JP2000213304A - 側壁インピンジメント冷却チャンバ―を備えた後方流動蛇行エ―ロフォイル冷却回路 - Google Patents

側壁インピンジメント冷却チャンバ―を備えた後方流動蛇行エ―ロフォイル冷却回路

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JP2000213304A JP11287456A JP28745699A JP2000213304A JP 2000213304 A JP2000213304 A JP 2000213304A JP 11287456 A JP11287456 A JP 11287456A JP 28745699 A JP28745699 A JP 28745699A JP 2000213304 A JP2000213304 A JP 2000213304A
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Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【課題】 エーロフォイルの冷却効率の改善 【解決手段】ガスタービンエンジンの中空エーロフォイ
ル１２が、幅方向に離隔した正圧面及び負圧面の壁を有
し、これらの壁がエーロフォイル１２の翼弦方向に離隔
した前縁及び後縁（２０、２２）で一つにつながってい
て、根元から先端まで縦方向に延在する。エーロフォイ
ル１２の内側にある少なくとも１つの後ろ向きに流れる
内部蛇行冷却回路３６が、入口３６Ａより後方に配置さ
れた出口を有していて、蛇行回路内で前縁２０から後縁
２２へと後方に翼弦方向の流れの方向を有するようにな
っている。少なくとも１つの縦方向に延在する第１の側
壁インピンジメントチャンバーがエーロフォイル１２内
の蛇行冷却回路３６と下流側で流体が連通し、１つの側
壁、好ましくは、正圧面の壁と、蛇行冷却回路３６を区
切る第１の内壁との間に配置されている。

Description

【発明の詳細な説明】
合衆国政府は、海軍省による契約番号Ｎ０００１９−９
６−Ｃ−０１７６に従って本発明に関し所定の権利を有
する。
【０００１】
【発明の背景】
【０００２】
【発明の分野】本発明は全体的にガスタービンエンジン
のタービンローターブレード及びステーターベーンの冷
却空気回路、更に具体的に言えば、側壁インピンジメン
ト冷却チャンバーに冷却空気を供給する蛇行冷却回路に
関する。
【０００３】
【従来技術の説明】ガスタービンエンジンは空気を圧縮
する圧縮機を含み、この空気が燃焼器に通され、そこで
燃料と混合され、点火されて燃焼ガスを発生する。燃焼
ガスは１段以上のタービンを下流側へ流れ、これらのタ
ービンでエネルギーが抽出され圧縮機に動力を供給する
と共に、例えば飛行中の航空機の動力源になるフアンを
駆動する別の出力動力を発生する。タービン段は、ロー
ターディスクの外周に固定された１列のタービンロータ
ーブレードを含み、複数のステーターベーンを有する静
止タービンノズルがその上流側に配置されている。燃焼
ガスはステーターベーンの間並びにタービンブレードの
間を流れて、ローターディスクを回転させる為のエネル
ギーを抽出する。ガスタービン内の温度は２５００°Ｆ
を越えることがあり、タービンブレードの冷却はブレー
ドの寿命の面で非常に重要である。冷却をしないと、タ
ービンブレードは急速に劣化する。タービンブレードの
冷却を改善することが非常に望ましく、タービン冷却技
術の当業者によって、冷却作用を高める為に、タービン
ブレード内の内部の空所について形状の改善を工夫する
多大な努力が傾けられている。燃焼ガスは高温であるか
ら、タービンのベーン及びブレードは、この目的の為に
圧縮機から分流された圧縮機空気の一部分を用いて冷却
されるのが典型的である。圧縮機空気の一部分でも、燃
焼器で使わないで転用することは、必然的にエンジンの
全体的な効率を低下させる。従って、圧縮機分流空気を
出来るだけ少なくして、ベーン及びブレードを冷却する
ことが望ましい。
【０００４】典型的なタービンベーン及びブレードは、
エーロフォイルを含み、その上を燃焼ガスが流れる。典
型的には、エーロフォイルはその中に１つ又は更に多く
の蛇行冷却通路を含み、その中に圧縮機分流空気が通さ
れて、エーロフォイルを冷却する。エーロフォイルは、
冷却効果を高める為にその中に種々の乱流部材を含むこ
とが出来、この冷却空気が通路から、エーロフォイルの
外面に沿って配置された種々のフィルム冷却孔を介して
吐出される。
【０００５】典型的な回路途中の冷却空気は、蛇行通路
で熱を吸収した後、フィルム冷却孔から出ていく。正圧
面及び負圧面に１列以上のフィルム冷却孔が配置され
る。通抜け流量の小さいタービンの設計に使われる空気
力学的な効率の高い新しいエーロフォイルは、正圧面に
