輪郭形成されたプラットフォームと軸方向ダブテール部とを備えたシュラウド付きタービンブレード
【課題】渦の影響を最小限に抑え、尚且つ、単純な組立てが可能なシュラウド付きタービンブレードを提供する。
【解決手段】タービンブレード２６は、付根部３８、翼端部４０、凹状正圧面側４６、及び横方向に対向する凸状負圧面側４８を有するエアフォイル３４であって、正圧面側及び負圧面側が、対向し合う前縁５６及び後縁５８間で翼弦方向に延在するエアフォイルと、エアフォイルの翼端部に配置された外側プラットフォーム３６であって、各々に噛合要素を形成する離間配置された横方向縁部６０を有する外側プラットフォームと、エアフォイルの付根部に配置された２つの離間した湾曲状横方向縁部を備えた内側プラットフォーム３２であって、非軸対称形状に輪郭形成され、エアフォイルに面する高温側部を有する内側プラットフォームと、内側プラットフォームの反対側から半径方向内方に延在する、軸方向に直線状のダブテール部２８と、を含む。
【解決手段】タービンブレード２６は、付根部３８、翼端部４０、凹状正圧面側４６、及び横方向に対向する凸状負圧面側４８を有するエアフォイル３４であって、正圧面側及び負圧面側が、対向し合う前縁５６及び後縁５８間で翼弦方向に延在するエアフォイルと、エアフォイルの翼端部に配置された外側プラットフォーム３６であって、各々に噛合要素を形成する離間配置された横方向縁部６０を有する外側プラットフォームと、エアフォイルの付根部に配置された２つの離間した湾曲状横方向縁部を備えた内側プラットフォーム３２であって、非軸対称形状に輪郭形成され、エアフォイルに面する高温側部を有する内側プラットフォームと、内側プラットフォームの反対側から半径方向内方に延在する、軸方向に直線状のダブテール部２８と、を含む。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、概してガスタービンエンジンに関し、特にガスタービンエンジンのタービンに関する。陸軍省から授与された契約番号第Ｗ９１１Ｗ６−０７−２−０００２号に従って、米国政府は本発明において一定の権利を有する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンにおいて、空気が圧縮機内で加圧された後、燃料と混合され、燃焼器内で燃焼し、燃焼ガスが生成される。燃焼器の下流の１つ以上のタービンは、燃焼ガスからエネルギーを取り出して、圧縮機、更にはファン、軸、プロペラ、又はその他の機械的負荷も駆動させる。各タービンは、タービンブレード又はバケットの列を担持するディスクを各々が含む、１つ以上のロータを含む。環状バンドの形態をとる半径方向外側及び内側のエンドウォールを有するステータベーンの列を含む静止ノズルが、各ロータの上流に配置され、燃焼ガスの流れをロータへと最適に導く役割を果たす。各ノズルと下流のロータとは、合わせてタービンの「段」とよばれる。
【０００３】
ベーン及びブレードのエアフォイルの複雑な三次元（３Ｄ）構成は、運転の効率を最大限に高めるように調整され、エアフォイルに沿って半径方向に、更には、前縁と後縁の間のエアフォイルの翼弦に沿って軸方向に、翼幅が変動する。これにより、エアフォイル表面上の燃焼ガスの速度分布及び圧力分布が変動し、流路内の燃焼ガスの速度分布及び圧力分布も変動する。
【０００４】
そのため、燃焼ガス流路における望ましくない圧力損失は、全体的なタービン効率の望ましくない低下に繋がる。例えば、燃焼ガスは、対応する列のベーン及びブレード間の流路に流入すると、必然的に、エアフォイルの各々の前縁で分流する。
【０００５】
流入する燃焼ガスの淀み点の軌跡は、各エアフォイルの前縁に沿って延在する。対応する境界層は、各エアフォイルの正圧面側及び負圧面側沿いと、各流路の４つの側部の境界を一緒になって画定する各半径方向外側及び内側のエンドウォール沿いとに形成される。境界層において、燃焼ガスの局所流速は、エンドウォール及びエアフォイル表面沿いのゼロから、境界層が終端する位置における、燃焼ガスの無制限の流速まで変動する。
【０００６】
タービンの圧力損失のよくある原因の１つは、燃焼ガスの移動がエアフォイル前縁の周りで分流される時の、馬蹄渦及び流路渦の形成である。全圧勾配は、エアフォイルの前縁とエンドウォールとの接合部の境界層流で生じる。エアフォイル前縁のこの圧力勾配により、エンドウォール付近で各エアフォイルの両側を下流方向に移動する、一対の逆回転馬蹄渦が形成される。馬蹄渦の回転により縦渦が生じるので、流路渦も発達する。
【０００７】
これらの渦は、各エアフォイルの対向し合う正圧面側及び負圧面側に沿って後方に移動し、渦に沿って圧力及び速度の分布が異なることから、異なる挙動を示す。例えば、コンピュータ解析によると、負圧面側の渦は、エンドウォールから離れる方向にエアフォイル後縁に向かって移動した後、エアフォイル後縁を辿ってエアフォイル後縁へと後方に向かって流れる正圧面側の渦と相互に作用する。
【０００８】
正圧面側及び負圧面側の渦の相互作用が、エアフォイルの翼幅中間領域付近で生じることで、全圧力損失が生じ、これに対応してタービン効率が低下する。また、これらの渦により、乱流が生じ、エンドウォールの望ましくない加熱が増大する。
【０００９】
馬蹄渦及び流路渦が、タービンロータブレードとその一体的な付根部プラットフォームとの接合部、並びに、ノズルステータベーンとその外側及び内側バンドとの接合部で形成されると、これに対応して、タービン効率の損失が生じると共に、エンドウォール部品が更に加熱される。
【００１０】
非軸対称エンドウォール輪郭形成（ＥＷＣ）をタービンエアフォイルに用いて渦の影響を軽減することにより、性能を大幅に改善することができる。周知の設計の１つに、前縁の「隆起」、負圧面側の「谷部」、及び後縁の「畝状部」が含まれる。大抵、ブレードダブテール部とプラットフォームの縁部は、直線状である。この直線状のダブテール部／プラットフォームの設計を用いると、後縁の畝状部は、１つのプラットフォームから、隣接するプラットフォームまで跨ってしまう。製造公差及び組立公差により、後縁の畝状部が中断し、性能に悪影響を及ぼす前方向の段差ができることがある。後縁畝状部の中断による不利益を被ることなくＥＷＣの利点を維持し得る、改良型のプラットフォーム設計を有することが望ましい。後縁畝状部を、隣接するプラットフォームまで跨ることなく単一のプラットフォーム内に配置するために、円弧状プラットフォームを用いることができる。しかし、これは、翼端シュラウドを有しておらず、個別にロータディスクに組み付けられるブレードの場合にのみ可能である。シュラウド付きタービンブレードの場合は、互いに噛合する翼端シュラウド、湾曲したプラットフォーム、従来式の湾曲したダブテール部が、ロータの組み立てを阻む。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
したがって、シュラウド付きタービンブレードにおける渦の影響を最小限に抑え、尚且つ、単純な組立てが可能なことが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
上記の要求は、３Ｄ輪郭形成された内側バンド面と、軸方向に直線状のダブテール部とを有する、シュラウド付きタービンブレードを提供する本発明によって満たされる。
【００１３】
