(57)【要約】      （修正有）【課題】高い空気力学的特性、熱力学特性及び機械的特性の翼形状を有するバケット翼形部を備えたタービンバケットを提供する。【解決手段】この翼形状は、本明細書に記載の表に従った公称輪郭を有する。Ｘ及びＹ座標は、各距離Ｚにおける翼形輪郭断面を定める半径Ｒの円弧によって滑らかに結ばれる。Ｚ距離における輪郭断面を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形状が形成される。この翼形部輪郭により、高い効率及び翼形部負荷能力が得られる。【選択図】図２
2010230006.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
表１〜表１１に記載のＸ、Ｙ及びＺのデカルト座標値並びに円弧座標Ｒに実質的に合致する公称輪郭を有する翼形状を有するバケット翼形部（１０２）を備えるタービンバケット（２０）であって、Ｘ、Ｙ、Ｚ及びＲがインチ単位の距離であり、Ｘ及びＹ座標値を半径Ｒの円弧で滑らかに結ぶと距離Ｚにおける翼形輪郭断面が画成され、距離Ｚにおける輪郭断面を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形が形成される、タービンバケット（２０）。
【請求項２】
蒸気タービン（１０）の最終段バケットの一部を構成する、請求項１記載のタービンバケット（２０）。
【請求項３】
前記翼形状が、任意の翼形部表面位置に垂直な方向に約±０．２５インチ以内の包絡曲面内に位置する、請求項１記載のタービンバケット（２０）。
【請求項４】
前記翼形部（１０２）の高さ（１１８）が約５２インチである、請求項１記載のタービンバケット（２０）。
【請求項５】
部分スパンシュラウド（１２６）が、翼形部（１０２）の公称輪郭上に付加される、請求項１記載のタービンバケット（２０）。
【請求項６】
前記翼形部（１０２）の公称輪郭が、低温非運転状態において適用される、請求項１記載のタービンバケット（２０）。
【請求項７】
前記翼形部（１０２）の公称輪郭が、皮膜のない公称輪郭を含む、請求項１記載のタービンバケット（２０）。
【請求項８】
複数のタービンバケット（２０）を備えるタービンホイール（１８）であって、各タービンバケット（２０）が、表１〜表１１に記載のＸ、Ｙ及びＺのデカルト座標値並びに円弧座標Ｒに実質的に合致する公称輪郭を有する翼形状を有するバケット翼形部（１０２）を備えており、Ｘ、Ｙ、Ｚ及びＲがインチ単位の距離であり、Ｘ及びＹ座標値を半径Ｒの円弧で滑らかに結ぶと距離Ｚにおける翼形輪郭断面が画成され、距離Ｚにおける輪郭断面を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形が形成される、タービンホイール（１８）。
【請求項９】
前記翼形状が、任意の翼形部表面位置に垂直な方向に約±０．２５インチ以内の包絡曲面内に位置する、請求項８記載のタービンホイール（１８）。
【請求項１０】
前記翼形部（１０２）の公称輪郭が低温非運転状態において適用され、皮膜のない公称輪郭を含む、請求項８記載のタービンホイール（１８）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン、特に蒸気タービンに関し、具体的には、高い空気力学的特性、熱力学特性及び機械的特性を有する最終段蒸気タービンバケットに関する。
【背景技術】
【０００２】
タービン用の最終段バケットは、従前開発作業の主題であった。これら最終段バケットの性能を最適化して、空気力学的損失を減少させかつタービンの熱力学性能を向上させることが極めて望ましい。最終段バケットは、広範囲の流れ、負荷及び強力な動的力に曝される。最終バケット輪郭設計に影響を与える要因には、バケットの有効長さ、ピッチ直径並びに超音速及び亜音速流れ領域の両方における高い運転速度が含まれる。減衰性及びバケット材料疲労は、バケット及びその輪郭の機械設計においてさらに考慮しなければならない要因である。バケットのこれらの機械的及び動的応答特性並びに空気熱力学特性又は材料選択のようなその他の要因は、それらの全てが最適なバケット輪郭に影響を与える。従って、最終段蒸気タービンバケットは、広範な運転範囲にわたって最小の損失で最適性能を得るようになった正確に形成したバケット輪郭を必要とする。
【０００３】
