ガスタービンロータブレードを冷却する方法及び装置
【課題】ガスタービンロータブレードを冷却する方法及び装置を提供すること。
【解決手段】前縁（４８）及び後縁（５０）にて共に結合されて、これらの間にキャビティ（５６）が形成されるようになる、第１の側壁（４４）及び第２の側壁（４６）を含む、ガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（４２）が提供される。中央プレナム（５８）及びインピンジメントチャンバ（６０）がキャビティ内に形成される。中央プレナムは、冷却流体をインピンジメントチャンバに送り、ここで冷却流体が側壁に衝突する。冷却流体は、フィルム冷却孔（８０）を介してインピンジメントチャンバから排出される。
【解決手段】前縁（４８）及び後縁（５０）にて共に結合されて、これらの間にキャビティ（５６）が形成されるようになる、第１の側壁（４４）及び第２の側壁（４６）を含む、ガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（４２）が提供される。中央プレナム（５８）及びインピンジメントチャンバ（６０）がキャビティ内に形成される。中央プレナムは、冷却流体をインピンジメントチャンバに送り、ここで冷却流体が側壁に衝突する。冷却流体は、フィルム冷却孔（８０）を介してインピンジメントチャンバから排出される。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的に、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンロータ組立体を冷却するための方法及び装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンロータ組立体は通常、円周方向に間隔を置いて配置されたロータブレードの少なくとも１つの列を含む。各ロータブレードは、前縁及び後縁にて共に接続された正圧側面及び負圧側面を有する翼形部を含む。各翼形部は、ロータブレードプラットフォームから半径方向外向きに延びる。各ロータブレードはまた、ダブテールを含み、該ダブテールは、プラットフォームとダブテールとの間に延びるシャンクから半径方向内向きに延びる。ダブテールは、ロータ組立体内のロータブレードをロータディスク又はスプールに取り付けるのに用いられる。公知のブレードは、翼形部、プラットフォーム、シャンク、及びダブテールによって少なくとも部分的に冷却キャビティが形成されるように中空である。
【０００３】
高温の燃焼ガスに曝されることによる翼形部への損傷を阻止できるようにするために、公知の翼形部は、翼形部を通る冷却流体を運ぶ内部冷却回路を含む。少なくとも一部の公知の高圧タービンブレードは、冷却ガスの経路がブレード先端まで半径方向外向きに配向され、ここで流れが反転して、ブレード根元に向けて半径方向内向きに戻るように蛇行した内部冷却キャビティを含む。流れは、ロータを通って流出することができ、又は、後縁の孔に配向されて、後縁の表面全体にわたってガスが流れ、後縁を冷却できるようにする。具体的には、少なくとも一部の公知のロータブレードは、圧縮機ブリード空気を側壁間に形成されたキャビティ内に送り、側壁を対流冷却する。インピンジメント冷却を用いて追加冷却を達成することができ、ここではインピンジメントインサートが、インピンジメントジェットアレイにより冷却流体を翼形部の後縁の内側表面に送り、後縁に沿った翼形部の冷却を可能にする。しかしながら、製造上の制約によって制限されるこれらの回路は、翼形部の壁から熱を除去するのには効果的ではないキャビティの中心を通して冷却流体を送るので、効率的ではない。
【発明の概要】
【０００４】
１つの実施形態において、ガスタービンエンジン用の翼形部が提供される。翼形部は、前縁及び後縁にて共に結合されてこれらの間にキャビティが形成されるようになる第１の側壁及び第２の側壁を含む。中央プレナムは、キャビティ内に形成され、中央プレナム壁を有する。インピンジメントチャンバは、キャビティ内に形成され、中央プレナムを実質的に囲む。中央プレナムは、インピンジメントチャンバと流体連通している。
【０００５】
