気の
大部分は前方の供給通路内に向けられ、エアフォイルの
前縁領域に冷却空気が供給される、ことを特徴とする冷
却可能なエアフォイル。
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|---|---|---|---|
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Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
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|---|---|---|---|
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|---|---|
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2020067062A (ja) * | 2018-10-26 | 2020-04-30 | 東芝エネルギーシステムズ株式会社 | タービン静翼 |
Families Citing this family (42)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP3316415B2 (ja) * | 1997-05-01 | 2002-08-19 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン冷却静翼 |
| US6139269A (en) * | 1997-12-17 | 2000-10-31 | United Technologies Corporation | Turbine blade with multi-pass cooling and cooling air addition |
| EP0945595A3 (en) * | 1998-03-26 | 2001-10-10 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine cooled blade |
| US6406254B1 (en) * | 1999-05-10 | 2002-06-18 | General Electric Company | Cooling circuit for steam and air-cooled turbine nozzle stage |
| GB2350867B (en) * | 1999-06-09 | 2003-03-19 | Rolls Royce Plc | Gas turbine airfoil internal air system |
| EP1247939A1 (de) * | 2001-04-06 | 2002-10-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zur Herstellung einer Turbinenschaufel sowie Turbinenschaufel |
| GB2381298A (en) * | 2001-10-26 | 2003-04-30 | Rolls Royce Plc | A turbine blade having a greater thickness to chord ratio |
| US6599092B1 (en) * | 2002-01-04 | 2003-07-29 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
| GB0227745D0 (en) * | 2002-11-28 | 2003-01-08 | Rolls Royce Plc | Blade cooling |
| US6942449B2 (en) * | 2003-01-13 | 2005-09-13 | United Technologies Corporation | Trailing edge cooling |
| US6969237B2 (en) * | 2003-08-28 | 2005-11-29 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil cooling flow particle separator |
| US7281895B2 (en) * | 2003-10-30 | 2007-10-16 | Siemens Power Generation, Inc. | Cooling system for a turbine vane |
| US7021893B2 (en) * | 2004-01-09 | 2006-04-04 | United Technologies Corporation | Fanned trailing edge teardrop array |
| US7150601B2 (en) * | 2004-12-23 | 2006-12-19 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil cooling passageway |
| US20070009358A1 (en) * | 2005-05-31 | 2007-01-11 | Atul Kohli | Cooled airfoil with reduced internal turn losses |
| EP1893862B1 (en) * | 2005-06-20 | 2014-05-21 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Particle separators for gas turbine engines |
| EP1893857B1 (en) | 2005-06-20 | 2012-10-24 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Inertial particle separator |
| EP1896157B1 (en) * | 2005-06-20 | 2012-05-02 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Particle separator for a gas turbine engine |
| GB0524735D0 (en) * | 2005-12-03 | 2006-01-11 | Rolls Royce Plc | Turbine blade |
| US7665965B1 (en) | 2007-01-17 | 2010-02-23 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine rotor disk with dirt particle separator |
| US10286407B2 (en) | 2007-11-29 | 2019-05-14 | General Electric Company | Inertial separator |
| US8348614B2 (en) | 2008-07-14 | 2013-01-08 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil trailing edge passage |
| EP2382026B1 (en) * | 2008-12-26 | 2017-08-23 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Inlet particle separator system for a gas turbine engine |
| US8328518B2 (en) * | 2009-08-13 | 2012-12-11 | Siemens Energy, Inc. | Turbine vane for a gas turbine engine having serpentine cooling channels |
| US8870524B1 (en) * | 2011-05-21 | 2014-10-28 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Industrial turbine stator vane |
| US8864468B1 (en) * | 2012-04-27 | 2014-10-21 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine stator vane with root turn purge air hole |
| US11033845B2 (en) | 2014-05-29 | 2021-06-15 | General Electric Company | Turbine engine and particle separators therefore |
| US9915176B2 (en) | 2014-05-29 | 2018-03-13 | General Electric Company | Shroud assembly for turbine engine |