隣接するロータバケットは一般的に、周辺部の周りで何らかの形態のカバーバンド又はシュラウドバンドによって互いに連結されて、良好に形成された通路内に作動流体を閉込めかつバケットの剛性を増大させている。しかし、グループ分けされたバケットは、作動流体内に存在することが知られている多数の励振源によって励振されて、バケットカバー組立体の固有振動数で振動する可能性がある。振動が十分に大きい場合には、バケット材料に対する疲労損傷が発生しかつバケット構成要素の割れ発生及び最終的損傷に至るおそれがある。また、最終段バケットは、湿り蒸気環境内で作動しかつ水滴による浸食発生の可能性に曝される。時折使用される浸食防止の方法は、その上部有効長さ位置において各バケットの前縁に保護シールドを溶接するか又はロウ付けするかのいずれかを行うことである。しかし、これらのシールドは、ロウ付けシールドのケースでは、応力腐食割れを受け或いは接合材料の劣化によるバケットからの離脱を生じるおそれがある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許第７１９５４５５号明細書
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明の１つの態様では、翼形状を有するバケット翼形部を備えるタービンバケットを提供する。翼形部は、表１〜表１１に記載のＸ、Ｙ及びＺのデカルト座標値並びに円弧座標Ｒに実質的に合致する公称輪郭を有する。Ｘ、Ｙ、Ｚ及びＲはインチ単位の距離であり、Ｘ及びＹ座標値を半径Ｒの円弧で滑らかに結ぶ。各距離Ｚにおける翼形輪郭断面が画成される。Ｚ距離における輪郭断面を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形状が形成される。
【０００６】
本発明の別の態様では、複数のバケットを有するタービンホイールを提供する。バケットは、表１〜表１１に記載のＸ、Ｙ及びＺのデカルト座標値並びに円弧座標Ｒに実質的に合致する公称輪郭によって画成される翼形状を有する翼形部を備える。Ｘ、Ｙ、Ｚ及びＲはインチ単位の距離であり、Ｘ及びＹ座標値を半径Ｒの円弧で滑らかに結ぶ。各距離Ｚにおける翼形輪郭断面が画成される。Ｚ距離における輪郭断面を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形状が形成される。
【０００７】
本発明のさらに別の態様では、複数のバケットを有するタービンホイールを備えたタービンを提供する。バケットは、表１〜表１１に記載のＸ、Ｙ及びＺのデカルト座標値並びに円弧座標Ｒに実質的に合致する公称輪郭によって画成される翼形状を有する翼形部を備える。Ｘ、Ｙ、Ｚ及びＲはインチ単位の距離であり、Ｘ及びＹ座標値を半径Ｒの円弧で滑らかに結ぶ。各距離Ｚにおける翼形輪郭断面が画成される。Ｚ距離における輪郭断面を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形状が形成される。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】蒸気タービンの部分切欠き斜視図。
【図２】図１に示す蒸気タービンで使用し得るタービンバケットの斜視図。
【図３】表１〜表１１に規定するバケット輪郭の代表的翼形部断面を示すグラフ。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
本発明は、タービンバケット用の鍛造エンベロープ内の翼形状を提供する。本実施形態により、従前の設計よりも増大したアニュラス面積を始めとする数々の利点が得られるとともに、従来技術よりもプラス２ポイント高い性能レベルが得られる。この翼形部輪郭は、効率及び翼形部負荷能力を向上させる。
【００１０】
図１は、ロータ１２を備えた蒸気タービン１０の部分切欠き斜視図であり、ロータ１２は、シャフト１４及び低圧（ＬＰ）タービン１６を含む。ＬＰタービン１６は、複数の軸方向に離隔して配置されたロータホイール１８を含む。複数のバケット２０が、各ロータホイール１８に機械的に結合される。より具体的には、バケット２０は、各ロータホイール１８の円周方向周りで延在する列の形態で配置される。複数の固定ノズル２２が、シャフト１４の円周方向周りで延びかつバケット２０の隣接する列の軸方向間に配置される。ノズル２２は、バケット２０と協働してタービン段を形成しかつタービン１０を通る蒸気流路の一部分を形成する。
【００１１】
運転中に、蒸気２４は、タービン１０の入口２６に流入しかつノズル２２を通して送られる。ノズル２２は、下流方向にバケット２０に対して蒸気２４を導く。蒸気２４は、残りの段を通って流れ、バケット２０に力を与えてロータ１２を回転させる。タービン１０の少なくとも一端部は、ロータ１２から離れるように軸方向に延在することができかつそれに限定されないが、発電機及び／又は別のタービンのような負荷又は機械（図示せず）に取付けることができる。従って、大型の蒸気タービン装置は実際には、その全てが同一のシャフト１４に同軸に結合された幾つかのタービンを含むことができる。そのような装置は、例えば中圧タービンに結合された高圧タービンを含み、中圧タービンは、低圧タービンに結合することができる。