別の実施形態において、圧縮機、燃焼器、及び圧縮機に結合されたタービンを備えるガスタービンエンジン組立体が提供される。タービンは、前縁及び後縁にて共に結合されて、これらの間にキャビティが形成されるようになる、第１の側壁及び第２の側壁を含む。中央プレナムは、キャビティ内に形成され、中央プレナム壁を有する。インピンジメントチャンバは、キャビティ内に形成され、中央プレナムを実質的に囲む。中央プレナムは、インピンジメントチャンバと流体連通している。
【０００６】
更に別の実施形態において、ガスタービンエンジン用のロータブレードを製造する方法が提供され、ここでロータブレードは、前縁及び後縁にて共に結合されて、これらの間にキャビティが形成されるようになる、第１の側壁及び第２の側壁を有する翼形部を含む。本方法は、中央プレナム壁を有する中央プレナムをキャビティ内に形成する段階と、中央プレナムを実質的に囲み且つ中央プレナムと流体連通したインピンジメントチャンバを形成する段階と、を含む。
【図面の簡単な説明】
【０００７】
【図１】例示的なガスタービンエンジンの概略図。
【図２】図１に示すガスタービンエンジンと共に用いることができる例示的なロータブレードの斜視図。
【図３】線１に沿って切り取られたロータブレードの一部の斜視図。
【図４】線１に沿って切り取られたロータブレードの一部の断面図。
【発明を実施するための形態】
【０００８】
図１は、ファン組立体１２、高圧圧縮機１４、及び燃焼器１６を含むガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧タービン１８、低圧タービン２０、及びブースター２２を含む。ファン組立体１２は、ロータディスク２６から半径方向外向きに延びるファンブレード２４のアレイを含む。エンジン１０は、吸気側２８と排気側３０とを有する。１つの実施形態において、エンジン１０は、オハイオ州シンシナティ所在のＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｅｎｇｉｎｅｓから商業的に入手可能なＣＴ７エンジンである。
【０００９】
作動時には、ファン組立体１２を通って空気が流れ、加圧された空気が高圧圧縮機１４に供給される。高圧空気は燃焼器１６に送給される。燃焼器１６からの空気流（図１には図示せず）は、タービン１８及び２０を駆動し、該タービン２０はファン組立体１２を駆動する。
【００１０】
図２は、ガスタービンエンジン１０と共に使用できるロータブレード４０の斜視図である。図３は、線１に沿って切り取られたロータブレード４０の一部の斜視図である。図４は、線１から見たロータブレード４０の断面図である。１つの実施形態において、複数のロータブレード４０がガスタービンエンジン１０の高圧タービンロータブレード段（図示せず）を形成する。各ロータブレード４０は、中空翼形部４２と、翼形部４２を公知の方法でロータディスク（図示せず）に取り付けるのに使用される一体形ダブテール４３とを含む。
【００１１】
翼形部４２は、第１の側壁４４及び第２の側壁４６を含む。第１の側壁４４は、凸面状であり、翼形部４２の負圧側面を定め、第２の側壁４６は、凹面状であり、翼形部４２の正圧側面を定める。側壁４４及び４６は、前縁４８において、及び前縁４８から下流側にある翼形部４２の軸方向に離間した後縁５０において共に接続される。翼形部４２は、翼形部先端５４とブレード根元５２との間で側壁４４及び４６に沿って半径方向に間隔を置いて配置された複数のフィルム孔５１を含み、冷却流体を翼形部４２から排出し、翼形部４２の外側表面５３の冷却を促進するようにする。フィルム孔５１は、第１の側壁４４又は第２の側壁４６の何れかの上にあり、本明細書で記載されるように翼形部４２が機能することができるあらゆる数又は位置のものとすることができる。翼形部４２はまた、後縁５０に沿って翼形部先端５４とブレード根元５２との間に半径方向に間隔を置いて配置される複数の後縁スロット５５を含み、冷却流体を翼形部４２から排出し、翼形部後縁５０の冷却を促進するようにする。フィルム冷却５１及び後縁スロット５５により強化される熱伝達により、翼形部外側表面５３に沿った冷却が促進される。
【００１２】
