JP6435188B2 - タービン翼における構造的構成および冷却回路 - Google Patents

Description

本発明はタービンエーロフォイルに関し、さらに詳しくは、エーロフォイルを冷却するために空気のような流体を通過させるための内部チャネルを有する、動翼または静翼のような中空タービンエーロフォイルに関する。

燃焼またはガスタービンエンジン（以下、「ガスタービンエンジン」）は圧縮機、燃焼器、およびタービンを含む。当分野で周知の通り、圧縮機で圧縮された空気は燃料と混合され、燃焼器で点火され、次いでタービンを介して膨張されてパワーを生成する。タービン内の構成部品、特に周方向に配列された動翼および静翼は、そこで消費される燃焼生成物の極めて高い温度および圧力によって特徴付けられる過酷な環境にさらされる。反復的熱サイクルのみならずこの環境の極端な温度および機械的応力にも耐えるために、エーロフォイルは頑健な構成を有し、かつ積極的に冷却しなければならない。

理解されるであろうが、タービン動翼および静翼はしばしば、冷却材、典型的には圧縮機から抽気される空気が循環する冷却システムを形成する内部通路または回路を含む。そのような冷却回路は典型的にはエーロフォイルのための必要な構造的支持をもたらす内部リブによって形成され、かつエーロフォイルを許容温度プロファイル内に維持するように設計された複数の流路を含む。これらの冷却回路を通過する空気はしばしば、エーロフォイルの前縁、後縁、負圧側、および正圧側に形成される膜冷却開口を介して排出される。

ファイヤリング温度が上昇するにつれてガスタービンエンジンの効率が高まることは、理解されるであろう。このため、ますます高くなる温度にタービン翼が耐えることを可能にする技術的進歩が絶えず要求される。これらの進歩は時には、より高い温度に耐えることのできる新しい素材を含むが、同程度の頻度で、翼構造および冷却能力を増強するように高めるように、エーロフォイルの内部構成を改良することを含む。しかし、冷却材の使用はエンジンの効率を低下させるので、冷却材の使用レベルの増大に過度に依存しすぎる新しい構成は単に、１つの非効率性を別の非効率性に置き換えるだけである。その結果、冷却材の効率を改良する内部エーロフォイル構成および冷却材循環を提供する、新しいエーロフォイルの設計が絶えず要求され続ける。

内部冷却されるエーロフォイルの設計をさらに複雑にする考慮事項は、動作中にエーロフォイルの内部構造と外部構造との間に生じる温度差である。すなわち、典型的にはエーロフォイルの外壁は動作中、高温ガス経路にさらされるため、例えば両側に画定された通路を冷却材が流れる内部リブの多くよりずっと高い温度状態にある。実際、一般的なエーロフォイル構成は、長い内部リブが正圧側および負圧側の外壁と平行に走る「四壁」配列を含む。高い冷却効率は、四壁配列に形成された壁近傍流路によって達成することができることが知られているが、外壁は内壁よりかなり高レベルの熱膨張を経験する。この不均衡な膨張は内部リブと外壁とが接触する部位に応力を発生させ、それは低サイクル疲労を引き起こし、翼の寿命を縮めるおそれがある。そこで、冷却材をより効率的に使用する一方で、内部および外部領域間の不均衡な熱膨張によって生じる応力をも低減するエーロフォイル構造の開発は依然として、重要な技術産業の目標である。

米国特許出願公開第２０１３／００５６１４３号明細書

したがって、本願は、前縁および後縁に沿って接続されかつそれらの間に冷却材の流れを受け入れるための径方向に延びるチャンバを形成する凹状正圧側外壁および凸状負圧側外壁によって画定される、エーロフォイルを有するタービン翼を記載する。タービン翼はさらに、チャンバを仕切りかつ第１側面および第２側面を有する流路を画定する、リブ構成を含むことができる。流路は第１側面に形成されたポートを含むことができる。ポートの中心軸線を流路に投射すると、流路の第２側面に打撃点を画定することができる。流路の第２側面に、打撃点を包含するように後方打撃凹所を配置することができる。

本願のこれらおよび他の特徴は、図面および添付の特許請求の範囲に照らして、好適な実施形態についての以下の詳細な説明を検討することにより、明確になるであろう。

本発明のこれらおよび他の特徴は、添付の図面に照らし合わせて、本発明の例示的実施形態についての以下のより詳細な説明を注意深く考察することによって、より完全に理解かつ評価されるであろう。

本願の特定の実施形態を使用することのできる例示的タービンエンジンの略図である。 図１の燃焼タービンエンジンの圧縮機セクションの断面図である。 図１の燃焼タービンエンジンのタービンセクションの断面図である。 本発明の実施形態を採用することのできる種類のタービン動翼の斜視図である。 従来の設計に係る内壁またはリブ構成を有するタービン動翼の横断面図である。 本発明の実施形態に係る内壁構成を有するタービン動翼の横断面図である。 本発明の特定の態様に係る内壁またはリブ構成を有するタービン動翼の横断面図である。 本発明の代替的実施形態に係るエーロフォイルの横断面図である。 本発明の代替的実施形態に係るエーロフォイルの横断面図である。 本発明の代替的実施形態に係るエーロフォイルの横断面図である。

