WO2012005324A1 - タービン翼、及び、エンジン部品 - Google Patents

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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to an engine component used in a gas turbine engine such as an aircraft engine or an industrial gas turbine engine, and more particularly to a turbine blade.
  • Patent Document 1 discloses a technique for improving cooling of turbine blades.
  • a cooling passage through which cooling air (a part of compressed air) flows is formed.
  • a bottomed groove [bottomed ⁇ slot] extending in the span direction (blade height direction) is formed on the blade surface of the turbine blade.
  • a plurality of ejection holes [ejection holes] for ejecting cooling air are formed at intervals in the span direction at the bottom portion [bottom] of the bottomed groove. Each ejection hole communicates with the cooling passage.
  • the cooling air extracted from the compressor or fan flows into the cooling passage and the turbine blades are cooled from inside by convective cooling (internal cooling).
  • Cooling air that is convectively cooled on the turbine blades is ejected from a plurality of jet holes to form a cooling layer that covers the blade surface of the turbine blade.
  • the turbine blades are cooled by film cooling (external cooling ]).
  • the cooling air ejected from the ejection hole diffuses in the span direction in the bottomed groove, stays in the bottomed groove and takes heat away, then exits the bottomed groove and extends the cooling layer over a wide area. To form. As a result, turbine blade cooling is improved.
  • An object of the present invention is to provide a turbine blade and an engine component that can improve cooling without causing a decrease in efficiency.
  • a first feature of the present invention is a turbine blade used in a turbine of a gas turbine engine, which is cooled by cooling air, the cooling passage formed inside the turbine blade and through which the cooling air flows, and the turbine A plurality of bottomed holes formed on the blade surface of the blade and having an inclined downstream inner wall and a cooling passage formed at the bottom of each of the plurality of bottomed holes and ejecting the cooling air
  • a turbine blade wherein the ejection hole is formed so that a center line of the ejection hole is along the downstream inner wall.
  • the turbine blade includes a turbine rotor blade [turbine rotor ⁇ blade] and a turbine stator blade [turbine stator vane].
  • the blade surface [blade surface] includes a leading edge [leading edge], a trailing edge [trailing edge], an abdominal surface [pressure surface], and a back surface [suction surface].
  • the bottomed hole [bottomed recess] includes a bottomed groove [bottomed slot].
  • the turbine blades when cooling air flows into the cooling passage during operation of the gas turbine engine, the turbine blades are cooled by convection cooling (internal cooling) from the inside.
  • the cooling air after convection cooling is ejected from the plurality of ejection holes to form a cooling layer that covers the blade surface of the turbine blade.
  • the turbine blade is cooled by film cooling (external cooling) by the cooling layer.
  • the downstream inner wall of the bottomed hole is inclined and the ejection hole is formed so that the center line of the ejection hole is along the downstream inner wall, so that the blade shape [airfoil] of the turbine blade is not impaired.
  • the jet angle of the cooling air from the jet hole can be reduced.
  • the Coanda effect of the cooling air can be sufficiently obtained.
  • the downstream inner wall is inclined, the collision between the combustion gas and the downstream inner wall is mitigated, and separation of the combustion gas from the blade surface is reduced. Therefore, it is possible to reduce the aerodynamic loss of the turbine blade while improving the cooling of the turbine blade, and to sufficiently suppress the decrease in efficiency.
  • an engine component that is used in a gas turbine engine and that is cooled by cooling air, the cooling passage formed inside the engine component through which the cooling air flows, and the engine component A plurality of bottomed holes formed on the surface and having an inclined downstream inner wall; and a blowout hole that is formed at the bottom of each of the plurality of bottomed holes and that communicates with the cooling passage and ejects the cooling air.
  • the engine part is provided with the injection hole formed so that the center line of the injection hole is along the downstream inner wall.
  • the engine component includes a turbine blade (including a turbine blade and a turbine stationary blade), a shroud, a combustor liner, and the like.
  • the engine components when cooling air flows into the cooling passage during operation of the gas turbine engine, the engine components are cooled from the inside by convection cooling (internal cooling). Further, the cooling air after convection cooling is ejected from the plurality of ejection holes to form a cooling layer that covers the surface of the engine component. The engine parts are cooled by film cooling (external cooling) by the cooling layer.
  • the injection hole is formed so that the downstream inner wall of the bottomed hole is inclined and the center line of the injection hole is along the downstream inner wall, the engine component against the combustion gas flowing around the engine component
  • the jet angle of the cooling air from the jet hole can be reduced without impairing the aerodynamic shape / hydrodynamic shape.
  • the Coanda effect of the cooling air can be sufficiently obtained.
  • the downstream inner wall is inclined, the collision between the combustion gas and the downstream inner wall is mitigated, and separation of the combustion gas from the blade surface is reduced. Therefore, it is possible to reduce the loss of the combustion gas flow caused by the engine component while improving the cooling of the engine component, and sufficiently suppress the decrease in efficiency.
  • FIG. 1 is a perspective view of the turbine rotor blade of the first embodiment.
  • FIG. 2 is a longitudinal sectional view along the span direction of the turbine rotor blade.
  • 3A is a cross-sectional view taken along the line III-III in FIG. 1
  • FIGS. 3B and 3C are cross-sectional views showing modifications of the shape of the bottomed hole in FIG. 3A.
  • FIG. 4A is a cross-sectional view showing a modification of the shape of the ejection hole
  • FIG. 4B is a plan view showing a modification of the shape of the ejection hole.
