JP7467416B2

JP7467416B2 - タービン翼形部のためのハイブリッド楕円－円形後縁

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Publication number: JP7467416B2
Application number: JP2021509171A
Authority: JP
Inventors: ヴァンデプッテ、トーマス、ウィリアム
Original assignee: General Electric Technology GmbH
Current assignee: General Electric Technology GmbH
Priority date: 2018-09-12
Filing date: 2018-09-12
Publication date: 2024-04-15
Anticipated expiration: 2038-09-12
Also published as: EP3850192A1; WO2020055387A1; EP3850192B1; JP2022510749A; EP3850192A4; US20210215050A1

Description

本明細書に開示する実施形態は、タービン翼形部、より具体的には翼形部後縁に関する。

有限の厚さの翼形部は伴流を生成する。この伴流に関連する損失は、後縁の直径に比例する。より薄い後縁直径に設計することは空気力学的に望ましいが、内部冷却流空洞および後縁冷却孔の存在は、実際に達成できる厚さの低減を制限する。流れの付着、翼形部後縁の有限の厚さは、翼形部の負圧面と正圧面に形成される境界層と組み合わされて、速度の不足と損失の発生を特徴とする伴流領域を形成する。この欠陥領域の幅が大きくなると、翼形部の全損失が大きくなる。冷却されたタービン翼形部は、翼形部に沿った様々な場所に冷却流を供給するための内部チャンバを必要とする。典型的な冷却スキームの一部として、後縁の端部を通って内部チャンバまで孔が開けられ、後縁に局所的な冷却を提供する。内部チャンバを後縁の近くに配置したいという願望、および後縁の孔の直径は、冷却された翼形部の大きな後縁の直径、したがって広くて高損失の伴流につながる重要な要因である。

損失を最小限に抑えるために、小さい後縁の直径が採用される場合がある。従来の設計の円形後縁を使用して、後縁の直径を小さくすると、後縁のはるか上流の翼形部の厚さが大幅に減少するが、これは、冷却流の内部マッハ数が増加（効果が低下）し、内部チャンバから後縁までの距離が長くなるので、冷却システムの設計能力に影響を与える可能性がある。

米国特許出願公開第２０１７／０２９２５２８号明細書

本明細書に開示する実施形態の一態様によれば、翼形部は、半径方向内側根元部分（４８）から半径方向外側先端部分（４２）まで延在し、正圧側（５０）から負圧側（５２）まで、かつ前縁（４４）から後縁部分（４６）まで延在する翼形部本体（３６）を含み、後縁部分（４６）は、線形正圧側部分（５０ａ）と、線形負圧側部分（５２ａ）と、後縁先端部分（７８）と、後縁先端部分（７８）と、線形正圧側部分（５０ａ）および線形負圧側部分（５２ａ）の少なくとも一方と、の間に配置された少なくとも１つの楕円部分（９８、１００）と、を含む。

本明細書に開示する実施形態の別の態様によれば、翼形部３６を形成する方法１０００は、翼形部後縁４６の少なくとも１つの楕円部分（９８、１００）の楕円曲率を決定するステップ１００２であって、少なくとも１つの楕円部分（９８、１００）は、翼形部正圧側（５０）および翼形部負圧側（５２）の少なくとも一方に沿って配置され、楕円曲率は、約１．１から約５．０の間のａ／ｂ比を有する楕円（７２）によって規定され、「ａ」は楕円（７２）の長軸の長さを表し、「ｂ」は楕円（７２）の短軸の長さを表す、ステップと、楕円部分のスキュー角（１２６）を決定するステップ（１００６）であって、スキュー角（１２６）は、楕円（７２）の長軸と翼形部（３６）のキャンバ線（１２４）との間の角度として定義される、ステップと、円形先端部分（１２８）の直径を決定するステップ（１００８）と、翼形部（３６）を形成するステップ（１０１０）と、を含む。

本明細書に開示する実施形態の別の態様によれば、ガスタービンエンジン（１０）は、圧縮機セクション（１２）と、燃焼器セクション（１８）と、タービンセクション（２２）と、を含み、タービンセクションは少なくとも１つの翼形部（３６）を含み、少なくとも１つの翼形部（３６）は、半径方向内側根元部分（４８）から半径方向外側先端部分（４２）まで延在し、正圧側（５０）から負圧側（５２）まで、かつ前縁（４４）から後縁部分（４６）まで延在する翼形部本体を含み、後縁部分（４６）は、線形正圧側部分（５０ａ）と、線形負圧側部分（５２ａ）と、円形後縁先端部分（１２８）と、円形後縁先端部分（１２８）と、線形正圧側部分（５０ａ）および線形負圧側部分（５２ａ）の少なくとも一方と、の間に配置された少なくとも１つの楕円部分（９８、１００）と、を含む。

本明細書で開示する実施形態のこれらの、ならびに他の特徴、態様、および利点は、添付の図面を参照しつつ以下の詳細な説明を読めば、よりよく理解されよう。添付の図面では、図面の全体にわたって、類似する符号は類似する部分を表す。

産業用用途におけるガスタービンエンジンの概略図である。タービン翼形部の側面図である。タービン翼形部の半径方向内側を見る上面図である。翼形部の後縁部分の拡大された半径方向内側を見る図である。翼形部の後縁部分の拡大された半径方向内側を見る図である。翼形部の後縁部分の拡大された半径方向内側を見る図である。翼形部の後縁部分の拡大された半径方向内側を見る図である。翼形部の後縁部分の拡大された半径方向内側を見る図である。翼形部の後縁部分の拡大された半径方向内側を見る図である。翼形部を形成する方法を示す図である。本開示の一態様による、翼形部の後縁部分の拡大された半径方向内側を見る図である。

