JP2017141828A - ガスタービンエンジンのための構成部品冷却 - Google Patents

Abstract

【課題】高温燃焼ガス流に隣接する高温面、および冷却流体流に隣接する冷却面を有するエンジン構成部品のための装置および方法を提供すること。【解決手段】高温燃焼ガス流（Ｈ）を生じると共に、冷却流体の流路を定める冷却流体流（Ｃ）を供給するガスタービンエンジン（１０）用の構成部品（１４０）は、前記高温燃焼ガス流（Ｈ）を前記冷却流体流（Ｃ）から分離し、前記高温燃焼ガス流（Ｈ）に沿う高温面（１５４）および前記冷却流体流（Ｃ）に面する冷却面（１５２）を有する壁（１５０）と、前記冷却面（１５２）に設けられ、頭部（１６２）および尾部（１６４）を有する少なくとも１つのディンプル（１６０）であって、前記頭部（１６２）が前記冷却流体流（Ｃ）の流れ方向に対して前記尾部（１６４）の上流に配置された、少なくとも１つのディンプル（１６０）と、を含む。【選択図】図１

Description

本発明は、ガスタービンエンジンのための構成部品冷却に関する。

タービンエンジン、特にガスタービンエンジンまたは燃焼タービンエンジンは、回転ブレードおよび静止ベーンの対を含む一連の圧縮機段から燃焼器を通り、次いで多数のタービンブレードへと進む、エンジンを通過する燃焼ガスの流れからエネルギーを取り出す回転エンジンである。

航空機用ガスタービンエンジンは、エンジン効率を最大にするために高温で作動するように設計されるので、高圧タービンおよび低圧タービンなどの特定のエンジン構成部品の冷却が必要な場合がある。典型的には、高圧圧縮機および／または低圧圧縮機からのより低温の空気を、冷却が必要なエンジン構成部品に通すことによって冷却が行われる。高圧タービン内の温度はおよそ１０００℃から２０００℃であり、圧縮機からの冷却空気はおよそ５００℃から７００℃である。圧縮機の空気は高温ではあるが、タービンの空気に比べると温度は低く、タービンを冷却するために使用することができる。

冷却流に隣接する表面の凹面、ディンプル、またはくぼみは、熱冷却要素として使用されてきた。凹面は、冷却流がこれらを通り抜けて、またはこれらを超えて通るとき、非定常または渦空気流を生じる傾向があり、これは、エンジン構成部品に沿って蓄積するダストを削減させることができる。

米国特許第９１２１２８６号公報

一態様では、本発明の実施形態は、高温燃焼ガス流を生じると共に冷却流体流を供給するガスタービンエンジン用の構成部品に関する。構成部品は、高温燃焼ガス流を冷却流体流から分離し、高温燃焼ガス流に沿う高温面および冷却流体流に面する冷却面を有する壁を含む。冷却面に設けられ、頭部および尾部を有する少なくとも１つのディンプルであって、頭部が、冷却流体流の流れ方向に対して尾部の上流に配置された、少なくとも１つのディンプルを構成部品はさらに含む。

別の態様では、本発明の実施形態は、高温燃焼ガス流と冷却流体流を分離する壁を有し、かつ冷却流体流に向かい合った壁に設けられ、頭部および尾部を有する少なくとも１つのディンプルであって、頭部が冷却流体流の流れ方向に対して尾部の上流に配置された、少なくとも１つのディンプルを有するガスタービンエンジン用の構成部品に関する。

さらに別の態様では、本発明の実施形態は、頭部および尾部を有し、頭部が流れ方向に対して尾部の上流に配置された、少なくとも１つのディンプルを有する冷却面を有するエンジン構成部品を冷却する方法に関する。本方法は、冷却流体流を冷却面に沿って通すこと、および冷却流体流の少なくとも一部分をディンプル内に通すことを含む。冷却流体をディンプル内に通すことによって、冷却面に沿うダストの堆積が最小化される。

航空機用のガスタービンエンジンの概略断面図である。 複数のエンジン構成部品が描かれた図１のガスタービンエンジンの燃焼器の側面断面図である。 冷却空気入口通路を有する図２のエンジンのタービンブレードの形態のエンジン構成部品の斜視図である。 複数のディンプルを有する図３のエンジン構成部品の一部分の斜視図である。 図４の複数のディンプルを有する図３のエンジン構成部品の上面図である。 ディンプルの形状および配置を示す、図４のディンプルの側面図である。 図７Ａ−７Ｃはそれぞれ図４のディンプルに対する３つの異なる尾部形状の上面図である。 図８Ａ−８Ｂはそれぞれ異なる非直線状の輪郭を有する尾部の側面図である。

