(57)【要約】【課題】  本発明は、それを通して冷却媒体を流すための周辺配置式冷却孔の最適化した数、位置、形態及び大きさを有する第１段バケット翼形部を提供する。【解決手段】  第１タービン段のバケットは、０％スパンから１００％スパンまで翼形部を貫通し、それによって冷却空気が翼形部先端を流出して高温ガス流路内に流入する複数の冷却孔を持つ翼形部を有する。５％、５０％及び９０％スパンの翼形部輪郭セクションにおける翼形輪郭に対して孔を位置決めするＸ及びＹ座標値が表Ｉに示されており、さらに表Ｉは孔の直径も示している。このようにして、このタービンバケット翼形部に対する冷却孔の最適化が達成される。冷却孔はまた、表ＩＩのＸ、Ｙ及びＺ座標値により与えられたバケット翼形部の輪郭に対しても位置決めされ、この２つの座標系は同じ原点を有する。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン用空気冷却式バケット（１６）であって、
翼形部の根元及び先端部分間で延びて該翼形部の先端に出口をもつ複数の冷却孔（Ｈ１〜Ｈ１６）を有する翼形部セクション（３６）を含み、
前記孔が、前縁に隣接する少なくとも第１の孔（Ｈ１）と、後縁に隣接する少なくとも第２の孔（Ｈ１５又はＨ１６）と、前記前縁孔及び後縁孔の中間にある複数の孔（Ｈ２〜Ｈ１４）とを含み、
前記複数の中間孔が、前記前縁及び後縁間の翼形中心線（５４、５６）の両側に互いに間隔を置いて配置され、前記翼形部セクション内部にほぼ翼形形状のエンベロープ（５０、５２）を形成した孔を含み、
前記第１、中間及び第２の孔が、それぞれ異なる断面積を有し、前記第１の孔が最大の断面積を有し、前記中間孔が前記第１の孔の断面積よりも小さい断面積を有し、また前記第２の孔が前記中間孔の断面積よりも小さい断面積を有する、バケット（１６）。
【請求項２】
前記第１及び第２の孔（Ｈ１、Ｈ１５）が、前記中間孔に対して傾斜している、請求項１記載のバケット。
【請求項３】
前記孔（Ｈ２〜Ｈ１４）の少なくとも一部が、該孔に沿った間隔を置いた位置に複数のタービュレータ（４２）を有する、請求項１記載のバケット。
【請求項４】
前記一部の孔には、前記第１の孔（Ｈ１）及び第２の孔（Ｈ１５）が含まれない、請求項３記載のバケット。
【請求項５】
前記一部の孔には、前記中間孔のみが含まれる、請求項３記載のバケット。
【請求項６】
前記第１及び第２の孔（Ｈ１、Ｈ１５、Ｈ１６）が、孔を形成する滑らかな壁面を有する、請求項５記載のバケット。
【請求項７】
前記翼形部セクション先端が、前記翼形部から突出しかつ該翼形部の表面の連続面を形成するフランジを含み、前記フランジが、前記翼形部セクションの負圧側面に沿った開口を有する、請求項１記載のバケット。
【請求項８】
前記孔の各々が円形断面を有する、請求項１記載のバケット。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービン段のバケット用翼形部に関し、具体的には、それを通して冷却媒体、例えば空気を流すための周辺配置式冷却孔の最適化した数、位置、形態及び大きさを有する第１段バケット翼形部に関する。
【背景技術】
【０００２】
翼形部を冷却するために翼形部を通して冷却媒体を流すための通路には多くの異なる形式と数がある。異なる冷却媒体を使用することができるが、多くの翼形部は空気冷却される。この形式のガスタービン翼形部を冷却するのに用いられる空気は、圧縮機から引き出され、従ってタービンの全体効率には結果的にマイナスになることが分かるであろう。この種タービンのバケット用の従来の冷却構成は、バケットを充分には冷却しなかった。問題は、バルククリープ及びバルク酸化に関連しており、バケットのバルク温度を低下させて該バケットのバルククリープ寿命及びバルク酸化寿命の両方を増大させるようなより効果的な冷却方式が必要であると考えられていた。さらに別の従来の周辺冷却式第１段バケットは、周辺冷却方式を利用している。しかしながら、従来の空気冷却式バケットには、翼形部を通る冷却孔の大きさ、位置、形態及び数に関する直接的な基準がないので、現在のタービンにおいて、この従来の空気冷却式バケットを用いることはできなかった。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