最初の問題として、本発明を明確に説明するために、ガスタービンエンジン内の関連機械構成部品に言及しかつ説明するときに、特定の専門用語を選択することが必要になる。これを行うときに、可能ならば、共通工業用語をその受け入れられている意味と矛盾しないように使用する。特に断らない限り、そのような用語に対し、本願および添付の特許請求の範囲に記載する請求項の範囲と矛盾しない広義の解釈を与えるべきである。往々にして特定の構成部品は、幾つかの異なる用語または部分的に重なり合う用語を使用して言及されることを、当業者は理解されるであろう。本書で単一の部品として記載されるものが、別の文脈では複数の構成部品を含み、あるいは複数の構成部品から構成されると言及されることがある。代替的に、本書で複数の構成部品を含むと記載されるものが、別のところでは単一の部品として言及されることがある。したがって、本発明の範囲を理解する上で、本書に提示する専門用語および記載にだけ注意を払うのではなく、構成部品の構造、構成、機能、および／または使用法にも注意を払うべきである。

加えて、本書では幾つかの記述用語が常用されており、本節の始めにこれらの用語を定義することが有用であろう。これらの用語およびそれらの定義は、特に断らない限り、次の通りである。本書で使用する場合、「下流」および「上流」は、作動流体のような流体のタービンエンジン中の流れ、または例えば燃焼器中の空気の流れ、またはタービンの構成部品システムの１つにおける冷却材の流れに関連する方向を示す用語である。用語「下流」は流体の流れの方向に対応し、用語「上流」は流れとは反対の方向を指す。用語「前方」および「後方」は、これ以上特定することなく、方向を指しており、「前方」はエンジンの前部または圧縮機側端部を指し、「後方」はエンジンの後部またはタービン側端部を指す。中心軸線に関して異なる径方向位置にある部品について記載することがしばしば必要になる。用語「径方向」とは、軸線に対して直角な動きまたは位置を指す。このような場合に、第１構成部品が軸線に対し第２構成部品より近くに存在するならば、本書では、第１構成部品が第２構成部品の「径方向内側に」または「中心寄りに」あると記載する。他方、第１構成部品が軸線から第２構成部品より遠くに存在するならば、本書では、第１構成部品が第２構成部品の「径方向外側に」または「外寄りに」あると記載することができる。用語「軸線方向」とは軸線と平行な動きまたは位置を指す。最後に、用語「周方向」とは、軸線を中心とする動きまたは位置を指す。そのような用語がタービンの中心軸線に関連して適用されることは理解されるであろう。

背景として、ここで図を参照すると、図１から図４は、本願の実施形態を使用することのできる例示的燃焼タービンエンジンを示す。本発明がこの特定の種類の使用に限定されないことを、当業者は理解されるであろう。本発明は、発電所、航空機に使用されるような燃焼タービンエンジンのみならず、他のエンジンタイプにも使用することができる。提示する実施例は、特に断らない限り、限定を意味するものではない。

図１は燃焼タービンエンジン１０の略図である。一般的に、燃焼タービンエンジンは、圧縮空気流中の燃料の燃焼によって生じる高温ガスの加圧された流れからエネルギを抽出することによって動作する。図１に示すように、燃焼タービンエンジン１０は、共通シャフトまたはロータによって下流タービンセクションまたはタービン１３に機械的に連結された軸流圧縮機１１、および圧縮機１１とタービン１３との間に位置する燃焼器１２により構成することができる。

図２は、図１の燃焼タービンエンジンで使用することのできる例示的多段軸流圧縮機１１の略図を示す。図示する通り、圧縮機１１は複数の段を含むことができる。各段は、１列の圧縮機動翼１４に続いて１列の圧縮機静翼１５を含むことができる。こうして、第１段は、中心シャフトを中心に回転する１列の圧縮機動翼１４に続いて、動作中静止したままの１列の圧縮機静翼１５を含むことができる。

図３は、図１の燃焼タービンエンジンで使用することのできる例示的タービンセクションまたはタービン１３の部分図を示す。タービン１３は複数の段を含むことができる。３つの例示的段が示されているが、それ以上またはそれ以下の段がタービン１３に存在することができる。第１段は、動作中にシャフトを中心に回転する複数のタービンバケットまたはタービン動翼１６、および動作中に静止し続ける複数のノズルまたはタービン静翼１７を含む。タービン静翼１７は一般的に相互に周方向に間隔を置いて配置され、回転軸線の周りに固定される。タービン動翼１６は、シャフト（図示せず）を中心に回転するようにタービンホイール（図示せず）に取り付けることができる。タービン１３の第２段も示されている。第２段は同様に、周方向に間隔を置いて配置された複数のタービン静翼１７に続いて、周方向に間隔を置いて配置され、回転するようにタービンホイールにも取り付けられた複数のタービン動翼１６を含む。第３段もまた図示されており、同様に複数のタービン静翼１７および動翼１６を含む。タービン静翼１７およびタービン動翼１６はタービン１３の高温ガス経路内に位置することを理解されたい。高温ガス経路内の高温ガスの流れの方向は矢印によって示される。当業者が理解される通り、タービン１３は、図３に示された段より多数、または場合によってはより少数の段を含むことができる。各追加段は、１列のタービン静翼１７の後に続いて１列のタービン動翼１６を含むことができる。