特に明記しない限り、本明細書において提供される図面は、本開示の実施形態の特徴を図示するものである。これらの特徴は、本開示の１つまたは複数の実施形態を含む多種多様なシステムで適用可能であると考えられる。したがって、図面は、本明細書に開示する実施形態の実施のために必要とされる当業者に知られているすべての従来の特徴を含むことを意図しない。

以下の明細書および特許請求の範囲において、いくつかの用語が参照されるが、これらの用語は以下の意味を有すると定義されるものとする。

単数形「１つの（ａ、ａｎ）」、および「この（ｔｈｅ）」は、文脈が特に明確に指示しない限り、複数の言及を含む。

「任意選択の」または「任意選択で」は、後で述べられる事象または状況が、起こる場合も起こらない場合もあることを意味し、この記述は、その事象が起こる事例と、起こらない事例とを含むことを意味する。

本明細書および特許請求の範囲を通してここで使用される、近似を表す文言は、関連する基本的機能に変化をもたらすことなく、差し支えない程度に変動し得る任意の量的表現を修飾するために適用することができる。したがって、「約」および「実質的に」などの用語で修飾された値は、明記された厳密な値に限定されるものではない。少なくともいくつかの例では、近似を表す文言は、値を測定するための機器の精度に対応することができる。ここで、ならびに本明細書および特許請求の範囲を通して、範囲の限定は組み合わせおよび／または置き換えが可能であり、文脈および文言が特に指示しない限り、このような範囲は識別され、それに包含されるすべての部分範囲を含む。

本明細書で使用される場合、「軸方向」という用語は、ガスタービンエンジンの中心軸またはシャフト、あるいは推進エンジンおよび／または内燃機関の中心軸と整列した方向を指す。ガスタービンエンジンの軸方向前端部は、空気がガスタービンエンジンに入るファンおよび／または圧縮機入口に近接する端部である。ガスタービンエンジンの軸方向後端部は、低圧燃焼ガスが低圧（ＬＰ）タービンを介してエンジンから出るエンジン排気に近接するガスタービンの端部である。非タービンエンジンでは、軸方向後方は排気に向かって、軸方向前方は入口に向かっている。

本明細書で使用される場合、「円周方向」という用語は、燃焼器の環状部の円周の周りの（および接線方向の）方向、または例えばタービンブレードの掃引領域によって定義される円を指す。本明細書で使用する場合、「円周方向の」および「接線方向の」という用語は、同義語である。

本明細書で使用される場合、「半径方向」という用語は、ガスタービンの中心軸、あるいは推進エンジンの中心軸から外向きに移動する方向を指す。「半径方向内向き」の方向は、中心軸に向かって整列し、半径が減少する方向に向かって移動する。「半径方向外向き」の方向は、中心軸から離れて整列し、半径が増加する方向に向かって移動する。

ここで図面を参照すると、同様の参照符号は同様の構成要素を指し、図１は、本明細書に開示する実施形態の様々な態様を組み込むことができるガスタービン１０の例を示している。示すように、ガスタービン１０は、一般に、圧縮機セクション１２を含み、圧縮機セクション１２は、ガスタービン１０の上流端に配置された入口１４と、圧縮機セクション１２を少なくとも部分的に囲むケーシング１６とを有する。ガスタービン１０は、圧縮機セクション１２から下流に少なくとも１つの燃焼器２０を有する燃焼セクション１８と、燃焼セクション１８から下流のタービンセクション２２とをさらに含む。示すように、燃焼セクション１８は、複数の燃焼器２０を含むことができる。シャフト２４は、ガスタービン１０を軸方向に貫通して延在する。図１は、半径方向９４、軸方向９２および円周方向９０を示している。

動作中、空気２６は、圧縮機セクション１２の入口１４に引き込まれ、次第に圧縮されて圧縮空気２８を燃焼セクション１８に提供する。圧縮空気２８は、燃焼セクション１８に流入し、燃焼器２０の燃料と混合されて可燃性混合物を形成する。可燃性混合物は、燃焼器２０で燃焼され、それにより燃焼器２０からタービンノズル３４の第１段３２を横切ってタービンセクション２２に流れる高温ガス３０を生成する。タービンセクションは、一般に、タービンノズル３４の隣接する列によって軸方向に分離されたロータブレード３６の１つまたは複数の列を含む。ロータブレード３６は、ロータディスクを介してロータシャフト２４に結合される。ロータシャフト２４は、エンジン中心線ＣＬを中心に回転する。タービンケーシング３８は、ロータブレード３６およびタービンノズル３４を少なくとも部分的に包囲する。ロータブレード３６の列の各々または一部は、タービンケーシング３８内に配置されるシュラウドブロックアセンブリ４０によって同心状に囲まれてもよい。高温ガス３０は、タービンセクション２２を通って流れる際に急速に膨張する。熱および／または運動エネルギーが高温ガス３０からロータブレード３６の各段に伝達され、それによりシャフト２４が回転して機械的仕事が生じる。シャフト２４は、発電機（図示せず）などの負荷に結合されて電気を発生することができる。さらに、または代わりに、シャフト２４を使用して、ガスタービンの圧縮機セクション１２を駆動することができる。

図２は、軸方向前方の前縁４４から軸方向後方の後縁４６まで、かつ半径方向内側の根元４８から半径方向外側の先端４２まで延在する例示的なタービンロータブレードまたは翼形部３６の拡大断面側面図を提供している。翼形部３６は、高温ガス経路の半径方向内側境界を画定するプラットフォーム５０を含む。