  • FIG. 5 is a perspective view of the turbine rotor blade of the second embodiment.
  • FIG. 6A is a cross-sectional view taken along the chord direction of the turbine rotor blade of the third embodiment
  • FIG. 6B is a diagram of the portion indicated by the arrow VIB in FIG. It is an expanded sectional view.
  • the turbine rotor blade 1 of the present embodiment is used for a turbine (not shown) of a gas turbine engine such as an aircraft engine or an industrial gas turbine engine. As shown in FIGS. 1 and 2, the turbine rotor blade 1 receives cooling air (part of compressed air) CA extracted from a compressor (not shown) or a fan (not shown) of a gas turbine engine. It is cooled using.
  • cooling air part of compressed air
  • the turbine rotor blade 1 is manufactured by lost wax precision casting [lost wax precision casting], and a rotor blade body that obtains rotational force by a combustion gas HG (see FIG. 3) from a combustor (not shown) of a gas turbine engine [ rotor blade body] 3.
  • a platform 5 is integrally formed at the base end of the rotor blade body 3.
  • a dovetail 7 is integrally formed on the platform 5. The dovetail 7 is fitted into fitting grooves [not shown] formed around a turbine disk (not shown).
  • an introduction passage 9 for introducing the extracted cooling air CA is formed from the dovetail 7 to the inside of the platform 5. Further, a plurality of partition walls [partitions] 11 extending in the span direction (direction from the platform 5 to the end face [end face] 3t of the blade main body 3) are formed inside the blade main body 3.
  • the partition wall 11 defines a serpentine cooling passage 13 through which the cooling air CA flows. That is, the meandering cooling passage 13 is formed inside the rotor blade body 3 and communicates with the introduction passage 9.
  • a plurality of bottomed holes 15 are formed in the abdominal surface 3 v of the rotor blade body 3.
  • the bottomed holes 15 are arranged in a plurality of rows in the cord direction (direction from the front edge 3 e to the rear edge 3 p of the rotor blade body 3), and each row includes a plurality of bottomed holes 15. .
  • the downstream inner wall 15a of each bottomed hole 15 is inclined (inclination with respect to the thickness direction T of the rotor blade body 3: combustion gas flow).
  • the upstream inner wall 15b may be formed vertically without being inclined (parallel to the thickness direction T: perpendicular to the flow direction of the combustion gas: (An angle formed by the upstream inner wall 15b and the abdominal surface 3v is a right angle.)
  • the separation occurring in the bottomed hole 15 can be delayed (the separation position is shifted downstream), so that the aerodynamic loss can be further reduced.
  • a circular ejection hole (film-cooling) that ejects the cooling air CA (film-cooling hole]) 17 is formed at the bottom [bottom] 15c of each bottomed hole 15 (including the bottom side of the upstream inner wall 15b) and communicates with the cooling passage 13.
  • Each ejection hole 17 is formed so that the center line 17L of the ejection hole 17 is substantially along the downstream inner wall 15a of the bottomed hole 15.
  • the inclination angle ⁇ of the center line 17L with respect to a plane (virtual plane) VP parallel to the downstream inner wall 15a of the bottomed hole 15 is set to ⁇ 20 degrees or less ( ⁇ 20 to +20 degrees). . If the inclination angle ⁇ is outside the range of ⁇ 20 degrees, the Coanda effect of the cooling air CA ejected from the ejection hole 17 cannot be sufficiently obtained.
  • the shape of the ejection hole 17 may be other shapes such as an ellipse or a rectangle.
  • the shape of the ejection hole 17 is such that the hole cross-sectional area (area of the cross section perpendicular to the central axis of the hole) is expanded toward the outlet.
  • the diffuser hole has a diffuser hole. That is, the ejection hole 17 is preferably a tapered hole that is gradually expanded toward the outlet.
  • a plurality of supplemental injection holes 19 for injecting the cooling air CA are formed in the leading edge 3 e and the end surface 3 t of the moving blade body 3 and communicated with the cooling passage 13.
  • a plurality of exhaust holes [eduction holes] 21 for discharging the cooling air CA are formed in the rear edge 3p of the rotor blade body 3 and communicate with the cooling passage 13.
  • auxiliary injection holes 19 formed on the front edge 3e and the abdominal surface 3v may also be formed on the back surface 3b of the rotor blade body 3.
  • the turbine rotor blade 1 When the cooling air CA flows into the cooling passage 13 via the introduction passage 9 during operation of the gas turbine engine, the turbine rotor blade 1 is cooled from the inside by convection cooling (internal cooling). Further, the cooling air CA after the convection cooling is ejected from the ejection holes 17 and the sub-ejection holes 19 to form a cooling layer CF (see FIG. 3A) that covers the turbine rotor blade 1. The turbine rotor blade 1 is cooled from the outside by film cooling (external cooling) by the cooling layer CF. A part of the cooling air CA after the convection cooling of the turbine rotor blade 1 is also discharged from the discharge hole 21.
  • convection cooling internal cooling
  • the cooling air CA after the convection cooling is ejected from the ejection holes 17 and the sub-ejection holes 19 to form a cooling layer CF (see FIG. 3A) that covers the turbine rotor blade 1.
  • the turbine rotor blade 1 is cooled from the outside by film cooling (
  • the ejection hole can be obtained without impairing the blade shape of the turbine rotor blade 1.
