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JPH11107702A - 冷却可能なエアフォイル - Google Patents

冷却可能なエアフォイル

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Publication number
JPH11107702A
JPH11107702A JP10223916A JP22391698A JPH11107702A JP H11107702 A JPH11107702 A JP H11107702A JP 10223916 A JP10223916 A JP 10223916A JP 22391698 A JP22391698 A JP 22391698A JP H11107702 A JPH11107702 A JP H11107702A
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JP
Japan
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airfoil
conduit
chordwise
coolant
cooling
Prior art date
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Granted
Application number
JP10223916A
Other languages
English (en)
Other versions
JP4128662B2 (ja
Inventor
David A Krause
エイ．クラウス デイヴィッド
Dominic J Mongillo Jr
ジェイ．モンジロー，ジュニア ドミニク
Friedrich O Soechting
オー．ソチッティング フリードリッチ
Mark F Zelesky
エフ．ゼルスキー マーク
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
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Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JPH11107702A publication Critical patent/JPH11107702A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4128662B2 publication Critical patent/JP4128662B2/ja
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    • 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
    • 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
    • F01D5/186—Film 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/204—Heat transfer, e.g. cooling by the use of microcircuits

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 冷却効率の高いエアフォイルを提供するこ
と。 【解決手段】 ガスタービンエンジン用ブレード又は羽
根は、一連の中間通路４４，４６ａ，４６ｂ，４６ｃ，
４８を有する主冷却システム４２と、一連の冷却導管９
４を有する副冷却システム９２とを含む。副冷却システ
ムの導管は、中間通路に平行にかつこれらと半径方向に
同じ広がりをもって、中間通路とエアフォイルの外面２
８との間でエアフォイルの周壁１６内に設置されてい
る。導管は高熱負荷領域１０４，１０６内に翼弦方向に
設置されており、それらの効率を最大限にするようにす
る。中間通路内の冷却剤が過度に温度上昇しないように
するために、導管はいくつかの中間通路に翼弦方向に同
じ広がりもつようにしてもよい。導管の翼弦方向寸法Ｃ
は、破損の恐れがある温度勾配がエアフォイル壁１６に
発生しないように制限されている。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、冷却可能なターボ
機械部品、特に、ガスタービンエンジン用の冷却可能な
エアフォイルに関する。そして、本発明は、「ガスター
ビンエンジン用冷却ブレード "Cooled Blades for a Ga