本発明の一態様によると、タービンブレードは、付根部、翼端部、凹状正圧面側、横方向に対向する凸状負圧面側を有するエアフォイルであって、正圧面及び負圧面側は、対向し合う前縁及び後縁間で翼弦方向に延在するエアフォイルと、エアフォイルの翼端部に配置された外側プラットフォームであって、各々が噛合要素を形成する離間した横方向縁部を有する外側プラットフォームと、エアフォイルの付根部に配置された２つの離間した湾曲横方向縁部を有する内側プラットフォームであって、非軸対称形状に輪郭形成された、エアフォイルに面する高温側部を有する内側プラットフォームと、内側プラットフォームの反対側から半径方向内方に延在する、軸方向に直線状のダブテール部とを含む。
【００１４】
本発明の別の態様によると、タービンブレードアセンブリは、付根部、翼端部、凹状正圧面側、横方向に対向する凸状負圧面側を有するエアフォイルであって、正圧面側及び負圧面側は、対向し合う前縁及び後縁間で翼弦方向に延在するエアフォイルと、エアフォイルの翼端部に配置された外側プラットフォームであって、噛合要素を備えて構成される離間した横方向縁部を有する外側プラットフォームと、エアフォイルの付根部に配置される２つの離間した湾曲横方向縁部を備えた内側プラットフォームであって、非軸対称形状に輪郭形成された、エアフォイルに面する高温側部を有する内側プラットフォームと、を各々が有する複数のブレードを含む。これらのブレードは、２つの内側プラットフォーム、２つの外側プラットフォーム、並びに、隣接し合う第１及び第２のエアフォイルの間に各々の流路が画定される、複数の流路を形成するように環状に並列配列される。隣接する外側プラットフォームの噛合要素は互いに係合する。各々の流路内の内側プラットフォームの高温側部は、第１のエアフォイルの前縁に隣接して第１のエアフォイルの正圧面側に近接する、半径方向高さが相対的に高い山部を含む非軸対称形状に輪郭形成され、半径方向高さが相対的に低い谷部が、第２のエアフォイルの前縁の後方において、第２のエアフォイルの負圧面側に平行且つ第２のエアフォイルの負圧面側から離間して配置されており、山部と谷部は一緒に、第１及び第２のエアフォイル間において、内側プラットフォームに沿って軸方向に延在する弓形溝を形成する。
【００１５】
添付図面に関連して以下の説明を参照することにより、本発明を最もよく理解できよう。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】本発明の態様に従って構成されたタービンノズルを組み込んだガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】図１に示すエンジンのタービンブレードの左側斜視図である。
【図３】図２に示すタービンブレードの部分拡大図である。
【図４】並列に組み付けられた幾つかのタービンブレードの断面図である。
【図５】図４の線５−５に沿った概略図である。
【図６】図４の線６−６に沿った図である。
【図７】タービンディスクの一部分と、幾つかのタービンブレードとを一緒に示した分解斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
様々な図面を通して同じ要素を同一の参照符号で示す図面を参照すると、図１は、いずれも縦方向中心軸「Ａ」に沿って、流れが軸方向に直列の関係に配置されたファン１２、高圧圧縮機１４、燃焼器１６、高圧タービン（「ＨＰＴ」）１８、低圧タービン２０を有する、典型的なガスタービンエンジン１０の要素を示す概略図である。高圧圧縮機１４、燃焼器１６、高圧タービン１８は、合わせて「コア部」とよばれる。高圧圧縮機１４は、燃焼器１２内へと送られる圧縮空気を供給し、この燃焼器には、燃料が導入され、燃焼して高温燃焼ガスが生成される。高温燃焼ガスは、高圧タービン１８へと排出され、このとき、高温燃焼ガスを膨張させてエネルギーを取り出す。高圧タービン１８は、外側シャフト２２を介して圧縮機１０を駆動させる。高圧タービン１８から流出する加圧空気は、低圧タービン（「ＬＰＴ」）２０へと排出され、このとき、加圧空気を更に膨張させてエネルギーを取り出す。低圧タービン２０は、内側シャフト２４を介してファン１２を駆動させる。ファン１２は、加圧空気流を生成し、この加圧空気流の一部分は、高圧圧縮機１４の吸気口に過給され、加圧空気の大部分は、「コア部」をバイパスして、エンジン１０が発するスラストの大部分をもたらす。
【００１８】
図示のエンジン１０は、高バイパスのターボファンエンジンであるが、本明細書に記載の原理は、ターボプロップエンジン、ターボジェットエンジン、ターボシャフトエンジン、並びに、その他の車両及び定置用途に用いられるタービンエンジンにも同等に適用可能である。本明細書に記載の原理は、空気以外の作動流体を用いる蒸気タービン等のタービンにも適用可能である。また、ＬＰＴブレードを一例として用いているが、本発明の原理は、ＨＰＴ及び中圧タービン（ＩＰＴ）を含むがこれらに制限されない、内側又は外側シュラウド、又はプラットフォームを有するあらゆるタービンブレードに適用可能であることを理解されたい。
【００１９】
従来式では、ＬＰＴ２０は、エアフォイル型の静翼の列と、タービンブレードの列を担持する下流の回転ディスクとを含む、各段にノズルを有する一連の段を含む。図２及び３に、符号２６を付したタービンブレードの構成をより詳細に示す。ブレード２６は、ダブテール部２８、シャンク部３０、内側プラットフォーム３２、エアフォイル３４、外側プラットフォーム３６を含む一体部品である。エアフォイルは、付根部３８、翼端部４０、前縁４２、後縁４４、凸状負圧面側４８の反対側の凹状正圧面側４６を含む。内側及び外側プラットフォーム３２及び３６はそれぞれ、エアフォイル３４を通過するガス流の内側及び外側の半径方向の境界を画定する。
【００２０】
ダブテール部２８は、従来式に構成されたランド部と溝部を有する断面形状を有する。ダブテール部２８は、エンジン中心線に対して軸方向に整合し、その形状は「軸方向に直線状」である。換言すれば、ダブテール部の形状は、ダブテールの輪郭をエンジンの縦方向中心軸に対して平行な線「Ｌ」に沿って並進させることにより形成される形状と同等であり、湾曲又は反りを有さない。
【００２１】
外側プラットフォーム３６は、高温ガス流路に面する「高温側部」５０と、高温ガス流路から反対方向を向いている「低温側部」５２とを有する。１つ以上の環状シール歯部５４が、外側プラットフォームの低温側部５２から半径方向外方に延在する。外側プラットフォーム３６は、対向する前縁及び後縁５６及び５８、並びに、前縁５６及び後縁５８間に延在する横方向縁部６０及び６２により、画定される。外側プラットフォーム３６の横方向縁部６０及び６２は、非線形の形状を有する。各横方向縁部６０及び６２は噛合要素を含み、これによって、２つの外側プラットフォーム３６が互いに組み付けられる時に、軸方向の噛合作用が得られる。図示の例において、横方向縁部６０及び６２は平面図では同じ形状を有しているが、その結果、右側の横方向縁部６２（後方から前方向に見た時に）は、効果的に横方向に延在するタブ６４を形成し、左側の横方向縁部６０は、相補的な凹部６６を形成する。
【００２２】
内側プラットフォームも、高温ガス流路に面する「高温側部」６８と、高温ガス流路とは反対方向を向いている「低温側部」７０を有する。内側プラットフォーム３２は、対向し合う前縁７２及び後縁７４、並びに、前縁７２及び後縁７４間に延在する横方向縁部７６及び７８により、画定される。内側プラットフォーム３２の横方向縁部７６及び７８は、湾曲している（弧は、個別の用途に応じて、円弧状又はその他任意の形状であってよい）。図示の例において、横方向縁部７６及び７８は、平面図において同じ形状を有する。結果、内側プラットフォーム３２の一方の横方向側部は、平面図において凸状をなし、他方の横方向側部は、平面図において凹状をなす。これらの曲率は、エアフォイル３４が反りを有する方向に対応する。以下により詳細に説明するが、弓形の横方向縁部７６及び７８により、隣接するタービンブレード２６の内側プラットフォーム３２へと越境させることを必要とせず、内側プラットフォーム３２の３Ｄ輪郭形成機構を実現できる。