  • the ejection angle of the cooling air CA from 17 can be reduced. As a result, the Coanda effect of the cooling air CA can be sufficiently obtained.
  • downstream inner wall 15a of the bottomed hole 15 is inclined, the collision between a part of the combustion gas HG and the downstream inner wall 15a is alleviated, and the combustion gas HG downstream of the bottomed hole 15 is reduced. Separation from the blade surface can be reduced. In particular, as shown in FIG. 3 (b), if the upper edge of the downstream inner wall 15a is a smooth curved surface, the separation of the combustion gas HG from the blade surface can be further reduced.
  • the cooling of the turbine blade 1 can be improved, the aerodynamic loss of the turbine blade 1 can be reduced, and the engine efficiency of the gas turbine engine can be sufficiently suppressed.
  • the shape of the ejection hole 17 is an internally expanded shape, the adhesion of the cooling air CA to the abdominal surface 3v is increased, and the turbine rotor blade 1 Cooling can be further improved.
  • the turbine blade 23 of the present embodiment has substantially the same configuration as the turbine blade 1 of the first embodiment described above.
  • the same or equivalent components as those of the turbine rotor blade 1 will be denoted by the same reference numerals and description thereof will be omitted here.
  • a plurality of bottomed grooves (a kind of bottomed holes) 25 extending in the span direction are formed on the abdominal surface 3 v of the rotor blade body 3.
  • the downstream inner wall 25 a of each bottomed groove 25 is inclined (inclined with respect to the thickness direction T of the rotor blade body 3: inclined with respect to the flow direction of the combustion gas: downstream).
  • the angle formed between the side inner wall 25a and the ventral surface 3v is an obtuse angle
  • the upstream inner wall 25b of each bottomed groove 25 is also symmetrically inclined (inclined with respect to the thickness direction T: inclined with respect to the combustion gas flow direction).
  • the angle formed by the upstream inner wall 25b and the abdominal surface 3v is an obtuse angle).
  • the plurality of ejection holes 17 described above are formed at intervals in the span direction at the bottom 25c of each bottomed groove 25 (including the bottom of the upstream inner wall 25b).
  • the cross-sectional shape of the bottomed groove 25 can be modified as described in the first embodiment (see FIGS. 3A to 3C), and the shape of the ejection hole 17 is also the same as in the first embodiment. It can be modified as described.
  • the cooling air CA ejected from the plurality of ejection holes 17 in each bottomed groove 25 is easily diffused in the span direction, and the cooling layer CF is more Widely formed.
  • cooling of the turbine rotor blade 1 is improved.
  • the number of bottomed grooves (a kind of bottomed holes) 25 can be reduced and the manufacturing cost is lower than that of the turbine rotor blade 1 of the first embodiment. is there.
  • FIGS. 6 (a) and 6 (b) A third embodiment will be described with reference to FIGS. 6 (a) and 6 (b).
  • “D” indicates the downstream direction of the combustion gas
  • “U” indicates the upstream direction.
  • the turbine blade 27 of the present embodiment has substantially the same configuration as the turbine blade 1 of the first embodiment (or the turbine blade 23 of the second embodiment) described above.
  • the same or equivalent components as those of the turbine rotor blade 1 will be denoted by the same reference numerals and description thereof will be omitted here.
  • the bottomed hole 15 of the first embodiment (or the bottomed groove 25 of the second embodiment) described above is a partition of the abdominal surface 3v of the wing body 3. It is formed at a location corresponding to the wall 11. Further, the ejection hole 17 in the bottomed hole 15 (bottomed groove 25) is disposed immediately upstream of the partition wall 11.
  • the influence on the shape of the cooling passage 13 can be reduced. More specifically, since the bottomed hole 15 projecting into the cooling passage 13 is not provided in the center of the passage, the flow of the cooling air CA in the cooling passage 13 is not easily obstructed, and the risk at the time of manufacturing turbine blades by precision casting Is low. Moreover, since the bottomed hole 15 (or bottomed groove 25) is formed at the position of the partition wall 11, the risk of reducing the rigidity and strength of the blade body 3 is also low. Further, the cooling air CA after the convection cooling is smoothly ejected from the ejection hole 17 while being guided by the partition wall 11.
  • the technical thought applied to the turbine blade 1 is engines other than turbine blades, such as a turbine stationary blade, a shroud, and a combustor liner. Can be applied to parts.