s Turbine Engine"」 の発明の名称で１９９８年８月２
４日に提出された共有の米国特許出願０７／２３６，０
９２号と、「ガスタービン用冷却ブレード "Cooled Bla
des for a Gas Turbine"」の発明の名称で１９８８年８
月２４日に提出された共有の米国特許第０７／２３６，
０９３号とに関連する主題事項を含む。
【０００２】
【従来の技術】タービンエンジンのタービン部に用いら
れるブレード及び羽根即ちベーン（ｖａｎｅｓ）は、そ
れぞれ、エンジンの流路を横切って半径方向に延びるエ
アフォイル部を有する。エンジンの運転中、タービンの
ブレード及び羽根は、機械的故障と腐食を生じる高温に
曝される。従って、ブレード及び羽根を耐高温合金から
製造することとエアフォイルと流路の曝される他の面に
耐摩耗・熱不導体のコーティングを施すこととが通常に
行われている。また、エアフォイルの内部を通して冷却
剤を流すことによって、エアフォイルを冷却することも
広く行われている。
【０００３】公知の１タイプのエアフォイルの内部の冷
却装置は、３個の冷却回路を用いている。前縁の回路
は、半径方向へ分布された一連の衝突孔によってフィー
ドチャンネルに接続される半径方向に延びる衝突凹部を
含む。「シャワーヘッド」孔の列が衝突凹部からエアフ
ォイルの前端の近傍のエアフォイル面まで延びている。
冷却剤はフィードチャンネルを通して半径方向外側へ流
れてエアフォイルを対流冷却し、冷却剤の一部は衝突孔
を通して流れ、衝突凹部の前面に衝突する。ついで、冷
却剤はシャワーヘッド孔を流れエアフォイルの前縁に吐
出されて、熱保護膜を形成する。中間翼弦冷却回路は、
典型的には、翼弦方向に隣接する２以上の脚部を有する
蛇行通路から成り、これらの脚部はエルボーによってそ
れら脚部の半径方向の最も内側部又は半径方向の最も外
側部で接続されている。一連の慎重に方向付けされた冷
却孔が、各々が蛇行部からエアフォイル外面まで延びる
ように蛇行部に沿って分布されている。冷却剤は蛇行部
を流れてエアフォイルを対流冷却し、冷却孔を通って吐
出され、吹き出し冷却を行う。孔に向きがあるため、吐
出された冷却剤は、また、エアフォイル面に熱保護膜を
形成する。冷却剤は、また、ブレード先端の孔を通して
及び冷却剤を案内してエアフォイルの後縁から出す翼弦
方向に延びる先端路を通して蛇行部から吐出される。後
縁の冷却回路は、半径方向に延びる送り通路と、半径方
向に延びる一対のリブと、半径方向へ分布される一連の
柱状体とを含む。冷却剤は送り通路内へ半径方向に流
れ、ついで、リブ内の孔を通りかつ柱状体間のスロット
を通って翼弦方向へ流れ、エアフォイルの後縁領域を対
流冷却する。
【０００４】上述の冷却装置及びこれを適用したもの
が、温度に関連する問題からタービンエアフォイルを保
護するためにうまく用いられてきた。しかし、エンジン
の設計者はエンジンの作動を最大限にするためにますま
す高い温度で運転する可能性を求めているから、従来の
冷却装置では適当でなくなってきている。
【０００５】従来の冷却されたエアフォイルの欠点の１
つは、平均的には許容できるにも関わらず、作動温度が
エアフォイル面の一部だけで過剰になる適用例には不適
当なことである。局部的に温度が過剰になると、エアフ
ォイルの機械的特性が劣化し、酸化及び腐食を受け易く
なる。さらに、エアフォイルの周辺に極端な温度勾配が
生じると、割れとそれに続いて機械的故障が生じ得る。
【０００６】他の欠点は蛇行通路に関連して生じる。蛇
行通路はエアフォイル内部を通る多数の通路を形成す
る。従って、冷却剤が蛇行部を通過するするためには、
単純な半径方向の通路を通過するよりも時間がかかる。
この増加された冷却剤滞留時間は、熱がエアフォイルか
ら冷却剤へ伝達される機会を大きくするから、通常有益
なものと考えられる。しかし、増加された滞留時間とこ
れに伴う熱の伝達は、また、冷却剤が蛇行部を通るにつ
れて冷却剤の温度を更に高め、これによって熱シンクと
しての熱効率を悪くする。エンジンの運転温度が十分に
高い場合、冷却剤の効率が悪くなると、冷却剤滞留時間
が長くなる利点を無くする。
【０００７】三番目の欠点は、一連の冷却剤吐出孔によ
って明けられた内部の冷却通路に高い冷却剤流速、従っ
て、高いレイノルズ数を維持することが望まれることに
関連している。孔を通して冷却剤の吐出を続けると、冷
却剤の速度とレイノルズ数に減少が生じ、これに対応し
て冷却剤の流れ内への対流熱伝達が減少する。通路の断
面積が冷却剤の方向に次第に小さくされると、レイノル
ズ数と熱伝達効率の減少を少なくすることができる。し
かし、通路の流れ面積を減少させると、通路の周辺とエ
アフォイル面との間の距離を増加させ、これによって熱
伝達を行わせなくし、ことによると面積の減少によって
生じる利得を無くさせてしまう。