| EP3149311A2 (en) | 2014-05-29 | 2017-04-05 | General Electric Company | Turbine engine and particle separators therefore |
| CA2950274A1 (en) | 2014-05-29 | 2016-03-03 | General Electric Company | Turbine engine, components, and methods of cooling same |
| US10036319B2 (en) | 2014-10-31 | 2018-07-31 | General Electric Company | Separator assembly for a gas turbine engine |
| US10167725B2 (en) | 2014-10-31 | 2019-01-01 | General Electric Company | Engine component for a turbine engine |
| US10428664B2 (en) | 2015-10-15 | 2019-10-01 | General Electric Company | Nozzle for a gas turbine engine |
| US10174620B2 (en) | 2015-10-15 | 2019-01-08 | General Electric Company | Turbine blade |
| US9988936B2 (en) | 2015-10-15 | 2018-06-05 | General Electric Company | Shroud assembly for a gas turbine engine |
| US10428659B2 (en) * | 2015-12-21 | 2019-10-01 | United Technologies Corporation | Crossover hole configuration for a flowpath component in a gas turbine engine |
| US10704425B2 (en) | 2016-07-14 | 2020-07-07 | General Electric Company | Assembly for a gas turbine engine |
| US10480327B2 (en) | 2017-01-03 | 2019-11-19 | General Electric Company | Components having channels for impingement cooling |
| US10669896B2 (en) | 2018-01-17 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Dirt separator for internally cooled components |
| US10669887B2 (en) | 2018-02-15 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Vane airfoil cooling air communication |
| US10787932B2 (en) * | 2018-07-13 | 2020-09-29 | Honeywell International Inc. | Turbine blade with dust tolerant cooling system |
| US11525397B2 (en) | 2020-09-01 | 2022-12-13 | General Electric Company | Gas turbine component with ejection circuit for removing debris from cooling air supply |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2746671A (en) * | 1950-04-14 | 1956-05-22 | United Aircraft Corp | Compressor deicing and thrust balancing arrangement |
| US3356340A (en) * | 1965-03-15 | 1967-12-05 | Gen Electric | Turbine rotor constructions |
| US3362155A (en) * | 1965-03-29 | 1968-01-09 | Gen Electric | Axial flow separator |
| US3673771A (en) * | 1970-11-23 | 1972-07-04 | Avco Corp | Multi-channel particle separator |
| US3766719A (en) * | 1971-11-26 | 1973-10-23 | United Aircraft Corp | Particle and moisture separator for engine inlet |
| US4309147A (en) * | 1979-05-21 | 1982-01-05 | General Electric Company | Foreign particle separator |
| US4775296A (en) * | 1981-12-28 | 1988-10-04 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil for a rotary machine |
| US4527387A (en) * | 1982-11-26 | 1985-07-09 | General Electric Company | Particle separator scroll vanes |
| US4820123A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
| US4820122A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
| US5207556A (en) * | 1992-04-27 | 1993-05-04 | General Electric Company | Airfoil having multi-passage baffle |
| JP3666602B2 (ja) * | 1992-11-24 | 2005-06-29 | ユナイテッド・テクノロジーズ・コーポレイション | 冷却可能なエアフォイル構造 |
| US5337805A (en) * | 1992-11-24 | 1994-08-16 | United Technologies Corporation | Airfoil core trailing edge region |
| US5498126A (en) * | 1994-04-28 | 1996-03-12 | United Technologies Corporation | Airfoil with dual source cooling |
| US5645397A (en) * | 1995-10-10 | 1997-07-08 | United Technologies Corporation | Turbine vane assembly with multiple passage cooled vanes |
-
1997
- 1997-06-27 US US08/883,925 patent/US5827043A/en not_active Expired - Lifetime
-
1998
- 1998-05-01 JP JP10121929A patent/JPH1122409A/ja not_active Ceased
- 1998-06-26 DE DE69826367T patent/DE69826367T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1998-06-26 EP EP98305052A patent/EP0887514B1/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2020067062A (ja) * | 2018-10-26 | 2020-04-30 | 東芝エネルギーシステムズ株式会社 | タービン静翼 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE69826367D1 (de) | 2004-10-28 |
| EP0887514A3 (en) | 2000-03-15 |
| DE69826367T2 (de) | 2005-02-17 |
| US5827043A (en) | 1998-10-27 |
| EP0887514B1 (en) | 2004-09-22 |
| EP0887514A2 (en) | 1998-12-30 |
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