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Abstract

　ガスタービンエンジンのタービンに用いられる、冷却空気によって冷却されるタービン翼であって、前記タービン翼の内部に形成された、冷却空気が流れる冷却通路と、前記タービン翼の翼面に形成された、下流側内壁（１５ａ）が傾斜された複数の有底穴（１５）と、複数の前記有底穴のそれぞれの底部に形成された、前記冷却通路と連通して前記冷却空気を噴き出す噴出孔（１７）と、を備えている。前 記噴出孔の中心線（１７Ｌ）が前記下流側内壁に沿うように、前記噴出孔が形成されている。上記タービン翼によれば、効率低下を招くことなく冷却を向上させることができる。

Description

タービン翼、及び、エンジン部品
　本発明は、航空機エンジンや産業用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンに用いられるエンジン部品に関し、特に、タービン翼[turbine blade]に関する。
　通常、ガスタービンエンジンの稼働中に燃焼ガス[combustion gas]（主流ガス[main-flow gas]）に曝されるタービン翼は、ガスタービンエンジンの圧縮機又はファンから抽気された冷却空気（圧縮空気の一部）を利用して冷却される。また、近年、ガスタービンエンジンの高出力化に伴って燃焼ガスが高温化する傾向があり、タービン翼の冷却の向上が望まれている。下記特許文献１には、タービン翼の冷却を向上させる技術が開示されている。
　特許文献１に開示されたタービン翼の内部には、冷却空気（圧縮空気の一部）が流れる冷却通路が形成されている。タービン翼の翼面には、スパン方向（翼高さ方向）に延びる有底溝[bottomed slot]が形成されている。また、有底溝の底部[bottom]には、冷却空気を噴き出す複数の噴出孔[ejection holes]がスパン方向に間隔を置いて形成されている。各噴出孔は、冷却通路に連通している。
　ガスタービンエンジンの稼動中に、圧縮機又はファンから抽気された冷却空気が冷却通路に流入して、タービン翼がその内部から対流冷却[convective cooling]（内部冷却[internal cooling]）によって冷却される。また、タービン翼を対流冷却した冷却空気は複数の噴出孔から噴き出してタービン翼の翼面を覆う冷却層[cooling film]を形成し、タービン翼がフィルム冷却[film cooling]（外部冷却[external cooling]）によって冷却される。
　ここで、噴出孔から噴き出された冷却空気は、有底溝内でスパン方向に拡散することで、有底溝内に留まって熱を奪ってから、有底溝を出て冷却層を広範囲に形成する。この結果、タービン翼冷却が向上する。
米国特許第６２３４７５５号明細書
　特許文献１に記載のタービン翼では、タービン翼の冷却は向上されるが、燃焼ガスが、有底溝を通過する際に、有底溝の下流側内壁に衝突して、翼面から剥離する。このため、タービン翼の空力損失が増大して、ガスタービンエンジンのエンジン効率が低下する。即ち、タービン翼の冷却は向上するが、エンジン効率の低下を十分に抑制することが困難である。
　なお、上述の問題は、タービン翼の他に、冷却空気によって冷却されるシュラウド等のエンジン部品でも同様に生じる。
　本発明の目的は、効率低下を招くことなく冷却を向上させることのできる、タービン翼及びエンジン部品を提供することである。
　本発明の第１の特徴は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられる、冷却空気によって冷却されるタービン翼であって、前記タービン翼の内部に形成された、冷却空気が流れる冷却通路と、前記タービン翼の翼面に形成された、下流側内壁が傾斜された複数の有底穴と、複数の前記有底穴のそれぞれの底部に形成された、前記冷却通路と連通して前記冷却空気を噴き出す噴出孔と、を備え、前記噴出孔の中心線が前記下流側内壁に沿うように、前記噴出孔が形成されている、タービン翼を提供する。
　なお、タービン翼は、タービン動翼[turbine rotor blade]及びタービン静翼[turbine stator vane]を含む。また、翼面[blade surface]は、前縁[leading edge]、後縁[trailing edge]、腹面[pressure surface]、及び、背面[suction surface]を含む。さらに、有底穴[bottomed recess]とは、有底溝[bottomed slot]を含む。
　第１の特徴によれば、ガスタービンエンジンの稼動中に、冷却空気が冷却通路に流入すると、タービン翼は、その内部から対流冷却（内部冷却）によって冷却される。また、対流冷却後の冷却空気は、複数の噴出孔から噴き出して、タービン翼の翼面を覆う冷却層を形成する。タービン翼は、冷却層によるフィルム冷却（外部冷却）によって冷却される。
　ここで、有底穴の下流側内壁が傾斜され、かつ、噴出孔の中心線が下流側内壁に沿うように噴出孔が形成されているので、タービン翼の翼形状[airfoil]を損なうことなく、噴出孔からの冷却空気の噴出角を小さくできる。この結果、冷却空気のコアンダ効果を十分に得ることができる。また、下流側内壁が傾斜されているので、燃焼ガスと下流側内壁との衝突が緩和され、燃焼ガスの翼面からの剥離が低減される。従って、タービン翼の冷却を向上させつつタービン翼の空力損失を低減して、効率低下を十分に抑制できる。
　本発明の第２の特徴は、ガスタービンエンジンに用いられる、冷却空気によって冷却されるエンジン部品であって、前記エンジン部品の内部に形成された、冷却空気が流れる冷却通路と、前記エンジン部品の表面に形成された、下流側内壁が傾斜された複数の有底穴と、複数の前記有底穴のそれぞれの底部に形成された、前記冷却通路と連通して前記冷却空気を噴き出す噴出孔と、を備え、前記噴出孔の中心線が前記下流側内壁に沿うように、前記噴出孔が形成されている、エンジン部品を提供する。
　なお、エンジン部品[engine component]は、タービン翼（タービン動翼及びタービン静翼を含む）、シュラウド[shroud]、燃焼器ライナ[combustor liner]等を含む。
　第２の特徴によれば、ガスタービンエンジンの稼動中に、冷却空気が冷却通路に流入すると、エンジン部品は、その内部から対流冷却（内部冷却）によって冷却される。また、対流冷却後の冷却空気は、複数の噴出孔から噴き出して、エンジン部品の表面を覆う冷却層を形成する。エンジン部品は、冷却層によるフィルム冷却（外部冷却）によって冷却される。
　ここで、有底穴の下流側内壁が傾斜され、かつ、噴出孔の中心線が下流側内壁に沿うように噴出孔が形成されているので、エンジン部品周囲を流れる燃焼ガスに対する、エンジン部品の空力的形状／流体力学的形状を損なうことなく、噴出孔からの冷却空気の噴出角を小さくできる。この結果、冷却空気のコアンダ効果を十分に得ることができる。また、下流側内壁が傾斜されているので、燃焼ガスと下流側内壁との衝突が緩和され、燃焼ガスの翼面からの剥離が低減される。従って、エンジン部品の冷却を向上させつつエンジン部品による燃焼ガス流れの損失を低減して、効率低下を十分に抑制できる。