【０００８】四番目の欠点はブレードのエアフォイルに
影響を与えるが、羽根のエアフォイルには影響しない。
ブレードは、回転タービンハブから半径方向外側に延
び、羽根とは違って、エンジンの運転中はエンジンの長
手方向中心線を中心として回転する。ブレードの回転運
動によって、冷却剤は半径方向に延びる通路のいずれを
も通過し、通路を境界づける面の一つ（前方の面）に集
められる。これによって、熱伝達を良く行う薄い境界層
ができる。しかし、この回転効果は、冷却剤を横方向の
反対側の通路面（後側の面）から部分的に分離し、これ
に対応して境界層を厚くし熱伝達の効率を低めることに
なる。残念なことに、後側の通路面は最高温度を受ける
エアフォイルの近くにあり得るから、最も効果的な熱伝
達を必要とする。
【０００９】従来のエアフォイルにおいては、大量の冷
却剤を設けることによるか低温を有する冷却剤を用いる
ことによって熱伝達効果を高めることが可能であるかも
知れない。ガスタービンエンジンにおいては、適切に得
られる冷却剤はエンジンコンプレッサから取り出された
圧縮空気だけである。圧縮空気はコンプレッサからそら
されてエンジン効率と燃料の経済性を劣化させるので、
非効率的なエアフォイルの熱伝達を補償するために追加
の圧縮空気を取り出すことは望ましくない。低温の空気
を用いることは、低温の空気の圧力が冷却剤にタービン
エアフォイルの通路を積極的に確実に通過させるのに不
十分であるから、通常適していない。
【００１０】高さが通路の横方向寸法の１０％を越える
トリップストリップを用いることによって熱伝達を高め
ることも達成できる。しかし、このアプローチは魅力あ
るものではない。なぜならば、トリップストリップは数
が多くあり、大型にされたトリップストリップを使用す
ることから生じる多くなった重量によってタービンハブ
に掛けられる回転応力が受け入れ難いように増大される
からである。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】従って、本発明の主目
的は、最少の冷却剤を必要とするだけで、それにも拘わ
らず、高温度で長期間作動できる冷却可能なエアフォイ
ル又は羽根を提供することにある。
【００１２】本発明の他の目的は、熱伝達の特性が、エ
アフォイル面に温度が分布するようにされた冷却可能な
エアフォイルを提供することにある。本発明の他の目的
は、冷却剤が過度の温度上昇を受けずに蛇行冷却路の熱
吸収の利点を受ける冷却可能なエアフォイルを提供する
ことにある。
【００１３】本発明の追加の目的は、冷却路の断面積を
少なくして冷却剤の流れ内のレイノルズ数を高く保つが
通路の周辺とエアフォイル面との間の距離が増加したこ
とによって熱の伝達が行われなくなることがないように
した冷却可能なエアフォイルを提供することにある。
【００１４】本発明のさらに他の目的は、回転効果によ
って局部的に熱伝達が減少されるのを補償する特性を有
する冷却可能なエアフォイルを提供することにある。
【００１５】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、冷却可
能なエアフォイルは、高熱負荷の所定の領域における過
度の熱を吸収することによって主冷却システムを補完す
る副冷却システムを有する。
【００１６】本発明の一態様によれば、冷却可能なエア
フォイルは、このエアフォイルの周壁によって部分的に
境界づけられた１以上の中間通路から成る主冷却システ
ムと、周壁内にあって高熱負荷領域内に翼弦方向に配設
された１以上の冷却導管から成る副冷却システムとを含
む。
【００１７】本発明の他の態様によれば、主冷却システ
ムは中間通路の列を含み、これら中間通路の内の少なく
とも２つは連結されて蛇行通路を形成し、副導管は中間
通路の少なくとも１つと翼弦方向に同じ広がりをもって
中間通路を通過する冷却剤を熱絶縁する。
【００１８】本発明のさらに他の態様によれば、導管が
あるために生じる熱応力が最小になるように、副導管の
翼弦方向寸法が導管からエアフォイルの外面までの距離
の所望の倍数より少なくされている。
【００１９】本発明の一実施形態によれば、副冷却シス
テムは少なくとも２個の副導管から成り、これらの副導
管は、半径方向に延びるリブを有し、このリブは分断さ
れていると共に翼弦方向に隣接している導管を分割す
る。
【００２０】本発明の他の実施形態によれば、トリップ
ストリップの列が、導管の周面の一部から、導管横寸法
の約２０％を越える高さ、望ましくは、導管横寸法の約
５０％の高さまで横方向に延びている。
【００２１】本発明のエアフォイルは、熱により生じた
損傷を受けたり過度の量の冷却剤を消費したりすること
なしに高温で行われる運転に耐えられるという利点があ
る。特に、エアフォイルは、エアフォイルの外面の温度