【００２３】
運転時、エアフォイル前縁におけるガス圧力勾配により、内側プラットフォーム３２付近において、各エアフォイル３４の両側を下流方向に移動する一対の逆回転馬蹄渦が生じる。図２の概略図に、正圧面側及び負圧面側の渦の移動方向を、それぞれ参照符号ＰＳ及びＳＳで示す。馬蹄渦の旋回により、縦渦が生じると、流路渦が発達し、エンドウォール層の低運動量流体が、横方向の圧力勾配により付勢されて、エアフォイル３４どうしの間の流路を正圧面側から負圧面側へと横断する。
【００２４】
図３〜６に示すように、内側プラットフォーム３２の高温側部６８は、流路渦及び馬蹄渦による悪影響を軽減するべく、好ましくは従来の軸対称形状又は円周形状よりも起伏を有して輪郭形成される。特に、内側プラットフォームの輪郭は、軸対称ではなく、各ブレード２６の正圧面側４６に隣接する幅広の山部８０から窪んだ幅狭の谷部８２まで半径方向に起伏を有して輪郭形成される。この輪郭形成は、概して「３Ｄ輪郭形成」とよばれる。組立後のロータの２つの隣接するエアフォイル３４どうしの間の、流路の空気力学的「エンドウォール」を形成する全体の形状は、エアフォイル３４の並列配置された内側プラットフォーム３２の部分どうしが合わさって形成されることが、理解できよう。
【００２５】
典型的な先行技術の内側バンドは、概して、縦断面図で見るとエアフォイルの上面と同様の形状に凸状に湾曲した表面形状を有する（図５参照）。この形状は、エンジン１０の縦軸のまわりにおける対称な回転面である。この形状を基線基準とみなし、「Ｂ」で示した破線で示す。３Ｄ輪郭形成された表面形状を実線で示す。図面では、同じ高さ又は半径方向寸法を有する点が、等高線で相互に結ばれている。図４に示すように、各々のエアフォイル３４は、自身の前縁４２から自身の後縁４４までを測定した翼弦長「Ｃ」を有し、この寸法に対して平行な方向が「翼弦」方向となる。図４において「Ｔ」と表示した矢印で示すように、内側プラットフォーム３２の前縁７２又は後縁７４に対して平行な方向を接線方向とよぶ。本明細書で用いる場合、「正の隆起」、「山部」、及び同様の用語は、半径方向外方に位置する表面特性、又は局所基線Ｂよりも縦軸Ａから測定した場合の方が、半径が大きい表面特性を指し、「谷部」、「負の隆起」、及び同様の用語は、半径方向内方に位置する表面特性、又は局所基線Ｂよりも縦軸Ａから測定した場合の方が、半径が小さい表面特性を指す。
【００２６】
図４及び５を参照すると、谷部８２は、エアフォイル３４の対どうしの間の、内側プラットフォーム３２の高温側部６８にあって、エアフォイル３４のほぼ前縁４２から後縁４４まで延在する。谷部８２の最深部分は、図４に示す線６−６と一致する、エアフォイル３４の負圧面側４８に対して実質的に平行な線に沿って延在する。図示の具体例において、谷部８２の最深部分は、高温側部６８の最低位置及び最高位置間の、半径方向高さの全体差の約２０％、即ち高さの全体差が約８．５単位量である場合に、基線形状Ｂよりも約２単位量だけ低い。接線方向において、エアフォイル３４の負圧面側４８から測定すると、谷部８２の最深部分を表す線は、隣接するエアフォイル３４の正圧面側４６までの距離の約１０％の位置にある。翼弦方向において、谷部８２の最深部分は、エアフォイル３４のほぼ最大断面厚さの位置（一般に「ハイＣ（ｈｉｇｈ−Ｃ）」位置とよぶ）にくる。
【００２７】
図４及び５に示すように、山部８０は、隣接するエアフォイル３４の正圧面側４６に対して実質的に平行な線に沿って延在する。畝状部８１は、山部８０の最高部分から延在し、隣接するエアフォイル３４の正圧面側４６から離れるように略接線方向に延在する。山部８０の半径方向高さは、この畝状部８１から離れる方向に、エアフォイル３４の前縁４２と後縁４２との両方に向かって傾斜する。山部８０は、前縁４２の後方において、基線高さＢから最大高さへと、前縁４２から翼弦長の３分の１にわたって大きな勾配で高さを増すが、山部８０は、後縁４４から翼弦長の残りの３分の２にわたって、実質的に小さめの勾配又は傾斜で、後縁４４から均等に高さを増す。
【００２８】
図示の具体例において、山部８０の最高部分は、高温側部６８の最低位置及び最高位置間における半径方向高さの全体差の約８０％、即ち全体差が約８．５単位量である場合に、約７単位量だけ基線形状Ｂよりも高い。翼弦方向において、山部８０の最高部分は、翼弦中間位置と、隣接するエアフォイル３４の前縁４２との間に位置する。
【００２９】
後縁畝状部８４は、エアフォイル３４の後方の、内側プラットフォーム３２の高温側部６８にある（図３及び４参照）。この後縁畝状部は、エアフォイル３４の後縁４４から後方に、実質的にエアフォイル３４の翼弦線の延長線である線に沿って延在する。後縁畝状部８４の半径方向高さは、この線から離れる方向に、エアフォイル３４の前縁４２と後縁４４との両方に向かって傾斜する。図示の具体例において、高温側部６８の最低位置及び最高位置間の、半径方向高さの全体差の約６０％、即ち全体差が８．５単位である場合に、後縁畝状部８４の最高部分は、基線形状Ｂよりも約５単位だけ高い。後縁畝状部８４の最高部分は、エアフォイル３４の後縁４４に直接隣接し、その付根部３８に位置する。
【００３０】
なお、上記の特定の数値はあくまでも例であり、個別の用途に最適な性能を得るために変更可能である。例えば、上記の半径方向高さの±２０％を容易に変更可能であり、接線位置の±１５％を変更可能である。
【００３１】
山部８０は、その最大高さ付近で局所的に異なる部分があるものの、谷部８２は実質的にその縦方向又は軸方向の全長にわたってほぼ均一な浅さを有する。隆起した山部８０、窪んだ谷部８２、後縁畝状部８４が一緒になって、１つのエアフォイル３４の凹状の正圧面側４６と、隣接するエアフォイル３４の凸状の負圧面側４８との間で、流路の弓形状に従った空気力学的にスムーズなシュート溝又は湾曲溝が構成され、これによって、燃焼ガスがスムーズに導かれる。特に、山部８０及び谷部８２が一緒に、燃焼ガスの流入角に従って燃焼ガスをスムーズに屈曲又は方向転換させることにより、馬蹄渦及び流路渦による悪影響が軽減する。円弧状の内側プラットフォーム３２により、隣接する内側プラットフォーム３２へと後縁畝状部８４が跨ることなく、１つの内側プラットフォーム３２内に配置できる。そのため、後縁畝状部８４に沿ったエンドウォール境界層流が、半径方向の断絶部又は「段差」に「遭遇する」ことはない。特に、前方の段差がなくなる。この特徴は、３Ｄ輪郭形成の空力性能の向上維持の一助となる。
【００３２】
本明細書に示す例では、エアフォイル３４の後縁４４と後縁畝状部８４との間に、内側プラットフォーム３２の高温側部６８上に大きなフィレット又はその他の同様の構造はない。換言すれば、エアフォイル３４の後縁４４の付根部３８と後縁畝状部８４との間には、明瞭に画定された交点が存在する。機械的強度のためには、この位置に任意の種類のフィレットを含めることが必要かもしれない。空気力学的な理由から、いかなるフィレットの設置も最小限に抑えられるべきである。
【００３３】