第１の側壁４４及び第２の側壁４６はそれぞれ、ダブテール４３に隣接して位置付けられるブレード根元５２から、内部キャビティ５６の半径方向外側境界を定める翼形部先端５４に半径方向に延びる。キャビティ５６は、翼形部４２内の側壁４４及び４６間に定められる。例示的な実施形態において、キャビティ５６は、中央プレナム５８と、インピンジメントチャンバ６０とに分割される。
【００１３】
中央プレナム５８は、内側表面６２及び外側表面６４を有し、中央プレナム壁６６を共に定める。中央プレナム５８は、ブレード根元５２から翼形部先端５４まで半径方向に延びて、エンジン１０内に位置する冷却流体源（図示せず）と流れ連通する。或いは、中央プレナムは、翼形部４２の一部に沿ってブレード根元５２から翼形部先端５４まで半径方向に延びることができる。
【００１４】
１つ又はそれ以上のストラット６８が、中央プレナム壁６６からインピンジメントチャンバ６０を通って第１及び第２の側壁４４及び４６に延びる。ストラット６８は、中央プレナム壁６６を支持し、インピンジメントチャンバ６０が中央プレナム５８を実質的に囲むことができるようにする。例示的な実施形態において、ストラットの１つの列７０は、中央プレナム壁６６を第１の側壁４４に結合し、ストラットの第２の列７２は、中央プレナム壁６６を第２の側壁４６に結合する。或いは、列状に配列されるかどうかに関係なく、あらゆる数のストラット６８が中央プレナム壁６６を第１及び第２の側壁４４及び４６に結合することができる。
【００１５】
例示的な実施形態において、ストラットの第１及び第２の列７０及び７２は各々、少なくとも１つのストラット６８を含む。列７０及び７２の各ストラット６８は、隣接するストラット６８と実質的に整列され、列７０及び７２各々がブレード根元５２から翼形部先端５４まで直線又は実質的に直線状に延びるようになる。或いは、各ストラット６８は、翼形部４２が本明細書で記載される機能を果たすことを可能にするあらゆる向き、配列、間隔、サイズ、長さ、及び／又は幾何形状を有することができる。
【００１６】
少なくとも１つの孔８０、又はインピンジメントジェットが内側表面６２から外側表面６４に延びる。孔８０は、中央プレナム５８をインピンジメントチャンバ６０に流体結合し、第１の側壁４４及び第２の側壁４６の冷却を促進する。例示的な実施形態において、図３及び４に示すように、中央プレナム壁６６内に孔８０の６つの列が形成される。孔８０の各列は、ブレード根元５２から翼形部先端５４まで直線又は実質的に直線状に延びる。各列は、少なくとも１つの孔８０を有する。或いは、中央プレナム壁６６は、あらゆる数の孔８０又は孔８０の列を有することができ、各孔８０又は孔８０の列は、翼形部４２が本明細書で記載される機能を果たすことを可能にするあらゆる向き、配列、間隔、サイズ、長さ、及び／又は幾何形状を有することができる。
【００１７】
フィルム冷却孔５１が側壁４４及び４６内に形成され、これらはインピンジメントチャンバ６０に結合されて、インピンジメントチャンバ６０内の冷却流体を翼形部４２から排出できるようにする。インピンジメントチャンバ６０はまた、インピンジメントチャンバ６０及び翼形部４２からの冷却流体の排出を促進する１つ又はそれ以上のチャネル（図示せず）を介して後縁スロット５５に結合することができる。
【００１８】
作動中、冷却流体源からの冷却流体（通常は空気）は、中央プレナム５８に送られる。冷却流体は、ブレード根元５２から中央プレナム５８を通って翼形部先端５４まで流れ、孔８０を介してインピンジメントチャンバ６０に直接衝突する。より具体的には、冷却流体は、第１の側壁４４及び第２の側壁４６に衝突され、これにより第１の側壁４４及び第２の側壁４６を冷却する。冷却流体は、フィルム冷却孔５１及び後縁スロット５５を介してインピンジメントチャンバ６０及び翼形部４２から排出される。
【００１９】
上述のロータブレードは、コスト効果があり、高い信頼性がある。ロータブレードは、中央プレナム及びインピンジメントチャンバを有する翼形部を含む。インピンジメント冷却及び壁近傍冷却など、翼形部の外部側壁を冷却するための幾つかの冷却技術が利用される。中央プレナム及びインピンジメントチャンバの構成により、公知の翼形部よりもより均一な翼形部の外部側壁の冷却を可能にする冷却流体の流れが改善される。このような構成は、製造技術の進歩により可能となる。例えば、本明細書で記載されるロータブレードは、インベストメント鋳造により製造され、単結晶の一方向に凝固した又は等軸のブレードをもたらすことができる。本明細書で記載される実施形態は、冷却効率及びスチフネス並びに重量特性の改善をもたらす。結果として、ロータブレード内の動作温度がより低温になり、コスト効果があり且つ信頼性のある方法でロータブレードの有効寿命を延ばすことが可能となる。