分布が空間的に不均一である環境で使用されるのに適し
ている。他の特別な利点は、長い冷却剤対流時間、冷却
剤流のレイノルズ数の漸減及び不利な回転効果のような
ファクタから常時生じる冷却剤効果の消失をエアフォイ
ルが受けにくくなっていることを含む。
【００２２】本発明の上述の特徴、利点及び操作は、本
発明を実施するための次の最良態様及び添付の図面に照
らしてさらに明らかになるであろう。
【００２３】
【発明の実施の形態】図１乃至６を参照して、ガスター
ビンエンジン用の冷却可能なタービンブレード１０は、
エンジン流路１４を半径方向に横切って延びるエアフォ
イル部１２を有する。周壁１６はエアフォイル１２の根
元（ルート）１８から頂部２２まで半径方向に、かつ、
前縁２４から後縁２６まで翼弦方向に延びている。周壁
１６は、凹面又は圧力面３２及び圧力面から横方向へ離
間された凸面又は吸引面３４を含む外面２８を有する。
平均チャンバ線ＭＣＬは、前縁から後縁まで翼弦方向に
圧力面と吸引面との間を延びている。
【００２４】説明されたブレードは、回転可能なタービ
ンハブ（図示せず）から半径方向外側へ突出する数多く
のブレードの１つである。エンジンの運転中に、エンジ
ンの燃焼チャンバ（これも図示せず）に指向されている
高温の燃焼ガス３６が流路を通って流れ、ブレードとハ
ブをエンジンの長手方向軸３８を中心として方向Ｒへ回
転させる。これらのガスの温度は空間的に不均衡である
から、エアフォイル１２の外面２８の温度分布が不均等
になる。加えて、外面を包絡する空動境界層の深さが翼
弦方向に変化している。温度分布及び境界膜深さが高温
ガスからブレード内への熱伝達の率に影響するから、周
壁は、圧力面と吸引面との両方に沿って翼弦方向に変化
する熱荷重に曝される。特に、高熱負荷領域は、吸引面
に沿った前縁から後縁までの翼弦方向の距離の約０％か
ら２０％、圧力面に沿った前縁から後縁まで翼弦方向の
距離の約１０％から７５％までにある。燃焼ガスの平均
温度は、多分、エアフォイルの作動容量内にあるかもし
れないが、高熱負荷領域内でのブレード内への熱伝達は
局部的な機械疲労を起こし、酸化と腐食を加速させ得
る。
【００２５】ブレードは、周壁１６によって少なくとも
部分的に境界づけられていて半径方向へ延びる１以上の
中間通路４４、４６ａ、４６ｂ、４６ｃ及び４８から成
る主冷却システム４２を有する。エアフォイルの前縁の
近くで、送り通路４４が、半径方向に分布された一連の
衝突孔５４を通じて衝突凹部５２に連通している。「シ
ャワーヘッド」孔５６の列が衝突凹部から、エアフォイ
ルの前縁の近傍のエアフォイル面２８に延びている。冷
却剤ＣＬＥが送り通路を通してかつ衝突凹部を通して半
径方向外側へ流れ、エアフォイルを対流冷却し、冷却剤
の一部が衝突孔５４を通して流れて衝突凹部の最前面５
８に衝突し、面５８を衝突冷却する。ついで、冷却剤は
シャワーヘッド孔を通過して流れ、エアフォイルの前縁
上の熱絶縁フィルムとして吐出される。送り通路の断面
積Ａは半径が増加するにつれて（即ち、根元から前端に
向けて）減少し、冷却剤がシャワーヘッド孔を通して吐
出されるにも拘わらず、冷却剤の流れのレイノルズ数が
良好な熱伝導を行うのに十分に高く維持されるようにな
っている。
【００２６】中間翼弦通路４６ａ、４６ｂ及び４６ｃは
エアフォイルの中間翼弦領域を冷却する。半径方向に延
びるリブ６２によって二分された通路４６ａと翼弦方向
に隣接した通路４６ｂは、それらの半径方向最外端でエ
ルボー６４によって接続されている。翼弦方向に隣接す
る通路４６ｂ及び４６ｃは、同様に、それらの半径方向
最内端部でエルボー６６によって結合されている。従っ
て、中間通路４６ａ、４６ｂ及び４６ｃの各々は蛇行通
路６８の脚部になっている。各々が蛇行部からエアフォ
イル外面へ延びるように適切に指向された冷却孔７２が
蛇行部の長さに沿って分布されている。冷却剤ＣＭＣが
蛇行部を通って流れてエアフォイルを対流冷却し、冷却
孔を通して吐出されて、エアフォイルを吹き出し冷却す
る。吐出された冷却剤は、また、圧力面及び吸引面３
２，３４上に熱絶縁膜を形成する。通路４６ａの最外端
に達した冷却剤の一部は冷却剤をエアフォイルの後縁へ
案内する翼弦方向へ延びる頂部通路７４を通して吐出さ
れる。
【００２７】後縁の送り通路４８は、各々が一連の孔８
２が明けられたリブ７６，７８、空間８４によって分離
されたマトリックス状の柱部８３、一連のスロット８６
を規定する柱状体８５の列を含む後縁の冷却構造体によ
って翼弦方向に境界づけられている。冷却剤ＣＴＥは送
り通路内に半径方向に流入し、孔、空間及びスロットを
通して翼弦方向へ流れ、後縁領域を対流冷却する。
【００２８】補助冷却システム９２は、中間通路に実質
的に平行でありこれらと同じ広がりを持つ半径方向に連
