JP5306613B2 - 先端傾斜面タービンブレード - Google Patents

Description

本発明は、一般的にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンにおけるタービンブレードに関する。

ガスタービンエンジンでは、空気が、圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合されて燃焼ガスを発生する。様々なタービン段が、燃焼ガスからエネルギーを取り出してエンジンに動力を供給し、加工品を生産する。

高圧タービン（ＨＰＴ）が、燃焼器の直後に後続して、最高温の燃焼ガスからエネルギーを取り出し、１本のドライブシャフトを介して上流の圧縮機に動力を供給する。低圧タービン（ＬＰＴ）が、ＨＰＴに後続して、燃焼ガスから更なるエネルギーを取り出し、もう１本のドライブシャフトに動力を供給する。ＬＰＴは、航空機用ターボファンエンジン用途における上流ファンに動力を供給し、或いは船舶及び産業用途の外部シャフトに動力を供給する。

エンジン効率および燃料消費率（ＳＦＣ）は、最新のガスタービンエンジンにおける主要な設計目標である。様々なタービンロータのブレードおよびそれらの対応するノズル翼形部は、正確に構成される空気力学的な表面を有して、その速度および圧力の分布を制御し、空気力学的な効率を最大化する。

ブレードおよび翼形部の対応するエアロフォイルは、対向する前縁および後縁の間において翼弦内を軸方向に延在する略凹状の圧力側および略凸状の吸込み側を有する。エアロフォイルは、半径方向断面において三日月形の輪郭を有し、前縁から最大幅領域まで幅が急速に増大して、その後、後縁まで幅が徐々に減少する。

更に、エアロフォイルの周方向または直交方向における対向する側面は、根元から先端までの範囲において半径方向に延在する。エアロフォイルは、典型的には、超合金金属の鋳造物によって形成される薄い側壁を有し、効率を最大限にしつつ作動の間エアロフォイルを効率的に冷却すべく全てが詳細に調製される様々な実施例を有する内部冷却回路を備えている。

しかし、タービンエアロフォイルの空気力学的な設計は、その列全体における個々のエアロフォイルの三次元（３Ｄ）的な構成に照らして著しく複雑であり、作動の間にエアロフォイルの間に流路指定される燃焼ガスの流れもまた、それに対応して複雑である。設計および環境に関するこの複雑さに追加されるものは、作動の間に周囲の静止シュラウドの内部において高速で回転するタービンブレードの半径方向外側の先端の回りにおける特殊な流れ領域である。

ブレード先端およびタービンシュラウドの間における動作のクリアランスすなわちギャップは、回転する先端および静止シュラウドの間における不都合な摩擦なしにブレードおよびシュラウドの熱伸縮をも許容しつつ、それを介する燃焼ガス流の漏出を最小限にする実際的な程度まで小さいものでなければならない。

動作の間、タービン列における各ブレードは、支持ロータディスクを駆動し、エアロフォイル吸込み側が対向するエアロフォイル圧力側に至るまで回転させる。エアロフォイルは、典型的には、ロータディスクの周辺から半径方向において根元から先端まで捻れていて、その前縁は、協働するノズル翼形部の傾斜放出スワール角度に適合すべくエンジンの軸方向中心線の軸に対して斜め上流を向いている。燃焼ガスは、概ね軸方向下流の方向に流れ、周方向または接線方向の成分を先ず初めに１つの流れ方向においてエアロフォイル前縁に連動させ、続いて、その後縁の全体にわたってエアロフォイルを異なった流れ方向に残しておく。

エアロフォイルの圧力側および吸込み側は、それらの間における差圧と高温燃焼ガスからのエネルギー抽出とを最大化すべく、対応して異なっている３Ｄ輪郭を有する。凹状圧力側および凸状吸込み側は、前縁および後縁の間において且つ根元から先端まで対応して変化する、異なった速度および圧力の分布をもたらす。しかし、必要な先端クリアランスにおけるエアロフォイル先端を越えて漏れ出す燃焼ガスは、例えあったとしても、役に立つ仕事は殆ど何も実行しない。

更にタービンブレードの設計を複雑にすることは、結果として、作動の間にそれを越えて漏れ出す燃焼ガスの中に浸されて、作動の間におけるタービンブレードの長い有効寿命を保証すべくその適当な冷却を必要とする、露出したブレード先端となる。