ニッケル基超合金および他の金属超合金などの超合金材料から構成される翼形部は、インベストメント鋳造、積層造形法および他の技術を使用して形成することができ、ガスタービンエンジン１０のタービンセクション２２内で動作するための所望の材料特性をもたらす。しかし、超合金材料を使用した場合でも、タービン翼形部は冷却する必要があることがよくある。内部の空冷通路は、多くの場合、翼形部に十分な冷却を提供するために翼形部で形成される。例えば、翼形部３６の内部冷却チャネルおよび流れ回路は、インベストメント鋳造、積層造形法を使用して、および／または放電加工（ＥＤＭ）などの機械加工プロセスを介して形成され得る。

図３は、図２に示す線Ａ－Ａに沿って切断された翼形部３６の断面の上面図（半径方向内側を見る図）を示している。翼形部は、前縁４４から後縁４６まで、および正圧側５０から負圧側５２まで延在し、また翼形部本体部分３７を通って半径方向に延在する少なくとも１つの中央空洞６４を含むことができる。前縁供給空洞６２は、翼形部３６を通って半径方向に延在し、翼形部根元部分４８（図示せず）から冷却空気を受け取る。冷却空気は、少なくとも１つの交差孔６６を通って、前縁供給空洞６２から前縁シャワーヘッド６８に進み、前縁シャワーヘッド６８は、複数の冷却通路（図示せず）を介して前縁４４において翼形部３６の外部に冷却空気を分配する。翼形部３６はまた、少なくとも１つの後縁供給空洞７０も含む。翼形部はまた、翼形部３６の負圧側５２に沿って整列された複数の大きな周囲半径方向冷却通路５４、ならびに翼形部３６の負圧側５２に沿って整列された複数のより小さな周囲半径方向冷却通路５６を含むことができる。翼形部はまた、異なる形状の断面を有し、軸方向および円周方向を含む異なる方向に整列された冷却通路を含む、他の数の冷却通路および配置を含んでもよい。翼形部３６はまた、図３に示すもの以外の翼形部冷却、熱管理、および／または構造的アーキテクチャを含んでもよい。膜冷却孔（図示せず）は、多くの場合、翼形部の外周の周りに配置される。例えば、膜冷却孔（図示せず）は、多くの場合、前縁、後縁、負圧側および正圧側に沿って配置される。冷却空気は、１つまたは複数の内部翼形部通路５４、５６、６２、６４、６６、６８、７０から翼形部３６の外部へ膜冷却孔（図示せず）を通って流れる。

図４は、円Ｂ内の図３の翼形部３６の後縁部分の拡大された半径方向内側を見る図を示す。図４の翼形部後縁４６の拡大部分は、翼形部正圧側５０および負圧側５２を示す。正圧側５０と負圧側５２は後縁４６に接近し、徐々に互いに向かって収束する。正圧側５０および負圧側５２の各々は、後縁４６に近づくにつれて、曲率がゼロまたはほぼゼロで実質的に線形である線形部分（それぞれ５０ａおよび５２ａ）を含む。線形または実質的に線形の正圧側線形部分５０ａおよび負圧側線形部分５２ａのほぼゼロの曲率は、翼形部の設計によって規定され、翼形部の設計ごとに異なってもよい。従来の翼形部では、正圧側５０および負圧側５２の各々は、第１および第２の公称遷移８８、９６で公称半円８０に遷移する。公称半円は、直径７６によって規定され、公称半円８０を横切って延在し、正圧側５０から負圧側５２まで延在する。従来の翼形部では、正圧側５０および負圧側５２の線形部分は、第１および第２の公称遷移８８、９６で公称半円８０に直接遷移する。

さらに図４を参照すると、本明細書に開示する実施形態の翼形部３６は、正圧側５０および負圧側５２の線形部分から後縁先端７８への楕円遷移を含む。第１の楕円部分９８は、正圧側５０の第１の遷移点８４から後縁４６の先端７８まで延在する。第２の楕円部分１００は、負圧側５２の第２の遷移点８６から後縁４６の先端７８まで延在する。第１および第２の遷移点８４、８６は、正圧側５０および負圧側５２の線形部分（５０ａ、５２ａ）がそれぞれの第１および第２の楕円部分９８、１００に遷移する点を定義する。第１および第２の楕円部分９８、１００の各々の曲率は、それ自体が長軸５８および短軸６０によって規定される楕円７２によって規定される。長軸５８は変数「ａ」によっても表すことができ、短軸は変数「ｂ」によって表すこともできる。楕円７２の「先鋭性」または伸長性は、長軸５８の長さを短軸６０の長さで割った比を使用して特徴付けることができ、これは、ａ／ｂ比としても知られている。長軸５８は、楕円７２の長軸５８が翼形部３６のキャンバ線と整列するように、軸方向９２に関して定義される第１の角度６２に向けることができ、キャンバ線は、前縁４４（図示せず）と後縁４６との間の任意の点における、翼形部正圧側５０と翼形部負圧側５２との間の中間点である。別の言い方をすれば、翼形部のキャンバ線は、正圧側５０と負圧側５２との間で等距離にある点のセットとして定義することができる。第１および第２の遷移点８４、８６の各々は、第１および第２の公称遷移８８、９６の上流（または後縁先端７８よりも遠く）に発生する。

