JPH11247611A - 中空エアフォイル - Google Patents
中空エアフォイルInfo
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- JPH11247611A JPH11247611A JP37577998A JP37577998A JPH11247611A JP H11247611 A JPH11247611 A JP H11247611A JP 37577998 A JP37577998 A JP 37577998A JP 37577998 A JP37577998 A JP 37577998A JP H11247611 A JPH11247611 A JP H11247611A
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- Japan
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- airfoil
- cooling
- trench
- leading edge
- wall
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Classifications
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/121—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the leading edge of a stator vane
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
-
- 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
- F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 中空エアフォイルの前縁に沿って適当な冷却
を提供し、またエアフォイルの両側部上の前縁下流に均
一で永続性のある冷却空気フィルムを生じさせ、更にエ
アフォイルの壁に生じる応力を最小にする装置を提供す
ること。 【解決手段】 中空エアフォイルは、本体と、トレンチ
３０と、このトレンチに設けられた複数の冷却孔３６と
を包含する。本体は、前縁２４と後縁との間の翼弦方向
に延びていると共に、外側半径方向表面と内側半径方向
表面との間のスパン方向に延び、かつ空洞２０を囲繞す
る外部壁２２を包含する。トレンチ３０は、前縁２４に
沿って外部壁２２に設けられ、スパン方向に延びてい
る。
を提供し、またエアフォイルの両側部上の前縁下流に均
一で永続性のある冷却空気フィルムを生じさせ、更にエ
アフォイルの壁に生じる応力を最小にする装置を提供す
ること。 【解決手段】 中空エアフォイルは、本体と、トレンチ
３０と、このトレンチに設けられた複数の冷却孔３６と
を包含する。本体は、前縁２４と後縁との間の翼弦方向
に延びていると共に、外側半径方向表面と内側半径方向
表面との間のスパン方向に延び、かつ空洞２０を囲繞す
る外部壁２２を包含する。トレンチ３０は、前縁２４に
沿って外部壁２２に設けられ、スパン方向に延びてい
る。
Description
【０００１】
【発明の技術分野】本発明は、一般にはガスタービンエ
ンジン用の冷却動翼及び／又は静翼に関し、より詳細に
は、前縁を冷却し、かつ動翼又は静翼の表面に沿ってフ
ィルム冷却を確立せしめる装置に関する。
ンジン用の冷却動翼及び／又は静翼に関し、より詳細に
は、前縁を冷却し、かつ動翼又は静翼の表面に沿ってフ
ィルム冷却を確立せしめる装置に関する。
【０００２】
【発明の背景】ガスタービンエンジンのタービンセクシ
ョンにおいて、中心ガスは複数の静翼段及び動翼段を通
して進む。各静翼又は動翼は、外部壁により囲繞されて
いるひとつ又はそれ以上の内部空洞を備えるエアフォイ