続な１以上の導管９４ａ−９４ｈ（総括して９４で示
す）を含む。各導管は、半径方向に離間された一連のフ
ィルム冷却孔９６と一連の排出穴９８を含む。導管は、
周壁内の中間通路とエアフォイル外面２８との間で横方
向に配設され、高温度負荷の領域内、即ち、吸引面３４
に沿った前縁から後縁までの翼弦方向距離の約０％から
２０％まで及び圧力面３２に沿った前縁から後縁までの
翼弦方向距離の約１０％から７５％までそれぞれ延びる
副領域１０４，１０６内に翼弦方向に配設されている。
冷却剤ＣＰＳ，ＣＳＳは導管を通って流れ、これによっ
て中間通路だけで可能であるよりも周壁から多くの熱伝
達を行う。冷却剤の一部がフィルム冷却孔９６を介して
流路内に吐出され、エアフォイルを吹き出し冷却し、外
面２８に沿って熱絶縁膜を形成する。導管の端に到達し
た冷却剤は、排出穴９８を通して流路内に排出される。
【００２９】導管９４は、中間通路の少なくとも１つと
実質的に翼弦方向に同じ広がりを有し、冷却剤ＣＰＳ及
びＣＳＳが周壁１６から熱を吸収し、これによって翼弦
方向に同じ広がりを持つ中間通路内の冷却剤を熱的に遮
断し又は絶縁するようになっている。以上に説明した実
施形態では、圧力面３２に沿った導管９４ｄ−９４ｈは
後縁の送り通路４８と蛇行通路６８の脚部４６ａ及び４
６ｂと翼弦方向に同じ広がりを持っている。導管と後縁
の送り通路との間が翼弦方向に同じ広がりを持つことに
よって、送り通路４８内で熱が冷却剤ＣＴＥ内へ伝達す
るのが減少する。このことは、冷却剤ＣＴＥの熱吸収能
力を保持することになり、それが孔８２、空間８４及び
スロット８６を通して流れるにつれて、後縁領域を対流
冷却する能力を高める。同様に、導管と蛇行通路６８の
脚部４６ａ，４６ｂとの間が翼弦方向に同じ広がりをも
っていることは、冷却剤が蛇行通路内に長い時間滞留し
ている間に冷却剤ＣＭＣの温度上昇を最小にすることを
助成する。この結果、冷却剤ＣＭＣは熱伝達媒体として
その効果を保持し、それが蛇行脚４６ｃ及び頂部通路７
４を通して流れるにつれて、エアフォイルをよりよく冷
却することができる。従って、冷却剤滞留時間が長いと
いうことの利点が、冷却剤が蛇行部を進むにつれて冷却
剤温度が過度に高くなることによって相殺されることが
なくなる。
【００３０】衝突凹部５２とシャワーヘッド孔５６によ
って占められる副領域１０４の小部分及び蛇行脚４６ｃ
の近傍の副領域１０６の小部分を除く、高温度負荷領域
の実質的全長Ｌｓ＋ＬＰにわたって副導管が翼弦方向に
分布されている。しかし、導管は高熱負荷領域の全長よ
り少ない範囲にわたって分布されてもよい。たとえば、
副導管は吸引面の副領域１０４の実質的全長ＬＳ にわ
たって分布されてもよいが、圧力領域の副領域１０６に
なくてもよい。逆に、導管は、圧力面の副領域１０６の
実質的全長ＬＰ に分布されてもよいが、吸引面の副領
域１０４になくてもよい。さらに、導管は両副領域の一
方または双方の一部だけに分布されてもよい。副冷却シ
ステムの導管をどの程度に設けるか設けないかは、熱負
荷の局部的大きさと１以上の中間通路内の冷却剤温度を
軽減することの必要性とを含むファクタの数によって支
配される。加えて、導管を設けることから生じる追加の
製造費に対してそれらの導管がどの程度必要であるかの
重みを計ることが当を得ている。
【００３１】まず、図２を参照して、各副導管９４は横
寸法Ｈと翼弦方向寸法Ｃとを有し、周面１０８で境界づ
けられており、この周面１０８の部分１１２は外周面２
８に接近している。翼弦方向寸法は、各導管の冷却効果
ができるだけ翼弦方向へ広がるように横寸法を越えてい
る。しかし、各導管は周壁を比較的低温の内部１６ａと
比較的高温の外部１６ｂに分割しているから、翼弦方向
寸法は抑制されている。もし導管の翼弦方向の寸法が長
すぎると、２つの壁部１６ａ，１６ｂ間の温度差は熱に
よってエアフォイルに割れを生じさせる可能性がある。
従って、各導管の翼弦方向寸法は最も近い周壁１１２か
ら外面２８までの横距離Ｄの約２倍半から３倍を越える
ことがないように制限される。上述の実施形態における
ような隣接する導管は、半径方向に延びるリブ１１４に
よって離間され、導管間距離Ｉは少なくとも横距離Ｄに
等しくなるようになっている。導管間リブは壁部１６ａ
から壁部１６ｂへの熱伝達を確実に十分に行うものであ
り、温度差を減少させ割れが発生する可能性を最小にす
る。
【００３２】各導管間リブ１１４はその半径方向に沿っ
て中断されており、冷却剤が隙間１２４を通して流れ、
導管内に生じ得る障碍部又は狭窄部をバイパスするよう
になっている。障害部及び狭窄部は製造の不正確さから
生じ得るし、又は、冷却剤によって運ばれるか導管内に
つかえた粒状物の形態のものであり得る。
【００３３】トリップストリップ１１６の列（図４及び
図５には説明を明瞭さを保つために、ほんの少数しか示