本発明の実施形態は、ガスタービンエンジンの構成部品の冷却面に配置されたディンプルを対象として説明される。例示の目的のため、本発明は、航空機ガスタービンエンジン用のタービンに関して説明される。しかしながら、本発明はそれに限定されるものではなく、他の移動用途、ならびに非移動用途の工業、商業、および住宅用途などの非航空機用途にも、圧縮機を含むエンジン内に一般的に適用することができることは理解されるであろう。

用語「前方に」または「上流に」は、本明細書で使用するとき、エンジン入口、または別の構成部品に比べてエンジン入口に比較的近い構成部品に向かう方向に動くことを指す。「前方に」または「上流に」と併せて使用される用語「後方に」または「下流に」は、エンジン中心線に対してエンジンの後部または出口に向かう方向を指す。「上流に」はまた、本明細書で使用するとき、ディンプルがエンジン入口に関してどのように向けられているか、または配置されているかに関わらず、ディンプルの頭部および尾部の相対的な局所位置を指す。

さらに、用語「半径方向の」または「半径方向に」は、本明細書で使用するとき、エンジンの長手方向中心軸線とエンジン外周との間を延在する寸法を指す。

方向についてのすべての言及（例えば、半径方向、軸方向、近位、遠位、上側、下側、上向き、下向き、左、右、横、前、後、頂部、底部、上方、下方、垂直、水平、時計回り、反時計回り、上流、下流、後方など）は、読み手が本発明を理解するのを助けるために識別の目的で使用しているに過ぎず、具体的に位置、向き、または本発明の使用に関して限定するものではない。接続についての言及（例えば、取り付けられた、結合された、接続された、および接合された）は、広義に解釈すべきであり、別途指示されていない限り、一群の要素間の中間部材および要素間の相対移動を含むことができる。したがって、接続についての言及は、必ずしも２つの要素が互いに固定された関係で直接接続されることを示唆するものではない。例示する図面は、単に例示の目的であり、本明細書に添付された図面中に示された寸法、位置、順序、および相対サイズは変えることができる。

図１は、航空機用ガスタービンエンジン１０の概略断面図である。エンジン１０は、概ね長手方向に延在する軸線または前方１４から後方１６に延在する中心線１２を有する。エンジン１０は、下流方向に直列流れ関係で、ファン２０を含むファンセクション１８、ブースタまたは低圧（ＬＰ：ｌｏｗ ｐｒｅｓｓｕｒｅ）圧縮機２４および高圧（ＨＰ：ｈｉｇｈ ｐｒｅｓｓｕｒｅ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８、ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２、ならびに排気セクション３８を含む。

ファンセクション１８は、ファン２０を取り囲むファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２の周りに半径方向に配置された複数のファンブレード４２を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、およびＨＰタービン３４は、燃焼ガスを発生するエンジン１０のコア４４を形成する。コア４４は、ファンケーシング４０と結合することができるコアケーシング４６に取り囲まれる。

エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置されたＨＰシャフトまたはスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動接続する。ＬＰシャフトまたはスプール５０は、より大きな直径の環状のＨＰスプール４８内で、エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置され、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４およびファン２０に駆動接続する。

ＬＰ圧縮機２４およびＨＰ圧縮機２６はそれぞれ複数の圧縮機段５２、５４を含み、それらにおいては、一組の圧縮機ブレード５６、５８が、対応する一組の静止圧縮機ベーン６０、６２（ノズルとも呼ばれる）に対して回転して、段を通過する流体の流れを圧縮または加圧する。単一の圧縮機段５２、５４においては、複数の圧縮機ブレード５６、５８は環状に設けることができ、ブレードのプラットフォームからブレードの先端まで中心線１２に対して半径方向外向きに延在することができ、一方、対応する静止圧縮機ベーン６０、６２は、回転ブレード５６、５８の上流に、かつそれらに隣接して配置される。図１に示すブレード、ベーン、および圧縮機段の数は、単に例示する目的のためだけに選ばれており、他の数も可能であることに留意されたい。

圧縮機の段のブレード５６、５８は、ディスク５９に取り付けることができ、ディスク５９はＨＰおよびＬＰスプール４８、５０のうちの対応する１つに取り付けられる。ここで、各段はそれら自体のディスク５９、６１を有する。圧縮機の段のベーン６０、６２は、周方向配置でコアケーシング４６に取り付けることができる。