【００２０】
種々の特定の実施形態について本発明を説明してきたが、請求項の技術的思想及び範囲内にある修正により本発明を実施することができる点は、当業者であれば理解されるであろう。
【符号の説明】
【００２１】
１０ ガスタービンエンジン
１２ ファン組立体
１４ 高圧圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２２ ブースター
２４ ファンブレード
２６ ロータディスク
２８ 吸気側
３０ 排気側
４０ ロータブレード
４２ 翼形部
４３ ダブテール
４４ 第１の側壁
４６ 第２の側壁
４８ 前縁
５０ 後縁
５１ フィルム孔
５２ ブレード根元
５３ 外側表面
５４ 翼形部先端
５５ 後縁スロット
５６ キャビティ
５８ 中央プレナム
６０ インピンジメントチャンバ
６２ 内側表面
６４ 外側表面
６６ 中央プレナム壁
６８ ストラット
７０ ストラットの第１の列
７２ ストラットの第２の列
８０ 孔
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的に、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンロータ組立体を冷却するための方法及び装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンロータ組立体は通常、円周方向に間隔を置いて配置されたロータブレードの少なくとも１つの列を含む。各ロータブレードは、前縁及び後縁にて共に接続された正圧側面及び負圧側面を有する翼形部を含む。各翼形部は、ロータブレードプラットフォームから半径方向外向きに延びる。各ロータブレードはまた、ダブテールを含み、該ダブテールは、プラットフォームとダブテールとの間に延びるシャンクから半径方向内向きに延びる。ダブテールは、ロータ組立体内のロータブレードをロータディスク又はスプールに取り付けるのに用いられる。公知のブレードは、翼形部、プラットフォーム、シャンク、及びダブテールによって少なくとも部分的に冷却キャビティが形成されるように中空である。
【０００３】
高温の燃焼ガスに曝されることによる翼形部への損傷を阻止できるようにするために、公知の翼形部は、翼形部を通る冷却流体を運ぶ内部冷却回路を含む。少なくとも一部の公知の高圧タービンブレードは、冷却ガスの経路がブレード先端まで半径方向外向きに配向され、ここで流れが反転して、ブレード根元に向けて半径方向内向きに戻るように蛇行した内部冷却キャビティを含む。流れは、ロータを通って流出することができ、又は、後縁の孔に配向されて、後縁の表面全体にわたってガスが流れ、後縁を冷却できるようにする。具体的には、少なくとも一部の公知のロータブレードは、圧縮機ブリード空気を側壁間に形成されたキャビティ内に送り、側壁を対流冷却する。インピンジメント冷却を用いて追加冷却を達成することができ、ここではインピンジメントインサートが、インピンジメントジェットアレイにより冷却流体を翼形部の後縁の内側表面に送り、後縁に沿った翼形部の冷却を可能にする。しかしながら、製造上の制約によって制限されるこれらの回路は、翼形部の壁から熱を除去するのには効果的ではないキャビティの中心を通して冷却流体を送るので、効率的ではない。
【発明の概要】
【０００４】
１つの実施形態において、ガスタービンエンジン用の翼形部が提供される。翼形部は、前縁及び後縁にて共に結合されてこれらの間にキャビティが形成されるようになる第１の側壁及び第２の側壁を含む。中央プレナムは、キャビティ内に形成され、中央プレナム壁を有する。インピンジメントチャンバは、キャビティ内に形成され、中央プレナムを実質的に囲む。中央プレナムは、インピンジメントチャンバと流体連通している。
【０００５】