されていない）は各導管の最も近い面１１２から横方向
へ延びている。導管の横寸法Ｈは中間通路の横寸法に対
して小さいから、導管のトリップストリップは、エアフ
ォイルの重量に過度に影響を与えないで、中間通路に用
いられるトリップストリップ１１６’よりも釣り合いが
とれるように大きくなし得る。導管の横寸法又は高さＨ
ＴＳが導管の横寸法Ｈの２０％を越え、望ましくは導管
の横寸法の約５０％である。トリップストリップは、隣
接するトリップストリップ間の半径方向の離間分ｓｔｓ
（図６）がトリップストリップの横寸法（例えば、ＨＴ
Ｓ）の５と１０倍の間にあるように、望ましくは、５と
７との間にあるように分布される。このトリップストリ
ップの密度は、冷却剤の流れに不適当な圧力損を与える
ことなしにトリップストリップの列の熱伝達効果を最大
にする。
【００３４】エアフォイルは、また、各々が中間通路
（例えば、通路４４、４６ａ及び４８）から副冷却シス
テムに延びる半径方向に分配された一組の冷却剤補充通
路１２２を含んでもよい。中間通路からの冷却剤は通路
１２２を通してフィルム冷却孔９６を通して導管から吐
出される冷却剤を補給する。補充通路はエアフォイルの
スパンＳ（即ち、根元から頂部までの半径距離）の約１
５％と４０％の間にあるが、必要ならば実質的な全スパ
ンに沿って分布させてもよい。補充通路の量及び分布
は、部分的には、導管を通して半径方向に流れる冷却剤
を補充することによって生じる圧力損が激しく生じるこ
とに対応している。導管に高い圧力損が掛かると、大量
の冷却剤が導管を通して半径方向外側へ進むよりは不釣
り合いにフィルム冷却孔を通じて放出される。この結
果、吐出された冷却剤を補充するために大量の通路が必
要である。しかし、補充通路を通じて導管に導入された
冷却剤は、導管を通じて既に流れている冷却剤をそら
し、通路の孔の上流の（即ち、半径方向内側の）フィル
ム冷却孔を通して吐出されるから、あまり多くの通路は
望ましくない。そらされた冷却剤がまだ未使用のかなり
の吸熱能力を有するならば、冷却剤は非効率的に使用さ
れ、エンジンの効率はひどく劣化する。
【００３５】補充通路１２２は、導管自体に整合される
よりは導管間リブ１１４に沿って分配された隙間１２４
に整合される。補充冷却剤は流体の高速ジェットとして
通路から吐出されるから、この整合は利点がある。流体
ジェットは、導管内に直接吐出されるならば、導管を通
る冷却剤の半径方向の流れを妨げ、これによって冷却剤
内への効果的な熱伝達を行わせないようにし得よう。
【００３６】エンジン運転中に、冷却剤は、上述の通
り、中間通路及び副導管内にそしてこれらを通して流
れ、ブレードの周壁１６を冷却する。導管は、エアフォ
イルの全周の周りに無秩序に分散されるよりは独占的に
高熱負荷領域内にあるから、導管の利点は、積極的な熱
伝達が最大限に必要になる場合にはどこにでも集中的に
適用することができる。導管を識別できるように分布さ
せることは、また、中間通路内の冷却剤を選択的に遮蔽
することを可能にし、これによって、冷却回路の他の部
分で使用するために冷却剤の吸熱能を維持することにな
る。このように導管を節約して使用すると、製造費を最
少にするのが助成される。なぜならば、小さな副導管を
有するエアフォイルは非常に大きな中間通路だけを有す
るエアフォイルよりも製造費が高いからである。導管の
寸法が小さいことは、また、導管の横寸法に比例し優れ
た熱伝達を行うのに十分な高さを持つトリップストリッ
プを使用することを可能にする。
【００３７】冷却導管は、また、中間通路の長さに沿っ
た冷却剤の吐出に基づく冷却剤流のレイノルズ数が減少
する問題を改善する。例えば、吸引面の導管４６ａ，４
６ｂ，４６ｃ０があると、前縁の送り通路４４とエアフ
ォイルの吸引面３４との間の周壁厚ｔ（図１）を公知技
術のエアフォイルの対応の厚さよりも大きくすることが
できる。その結果、前縁の送り通路４４の流れ面積Ａの
半径方向の減少が、現エアフォイルでは公知技術のエア
フォイルの同様の前縁の送りチャンネルにおける減少よ
りも比例的に大きくなる。従って、大きな冷却剤流レイ
ノルズ数とこれに対応する高熱伝達を、シャワーヘッド
孔５６とフィルム冷却孔９６を通して冷却剤を吐出する
にも拘わらず、通路４４の全長に沿って達成することが
できる。さらに、吸引面の導管９４ａ，９４ｂ，９４ｃ
は、厚さｔを増加させる役目をする周壁からの熱損を補
償する。
【００３８】本発明は、タービンブレードの回転効果か
ら生じる熱伝達の減少を抑えること助成する。エンジン
の運転中、図１に示されたエアフォイルを有するブレー
ドがエンジンの中心線３８を中心に方向Ｒに回転する。
従って、例えば、前縁の送り通路４４を通して半径方向
外側に流れる冷却剤が前側面１２６に押しつけられよう