最新のタービンブレード設計は、典型的には、前縁から後縁にまで至るエアロフォイルの圧力側および吸込み側の小さな半径方向拡張部であるスキーラ先端リブを組み込んでいる。それらの先端リブは、典型的には、断面が長方形であり、直交方向または周方向に離間して配置され、典型的には中空であるエアロフォイルおよびその中における内部冷却回路を取り囲む一体的な先端フロアを有するエアロフォイルの頂上に開放先端空洞を形成する。

小さな先端リブは、先端摩擦の場合に先端フロアおよび内部冷却回路を不都合な損傷から保護する犠牲的な材料を提供する。それらの先端リブは、燃焼ガス流フィールドの複雑さを増大させて、タービン効率、流れ漏出および先端冷却に影響を及ぼす局所的な二次的フィールドを導入する。

燃焼ガスの主要な流れ方向は、隣接するブレードの間に形成される流れ通路内の軸方向下流の方向である。その軸方向の流れもまた、各々のエアロフォイルの根元から先端まで半径方向に沿って変化する。これらの軸方向および半径方向の流れの変動は、燃焼ガスが各々のエアロフォイルの圧力側および吸込み側の間において漏出するエアロフォイル先端を越える場所では更に大きくなる。

従って、その先行技術は、タービン効率、先端漏出および先端冷却を包含する種々の問題および性能検討事項に対処する様々なタービンブレード先端の構成で満たされている。これらの３つの重要な検討事項は、少なくとも部分的には相互依存関係にあるが、エアロフォイル先端における種々の圧力側および吸込み側の全体にわたり且つ前縁および後縁の間におけるその複雑な３Ｄ的流れは、その評価を非常に複雑にする。
米国特許第３，６３５，５８５号 米国特許第３，７８１，１２９号 米国特許第４，０１０，５３１号 米国特許第４，１４２，８２４号 米国特許第４，３９０，３２０号 米国特許第４，４２４，００１号 米国特許第４，６０６，７０１号 米国特許第４，８９３，９８７号 米国特許第４，９４０，３８８号 米国特許第４，８９３，９８７号 米国特許第４，９９２，０２５号 米国特許第５，２６１，７８９号 米国特許第５，２８２，７２１号 米国特許第５，４７６，３６４号 米国特許第５，５０３，５２７号 米国特許第５，６６０，５２３号 米国特許第５，５６４，９０２号 米国特許第５，６６０，５２３号 米国特許第５，７２０，４３１号 米国特許第６，０３９，５３１号 米国特許第６，０５９，５３０号 米国特許第６，０８６，３２８号 米国特許第６，１６４，９１４号 米国特許第６，２２４，３３６号 米国特許第６，５２７，５１４号 米国特許第６，５５４，５７５号 米国特許第６，５９５，７４９号 米国特許第６，６７２，８２９号 米国特許第６，７９０，００５号

しかし、最新のコンピュータ計算流体力学（ＣＦＤ）は、ガスタービンエンジンにおける複雑な３Ｄ的流れを数学的に分析する能力を向上させる強力なソフトウェアを包含していて、タービンブレード設計における更なる改善が実現され得るメカニズムを提供する。

例えば、先端の流れ漏出を削減し、或いはタービン効率を上昇させ、或いは先端冷却を向上させ、或いは別個であるかまたは一緒にしたこれらのファクタの何らかの組合せによって、タービンブレード先端の設計を改善することが所望されている。

タービンブレードは、先端フロアから延在して先端空洞を形成する第１および第２の先端リブを包含する。出口傾斜面は、それらのリブに架橋し、フロアから後方に向かって高さを増す。

図１は、ガスタービンエンジンのＨＰＴにおいて使用される例示的な第１段タービンロータブレード１０を示す。ブレードは、典型的には、一体的なワンピース組立体において、エアロフォイル１２と、その根元におけるプラットフォーム１４と、支持ダブテール１６とを備えて、超合金金属から鋳造される。

