US10253637
[0002] Many known gas turbine engines have a ducted fan and a core engine arranged（＊"which are"とはしていないがarrangedは両方に係る；関係代名詞；分詞による複数要素の修飾）in serial flow communication.
【０００２】
多くの公知のガスタービンエンジンは、連続流体連通するように配置されたダクテッドファン及びコアエンジンを有する。
（＊cf. "a first transistor device comprising a first surface and a second surface opposing the first surface" (US20190267362) opposingは後者だけ修飾；文脈から）
The fan provides air to the core engine (a “core flow”) and to（＊前置詞の繰り返し）a bypass duct surrounding the core engine (a “bypass flow”).
ファンは、コアエンジン（「コア流」）およびコアエンジンを取り囲むバイパスダクト（「バイパス流」）に空気を供給する。
The core engine compresses the core flow and subsequently mixes it with fuel for igniting the mixture to generate a flow of combustion gas through a turbine.
コアエンジンはコア流を圧縮し、その後燃料を混合して混合物を点火し、タービンを通る燃焼ガスの流れを生成する。
The combustion gas drives the turbine within a cylindrical structure known as a “stationary shroud.”
燃焼ガスは、「固定シュラウド」として知られる筒状構造物内でタービンを駆動する。
A gap exists between a tip（＊不定冠詞、単数形）of rotating blades（＊複数の動翼「それぞれ」が「先端」を有するはずだが、a tip of each of rotating bladesとはしていない；代表）of the turbine and the stationary shroud.
タービンの回転動翼の先端と固定シュラウドとの間に隙間が存在する。
Combustion gas leaks over the blade tips（複数形；実際、動作中）from a pressure side of each blade（＊ここでは「それぞれ」；a pressure side of the bladesでもOK？）to a suction side of the blade.
燃焼ガスは、各動翼の圧力側から動翼の吸込み側に動翼先端を介して漏れ出す。
This leakage rolls up into a vortex on the suction side, contributing to pressure loss（＊単数形）and a reduction in blade loading, which reduces turbine efficiency and performance.
この漏れは吸込み側の渦に巻き上げられ、圧力損失および動翼負荷の低減に寄与し、タービンの効率および性能を低下させる。
The tip vortex may also increase secondary pressure losses（＊複数形）associated with an upstream shroud purge flow.
先端渦はまた、上流シュラウドパージ流に関連する二次圧力損失を増加させることがある。
[0004] In one aspect, a turbine blade is provided.
【０００４】
一態様では、タービン動翼が提供される。
The turbine blade includes a blade root, a blade tip, and an airfoil extending between the blade root and the blade tip.
タービン動翼は、動翼根元、動翼先端、および動翼根元と動翼先端との間に延びるエーロフォイルを含む。
The airfoil has opposite pressure and suction sides extending between a forward leading edge and an aft trailing edge of the airfoil,
エーロフォイルは、エーロフォイルの前方前縁と後方後縁との間に延在する対向する圧力側および吸込み側および、
（＊opposite A and B: 対向するAとB。cf. A and B opposing each other; A and B (which are) disposed opposite each other）
and a maximum thickness located between the leading edge and the trailing edge.
前縁および後縁との間に位置する最大厚さを有する。
The blade tip includes a winglet extending laterally outward from at least one of the pressure side and the suction side from a leading point between the leading edge and the maximum thickness aftward to a trailing point between the maximum thickness and the trailing edge.
動翼先端は、前縁と後縁の最大厚さとの間の立ち上がり点から、最大厚さと後縁の間の立ち下がり点までの正圧側面および負圧面の少なくとも一方から横方向外側に延びるウィングレットを含む。
[0039] FIG. 2 is a top plan view of a first example embodiment of HP turbine blade 170 , as shown in FIG. 1, and FIG. 3 is a perspective view of turbine blade 170 shown in FIG. 2.
【００２１】
図２は、図１に示すＨＰタービン動翼１７０の第１の例示的な実施形態の平面図であり、図３は、図２に示すタービン動翼１７０の斜視図である。
It should be understood that although the following discussion is directed to blades 170 of HP turbine 128 ,
以下の説明は、ＨＰタービン１２８の動翼１７０に向けられていることを理解すべきだが、
the present disclosure is applicable to blades in any turbine, including LP turbine 130 , power turbines (not shown), and/or intermediate-pressure turbines (also not shown).
本開示は、ＬＰタービン１３０、動力タービン（図示せず）、および／または中間圧タービン（図示せず）を含む、任意のタービンの動翼に適用可能である。
Blade 170 extends from a dovetail 201 configured to engage a rotor disk (not shown) of turbine 128 .
動翼１７０は、タービン１２８の回転子ディスク（図示せず）とかみ合うように構成された蟻ほぞ２０１から延びている。
A blade root 203 of blade 170 is coupled to and formed radially outwardly from dovetail 201 .
動翼１７０の動翼根元２０３は、蟻ほぞ２０１に結合され、蟻ほぞ２０１から半径方向外側に形成される。
Blade 170 further includes an airfoil 202 and a tip 204 at a distal radial end thereof, opposite blade root 203 .
動翼１７０は、エーロフォイル２０２および動翼根元２０３に対向する遠位半径方向端部の先端２０４とをさらに含む。
[0041] In the example embodiment, winglet 250 extends from a leading point 252 to a trailing point 254 .
【００２３】
例示的な実施形態では、ウィングレット２５０は、立ち上がり点２５２から立ち下がり点２５４まで延びる。
As described above, gap 171 (shown in FIG. 1) is defined between blade tip 204 and stationary shroud 119 .
上述した通り、隙間１７１（図１に示す）は、動翼先端２０４と固定シュラウド１１９との間に規定される。
Gas 240 leaks from pressure side 210 of blade 170 to suction side 212 of blade 170 and forms a vortex 242 .
ガス２４０は、動翼１７０の圧力側２１０から動翼１７０の吸込み側２１２へ漏れ、渦２４２を形成する。
Winglet 250 is configured to change the local flow of gas 240 , guiding vortex 242 circumferentially away from airfoil 202 .
ウィングレット２５０は、ガス２４０の局所的な流れを変化させ、渦２４２をエーロフォイル２０２から円周方向に導くように構成される。
Vortex 242 thereby has a more compact, “tightly rolled” core, which reduces pressure loss across blade tip 204 due to vortex 242 , improving turbine 128 efficiency and performance.
従って、渦２４２は、渦２４２による動翼先端２０４にわたる圧力損失を低減し、タービン１２８の効率および性能を改善する、よりコンパクトな「しっかりと巻かれた」コアを有する。