図１は第１実施形態のタービン動翼の斜視図である。 図２は前記タービン動翼のスパン方向[span direction]に沿う縦断面図である。 図３（ａ）は図１におけるIII-III線断面図であり、図３（ｂ）及び図３（ｃ）は図３（ａ）における有底穴の形状変形例を示す断面図である。 図４（ａ）は噴出孔の形状変形例を示す断面図であり、図４（ｂ）は噴出孔の形状変形例を示す平面図である。 図５は第２実施形態のタービン動翼の斜視図である。 図６（ａ）は第３実施形態のタービン動翼のコード方向[chord direction]に沿う横断面図であり、図６（ｂ）は図６（ａ）中の矢印VIBで示された部分の拡大断面図である。
（第１実施形態）
　第１実施形態について図１～図４を参照しつつ説明する。なお、図中、「Ｄ」は燃焼ガスの下流方向、「Ｕ」は上流方向をそれぞれ示している。
　本実施形態のタービン動翼１は、航空機エンジンや産業用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンのタービン（図示せず）に用いられる。図１及び図２に示されるように、タービン動翼１は、ガスタービンエンジンの圧縮機（図示せず）又はファン（図示せず）から抽気された冷却空気（圧縮空気の一部）ＣＡを利用して冷却される。
　タービン動翼１は、ロストワックス精密鋳造[lost wax precision casting]によって製造され、ガスタービンエンジンの燃焼器（図示せず）からの燃焼ガスＨＧ（図３参照）によって回転力を得る動翼本体[rotor blade body]３を備えている。また、動翼本体３の基端には、プラットホーム５が一体的に形成されている。プラットホーム５には、ダブテール[dovetail]７が一体形成されている。ダブテール７は、タービンディスク（図示せず）の周囲に形成された嵌合溝[joint slots]（図示せず）に嵌合される。
　図２に示されるように、ダブテール７からプラットホーム５の内部には、抽気された冷却空気ＣＡが導入される導入通路９が形成されている。また、動翼本体３の内部には、スパン方向（プラットホーム５から動翼本体３の端面[end face]３ｔへの方向）に延びる複数の仕切壁[partitions]１１が形成されている。仕切壁１１によって冷却空気ＣＡが流れる蛇行状の冷却通路[serpentine cooling channel]１３が区画されている。すなわち、蛇行状の冷却通路１３は、動翼本体３の内部に形成されており、導入通路９に連通している。
　図１に示されるように、動翼本体３の腹面３ｖには、複数の有底穴１５が形成されている。本実施形態では、有底穴１５は、コード方向（動翼本体３の前縁３ｅから後縁３ｐへの方向）に複数列で配置され、各列は複数の有底穴１５を含んでいる。また、図３（ａ）に示されるように、各有底穴１５の下流側内壁[downstream wall]１５ａは傾斜されており（動翼本体３の厚み方向Ｔに対して傾斜：燃焼ガスの流れ方向に対して傾斜：下流側内壁１５ａと腹面３ｖとのなす角が鈍角）、各有底穴１５の上流側内壁[upstream wall]１５ｂも対称的に傾斜されている（厚み方向Ｔに対して傾斜：燃焼ガスの流れ方向に対して傾斜：上流側内壁１５ｂと腹面３ｖとのなす角が鈍角）。上流側内壁の傾斜によって有底穴１５で剥離が発生した場合の剥離渦を小さくでき、この結果、空力損失を小さくできる。
　なお、下流側内壁１５ａの端縁及び上流側内壁１５ｂの端縁のうちの少なくとも一方が、図３（ｂ）に示されるように、滑らかな曲面として形成されてもよい。あるいは、図３（ｃ）に示されるように、上流側内壁１５ｂは、傾斜されずに垂直に形成されてもよい（（厚み方向Ｔに対して平行：燃焼ガスの流れ方向に対して直角：上流側内壁１５ｂと腹面３ｖとのなす角が直角）。この場合、有底穴１５で発生する剥離を遅らせる（剥離位置を下流側にシフトさせる）ことができるので、空力損失をより小さくできる。
　図３（ａ）に示されるように［図３（ｂ）及び図３（ｃ）の変形例でも同様］、冷却空気ＣＡを噴き出す円形の噴出孔[ejection hole]（フィルム冷却孔[film-cooling hole]）１７が、各有底穴１５の底部[bottom]１５ｃ（上流側内壁１５ｂの底部側を含む）に形成されており、冷却通路１３に連通している。噴出孔１７の中心線１７Ｌが有底穴１５の下流側内壁１５ａにほぼ沿うように、各噴出孔１７が形成されている。ここで、有底穴１５の下流側内壁１５ａに平行な面（仮想面[virtual plane]）ＶＰに対する中心線１７Ｌの傾斜角θは、±２０度以下（－２０～＋２０度）に設定される。傾斜角θが±２０度の範囲外となると、噴出孔１７から噴き出された冷却空気ＣＡのコアンダ効果[Coanda effect]が十分に得られない。
　なお、噴出孔１７の形状は、楕円形又は長方形等の他の形状であってもよい。また、図４（ａ）及び図４（ｂ）に示されるように、噴出孔１７の形状は、出口に向けて孔断面積（孔の中心軸に垂直な断面の面積）が拡張された形状を持つディフューザ孔[diffuser hole]であることが好ましい。即ち、噴出孔１７は、出口に向けて徐々に拡張されたテーパ孔[tapered hole]であることが好ましい。
　図１に示されるように、冷却空気ＣＡを噴き出す複数の副噴出孔[supplemental ejection holes]１９が、動翼本体３の前縁３ｅ及び端面３ｔに形成され、冷却通路１３に連通している。冷却空気ＣＡを排出する複数の排出孔[eduction holes]２１が、動翼本体３の後縁３ｐに形成されており、冷却通路１３に連通している。
　なお、前縁３ｅ及び腹面３ｖに形成された副噴出孔１９に加えて、動翼本体３の背面３ｂにも複数の副噴出孔１９が形成されてもよい。
　続いて、本実施形態の効果について説明する。
　ガスタービンエンジンの稼動中に、冷却空気ＣＡが導入通路９を介して冷却通路１３に流入すると、タービン動翼１は、その内部から対流冷却（内部冷却）によって冷却される。また、対流冷却後の冷却空気ＣＡは、噴出孔１７及び副噴出孔１９から噴き出して、タービン動翼１を覆う冷却層ＣＦ（図３（ａ）参照）を形成する。タービン動翼１は、外部から冷却層ＣＦによるフィルム冷却（外部冷却）によって冷却される。なお、タービン動翼１の対流冷却後の冷却空気ＣＡの一部は、排出孔２１からも排出される。
　有底穴１５の下流側内壁１５ａが傾斜され、かつ、噴出孔１７の中心線１７Ｌが下流側内壁１５ａに沿って形成されているので、タービン動翼１の翼形状を損なうことなく、噴出孔１７からの冷却空気ＣＡの噴出角を小さくできる。この結果、冷却空気ＣＡのコアンダ効果を十分に得ることができる。