ダブテール１６は、図１に示された軸方向進入ダブテールのような任意の従来的な形態を有していても良く、それが、ブレードを支持ロータディスク（図示せず）の周辺における対応するダブテールスロットの中に取り付ける。ディスクは、互いに離間して周方向に配置されるブレードの列全体を保持し、ブレード間流れ通路をその間に形成する。

動作の間、燃焼ガス１８は、エンジン（図示せず）の燃焼器内において生成され、そこからエネルギーを抽出して支持ロータディスクに動力を供給する対応タービンブレード１０の全体にわたって適切に下流に流路指定される。個々のプラットフォーム１４は、燃焼ガスのための半径方向内側の境界線を提供し、タービンブレードの列全体において隣接プラットフォームに対して隣接する。

図１および２に示されたエアロフォイル１２は、対向する前縁および後縁２４，２６の間で翼弦内において軸方向に延在する周方向または直交方向の対向する圧力側および吸込み側２０，２２を包含し、エアロフォイルの根元２８からの範囲において半径方向に延在して、半径方向外側の先端キャップすなわち先端３０において終端する。エアロフォイルの圧力側２０は、前縁および後縁の間において略凹状であり、前縁および後縁の間における略凸状のエアロフォイルの吸込み側２２を補完する。

エアロフォイルの圧力側および吸込み側２０，２２の外側表面は、ガスからのエネルギー抽出を最大化すべく作動の間にその全体にわたって対応する燃焼ガスの速度および圧力の分布をもたらすように従来的に構成される典型的な三日月形の形状または輪郭を有する。

図２は、燃焼ガスからエネルギーを抽出するために必要に応じてエアロフォイルの根元から先端まで適切に変化するエアロフォイルおよびその典型的な三日月形の輪郭の例示的な半径方向断面を示す。様々な半径方向断面に共通するものは、前縁２４からエアロフォイルの翼弦中央の直前における最大幅のハンプ位置まで後方に向かって急速に直交方法の幅を増大させるエアロフォイルであり、その後、エアロフォイルは狭隘または薄手の後縁２６まで幅を徐々に減少させる。

エアロフォイル１２は、典型的には中空であり、前縁の後および後縁の前における対応する流れ通路内において終端する図示の２つの３通路蛇行回路のような任意の従来的な構成を有し得る内部冷却回路３２を包含する。冷却回路は、プラットフォームおよびダブテールを貫通して延在し、ダブテールのベースにおける対応する入口が、任意の従来的な様式に従ってエンジンの圧縮機（図示せず）からの加圧冷却空気３４を受容する。

このようにして、ブレードは、根元から先端まで且つ前縁および後縁の間において、内部の冷却空気によって内部的に冷却され、その冷却空気は、その後、従来的なサイズおよび構成のフィルム冷却孔の様々な列における薄手のエアロフォイル側壁を介して排出され得る。

エアロフォイルの前縁が典型的には最も高温の進入燃焼ガスに曝されるので、その専用冷却が、任意の適切な様式に従って提供される。そして、エアロフォイルの薄手の後縁領域は、典型的には、消費した冷却空気の一部を排出する圧力側後縁の冷却スロットの列を包含する。

上述のように、図１において初めに示されたタービンエアロフォイル１２は、正確に構成された３Ｄ的な外側輪郭を有し、その輪郭は、前縁２４から後縁２６まで軸方向下流の方向に流れるとき、それに対応して燃焼ガス１８の速度および圧力の分布に影響を与える。それらのブレードは、支持ディスクの周辺に取付けられ、作動の間に回転し、それが、エアロフォイルの範囲に沿った燃焼ガスの典型的には外側方向の移動を備えて、燃焼ガスにおける第２の流れフィールドを生成する。

更にまた、エアロフォイルの圧力側２０上の燃焼ガスの相対的な圧力は、エアロフォイルの吸込み側に沿った圧力より高いものであり、作動の間におけるブレードの対応する回転と共に、作動の間に露出エアロフォイル先端３０を越えて上向き半径方向に流れるので、燃焼ガス流フィールドにおける第２または第３の影響を更に導入する。

上述のタービンロータのブレードは、例えばＨＰＴの第１段を包含して、ガスタービンエンジン用の構成および作動において従来的なものであっても良い。従来的なブレードは、その後、以下で説明するように、エアロフォイル先端３０において、それぞれにエアロフォイルの圧力側および吸込み側すなわち側壁２０，２２の半径方向の一体的な拡張部であり、それに対して輪郭または湾曲において整合するようにした第１および第２のスキーラ先端リブ３６，３８を包含させるべく修正されても良い。