別の実施形態において、圧縮機、燃焼器、及び圧縮機に結合されたタービンを備えるガスタービンエンジン組立体が提供される。タービンは、前縁及び後縁にて共に結合されて、これらの間にキャビティが形成されるようになる、第１の側壁及び第２の側壁を含む。中央プレナムは、キャビティ内に形成され、中央プレナム壁を有する。インピンジメントチャンバは、キャビティ内に形成され、中央プレナムを実質的に囲む。中央プレナムは、インピンジメントチャンバと流体連通している。
【０００６】
更に別の実施形態において、ガスタービンエンジン用のロータブレードを製造する方法が提供され、ここでロータブレードは、前縁及び後縁にて共に結合されて、これらの間にキャビティが形成されるようになる、第１の側壁及び第２の側壁を有する翼形部を含む。本方法は、中央プレナム壁を有する中央プレナムをキャビティ内に形成する段階と、中央プレナムを実質的に囲み且つ中央プレナムと流体連通したインピンジメントチャンバを形成する段階と、を含む。
【図面の簡単な説明】
【０００７】
【図１】例示的なガスタービンエンジンの概略図。
【図２】図１に示すガスタービンエンジンと共に用いることができる例示的なロータブレードの斜視図。
【図３】線１に沿って切り取られたロータブレードの一部の斜視図。
【図４】線１に沿って切り取られたロータブレードの一部の断面図。
【発明を実施するための形態】
【０００８】
図１は、ファン組立体１２、高圧圧縮機１４、及び燃焼器１６を含むガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧タービン１８、低圧タービン２０、及びブースター２２を含む。ファン組立体１２は、ロータディスク２６から半径方向外向きに延びるファンブレード２４のアレイを含む。エンジン１０は、吸気側２８と排気側３０とを有する。１つの実施形態において、エンジン１０は、オハイオ州シンシナティ所在のＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｅｎｇｉｎｅｓから商業的に入手可能なＣＴ７エンジンである。
【０００９】
作動時には、ファン組立体１２を通って空気が流れ、加圧された空気が高圧圧縮機１４に供給される。高圧空気は燃焼器１６に送給される。燃焼器１６からの空気流（図１には図示せず）は、タービン１８及び２０を駆動し、該タービン２０はファン組立体１２を駆動する。
【００１０】
図２は、ガスタービンエンジン１０と共に使用できるロータブレード４０の斜視図である。図３は、線１に沿って切り取られたロータブレード４０の一部の斜視図である。図４は、線１から見たロータブレード４０の断面図である。１つの実施形態において、複数のロータブレード４０がガスタービンエンジン１０の高圧タービンロータブレード段（図示せず）を形成する。各ロータブレード４０は、中空翼形部４２と、翼形部４２を公知の方法でロータディスク（図示せず）に取り付けるのに使用される一体形ダブテール４３とを含む。
【００１１】
翼形部４２は、第１の側壁４４及び第２の側壁４６を含む。第１の側壁４４は、凸面状であり、翼形部４２の負圧側面を定め、第２の側壁４６は、凹面状であり、翼形部４２の正圧側面を定める。側壁４４及び４６は、前縁４８において、及び前縁４８から下流側にある翼形部４２の軸方向に離間した後縁５０において共に接続される。翼形部４２は、翼形部先端５４とブレード根元５２との間で側壁４４及び４６に沿って半径方向に間隔を置いて配置された複数のフィルム孔５１を含み、冷却流体を翼形部４２から排出し、翼形部４２の外側表面５３の冷却を促進するようにする。フィルム孔５１は、第１の側壁４４又は第２の側壁４６の何れかの上にあり、本明細書で記載されるように翼形部４２が機能することができるあらゆる数又は位置のものとすることができる。翼形部４２はまた、後縁５０に沿って翼形部先端５４とブレード根元５２との間に半径方向に間隔を置いて配置される複数の後縁スロット５５を含み、冷却流体を翼形部４２から排出し、翼形部後縁５０の冷却を促進するようにする。フィルム冷却５１及び後縁スロット５５により強化される熱伝達により、翼形部外側表面５３に沿った冷却が促進される。
【００１２】