動作の一実施例では、軸流圧縮機１１内の圧縮機動翼１４の回転は空気の流れを圧縮することができる。燃焼器１２では、圧縮空気が燃料と混合されて点火されたときに、エネルギが放出される。結果的に得られる燃焼器１２からの高温ガスの流れは作動流体と呼ぶことができ、それは次いでタービン動翼１６の上に向けられ、作動流体の流れは、シャフトを中心とするタービン動翼１６の回転を誘発する。それにより、作動流体の流れのエネルギは、動翼の機械的エネルギ、および動翼とシャフトとの間の連結のため回転シャフトの機械的エネルギに変換される。シャフトの機械的エネルギは次いで、圧縮機動翼１４の回転を駆動して、圧縮空気の必要な供給が生成され、かつ例えば発電機が電力を生成するために使用することができる。

図４は、本発明の実施形態を使用することのできるタイプのタービン動翼１６の斜視図である。タービン動翼１６は、それによって動翼１６がロータディスクに取り付けられる根元２１を含む。根元２１は、ロータディスクの外周における対応するダブテールスロットに取り付けるために構成されたダブテールを含むことができる。根元２１はさらに、ダブテールとプラットホーム２４との間に延びるシャンクを含むことができ、それはエーロフォイル２５と根元２１の接合部に配置され、タービン１３中の流路の内部境界の一部分を画定する。エーロフォイル２５が、作動流体の流れを遮断しかつロータディスクの回転を誘発する動翼１６の能動的構成部品であることは、理解されるであろう。この実施例の翼はタービン動翼１６であるが、本発明が、タービン静翼１７を含め、タービンエンジン１０内の他のタイプの翼にも適用することができることは、理解されるであろう。動翼１６のエーロフォイル２５は、対向する前縁および後縁２８、２９それぞれの間に軸線方向に延びる、凹状正圧側外壁２６と周方向または横方向に対向する凸状負圧側外壁２７とを含むことが分かる。側壁２６および２７はまた、径方向にプラットホーム２４から外側先端３１まで延びる。（本発明の適用がタービン動翼に限定されず、静翼にも適用可能であることは理解されるであろう。本書に記載する幾つかの実施形態における動翼の利用は、特に断らない限り、例示である。）
図５は、従来の設計を有する動翼エーロフォイル２５に見られる内壁構成を示す。図示する通り、エーロフォイル２５の外面は比較的薄い正圧側外壁２６および負圧側外壁２７によって画定することができ、複数の径方向に延びかつ交差するリブ６０を介して相互接続することができる。リブ６０はエーロフォイル２５に構造的支持を提供しながら、複数の径方向に延びて実質的に分離された流路４０をも画定するように構成される。典型的にはリブ６０は、エーロフォイル２５の径方向の高さの大部分にわたって流路を仕切るように径方向に延びるが、下でさらに詳述するように、流路は、冷却回路を画定するように、エーロフォイルの周縁に沿って接続することができる。すなわち、流路４０は、エーロフォイル２５の外縁または内縁で、それらの間に配置することのできる多数のより小さい横断通路または衝突開口（図示せず）を介して、流体連通することができる。このようにして、流路４０は一部は一緒に巻回または蛇行冷却回路を形成することができる。さらに、冷却材がそこを通って流路４０からエーロフォイル２５の外面上に放出される出口を提供する膜冷却ポート（図示せず）を含めることができる。

リブ６０は２つの異なるタイプを含むことができ、次いでそれらは、本書に提示するように、さらに細かく分割することができる。第１のタイプ、キャンバ線リブ６２は通常、エーロフォイルのキャンバ線と平行または略平行に延びる長いリブであり、キャンバ線とは、前縁２８から後縁２９まで伸長し、正圧側外壁２６と負圧側外壁２７との間の中心点を接続する基準線である。大抵の場合、図５の従来の構成は２つのキャンバ線リブ６２を含む。正圧側外壁２６から偏位しかつそれに近接することから正圧側内壁と呼ばれることもある正圧側キャンバ線リブ６３、および負圧側外壁２７から偏位しかつそれに近接することから負圧側内壁と呼ばれることもある負圧側キャンバ線リブ６４である。既述の通り、このタイプの設計は、２つの側壁２６、２７および２つのキャンバ線リブ６３、６４を含む４つの主要な壁が広く行き渡っているため、しばしば「四壁」構成を有すると言及される。外壁２６、２７、およびキャンバ線リブ６２が一体的構成部品として鋳造されることは理解されるであろう。

第２タイプのリブは本書では、横リブ６６と呼ばれる。横リブ６６は、四壁構成の壁と内部リブとを接続することが図示されている、より短いリブである。示した図示する通り、四壁は多数の横リブ６６によって接続することができ、横リブは、それぞれがどの壁を接続するかによってさらに分類される。本書で使用する場合、正圧側外壁２６を正圧側キャンバ線リブ６３に接続する横リブ６６は、正圧側横リブ６７と呼ばれる。負圧側外壁２７を負圧側キャンバ線リブ６４に接続する横リブ６６は、負圧側横リブ６８と呼ばれる。最後に、正圧側キャンバ線リブ６３を負圧側キャンバ線リブ６４に接続する横リブ６６は、中央横リブ６９と呼ばれる。