第１リブすなわち圧力側リブ３６は、エアロフォイルの凹状圧力側２０の形状または輪郭に対して翼弦方向に整合し、それに対応して、第２リブすなわち吸込み側リブ３８もまた、エアロフォイルの凸状吸込み側２２に対して翼弦方向の輪郭において整合する。

図１および図３に示す２つのリブ３６，３８は、内部冷却回路３２を取り囲む共通の先端フロア４０から半径方向外向きに延在する。先端フロア４０は無孔性であっても良く、或いはエアロフォイルの内部から消費した冷却空気を排出する小さな冷却孔または大きなダスト穴を包含していても良い。

２つのリブ３６，３８は、軸方向または翼弦方向に対向する前縁および後縁２４，２６の間においてエアロフォイルのそれぞれの圧力側および吸込み側２０，２２に沿って連続的に延在し、先端凹部すなわち空洞４２のための全周囲境界線を形成して提供する。先端空洞は、好ましくは先端フロアの上において共通の安定した高さを有する周囲の先端リブ３６，３８に対して面一である開放口すなわち入口を備えて外向き半径方向に向いている。

図３において図式的に示されるように、作動の間、燃焼ガス１８は、エアロフォイル前縁２４に沿って分裂して、エアロフォイルの対向する圧力側および吸込み側に沿って下流方向に流れる。これらの燃焼ガスの幾分かは、半径方向外向きに移動してエアロフォイル先端を越えて流れ、開放先端空洞４２に進入する。開放先端空洞の内部において、燃焼ガスは、第２または第３の流れフィールドおよび渦巻きを展開させて、後縁２６に向かって後方に流れる。

従って、エアロフォイル先端は、薄手の後縁２６の近傍において対向する先端リブ３６，３８に対して直交方向に架橋する排出傾斜面すなわち出口傾斜面４４を包含させるべく詳細に修正される。出口傾斜面は、先端フロア４０の後方端に対するその接合部から後縁に向かって後方に隆起しすなわち高さを増す。

出口傾斜面４４は、図４では、エアロフォイルの翼弦方向軸に沿った長手方向の輪郭で示され、図５では、対向する圧力側および吸込み側の間におけるエアロフォイルの幅を横断する直交方向断面で示されている。出口傾斜面は、前縁２４に向かって前方に延在して、２つのリブ３６，３８の間において先端フロア４０の後方端に対して滑らかに融合する前方ランド４６を包含する。更に、傾斜面は、後縁２６に向かって後方に延在して、エアロフォイル先端の外側すなわち頂部の表面に対して滑らかに融合する後方ランド４８をも包含する。

２つのランド４６，４８は、前方ランド４６が高い後方ランド４８よりも高さが低くなるようにして、先端空洞の対向する部分に対して別様に融合するように別様に構成される。出口傾斜面４４は、好ましくは、前方ランド４６から高い後方ランド４８まで外側方向に傾斜し或いは傾けられる中央ランド５０をも包含する。

図３から図５は、エアロフォイルの凹状圧力側２０および凸状吸込み側２２が後縁２６に向かって共に後方に収束することを示している。先端リブ３６，３８もまた、それらがエアロフォイル側面の外側端部と共に一体的であるので、同様に共に後方に向かって収束する。

先端空洞４２は、２つのリブ３６，３８によって完全に画成されるので、それ自身もまたエアロフォイル後縁に向かって幅が後方に収束する。２つのリブ３６，３８は、前縁２４において前方リブ接合部を共有し、その後、発散して、後縁におけるもう１つの接合部まで直交方向の間隔を置いて後方に収束する。

特に、エアロフォイル後縁２６は、比較的薄手であり、２つの薄手リブ３６，３８は、共通の後方リブ接合部５２における後縁の直上流において互いに平行に接合し或いは融合する。リブ接合部は、２つのリブ３６，３８の各々よりも初めは幅広であり、典型的には、従来的な慣行において共通のリブ部における薄手の後縁２６に向かって後方に収束する。