第１の側壁４４及び第２の側壁４６はそれぞれ、ダブテール４３に隣接して位置付けられるブレード根元５２から、内部キャビティ５６の半径方向外側境界を定める翼形部先端５４に半径方向に延びる。キャビティ５６は、翼形部４２内の側壁４４及び４６間に定められる。例示的な実施形態において、キャビティ５６は、中央プレナム５８と、インピンジメントチャンバ６０とに分割される。
【００１３】
中央プレナム５８は、内側表面６２及び外側表面６４を有し、中央プレナム壁６６を共に定める。中央プレナム５８は、ブレード根元５２から翼形部先端５４まで半径方向に延びて、エンジン１０内に位置する冷却流体源（図示せず）と流れ連通する。或いは、中央プレナムは、翼形部４２の一部に沿ってブレード根元５２から翼形部先端５４まで半径方向に延びることができる。
【００１４】
１つ又はそれ以上のストラット６８が、中央プレナム壁６６からインピンジメントチャンバ６０を通って第１及び第２の側壁４４及び４６に延びる。ストラット６８は、中央プレナム壁６６を支持し、インピンジメントチャンバ６０が中央プレナム５８を実質的に囲むことができるようにする。例示的な実施形態において、ストラットの１つの列７０は、中央プレナム壁６６を第１の側壁４４に結合し、ストラットの第２の列７２は、中央プレナム壁６６を第２の側壁４６に結合する。或いは、列状に配列されるかどうかに関係なく、あらゆる数のストラット６８が中央プレナム壁６６を第１及び第２の側壁４４及び４６に結合することができる。
【００１５】
例示的な実施形態において、ストラットの第１及び第２の列７０及び７２は各々、少なくとも１つのストラット６８を含む。列７０及び７２の各ストラット６８は、隣接するストラット６８と実質的に整列され、列７０及び７２各々がブレード根元５２から翼形部先端５４まで直線又は実質的に直線状に延びるようになる。或いは、各ストラット６８は、翼形部４２が本明細書で記載される機能を果たすことを可能にするあらゆる向き、配列、間隔、サイズ、長さ、及び／又は幾何形状を有することができる。
【００１６】
少なくとも１つの孔８０、又はインピンジメントジェットが内側表面６２から外側表面６４に延びる。孔８０は、中央プレナム５８をインピンジメントチャンバ６０に流体結合し、第１の側壁４４及び第２の側壁４６の冷却を促進する。例示的な実施形態において、図３及び４に示すように、中央プレナム壁６６内に孔８０の６つの列が形成される。孔８０の各列は、ブレード根元５２から翼形部先端５４まで直線又は実質的に直線状に延びる。各列は、少なくとも１つの孔８０を有する。或いは、中央プレナム壁６６は、あらゆる数の孔８０又は孔８０の列を有することができ、各孔８０又は孔８０の列は、翼形部４２が本明細書で記載される機能を果たすことを可能にするあらゆる向き、配列、間隔、サイズ、長さ、及び／又は幾何形状を有することができる。
【００１７】
フィルム冷却孔５１が側壁４４及び４６内に形成され、これらはインピンジメントチャンバ６０に結合されて、インピンジメントチャンバ６０内の冷却流体を翼形部４２から排出できるようにする。インピンジメントチャンバ６０はまた、インピンジメントチャンバ６０及び翼形部４２からの冷却流体の排出を促進する１つ又はそれ以上のチャネル（図示せず）を介して後縁スロット５５に結合することができる。
【００１８】
作動中、冷却流体源からの冷却流体（通常は空気）は、中央プレナム５８に送られる。冷却流体は、ブレード根元５２から中央プレナム５８を通って翼形部先端５４まで流れ、孔８０を介してインピンジメントチャンバ６０に直接衝突する。より具体的には、冷却流体は、第１の側壁４４及び第２の側壁４６に衝突され、これにより第１の側壁４４及び第２の側壁４６を冷却する。冷却流体は、フィルム冷却孔５１及び後縁スロット５５を介してインピンジメントチャンバ６０及び翼形部４２から排出される。
【００１９】