ルを有する。外部壁の吸込側部及び圧力側部は、エアフ
ォイルの前縁と後縁との間に延びている。そして、静翼
のエアフォイルは内側プラットフォームと外側プラット
フォームとの間のスパン方向に延び、また動翼のエアフ
ォイルはプラットフォームと翼チップとの間のスパン方
向に延びている。
ョンにおいて、中心ガスは複数の静翼段及び動翼段を通
して進む。各静翼又は動翼は、外部壁により囲繞されて
いるひとつ又はそれ以上の内部空洞を備えるエアフォイ
ルを有する。外部壁の吸込側部及び圧力側部は、エアフ
ォイルの前縁と後縁との間に延びている。そして、静翼
のエアフォイルは内側プラットフォームと外側プラット
フォームとの間のスパン方向に延び、また動翼のエアフ
ォイルはプラットフォームと翼チップとの間のスパン方
向に延びている。
【０００３】エアフォイルの前縁に出会う高温の中心ガ
ス（空気及び燃焼生成物を包含する）は、エアフォイル
の吸込側部及び圧力側部のまわりに分岐するか、又は前
縁に衝突する。中心ガス流れの速度がゼロになる前縁に
沿う地点（すなわち、衝突点）は、よどみ点と称されて
いる。このようなよどみ点は、エアフォイルの前縁に沿
うスパン方向のあらゆる位置に存在し、これらのよどみ
点が集合されてよどみ線と称されている。エアフォイル
の前縁に衝突した空気は、その後、エアフォイルのいず
れか一方の側部のまわりに分岐される。
ス（空気及び燃焼生成物を包含する）は、エアフォイル
の吸込側部及び圧力側部のまわりに分岐するか、又は前
縁に衝突する。中心ガス流れの速度がゼロになる前縁に
沿う地点（すなわち、衝突点）は、よどみ点と称されて
いる。このようなよどみ点は、エアフォイルの前縁に沿
うスパン方向のあらゆる位置に存在し、これらのよどみ
点が集合されてよどみ線と称されている。エアフォイル
の前縁に衝突した空気は、その後、エアフォイルのいず
れか一方の側部のまわりに分岐される。
【０００４】典型的に圧縮機段から抽出され、タービン
セクションを通過する中心ガスよりも温度が低くて圧力
が高い冷却空気が、エアフォイルを冷却するために用い
られる。冷たい圧縮機空気は熱伝達のための媒体を提供
し、また圧力差は冷却空気を静翼段又は動翼段を通過さ
せるために要求されるエネルギを提供する。
セクションを通過する中心ガスよりも温度が低くて圧力
が高い冷却空気が、エアフォイルを冷却するために用い
られる。冷たい圧縮機空気は熱伝達のための媒体を提供
し、また圧力差は冷却空気を静翼段又は動翼段を通過さ
せるために要求されるエネルギを提供する。
【０００５】多くの場合において、静翼又は動翼のエア
フォイルの表面に沿ってフィルム冷却を確立することが
所望されている。エアフォイルの表面に沿って進む冷却
空気の膜は、エアフォイルから熱エネルギを伝達により
取り去り、また冷却の均一性を増大せしめ、更にエアフ
ォイルをこのエアフォイルを通過する高温の中心ガスか
ら隔離するものである。しかしながら、当業者であれ
ば、フィルム冷却はガスタービンの乱流環境において確
立せしめて維持するのが困難であることを認識されよ
う。多くの場合において、フィルム冷却空気はエアフォ
イルの外部壁を貫通して延びる冷却孔から抽出される。
用語“抽出”は、エアフォイルの内部空洞の外へ冷却空
気を動かす小さな圧力差を表す。
フォイルの表面に沿ってフィルム冷却を確立することが
所望されている。エアフォイルの表面に沿って進む冷却
空気の膜は、エアフォイルから熱エネルギを伝達により
取り去り、また冷却の均一性を増大せしめ、更にエアフ
ォイルをこのエアフォイルを通過する高温の中心ガスか
ら隔離するものである。しかしながら、当業者であれ
ば、フィルム冷却はガスタービンの乱流環境において確
立せしめて維持するのが困難であることを認識されよ
う。多くの場合において、フィルム冷却空気はエアフォ
イルの外部壁を貫通して延びる冷却孔から抽出される。
用語“抽出”は、エアフォイルの内部空洞の外へ冷却空