上記のエアフォイル及び内側プラットフォーム構成のコンピュータ解析によると、エンジン運転時の内側プラットフォーム高温側部６８付近の空気力学的圧力損失が大幅に減少すると予想される。圧力分布の改善が、高温側部６８からエアフォイル３４の翼幅下部の実質的な部分全体に及ぶので、渦の強さが低減されると共に、馬蹄渦をエアフォイル負圧面側４８の方へと付勢する流路間の圧力勾配が大幅に低減される。３Ｄ輪郭形成された高温側部６８は、更に、エアフォイル３４の翼幅中央部へと向かう渦の移動を減少させながら、全圧力損失を低減させる。これらの利点により、ＬＰＴ２０及びエンジン１０の性能及び効率が高まる。
【００３４】
図７を参照すると、ブレード２６は、下記のようにタービンディスク８６に取り付けられる。最初に１組のブレード８６を組み立てて完全な３６０度の配列体にする。保持固定具又はジグ（図示せず）を用いて、ブレード２６を正位置に固定する。このように組み立てると、内側プラットフォーム３２の横方向縁部７６及び７８が接触又は密接し、外側プラットフォーム３６の横方向縁部６０及び６２が接触又は密接する。各外側プラットフォーム３６のタブ６４は、隣接する外側プラットフォーム３６の凹部６６に受け入れられる。これにより、外側プラットフォーム３６が効果的に相互に噛合するので、外側プラットフォーム３６の軸方向移動が阻止される。次に、ブレード２６の配列体を、ディスク８６（図７には一部分のみ示す）のダブテールスロット８８内に挿入する。その後、ボルト止め保持器、ディスク板、又は環状シール（図示せず）等の周知の部品を用いて、ブレード２６をディスク８６に軸方向に保持する。組立後、流路「Ｐ」がブレード２６どうしの間の間隙に形成される。各流路Ｐは、２つの隣接する内側プラットフォーム３２、２つの隣接する外側プラットフォーム３６、２つの隣接するエアフォイル３４によって、画定される。
【００３５】
以上、３Ｄ輪郭形成された内側バンドを有する、シュラウド付きのタービンブレードについて説明した。本発明の特定の実施例を説明したが、当業者には明らかなように、本発明の概念及び範囲から逸脱することなく、これらを様々に改変することができる。したがって、本発明は、請求項によってのみ定義されるものであり、上記の本発明の好適な実施例及び本発明を実施するための最適な態様は、限定目的ではなく、あくまでも説明目的において供されている。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、概してガスタービンエンジンに関し、特にガスタービンエンジンのタービンに関する。陸軍省から授与された契約番号第Ｗ９１１Ｗ６−０７−２−０００２号に従って、米国政府は本発明において一定の権利を有する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンにおいて、空気が圧縮機内で加圧された後、燃料と混合され、燃焼器内で燃焼し、燃焼ガスが生成される。燃焼器の下流の１つ以上のタービンは、燃焼ガスからエネルギーを取り出して、圧縮機、更にはファン、軸、プロペラ、又はその他の機械的負荷も駆動させる。各タービンは、タービンブレード又はバケットの列を担持するディスクを各々が含む、１つ以上のロータを含む。環状バンドの形態をとる半径方向外側及び内側のエンドウォールを有するステータベーンの列を含む静止ノズルが、各ロータの上流に配置され、燃焼ガスの流れをロータへと最適に導く役割を果たす。各ノズルと下流のロータとは、合わせてタービンの「段」とよばれる。
【０００３】
ベーン及びブレードのエアフォイルの複雑な三次元（３Ｄ）構成は、運転の効率を最大限に高めるように調整され、エアフォイルに沿って半径方向に、更には、前縁と後縁の間のエアフォイルの翼弦に沿って軸方向に、翼幅が変動する。これにより、エアフォイル表面上の燃焼ガスの速度分布及び圧力分布が変動し、流路内の燃焼ガスの速度分布及び圧力分布も変動する。
【０００４】
そのため、燃焼ガス流路における望ましくない圧力損失は、全体的なタービン効率の望ましくない低下に繋がる。例えば、燃焼ガスは、対応する列のベーン及びブレード間の流路に流入すると、必然的に、エアフォイルの各々の前縁で分流する。
【０００５】
流入する燃焼ガスの淀み点の軌跡は、各エアフォイルの前縁に沿って延在する。対応する境界層は、各エアフォイルの正圧面側及び負圧面側沿いと、各流路の４つの側部の境界を一緒になって画定する各半径方向外側及び内側のエンドウォール沿いとに形成される。境界層において、燃焼ガスの局所流速は、エンドウォール及びエアフォイル表面沿いのゼロから、境界層が終端する位置における、燃焼ガスの無制限の流速まで変動する。
【０００６】
タービンの圧力損失のよくある原因の１つは、燃焼ガスの移動がエアフォイル前縁の周りで分流される時の、馬蹄渦及び流路渦の形成である。全圧勾配は、エアフォイルの前縁とエンドウォールとの接合部の境界層流で生じる。エアフォイル前縁のこの圧力勾配により、エンドウォール付近で各エアフォイルの両側を下流方向に移動する、一対の逆回転馬蹄渦が形成される。馬蹄渦の回転により縦渦が生じるので、流路渦も発達する。
【０００７】
これらの渦は、各エアフォイルの対向し合う正圧面側及び負圧面側に沿って後方に移動し、渦に沿って圧力及び速度の分布が異なることから、異なる挙動を示す。例えば、コンピュータ解析によると、負圧面側の渦は、エンドウォールから離れる方向にエアフォイル後縁に向かって移動した後、エアフォイル後縁を辿ってエアフォイル後縁へと後方に向かって流れる正圧面側の渦と相互に作用する。
【０００８】
正圧面側及び負圧面側の渦の相互作用が、エアフォイルの翼幅中間領域付近で生じることで、全圧力損失が生じ、これに対応してタービン効率が低下する。また、これらの渦により、乱流が生じ、エンドウォールの望ましくない加熱が増大する。
【０００９】
馬蹄渦及び流路渦が、タービンロータブレードとその一体的な付根部プラットフォームとの接合部、並びに、ノズルステータベーンとその外側及び内側バンドとの接合部で形成されると、これに対応して、タービン効率の損失が生じると共に、エンドウォール部品が更に加熱される。
【００１０】
非軸対称エンドウォール輪郭形成（ＥＷＣ）をタービンエアフォイルに用いて渦の影響を軽減することにより、性能を大幅に改善することができる。周知の設計の１つに、前縁の「隆起」、負圧面側の「谷部」、及び後縁の「畝状部」が含まれる。大抵、ブレードダブテール部とプラットフォームの縁部は、直線状である。この直線状のダブテール部／プラットフォームの設計を用いると、後縁の畝状部は、１つのプラットフォームから、隣接するプラットフォームまで跨ってしまう。製造公差及び組立公差により、後縁の畝状部が中断し、性能に悪影響を及ぼす前方向の段差ができることがある。後縁畝状部の中断による不利益を被ることなくＥＷＣの利点を維持し得る、改良型のプラットフォーム設計を有することが望ましい。後縁畝状部を、隣接するプラットフォームまで跨ることなく単一のプラットフォーム内に配置するために、円弧状プラットフォームを用いることができる。しかし、これは、翼端シュラウドを有しておらず、個別にロータディスクに組み付けられるブレードの場合にのみ可能である。シュラウド付きタービンブレードの場合は、互いに噛合する翼端シュラウド、湾曲したプラットフォーム、従来式の湾曲したダブテール部が、ロータの組み立てを阻む。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