引き続き図４を参照すると、翼形部３６は、後縁先端７８の近くで第１および第２の楕円部分９８、１００の各々と接線方向に重なる円８２によって定義される円形後縁部分を含む。円８２は、公称後縁の半円直径７６よりも小さい円直径７４を有してもよい。円８２は、後縁先端７８における後縁４６の曲率を規定する。別の言い方をすれば、後縁先端７８での翼形部３６の曲率は、楕円ではなく円形であり、これにより、後縁先端７８は、楕円曲率の場合よりも丸みを帯びるようになる。後縁４６に近づく正圧側５０および負圧側５２に沿った翼形部３６の楕円の輪郭は、後縁圧力損失を低減し、その結果、翼形部３６を通過する流れがより効率的になり、タービン効率が向上する。別の言い方をすれば、後縁４６に近づく正圧側５０および負圧側５２に沿って翼形部３６を楕円に先細りにすることにより、「薄くなる」またはこれにより翼形部がより空気力学的になる。後縁先端７８の円形の湾曲は、２つの理由で、後縁冷却孔の孔開け（すなわち、例えば、放電加工（ＥＤＭ）を介して）などの機械加工操作を実行することを容易にする。第１に、円の曲率は一定であるため、（曲率が常に変化する楕円と比較して）円形の曲率に沿って孔開け操作が発生する場所に関係なく、正確に制御できる孔開け操作が得られる。第２に、先端７８における後縁４６の全体的な曲率は、楕円に対して円形の形状で減少させることができ、これもまた、単純化された機械加工をもたらす。

図５は、円Ｂ内の図３の翼形部３６の後縁部分の拡大された半径方向内側を見る図を示す。図５の翼形部後縁４６の拡大部分は、様々な楕円ａ／ｂ比を仮定して、後縁４６における翼形部３６の後縁部分の楕円の輪郭を示している。図５は、第１および第２の遷移点８４、８６で、正圧側５０および負圧側５２の各々から接線方向に発散する第１の楕円曲率１０２を示している。第１の楕円曲率１０２のａ／ｂは３．０である。図５はまた、正圧側５０に配置された第３の遷移点１１０および負圧側５２に配置された第４の遷移点１１２において、正圧側５０および負圧側５２の各々から接線方向に発散する第２の楕円曲率１０４を示す。第２の楕円曲率１０４のａ／ｂは２．０である。図５はまた、正圧側５０に配置された第５の遷移点１１４および負圧側５２に配置された第６の遷移点１１６において、正圧側５０および負圧側５２の各々から接線方向に発散する第３の楕円曲率１０６を示す。第３の楕円曲率１０６のａ／ｂは１．５である。図５はまた、「ベースライン」構成と見なすことができる円形曲率１０６を有する翼形部後縁４６を示す。

引き続き図５を参照すると、曲率後縁４６のａ／ｂ比として、遷移点は、後縁先端７８からさらに離れて移動する。別の言い方をすれば、より高いａ／ｂ比では、後縁４６での翼形部３６の楕円の先細りは、後縁先端７８からより早くそしてより遠くに起こり、その結果、後縁４６でより狭い翼形部３６をもたらす。後縁４６が狭いほど、翼形部３６はより空気力学的である（すなわち、後縁損失はより低い）。しかしながら、後縁４６でより狭い翼形部では、機械的応力が増加する可能性がある。さらに、冷却チャネル、孔、およびそれらの間の通路を配置するために利用できる面積および／または体積が少なくなる。さらに、サイズに関連する製造プロセスの制限により、許容可能な再現性および許容要件内で様々な冷却機構を作ることができるため、より狭い後縁４６に対応するために、冷却機構を必ずしもより小さなサイズに単純に縮小することができない。したがって、製造、冷却、および／または応力関連の制約により、ａ／ｂ比の設計が高いほど効率の高いタービン翼形部が得られる場合でも、使用できるａ／ｂ比には上限がある可能性がある。

図６は、円Ｂ内の図３の翼形部３６の後縁部分の拡大された半径方向内側を見る図を示す。図６の翼形部後縁４６の拡大部分は、様々な楕円ａ／ｂ比を仮定して、後縁４６での翼形部３６の負圧側５２でのみ楕円の輪郭を示している。ａ／ｂ比が３．０の第１の楕円曲率１０２ａは、第２の遷移点８６から翼形部後縁先端７８まで負圧側５２を先細にする。ａ／ｂ比が２．０の第２の楕円曲率１０４ａは、第４の遷移点１１２から翼形部後縁先端７８まで負圧側５２を先細にする。ａ／ｂ比が１．５の第３の楕円曲率１０６ａは、第６の遷移点１１６から翼形部後縁先端７８まで負圧側５２を先細にする。図６はまた、後縁先端７８におけるベースライン円形曲率１０８を示している。様々な楕円曲率について、ａ／ｂ比が減少するにつれて、線形から楕円への遷移点は、後縁先端７８に近づく。

図７は、円Ｂ内の図３の翼形部３６の後縁部分の拡大された半径方向内側を見る図を示す。図６の翼形部後縁４６の拡大部分は、様々な楕円ａ／ｂ比を仮定して、後縁４６での翼形部３６の正圧側５０でのみ楕円の輪郭を示している。ａ／ｂ比が３．０の第１の楕円曲率１０２ｂは、第１の遷移点８４から翼形部後縁先端７８まで正圧側５０を先細にする。ａ／ｂ比が２．０の第２の楕円曲率１０４ｂは、第３の遷移点１１０から翼形部後縁先端７８まで正圧側５０を先細にする。１．５のａ／ｂ比を有する第３の楕円曲率１０６ｂは、第５の遷移点１１４から翼形部後縁先端７８まで正圧側５０を先細にする。図７はまた、後縁先端７８におけるベースライン円形曲率１０８を示している。様々な楕円曲率について、ａ／ｂ比が減少するにつれて、線形から楕円への遷移点は、後縁先端７８に近づく。図６および７の実施形態の各々について、楕円の先細は、翼形部の片側（正圧側５０または負圧側５２）にのみ配置されている。正圧側５０と負圧側５２の両方を先細にするのに十分なスペースがない翼形部の設計では、片側だけを先細にするという空気力学的利点が残っている可能性がある。負圧側５２のみを先細にするのに対する、正圧側５０のみを先細にすることの空気力学的利点の大きさのために、ならびに、後縁４６において、正圧側５０および負圧側５２の各々に必要な冷却を提供する能力のために、一方の側を先細にすることは、他方の側を先細にするよりも利点があることが明らかになり得る。他方では、代わりに、例えば、より低いａ／ｂ比で（すなわち、より高いａ／ｂ比で片側だけを先細にする代わりに）、より少ない程度ではあるが、両方の側を先細にすることが有益であり得る。