一般的に、エーロフォイル２５における四壁内部構成の目的は、エーロフォイル２５の外壁２６、２７に隣接するチャネルを冷却空気が流れる、効率的な壁近傍冷却をもたらすことである。壁近傍冷却は冷却空気がエーロフォイルの高温外面に近接するため有利であり、狭いチャネル内の流動を制限することによって達成される高い流速のため、結果的に得られる熱伝達係数が高くなることは理解されるであろう。しかし、そのような設計は、エーロフォイル２５内で経験される異なるレベルの熱膨張のため、低サイクル疲労を受け易く、それは最終的に動翼の寿命を短くする。例えば動作中に負圧側外壁２７は、負圧側キャンバ線リブ６４より大きく熱膨張する。この膨張差はエーロフォイル２５のキャンバ線の長さを増大させ、それによってこれらの構造物のみならず、それらを接続する構造物についても、それらの各々の間に応力を生じる傾向がある。加えて、正圧側外壁２６もまた、より低温の正圧側キャンバ線リブ６３より大きく熱膨張する。この場合、差はエーロフォイル２５のキャンバ線の長さを低減し、それによってこれらの構造物のみならず、それらを接続する構造物についても、それらの各々の間に応力を生じる傾向がある。一方ではエーロフォイルのキャンバ線を低減させる傾向があり、他方ではそれを増大させる傾向のある、エーロフォイル内の相反する力は、さらなる応力集中を導くことがあり得る。エーロフォイルの特定の構造的構成を前提としてこれらの力の様々な顕現の仕方、および次いで力を均衡させかつ補償する方法は、動翼１６の部品寿命の重要な決定要素になる。

さらに詳しくは、一般的なシナリオで、負圧側外壁２７は、高温ガス経路の高い温度にさらされることで熱膨張するので、その湾曲の頂点で外側に曲がる傾向がある。負圧側キャンバ線リブ６４が内壁であり、同レベルの熱膨張を経験せず、したがって外側に曲がるという同様の傾向を持たないことは理解されるであろう。次いでキャンバ線リブ６４は外壁２７の熱成長に抵抗する。従来の設計は、応従性をほとんどまたは全く示さない剛直な構造に形成されたキャンバ線リブ６２を有するので、その結果生じるこの抵抗および応力集中は相当な大きさになることがあり得る。問題を悪化させるのは、キャンバ線リブ６２を外壁２７に接続するために使用される横リブ６６が線形プロファイルで形成され、かつそれらが接続する壁に対して一般的に直角に向けられることである。このような場合、加熱された構造が著しく異なる率で膨張するときに、横リブ６６は外壁２７とキャンバ線リブ６４との間の「冷温」空間関係を基本的に固持する。したがって、構造物に「弾力性」がほとんどまたは全く組み込まれていないので、従来の構成は、構造物の特定の領域に集中する応力を取り除くのに適していない。したがって熱膨張差は、構成部品の寿命を短くする低サイクル疲労問題を生じる。

多くの様々な内部エーロフォイル冷却システムおよび構造的構成が過去に評価され、この問題を是正するために試みがなされてきた。１つのそのような手法は、温度差およびそれによって熱成長差が低減されるように、外壁２６、２７を過剰冷却することを提案している。しかし、これを一般的に達成する方法が、エーロフォイル中を循環する冷却材の両を増大することであることは理解されるであろう。冷却材は一般的に圧縮機から抽気される空気であるので、その使用の増大は、エンジンの効率に負の影響をもたらし、したがってそれは回避することが望ましい解決策である。他の解決策は、同量の冷却材を使用するがそれをより効率的に使用する、改良された製造方法および／またはより複雑な内部冷却構造の使用を提案した。これらの解決策は幾らか効果的であることが証明されているが、各々がエンジンの動作または部品の製造のいずれかに追加コストをもたらすものであり、従来の設計の構造的欠陥である根本問題に対し、エーロフォイルが動作中にどのように熱成長するかを踏まえて、直接対処するものではない。

本発明は一般的に、タービン翼のエーロフォイルでしばしば発生する不均衡な熱応力を緩和する、特定の湾曲形または半球形または正弦曲線状または波形の内部リブ（以下「波形リブ」）を教示する。この一般的な概念内で、本願はこれを達成することのできる幾つかのやり方を記載する。それは、波形キャンバ線リブ６２および／または横リブ６６のみならず、それらの間の特定のタイプの斜め接続をも含む。添付の特許請求の範囲に記載するように、別々にまたは組み合わせて使用することのできるこれらの新規構成が、応力集中が分散されかつ応力がそれによりうまく耐えることのできる他の構造領域に移される目標柔軟性を達成するように、エーロフォイル２５の内部構造物の剛性を低下させることは理解されるであろう。これは、例えば応力をより大きい面積に拡散する領域に移動させること、または一般的により好ましい、おそらく圧縮荷重に対し引張り応力を解放する構造を含むことができる。このようにして、寿命を短縮する応力集中および応力変形を回避することができる。