したがって、シュラウド付きタービンブレードにおける渦の影響を最小限に抑え、尚且つ、単純な組立てが可能なことが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
上記の要求は、３Ｄ輪郭形成された内側バンド面と、軸方向に直線状のダブテール部とを有する、シュラウド付きタービンブレードを提供する本発明によって満たされる。
【００１３】
本発明の一態様によると、タービンブレードは、付根部、翼端部、凹状正圧面側、横方向に対向する凸状負圧面側を有するエアフォイルであって、正圧面及び負圧面側は、対向し合う前縁及び後縁間で翼弦方向に延在するエアフォイルと、エアフォイルの翼端部に配置された外側プラットフォームであって、各々が噛合要素を形成する離間した横方向縁部を有する外側プラットフォームと、エアフォイルの付根部に配置された２つの離間した湾曲横方向縁部を有する内側プラットフォームであって、非軸対称形状に輪郭形成された、エアフォイルに面する高温側部を有する内側プラットフォームと、内側プラットフォームの反対側から半径方向内方に延在する、軸方向に直線状のダブテール部とを含む。
【００１４】
本発明の別の態様によると、タービンブレードアセンブリは、付根部、翼端部、凹状正圧面側、横方向に対向する凸状負圧面側を有するエアフォイルであって、正圧面側及び負圧面側は、対向し合う前縁及び後縁間で翼弦方向に延在するエアフォイルと、エアフォイルの翼端部に配置された外側プラットフォームであって、噛合要素を備えて構成される離間した横方向縁部を有する外側プラットフォームと、エアフォイルの付根部に配置される２つの離間した湾曲横方向縁部を備えた内側プラットフォームであって、非軸対称形状に輪郭形成された、エアフォイルに面する高温側部を有する内側プラットフォームと、を各々が有する複数のブレードを含む。これらのブレードは、２つの内側プラットフォーム、２つの外側プラットフォーム、並びに、隣接し合う第１及び第２のエアフォイルの間に各々の流路が画定される、複数の流路を形成するように環状に並列配列される。隣接する外側プラットフォームの噛合要素は互いに係合する。各々の流路内の内側プラットフォームの高温側部は、第１のエアフォイルの前縁に隣接して第１のエアフォイルの正圧面側に近接する、半径方向高さが相対的に高い山部を含む非軸対称形状に輪郭形成され、半径方向高さが相対的に低い谷部が、第２のエアフォイルの前縁の後方において、第２のエアフォイルの負圧面側に平行且つ第２のエアフォイルの負圧面側から離間して配置されており、山部と谷部は一緒に、第１及び第２のエアフォイル間において、内側プラットフォームに沿って軸方向に延在する弓形溝を形成する。
【００１５】
添付図面に関連して以下の説明を参照することにより、本発明を最もよく理解できよう。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】本発明の態様に従って構成されたタービンノズルを組み込んだガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】図１に示すエンジンのタービンブレードの左側斜視図である。
【図３】図２に示すタービンブレードの部分拡大図である。
【図４】並列に組み付けられた幾つかのタービンブレードの断面図である。
【図５】図４の線５−５に沿った概略図である。
【図６】図４の線６−６に沿った図である。
【図７】タービンディスクの一部分と、幾つかのタービンブレードとを一緒に示した分解斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
様々な図面を通して同じ要素を同一の参照符号で示す図面を参照すると、図１は、いずれも縦方向中心軸「Ａ」に沿って、流れが軸方向に直列の関係に配置されたファン１２、高圧圧縮機１４、燃焼器１６、高圧タービン（「ＨＰＴ」）１８、低圧タービン２０を有する、典型的なガスタービンエンジン１０の要素を示す概略図である。高圧圧縮機１４、燃焼器１６、高圧タービン１８は、合わせて「コア部」とよばれる。高圧圧縮機１４は、燃焼器１２内へと送られる圧縮空気を供給し、この燃焼器には、燃料が導入され、燃焼して高温燃焼ガスが生成される。高温燃焼ガスは、高圧タービン１８へと排出され、このとき、高温燃焼ガスを膨張させてエネルギーを取り出す。高圧タービン１８は、外側シャフト２２を介して圧縮機１０を駆動させる。高圧タービン１８から流出する加圧空気は、低圧タービン（「ＬＰＴ」）２０へと排出され、このとき、加圧空気を更に膨張させてエネルギーを取り出す。低圧タービン２０は、内側シャフト２４を介してファン１２を駆動させる。ファン１２は、加圧空気流を生成し、この加圧空気流の一部分は、高圧圧縮機１４の吸気口に過給され、加圧空気の大部分は、「コア部」をバイパスして、エンジン１０が発するスラストの大部分をもたらす。
【００１８】
図示のエンジン１０は、高バイパスのターボファンエンジンであるが、本明細書に記載の原理は、ターボプロップエンジン、ターボジェットエンジン、ターボシャフトエンジン、並びに、その他の車両及び定置用途に用いられるタービンエンジンにも同等に適用可能である。本明細書に記載の原理は、空気以外の作動流体を用いる蒸気タービン等のタービンにも適用可能である。また、ＬＰＴブレードを一例として用いているが、本発明の原理は、ＨＰＴ及び中圧タービン（ＩＰＴ）を含むがこれらに制限されない、内側又は外側シュラウド、又はプラットフォームを有するあらゆるタービンブレードに適用可能であることを理解されたい。
【００１９】
従来式では、ＬＰＴ２０は、エアフォイル型の静翼の列と、タービンブレードの列を担持する下流の回転ディスクとを含む、各段にノズルを有する一連の段を含む。図２及び３に、符号２６を付したタービンブレードの構成をより詳細に示す。ブレード２６は、ダブテール部２８、シャンク部３０、内側プラットフォーム３２、エアフォイル３４、外側プラットフォーム３６を含む一体部品である。エアフォイルは、付根部３８、翼端部４０、前縁４２、後縁４４、凸状負圧面側４８の反対側の凹状正圧面側４６を含む。内側及び外側プラットフォーム３２及び３６はそれぞれ、エアフォイル３４を通過するガス流の内側及び外側の半径方向の境界を画定する。
【００２０】
ダブテール部２８は、従来式に構成されたランド部と溝部を有する断面形状を有する。ダブテール部２８は、エンジン中心線に対して軸方向に整合し、その形状は「軸方向に直線状」である。換言すれば、ダブテール部の形状は、ダブテールの輪郭をエンジンの縦方向中心軸に対して平行な線「Ｌ」に沿って並進させることにより形成される形状と同等であり、湾曲又は反りを有さない。
【００２１】
外側プラットフォーム３６は、高温ガス流路に面する「高温側部」５０と、高温ガス流路から反対方向を向いている「低温側部」５２とを有する。１つ以上の環状シール歯部５４が、外側プラットフォームの低温側部５２から半径方向外方に延在する。外側プラットフォーム３６は、対向する前縁及び後縁５６及び５８、並びに、前縁５６及び後縁５８間に延在する横方向縁部６０及び６２により、画定される。外側プラットフォーム３６の横方向縁部６０及び６２は、非線形の形状を有する。各横方向縁部６０及び６２は噛合要素を含み、これによって、２つの外側プラットフォーム３６が互いに組み付けられる時に、軸方向の噛合作用が得られる。図示の例において、横方向縁部６０及び６２は平面図では同じ形状を有しているが、その結果、右側の横方向縁部６２（後方から前方向に見た時に）は、効果的に横方向に延在するタブ６４を形成し、左側の横方向縁部６０は、相補的な凹部６６を形成する。