沿って、速度の低い外部ガス通路の流れを受ける。この
結果、フィルム冷却孔のブローイング比（ガスの流れに
対するフィルム冷却空気の質量流量比）が非常に高くな
り、エーロフォイルの正圧面でのフィルム冷却効果が非
常に悪くなる（フィルムブローオフ）。フィルム冷却空
気を供給する少なくとも若干の空所の幾何学的な制約に
より、夫々の側の面からの角度が比較的浅いフィルム孔
を正圧面及び負圧面の両方に使うことは出来ないか或い
は困難である。一層大きな角度を使えば、フィルム冷却
空気の多くは境界層の外へ流れ出すので、可成りの空気
力学的な混合損失を招いて、フィルム冷却効果が不良に
なる。従って、エーロフォイルのこういう区域にフィル
ム冷却を使うことを避けて、エーロフォイル全体の有効
で効率的なフィルム冷却及び対流冷却をもたらすような
回路の設計を提供することが望ましい。
【０００６】米国特許第５、６６０、５２４号、発明の
名称「蛇行冷却回路及びインピンジメント冷却を有する
エーロフォイルブレード」には、少なくとも外壁の一部
分と一板板である４つの一板板の内壁によって区切られ
た最後の下流側の通路を有する内部蛇行冷却回路を備え
たジェットエンジンタービンローターブレードのような
エーロフォイルブレードが開示されている。２つの内壁
は外壁から隔たっていて、空気インピンジメントオリフ
ィスを含んでおり、２つのインピンジメントチャンバー
を作っている。蛇行回路内の若干の冷却材は、ブレード
先端にある冷却材出口を介してエーロフォイルブレード
から出ていく。回路内の残りの冷却材はインピンジメン
トオリフィスを通過し、外壁にあるフィルム冷却孔を介
してブレードから出ていく。
【０００７】米国特許第５、８１３、８３６号、発明の
名称「タービンブレード」には、正圧面で側壁インピン
ジメント冷却を行う２重壁構造を有すると共に、ブレー
ドの負圧面に沿って、タービンの中を後ろ向きに流れる
高温ガスに対して冷却空気を前向きに流す、前向きに流
れる多重パス蛇行冷却空気回路を有するエーロフォイル
部分が開示されている。このエーロフォイル部分は、３
回パス蛇行冷却回路から供給される複数の半径方向のフ
ィルム冷却孔を有する前縁空所も含んでいる。冷却空気
が通路に沿って流れるとき、それが、タービンブレード
の内、これらの通路に隣接した部分を対流によって冷却
する。更にこのエーロフォイル部分は、エーロフォイル
部分の後縁の流れの領域を冷却する後縁空所を含む。複
数のインピンジメント空所が正圧面の壁に設けられてい
て、インピンジメント孔は内側空所及びインピンジメン
ト空所の蛇行通路からの冷却空気を供給する。多列の複
合角度のフィルム孔がインピンジメント空所から延在し
ていて、インピンジメント空所からの冷却空気をこのエ
ーロフォイル部分から吐出することが出来るようにして
いる。この米国特許は、前縁空所が主に蛇行通路から供
給を受けると共に、更新通路からの冷却空気流によって
補足されて、前縁を冷却する為の変形のウォームブリッ
ジ冷却回路を形成することを教示している。
【０００８】公知のタービンエーロフォイル冷却技術
は、蛇行冷却回路を形成する内部空所を使うことを含ん
でいる。特に、ブレードの冷却の為に、蛇行通路、前縁
インピンジメントブリッジ、フィルム孔、ピン形ひれ及
び後縁孔又は正圧面の分流溝孔が利用されている。改良
されたブレードの冷却を提供することが望ましい。ブレ
ードの冷却を更によくする際に、ブレードの製造コスト
を目立って増加することは避けることが望ましい。
【０００９】
【発明の要約】ガスタービンエンジンの中空エーロフォ
イルは、エーロフォイルの翼弦方向に離隔した前縁と後
縁で一つにつながった幅方向に離隔した正圧面と負圧面
の壁を有していて、縦方向に根元から先端まで延在す
る。エーロフォイルの内側で、少なくとも１つの内部蛇
行冷却回路が、内部蛇行冷却回路の縦方向に延在する蛇
行流路の間に複数の縦方向に延在する内部リブを有して
いる。蛇行冷却回路の末端は、入口より後方に配置され
ていて、蛇行回路内で、前縁から後縁まで後ろ向きに翼
弦方向の流れの方向を有するようになっている。少なく
とも１つの縦方向に延在する第１の側壁インピンジメン
トチャンバーは、エーロフォイル内の蛇行冷却回路と下
流側で流体が連通していて、側壁の１つ及び蛇行冷却回
路を区切る第１の内壁の間に配置されている。第１の内
壁は、１つの蛇行流路と、側壁インピンジメントチャン
バーの間にインピンジメント冷却開口を有することが好
ましい。この１つの側壁は、正圧面の壁であってよく、
第１の複数のフィルム冷却孔が第１の側壁インピンジメ
ントチャンバーから正圧面の壁を通抜けていてよい。エ
ーロフォイルは、蛇行冷却回路と下流側で流体が連通
し、前記１つの側壁及び蛇行冷却回路を区切る第２の内
壁の間に配置された縦方向に延在する第２の側壁インピ
ンジメントチャンバーを含むことが好ましい。第１及び