【００１２】
図２は、タービン１０で使用し得るタービンバケット２０の斜視図である。バケット２０は、後縁１０４及び前縁１０６を備えた動翼部分１０２を含み、動翼部分１０２において、蒸気は、ほぼ前縁１０６から後縁１０４に流れる。バケット２０はまた、第１の凹面形側壁１０８及び第２の凸面形側壁１１０を含む。第１の側壁１０８及び第２の側壁１１０は、後縁１０４及び前縁１０６で軸方向につながり、かつロータ動翼根元１１２とロータ動翼先端１１４との間で半径方向に延在する。動翼翼弦距離１１６は、動翼１０２の半径方向長さ１１８に沿った任意の点において後縁１０４から前縁１０６まで測定した距離である。この例示的な実施形態では、半径方向長さは、約５２インチである。本明細書では、半径方向長さ１１８は、約５２インチに等しいと説明しているが、半径方向長さ１１８は、所望の用途に応じてあらゆる好適な長さとすることができることが分かるであろう。根元１１２は、シャフト１４に沿ってバケット２０をロータディスク１２２に結合するために使用するダブテール１２１と、各バケット２０を通る流路の一部分を画成する動翼プラットフォーム１２４とを含む。この例示的な実施形態では、ダブテール１２１は、ロータディスク１２２内に形成された嵌合スロット１２５と係合する湾曲状軸方向挿入式ダブテールである。しかし、他の実施形態では、ダブテール１２１はまた、直線状軸方向挿入式ダブテール、角度付き軸方向挿入式ダブテール、或いはあらゆるその他の好適な形式のダブテール形状とすることができる。
【００１３】
この例示的な実施形態では、第１及び第２の側壁１０８及び１１０は各々、動翼根元１１２と動翼先端１１４との間に配置されかつ隣接するバケット２０を互いに結合するために使用する中間動翼継手箇所１２６を含む。中間動翼継手は、根元１１２と先端１１４との間の中間領域におけるバケット２０の振動応答を改善することができる。中間動翼継手箇所はまた、中間スパン又は部分スパンシュラウドとも呼ぶことができる。部分スパンシュラウドは、動翼プラットフォーム１２４から測定した場合に半径方向長さ１１８の約４５％〜約６５％の位置に設置することができる。
【００１４】
動翼１０２の振動応答を変更するために、動翼１０２の一部分上に延長部１２８が形成される。延長部１２８は、動翼１０２の設計を製作しかつ製造試験を行なった後に、該動翼１０２上に形成することができる。半径方向長さ１１８に沿った特定の点では、翼弦距離１１６により、動翼１０２の形状が定まる。一実施形態では、延長部１２８は、動翼１０２に対して動翼材料を付加して、該動翼材料を付加した半径方向距離１１８において、翼弦距離１１６が、本来形成された該動翼１０２の前縁１０６及び／又は後縁１０４を超えて延在するようにすることによって形成される。別の実施形態では、動翼１０２から動翼材料を取除いて、該動翼材料を取除いていなかった半径方向距離１１８において、翼弦距離１１６が、該材料を取除くことによって修正された該動翼１０２の前縁１０６及び／又は後縁１０４を超えて延在するようにする。さらに別の実施形態では、延長部１２８は、一体形に形成されており、かつ該延長部１２８における材料を取除いて試験によって指図された通りに各バケットを調整することができる。延長部１２８は、蒸気２４が延長部１２８を通過する時に該蒸気の流れの乱れを最小にすることができる動翼１０２の空気力学的形状と一致するように形成される。
【００１５】
バケット２０の設計及び製造時に、動翼１０２の輪郭が決定されかつ実施される。輪郭は、半径方向距離１１８において取った動翼１０２の断面図である。半径方向距離１１８の細分位置において取った動翼１０２の一連の輪郭により、動翼１０２の形状が定まる。動翼１０２の形状は、該動翼１０２の空気力学的性能の要素である。動翼１０２が製造された後には、動翼１０２の形状は、該動翼の形状を変更することは望ましくない状態で振動応答を変更する可能性があるという点で比較的一定にされる。幾つかの公知の実施例では、例えば製造後試験プロセス時におけるように動翼１０２を製造した後に該動翼１０２の振動応答を変更することが望ましい場合もある。動翼１０２の所定の性能を維持するために、動翼１０２の形状は、コンピュータ解析によるなどの解析によって又は実験的検討によって判定して動翼１０２に重量を付加するような、該動翼１０２の振動応答を変更するような方法で修正することができる。解析により、動翼１０２の振動応答の望ましい変更を達成するのに必要とされる最適な質量の量が決定される。