【００２２】
内側プラットフォームも、高温ガス流路に面する「高温側部」６８と、高温ガス流路とは反対方向を向いている「低温側部」７０を有する。内側プラットフォーム３２は、対向し合う前縁７２及び後縁７４、並びに、前縁７２及び後縁７４間に延在する横方向縁部７６及び７８により、画定される。内側プラットフォーム３２の横方向縁部７６及び７８は、湾曲している（弧は、個別の用途に応じて、円弧状又はその他任意の形状であってよい）。図示の例において、横方向縁部７６及び７８は、平面図において同じ形状を有する。結果、内側プラットフォーム３２の一方の横方向側部は、平面図において凸状をなし、他方の横方向側部は、平面図において凹状をなす。これらの曲率は、エアフォイル３４が反りを有する方向に対応する。以下により詳細に説明するが、弓形の横方向縁部７６及び７８により、隣接するタービンブレード２６の内側プラットフォーム３２へと越境させることを必要とせず、内側プラットフォーム３２の３Ｄ輪郭形成機構を実現できる。
【００２３】
運転時、エアフォイル前縁におけるガス圧力勾配により、内側プラットフォーム３２付近において、各エアフォイル３４の両側を下流方向に移動する一対の逆回転馬蹄渦が生じる。図２の概略図に、正圧面側及び負圧面側の渦の移動方向を、それぞれ参照符号ＰＳ及びＳＳで示す。馬蹄渦の旋回により、縦渦が生じると、流路渦が発達し、エンドウォール層の低運動量流体が、横方向の圧力勾配により付勢されて、エアフォイル３４どうしの間の流路を正圧面側から負圧面側へと横断する。
【００２４】
図３〜６に示すように、内側プラットフォーム３２の高温側部６８は、流路渦及び馬蹄渦による悪影響を軽減するべく、好ましくは従来の軸対称形状又は円周形状よりも起伏を有して輪郭形成される。特に、内側プラットフォームの輪郭は、軸対称ではなく、各ブレード２６の正圧面側４６に隣接する幅広の山部８０から窪んだ幅狭の谷部８２まで半径方向に起伏を有して輪郭形成される。この輪郭形成は、概して「３Ｄ輪郭形成」とよばれる。組立後のロータの２つの隣接するエアフォイル３４どうしの間の、流路の空気力学的「エンドウォール」を形成する全体の形状は、エアフォイル３４の並列配置された内側プラットフォーム３２の部分どうしが合わさって形成されることが、理解できよう。
【００２５】
典型的な先行技術の内側バンドは、概して、縦断面図で見るとエアフォイルの上面と同様の形状に凸状に湾曲した表面形状を有する（図５参照）。この形状は、エンジン１０の縦軸のまわりにおける対称な回転面である。この形状を基線基準とみなし、「Ｂ」で示した破線で示す。３Ｄ輪郭形成された表面形状を実線で示す。図面では、同じ高さ又は半径方向寸法を有する点が、等高線で相互に結ばれている。図４に示すように、各々のエアフォイル３４は、自身の前縁４２から自身の後縁４４までを測定した翼弦長「Ｃ」を有し、この寸法に対して平行な方向が「翼弦」方向となる。図４において「Ｔ」と表示した矢印で示すように、内側プラットフォーム３２の前縁７２又は後縁７４に対して平行な方向を接線方向とよぶ。本明細書で用いる場合、「正の隆起」、「山部」、及び同様の用語は、半径方向外方に位置する表面特性、又は局所基線Ｂよりも縦軸Ａから測定した場合の方が、半径が大きい表面特性を指し、「谷部」、「負の隆起」、及び同様の用語は、半径方向内方に位置する表面特性、又は局所基線Ｂよりも縦軸Ａから測定した場合の方が、半径が小さい表面特性を指す。
【００２６】
図４及び５を参照すると、谷部８２は、エアフォイル３４の対どうしの間の、内側プラットフォーム３２の高温側部６８にあって、エアフォイル３４のほぼ前縁４２から後縁４４まで延在する。谷部８２の最深部分は、図４に示す線６−６と一致する、エアフォイル３４の負圧面側４８に対して実質的に平行な線に沿って延在する。図示の具体例において、谷部８２の最深部分は、高温側部６８の最低位置及び最高位置間の、半径方向高さの全体差の約２０％、即ち高さの全体差が約８．５単位量である場合に、基線形状Ｂよりも約２単位量だけ低い。接線方向において、エアフォイル３４の負圧面側４８から測定すると、谷部８２の最深部分を表す線は、隣接するエアフォイル３４の正圧面側４６までの距離の約１０％の位置にある。翼弦方向において、谷部８２の最深部分は、エアフォイル３４のほぼ最大断面厚さの位置（一般に「ハイＣ（ｈｉｇｈ−Ｃ）」位置とよぶ）にくる。
【００２７】
図４及び５に示すように、山部８０は、隣接するエアフォイル３４の正圧面側４６に対して実質的に平行な線に沿って延在する。畝状部８１は、山部８０の最高部分から延在し、隣接するエアフォイル３４の正圧面側４６から離れるように略接線方向に延在する。山部８０の半径方向高さは、この畝状部８１から離れる方向に、エアフォイル３４の前縁４２と後縁４２との両方に向かって傾斜する。山部８０は、前縁４２の後方において、基線高さＢから最大高さへと、前縁４２から翼弦長の３分の１にわたって大きな勾配で高さを増すが、山部８０は、後縁４４から翼弦長の残りの３分の２にわたって、実質的に小さめの勾配又は傾斜で、後縁４４から均等に高さを増す。
【００２８】
図示の具体例において、山部８０の最高部分は、高温側部６８の最低位置及び最高位置間における半径方向高さの全体差の約８０％、即ち全体差が約８．５単位量である場合に、約７単位量だけ基線形状Ｂよりも高い。翼弦方向において、山部８０の最高部分は、翼弦中間位置と、隣接するエアフォイル３４の前縁４２との間に位置する。
【００２９】
後縁畝状部８４は、エアフォイル３４の後方の、内側プラットフォーム３２の高温側部６８にある（図３及び４参照）。この後縁畝状部は、エアフォイル３４の後縁４４から後方に、実質的にエアフォイル３４の翼弦線の延長線である線に沿って延在する。後縁畝状部８４の半径方向高さは、この線から離れる方向に、エアフォイル３４の前縁４２と後縁４４との両方に向かって傾斜する。図示の具体例において、高温側部６８の最低位置及び最高位置間の、半径方向高さの全体差の約６０％、即ち全体差が８．５単位である場合に、後縁畝状部８４の最高部分は、基線形状Ｂよりも約５単位だけ高い。後縁畝状部８４の最高部分は、エアフォイル３４の後縁４４に直接隣接し、その付根部３８に位置する。
【００３０】
なお、上記の特定の数値はあくまでも例であり、個別の用途に最適な性能を得るために変更可能である。例えば、上記の半径方向高さの±２０％を容易に変更可能であり、接線位置の±１５％を変更可能である。
【００３１】
山部８０は、その最大高さ付近で局所的に異なる部分があるものの、谷部８２は実質的にその縦方向又は軸方向の全長にわたってほぼ均一な浅さを有する。隆起した山部８０、窪んだ谷部８２、後縁畝状部８４が一緒になって、１つのエアフォイル３４の凹状の正圧面側４６と、隣接するエアフォイル３４の凸状の負圧面側４８との間で、流路の弓形状に従った空気力学的にスムーズなシュート溝又は湾曲溝が構成され、これによって、燃焼ガスがスムーズに導かれる。特に、山部８０及び谷部８２が一緒に、燃焼ガスの流入角に従って燃焼ガスをスムーズに屈曲又は方向転換させることにより、馬蹄渦及び流路渦による悪影響が軽減する。円弧状の内側プラットフォーム３２により、隣接する内側プラットフォーム３２へと後縁畝状部８４が跨ることなく、１つの内側プラットフォーム３２内に配置できる。そのため、後縁畝状部８４に沿ったエンドウォール境界層流が、半径方向の断絶部又は「段差」に「遭遇する」ことはない。特に、前方の段差がなくなる。この特徴は、３Ｄ輪郭形成の空力性能の向上維持の一助となる。
【００３２】