図８は、円Ｂ内の図３の翼形部３６の後縁部分の拡大された半径方向内側を見る図を示す。図８の翼形部後縁４６の拡大部分は、様々な楕円スキュー角を仮定して、後縁４６における楕円の輪郭を示している。スキュー角１２６は、翼形部キャンバ線１２４と、楕円の輪郭を規定する楕円７２（図示せず）の長軸５８（図示せず）との間のオフセットとして定義される。（図３も参照）。図８に示す楕円の輪郭の各々は、特定のスキュー角１２６で翼形部正圧側５０に向かって回転または傾斜されている。第１の楕円輪郭１１８は、キャンバ線１２４に対して１度のスキュー角で回転された楕円７２を表す。第２の楕円輪郭１２０は、キャンバ線１２４に対して３度のスキュー角度で回転された楕円７２（図示せず）を表す。第３の楕円輪郭１２２は、キャンバ線１２４に対して６度のスキュー角で回転された楕円７２（図示せず）を表す。図８に示されている３つの楕円曲率はすべて、３．０のａ／ｂ比に対応する。キャンバ線１２４に対して楕円７２を傾けることは、楕円輪郭を正圧側５０または負圧側５２に向けてバイアスすることが望ましい場合に有益であり得る。傾斜アプローチを使用して（冷却、機械的応力、空気力学的、および他の要因のために）正圧側５０または負圧側５２のみの輪郭を描くことができることに直面した場合、実行可能な代替オプションとしても考慮され得る。図８に示すように、キャンバ線１２４に対して６度の角度で傾斜している第３の楕円輪郭１２２は、正圧側５０に沿った第１の遷移点８４と、負圧側に沿った第２の遷移点８６と、を含む。正圧側に向かう６度のスキュー角１２６のために、第１の遷移点８４は、第２の遷移点８６よりも後縁先端７８にはるかに近い。図８の実施形態では、第１の遷移点８４は、第２の遷移点８６と同様に、後縁先端７８からの上流距離（すなわち、キャンバ線１２４の方向に対して）の半分未満である。第１および第２の遷移点８４、８６の各々は、翼形部３６の正圧側および負圧側５０、５２の線形部分と楕円部分との間の遷移を表す。翼形部後縁４６でのベースライン円形曲率１０８も図８に示されている。

図９は、円Ｂ内の図３の翼形部３６の後縁部分の拡大された半径方向内側を見る図を示す。図９の翼形部後縁４６の拡大部分は、正圧側５０および負圧側５２に沿った楕円の輪郭、および後縁先端７８における円形曲率を有するハイブリッド実施形態を示している。図９に示すように、翼形部正圧側５０の第１の楕円部分９８は、後縁４６を第１の遷移点８４から翼形部後縁先端７８に向かって先細りにしている。翼形部負圧側５２の第２の楕円部分１００は、後縁４６を第２の遷移点８６から翼形部後縁先端７８に向かって先細りにしている。第１および第２の遷移点８４、８６の各々は、翼形部３６の正圧側および負圧側５０、５２の線形部分と楕円部分との間の遷移を表す。第１および第２の楕円部分９８、１００の各々は、３．０のａ／ｂ比を有する楕円７２（図示せず）に対応する。図９に示す翼形部後縁４６でのベースライン円形曲率１０８は、ベースライン直径を規定する。第１の先端円１２８は、第１の楕円部分９８と第２の楕円部分１００の両方と接線方向に交差する。第１の先端円１２８は、ベースライン直径の８０％である直径を有する。第２の先端円１３０は、第１の楕円部分９８と第２の楕円部分１００の両方と接線方向に交差する。第２の先端円１３０は、ベースライン直径の６０％である直径を有する。第１および第２の先端円１２８、１３０のうちの１つを使用することにより、楕円先端部分１３２は、翼形部後縁先端７８で切り詰められ、および／または除去されるであろう。上述したように、第１および第２の先端円１２８、１３０は、他の後縁特徴と同様に、冷却孔の機械加工および／または孔開けを容易にすることを可能にする。第１および第２の先端円１２８、１３０の直径が増加するにつれて、製造の容易さは増加し得るが、翼形部３６の効率は低下し得る。したがって、許容可能な製造可能性を依然として許容するよりも、最小の直径に対応する先端円の直径を選択することが有利である。したがって、より小さな翼形部と比較して、より大きな翼形部でより大きなａ／ｂ比およびより小さな先端円直径の両方を達成することが可能であり得る。