動翼１０２に質量を付加するような延長部１２８により動翼１０２を修正することには、該動翼１０２の固有振動数を低下させる傾向がある。動翼１０２から質量を取除くような延長部１２８により動翼１０２を修正することには、該動翼１０２の固有振動数を増加させる傾向がもたらされる。延長部１２８はまた、該延長部１２８を通過する蒸気２４の流れに対する動翼１０２の空気力学的応答が、該動翼１０２の振動応答に望ましい変化を生じることになるように該動翼１０２の空力特性を変更するように巧みに作製することができる。従って、延長部１２８の付加により、少なくとも２つの方法、すなわち動翼１０２の質量を変更すること及び該動翼１０２の翼形状を修正することで動翼１０２の振動応答を変更することが可能になる。延長部１２８は、動翼１０２の振動応答における変化を生じさせるために、重量を付加すること及び翼形状を変化させることの両方の態様を用いるように設計することができる。
【００１６】
運転中に、動翼１０２には、製造プロセス時に満たされた設計要件を確認するための試験プロセスが行なわれる。１つの公知の試験では、動翼１０２の固有振動数に注意を向けている。最新の設計及び製造技術は、その輪郭がより薄肉になったバケット２０へと向かっている。より薄肉の輪郭は、動翼１０２の全固有振動数を低下させる傾向になる。タービン１０内に存在する振動力の主要範囲内に動翼１０２の固有振動数を低下させることは、その各々が離調状態になることになるなんらかのシステムモード数において又は増加したシステムモード数において共振状態を引き起こす可能性がある。動翼１０２の固有振動数を修正するために、動翼１０２に対して質量を付加するか又は該動翼１０２から質量を取除くことができる。タービン１０内に存在する振動力の主要範囲内に動翼１０２の固有振動数の低下を制限できるようにするために、動翼１０２に対して最低量の質量が付加される。この例示的な実施形態では、延長部１２８は、動翼１０２の前縁１０６の鍛造材料エンベロープ１０６から機械加工される。他の実施形態では、延長部１２８は、その他のプロセスを使用して動翼１０２に対して結合することができる。この例示的な実施形態では、延長部１２８は、継手箇所１２６と動翼先端１１４との間で動翼１０２に対して結合される。他の実施形態では、延長部１２８は、動翼根元１１２と動翼先端１１４との間で前縁に対して又は動翼根元１１２と動翼先端１１４との間で後縁に対して結合することができ、或いは側壁１０８及び／又は１１０に付加することができる。
【００１７】
上記のタービンロータ動翼延長部は、コスト効果がありかつ高い信頼性がある。タービンロータ動翼は、それらのそれぞれの前縁及び後縁で互いに結合された第１及び第２の側壁を含む。動翼に対して結合された或いは動翼鍛造材料エンベロープから取除かれた延長部は、動翼固有振動数を変更しかつ信頼性を向上させる。延長部における材料の量は、ロータ動翼の解析又は試験によって最少することが可能になる。こうした質量付加を最少にすることにより、動翼の全体重量が減少し、従って動翼及びディスク応力の両方が最少となりかつその信頼性が向上する。その結果として、タービンロータ動翼延長部により、コスト効果がありかつ信頼性がある方法で蒸気タービンを運転することが可能になる。
【００１８】
次に図３を参照すると、表面１２４からの所定の距離「Ｚ」（インチ単位で表す）又は半径方向距離１１８における代表的バケット断面輪郭が示されている。その半径方向距離における各輪郭断面は、Ｘ−Ｙ座標において、例えば図示した符号１から符号１５までのような代表的符号によって特定した隣接する点によって定まり、かつこれら隣接する点は半径Ｒの円弧に沿って互いに接続される。従って、円弧接続点１０及び１１は、図示のように中心点３１０における半径Ｒを有する円の一部分を構成する。動翼プラットフォーム１２４からの特定の半径方向位置又は高さ「Ｚ」で取った各バケット断面輪郭についてのＸ−Ｙ座標及び半径Ｒの値は、以下の番号１〜１１を付した表に一覧表示している。この表は、動翼プラットフォーム１２４から所定の高さ「Ｚ」における輪郭断面に沿った様々な点をそれらのＸ−Ｙ座標によって示しており、かつこの表は、基準線からの輪郭断面高さに応じて、１３個〜２７個の代表的Ｘ−Ｙ座標点のいずれかの場所を有することが分かるであろう。これらの値は、インチで示されておりかつ周囲温度の非運転状態（バケットの根元、中間点及び先端における理論的動翼輪郭のために下記に示す座標点を除いて）における実際のバケット形状を表す。各半径Ｒの値は、Ｘ−Ｙ座標によって特定した隣接する点の２つの間の円形の円弧を定める半径の長さを示す。この符号規約では、隣接する２つの点が時計方向に接続される場合には半径Ｒに対して正の値を割り当て、２つの隣接する点が反時計方向に接続される場合には半径Ｒに対して負の値を割り当てる。動翼プラットフォーム１２４からの選択半径方向位置又は高さＺにおける動翼輪郭の周りで間隔を置いた点についてＸ−Ｙ座標を与えること及び隣接する点を接続する円形の半径Ｒを定めることによって、バケットの輪郭は、各半径方向位置において定まり、従ってその全長にわたってバケット輪郭が形成される。