第２の側壁は一体で連続していてよい。第１のインピン
ジメント冷却開口は、１番目の蛇行流路及び第１の側壁
インピンジメントチャンバーの間にあり、第２のインピ
ンジメント冷却開口は２番目の蛇行流路及び第２の側壁
インピンジメントチャンバーの間にある第２の内壁にあ
ることが好ましい。エーロフォイルは、第１及び第２の
側壁インピンジメントチャンバーの少なくとも一方から
正圧面の壁を通る第１の複数の側壁フィルム冷却孔を有
することが好ましい。
【００１０】一つの具体的実施形態では、前縁及び後縁
冷却高圧チャンバーは、前縁及び後縁に沿ってエーロフ
ォイルに設けられ、夫々前縁及び後縁に沿って外壁に冷
却空気吐出開口を有している。前縁冷却高圧チャンバー
は、内部蛇行冷却回路の前方に配置された前側供給流路
の前縁スパンリブを通る前縁供給開口を有し、複数の前
縁冷却開口は前縁冷却高圧チャンバーから前縁に沿った
外壁を通抜ける。後縁冷却高圧チャンバーは内部蛇行冷
却回路の後方に配置された流路の後縁スパンリブを通る
後縁供給開口を有し、複数の後縁冷却開口は後縁冷却高
圧チャンバーから後縁にある外壁を通抜ける。前縁冷却
開口はシャワーヘッドフィルム冷却孔であり、後縁冷却
開口は後縁冷却溝孔であることが好ましい。インピンジ
メントチャンバーの内の少なくとも１つから延在する少
なくとも１つの先端冷却孔を、エーロフォイルの先端の
縦方向外側の先端壁内に配置することが出来る。
【００１１】
【発明の利点】本発明は、他の場合に必要とするよりも
使う冷却空気を少なくして、中空ガスタービンエーロフ
ォイルの外壁の正圧面の壁の翼弦中央部分の冷却を可成
り改善しながらも、エーロフォイルの先端を十分に冷却
し、エーロフォイル先端金属の許容し得る温度をもたら
すという利点がある。回路途中の冷却空気は正圧面の壁
の熱負荷から隔離され、こうして最後の上向きパスの先
端での温度を一層低温にし、先端の冷却を更によくす
る。本発明の下流側に向かって蛇行する回路の設計は、
ブレードの１番高温の区域に１番低温の冷却空気を供給
する。この冷却空気の温度は、従来の上流側に蛇行する
回路の設計に於ける同じ流路及びチャンバー内の冷却空
気の温度よりも、一層低温である、下流側に向かって蛇
行する回路は、上流側に向かって蛇行する回路に比べ
て、スパン方向のリブ壁の平均温度が一層低温になり、
その為、翼弦方向の冷却空気温度分布が全体として一層
よくなると共に、エーロフォイルのバルク温度が更によ
くなって、エーロフォイル全体を一層よく冷却する。
【００１２】インピンジメントチャンバーは、更に効率
のよい追加の冷却能力を提供し、その為、必要とする全
体の冷却空気が少なくてすみ、フィルム冷却もそれ程必
要としなくなる。更に、下流側に向かう蛇行回路設計
は、タービン中で外部ガスが翼弦方向又は下流側に膨張
するときの外部ガスの圧力とよく一致し、調整された内
部冷却空気圧力をもたらす。これは、フィルム冷却孔が
そこから延在するインピンジメントチャンバーまで伝わ
る。この結果、ブレードに対する逆流余裕が一層よくな
り、更によく熱伝達するには更に圧力を消費するという
兼ね合いにより、内部冷却の可能性を一層最適に利用す
る。
【００１３】前縁に一層接近した外壁部分は、従来より
も一層低温で一層新鮮な冷却空気によって冷却され、こ
の領域に必要なフィルム冷却の量を少なくするかなくす
る。この結果、タービンの性能が一層よくなると共に、
製造コストが一層安くなる。更に、後縁に一層近いフィ
ルム冷却孔は、前縁に一層接近しているフィルム冷却孔
よりも、面からの流れの角度を一層浅くすることが出
来、その結果フィルム冷却効果が更によくなる。後縁に
一層接近した外部ガス流速は、前縁に一層接近したエー
ロフォイル側壁に沿った部分に於けるよりも、一層高い
速度に加速される。従って、この為、エーロフォイルの
冷却は、外壁の内、前縁に一層接近した側の部分の伝導
及び対流による冷却によりよく合わせることが出来、後
縁に一層接近した側の部分に対しては、フィルム冷却孔
を使うことが出来、そこでは孔が一層小さくなり、従っ
てブローイング比が更によくなり、フィルム冷却効果が
よくなると共に、全体的な冷却効率がよくなる。
【００１４】この他の利点としては、冷却材の側の伝熱
係数が高くなると共に、外部フィルム流に対する計量能
力が改善される。このように冷却が改善されることによ
り、先端冷却孔を介して一層低温の空気が吐出され、こ
うしてスクイーラ先端に対する冷却が改善される。
【００１５】一般的に、下側スパンに於けるエーロフォ
イルの設計条件は、低下した金属温度に於ける高い応力
レベルでの破壊の心配によって決まり、上側領域では、
酸化及び疲労ひゞ割れの開始を避ける為の高い表面温度
に対する心配によって決まる。本発明の下流側に向かっ
て蛇行して流れ、側壁インピンジメントチャンバーを有