図１０は、本明細書に開示した実施形態による翼形部３６を製造する方法１０００を示している。ステップ１００２において、本方法は、使用される第１および第２の楕円曲率、ならびに後縁４６での冷却要件を決定するステップを含む。ステップ１００４において、本方法は、輪郭形成および／または楕円の先細りを適用するための位置を選択するステップを含み、その位置は、翼形部正圧側５０または負圧側５２、あるいはその両方を含むことができる。ステップ１００６において、方法１０００は、使用するスキュー角１２６を決定することを含み、正のスキュー角１２６は、楕円７２を正圧側５０に向けてバイアスすることに対応することができ、負のスキュー角１２６は、楕円７２を負圧側５２に向けてバイアスすることに対応することができる。ステップ１００８において、方法１０００は、使用される先端円１２８、１３０の直径を決定するステップを含む。ステップ１０１０で、方法１０００は、翼形部３６を形成するステップを含む。翼形部３６の形成は、インベストメント鋳造、鍛造、積層造形法、他のプロセスおよび／またはハイブリッド方法の使用を含んでもよい。翼形部３６を形成するステップはまた、後縁４６に楕円および／または円形の輪郭を形成するステップ、ならびに冷却孔、他の冷却通路、および／または他の後縁特徴を形成するステップを含んでもよい。あるいは、冷却孔、他の冷却機構、および後縁４６での楕円および円形の輪郭を形成するステップが、孔開け、放電加工（ＥＤＭ）、レーザーアブレーション、フライス加工、ならびに他のプロセスなどの、成形後の機械加工プロセスを介してステップ１０１２に含まれてもよい。ステップ１０１４において、翼形部３６は、熱バリアコーティング（ＴＢＣ）、環境バリアコーティング（ＥＢＣ）、ボンドコートおよび他のタイプのコーティングなどのコーティングでコーティングされ得る。ステップ１０１６において、方法１０００は、バリ取り、ポリシング、表面平滑化、研磨、熱処理、ならびに他のプロセスなどの後処理および／または仕上げステップを含んでもよい。本明細書に開示する実施形態による態様は、方法１０００の１つまたは複数のステップのうちの１つを省略してもよい。同様に、方法１０００の本明細書に開示する実施形態は、他のステップを含んでもよく、異なる順序でステップを実行することを含んでもよい。

図１１は、円Ｂ内の図３の翼形部３６の後縁部分の拡大された半径方向内側を見る図を示す。図１１の翼形部後縁４６の拡大部分は、正圧側５０および負圧側５２に沿った楕円の輪郭、および後縁先端７８における円形曲率を有するハイブリッド実施形態を示している。図１１に示すように、正圧側５０は、第１の遷移点８４において、正圧側の線形部分５０ａから第１の楕円部分９８に遷移する。負圧側５２は、第２の遷移点８６で、負圧側線形部分５２ａから第２の楕円部分１００に遷移する。第１の楕円部分９８は、第１の先端遷移点１３６で円形先端部分１２８に遷移し、第２の楕円部分１００は、第２の先端遷移点１３４で円形先端部分１２８に遷移する。図１１の実施形態では、第１および第２の遷移点の各々は、スキュー角が０度であるため、キャンバ線１２６（図示せず）と整列している後縁７８から等距離にある。第１および第２の楕円部分９８、１００は、約１．１から約５までのａ／ｂ比を有する楕円７２（図示せず）によって規定され得る。他の実施形態では、第１および第２の楕円部分９８、１００は、約１．３から約４のａ／ｂ比を有する楕円７２（図示せず）によって規定され得る。他の実施形態では、第１および第２の楕円部分９８、１００は、約１．５から約３．５のａ／ｂ比を有する楕円７２（図示せず）によって規定され得る。他の実施形態では、第１および第２の楕円部分９８、１００は、約２．０から約３．０のａ／ｂ比を有する楕円７２（図示せず）によって規定され得る。他の実施形態では、第１および第２の楕円部分９８、１００は、上述したものと同様に、他の範囲および部分範囲におけるａ／ｂ比を有する楕円７２によって規定されてもよく、第１の楕円部分９８が、第２の楕円部分１００のそれとは異なるａ／ｂ比を有する楕円によって規定される実施形態を含む。

さらに図１１を参照すると、後縁部分４６はまた、翼形部３６の他の場所と同じように、円形先端部分１２８上の第１および第２の楕円部分９８、１００に配置された少なくとも１つのコーティング１３８（ＴＢＣ、ＥＢＣ、ボンドコートなど）を含むことができる。コーティング１３８の厚さは、第１および／または第２の楕円部分９８、１００の曲率、ならびに円形先端部分１２８の曲率を形成するように変化し得る。例えば、翼形部３６上に配置されたコーティング１３８は、後縁部分４６が正圧側および負圧側の線形部分５０ａ、５２ａから第１および第２の楕円部分９８、１００から円形先端部分１２８に遷移するにつれて、厚さが増加または減少し得る。翼形部３６を形成することができる金属および／または超合金材料は、同様に、完成した翼形部３６のプロファイルが、翼形部３６が形成された材料とその上に配置されたコーティング１３８の両方を含み、線形部分から１つまたは複数の楕円部分、そして後縁先端７８で少なくとも１つの円形部分に遷移するように、コーティング１３８の厚さに合わせて輪郭を描くことができる。別の言い方をすれば、本明細書で説明する空気力学的利点は、最も外側の表面が、翼形部３６が形成される材料またはその上に配置されるコーティング１３８を含むかどうかに関係なく、翼形部３６の最も外側の表面およびプロファイルに基づく。したがって、いくつかの実施形態では、翼形部３６が正圧側および負圧側の線形部分５０ａ、５２ａから第１および第２の楕円部分９８、１００まで円形先端部分１２８に遷移するにつれてコーティング１３８の厚さを変えることによって、所望の翼形部プロファイルを形成することが有益であり得る。翼形部３６はまた、セラミックおよび／またはセラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ）材料から本明細書に記載の幾何学的形状および／または形状で形成することができ、コーティングされていてもコーティングされていなくてもよい。本実施形態に従って成形されたＣＭＣ翼形部３６は、同様に成形された金属翼形部と同様の空気力学的利点を有するであろう。