図６は、本発明の実施形態に係る内壁構造を有するタービン動翼１６の横断面図を提供する。特に、本発明の態様は、典型的には構造支持体としてだけでなく、中空エーロフォイル２５を実質的に分離された径方向に延びる流路４０であって、冷却回路を形成するために希望するように相互接続することのできる流路４０に分割する仕切りとしても使用される、リブ６０の構成を含む。これらの流路４０および流路が形成する回路は、特に冷却材の使用を目的とし、かつより効率的になるように、エーロフォイル２５中の冷却材の流れを方向付けるために使用される。本書に提示する実施例は、タービン動翼１６で使用されるものとして示されているが、同じ概念をタービン静翼１７に使用することもできることは理解されるであろう。一実施形態では、本発明のリブ構成は、波形プロファイルを有するキャンバ線リブ６２を含む。（本書で使用する場合、用語「プロファイル」は、図６の横断面図でリブが有する形状を指すことを意図している。）上述したキャンバ線リブ６２は、典型的にはエーロフォイル２５の前縁２８に近い位置から後縁２９に向かって延びる、より長いリブの１つである。これらのリブは、それらが辿る経路がエーロフォイル２５のキャンバ線と略平行であるため、「キャンバ線リブ」と呼ばれる。キャンバ線は、凹状正圧側外壁２６と凸状負圧側外壁２７との間の等距離にある点の集りを通してエーロフォイル２５の前縁２８と後縁２９との間に延びる基準線である。本発明によれば、「波形プロファイル」は、既述の通り、著しく湾曲し、正弦曲線的な形状のものを含む。換言すると、「波形プロファイル」は図６に示すように前後動する「Ｓ」字状プロファイルを示すものである。

波形プロファイルを持つように構成されたキャンバ線リブ６２のセグメントまたは長さは、設計基準に応じて変えることができる。提示する実施例では、波形キャンバ線リブ６２は典型的には、エーロフォイル２５の前縁２８の近傍位置からエーロフォイル２５のキャンバ線の中心点の先まで伸長する。キャンバ線リブ６２の波形部分は長さが短いが、本書に記載する同じタイプの性能上の利点を依然として達成することは、理解されるであろう。湾曲部の数だけでなく、キャンバ線リブ６２の波形セグメントの長さも同様に、最善の結果を達成するように変化させることができる。特定の実施形態では、本発明の波形キャンバ線リブ６２は、それに含まれる完全な前後動「Ｓ」字形状の数によって画定される。このタイプの好適な実施形態では、波形キャンバ線リブ６２は、少なくとも１つの連続的な前後動する「Ｓ」字形状を含む。別の実施形態では、波形キャンバ線リブ６２は、少なくとも２つの継続的かつ連続的な前後動する「Ｓ」字形状を含む。全長に対して、キャンバ線リブ６２の波形セグメントは、エーロフォイル２５のキャンバ線の長さのかなりの部分に延びることができる。例えば図６に示すように、好適な実施形態では、キャンバ線リブ６２の波形部分は、エーロフォイル２５のキャンバ線の全長の５０％を超える。換言すると、キャンバ線リブ６２の波形部分は、エーロフォイル２５の前縁２８から始まり、後方に向かってエーロフォイル２５の湾曲の頂点の充分に先まで延びる。性能上の利点を維持したまま、キャンバ線リブ６２の長さの少なくとも２５％の波形部分のような、より短い長さを使用することもできることは理解されるであろう。

その巻回プロファイルを前提として、波形キャンバ線リブ６２は、向かう方向が変動する経路を辿ることは理解されるであろう。本発明の波形キャンバ線リブ６２は依然として略円弧状経路を有し、それを横切ってリブが巻回されると記述することができ、この経路は通常、エーロフォイル２５の前縁２８付近の起点および後縁２９付近の終点から延びる。波形キャンバ線リブ６２の場合、エーロフォイル２５のキャンバ線に略平行な経路がこの略円弧状経路であることは理解されるであろう。

上述した図５の例えば四壁例のような多くの公知のエーロフォイル２５の構成は、２つのキャンバ線リブ６２を含む。このタイプの構成は、正圧側外壁２６の近くに存在する正圧側キャンバ線リブ６３および負圧側外壁２７の近くに存在する負圧側キャンバ線リブ６４を有すると記載することができる。本発明は、図６に示す通り、負圧側キャンバ線リブ６４および正圧側キャンバ線リブ６３が両方とも波形リブとして形成される構成を含むことができる。代替的実施形態では、これらのキャンバ線リブ６２の一方だけが波形プロファイルを有することができる。本発明が単一のキャンバ線リブ６２だけを有する構成にも使用することができることは、理解されるであろう。

２つのキャンバ線リブ６２を含むエーロフォイル２５では、正圧側キャンバ線リブ６３および負圧側キャンバ線リブ６４が中央流路４０を画定することは理解されるであろう。正圧側キャンバ線リブ６３および負圧側キャンバ線リブ６４の各々の波形プロファイルは、中央流路４０に対面するキャンバ線リブ６２の連続的セグメントによって取られる形状に対して画定することができる。すなわち、例えば、この中央流路４０に対して、キャンバ線リブ６２の波形プロファイルは２つの連続セグメントを含み、そこで第１凹状セグメントが第２凸状セグメントに移行すると記載することができる。代替的実施形態では、波形プロファイルは、４つ以上の連続セグメントを含むことができ、そこで第１凹状セグメントは第２凸状セグメントに移行し、第２凸状セグメントは第３凹状セグメントに移行し、第３凹状セグメントは第４凸状セグメントに移行する。

本発明の態様によると、エーロフォイルの内部構造は、エーロフォイルのキャンバ線の方向に沿って波形リブを含むことができる。このようにしてキャンバ線リブ６２をばねにすることにより、エーロフォイルの内部骨格の応従性を高め、性能上の利点が達成されるようにすることができる。加えて、エーロフォイル構造の横リブは、負荷経路をさらに柔軟にするだけでなく、リブ６２およびそれらが接続する外壁２６、２７との接続の応従性をも高めるように、湾曲させることができる。標準線形リブ設計は、内部冷却キャビティ壁とずっと高温の外壁との間のサーマルファイト（ｔｈｅｒｍａｌ ｆｉｇｈｔ）のため、高応力および低サイクル寿命を経験するが、本発明は、応力集中をよりうまく分散させることのできるばね様構造を提供し、それは本書に提示する通り、構成部品の寿命を向上するために使用することができる。