する設計は、内部エーロフォイル冷却の流れ及びブレー
ドの寿命をよりよく最適にする能力と共に、こういう必
要性を取り上げるものである。
【００１６】
【詳しい説明】本発明に特有と考えられる新規な特徴は
特許請求の範囲に記載してあるが、本発明並びにその他
の目的及び利点は、以下図面について更に具体的に説明
する。
【００１７】図１には、軸流の下流側の方向Ｆに流れる
高温ガス流の中で運転されるように設計されたガスター
ビンエンジンに対する一例のタービンブレード１０が示
されている。ブレード１０が中空エーロフォイル１２、
及びエンジンの中心線１１の周りに外接するエンジンの
ローターディスク（図に示していない）にブレード１０
を固定するのに使われる普通の根元１４を含む。図２−
５にエーロフォイル１２の断面で更に示されているよう
に、エーロフォイル１２が正圧面の壁１６及び負圧面の
壁１８を有する外壁１５を含み、これらの壁が上流側の
前縁２０及びこの前縁から翼弦方向に離隔した下流側の
後縁２２に沿って一つにつながっている。エーロフォイ
ル１２が、半径方向内側の基部２６から半径方向外側の
エーロフォイル先端２８まで、エーロフォイルのスパン
Ｓに沿って、エーロフォイル１２のスパン方向に、エン
ジンの中心線１１から遠ざかる半径方向２４の縦方向に
延在する。エーロフォイル先端２８が、スクイーラ先端
として示されている。このスクイーラ先端は、外壁１５
から延在する外向き延長部、又はその中にスクイーラ先
端空所１３を形成する先端外壁３１の周縁に沿って、そ
こから縦方向外向きに延在するスクイーラ壁２９を有し
ている。中空エーロフォイル１２の内側からスクイーラ
先端空所３３まで、先端外壁３１を通抜ける先端冷却孔
５９を使って、先端空所を冷却する。内側の基部２６
は、ブレード１０の流れの内側境界を形成し、その下方
に根元１４が延在する普通のプラットフォーム３０のと
ころに形成されている。
【００１８】エーロフォイル２０は、エンジンの中心線
１１に対する夫々第１、第２及び第３の翼弦線ＣＬ１、
ＣＬ２、ＣＬ３の角度の変化によって示すように、スタ
ッキング線ＳＬの周りに高度の捩れを有することがあ
る。図２−４は、先端、スパン中央及びプラットフォー
ムの場所、又はこれに対応して図１の線２−２、３−３
及び４−４でとった第１、第２及び第３のエーロフォイ
ル断面Ａ１、Ａ２及びＡ３を示している。エーロフォイ
ル１２は、翼弦の角度が先端２８に於ける第１の翼弦の
角度Ｂ１から、プラットフォーム３０に於ける第３の翼
弦の角度Ｂ３まで変化するようにする捩れをも有するこ
とがある。第１、第２及び第３の翼弦の角度Ｂ１−Ｂ３
が、前縁２０から後縁２２まで延在する第１、第２又は
第３の翼弦線ＣＬ１−ＣＬ３のエンジンの中心線１１に
対する対応する角度として定義される。捩れたエーロフ
ォイルの異なるエーロフォイル区間は、典型的にはスタ
ッキング線ＳＬの周りに角度を有する。スタッキング線
ＳＬが円周方向並びに軸方向に湾曲していることがあ
り、夫々前縁及び後縁２０、２２も同様である、今日の
タービンエーロフォイルは、典型的には、キャンバ線Ｌ
Ｃで示すような高度の反りをも有する。
【００１９】ブレード１０の動作中、燃焼ガス３２が燃
焼器（図に示していない）によって発生され、外壁１５
のエーロフォイル正圧面及び負圧面の壁１６、１８の両
方の上を下流側へ流れる。典型的には、燃焼ガス３２の
半径方向又は縦方向の温度分布は、第２の翼弦線ＣＬ２
のような、エーロフォイルの約５０％から約８０％まで
のスパン中央の翼弦の上方のスパン中央領域の近くで、
中心ピークを有する。隣接したエーロフォイル１２の間
の２次的な流れの場により、温度分布が、エーロフォイ
ル１２の半径方向の高さ又はスパンＳの約７０％から約
８５％までの範囲に互り、エーロフォイルの正圧面の壁
１６に互って半径方向外向きにシフトすることがある。
従って、正圧面の壁１６は、７０％乃至８５％のスパン
高さのスパン中央領域の上方で、最も大きな熱入力又は
負荷を受ける。
【００２０】本発明では、燃焼ガス３２からの熱負荷の
分布に一層よく釣合わせるように、エーロフォイル１２
の選択的な翼弦方向並びに半径方向又はスパン方向の冷
却を行う。図面には、一例のガスタービンのローターブ
レード１０が示されているが、本発明は、同様なエーロ
フォイルを有するタービンベーンにも等しく用いられ、
こういうエーロフォイルも、本発明に従って同様に冷却
することが出来る。
【００２１】更に具体的に言うと、正圧面及び負圧面の
壁１６、１８が前縁及び後縁２０、２２の間で互いに円
周方向又は横方向に隔たっていて、夫々正圧面及び負圧
面の壁１６、１８の間を延在する、全体を３４で示した
複数の内部横方向リブによって一体につながる。少なく
とも若干の横方向リブ３４が、図５及び６に示すような
少なくとも１つの蛇行冷却回路３６を構成する。図５の