本明細書に開示する実施形態は、図５～図９に示すベースライン円形先端１０８の直径の約５％、１０％、２０％、４０％、６０％、８０％、９０％、および９５％、ならびに他のパーセンテージである直径を有する円形先端部分１２８を含むことができる。例えば、本実施形態は、ベースライン円形先端１０８の約５５％から約８５％の間である直径を有する円形先端部分１２８を含むことができる。同様に、本明細書に開示する実施形態は、ベースライン円形先端１０８の約６０％から約８０％の間である直径を有する円形先端部分１２８を含むことができる。同様に、本明細書に開示する実施形態は、ベースライン円形先端１０８の約６０％から約９５％の間である直径を有する円形先端部分１２８を含むことができる。本明細書に開示する実施形態は、約－１０度から約１０度、約－８度から約８度、約－６度から約６度、約－４度から約４度、約－３度から約３度、約－１度から約１度、および他の範囲と部分範囲のスキュー角を含んでもよく、正のスキュー角は楕円の先細りを正圧側５０にバイアスし、負のスキュー角は楕円の先細りを負圧側５２にバイアスする。例えば、本明細書に開示する実施形態は、約－６度から約－３度または約３度から約６度、または約１度から約８度または約－８度から約－１度のスキュー角を含むことができる。本明細書に開示する実施形態は、正圧側５０および負圧側５２の両方に沿って等量で、負圧側５２のみに沿って、正圧側５０のみに沿って、および正圧側５０および負圧側５２の両方に沿って異なる量で楕円の先細りを含むことができる。

本明細書に提示される実施形態は、上流の翼形部の厚さまたは後縁４６の冷却孔を開ける能力に実質的に影響を与えることなく、翼形部３６の後縁４６での閉塞を局所的に減少させることによって、より小さく、より低い損失の伴流を生成する。公称円形後縁は、元の翼形部表面をより小さな後縁円に融合する楕円の遷移に置き換えられる。正圧側および負圧側５０、５２での楕円遷移を含むハイブリッド後縁を円形先端と共に使用することにより、効果的な後縁の閉塞を小さくし、翼形部のベース圧力を改善することにより、プロファイル損失を改善することができる。本明細書に開示する実施形態の後縁によって生成されるより小さな伴流はまた、非定常損失の低減を介して下流翼形部に利益をもたらす。楕円の遷移を使用することにより、内部空洞と冷却機構が存在する翼形部の厚さへの影響は最小限に抑えられる。楕円を円形端部に融合して戻すと、排出孔の孔開けの問題が最小限に抑えられる。本明細書に開示する実施形態の利点はまた、同じ最終的な後縁円直径に設計された従来の翼形部と比較して、機械的設計への影響を最小限に抑えた空気力学的損失の低減を含むことができる。

すべての冷却翼形部、特に後縁排出冷却流を実現する翼形部は、このハイブリッド楕円－円形手法の適用から恩恵を受けることが期待される。新しい後縁が適用される翼形部のプロファイル損失を低減することに加えて、ハイブリッド楕円－円形後縁によって生成されるより小さな速度欠陥（伴流）のために、下流の翼形部の非定常損失も改善される可能性がある。線形先細り、区分的線形先細り（すなわち、複数の線形セグメント）、双曲線先細り、二次先細り、および／または後縁４６における他の形態の幾何学的先細りもまた、プロファイル損失の低減などにより翼形部の空気力学を改善することができる。しかしながら、楕円の先細りは、翼形部３６の曲率を、正圧側および負圧側５０、５２の線形部分から後縁先端７８に向かって増加させるための強化された漸進的遷移を表す。

本発明の特定の特徴だけを本明細書において例示および説明してきたが、多くの修正および変更が当業者に想到されるであろう。したがって、添付の特許請求の範囲が、そのようなすべての修正および変更を本発明の真の趣旨の範囲に包含されるものとして含むように意図されていることを理解すべきである。

本明細書は、ここで開示された実施形態を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者もここで開示された実施形態を実施することができるように実施例を用いており、任意のデバイスまたはシステムを製作し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んでいる。本開示の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到する他の実施例を含むことができる。そのような他の例は、それらが特許請求の範囲の文言から相違しない構造要素を含むか、または特許請求の範囲の文言から実質的には相違しない同等の構造要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内にあることが意図される。

１０ガスタービン／ガスタービンエンジン
１２圧縮機セクション
１４入口
１６ケーシング
１８燃焼セクション
２０燃焼器
２２タービンセクション
２４ロータシャフト
２６空気
２８圧縮空気
３０高温ガス
３２第１段
３４タービンノズル
３６翼形部／ロータブレード
３７翼形部本体部分
３８タービンケーシング
４０シュラウドブロックアセンブリ
４２半径方向外側先端部分
４４前縁
４６後縁
４８半径方向内側根元部分
５０翼形部正圧側／プラットフォーム
５０ａ正圧側線形部分
５２翼形部負圧側
５２ａ負圧側線形部分
５４周囲半径方向冷却通路／内部翼形部通路
５６周囲半径方向冷却通路／内部翼形部通路
５８長軸
６０短軸
６２前縁供給空洞／内部翼形部通路
６４中央空洞／内部翼形部通路
６６交差孔／内部翼形部通路
６８前縁シャワーヘッド／内部翼形部通路
７０後縁供給空洞／内部翼形部通路
７２楕円
７４円直径
７６半円直径
７８翼形部後縁先端
８０公称半円
８２円
８４第１の遷移点
８６第２の遷移点
８８第１の公称遷移
９０円周方向
９２軸方向
９４半径方向
９６第２の公称遷移
９８第１の楕円部分
１００第２の楕円部分
１０２第１の楕円曲率
１０２ａ第１の楕円曲率
１０２ｂ第１の楕円曲率
１０４第２の楕円曲率
１０４ａ第２の楕円曲率
１０４ｂ第２の楕円曲率
１０６第３の楕円曲率
１０６ａ第３の楕円曲率
１０６ｂ第３の楕円曲率
１０８ベースライン円形曲率
１１０第３の遷移点
１１２第４の遷移点
１１４第５の遷移点
１１６第６の遷移点
１１８第１の楕円輪郭
１２０第２の楕円輪郭
１２２第３の楕円輪郭
１２４キャンバ線
１２６スキュー角
１２８第１の先端円
１３０第２の先端円
１３２楕円先端部分
１３４第２の先端遷移点
１３６第１の先端遷移点
１３８コーティング
１０００方法
１００２ステップ
１００４ステップ
１００６ステップ
１００８ステップ
１０１０ステップ
１０１２ステップ
１０１４ステップ
１０１６ステップ