ＨＰタービン３４およびＬＰタービン３６はそれぞれ複数のタービン段６４、６６を含み、それらにおいて、一組のタービンブレード６８、７０が、対応する一組の静止タービンベーン７２、７４（ノズルとも呼ばれる）に対して回転させられて、段を通過する流体の流れからエネルギーを取り出す。単一のタービン段６４、６６においては、複数のタービンベーン７２、７４は環状に設けることができ、中心線１２に対して半径方向外向きに延在することができ、一方、対応する回転ブレード６８、７０は、静止タービンベーン７２、７４の下流に、かつそれらに隣接して配置され、ブレードのプラットフォームからブレードの先端まで中心線１２に対して半径方向外向きに延在することができる。図１に示すブレード、ベーン、およびタービン段の数は、単に例示する目的のためだけに選ばれており、他の数も可能であることに留意されたい。

タービンの段のブレード６８、７０は、ディスク７１に取り付けることができ、ディスク７１はＨＰおよびＬＰスプール４８、５０のうちの対応する１つに取り付けられる。ここで、各段はそれら自体のディスク７１、７３を有する。タービンの段のベーン７２、７４は、周方向配置でコアケーシング４６に取り付けることができる。

スプール４８、５０の一方または両方に取り付けられ、それらとともに回転するエンジン１０の部分はまた、個々に、またはまとめて、ロータ５３と呼ばれる。コアケーシング４６に取り付けられた部分を含むエンジン１０の静止部分はまた、個々に、またはまとめて、ステータ６３と呼ばれる。

作動時、ファンセクション１８を出た空気流は分けられ、その空気流の一部分は、ＬＰ圧縮機２４内に流れ、次いで、加圧された外気７６をＨＰ圧縮機２６に供給し、さらに、外気を加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧空気７６は燃焼器３０内で燃料と混合されて点火され、それによって燃焼ガスを発生する。これらのガスからＨＰタービン３４によっていくらかの仕事が取り出され、ＨＰタービン３４はＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスはＬＰタービン３６内に吐出され、そこでＬＰ圧縮機２４を駆動するためにさらなる仕事が取り出されて、最終的に、排気ガスは排気セクション３８を経てエンジン１０から排出される。ＬＰタービン３６の駆動によってＬＰスプール５０が駆動されて、ファン２０およびＬＰ圧縮機２４を回転させる。

空気流７８の残りの部分は、ＬＰ圧縮機２４およびエンジンコア４４をバイパスして、静止ベーン列、より具体的には、ファン排気側８４にある複数のエーロフォイル案内翼８２を備える出口案内翼組立体８０を通ってエンジン組立体１０を出る。より具体的には、半径方向に延在するエーロフォイル案内翼８２の周方向列は、ファンセクション１８に隣接して使用されて、空気流７８の何らかの方向制御を行う。

ファン２０によって供給された外気のうちのいくらかは、エンジンコア４４をバイパスして、エンジン１０の部分、特に高温部分を冷却するために使用することができ、かつ／あるいは、航空機の他の要素を冷却する、またはそれらに動力を与えるために使用することができる。タービンエンジンの環境では、エンジンの高温部分は通常、燃焼器３０、および燃焼器３０の下流の構成部品であり、特にＨＰタービン３４が燃焼セクション２８のすぐ下流であるので最も高温の部分となるタービンセクション３２である。冷却流体の他の源は、限定するものではないが、ＬＰ圧縮機２４またはＨＰ圧縮機２６から吐出される流体とすることができる。この流体は、ＬＰまたはＨＰ圧縮機２４、２６から抜き取られた空気を含むことができる抽気７７とすることができ、これは、タービンセクション３２のための冷却源として燃焼器３０をバイパスする。これは普通のエンジン構成であり、限定することを意味していない。

図２は、図１のエンジン１０の燃焼器３０およびＨＰタービン３４の側面断面図である。燃焼器３０は、燃焼室９２を画定する燃焼器ライナ９０を含む。燃焼器ノズル９４は、ガスまたは空気／ガス混合気の流れを供給して燃焼室９２内で燃焼させる。デフレクタ９６は、ノズル９４と燃焼ライナ９０とが交差するところに設けられて燃焼した流れを後方に向ける。冷却流１００は、環状のバイパス通路９８を通って燃焼器３０をバイパスして、冷却を必要とする１つまたは複数のエンジン構成部品に供給することができる。