気を動かす小さな圧力差を表す。
【０００６】冷却空気の膜を確立せしめるために孔を用
いることに関連する問題のひとつは、孔を横切る圧力差
に対する膜の感受性がある。すなわち、孔を横切る圧力
差があまりにも大きいと、空気は冷却空気の膜の形成を
促進しないで、この部分を通過する中心ガス中に噴出さ
れてしまう。逆に、圧力差があまりにも小さいと、孔を
通して流れる冷却空気が少なくなったり、又は高温の中
心ガスが孔内に流入することが生じる。これら両方の場
合は、フィルム冷却効率に悪影響を及ぼす。フィルム冷
却を確立せしめるために孔を用いることに関連する他の
問題は、冷却空気が連続線に沿わないで、エアフォイル
のスパンに沿って不連続な地点から分散されることであ
る。このため、孔間の隙間及びこれら隙間のすぐ下流の
領域は、孔及びこれら孔のすぐ下流の空間よりもより少
ない冷却空気にさらされ、したがって非常に熱劣化を受
けやすいものである。フィルム冷却を確立せしめるため
に孔を用いることに関連する更に他の問題は、孔に伴う
応力集中である。すなわち、フィルム冷却の効率は、一
般には、孔が密接に集められかつエアフォイルの外部表
面に関して浅い角度で斜めにされているときに増大す
る。しかしながら、斜めにされかつ密接に集められた孔
は応力集中を生じさせるものである。
いることに関連する問題のひとつは、孔を横切る圧力差
に対する膜の感受性がある。すなわち、孔を横切る圧力
差があまりにも大きいと、空気は冷却空気の膜の形成を
促進しないで、この部分を通過する中心ガス中に噴出さ
れてしまう。逆に、圧力差があまりにも小さいと、孔を
通して流れる冷却空気が少なくなったり、又は高温の中
心ガスが孔内に流入することが生じる。これら両方の場
合は、フィルム冷却効率に悪影響を及ぼす。フィルム冷
却を確立せしめるために孔を用いることに関連する他の
問題は、冷却空気が連続線に沿わないで、エアフォイル
のスパンに沿って不連続な地点から分散されることであ
る。このため、孔間の隙間及びこれら隙間のすぐ下流の
領域は、孔及びこれら孔のすぐ下流の空間よりもより少
ない冷却空気にさらされ、したがって非常に熱劣化を受
けやすいものである。フィルム冷却を確立せしめるため
に孔を用いることに関連する更に他の問題は、孔に伴う
応力集中である。すなわち、フィルム冷却の効率は、一
般には、孔が密接に集められかつエアフォイルの外部表
面に関して浅い角度で斜めにされているときに増大す
る。しかしながら、斜めにされかつ密接に集められた孔
は応力集中を生じさせるものである。
【０００７】以上述べたことから、エアフォイルの前縁
に沿って適当な冷却を提供し、またエアフォイルの両側
部上の前縁下流に均一で永続性のある冷却空気膜を生じ
させ、更にエアフォイルの壁に生じる応力集中を最小に
する装置が必要とされる。
に沿って適当な冷却を提供し、またエアフォイルの両側
部上の前縁下流に均一で永続性のある冷却空気膜を生じ
させ、更にエアフォイルの壁に生じる応力集中を最小に
する装置が必要とされる。
【０００８】
【発明の開示】したがって、本発明の目的は、前縁に沿
って改善した冷却を有するエアフォイルを提供すること
にある。
って改善した冷却を有するエアフォイルを提供すること
にある。
【０００９】本発明の他の目的は、エアフォイルの両側
部上の前縁下流に均一で永続性のあるフィルム冷却を確
立せしめる前縁冷却装置を備えるエアフォイルを提供す
ることにある。
部上の前縁下流に均一で永続性のあるフィルム冷却を確
立せしめる前縁冷却装置を備えるエアフォイルを提供す
ることにある。
【００１０】本発明の更に他の目的は、エアフォイルの
壁に生じる応力集中を最小にする前縁冷却装置を備える
エアフォイルを提供することにある。
壁に生じる応力集中を最小にする前縁冷却装置を備える
エアフォイルを提供することにある。
【００１１】以上述べた目的を達成するために、本発明
によれば、次に述べるような中空エアフォイルが提供さ