本明細書に示す例では、エアフォイル３４の後縁４４と後縁畝状部８４との間に、内側プラットフォーム３２の高温側部６８上に大きなフィレット又はその他の同様の構造はない。換言すれば、エアフォイル３４の後縁４４の付根部３８と後縁畝状部８４との間には、明瞭に画定された交点が存在する。機械的強度のためには、この位置に任意の種類のフィレットを含めることが必要かもしれない。空気力学的な理由から、いかなるフィレットの設置も最小限に抑えられるべきである。
【００３３】
上記のエアフォイル及び内側プラットフォーム構成のコンピュータ解析によると、エンジン運転時の内側プラットフォーム高温側部６８付近の空気力学的圧力損失が大幅に減少すると予想される。圧力分布の改善が、高温側部６８からエアフォイル３４の翼幅下部の実質的な部分全体に及ぶので、渦の強さが低減されると共に、馬蹄渦をエアフォイル負圧面側４８の方へと付勢する流路間の圧力勾配が大幅に低減される。３Ｄ輪郭形成された高温側部６８は、更に、エアフォイル３４の翼幅中央部へと向かう渦の移動を減少させながら、全圧力損失を低減させる。これらの利点により、ＬＰＴ２０及びエンジン１０の性能及び効率が高まる。
【００３４】
図７を参照すると、ブレード２６は、下記のようにタービンディスク８６に取り付けられる。最初に１組のブレード８６を組み立てて完全な３６０度の配列体にする。保持固定具又はジグ（図示せず）を用いて、ブレード２６を正位置に固定する。このように組み立てると、内側プラットフォーム３２の横方向縁部７６及び７８が接触又は密接し、外側プラットフォーム３６の横方向縁部６０及び６２が接触又は密接する。各外側プラットフォーム３６のタブ６４は、隣接する外側プラットフォーム３６の凹部６６に受け入れられる。これにより、外側プラットフォーム３６が効果的に相互に噛合するので、外側プラットフォーム３６の軸方向移動が阻止される。次に、ブレード２６の配列体を、ディスク８６（図７には一部分のみ示す）のダブテールスロット８８内に挿入する。その後、ボルト止め保持器、ディスク板、又は環状シール（図示せず）等の周知の部品を用いて、ブレード２６をディスク８６に軸方向に保持する。組立後、流路「Ｐ」がブレード２６どうしの間の間隙に形成される。各流路Ｐは、２つの隣接する内側プラットフォーム３２、２つの隣接する外側プラットフォーム３６、２つの隣接するエアフォイル３４によって、画定される。
【００３５】
以上、３Ｄ輪郭形成された内側バンドを有する、シュラウド付きのタービンブレードについて説明した。本発明の特定の実施例を説明したが、当業者には明らかなように、本発明の概念及び範囲から逸脱することなく、これらを様々に改変することができる。したがって、本発明は、請求項によってのみ定義されるものであり、上記の本発明の好適な実施例及び本発明を実施するための最適な態様は、限定目的ではなく、あくまでも説明目的において供されている。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
付根部、翼端部、凹状正圧面側、及び横方向に対向する凸状負圧面側を有するエアフォイルであって、前記正圧面及び負圧面側は、対向し合う前縁及び後縁間で翼弦方向に延在するエアフォイルと、
前記エアフォイルの前記翼端部に配置された外側プラットフォームであって、各々が噛合要素を形成する離間配置された横方向縁部を有する外側プラットフォームと、
前記エアフォイルの前記付根部に配置された、２つの離間配置された湾曲状横方向縁部を備えた内側プラットフォームであって、非軸対称形状に輪郭形成される、前記エアフォイルに面する高温側部を有する内側プラットフォームと、
前記内側プラットフォームの反対側から半径方向内方に延在する、軸方向に直線状のダブテール部と、を含むタービンブレード。
【請求項２】
前記外側プラットフォームの一方の前記横方向縁部は、突出するタブを形成し、他方の横方向縁部は、前記タブと相補的な形状を有する凹部を形成する、請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項３】
前記内側プラットフォームの前記高温側部は、
前記エアフォイルの前縁に隣接し、前記エアフォイルの前記正圧面側に近接する、半径方向高さが相対的に高い山部と、
前記エアフォイルの負圧面側に平行に、前記エアフォイルの負圧面側から離間して、前記エアフォイルの前縁の後方に配置された、半径方向高さが相対的に低い谷部と、
を含む非軸対称形状に輪郭形成される、請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項４】
前記内側プラットフォームの前記高温側部は、前記エアフォイルの前記後縁の後方に延在する、半径方向高さが相対的に高い後縁畝状部を含む、請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項５】
前記山部は、前記エアフォイルの前記正圧面側において、前記前縁と翼弦中間位置の間に中心を有し、該中心から前方向、後方向、横方向に高さが減少し、
前記谷部は、前記エアフォイルの前記負圧面側において、前記エアフォイルの最大厚さ付近に中心を有し、該中心から前方向、後方向、横方向に深さが減少する、請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項６】
前記内側プラットフォームの一方の前記横方向縁部は凸状であり、他方の前記横方向縁部は凹状である、請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項７】
付根部、翼端部、凹状正圧面側、及び横方向に対向する凸状負圧面側を有するエアフォイルであって、前記正圧面側及び負圧面側は、対向し合う前縁及び後縁間で翼弦方向に延在するエアフォイルと、
前記エアフォイルの前記翼端部に配置される外側プラットフォームであって、噛合要素を備えて構成される、離間配置された横方向縁部を有する外側プラットフォームと、
前記エアフォイルの前記付根部に配置された、２つの離間した湾曲状横方向縁部を有する内側プラットフォームであって、非軸対称形状に輪郭形成される、前記エアフォイルに面する高温側部を有する内側プラットフォームと、
を各々が含む複数のブレードを有し、
前記複数のブレードは、２つの前記内側プラットフォーム、２つの前記外側プラットフォーム、及び隣接し合う第１及び第２のエアフォイルの間に各々が画定される複数の流路を形成するように、環状に並列配列されており、
隣接し合う外側プラットフォームの前記噛合要素どうしは、互いに係合し、
各々の前記流路内の前記内側プラットフォームの前記高温側部は、前記第１のエアフォイルの前縁に隣接し前記第１のエアフォイルの前記正圧面側に近接する、半径方向高さが相対的に高い山部を含む非軸対称形状に輪郭形成され、半径方向高さが相対的に低い谷部が、前記第２のエアフォイルに平行に、前記第２のエアフォイルの前縁の後方に第２のエアフォイルの前記負圧面側から離間して配置され、
前記山部と谷部とが一緒に、前記第１及び第２のエアフォイル間で、前記内側プラットフォームに沿って軸方向に延在する弓形溝を形成する、タービンブレードアセンブリ。
【請求項８】
前記山部は、前記第１のエアフォイルの各々の前記前縁の周りで高さを減少させながら、前記第２のエアフォイルの前記負圧面側に沿って前記谷部と繋がり、
前記谷部は、前記第２のエアフォイルの後縁まで前記第２のエアフォイルの前記負圧面側に沿って延在する、請求項７に記載のタービンブレードアセンブリ。
【請求項９】