本発明の別の態様に目を向けると、図７は、本発明のこの他の態様を使用することのできる内壁またはリブ構成を有するエーロフォイルの横断面図を示す。図５と同様に、図７の構成は、大きい 流路４０がエーロフォイル２５の前縁２８と後縁２９との間に軸線方向に積層される従来の内部構成である。この追加の内部エーロフォイル構成は、内部に本発明の態様を使用することのできる追加の例示的セッティングとして提供され、図８に関連してさらに検討する。

当業者は、既設の内部冷却通路に接続することを意図して、特定の製造技術を使用してエーロフォイルの表面に穴を穿通させる場合、「後方打撃」が重要な考慮事項であることを理解されるであろう。すなわち、水噴射、研磨材噴射等のような特定の穿孔技術では、その流路への接続が最終的に行われるときに、大半の流路は、そのような穿孔技術が流路の後壁（すなわち流路で穿孔により形成されるポートに対向する壁）を打撃して損傷させることを防止するために必要な余裕を持たないので、それらの技術をどのようにエーロフォイルに適用するかという点で制限がある。これは、この問題について述べるときに、「後方打撃」という用語がしばしば使用される理由を説明している。より効率的な穿孔方法を使用することができないので、この問題は依然として懸念事項であり、エーロフォイルの冷却機能を増大させる際の費用対効果をしばしば制限する。そのような高温ガス経路に一般的な熱障壁コーティングがすでに施されている場合、後方打撃はそのようなコーティングを容易に損傷するので、懸念はさらに深まる。下述の通り、本発明は「後方打撃凹所」を形成することを含むので、必要な余裕が得られ、より効率的な穿孔技術を使用することが可能になる。タービン翼を形成するために使用される鋳造プロセスに内在する一般的な制約があるので、下述する内部対流キャビティの成形はこれまで推奨されなかったし、今も推奨されていないことを、当業者は理解されるであろう。したがって、本発明の特徴はまだ試行されていないが、下に示すように、ひとたびそれらの使用が綿密に検討されると、それらの価値は明白になる。理解される通り、本発明は、後方打撃の危険性が効率的に緩和されるように、タービンエーロフォイルの対流キャビティの成形を提供する。

図８から図１０に目を向けると、本発明に係る後方打撃凹所５６の実施形態を含む内部エーロフォイル構成の拡大横断面図が提供されている。各図に後方打撃凹所５６の２つの例示的実施形態が含まれることは理解されるであろう。一般的に、本書で使用する場合、後方打撃凹所５６とは、ポート５７に対して流路４０の側面または壁に位置する急激な陥凹である。後方打撃凹所５６は、対応するポート５７の形成中の後方打撃損傷の危険性を緩和するために設けられる。典型的には、後方打撃凹所５６ は、ポート５７が形成される壁に対向する壁に形成される。しかし、ポート５７の向きおよび流路４０の形状によっては、後方打撃凹所５６は、ポート５７が形成される面に隣接する流路４０の側面に形成されることもある。これらのタイプの構成の各々の実施例が図９に提供されていることは理解されるであろう。この図では、エーロフォイル２５の負圧側に沿って示すように、後方打撃凹所５６がポート５７を含む面に隣接する流路４０の側面に形成されている。図９のエーロフォイル２５の正圧側に沿って、後方打撃凹所５６は、ポート５７を含む面に対向する流路４０の側面に形成されている。いずれの場合も、ポート５７は典型的には、エーロフォイル２５の外面に形成された出口に流路４０を流体接続する通路である。そういうものとして、ポート５７は典型的には正圧側外壁２６または負圧側外壁２７のいずれかを貫通する。

対応するポート５７に対する後方打撃凹所５６の特定の位置決めは、次のように説明することができる。ポート５７は中心軸線５８を画定し、それを使用して対向壁に打撃点を画定することができる。具体的には、ポート５７の中心軸線５８はポート５７から流路４０を経て流路４０の別の面に交差するまで投射することができる。次いで、投射された中心軸線５８がこの他方の表面に交差する点に対して、後方打撃凹所５６を位置決めすることができることは理解されるであろう。それを「打撃点」と呼ぶことができる。関連ポート５７が上述した穿孔技術を用いて形成される場合に後方打撃の危険性が最も高い流路４０内の領域に関して、ポート５７の投射された中心軸線５８は正確な予測を提供するので、この位置決め技術が効果的であることは理解されるであろう。特定の実施形態によると、下述の通り、投射される中心軸線５８に沿ってポート５７のプロファイルを投射することができ、投射が流路４０の他方の表面上で交差する領域を使用して、後方打撃凹所５６の大きさおよび形状を効果的に決定することができる。