タービン３４のタービンブレード６８に軸方向に隣接して、ノズルを形成する静止タービンベーン７２の組がある。ノズルは、最大エネルギーをタービン３４が取り出すことができるように燃焼ガスの向きを変える。シュラウド組立体１０２は回転ブレード６８に隣接して、タービン３４での流れの損失を最小限にする。同様なシュラウド組立体はまた、ＬＰタービン３６、ＬＰ圧縮機２４、またはＨＰ圧縮機２６に付随することができる。

エンジン１０の１つまたは複数のエンジン構成部品は冷却壁を有し、本明細書でさらに開示する様々な実施形態をその中で使用することができる。フィルム冷却壁を有するエンジン構成部品のいくつかの非限定的な例には、図１〜２で説明したブレード６８、７０、ベーンまたはノズル７２、７４、燃焼器デフレクタ９６、燃焼器ライナ９０、あるいはシュラウド組立体１０２を含むことができる。フィルム冷却が使用される他の非限定的な例は、タービントランジションダクト、ストラット、および排気ノズルを含む。

図３は、図１のエンジン１０のタービンブレード６８のうちの１つの形態のエンジン構成部品の斜視図である。本明細書で説明するブレード６８は例示的なものであることを理解すべきであり、開示する概念はさらなるエンジン構成部品にも広げられ、ブレード６８に限定するものではない。本発明の態様は、読み手が本発明を理解しやすくするように、ブレード６８に関して論じられる。タービンブレード６８は、ダブテール１１２およびエーロフォイル１１０を含む。エーロフォイル１１０は、スパン方向を定める翼端１２０から翼根１２２まで延在して、かつ前縁１２４から後縁１２６に翼弦方向に延在する。ダブテール１１２は、翼根１２２でエーロフォイル１１０と一体化したプラットフォーム１１４をさらに含み、プラットフォーム１１４は、タービン空気流を半径方向に包含する助けとなる。ダブテール１１２は、エンジン１０のタービンロータディスク５１に取り付けられるように構成することができる。ダブテール１１２は少なくとも１つの入口通路１２８を備え、ここでは、３つの入口通路１２８として例示的に示されているが、それぞれ、１つまたは複数の通路出口１３０でエーロフォイル１１０と内部流体連通できるようにダブテール１１２を通って延在する。ダブテール１１２は断面で示されており、入口通路１２８はダブテール１１２の本体内に収まっていることを認識すべきである。

エーロフォイル１１０はさらに、冷却流体の流れＣを、入口通路１２８を通じてエーロフォイル１１０の内部１３２に供給することができるように、内部１３２を画定することができる。したがって、冷却流体の流れＣは、入口通路１２８を通じて供給されて、出口１３０を出て、エーロフォイルの内部１３２を通ることができる。高温ガスの流れＨはエーロフォイル１１０の外部を通ることができ、一方、冷却流体流Ｃは内部１３２を流れる。冷却流体の流れＣは、冷却流体流Ｃの方向に冷却流体の流路を定めることができる。

図４は、図１のエンジン１０のエンジン構成部品１４０の一部分を示す概略図であり、それは、図３のブレード６８の一部分を含むことができる。エンジン構成部品１４０は、エンジン１０内の高温ガスの流れＨの中に配置することができる。冷却流体流Ｃは、エンジン構成部品１４０を内部的に冷却するように供給することができる。図１〜２に関して上記で論じたように、タービンエンジンの環境では、冷却流体流Ｃは任意の冷却流体とすることができるが、最も一般的であるのは、エンジンコア４４をバイパスする、ファン２０により供給された外気、ＬＰ圧縮機２４から排出された流体、またはＨＰ圧縮機２６から排出された流体のうちの少なくとも１つである。

エンジン構成部品１４０は、高温ガス流Ｈに面する高温面１５４と、冷却流体流Ｃに面する冷却面１５２とを含む壁１５０を含む。ガスタービンエンジン１０の場合、高温面１５４は、１０００℃から２０００℃またはそれ以上の範囲の温度のガスに曝される場合がある。壁１５０に適する材料としては、限定するものではないが、鋼、チタンなどの耐熱金属、あるいはニッケル、コバルトまたは鉄をベースにした超合金、およびセラミックマトリックス複合材が含まれる。