れる。すなわち、中空エアフォイルは、本体と、トレン
チと、このトレンチに設けられた複数の冷却孔とを包含
する。本体は、前縁と後縁との間の翼弦方向に延びてい
ると共に、外側半径方向表面と内側半径方向表面との間
のスパン方向に延び、かつ空洞を囲繞する外部壁を包含
する。トレンチは、前縁に沿って外部壁に設けられ、ス
パン方向に延びている。
によれば、次に述べるような中空エアフォイルが提供さ
れる。すなわち、中空エアフォイルは、本体と、トレン
チと、このトレンチに設けられた複数の冷却孔とを包含
する。本体は、前縁と後縁との間の翼弦方向に延びてい
ると共に、外側半径方向表面と内側半径方向表面との間
のスパン方向に延び、かつ空洞を囲繞する外部壁を包含
する。トレンチは、前縁に沿って外部壁に設けられ、ス
パン方向に延びている。
【００１２】以上述べた本発明の利点は、均一で永続性
のあるフィルム冷却がエアフォイルの両側部上の前縁下
流に形成されることである。すなわち、冷却空気は、エ
アフォイルの両側部上にトレンチから流出し、前縁の下
流に連続するフィルム冷却を生じせしめる。そして、ト
レンチは冷却孔の冷却損失特性を最小にし、これにより
空気膜の発達及び維持のためにより多くの冷却空気を与
える。
のあるフィルム冷却がエアフォイルの両側部上の前縁下
流に形成されることである。すなわち、冷却空気は、エ
アフォイルの両側部上にトレンチから流出し、前縁の下
流に連続するフィルム冷却を生じせしめる。そして、ト
レンチは冷却孔の冷却損失特性を最小にし、これにより
空気膜の発達及び維持のためにより多くの冷却空気を与
える。
【００１３】本発明の他の利点は、応力が前縁及び前縁
のすぐ下流の領域に沿って最小にされることである。す
なわち、応力を最小にすることを引き受けるひとつの特
徴は、前縁に沿って連続して延びる冷却空気用トレンチ
にある。このトレンチは、非冷却領域により分離される
分離冷却点を排除し、これにより分離冷却点に関連する
熱誘導応力を排除する。トレンチは、また、冷却空気を
前縁に沿って分散することにより応力を最小にする。冷
却空気は、エアフォイルの両側部上にトレンチから流出
し、前縁の下流に連続するフィルム冷却を生じせしめ
る。この連続する空気層は、冷却孔間及び冷却孔下流の
非冷却区域を排除し、これにより非冷却区域に関連する
熱誘導応力を排除する。
のすぐ下流の領域に沿って最小にされることである。す
なわち、応力を最小にすることを引き受けるひとつの特
徴は、前縁に沿って連続して延びる冷却空気用トレンチ
にある。このトレンチは、非冷却領域により分離される
分離冷却点を排除し、これにより分離冷却点に関連する
熱誘導応力を排除する。トレンチは、また、冷却空気を
前縁に沿って分散することにより応力を最小にする。冷
却空気は、エアフォイルの両側部上にトレンチから流出
し、前縁の下流に連続するフィルム冷却を生じせしめ
る。この連続する空気層は、冷却孔間及び冷却孔下流の
非冷却区域を排除し、これにより非冷却区域に関連する
熱誘導応力を排除する。
【００１４】本発明の以上述べた目的、特徴及び利点は
添付図面を参照して述べる下記の本発明の最良の形態の
実施例についての説明から一層明らかになるであろう。
添付図面を参照して述べる下記の本発明の最良の形態の
実施例についての説明から一層明らかになるであろう。
【００１５】
【発明を実施するための最良の形態】図１を参照する
に、ガスタービンエンジン用動翼１０は、根元部分１２
と、プラットフォーム１４と、エアフォイル１６と、翼
チップ１８とを包含する。エアフォイル１６は、外部壁
２２により囲繞されたひとつ又はそれ以上の内部空洞２
０（図２及び図３参照）を包含し、その少なくともひと
つはエアフォイル１６の前縁２２に近接している。外部
壁２２の吸込側部２６及び圧力側部２８は、エアフォイ
ル１６の前縁２４と後縁２９との間の翼弦方向に翼弦２
７でもって延びていると共に、プラットフォーム１４と