後方打撃凹所５６の大きさおよびプロファイルは、ポート５７の大きさおよびプロファイルに関連して構成することができる。既述の通り、ポート５７は、流路４０の側面の１つの表面に画定される口からエーロフォイル２５の外壁２６、２７ の１つまで延びることができる。ポート５７は口から外壁２６、２７を貫通してエーロフォイル２５の外面上の出口に向かって延びる。多少同様の仕方で、流路４０の対向面に形成された口から、後方打撃凹所５６は壁内に短い距離延びることができるが、ポート５７とは異なり、凹所の底が行き止まりになる。本発明の実施形態によると、後方打撃凹所５６の口は、ポート５７の口の断面積に相当する断面積を有するように構成することができる。特定の実施形態では、後方打撃凹所５６の口は、ポート５７の口の断面積より大きいか、わずかに大きい断面積を有するように構成される。さらに、後方打撃凹所５６の口のプロファイルの形状は、ポート５７の口のプロファイルの形状と同一形状を有するように構成することができる。好適な実施形態では、ポート５７の口および後方打撃凹所５６の口は両方とも円形の形状またはプロファイルを含む。後方打撃凹所５６は急斜面の陥凹として構成することができる。後方打撃凹所５６の底は、図に示すように、湾曲した凹面形状を有することができる。

図８から図１０に示す通り、本発明の実施形態は、エーロフォイル２５の異なる領域に後方打撃凹所５６を形成することを含む。同じく図示する通り、後方打撃凹所は、図１０に示すように波形プロファイルを有するリブを含む構成のみならず、図８および図９の従来の構成を含め、様々なタイプの内部構成に使用することができる。ポート５７は正圧側外壁２６または負圧側外壁２７のどちらかに形成することができる。そのような場合、後方打撃凹所５６はキャンバ線リブ６２または横リブ６６のどちらかに形成することができる。既述の通り、キャンバ線リブ６２は、上記考察で定義した波形プロファイルを含むことができる。

図１０に示す特定の実施形態によると、最小限のリブ厚さが維持されるように、隣接する流路４０にバンプアウト５９を設けることができる。図示すするように、バンプアウト５９もまた、ポート５７の中心軸線５８に関連して位置決めすることができる。

図８から図１０に表される通り、本発明の実施形態は細長い溝として形成された後方打撃凹所５６を含む。そのような場合、多数のポート５７をコレクティブ軸線に沿って間隔を置いて配置することができ、後方打撃凹所５６は、ポート５７のコレクティブ軸線に対応する溝として形成される。後方打撃凹所５６の溝の幅は、ポート５７の各々の口の幅よりわずかに大きくなるように構成することができる。後方打撃凹所の溝の幅もまた、その幅がより広い部分がポート５７の位置と一致するように変動可能にすることができる。好適な実施形態では、少なくとも１０個の径方向に間隔を置いて配置されたポート５７は、略直線状でありかつ径方向に向けられたコレクティブ軸線を画定する。この場合、後方打撃凹所５６は、同様に径方向に向けられた対応する直線状の溝として形成される。後方打撃凹所５６の溝は、急勾配の側面および湾曲した凹状の底を有する細長い陥凹として形成することができる。

幾つかの例示的実施形態に関連して上述した多くの様々な特徴および構成をさらに選択的に適用して、本発明の他の可能な実施形態を形成することができることを、当業者は理解されるであろう。簡潔を期すために、かつ当業者の能力を考慮に入れて、可能な繰返しを全て提供あるいは詳述したわけではないが、以下の幾つかの請求項またはその他によって包含される全ての組合せおよび可能な実施形態は、本願の一部であることが意図されている。加えて、本発明の幾つかの例示的実施形態の上記説明から、当業者は改善例、変化例、および変形例を思いつくであろう。当業者の技術の範囲内のそのような改善例、変化例、および変形例もまた、添付する特許請求の範囲に含まれることが意図されている。さらに、上記は記載した本願の実施形態のみに関連するものであり、かつ以下の特許請求の範囲およびその均等物によって定義される出願の精神および範囲から逸脱することなく、ここで多くの変化および変形を施すことができることは明白である。

１０ 燃焼タービンエンジン
１１ 圧縮機
１２ 燃焼器
１３ タービン
１６ タービン動翼
１７ タービン静翼
２１ 根元
２４ プラットホーム
２５ エーロフォイル
２６ 正圧側外壁
２７ 負圧側外壁
４０ 流路
５６ 後方打撃凹所
５７ ポート
５８ ポートの中心軸線
５９ バンプアウト
６０ リブ
６２ キャンバ線リブ
６６ 横リブ

Claims (16)