エーロフォイルの断面は、図４の同じ区間の拡大図であ
り、図６は、下流側又は後方に流れる蛇行冷却回路を通
る冷却回路分割線３８に沿って平たくのばしたエーロフ
ォイル１２を示している。蛇行冷却回路３６は冷却回路
３６内の蛇行する冷却流３５が、冷却回路３６内で前縁
２０から後縁２２まで後方に翼弦方向の流れの方向で流
れるように構成されている。冷却回路３６が、末端３６
Ｂより前方に配置された入口３６Ａを含み、蛇行冷却流
３５が、前縁２０から後縁２２まで後方に翼弦方向の流
れ方向４３に流れて、燃焼ガス３２から加わる熱負荷に
一層よく釣合うようにすると共に、エーロフォイル１２
に対する熱負荷に対して蛇行冷却流３５を一層効果的に
調整し、エーロフォイルを更に効果的に冷却する。
【００２２】蛇行冷却回路３６が、図６に示すように、
翼弦方向に離隔した内部リブ３４によって分離された縦
方向に延在する蛇行流路４０を含む。図６は翼弦方向に
離隔した４つの内部リブ３４によって区切られた縦方向
に延在する３つの蛇行流路４０を有する３回パス蛇行冷
却回路３６を示しているが、更に多くの蛇行流路又はパ
スを用いてもよい。
【００２３】図６に示す実施形態では、蛇行冷却回路３
６が前縁２０及び後縁２２の間でエーロフォイル１２の
翼弦中央領域Ｍ（図１にも全体的に示してある）に配置
されているが、これは経験によると、エーロフォイル１
２の最高の熱入力が、エーロフォイル先端２８近くの翼
弦中央領域で、例えば正圧面の壁１６上にあることが判
ったからである。明細書の冒頭で述べたように、燃焼ガ
ス３２に対する中心ピークを有する温度分布は、半径方
向の移動があるにしても、スパン高さの約７０％乃至約
８５％の範囲内のエーロフォイル１２の正圧面の壁１６
上に最高温度を生ずる。
【００２４】更に蛇行冷却回路３６が１つの蛇行流路４
０を含み、これは半径方向上向きに、半径方向外側の第
１の旋回流路３７Ａまで延在する入口流路４０Ａとして
作用する。次の流路は中間流路４０Ｂであり、これは冷
却空気を半径方向内向きに半径方向内側の第２の旋回流
路３７Ｂに差向け、この旋回流路３７Ｂが第３の蛇行流
路に供給し、この第３の蛇行流路が末端出口流路４０Ｃ
として作用し、半径方向上向きに延在して、先端外壁３
１より半径方向内側の横方向横道リブ４５のところで終
端し、その間に横方向通路４７を形成する。
【００２５】中空エーロフォイル１２は、縦方向に延在
する第１及び第２の側壁インピンジメントチャンバー６
０、６２を有し、これらが、正圧面の壁１６と、蛇行冷
却回路３６の夫々中間流路４０Ｂ及び出口流路４０Ｃを
区切る第１及び第２の内壁５２及び５４との間に設けら
れている。夫々第１及び第２の内壁５２及び５４は、全
体的に隣接する横方向リブ３４の間を延在する。冷却空
気４２が、蛇行冷却回路３６にある蛇行冷却流３５から
インピンジメント冷却開口５０によって夫々第１及び第
２の側壁インピンジメントチャンバー６０及び６２に導
入される。インピンジメント冷却開口５０が、前側の第
１の側壁インピンジメントチャンバー６０に沿った一層
高い熱入力負荷、並びに後側の第２の側壁インピンジメ
ントチャンバー６２に沿った相対的にそれより低い熱入
力負荷に対処するのに適当な分量の冷却空気４２を独立
に計量し、第１及び第２の側壁インピンジメントチャン
バーに沿った正圧面の壁１６のインピンジメント冷却を
強める。図７は、夫々第１及び第２の側壁インピンジメ
ントチャンバー６０及び６２を通るインピンジメントチ
ャンバー分割線４９に沿って平たく延ばしたエーロフォ
イル１２を例示している。
【００２６】第１及び第２の側壁インピンジメントチャ
ンバー６０及び６２が、プラットフォーム３０の半径方
向外側のプラットフォーム面３０Ｓの直ぐ下まで、半径
方向内向きに延在する。第１の側壁インピンジメントチ
ャンバー６０は半径方向外向きに延在して、先端外壁３
１で終端する。先端外壁３１にある少なくとも１つの先
端冷却孔５９が第１の側壁インピンジメントチャンバー
６０から先端外壁３１を通抜ける。先端外壁、特にエー
ロフォイルのスクイーラ先端に先端冷却孔を使うことは
周知である。第２のインピンジメント側壁チャンバー６
２が半径方向外向きに延在して、先端外壁３１で終端す
ると共に、同じく先端外壁３１に先端冷却孔５９を有す
る。第１の側壁インピンジメントチャンバー６０と異な
り、第２の側壁インピンジメントチャンバー６２は横方
向延長部を有し、これが図８に更に詳しく示された横方
向通路４７である。この横方向延長部が横方向横道リブ
４５のところで末端チャンネル４０Ｃより半径方向外側
にあり、先端外壁３１にある先端冷却孔５９を中心に位
置ぎめしている。若干のインピンジメント冷却開口５０
が、末端チャンネル４０Ｃから横方向通路４７へ冷却空
気を差向けるように位置ぎめされている。第１及び第２
の側壁インピンジメントチャンバー６０及び６２の半径