翼チップ１８との間のスパン方向にスパン３１でもって
延びている。前縁２４は、エアフォイル１６の吸込側部
２６及び圧力側部２８に交わるなめらかな曲がり形状を
有する。
に、ガスタービンエンジン用動翼１０は、根元部分１２
と、プラットフォーム１４と、エアフォイル１６と、翼
チップ１８とを包含する。エアフォイル１６は、外部壁
２２により囲繞されたひとつ又はそれ以上の内部空洞２
０（図２及び図３参照）を包含し、その少なくともひと
つはエアフォイル１６の前縁２２に近接している。外部
壁２２の吸込側部２６及び圧力側部２８は、エアフォイ
ル１６の前縁２４と後縁２９との間の翼弦方向に翼弦２
７でもって延びていると共に、プラットフォーム１４と
翼チップ１８との間のスパン方向にスパン３１でもって
延びている。前縁２４は、エアフォイル１６の吸込側部
２６及び圧力側部２８に交わるなめらかな曲がり形状を
有する。
【００１６】次に図２及び図３を参照するに、基部３２
と一対の側壁３４とを有するトレンチ３０は、前縁２４
に沿ってエアフォイル１６の外部壁２２に設けられてい
る。図３は、複数のトレンチ３０を有する実施例を示
す。各トレンチ３０は、実質的にエアフォイル１６の前
縁２４のスパン３１（図１参照）の全体に延びている。
そして、複数の冷却孔３６がトレンチ３０に設けられ、
これらの冷却孔３６は内部空洞２０とトレンチ３０との
間に延びている。冷却孔３６の形状及びそれらの位置
は、適用に依存して変えられる。しかしながら、多くの
場合において、冷却孔３６はスパン３１の全体にわたっ
てトレンチ３０の基部３２に均一に分配される。好適な
実施例において、冷却孔３６は拡散部分３８を包含す
る。
と一対の側壁３４とを有するトレンチ３０は、前縁２４
に沿ってエアフォイル１６の外部壁２２に設けられてい
る。図３は、複数のトレンチ３０を有する実施例を示
す。各トレンチ３０は、実質的にエアフォイル１６の前
縁２４のスパン３１（図１参照）の全体に延びている。
そして、複数の冷却孔３６がトレンチ３０に設けられ、
これらの冷却孔３６は内部空洞２０とトレンチ３０との
間に延びている。冷却孔３６の形状及びそれらの位置
は、適用に依存して変えられる。しかしながら、多くの
場合において、冷却孔３６はスパン３１の全体にわたっ
てトレンチ３０の基部３２に均一に分配される。好適な
実施例において、冷却孔３６は拡散部分３８を包含す
る。
【００１７】本発明の作用において、典型的には圧縮機
段（図示せず）から抽出された冷却空気が、当分野でよ
く知られている手段により動翼１０（又は静翼）のエア
フォイル１６内に送られる。エアフォイル１６の前縁２
４に近接する内部空洞２０内に送られた冷却空気は、エ
アフォイル１６の外部壁２２を越して流れる中心ガスよ
りも低い温度及び高い圧力である。したがって、エアフ
ォイル１６の外部壁２２を横切る圧力差は、内部冷却空
気を冷却孔３６に入るように付勢し、その後、前縁２４
に沿って外部壁２２に設けられているトレンチ３０を通
過せしめる。冷却孔３６を去った冷却空気は、すでにト
レンチ３０内にある空気中に拡散し、トレンチ３０内に
分散する。冷却孔３６が拡散部分３８を包含する好適な
実施例では、拡散部分３８がトレンチ３０内における冷
却空気の拡散及び分散、それ故均一性を増大せしめる。
段（図示せず）から抽出された冷却空気が、当分野でよ
く知られている手段により動翼１０（又は静翼）のエア
フォイル１６内に送られる。エアフォイル１６の前縁２
４に近接する内部空洞２０内に送られた冷却空気は、エ
アフォイル１６の外部壁２２を越して流れる中心ガスよ
りも低い温度及び高い圧力である。したがって、エアフ
ォイル１６の外部壁２２を横切る圧力差は、内部冷却空
気を冷却孔３６に入るように付勢し、その後、前縁２４
に沿って外部壁２２に設けられているトレンチ３０を通
過せしめる。冷却孔３６を去った冷却空気は、すでにト
レンチ３０内にある空気中に拡散し、トレンチ３０内に