エンジン構成部品１４０は、冷却面１５２に隣接して図３のエーロフォイル１１０の内部１３２を形成することができる。高温面１５４は、例えば、エーロフォイル１１０の圧力側または負圧側などのエンジン構成部品１４０の外面とすることができる。

エンジン構成部品１４０はさらに、冷却面１５２に配置された複数のディンプル１６０を含む。各ディンプル１６０は、高温面１５４に向かって延在する、冷却面１５２内への凹面またはくぼみの形状である。各ディンプル１６０は頭部１６２および尾部１６４を有し、頭部１６２は、冷却流Ｃの方向に対して尾部１６４の上流に配置される。ディンプル１６０は、非限定的な例として、一直線状、千鳥状、斜め状、その他など、パターン化した仕方で冷却面１５２に配置することができる。

ディンプル１６０の丸い形状は例示的なものであることを理解すべきである。これに代えて、ディンプル１６０の実際の形状は涙滴形とすることができる、または、本明細書で説明するように変えることができる。

図５を見ると、各ディンプル１６０は、その形状に基づいて定めることができる。各ディンプル１６０は、冷却流体流Ｃの方向に対してディンプル１６０の横方向の長さとして幅１７０を含む。さらに、頭部１６２は頭部長さ１７２を有することができ、尾部１６４は尾部長さ１７４を有することができる。頭部長さ１７２および尾部長さ１７４はそれぞれ、頭部１６２および尾部１６４の冷却流体流Ｃの方向の長さとすることができる。さらに、各ディンプル１６０は対称形で、冷却流体流Ｃの方向にディンプル１６０の中心に沿ってディンプル空洞本体軸線１７６を有することができる。これに代えて、ディンプル１６０は、エンジン構成部品１４０の特定の部分には有益なように非対称形とすることができる。例えば、ディンプル１６０は、湾曲した冷却面に沿って配置された湾曲した中心線を有することができる。したがって、空洞本体軸線１７６は、冷却流体流Ｃの方向とは合わない。この方向のずれた配置は、エンジン構成部品１４０に沿って、１つのディンプル１６０、一組のディンプル１６０、またはディンプル１６０の全体列の間を延在することができる。例えば、方向のずれた配置は、十分なディンプルの機能を維持しながら、理想から±２０度角度をずらすことができる。

ディンプル１６０はさらに、互いに対する幅１７０、頭部長さ１７２、および尾部長さ１７４によって定めることができる。幅１７０の頭部長さ１７２に対する比は、例えば、１対１より大きくすることができる、または２対１とすることができる。同様に、幅１７０の尾部長さに対する比は、例えば、１対２より大きくすることができる、または２対３とすることができる。さらに、頭部長さ１７２の尾部長さ１７４に対する比は、例えば、１対３とすることができる。しかしながら、これらの比は、ディンプル１６０の１つの実施例であることを理解すべきであり、それに限定されるものではない。ディンプル１６０は、特定のエンジン構成部品１４０には有益なように、幅１７０、頭部長さ１７２、および尾部長さ１７４に対して他の比を有することができる。

図６を見ると、エンジン構成部品１４０の壁１５０の側面図は、頭部１６２および尾部１６４の輪郭形状を最もよく示している。頭部１６２は、円の９０度の部分など、円形とすることができる弧状の輪郭を有する。したがって、頭部１６２の３次元形状は、例えば、球の４分の１とすることができる。代替の実施形態では、頭部１６２は、円または球の形状とは異なる弧状の形状とすることができる。ディンプル１６０はさらに深さ１７８を含むことができる。深さ１７８は、幅１７０より浅くする、または幅１７０に等しくすることができる。

尾部１６４は、頭部１６２の端部から延びて冷却面１５２に傾斜して戻る直線状の輪郭を含む。尾部１６４の長さは、壁１５０にとって最適の、または好ましい熱伝達係数とするのに望ましい任意の長さとすることができる。

作動中、冷却流体流Ｃの一部分は、ディンプル流１８０としてディンプル１６０内を通って、冷却面１５２に沿って冷却を強化することができる。このディンプル１６０の形状は、ディンプル１６０内の、およびエンジン構成部品１４０に沿うダストの堆積を最小限にするように尾部を利用しながら、空気をディンプル１６０に沿って、かつディンプル１６０内に流すことを可能にする。尾部１６４の上流の頭部１６２の向きによって、冷却流体流Ｃのかなりの部分が頭部１６２でディンプル１６０に入ることができ、同時に、ディンプル流１８０は滑らかに移行して冷却流体流Ｃに戻り、ディンプル１６０内のいかなるダストの堆積も最小限になる。