　また、有底穴１５の下流側内壁１５ａが傾斜されているので、燃焼ガスＨＧの一部と下流側内壁１５ａとの衝突が緩和されて、有底穴１５の下流側での燃焼ガスＨＧの翼面からの剥離を低減できる。特に、図３（ｂ）に示されるように、下流側内壁１５ａの上縁を滑らかな曲面にすると燃焼ガスＨＧの翼面からの剥離をより低減できる。
　従って、本実施形態によれば、タービン動翼１の冷却を向上させつつ、タービン動翼１の空力損失を低減して、ガスタービンエンジンのエンジン効率の低下を十分に抑制できる。特に、図４（ａ）及び図４（ｂ）にされるように、噴出孔１７の形状を内部拡張形状とすれば、腹面３ｖへの冷却空気ＣＡの付着性が高まり、タービン動翼１の冷却をより向上させることができる。
（第２実施形態）
　第２実施形態について図５を参照しつつ説明する。なお、図中、「Ｄ」は燃焼ガスの下流方向、「Ｕ」は上流方向をそれぞれ示している。
　本実施形態のタービン動翼２３は、上述した第１実施形態のタービン動翼１とほぼ同様の構成を有している。以下には、タービン動翼１とは異なる構成についてのみ説明し、タービン動翼１と同一又は同等の構成要素には同一番号を付してそれらの説明をここでは省略する。
　図５に示されるように、動翼本体３の腹面３ｖには、スパン方向に延びる複数の有底溝[bottomed slots]（有底穴の一種）２５が形成されている。上述の有底穴１５と同様に、各有底溝２５の下流側内壁２５ａは傾斜されており（動翼本体３の厚み方向Ｔに対して傾斜：燃焼ガスの流れ方向に対して傾斜：下流側内壁２５ａと腹面３ｖとのなす角が鈍角）、各有底溝２５の上流側内壁２５ｂも対称的に傾斜されている（厚み方向Ｔに対して傾斜：燃焼ガスの流れ方向に対して傾斜：上流側内壁２５ｂと腹面３ｖとのなす角が鈍角）。上述の複数の噴出孔１７が、各有底溝２５の底部２５ｃ（上流側内壁２５ｂの底部側を含む）に、スパン方向に間隔をおいて形成されている。なお、有底溝２５の断面形状は第１実施形態で説明したように変形可能であるし（図３（ａ）～図３（ｃ）参照）、噴出孔１７の形状も第１実施形態で説明したように変形可能である。
　本実施形態によれば、第１実施形態による効果に加えて、各有底溝２５内で複数の噴出孔１７から噴き出された冷却空気ＣＡがスパン方向に拡散し易く、冷却層ＣＦがより広範囲に形成される。この結果、タービン動翼１の冷却が向上する。さらに、本実施形態のタービン動翼２３では、第１実施形態のタービン動翼１に比べて、有底溝（有底穴の一種）２５の個数を減らすことができ、製造コストがより安価である。
（第３実施形態）
　第３実施形態について図６（ａ）及び図６（ｂ）を参照しつつ説明する。なお、図中、「Ｄ」は燃焼ガスの下流方向、「Ｕ」は上流方向をそれぞれ示している。
　本実施形態のタービン動翼２７は、上述した第１実施形態のタービン動翼１（又は第２実施形態のタービン動翼２３）とほぼ同様の構成を有している。以下には、タービン動翼１とは異なる構成についてのみ説明し、タービン動翼１と同一又は同等の構成要素には同一番号を付してそれらの説明をここでは省略する。
　図６（ａ）及び図６（ｂ）に示されるように、上述した第１実施形態の有底穴１５（又は第２実施形態の有底溝２５）が、翼本体３の腹面３ｖの仕切壁１１に対応した箇所に形成されている。また、有底穴１５（有底溝２５）内の噴出孔１７が、仕切壁１１の上流側すぐに配置されている。
　本実施形態によれば、第１実施形態による効果に加えて、腹面３ｖに複数の有底穴１５が形成されても、冷却通路１３の形状への影響を小さくできる。より詳しくは、冷却通路１３内部に突出する有底穴１５が通路中央に設けられないので、冷却通路１３内の冷却空気ＣＡの流れが阻害されにくくなると共に、精密鋳造によるタービン翼製造時のリスクが低い。また、仕切壁１１の位置に有底穴１５（又は有底溝２５）が形成されるため、翼本体３の剛性や強度を低下させるリスクも低い。さらに、対流冷却後の冷却空気ＣＡが、仕切壁１１に案内されて円滑に噴出孔１７より噴出される。
　なお、本発明は、上記実施形態に限定されず、例えば、タービン動翼１（２３，２７）に適用した技術的思想は、タービン静翼、シュラウド、燃焼器ライナ等のタービン動翼以外のエンジン部品に適用することができる。

Claims (9)

  1. 　ガスタービンエンジンのタービンに用いられる、冷却空気によって冷却されるタービン翼であって、
    　前記タービン翼の内部に形成された、冷却空気が流れる冷却通路と、
    　前記タービン翼の翼面に形成された、下流側内壁が傾斜された複数の有底穴と、
    　複数の前記有底穴のそれぞれの底部に形成された、前記冷却通路と連通して前記冷却空気を噴き出す噴出孔と、を備え、
    　前記噴出孔の中心線が前記下流側内壁に沿うように、前記噴出孔が形成されている、タービン翼。
  2. 　前記有底穴の前記下流側内壁に平行な面に対する前記噴出孔の前記中心線の傾斜角が±２０度の範囲内に設定されている、請求項１に記載のタービン翼。
  3. 　前記噴出孔が出口に向けて孔断面積が大きくされた形状を有している、請求項１又は請求項２に記載のタービン翼。
  4. 　複数の前記有底穴の少なくとも一つがスパン方向へ延びる有底溝として形成され、前記有底溝の底部に複数の前記噴出孔がスパン方向に間隔を置いて形成されている、請求項１～３のいずれかに記載のタービン翼。
  5. 　前記噴出孔の上流側内壁が傾斜されている、請求項１～４のうちのいずれかに記載のタービン翼。
  6. 　前記噴出孔の前記下流側内壁の端縁及び前記上流側内壁の端縁のうちの少なくとも一方が滑らかな曲面として形成されている、請求項５に記載のタービン翼。
  7. 　前記噴出孔の上流側内壁が前記翼面対して直角に形成されている、請求項１～４のいずれかに記載のタービン翼。
  8. 　前記タービン翼の内部にスパン方向へ延びる仕切壁が形成され、前記仕切壁によって前記冷却通路が区画されており、
    　前記有底穴の少なくとも一つが、前記翼面の前記仕切壁に対応する位置に形成されている、請求項１～７のいずれかに記載のタービン翼。
  9. 　ガスタービンエンジンに用いられる、冷却空気によって冷却されるエンジン部品であって、
    　前記エンジン部品の内部に形成された、冷却空気が流れる冷却通路と、
    　前記エンジン部品の表面に形成された、下流側内壁が傾斜された複数の有底穴と、
    　複数の前記有底穴のそれぞれの底部に形成された、前記冷却通路と連通して前記冷却空気を噴き出す噴出孔と、を備え、
    　前記噴出孔の中心線が前記下流側内壁に沿うように、前記噴出孔が形成されている、エンジン部品。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103206261A (zh) * 2012-01-13 2013-07-17 通用电气公司 翼型件
JP2014148938A (ja) * 2013-02-01 2014-08-21 Siemens Ag ターボ機械のためのフィルム冷却されるタービンブレード