上述のロータブレードは、コスト効果があり、高い信頼性がある。ロータブレードは、中央プレナム及びインピンジメントチャンバを有する翼形部を含む。インピンジメント冷却及び壁近傍冷却など、翼形部の外部側壁を冷却するための幾つかの冷却技術が利用される。中央プレナム及びインピンジメントチャンバの構成により、公知の翼形部よりもより均一な翼形部の外部側壁の冷却を可能にする冷却流体の流れが改善される。このような構成は、製造技術の進歩により可能となる。例えば、本明細書で記載されるロータブレードは、インベストメント鋳造により製造され、単結晶の一方向に凝固した又は等軸のブレードをもたらすことができる。本明細書で記載される実施形態は、冷却効率及びスチフネス並びに重量特性の改善をもたらす。結果として、ロータブレード内の動作温度がより低温になり、コスト効果があり且つ信頼性のある方法でロータブレードの有効寿命を延ばすことが可能となる。
【００２０】
種々の特定の実施形態について本発明を説明してきたが、請求項の技術的思想及び範囲内にある修正により本発明を実施することができる点は、当業者であれば理解されるであろう。
【符号の説明】
【００２１】
１０ ガスタービンエンジン
１２ ファン組立体
１４ 高圧圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２２ ブースター
２４ ファンブレード
２６ ロータディスク
２８ 吸気側
３０ 排気側
４０ ロータブレード
４２ 翼形部
４３ ダブテール
４４ 第１の側壁
４６ 第２の側壁
４８ 前縁
５０ 後縁
５１ フィルム孔
５２ ブレード根元
５３ 外側表面
５４ 翼形部先端
５５ 後縁スロット
５６ キャビティ
５８ 中央プレナム
６０ インピンジメントチャンバ
６２ 内側表面
６４ 外側表面
６６ 中央プレナム壁
６８ ストラット
７０ ストラットの第１の列
７２ ストラットの第２の列
８０ 孔
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（４２）であって、
前縁（４８）及び後縁（５０）にて共に結合されて、これらの間にキャビティ（５６）が形成されるようになる、第１の側壁（４４）及び第２の側壁（４６）と、
前記キャビティ内に形成され、中央プレナム壁（６６）を有する中央プレナム（５８）と、
前記キャビティ内に形成され、前記中央プレナムを実質的に囲み且つ該中央プレナムが流体連通したインピンジメントチャンバ（６０）と、
を備える翼形部（４２）。
【請求項２】
前記中央プレナム壁（６６）と前記第１の側壁（４４）及び前記第２の側壁（４６）の一方とに結合された少なくとも１つのストラット（６８）を更に備える、請求項１に記載の翼形部（４２）。
【請求項３】
前記少なくとも１つのストラット（６８）が、ストラットの少なくとも１つの列（７０）に配列される、請求項２に記載の翼形部（４２）。
【請求項４】
前記中央プレナム壁（６６）が、半径方向に延びるインピンジメントジェット（８０）の少なくとも１つの列を含む、請求項１に記載の翼形部（４２）。
【請求項５】
前記インピンジメントジェット（８０）の少なくとも１つの列が、前記中央プレナム壁（６６）の内側表面（６２）から前記中央プレナム壁の外側表面（６４）まで延びる少なくとも１つの孔を含む、請求項４に記載の翼形部（４２）。
【請求項６】
前記インピンジメントチャンバ（６０）が、半径方向に延びるフィルム冷却孔（５１）の少なくとも１つの列に結合される、請求項１に記載の翼形部（４２）。
【請求項７】
前記中央プレナム（５８）に結合された冷却流体源を更に備える、請求項１に記載の翼形部（４２）。
【請求項８】
ガスタービンエンジン（１０）組立体であって、
圧縮機（１４）と、
燃焼器（１６）と、
前記圧縮機に結合され且つ翼形部（４２）を含むタービン（１８）と、
を備え、
前記翼形部が、
前縁（４８）及び後縁（５０）にて共に結合されて、これらの間にキャビティ（５６）が形成されるようになる、第１の側壁（４４）及び第２の側壁（４６）と、
前記キャビティ内に形成され、中央プレナム壁（６６）を有する中央プレナム（５８）と、
前記キャビティ内に形成され、前記中央プレナムを実質的に囲み且つ該中央プレナムが流体連通したインピンジメントチャンバ（６０）と、
を含む、ガスタービンエンジン（１０）。
【請求項９】
前記中央プレナム壁（６６）と前記第１の側壁（４４）及び前記第２の側壁（４６）の一方とに結合された少なくとも１つのストラット（６８）を更に備える、請求項８に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１０】