従って、出口傾斜面４４は、それが後方のリブ接合部５２においてその最小幅に収束する先端空洞４２の後方端部において導入される。出口傾斜面は、より低い高さの先端フロア４０からより高い高さのリブ接合部５２まで空気力学的にスムーズな移行部を提供し、先端フロア４０の上における共通でありすなわち面一である高さにおいて共通の半径方向外側の外部表面を２つのリブ３６，３８と共に共有する。

図５は、タービンロータのブレードの列全体を取り囲んで、シュラウドの内側表面とエアロフォイル先端の半径方向外側の外部表面との間における比較的小さな半径方向クリアランスすなわちギャップを提供する従来的なタービンシュラウド５４の一部を示している。動作の間に、燃焼ガス１８の一部は、エアロフォイル圧力側から対向するエアロフォイル吸込み側に向かって先端クリアランスを介して直交方向に漏出する。

図３から図５に示される出口傾斜面４４の導入は、エアロフォイル先端空洞４２から排出されて、エアロフォイルの後縁領域を越えて漏れ出す燃焼ガスに遭遇する燃焼ガスのための空気力学的にスムーズな移行部を提供する。

図４は、燃焼ガスの空気力学的にスムーズな移行部を提供する、エアロフォイルの翼弦方向または軸方向における出口傾斜面４４の好適な輪郭すなわち外形を示している。先端空洞の後方端部から排出される燃焼ガスの流れ分離を削減し或いは取り除き、それに対応して、それに付随する圧力損失を削減することが所望されている。

図示の通り、傾斜面４４は、傾斜面それ自体の始点における先端空洞４２の対応する深さＤよりも好ましくは大きいものであるその長手方向または翼弦方向における全長Ｌを有する。

傾斜面４４は、好ましくはそれに沿って流れる燃焼ガスの流れ分離を最小化するに足るほど十分に浅いものである鋭角傾斜すなわち傾斜面角度Ａにおいて、後方に向かって傾斜されすなわち隆起する。傾斜面傾斜角度は、流れ分離に影響を及ぼす流れ特性に応じて約１５度から約６０度であっても良い。

図５に示すように、傾斜面４４は、前方および後方のランド４６，４８の間における幅Ｗが後方に向かって減少しすなわち収束するものであり、それと同時に、傾斜面は、それらの間において高さを増す。

この構成では、出口傾斜面４４の直上における先端空洞の後方部分は、傾斜面を越える下流の流れ領域を減少させ、それに対応して、それに沿って流れる燃焼ガスを加速する。この局所的な流れの加速は、燃焼ガスの速度および運動量を増大させて、タービンブレードの空気力学的な性能を向上させる。

図４は、前方および後方のランド４６，４８が、傾斜面の長手方向または下流の方向においてそれぞれに先端フロア４０およびリブ接合部５２に対して別様に融合する様式を示している。前方ランド４６は、好ましくは翼弦方向において凹状であり、外側方向に向いていて、比較的平坦な先端フロア４０に対して滑らかに融合する。それに対応して、後方ランド４８は、好ましくは、それがリブ接合部５２の外側表面に対して融合する場所において外側方向に凸状である。

図５に示すように、出口傾斜面４４は、好ましくは２つの対向するリブ３６，３８の間におけるその直交方向の幅に沿って真直であり、比較的小さな弧状フィレットによってそれに対して接合される。出口傾斜面の幅Ｗは、その利益を低下させるかまたは取り除いてしまう約３０ミル（７．６ミリメータ）の適当な最小限の値よりも小さいものであってはならない。先端空洞または出口傾斜面の何れかが余りに狭隘であるならば、狭隘な領域内においてエアロフォイル先端を越えて漏れ出す燃焼ガスは、例えあるとしても、空気力学的な性能を僅かにのみ改善させて、空洞のそのような狭隘な部分を単純に越えて流れ出すだけである。

上述のように、出口傾斜面の全長Ｌは、先端空洞の深さＤより好ましくは大きいものであり、燃焼ガスを空洞から滑らかに出して流路指定する適切な段階的移行部を有するためにはその深さの約３倍であっても良い。中央ランド５０は、前方ランド４６よりも好ましくは翼弦方向に長いものであり、それに対して滑らかに且つ同延的に融合する。更に、中央ランド５０は、後方ランド４８よりも好ましくは長いものであり、ここでもまた、それに対して滑らかに且つ同延的に融合する。