とする一方で、後側面１２８からは部分的に分離される
ようになる。分離の影響で空動境界層が厚く形成され、
共に、後側面に沿う熱伝達が悪くなる。導管９４ａ，９
４ｂ，９４ｃがあると、この不具合な回転効果が補償さ
れる。同様の補償効果が、もし必要とされるならば、中
間翼弦及び後縁通路４６ａ、４６ｂ、４６ｃ及び４８の
近傍で得られるであろう。しかし、これらの通路内の冷
却剤は通路４４内の冷却剤４４内の冷却剤よりも低い熱
負荷を受け、フィルム冷却孔７２によって分散される冷
却フィルムによって適当に保護される。
【００３９】種々の変更及び改良を請求項に規定されて
いる発明から逸脱することなくなすことができる。例え
ば、中間翼弦の中間通路が図示されているように接続さ
れて蛇行部を形成しているが、本発明は、また、独立
の、又は、実質的に独立の中間翼弦中間通路を有するエ
アフォイルを含む。加えて、各通路及び導管が専用の冷
却剤源から供給され得るものであるから、通路及び導管
に供給される冷却剤に各々の名称が付けられていた。し
かし、実用的には、２以上、又はすべての通路及び導管
に供給するために、共通の冷却剤を用いてもよい。事
実、すべての通路及び導管用の共通の冷却剤源が望まし
い実施形態に想定される。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に基づく主例冷却システムと二次冷却シ
ステムとを有する冷却可能なエアフォイルの断面図であ
る。
【図２】図１に示されたエアフォイルの部分の拡大断面
図である。
【図３】実質的に図１の方向３−３に取られ、主冷却シ
ステムを成す一連の中間冷却剤通路を示す図である。
【図４】実質的に図１の方向４−４に取られ、エアフォ
イルの凸部側に沿った第２冷却システムから成る一連の
冷却導管を示す図である。
【図５】実質的に図１の方向５−５に取られ、エアフォ
イルの凹部側に沿った第２冷却システムを成す一連の冷
却導管を示す図である。
【図６】図５の円形で囲まれた部分の拡大図である。
【符号の説明】
１０…タービンブレード １２…エアフォイル １４…エンジン流路 １６…周壁 １８…根元 ２２…頂部 ２４…前縁 ２６…後縁 ２８…外面 ３２…圧力面 ３４…吸引面 ３８…長手方向軸 ４２…主冷却システム ４４，４６ａ，４６ｂ，４６ｃ,４８…中間通路 ６２…リブ ６４，６６…エルボー ６８…蛇行通路 ７６，７８…リブ ９４；９４ａ〜９４ｈ…導管 １０４，１０６…副領域 １１２…周壁 １１６，１１６’…トリップストリップ １２２…補充通路 １２４…隙間
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ドミニク ジェイ．モンジロー，ジュニア アメリカ合衆国，コネチカット，ニュー ブリテイン，チャーリー ドライヴ 65 (72)発明者 フリードリッチ オー．ソチッティング アメリカ合衆国，フロリダ，テクエスタ, ソヴァーサイド ドライヴ 19483 (72)発明者 マーク エフ．ゼルスキー アメリカ合衆国，コネチカット，カヴェン トリー，ノース リヴァー ロード 931

Claims (15)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 吸引面とこの吸引面から横方向へ離間さ
    れた圧力面とをそれぞれ備えた外面を有し、前記吸引面
    及び前記圧力面が前縁から後縁へ翼弦方向に延びかつエ
    アフォイルの根元からエアフォイルの頂点まで延びる構
    成の周壁と、 該周壁によって少なくとも部分的に境界づけられ半径方
    向へ延びる少なくとも１つの中間通路から成る主冷却シ
    ステムと、 該中間通路に実質的に平行にかつ該中間通路と半径方向
    に同じ広がりを持ち半径方向へ延びる少なくとも１個の
    冷却導管から成り、該導管は前記中間通路と前記外面と
    の間の壁内に設けられると共に独占的に高熱負荷領域内
    に翼弦方向に設置され、該高熱負荷領域は、前記吸引面
    に沿って前記前縁から前記後縁まで翼弦方向距離の約０
    ％から２０％と、前記圧力面に沿って前記前縁から前記
    後縁までの翼弦方向距離の約１０％から７５％までにな
    っている構成の副冷却システムと、を有する冷却可能な
    エアフォイル。
  2. 【請求項２】 吸引面と該吸引面から横方向へ離間され
    た圧力面から成る外面を有し、該吸引面及び該圧力面が
    前縁から後縁へ翼弦方向に延びかつエアフォイルの根元
    からエアフォイルの頂点まで延びる構成の周壁と、 翼弦方向に隣接して半径方向へ延び少なくとも２つが結
    合されて冷却蛇行部を形成する中間通路より成る主冷却
    システムと、 該中間通路に実質的に平行でありかつ該中間通路と同じ