次に、図７Ａ〜７Ｃを参照すると、尾部を変えたディンプル１６０の３つの異なる実施形態が示されている。図示のように尾部は異なる形状を有することができるが、それでもなお図６に示したものと同じ輪郭を有することができる。図７Ａを見ると、ディンプル１８２は、幅が狭くなり、平坦な端部１９０で終わる尾部１８３を有することができる。図７Ｂでは、ディンプル１８４は、一定の幅で、直線状の第２の平坦な端部１９２で終わる尾部１８５を有することができる。図７Ｃでは、ディンプル１８６は、尾部１８７のある部分まで一定の幅で延び、弧状の端部１９４で終わる尾部１８７を有することができ、図示のように上から見ると、ディンプルに対して錠剤の形状を画定している。さらに、尾部１８３、１８５、１８７は幅が拡がり、本明細書で説明したような任意の端部を有することができることも考えられる。

次に、図８Ａおよび８Ｂを見ると、図６の尾部１６４に対するさらなる変形が示されている。図８Ａでは、ディンプル２００は、冷却面１５２の方向にわずかに湾曲した弧状の輪郭を有する凸状の尾部２０２を有することができる。図８Ｂでは、ディンプル２０４は、図８Ａとは反対に、高温面１５４の方向にわずかに湾曲した弧状の輪郭を有する凹状の尾部２０６を有することができる。

さらに、エンジン構成部品１４０を冷却する方法は、尾部１６４の上流に配置された頭部１６２および尾部１６４を有するディンプル１６０を画定することを含むことができ、また本方法は、冷却流体流Ｃを冷却面１５２に沿って通し、かつ冷却流体流Ｃの少なくとも一部分をディンプル１６０内に通すことを含むことができる。本方法によって、エンジン構成部品１４０の冷却面１５２に沿うダストの堆積を最小限にすることができる。

したがって、ディンプル１６０またはその任意の変形は、本明細書で説明したように、頭部１６２および尾部１６４を有することができ、頭部１６２が冷却流体流Ｃに対して尾部１６４の上流にあることを認識すべきである。頭部１６２は、弧状、円形、球形、その他の湾曲した輪郭を有する形状とすることができる。尾部１６４は、幅が狭くなる、拡がる、または一定で、平坦な、先細の、または弧状の端部を有する形状とすることができる。さらに、尾部１６４の輪郭は、冷却流体流Ｃに対して凹状または凸状などに湾曲させることができる。ディンプル１６０は、エンジン構成部品１４０に沿うダストの堆積を最小限にしながら、冷却面１５２に沿う冷却を強化するために、本明細書で説明したように、頭部、尾部、またはこれらの任意の組合せの任意の形状を組み合わせたものとすることができることをさらに認識すべきである。

開示した設計の用途は、ファンおよびブースタセクションを有するタービンエンジンに限定するものではなく、ターボジェットおよびターボエンジンにも同様に適用可能であることを認識すべきである。

本明細書では、最良の態様を含む例を用いて本発明を開示し、また、任意の装置またはシステムの作製および使用、ならびに任意の組み入れられた方法の実施を含め、当業者が本発明を実施できるようにしている。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の例を含むことができる。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と相違ない構成要素を含む場合、または特許請求の範囲の文言と実質的に相違ない等価の構成要素を含む場合、特許請求の範囲内であることを意図されている。