US20150300257A1 (en) * 2013-03-05 2015-10-22 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine component arrangement
EP2615244A3 (en) * 2012-01-13 2017-08-02 General Electric Company Film cooled turbine airfoil having a plurality of trench segments on the exterior surface

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014163698A1 (en) 2013-03-07 2014-10-09 Vandervaart Peter L Cooled gas turbine engine component
GB201315871D0 (en) 2013-09-06 2013-10-23 Rolls Royce Plc A combustion chamber arrangement
US10132166B2 (en) 2015-02-27 2018-11-20 General Electric Company Engine component
US10024169B2 (en) 2015-02-27 2018-07-17 General Electric Company Engine component
KR101839656B1 (ko) 2015-08-13 2018-04-26 두산중공업 주식회사 가스터빈 블레이드
US10378444B2 (en) * 2015-08-19 2019-08-13 General Electric Company Engine component for a gas turbine engine
US20170306764A1 (en) * 2016-04-26 2017-10-26 General Electric Company Airfoil for a turbine engine
US10450950B2 (en) 2016-10-26 2019-10-22 General Electric Company Turbomachine blade with trailing edge cooling circuit
US10450875B2 (en) 2016-10-26 2019-10-22 General Electric Company Varying geometries for cooling circuits of turbine blades
US10233761B2 (en) 2016-10-26 2019-03-19 General Electric Company Turbine airfoil trailing edge coolant passage created by cover
US10598028B2 (en) 2016-10-26 2020-03-24 General Electric Company Edge coupon including cooling circuit for airfoil
US10465521B2 (en) 2016-10-26 2019-11-05 General Electric Company Turbine airfoil coolant passage created in cover
US10352176B2 (en) 2016-10-26 2019-07-16 General Electric Company Cooling circuits for a multi-wall blade
US10301946B2 (en) 2016-10-26 2019-05-28 General Electric Company Partially wrapped trailing edge cooling circuits with pressure side impingements
US10273810B2 (en) 2016-10-26 2019-04-30 General Electric Company Partially wrapped trailing edge cooling circuit with pressure side serpentine cavities
US10309227B2 (en) * 2016-10-26 2019-06-04 General Electric Company Multi-turn cooling circuits for turbine blades
CN106593543B (zh) * 2016-11-28 2018-04-17 西北工业大学 一种用于涡轮叶片的拱型凹槽气膜冷却结构
CN108995818A (zh) * 2017-06-07 2018-12-14 深圳光启合众科技有限公司 涵道风扇
US11149555B2 (en) 2017-06-14 2021-10-19 General Electric Company Turbine engine component with deflector
US10801724B2 (en) * 2017-06-14 2020-10-13 General Electric Company Method and apparatus for minimizing cross-flow across an engine cooling hole
US10837291B2 (en) 2017-11-17 2020-11-17 General Electric Company Turbine engine with component having a cooled tip
US10669896B2 (en) * 2018-01-17 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Dirt separator for internally cooled components
US11220917B1 (en) 2020-09-03 2022-01-11 Raytheon Technologies Corporation Diffused cooling arrangement for gas turbine engine components
CN112282855B (zh) * 2020-09-27 2022-08-16 哈尔滨工业大学 涡轮叶片
US11814965B2 (en) 2021-11-10 2023-11-14 General Electric Company Turbomachine blade trailing edge cooling circuit with turn passage having set of obstructions