1. 前縁および後縁に沿って接続され、かつそれらの間に冷却材の流れを受け入れるための径方向に延びるチャンバを形成する、凹状正圧側外壁（２６）および凸状負圧側外壁（２７）によって画定されるエーロフォイル（２５）を備えたタービン翼であって、
   前記タービン翼は、
   前記チャンバを仕切りかつ第１側面および第２側面を有する流路（４０）を画定するリブ構成
   をさらに備え、
   前記流路（４０）は、前記第１側面に形成されたポート（５７）を含み、
   前記ポート（５７）の中心軸線（５８）の流路（４０）を介する投射は、前記流路（４０）の第２側面上に打撃点を画定し、
   前記流路（４０）の前記第２側面に、打撃点を包含するように後方打撃凹所（５６）が配置された、タービン翼。
2. 前記ポート（５７）は、前記流路（４０）の前記第１側面の表面に形成された口から前記エーロフォイル（２５）の外面に形成された出口まで延び、
   前記流路（４０）は壁近傍流路を有し、
   前記タービン翼はタービン動翼（１６）を備える、請求項１に記載のタービン翼。
3. 前記ポート（５７）は前記第１側面の表面に画定された口から前記第１側面内に延び、
   前記後方打撃凹所（５６）は前記第２側面の表面に画定された口から前記第２側面内に延びる、請求項１または２に記載のタービン翼。
4. 前記後方打撃凹所（５６）の前記口は、前記ポート（５７）の前記口の断面積に相当する断面積を含む、請求項３に記載のタービン翼。
5. 前記後方打撃凹所（５６）の前記口は前記ポート（５７）の前記口の断面積より大きい断面積を含む、請求項３に記載のタービン翼。
6. 前記後方打撃凹所（５６）の前記口のプロファイルは前記ポート（５７）の前記口のプロファイルと同一形状を有するように構成された、請求項３に記載のタービン翼。
7. 前記後方打撃凹所（５６）は底を有する急斜面の陥凹を含み、前記底は湾曲した凹面形状を有し、
   前記タービン翼はさらに、前記後方打撃凹所（５６）の周りに最小限のリブ（６０）厚さを維持するように構成されたバンプアウト（５９）を隣接流路に含む、請求項３に記載のタービン翼。
8. 前記ポート（５７）の前記口および前記後方打撃凹所（５６）の前記口は両方とも円形の形状を含む、請求項３に記載のタービン翼。
9. 前記第１側面および前記第２側面は前記流路（４０）の対向側面を含み、
   前記第１側面は前記エーロフォイル（２５）の正圧側外壁（２６）および負圧側外壁（２７）の１つを含み、
   前記第２側面はキャンバ線リブ（６２）を含み、
   前記キャンバ線リブ（６２）は波形プロファイルを含み、前記波形プロファイルでは前記キャンバ線リブ（６２）は少なくとも１つの連続的に形成された前後動する「Ｓ字」形状を含む、請求項３に記載のタービン翼。
10. 前記第１側面および前記第２側面は前記流路（４０）の隣接側面を含み、
    前記第１側面は正圧側外壁（２６）および負圧側外壁（２７）の１つを含み、
    前記第２側面は横リブ（６０）を含む、請求項３に記載のタービン翼。
11. 前縁および後縁に沿って接続され、かつそれらの間に冷却材の流れを受け入れるための径方向に延びるチャンバを形成する、凹状正圧側外壁（２６）および凸状負圧側外壁（２７）によって画定されるエーロフォイル（２５）を備えたタービン翼であって、
    前記タービン翼は、
    前記チャンバを仕切りかつ第１側面および第２側面を有する流路（４０）を画定するリブ構成
    をさらに備え、
    前記第１側面はポート（５７）を含み、前記ポート（５７）は、前記第１側面の表面に口を画定し、かつ前記第１側面の壁を直線状に貫通して延び、かつ中心軸線（５８）を画定し、
    前記第２側面は後方打撃凹所（５６）を含み、前記後方打撃凹所（５６）は、前記第２側面の表面に口を画定し、かつ前記第２側面の壁内に底まで延び、
    前記ポート（５７）の前記中心軸線（５８）に沿った前記ポート（５７）の前記口の断面形状の投射は、前記流路（４０）の前記第２側面の打撃領域を画定し、
    前記後方打撃凹所（５６）の前記口は、前記第２側面に画定された打撃領域に対応する、タービン翼。
12. 前記後方打撃凹所（５６）の前記口は前記ポート（５７）の前記口よりわずかに大きい面積を含み、
    前記後方打撃凹所（５６）の前記口は前記打撃領域を中心に同心円状に配設され、
    前記後方打撃凹所（５６）は底を有する急斜面の陥凹を含み、前記床は湾曲した凹面形状を有する、請求項１１に記載のタービン翼。
13. 前縁および後縁に沿って接続され、かつそれらの間に冷却材の流れを受け入れるための径方向に延びるチャンバを形成する、凹状正圧側外壁（２６）および凸状負圧側外壁（２７）によって画定されるエーロフォイル（２５）を備えたタービン翼であって、
    前記タービン翼は、
    前記チャンバを仕切りかつ第１側面および第２側面を有する流路（４０）を画定するリブ構成
    をさらに備え、
    前記第１側面はコレクティブ軸線に沿って間隔を置いて配置されたポート（５７）を含み、
    各ポート（５７）はそこに画定された中心軸線（５８）を含み、前記中心軸線（５８）は、前記流路（４０）を跨いで投射されたときに、前記流路（４０）の前記第２側面上に打撃点を画定し、
    前記第２側面は、各打撃点を含むように配置された１つ以上の後方打撃凹所（５６）を含む、タービン翼。
14. 前記１つ以上の後方打撃凹所（５６）は、前記ポート（５７）の前記コレクティブ軸線と平行に延びる溝を含み、
    前記後方打撃凹所（５６）の前記溝の幅は、前記ポート（５７）の各々の前記口の幅よりわずかに大きくなるように構成された、請求項１３に記載のタービン翼。
15. 前記第１側面は少なくとも１０個の径方向に間隔を置いて配置されたポート（５７）を含み、
    前記ポート（５７）の前記コレクティブ軸線は略直線状であり、かつ径方向に向けられ、
    前記１つ以上の後方打撃凹所（５６）は径方向に向けられた連続直線状溝を含む、請求項１３に記載のタービン翼。
16. 前記後方打撃凹所（５６）の前記溝は、急勾配の側面および湾曲した凹面状の底を含む、請求項１３に記載のタービン翼。