最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
高温燃焼ガス流（Ｈ）を生じると共に、冷却流体の流路を定める冷却流体流（Ｃ）を供給するタービンエンジン（１０）用の構成部品（１４０）であって、
前記高温燃焼ガス流（Ｈ）を前記冷却流体流（Ｃ）から分離し、前記高温燃焼ガス流（Ｈ）に沿う高温面（１５４）および前記冷却流体流（Ｃ）に面する冷却面（１５２）を有する壁（１５０）と、
前記冷却面（１５２）に設けられ、頭部（１６２）および尾部（１６４）を有する少なくとも１つのディンプル（１６０）であって、前記頭部（１６２）がより大きい深さを有し、前記冷却流体流（Ｃ）の流れ方向に対して前記尾部（１６４）の上流に配置された、少なくとも１つのディンプル（１６０）と
を含む構成部品（１４０）。
［実施態様２］
前記少なくとも１つのディンプル（１６０）が複数のディンプル（１６０）を含む、実施態様１に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様３］
前記複数のディンプル（１６０）が前記冷却流体の流路に対して千鳥状である、実施態様２に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様４］
前記ディンプル（１６０）が前記流れ方向に延在する空洞本体軸線（１７６）に関して対称である、実施態様１に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様５］
前記ディンプル（１６０）が前記空洞本体軸線（１７６）に対して垂直方向に定められた幅（１７０）を有する、実施態様４に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様６］
前記頭部（１６２）がさらに前記流れ方向に頭部長さ（１７２）を含み、幅（１７０）の頭部長さ（１７２）に対する比が１対１より大きい、実施態様５に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様７］
幅（１７０）の頭部長さ（１７２）に対する前記比が２対１である、実施態様６に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様８］
前記尾部（１６４）がさらに前記流れ方向に尾部長さ（１７４）を含み、幅（１７０）の尾部長さ（１７４）に対する比が１対２より大きい、実施態様５に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様９］
幅（１７０）の尾部長さ（１７４）に対する前記比が２対３である、実施態様８に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様１０］
前記頭部（１６２）が前記流れ方向に頭部長さ（１７２）を含み、前記尾部（１６４）が前記流れ方向に尾部長さ（１７４）を含み、頭部長さ（１７２）の尾部長さ（１７４）に対する比が１対３である、実施態様１に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様１１］
前記頭部（１６２）が弧状の輪郭を含み、前記尾部（１６４）が直線状の輪郭を有する、実施態様１に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様１２］
前記頭部（１６２）が弧状の輪郭を含み、前記尾部（１６４）が非直線状の輪郭を有する、実施態様１に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様１３］
前記非直線状の尾部（２０２）の輪郭が前記冷却流体流（Ｃ）に対して凸状である、実施態様１２に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様１４］
前記少なくとも１つのディンプル（１６０）が涙滴形状を有する、実施態様１に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様１５］
高温燃焼ガス流（Ｈ）と冷却流体流（Ｃ）を分離する壁（１５０）を有し、かつ前記冷却流体流（Ｃ）に向かい合った前記壁（１５０）に設けられ、頭部（１６２）および尾部（１６４）を有する少なくとも１つのディンプル（１６０）であって、前記頭部（１６２）がより大きい深さを有し、前記冷却流体流（Ｃ）の方向に対して前記尾部（１６４）の上流に配置された、少なくとも１つのディンプル（１６０）を有するタービンエンジン（１０）用の構成部品（１４０）。
［実施態様１６］
前記ディンプル（１６０）が涙滴形状を有する、実施態様１５に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様１７］
前記頭部（１６２）が弧状の輪郭を含み、前記尾部（１６４）が直線状の輪郭を有する、実施態様１５に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様１８］
前記流れ方向に、前記頭部（１６２）が頭部長さ（１７２）を含み、前記尾部（１６４）が尾部長さ（１７４）を含み、頭部長さ（１７２）の尾部長さ（１７４）に対する比が少なくとも１対３である、実施態様１７に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様１９］
前記頭部（１６２）が弧状の輪郭を含み、前記尾部（２０２、２０６）が非直線状の輪郭を有する、実施態様１５に記載の構成部品（１４０）。
［実施態様２０］
冷却面（１５２）を有するエンジン構成部品（１４０）を冷却する方法であって、
冷却流体流（Ｃ）の一部分が、尾部（１６４）よりも大きい深さを有し前記尾部（１６４）の上流に配置された頭部（１６２）を有する前記冷却面（１５２）のディンプル（１６０）を通過して、前記冷却面（１５２）に沿うダストの堆積を遅らせるように、前記冷却流体流（Ｃ）を前記冷却面（１５２）に沿って通すことを含む方法。
［実施態様２１］
前記冷却流体が前記頭部（１６２）に入り、前記尾部（１６４）を通過する、実施態様２０に記載の方法。