分散する。冷却孔３６が拡散部分３８を包含する好適な
実施例では、拡散部分３８がトレンチ３０内における冷
却空気の拡散及び分散、それ故均一性を増大せしめる。
【００１８】トレンチ３０内で冷却空気を分散せしめる
利点のひとつは、従来の冷却孔に特有の圧力差の問題が
最小にされることにある。すなわち、例えば、冷却孔３
６を横切る圧力差は、冷却孔３６に隣接する内部空洞２
２の局部圧力及び局部中心ガス圧力の関数である。これ
ら圧力の両方は、時間の関数として変化する。もし従来
構造の特定の冷却孔に隣接して中心ガス圧力が高く、内
部空洞圧力が低い場合には、冷却孔内への好ましくない
高温ガスの流入が発生する。これに対し、本発明はこの
ような冷却孔内への好ましくない高温ガスの流入の機会
を最小にする。その理由は、すべての冷却孔３６からの
冷却空気はトレンチ３０内で集合して分散し、これによ
り低圧領域が生じる機会を減少せしめるからである。同
様に、トレンチ３０内における冷却空気の分散は、ま
た、冷却空気の圧力スパイクを除去せしめる。従来の構
造では、この冷却空気圧力スパイクが、冷却空気をその
下流の冷却空気膜に加えないで、冷却空気を中心ガス中
に噴出せしめるものであった。
利点のひとつは、従来の冷却孔に特有の圧力差の問題が
最小にされることにある。すなわち、例えば、冷却孔３
６を横切る圧力差は、冷却孔３６に隣接する内部空洞２
２の局部圧力及び局部中心ガス圧力の関数である。これ
ら圧力の両方は、時間の関数として変化する。もし従来
構造の特定の冷却孔に隣接して中心ガス圧力が高く、内
部空洞圧力が低い場合には、冷却孔内への好ましくない
高温ガスの流入が発生する。これに対し、本発明はこの
ような冷却孔内への好ましくない高温ガスの流入の機会
を最小にする。その理由は、すべての冷却孔３６からの
冷却空気はトレンチ３０内で集合して分散し、これによ
り低圧領域が生じる機会を減少せしめるからである。同
様に、トレンチ３０内における冷却空気の分散は、ま
た、冷却空気の圧力スパイクを除去せしめる。従来の構
造では、この冷却空気圧力スパイクが、冷却空気をその
下流の冷却空気膜に加えないで、冷却空気を中心ガス中
に噴出せしめるものであった。
【００１９】冷却空気は、その後、トレンチ３０の両ス
パン方向側に沿って均一な方法でトレンチ３０を出る。
このトレンチ３０を出た冷却空気の流れは下流に延びる
トレンチ３０の両側部上に冷却空気の膜を形成する。ト
レンチ３０が多数の場合には、エアフォイル３０のよど
み点４０の下流に位置するトレンチ３０に存在する冷却
空気が、トレンチ３０の下流側に顕著に存在するであろ
う。この場合において、上流のトレンチ３０から出るフ
ィルム冷却が、２つの隣接するトレンチ３０間のエアフ
ォイル１６の外部壁２２を顕著に冷却する。
パン方向側に沿って均一な方法でトレンチ３０を出る。
このトレンチ３０を出た冷却空気の流れは下流に延びる
トレンチ３０の両側部上に冷却空気の膜を形成する。ト
レンチ３０が多数の場合には、エアフォイル３０のよど
み点４０の下流に位置するトレンチ３０に存在する冷却
空気が、トレンチ３０の下流側に顕著に存在するであろ
う。この場合において、上流のトレンチ３０から出るフ
ィルム冷却が、２つの隣接するトレンチ３０間のエアフ
ォイル１６の外部壁２２を顕著に冷却する。
【００２０】以上、本発明をその実施例に関して図示し
詳述してきたけれどと、本発明の精神及び範囲を逸脱す
ることなく、その形態及び詳部においてさまざまな変更
ができることは当業者にとって理解されるであろう。例
えば、図２及び図３はエアフォイル１６の一部分の断面
を示しているが、このエアフォイル１６は動翼又は静翼
のエアフォイルであってよいものである。
詳述してきたけれどと、本発明の精神及び範囲を逸脱す
ることなく、その形態及び詳部においてさまざまな変更
ができることは当業者にとって理解されるであろう。例
えば、図２及び図３はエアフォイル１６の一部分の断面
を示しているが、このエアフォイル１６は動翼又は静翼