方向外側端に先端冷却孔５９を配置することにより、ス
クイーラ形エーロフォイル先端２８に対する冷却空気の
制御及び計量を更によくすることが出来る。
【００２７】エーロフォイルスクイーラ先端が、夫々第
１及び第２の側壁インピンジメントチャンバー６０及び
６２から、並びに夫々前側及び後側供給流路４１Ａ及び
４１Ｂからスクイーラ先端空所３３へ通ずる場所で、先
端外壁３１にある先端冷却孔５９によって冷却される。
先端外壁３１は、蛇行冷却回路の流路の外側の大部分、
インピンジメントチャンバー及び高圧チャンバーのキャ
ップにもなる。
【００２８】本発明の好ましい実施形態では、夫々第１
及び第２の内壁５２及び５４、夫々１番前側及び１番後
側のスパンリブ７１及び７５、及び横方向リブ３４が外
壁１５と一板板で鋳造されるが、本発明はこのような構
成を必要としない。本発明の好ましい実施形態の別の特
徴は、全ての内壁及びリブは夫々、そのスパン方向の全
長に沿って、中心線１１に対して一定の角度で構成され
ていることである。この特徴が図２、３及び４に示され
ており、第１及び第２の内壁５２及び５４が、中心線１
１に対して、夫々一定の第７及び第８のリブ角度Ｒ７及
びＲ８に保たれ、１番前側及び１番後側のスパンリブ７
１及び７５が中心線１１に対して夫々一定の第１及び第
６のリブ角度Ｒ１及びＲ６に保たれ、４つの横方向リブ
３４が中心線１１に対して、夫々下流側に引続いて一定
の第２、第３、第４及び第５のリブ角度Ｒ２、Ｒ３、Ｒ
４及びＲ５に保たれている。エーロフォイル１２の内壁
及びリブを一板板に鋳造することは、エーロフォイル１
２を鋳造するコスト及び複雑さを少なくするように設計
されている。こういう特徴により、鋳型集成体から一体
の中子を作ることが出来る。この一定のリブ角度という
特徴は、真っ直ぐな並びに捩れたエーロフォイルに対す
るものであると共に、スタッキング線ＳＬが軸方向並び
に／又は円周方向に湾曲しているように軸方向並びに／
又は円周方向に湾曲したエーロフォイルに対するもので
ある。
【００２９】リブ角度を一定に保つと共に捩れエーロフ
ォイル２０を使う結果として、第１の内壁５２が、特に
図２に更によく示されているように、エーロフォイル先
端２８の周りにあるエーロフォイル１２の部分で、夫々
正圧面及び負圧面の壁１６及び１８の間を延在する。こ
れによって、冷却流３５との干渉又はその妨害を防ぐの
に十分な区域が外側の第１の旋回流路３７Ａのところに
得られる。好ましい実施形態の中空エーロフォイル１２
は３回パス形の蛇行冷却回路３６及び２つのインピンジ
メントチャンバーの場合を示してあるが、この他の変
形、特に、３回よりも多くのパスを有し、従って蛇行流
路４０が３つよりも多い蛇行冷却回路３６並びに２つ又
は更に多くのインピンジメントチャンバーも用いること
が出来る。
【００３０】前縁冷却高圧チャンバー７０が１番前側の
スパンリブ７１（これは前縁ブリッジとも呼ぶ）及び外
壁１５の前縁２０の間に形成される。後縁冷却高圧チャ
ンバー７２が１番後側のスパンリブ７５及び外壁１５の
後縁２２の間に形成される。１番前側のスパンリブ７１
にある冷却空気吐出開口７４が前側供給流路４１Ａから
の冷却空気を前縁冷却高圧チャンバー７０に供給し、そ
こから冷却空気が普通の前縁シャワーヘッド冷却孔４４
に流れる。１番後側のスパンリブ７５にある冷却空気吐
出開口７４は、後縁２２のインピンジメント冷却をする
ように設計することが好ましいが、後側供給流路４１Ｂ
からの冷却空気を後縁冷却高圧チャンバー７２に供給
し、そこから冷却空気が、図示のように、好ましくは冷
却溝孔４６の形をした普通の後縁冷却開口に流れる。こ
れは、夫々前縁及び後縁２０、２２を冷却する為に使わ
れる。
【００３１】エーロフォイルは、外壁１５の正圧面及び
負圧面の壁１６、１８の両方に沿ってフィルム冷却孔４
８を有し得る。フィルム冷却孔４８が、前縁及び後縁２
０、２２の間のエーロフォイルの翼弦中央部分に沿って
外壁１５に設けられる。フィルム冷却孔４８は、エンジ
ンの中心線１１に対して下流側並びに半径方向外向きに
複合角度にすることが好ましく、第１及び第２の側壁イ
ンピンジメントチャンバー６０、６２から外壁１５を通
る。別の特定の実施形態では、特に図面に示していない
が、エーロフォイル１２は、正圧面の壁１６だけにフィ
ルム冷却孔を設け、負圧面の壁１８にフィルム冷却孔を
設けなくてもよい。
【００３２】本発明は、インピンジメントチャンバーに
隣接する外壁１５の特に高温の部分のインピンジメント
冷却の為、並びにフィルム冷却の為に使われる冷却空気
を供給する。インピンジメント冷却は非常に効率がよ
く、蛇行冷却流３５を後方又は下流側の方向に流すこと
により、正圧面の壁１６のより上流側にあってより高温
の部分に沿って、蛇行冷却回路３６内の比較的可成り低
温の冷却空気を使い、こうしてエーロフォイルの冷却効