１０ エンジン
１２ 中心線
１４ 前方
１６ 後方
１８ ファンセクション
２０ ファン
２２ 圧縮機セクション
２４ ＬＰ圧縮機
２６ ＨＰ圧縮機
２８ 燃焼セクション
３０ 燃焼器
３２ タービンセクション
３４ ＨＰタービン
３６ ＬＰタービン
３８ 排気セクション
４０ ファンケーシング
４２ ファンブレード
４４ コア
４６ コアケーシング
４８ ＨＰスプール
５０ ＬＰスプール
５１ ロータ
５２ ＨＰ圧縮機段
５３ ディスク
５４ ＨＰ圧縮機段
５６ ＬＰ圧縮機ブレード
５８ ＨＰ圧縮機ブレード
５９ ディスク
６０ ＬＰ圧縮機ベーン
６１ ディスク
６２ ＨＰ圧縮機ベーン
６３ ステータ
６４ ＨＰタービン段
６６ ＬＰタービン段
６８ ＨＰタービンブレード
７０ ＬＰタービンブレード
７１ ディスク
７２ ＨＰタービンベーン
７３ ディスク
７４ ＬＰタービンベーン
７６ 加圧外気
７７ 抽気
７８ 空気流
８０ 出口案内翼組立体
８２ エーロフォイル案内翼
８４ ファン排気側
９０ 燃焼器ライナ
９２ 燃焼室
９４ ノズル
９６ 燃焼器デフレクタ
９８ バイパス通路
１００ バイパス流
１０２ シュラウド組立体
１１０ エーロフォイル
１１２ ダブテール
１１４ プラットフォーム
１２０ 翼端
１２２ 翼根
１２４ 前縁
１２６ 後縁
１２８ 入口通路
１３０ 出口
１３２ 内部
Ｃ 冷却流体流
Ｈ 高温燃焼ガス流
１４０ エンジン構成部品
１５０ 壁
１５２ 冷却面
１５４ 高温面
１６０ ディンプル
１６２ 頭部
１６４ 尾部
１７０ 幅
１７２ 頭部長さ
１７４ 尾部長さ
１７６ 空洞本体軸線
１７８ 深さ
１８０ ディンプル流
１８２ ディンプル
１８３ 尾部
１８４ ディンプル
１８５ 尾部
１８６ ディンプル
１８７ 尾部
１９０ 平坦な端部
１９２ 第２の平坦な端部
１９４ 弧状の端部
２００ ディンプル
２０２ 凸状の尾部
２０４ ディンプル
２０６ 凹状の尾部

Claims (10)

1. 高温燃焼ガス流（Ｈ）を生じると共に、冷却流体の流路を定める冷却流体流（Ｃ）を供給するガスタービンエンジン（１０）用の構成部品（１４０）であって、
   前記高温燃焼ガス流（Ｈ）を前記冷却流体流（Ｃ）から分離し、前記高温燃焼ガス流（Ｈ）に沿う高温面（１５４）および前記冷却流体流（Ｃ）に面する冷却面（１５２）を有する壁（１５０）と、
   前記冷却面（１５２）に設けられ、頭部（１６２）および尾部（１６４）を有する少なくとも１つのディンプル（１６０）であって、前記頭部（１６２）が前記冷却流体流（Ｃ）の流れ方向に対して前記尾部（１６４）の上流に配置された、少なくとも１つのディンプル（１６０）と
   を含む構成部品（１４０）。
2. 前記少なくとも１つのディンプル（１６０）が複数のディンプル（１６０）を含む、請求項１記載の構成部品（１４０）。
3. 前記複数のディンプル（１６０）が前記冷却流体の流路に対して千鳥状である、請求項２記載の構成部品（１４０）。
4. 前記ディンプル（１６０）が前記流れ方向に延在する空洞本体軸線（１７６）に関して対称である、請求項１記載の構成部品（１４０）。
5. 前記ディンプル（１６０）が前記空洞本体軸線（１７６）に対して垂直方向に定められた幅（１７０）を有する、請求項４記載の構成部品（１４０）。
6. 前記頭部（１６２）がさらに前記流れ方向に頭部長さ（１７２）を含み、幅（１７０）の頭部長さ（１７２）に対する比が１対１より大きい、請求項５記載の構成部品（１４０）。
7. 前記尾部（１６４）がさらに前記流れ方向に尾部長さ（１７４）を含み、幅（１７０）の尾部長さ（１７４）に対する比が１対２より大きい、請求項５記載の構成部品（１４０）。
8. 前記頭部（１６２）が前記流れ方向に頭部長さ（１７２）を含み、前記尾部（１６４）が前記流れ方向に尾部長さ（１７４）を含み、頭部長さ（１７２）の尾部長さ（１７４）に対する比が１対３である、請求項１記載の構成部品（１４０）。
9. 前記頭部（１６２）が弧状の輪郭を含み、前記尾部（１６４）が直線状の輪郭を有する、請求項１記載の構成部品（１４０）。
10. 前記少なくとも１つのディンプル（１６０）が涙滴形状を有する、請求項１記載の構成部品（１４０）。