    広がりを持ち、該中間通路と前記外面との間の壁内に設
    けられた少なくとも１つの冷却導管より成り、該導管
    は、前記の結合された中間通路の少なくとも１つと同じ
    広がりをもって、該導管を通って流れる冷却剤が前記周
    壁からの熱を吸収し、これによって前記少なくとも１つ
    の中間通路を流れる冷却剤を熱絶縁するようになった構
    成の副冷却システムとから成る冷却可能なエアフォイ
    ル。
  3. 【請求項３】 吸引面と該吸引面から横方向に離間され
    た圧力面とから成る外面を有し、該吸引面及び該圧力面
    が前縁から後縁まで翼弦方向に延びると共にエアフォイ
    ルの根元からエアフォイルの頂部まで半径方向に延びる
    構成の周壁と、 該周壁により少なくとも部分的に境界づけられる半径方
    向へ延びる少なくとも１つの中間通路から成る主冷却シ
    ステムと、 該中間通路に実質的に平行でありかつ該中間通路と同じ
    広がりを有する少なくとも１つの冷却導管より成り、該
    導管が該中間通路と前記外面との間にありかつ横寸法と
    該導管から前記外面までの距離の約３倍を越えない翼弦
    寸法とを有する構成の副冷却システムとから成る冷却可
    能なエアフォイル。
  4. 【請求項４】 前記主冷却システムは、翼弦方向に隣接
    して半径方向に延びる中間通路の列から成り、該中間通
    路の少なくとも２つが連結されて冷却蛇行部を形成し、
    前記導管が該連結された中間通路の少なくとも１つと同
    じ広がりを有する請求項１に記載の冷却可能なエアフォ
    イル。
  5. 【請求項５】 前記導管は、横寸法と、該導管から前記
    外面までの距離の約３倍を越えない翼弦方向寸法とを有
    する請求項１に記載の冷却可能なエアフォイル。
  6. 【請求項６】 前記主冷却システムは、翼弦方向に隣接
    し半径方向に延びる中間通路の列より成り、該中間通路
    の少なくとも２つは連結されて冷却蛇行部を形成し、前
    記導管は該連結された中間通路の少なくとも１つと翼弦
    方向に同じ広がりを持ち、さらに、該導管は、横寸法
    と、該導管から前記外面への距離の約３倍を越えない翼
    弦方向寸法とを有する請求項１に記載の冷却可能なエア
    フォイル。
  7. 【請求項７】 前記導管は、横寸法と、該導管から前記
    外面への距離の約３倍を越えない翼弦方向寸法とを有す
    る請求項２に記載の冷却可能なエアフォイル。
  8. 【請求項８】 前記冷却導管は、前記高熱負荷領域の実
    質的全体に翼弦方向に分布されている請求項１に記載の
    冷却可能なエアフォイル。
  9. 【請求項９】 前記冷却導管は、前記エアフォイルの前
    記圧力面に沿って前記高熱負荷領域の実質的全体に翼弦
    方向に分布されている請求項１に記載の冷却可能なエア
    フォイル。
  10. 【請求項１０】 前記冷却導管は、前記エアフォイルの
    前記吸引面に沿って前記高熱負荷領域の実質的全体に翼
    弦方向に分布されている請求項１に記載の冷却可能なエ
    アフォイル。
  11. 【請求項１１】 翼弦方向に隣接する冷却導管は１以上
    の隙間によって中断される半径方向に延びるリブによっ
    て離間される請求項１乃至３のいずれかの１に記載の冷
    却可能なエアフォイル。
  12. 【請求項１２】 中間通路から副冷却システムまで延び
    前記間隔に整合され、半径方向に分布される１以上の補
    充路を設けて成る請求項１１に記載の冷却可能なエアフ
    ォイル。
  13. 【請求項１３】 各導管は、横寸法と、該横寸法を越え
    る翼弦方向寸法とを有する請求項１乃至３のいずれかの
    １に記載の冷却可能なエアフォイル。
  14. 【請求項１４】 前記導管は、各々、横寸法と翼弦方向
    寸法を有し、周壁によって境界づけられ、該周壁の一部
    は前記外面に接近しており、該接近部はそれから横方向
    に延びるトリップストリップの列を有し、該トリップス
    トリップは該導管の横方向寸法の約２０％を越え、望ま
    しくは該導管の横寸法の約５０％の高さを有する請求項
    １乃至３のいずれかの１に記載の冷却可能なエアフォイ
    ル。
  15. 【請求項１５】 前記トリップストリップは、半径方向
    の分離分だけ離間され、前記トリップストリップの高さ
    に対する半径方向の分離分の比は、約５と１０との間、
    望ましくは約５と７との間である請求項１４に記載の冷
    却可能なエアフォイル。
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