率を最大にすることが出来る。これによって、蛇行冷却
回路３６の蛇行冷却流３５として使われる冷却空気４２
の量を、この領域に於ける熱入力負荷に対処するのに必
要な分だけに減らすことが出来る。蛇行冷却回路３６内
の蛇行冷却流３５から第１及び第２の側壁インピンジメ
ントチャンバー６０、６２に導入される冷却空気４２
は、より前側の第１の側壁インピンジメントチャンバー
６０に沿った一層高い熱負荷入力、並びにより後方にあ
る第２の側壁インピンジメントチャンバー６２に沿った
相対的に一層少ない熱入力負荷に対処するのに適当な量
の冷却空気４２を供給するように、独立に計量すること
が出来る。こうすると、従来行われていたように、それ
らの領域の過冷却をせずに、そういうことが出来る場合
はより少ない合計の冷却空気４２を使って、エーロフォ
イルの軸方向又は翼弦方向にエーロフォイル１２を選択
的に冷却することが出来る。従って、冷却空気４２がよ
り効率的に使われ、圧縮機から分流される冷却空気がよ
り少なくなり、ガスタービンエンジンの全体的な動作効
率を高める。
【００３３】エーロフォイル１２は、周知の乱流部材又
はピン（図に示していない）のような冷却作用を強める
この他の任意の普通の特徴を有していてもよい。技術と
しては周知の熱障壁被覆ＴＢＣを使って、エーロフォイ
ル１２の熱特性を改善することが出来る。
【００３４】本発明を図面に示した一例のタービンブレ
ード１０について説明したが、本発明は同様なエーロフ
ォイルを有するタービンノズル翼にも使うことが出来、
これも、燃焼ガス３２の半径方向に加わる温度分布に一
層よく釣合うように選択的なスパン方向の冷却の利点を
享受することが出来る。後方に流れる蛇行冷却回路３６
及び第１及び第２の側壁インピンジメントチャンバー６
０、６２は、普通の多重パス蛇行通路に使われる従来の
鋳造方法を用いて、容易に製造することが出来る。
【００３５】本発明の好ましい実施形態と考えられるも
のを説明したが、以上の説明から、当業者には、本発明
のこの他の変更は明らかであろう。従って、特許請求の
範囲は、本発明の範囲内に属するこのようなすべての変
更を包括することを承知されたい。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のエーロフォイルを用いたガスタービン
エンジンのタービンローターブレードの斜視図。
【図２】図１のエーロフォイルを線２−２で切ったエー
ロフォイル先端の簡略断面図。
【図３】図１のエーロフォイルを線３−３で切ったエー
ロフォイルのスパン中央部の簡略断面図。
【図４】図１のエーロフォイルを線４−４で切ったエー
ロフォイルのハブの簡略断面図。
【図５】図４のエーロフォイルの拡大断面図。
【図６】一例のガスタービンエンジンのエーロフォイル
をその内部の下流側に向かって流れる蛇行冷却回路の中
心線に沿って平たく延ばした断面図。
【図７】下流側に向かって流れる蛇行冷却回路から供給
されるインピンジメント冷却チャンバーの中心線に沿っ
て平たく延ばした、エーロフォイルを図５の線７−７で
切った断面図。
【図８】エーロフォイルの先端部分を図５の線８−８で
切った簡略断面図。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 リチャード・ウィリアム・ジェンドリック ス アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、ヒルクレスト・ドライブ、446番

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 エーロフォイル（１２）の翼弦方向に離
    隔した前縁と後縁（２０、２２）で一つにつながった幅
    方向に離隔した正圧面と負圧面の壁（１６、１９）を有
    していて、縦方向にエーロフォイル根元（１４）からエ
    ーロフォイル先端（２８）まで延在するエーロフォイル
    外壁（１５）と、 幅方向には正圧面と負圧面の壁（１６、１９）の間に延
    在した複数の縦方向に延在する内部リブ（３９）を有す
    る少なくとも１つの内部蛇行冷却回路（３６）とを備え
    てなり、 上記１以上の内部蛇行冷却回路（３６）が縦方向に延在
    する内部リブ（３９）の間に複数の縦方向に延在する蛇
    行流路（４０）を有し、 上記蛇行冷却回路（３６）が入口（３６Ａ）と末端（３
    ６Ｂ）を含んでいて、上記末端（３６Ｂ）が上記入口
    （３６Ａ）の後方に配置されていて、前記蛇行回路内で
    前記前縁（２０）から前記後縁（２２）まで後ろ向きの
    翼弦方向の流れ方向を有し、 更に、前記蛇行冷却回路（３６）と下流側に流体が連通
    する少なくとも１つの縦方向に延在する第１の側壁イン
    ピンジメントチャンバー（６０）を備えてなり、該側壁