【００１９】
表１は、動翼プラットフォーム１２４（すなわち、Ｚ＝０）におけるバケットの理論的輪郭を表す。その位置における実際の輪郭（実輪郭）は、翼形部及びダブテール部を連結した根元部内にフィレットを含み、このフィレットは、輪郭付きバケットをバケットの構造的基部に滑らかに移行させる。表１には、動翼プラットフォーム１２４におけるバケットの実輪郭は示していないが、動翼プラットフォーム１２４におけるバケットの理論的輪郭を示す。同様に、表１１に示す輪郭もこの断面が先端シュラウドに接合されるので理論的輪郭である。実輪郭は、翼形部及び先端シュラウド部を連結する先端部内にフィレットを含む。動翼の中間部分において、部分スパンシュラウドもまた、バケット内に組込むことができる。下記の表は、部分スパンシュラウドの形状を定めていない。
【００２０】
根元からの様々な選択高さにおけるバケットの輪郭を規定することにより、最大及び最小慣性モーメント、各断面におけるバケットの面積、ねじれ、ねじり剛性、剪断中心及びベーン幅のようなバケットの特性を確定することができることが分かるであろう。従って、表２〜表１０は、バケットの実輪郭を特定し、表１〜表１１は、それに沿った指定の位置におけるバケットの理論的輪郭を特定している。
【００２１】
また、１つの好ましい実施形態では、蒸気タービンは、複数のタービンホイールを含むことができ、タービンホイールはさらに、複数のバケットを含むことができ、バケットの輪郭の各々は、表２〜表１０に示しかつ表１及び表１１の半径方向距離におけるＸ、Ｙ及びＲ値によって与えられた理論的輪郭を有することができる。しかし、あらゆる数のバケットを用いることができ、Ｘ、Ｙ及びＲ値は、適当に縮尺して所望のバケット輪郭を得るようにすることができることを理解されたい。
【００２２】
【表１】
2010230006.tif 000003
【００２３】
【表２】
2010230006.tif 000004
【００２４】
【表３】
2010230006.tif 000005
【００２５】
【表４】
2010230006.tif 000006
【００２６】
【表５】
2010230006.tif 000007
【００２７】
【表６】
2010230006.tif 000008
【００２８】
【表７】
2010230006.tif 000009
【００２９】
【表８】
2010230006.tif 000010
【００３０】
【表９】
2010230006.tif 000011
【００３１】
【表１０】
2010230006.tif 000012
【００３２】
【表１１】
2010230006.tif 000013
以上、タービンロータバケットの例示的な実施形態について詳細に説明している。本タービンロータバケットは、本明細書に説明した特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろタービンロータバケットの構成要素は、本明細書に説明したその他の構成要素から独立してかつ別個に利用することができる。各タービンロータバケット構成要素はまた、その他のタービンロータバケット構成要素と組合せて使用することもできる。
【００３３】
様々な特定の実施形態に関して本発明を説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の修正で実施することができることは当業者には分かるであろう。
【符号の説明】
【００３４】
１０  蒸気タービン
１２  ロータ
１４  シャフト
１６  低圧（ＬＰ）タービン
１８  ロータホイール
２０  バケット
２２  固定ノズル
２４  蒸気
２６  入口
１０２  動翼（部分）
１０４  後縁
１０６  前縁
１０８  第１の凹面形側壁
１１０  第２の凸面形側壁
１１２  ロータ動翼根元
１１４  ロータ動翼先端
１１６  動翼翼弦距離
１１８  半径方向長さ
１２１  ダブテール
１２２  ロータディスク
１２４  動翼プラットフォーム
１２５  嵌合スロット
１２６  中間動翼継手箇所
１２８  延長部
３１０  中心点
【図１】
2010230006.tif 000014
【図２】
2010230006.tif 000015
【図３】
2010230006.tif 000016