前記少なくとも１つのストラット（６８）が、ストラットの少なくとも１つの列（７０）に配列される、請求項９に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）用の翼形部（４２）であって、
前縁（４８）及び後縁（５０）にて共に結合されて、これらの間にキャビティ（５６）が形成されるようになる、第１の側壁（４４）及び第２の側壁（４６）と、
前記キャビティ内に形成され、中央プレナム壁（６６）を有する中央プレナム（５８）と、
前記キャビティ内に形成され、前記中央プレナムを実質的に囲み且つ該中央プレナムが流体連通したインピンジメントチャンバ（６０）と、
を備える翼形部（４２）。
【請求項２】
前記中央プレナム壁（６６）と前記第１の側壁（４４）及び前記第２の側壁（４６）の一方とに結合された少なくとも１つのストラット（６８）を更に備える、請求項１に記載の翼形部（４２）。
【請求項３】
前記少なくとも１つのストラット（６８）が、ストラットの少なくとも１つの列（７０）に配列される、請求項２に記載の翼形部（４２）。
【請求項４】
前記中央プレナム壁（６６）が、半径方向に延びるインピンジメントジェット（８０）の少なくとも１つの列を含む、請求項１に記載の翼形部（４２）。
【請求項５】
前記インピンジメントジェット（８０）の少なくとも１つの列が、前記中央プレナム壁（６６）の内側表面（６２）から前記中央プレナム壁の外側表面（６４）まで延びる少なくとも１つの孔を含む、請求項４に記載の翼形部（４２）。
【請求項６】
前記インピンジメントチャンバ（６０）が、半径方向に延びるフィルム冷却孔（５１）の少なくとも１つの列に結合される、請求項１に記載の翼形部（４２）。
【請求項７】
前記中央プレナム（５８）に結合された冷却流体源を更に備える、請求項１に記載の翼形部（４２）。
【請求項８】
ガスタービンエンジン（１０）組立体であって、
圧縮機（１４）と、
燃焼器（１６）と、
前記圧縮機に結合され且つ翼形部（４２）を含むタービン（１８）と、
を備え、
前記翼形部が、
前縁（４８）及び後縁（５０）にて共に結合されて、これらの間にキャビティ（５６）が形成されるようになる、第１の側壁（４４）及び第２の側壁（４６）と、
前記キャビティ内に形成され、中央プレナム壁（６６）を有する中央プレナム（５８）と、
前記キャビティ内に形成され、前記中央プレナムを実質的に囲み且つ該中央プレナムが流体連通したインピンジメントチャンバ（６０）と、
を含む、ガスタービンエンジン（１０）。
【請求項９】
前記中央プレナム壁（６６）と前記第１の側壁（４４）及び前記第２の側壁（４６）の一方とに結合された少なくとも１つのストラット（６８）を更に備える、請求項８に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１０】
前記少なくとも１つのストラット（６８）が、ストラットの少なくとも１つの列（７０）に配列される、請求項９に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図２】
【図３】
【図４】
【公開番号】特開２０１３−９６４０７（Ｐ２０１３−９６４０７Ａ）
【公開日】平成２５年５月２０日（２０１３．５．２０）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１２−２３３３５３（Ｐ２０１２−２３３３５３）
【出願日】平成２４年１０月２３日（２０１２．１０．２３）
【出願人】（３９００４１５４２）ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ (6,332)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２５年５月２０日（２０１３．５．２０）
【国際特許分類】
【出願日】平成２４年１０月２３日（２０１２．１０．２３）
【出願人】（３９００４１５４２）ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ (6,332)
【Ｆターム（参考）】
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