    インピンジメントチャンバー（６０）が前記側壁の内の
    １つ及び前記蛇行冷却回路（３６）を区切る第１の内壁
    （５２）の間に配置されている、ガスタービンエンジン
    エーロフォイル。
  2. 【請求項２】 更に、前記蛇行流路の内の１つ（４０）
    と前記側壁インピンジメントチャンバー（６０）の間で
    前記第１の内壁（５２）を通る複数の第１のインピンジ
    メント冷却開口（５０）を有する請求項１記載のガスタ
    ービンエンジンエーロフォイル。
  3. 【請求項３】 前記１つの側壁が前記正圧面の壁であ
    り、更に、前記第１の側壁インピンジメントチャンバー
    （６０）から前記正圧面の壁（１６）を通る第１の複数
    の側壁フィルム冷却孔（４８）を有する請求項２記載の
    ガスタービンエンジンエーロフォイル。
  4. 【請求項４】 更に、前記蛇行冷却回路（３６）と下流
    側に流体が連通する縦方向に延在する第２の側壁インピ
    ンジメントチャンバー（６２）を備えてなり、該第２の
    側壁インピンジメントチャンバー（６２）が前記１つの
    側壁及び前記蛇行冷却回路（３６）を区切る第２の内壁
    （５９）の間に配置され、前記第１の複数の側壁フィル
    ム冷却孔（４８）が前記第２の側壁インピンジメントチ
    ャンバー（６２）から前記正圧面の壁（１６）を通抜け
    ている請求項３記載のガスタービンエンジンエーロフォ
    イル。
  5. 【請求項５】 前記第１の内壁（５２）が１番目の前記
    蛇行流路（４０）及び前記第１の側壁インピンジメント
    チャンバー（６０）の間で前記第１の内壁（５２）内に
    第１のインピンジメント冷却孔（５０）を有し、前記第
    ２の内壁（５９）が２番目の前記蛇行流路（４０）及び
    前記第２の側壁インピンジメントチャンバー（６２）の
    間で前記第２の内壁（５９）内に第２のインピンジメン
    ト冷却開口（５０）を有している請求項４記載のガスタ
    ービンエンジンエーロフォイル。
  6. 【請求項６】 更に、前記前縁及び後縁（２０、２２）
    に沿った前縁及び後縁冷却高圧チャンバーを備えてな
    り、該前縁冷却高圧チャンバーは前記内部蛇行冷却回路
    （３６）より前方に配置された前側供給流路（４１Ａ）
    の前縁スパンリブ（７１）を通る前縁供給開口（７４）
    を有し、複数の前縁冷却開口（４４）が前記前縁冷却高
    圧チャンバーから前記前縁（２０）に沿って前記外壁を
    通抜け、前記後縁冷却高圧チャンバーは前記内部蛇行冷
    却回路（３６）の後方に配置された後側供給流路（４１
    Ｂ）の後縁スパンリブ（７５）を通る後縁供給開口（７
    ８）を有し、複数の後縁冷却開口（４６）が前記後縁冷
    却高圧チャンバーから前記後縁（２２）で前記外壁を通
    抜けている請求項５記載のガスタービンエンジンエーロ
    フォイル。
  7. 【請求項７】 前記インピンジメントチャンバー（６
    ０、６２）の内の少なくとも１つから前記エーロフォイ
    ル先端（２８）の縦方向外側の先端壁（３１）を通る少
    なくとも１つの先端冷却孔（５９）を備えてなり、前記
    エーロフォイル先端（２８）は前記外側先端壁（３１）
    から縦方向外向きにその周縁に沿って延在するスクイー
    ラ壁を有するスクイーラ先端であって、スクイーラ先端
    空所（３３）を形成している請求項６記載のガスタービ
    ンエンジンエーロフォイル。
  8. 【請求項８】 更に、前記インピンジメントチャンバー
    （６０、６２）の内の前記１つの横方向延長部（４７）
    を備えてなり、該延長部（４７）は前記蛇行冷却回路
    （３６）の前記末端（３６Ｂ）の半径方向外側にあり、
    前記１つの先端冷却孔（５９）が前記延長部（４７）か
    ら前記先端壁（３１）を通抜けている請求項７記載のガ
    スタービンエンジンエーロフォイル。
  9. 【請求項９】 前記内部リブ（３９）及び前記第１の内
    壁（５２）が中心線に対して対応するリブ角度（Ｒ１−
    Ｒ８）を有し、各々のリブ角度（Ｒ１−Ｒ８）が前記根
    元から前記先端まで、縦方向に一定である請求項６記載
    のガスタービンエンジンエーロフォイル。
  10. 【請求項１０】 前記内部リブ（３９）及び前記第１の
    内壁（５２）が中心線に対して対応するリブ角度（Ｒ１
    −Ｒ８）を有し、各々のリブ角度（Ｒ１−Ｒ８）が前記
    根元から前記先端まで、縦方向に一定である請求項１記
    載のガスタービンエンジンエーロフォイル。
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