のエアフォイルであってよいものである。
【図１】本発明によるガスタービン用タービン動翼の一
例を示す斜視図である。
例を示す斜視図である。
【図２】図１に示される動翼のエアフォイル部分の２−
２線に沿う一部断面図であって、単一のトレンチを有す
る場合を示す。この図２に示されるエアフォイルの一部
断面は、また、静翼のエアフォイルをも表すものであ
る。
２線に沿う一部断面図であって、単一のトレンチを有す
る場合を示す。この図２に示されるエアフォイルの一部
断面は、また、静翼のエアフォイルをも表すものであ
る。
【図３】図２に示されるエアフォイルの一部断面図と同
様な図であるが、複数のトレンチを有する場合を示す。
様な図であるが、複数のトレンチを有する場合を示す。
１０ ガスタービンエンジン用動翼 １２ 根元部分 １４ プラットフォーム １６ エアフォイル １８ 翼チップ ２０ 内部空洞 ２２ 外部壁 ２４ 前縁 ２６ 吸込側部 ２７ 翼弦 ２８ 圧力側部 ３０ トレンチ ３１ スパン ３２ 基部 ３４ 側壁 ３６ 冷却孔 ３８ 拡散部分 ４０ よどみ点
─────────────────────────────────────────────────────
【手続補正書】
【提出日】平成１１年４月１６日
【手続補正１】
【補正対象書類名】図面
【補正対象項目名】全図
【補正方法】変更
【補正内容】
【図２】
【図３】
【図１】
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 トーマス・エー・オークシャー アメリカ合衆国 フロリダ州 33418 パ ーム・ビーチ・ガーデンズ市 ケルソ・ド ライブ 8286
Claims (6)
- 【請求項１】中空エアフォイルにおいて、 前縁と後縁との間の翼弦方向に延びていると共に、外側
半径方向表面と内側半径方向表面との間のスパン方向に
延び、かつ空洞を囲繞する外部壁を有している本体と、 前記前縁に沿って前記外部壁に設けられ、前記スパン方
向に延びているトレンチと、 このトレンチに設けられ、前記外部壁を貫通して延びて
いる複数の冷却孔と、 を包含している中空エアフォイル。 - 【請求項２】請求項１記載の中空エアフォイルにおい
て、前記トレンチが、第１の側壁と、第２の側壁と、こ
れら第１及び第２の側壁間に延びている基部とを包含
し、前記冷却孔が前記基部に設けられて、前記外部壁を
貫通して延びている中空エアフォイル。 - 【請求項３】請求項２記載の中空エアフォイルにおい
て、複数の前記トレンチを包含している中空エアフォイ
ル。 - 【請求項４】請求項１記載の中空エアフォイルにおい
て、複数の前記トレンチを包含している中空エアフォイ
ル。 - 【請求項５】請求項１記載の中空エアフォイルにおい
て、静翼の一部分である中空エアフォイル。 - 【請求項６】請求項１記載の中空エアフォイルにおい
て、動翼の一部分である中空エアフォイル。
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|---|---|---|---|
| US99232397A | 1997-12-17 | 1997-12-17 | |
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Publications (1)
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|---|---|
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|---|---|---|---|---|
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|---|---|
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