前記谷部の最深部分を画定する線は、前記第２のエアフォイルの前記負圧面側から前記第１のエアフォイルの前記正圧面側までの接線方向距離の約１０％の位置にある、請求項７に記載のタービンブレードアセンブリ。
【請求項１０】
各々の前記内側プラットフォームの前記高温側部は、前記エアフォイルの前記後縁の後方に延在する、半径方向高さが相対的に高い後縁畝状部を含む、請求項７に記載のタービンブレードアセンブリ。
【請求項１１】
前記山部は、各エアフォイルの前記正圧面側で、前記前縁部と翼弦中間位置の間に中心を有し、該中心から前方向、後方向、及び横方向に向かって高さが減少し、
前記谷部は、前記負圧面側の前記エアフォイルの最大厚さ付近に中心を有し、該中心から前方向、後方向、横方向に向かって深さが減少する、請求項７に記載のタービンブレードアセンブリ。
【請求項１２】
各々の前記内側プラットフォームの、一方の前記横方向縁部は凸状であり、他方の前記横方向縁部は凹状である、請求項７に記載のタービンブレードアセンブリ。
【請求項１】
付根部、翼端部、凹状正圧面側、及び横方向に対向する凸状負圧面側を有するエアフォイルであって、前記正圧面及び負圧面側は、対向し合う前縁及び後縁間で翼弦方向に延在するエアフォイルと、
前記エアフォイルの前記翼端部に配置された外側プラットフォームであって、各々が噛合要素を形成する離間配置された横方向縁部を有する外側プラットフォームと、
前記エアフォイルの前記付根部に配置された、２つの離間配置された湾曲状横方向縁部を備えた内側プラットフォームであって、非軸対称形状に輪郭形成される、前記エアフォイルに面する高温側部を有する内側プラットフォームと、
前記内側プラットフォームの反対側から半径方向内方に延在する、軸方向に直線状のダブテール部と、を含むタービンブレード。
【請求項２】
前記外側プラットフォームの一方の前記横方向縁部は、突出するタブを形成し、他方の横方向縁部は、前記タブと相補的な形状を有する凹部を形成する、請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項３】
前記内側プラットフォームの前記高温側部は、
前記エアフォイルの前縁に隣接し、前記エアフォイルの前記正圧面側に近接する、半径方向高さが相対的に高い山部と、
前記エアフォイルの負圧面側に平行に、前記エアフォイルの負圧面側から離間して、前記エアフォイルの前縁の後方に配置された、半径方向高さが相対的に低い谷部と、
を含む非軸対称形状に輪郭形成される、請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項４】
前記内側プラットフォームの前記高温側部は、前記エアフォイルの前記後縁の後方に延在する、半径方向高さが相対的に高い後縁畝状部を含む、請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項５】
前記山部は、前記エアフォイルの前記正圧面側において、前記前縁と翼弦中間位置の間に中心を有し、該中心から前方向、後方向、横方向に高さが減少し、
前記谷部は、前記エアフォイルの前記負圧面側において、前記エアフォイルの最大厚さ付近に中心を有し、該中心から前方向、後方向、横方向に深さが減少する、請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項６】
前記内側プラットフォームの一方の前記横方向縁部は凸状であり、他方の前記横方向縁部は凹状である、請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項７】
付根部、翼端部、凹状正圧面側、及び横方向に対向する凸状負圧面側を有するエアフォイルであって、前記正圧面側及び負圧面側は、対向し合う前縁及び後縁間で翼弦方向に延在するエアフォイルと、
前記エアフォイルの前記翼端部に配置される外側プラットフォームであって、噛合要素を備えて構成される、離間配置された横方向縁部を有する外側プラットフォームと、
前記エアフォイルの前記付根部に配置された、２つの離間した湾曲状横方向縁部を有する内側プラットフォームであって、非軸対称形状に輪郭形成される、前記エアフォイルに面する高温側部を有する内側プラットフォームと、
を各々が含む複数のブレードを有し、
前記複数のブレードは、２つの前記内側プラットフォーム、２つの前記外側プラットフォーム、及び隣接し合う第１及び第２のエアフォイルの間に各々が画定される複数の流路を形成するように、環状に並列配列されており、
隣接し合う外側プラットフォームの前記噛合要素どうしは、互いに係合し、
各々の前記流路内の前記内側プラットフォームの前記高温側部は、前記第１のエアフォイルの前縁に隣接し前記第１のエアフォイルの前記正圧面側に近接する、半径方向高さが相対的に高い山部を含む非軸対称形状に輪郭形成され、半径方向高さが相対的に低い谷部が、前記第２のエアフォイルに平行に、前記第２のエアフォイルの前縁の後方に第２のエアフォイルの前記負圧面側から離間して配置され、
前記山部と谷部とが一緒に、前記第１及び第２のエアフォイル間で、前記内側プラットフォームに沿って軸方向に延在する弓形溝を形成する、タービンブレードアセンブリ。
【請求項８】
前記山部は、前記第１のエアフォイルの各々の前記前縁の周りで高さを減少させながら、前記第２のエアフォイルの前記負圧面側に沿って前記谷部と繋がり、
前記谷部は、前記第２のエアフォイルの後縁まで前記第２のエアフォイルの前記負圧面側に沿って延在する、請求項７に記載のタービンブレードアセンブリ。
【請求項９】
前記谷部の最深部分を画定する線は、前記第２のエアフォイルの前記負圧面側から前記第１のエアフォイルの前記正圧面側までの接線方向距離の約１０％の位置にある、請求項７に記載のタービンブレードアセンブリ。
【請求項１０】
各々の前記内側プラットフォームの前記高温側部は、前記エアフォイルの前記後縁の後方に延在する、半径方向高さが相対的に高い後縁畝状部を含む、請求項７に記載のタービンブレードアセンブリ。
【請求項１１】
前記山部は、各エアフォイルの前記正圧面側で、前記前縁部と翼弦中間位置の間に中心を有し、該中心から前方向、後方向、及び横方向に向かって高さが減少し、
前記谷部は、前記負圧面側の前記エアフォイルの最大厚さ付近に中心を有し、該中心から前方向、後方向、横方向に向かって深さが減少する、請求項７に記載のタービンブレードアセンブリ。
【請求項１２】
各々の前記内側プラットフォームの、一方の前記横方向縁部は凸状であり、他方の前記横方向縁部は凹状である、請求項７に記載のタービンブレードアセンブリ。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【公開番号】特開２０１２−５２５２６（Ｐ２０１２−５２５２６Ａ）
【公開日】平成２４年３月１５日（２０１２．３．１５）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−１４３７９５（Ｐ２０１１−１４３７９５）
【出願日】平成２３年６月２９日（２０１１．６．２９）
【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２４年３月１５日（２０１２．３．１５）
【国際特許分類】
【出願日】平成２３年６月２９日（２０１１．６．２９）
【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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