このようにして、前方および後方のランド４６，４８は、それに対応して出口傾斜面の底部および頂部において異なった移行部を提供しても良く、中央ランド５０が先端空洞の深さの対応する大部分の全体にわたって長い移行部を提供することになる。

前方ランド４６が好ましくは凹状であり、後方ランド４８が好ましくは凸状であるので、中央ランド５０は、空気力学的な性能を向上させるべく、任意の適当なものであり、且つ好ましくは異なっている輪郭をそれらの間において有しても良い。例えば、中央ランド５０は、燃焼ガスを先端空洞から効率的に排出させるべく、前方および後方ランドの間において翼弦方向に真直であっても良い。

図１、図３、図５に示される例示的な実施例では、２つの先端リブ３６，３８は、エアロフォイルの圧力側および吸込み側を完全に画成して、単一の出口傾斜面４４になるように後方に向かって収束する単一の先端空洞４２を形成する。このようにして、先端漏出ガスの幾分かは、前縁２４の近傍において第２リブ３８を越えて漏れ出し、先端空洞４２に進入して、出口傾斜面４４に向かって後方に流れる。２つのリブ３６，３８の後方端部によって画成される出口傾斜面は、その後、先端空洞から排出されるガスを加速する。先端空洞の内部において失われる圧力がより少なくなり、それに対応して、そのことが、空洞の圧力を増大させ、続いて、エアロフォイル先端を越える漏出を削減する。

出口傾斜面４４は、第１リブ３６の実質的な全長にわたって延在する弧状フレア５６のようなその他の機構と組み合せて、図１から図５に示されたタービンロータのブレードに導入されても良い。フレア５６は、エアロフォイル圧力側２０から半径方向外側に向かって発散し、先端シュラウドクリアランスを介する燃焼ガスの流れに対する抵抗を増大させる。

ＣＦＤ分析が、フレア５６を備えたものおよびそれを欠いたものに関して、更には、その他の点では従来的である第１および第２の先端リブ３６，３８の性能に影響を与える出口傾斜面またはフレアの何れかを欠いた基準エアロフォイル先端に関しても、図１から図５に示された例示的なエアロフォイル先端に対して実行された。

フレアを欠いた実施例において、エアロフォイル先端を越える燃焼ガスの漏出は、出口傾斜面を導入することによって大きく削減され得るものであり、タービン効率の大きな改善もまた獲得され得る。

図３および図５に示された出口傾斜面４４および圧力側先端フレア５６の両者を包含する組合せの実施例の場合には、例えば、先端漏出における検知可能な変化は、何も観察されなかった。しかし、フレアの導入は、出口傾斜面単独の使用から獲得されるタービン効率を更に増大させる。

出口傾斜面４４の相対的な単純さに照らして、それは、１つまたはそれ以上の先端空洞を有するタービンロータのブレードの様々なその他の実施例において使用されても良い。

例えば、図６は、図１に示されたタービンブレードに関するフレア５６を欠いた代替的な先端の構成を示している。この構成の場合には、１つまたはそれ以上の先端バッフル５８が、出口傾斜面４４の前方において２つのリブ３６，３８に直交して架橋している。図６では、先端バッフル５８の２つが設けられ、翼弦方向に離間して配置され、エアロフォイルの対向する側面に架橋する３つの先端空洞すなわちポケットを形成している。

上述の出口傾斜面４４は、図６における最後の先端空洞または後方の先端空洞に対して同様に導入されても良く、リブ接合部５２を越えてそこから後方に滑らかに燃焼ガスを排出する。この実施例では、出口傾斜面の中央ランドは、翼弦方向において僅かに凸状であっても良く、凸状の後方ランドに融合する。