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5419681A (en) * 1993-01-25 1995-05-30 General Electric Company Film cooled wall
JPH09144504A (ja) * 1995-11-22 1997-06-03 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン冷却翼とその加工方法
JP2002364305A (ja) * 2001-05-21 2002-12-18 United Technol Corp <Utc> タービンエンジン用の冷却可能なブレードまたはベーン
JP2003041902A (ja) * 2001-07-05 2003-02-13 General Electric Co <Ge> 翼形部のフィルム冷却のための装置及び方法

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4676719A (en) * 1985-12-23 1987-06-30 United Technologies Corporation Film coolant passages for cast hollow airfoils
US4738588A (en) * 1985-12-23 1988-04-19 Field Robert E Film cooling passages with step diffuser
US4773593A (en) * 1987-05-04 1988-09-27 United Technologies Corporation Coolable thin metal sheet
US5813836A (en) 1996-12-24 1998-09-29 General Electric Company Turbine blade
US6234755B1 (en) 1999-10-04 2001-05-22 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream, and related articles of manufacture
GB0001399D0 (en) * 2000-01-22 2000-03-08 Rolls Royce Plc An aerofoil for an axial flow turbomachine
JP2002221005A (ja) 2001-01-26 2002-08-09 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 冷却タービン翼
US7008179B2 (en) * 2003-12-16 2006-03-07 General Electric Co. Turbine blade frequency tuned pin bank
US7011502B2 (en) * 2004-04-15 2006-03-14 General Electric Company Thermal shield turbine airfoil
US7270514B2 (en) * 2004-10-21 2007-09-18 General Electric Company Turbine blade tip squealer and rebuild method
US7306026B2 (en) * 2005-09-01 2007-12-11 United Technologies Corporation Cooled turbine airfoils and methods of manufacture
DE102007029367A1 (de) 2007-06-26 2009-01-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufel mit Tangentialstrahlerzeugung am Profil

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5419681A (en) * 1993-01-25 1995-05-30 General Electric Company Film cooled wall
JPH09144504A (ja) * 1995-11-22 1997-06-03 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン冷却翼とその加工方法
JP2002364305A (ja) * 2001-05-21 2002-12-18 United Technol Corp <Utc> タービンエンジン用の冷却可能なブレードまたはベーン
JP2003041902A (ja) * 2001-07-05 2003-02-13 General Electric Co <Ge> 翼形部のフィルム冷却のための装置及び方法

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103206261A (zh) * 2012-01-13 2013-07-17 通用电气公司 翼型件
EP2615245A3 (en) * 2012-01-13 2017-08-02 General Electric Company Film cooled turbine airfoil having trench segments on the exterior surface
EP2615244A3 (en) * 2012-01-13 2017-08-02 General Electric Company Film cooled turbine airfoil having a plurality of trench segments on the exterior surface
JP2014148938A (ja) * 2013-02-01 2014-08-21 Siemens Ag ターボ機械のためのフィルム冷却されるタービンブレード
US20150300257A1 (en) * 2013-03-05 2015-10-22 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine component arrangement
US9879601B2 (en) * 2013-03-05 2018-01-30 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine component arrangement

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Publication number Publication date
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