Claims

翼形部であって、当該翼形部が、
半径方向内側根元部分（４８）から半径方向外側先端部分（４２）まで延在する翼形部本体（３６）であって、正圧側（５０）から負圧側（５２）まで延在し、前縁（４４）から後縁部分（４６）まで延在する翼形部本体（３６）
を含んでおり、前記後縁部分（４６）が、
線形正圧側部分（５０ａ）、
線形負圧側部分（５２ａ）、
後縁先端部分、
前記後縁先端部分と前記線形正圧側部分（５０ａ）との間の前記正圧側（５０）に配置された第１の楕円部分（９８）、及び
前記後縁先端部分と前記線形負圧側部分（５２ａ）との間の前記負圧側（５２）に配置された第２の楕円部分（１００）
を含んでおり、当該翼形部が、
前記正圧側（５０）に配置された第１の遷移点（８４）であって、前記線形正圧側部分（５０ａ）と第１の楕円部分（９８）との間の第１の遷移を規定する第１の遷移点（８４）と、
前記負圧側（５２）に配置された第２の遷移点（８６）であって、前記線形負圧側部分（５２ａ）と第２の楕円部分（１００）との間の第２の遷移を規定する第２の遷移点（８６）と、
前記後縁先端部分の下流部分に配置された後縁先端（７８）と
をさらに含んでおり、当該翼形部のキャンバ線（１２４）の方向における前記後縁先端（７８）と第１の遷移点（８４）との間の第１の距離が、当該翼形部のキャンバ線（１２４）の方向における前記後縁先端（７８）と第２の遷移点（８６）との間の第２の距離の半分未満であり、前記後縁先端部分が円形後縁先端部分（１２８）をさらに含む、翼形部。
第１及び第２の楕円部分（９８，１００）が、－１０度～１０度の間のスキュー角（１２６）を有する楕円（７２）によって規定され、前記スキュー角（１２６）が、前記楕円（７２）の長軸（５８）と当該翼形部のキャンバ線（１２４）との間の角度として定義される、請求項１に記載の翼形部。
前記スキュー角（１２６）が３～６度の間である、請求項２に記載の翼形部。
前記楕円（７２）が、１．１～５．０の間のａ／ｂ比を有し、「ａ」は前記楕円（７２）の長軸（５８）の長さを表し、「ｂ」は前記楕円（７２）の短軸（６０）の長さを表す、請求項２又は請求項３に記載の翼形部。
前記円形後縁先端部分（１２８）の直径（７４）が、前記線形正圧側部分（５０ａ）の延長線と、前記線形負圧側部分（５２ａ）と、前記後縁先端（７８）とによって規定される公称半円（８０）の直径（７６）の１０％～９０％の間である、請求項１乃至請求項４のいずれか１項に記載の翼形部。
前記円形後縁先端部分（１２８）の直径（７４）が、前記公称半円（８０）の直径（７６）の５５％～８５％の間である、請求項５に記載の翼形部。
当該翼形部が、
前記正圧側（５０）に沿って配置された第１の先端遷移点（１３６）であって、前記第１の楕円部分（９８）と前記円形後縁先端部分（１２８）との間の遷移を規定する第１の先端遷移点（１３６）と、
前記負圧側（５２）に沿って配置された第２の先端遷移点（１３４）であって、前記第２の楕円部分（１００）と前記円形後縁先端部分（１２８）との間の遷移を規定する第２の先端遷移点（１３４）と
をさらに含む、請求項１乃至請求項４のいずれか１項に記載の翼形部。
前記翼形部本体（３６）が、少なくとも１つのコーティング（１３８）をさらに含み、前記少なくとも１つのコーティング（１３８）が、熱バリアコーティング、環境バリアコーティング、及びボンドコートのうちの少なくとも１つを含み、
前記少なくとも１つのコーティング（１３８）の厚さが、前記少なくとも１つの楕円部分（９８，１００）を形成するように変化する、請求項１乃至請求項７のいずれか１項に記載の翼形部。
少なくとも１つの冷却孔をさらに含み、前記少なくとも１つの冷却孔が前記後縁部分（４６）内に配置されている、請求項１乃至請求項８のいずれか１項に記載の翼形部。
圧縮機セクション（１２）と、
燃焼器セクション（１８）と、
タービンセクション（２２）であって、請求項１乃至請求項９のいずれか１項に記載の少なくとも１つの翼形部（３６）を含むタービンセクション（２２）と
を備えるガスタービンエンジン（１０）。