図７は、別様に構成される先端バッフル６０が前縁２４の近傍における第２リブ３８の前方部分から後縁２６の前方における同じ第２リブ３８の後方部分まで翼弦方向に延在する、フレア付きエアロフォイル先端の更にもう１つの実施例を示している。翼弦方向バッフル６０は、エアロフォイル先端を、圧力側２０に沿って延在する第１先端空洞４２と、エアロフォイル先端の最大幅の領域内において吸込み側２２に沿って延在する第２先端空洞４２とに分岐させる、
この実施例では、２つの先端空洞４２の各々は、その後方端部において出口傾斜面４４の対応するものを包含しても良い。先端バッフル６０の後方端部は、第２リブ３８の中間部分に融合して、２つのリブ３６，３８の後方端部の間におけるリブ接合部５２のような対応するリブ接合部を提供する。

両者の先端空洞４２は、下流の方向に収束し、対応する出口傾斜面４４は、その中に導入され得るものであり、２つの空洞の各々からの燃焼ガスの空気力学的にスムーズな排出を提供して、吸込み側の第２リブ３８の対応する部分を越えて排出させる。

図８は、別様な先端バッフル６２が前縁２４の近傍における第２リブ３８の前方部分から後縁２６の前方における対向する第１リブ３６の中間部分まで後方に向かって翼弦方向に延在する、フレアを欠いたエアロフォイル先端の更にもう１つの実施例を示している。翼弦方向の先端バッフル６２は、エアロフォイル先端を、圧力側２０に沿った第１先端空洞４２と、吸込み側２２に沿った第２先端空洞４２とに分岐させる。２つの先端空洞の各々は、その後方端部において出口傾斜面４４のそれぞれのものを包含しても良い。

図７では、先端バッフル６０は、第２リブ３８の凸状輪郭に対向し且つその反対方向にあり第１リブ３６の凹状輪郭にも対向する、翼弦方向輪郭を有する。図８では、先端バッフル６２は、第２リブ３８の凸状輪郭と同様であり或いはそれに整合し且つ第１リブ３６の凹状輪郭にも整合する、翼弦方向輪郭を有する。

図７および８に示された両者の実施例では、それぞれの先端バッフル６０，６２は、エアロフォイル先端を、共通の後縁２６に向かう後方の方向において延在する２つの空洞になるように直交方向に分岐させる。両者の実施例における両者の空洞は、エアロフォイルが後縁に向かって収束するにつれて収束する。そして、収束する出口傾斜面４４は、タービン効率および先端フロー漏出における同様な利点を求めて、両者の実施例における両者の空洞の後方端部に導入されても良い。

以上に開示した様々なエアロフォイル先端の様々な実施例は、タービンロータのブレードの異なった空気力学的な性能を結果として生じる。エアロフォイルの圧力側および吸込み側の全体にわたって下流に流れるときの燃焼ガスの速度および圧力の分布は、それに対応して、その様々な設計に応じてエアロフォイル先端の全体にわたって変化する。

それ故、以上に開示した出口傾斜面４４の特殊な構成およびサイズは、個々のエアロフォイル先端設計が、例えあるとしても僅かなその流れ分離のみを備えて、対応する出口傾斜面を越えて先端空洞から燃焼ガスを排出させることを要求するので、変化しても良い。先端空洞を介する先端ガスの流れにおける圧力損失を削減することは、それに対応して、先端空洞における圧力を増大させて、エアロフォイル先端を越える先端流れ漏出を削減する。

出口傾斜面を越えて排出される空洞の流れは、より高い速度およびより高い運動量まで加速され、それに対応して、別様に構成されるエアロフォイル先端における出口傾斜面の様々な設計および様々な配置のための様々な量においてタービン効率を改善する。

本文では本発明の好適且つ例示的な実施例であると考慮される内容が説明されてきたが、本発明のその他の修正が、本文における教示内容から当該分野の技術者にとっては明白であり、それ故、そのような全ての修正は、本発明の本質的な精神および範囲の中に納まるものとして添付請求項の中において保証されるように所望される。

従って、特許によって保護を求めるものは、特許請求の範囲に記載された請求項において規定され識別される発明である。

本発明は、好適且つ例示的な実施例に従って、更なる目的およびその利点と共に、添付図面に関連して考慮される以下の詳細な説明において更に詳細に説明される。
例示的なタービンロータのブレードの一部断面等角投影図である。 図１に示され、線２−２に沿って捕捉されたタービンのエアロフォイルを介する半径方向断面図である。 図１に示されたエアロフォイル先端の正面等角投影図である。 図１に示され、線４−４に沿って捕捉されたエアロフォイル先端の後方端部を介する翼弦方向断面図である。 図３に示され、線５−５に沿って捕捉されたエアロフォイル先端を介する直交方向断面図である。 図１に示されたエアロフォイル先端の代替的な実施例に従った等角投影図である。 図１に示されたエアロフォイル先端の代替的な実施例に従った等角投影図である。 図１に示されたエアロフォイル先端の代替的な実施例に従った等角投影図である。

符号の説明

１０ ロータブレード
１２ エアロフォイル
１４ プラットフォーム
１６ 支持ダブテール
１８ 燃焼ガス
２０ 圧力側
２２ 吸込み側
２４ 前縁
２６ 後縁
２８ エアロフォイルの根元
３０ 先端
３２ 冷却回路
３４ 冷却空気
３６ 第１先端リブ
３８ 第２先端リブ
４０ 先端フロア
４２ 先端空洞
４４ 出口傾斜面
４６ 前方ランド
４８ 後方ランド
５０ 中央ランド
５２ リブ接合部
５４ タービンシュラウド
５６ フレア
５８ 先端バッフル
６０ 先端バッフル
６２ 先端バッフル

Claims (7)

1. タービンブレード（１０）であって：
   エアロフォイル（１２）、プラットフォーム（１４）および一体的なダブテール（１６）を含み；
   前記エアロフォイル（１２）は、対向する前縁および後縁（２４，２６）の間において翼弦方向に延在し、且つ根元（２８）から先端（３０）までの範囲において長手方向に延在する、周方向に対向する圧力側および吸込み側（２０，２２）を有し；
   前記先端（３０）は、前記前縁および後縁（２４，２６）の間において前記圧力側および吸込み側（２０，２２）に沿って先端フロア（４０）から外側方向に延在する第１および第２の先端リブ（３６，３８）を包含して、先端空洞（４２）を形成し；
   出口傾斜面（４４）が、前記後縁（２６）近傍におけるその後方接合部において前記第１および第２のリブ（３６，３８）に架橋し、前記先端フロア（４０）から後方に向かって高さを増し、
   前記圧力側（２０）は凹状であり、前記吸込み側（２２）は凸状であり、共に前記後縁（２６）に向かって後方に収束し；
   前記第１および第２の先端リブ（３６，３８）は、それぞれに前記圧力側および吸込み側（２０，２２）と共に一体的であり、前記先端空洞（４２）を前記リブ接合部（５２）に達するまで後方に向かって幅を収束させるべく画成し；
   前記傾斜面（４４）は後方に向かって幅が収束し、
   前記傾斜面（４４）は、前方に向かって前記先端フロア（４０）に滑らかに融合する前方ランド（４６）と、前記リブ接合部（５２）に滑らかに融合する後方ランド（４８）と、前記前方ランド（４６）から前記後方ランド（４８）まで外側方向に傾斜する中央ランド（５０）とを包含する、
   タービンブレード（１０）。
2. 前記傾斜面（４４）は前記先端空洞（４２）の深さよりも大きい長さを有する、請求項１に記載のタービンブレード（１０）。
3. 前記前方および後方のランド（４６，４８）は、前記先端フロア（４０）およびリブ接合部（５２）に対して別様に融合する、請求項１に記載のタービンブレード（１０）。
4. 前記前方ランド（４６）は翼弦方向に凹状であり、前記後方ランド（４８）は翼弦方向に凸状である、請求項１に記載のタービンブレード（１０）。
5. 前記中央ランド（５０）は、前記前方ランド（４６）より長めであり且つそれに対して滑らかに融合し、更に、前記後方ランド（４８）より長めであり且つそれに対して滑らかに融合する、請求項１に記載のタービンブレード（１０）。
6. 前記中央ランド（５０）は翼弦方向において真直である、請求項１に記載のタービンブレード（１０）。
7. 前記第１および第２の先端リブ（３６，３８）は、後方に収束して単一の出口傾斜面（４４）になる単一の先端空洞（４２）を形成すべく前記圧力側および吸込み側（２０，２２）を画成する、請求項１に記載のタービンブレード（１０）。
   

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