従って、冷却媒体、例えば空気の最少量を用い、従ってタービンの効率の向上をもたらすようなタービンバケットの特定の翼形部に対する最適冷却方式を構成し、同時にバルククリープ寿命及びバルク酸化寿命の両方を増大させる冷却方式を得る必要が存在する。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の好ましい実施形態によると、冷却媒体を導く翼形部を通る冷却孔又は通路の数、位置、形態及び大きさによりタービンの全体効率が向上しかつバケット寿命要件に適合する翼形部を有するバケットを提供する。具体的には、０％スパンにおけるプラットホームから１００％スパンにおける翼形部先端まで延びる冷却孔を有し、冷却媒体、好ましくは空気が先端フランジ内の開口を通して先端において冷却孔を流出して高温ガス流内に流入する翼形部を提供する。冷却孔は、翼形部の半径方向軸線に対して平行でなく、翼形部の湾曲に適合するように互いに対して傾斜しているのが好ましい。冷却孔の全ては断面が円形であるのが好ましいが、前縁冷却孔と後縁に隣接する一対の冷却孔との中間にある冷却孔は、冷却を促進するために乱流構造になっている。例えば、中間冷却孔の各々内で、その全長に沿った間隔を置いた位置において環状リブが冷却孔内に突出して乱流を促進し、従って冷却を促進する。空気乱流を増大させるために離散した隆起部又は冷却孔壁面の粗面ような乱流発生のための他の方式を用いることができることも分かるであろう。
【０００５】
冷却孔配列は、冷却孔が翼形部の負圧及び正圧側面の全体輪郭に沿うことを可能にする周辺式構成になっている。翼形部冷却の最適化は、冷却孔の数、大きさ、形態及び位置の関数であることを理解されたい。孔の数及び大きさは、バケット両側における圧力差に基づいた空気流量の大きさを制限する。位置は、翼形部を形成する各有限要素の温度を定める。形態、例えば滑らかな孔対乱流孔は、冷却孔の壁面に沿う冷却空気の熱伝達特性をもたらす。その結果、非常に特異性のある最適冷却孔設計が得られる。
【０００６】
さらに、冷却通路の孔直径は、バケット内での冷却通路の位置に関係する。より具体的には、冷却孔の位置及び直径は、翼形部スパンに沿った様々な位置における翼形部輪郭に関係する。翼形部輪郭は、下記の表ＩＩにおける、またその開示内容が特願２００１−２０２６７１号におけるＸ、Ｙ、Ｚ座標によって与えられる。Ｚ位置、すなわち５％、５０％及び９０％スパンにおけるＸ及びＹ座標値を用いて翼形部輪郭セクション内部に冷却孔を位置決めすることによって、冷却通路の位置が、翼形部内で該翼形部の負圧及び正圧側面に対して特定される。
【０００７】
より具体的には、冷却通路の位置は、下記の表Ｉに記載したデカルト座標系のＸ、Ｙ及びスパン座標値によって特定される。孔の位置に対するＸ及びＹ座標は、距離のディメンション、例えばインチの単位で与えられ、かつ５％、５０％及び９０％スパン位置において与えられる。その結果、タービンバケットの翼形部に対する最適冷却方式が、様々な翼形部スパンにおける冷却孔の位置によって定まる。
【０００８】
本発明による好ましい実施形態では、タービン用空気冷却式バケットを提供し、本バケットは、翼形部の根元及び先端部分間で延びて該翼形部の先端に出口をもつ複数の冷却孔を有する翼形部セクションを含み、該孔は、前縁に隣接する少なくとも第１の孔と、後縁に隣接する少なくとも第２の孔と、前縁孔及び後縁孔の中間にある複数の孔とを含み、複数の中間孔は、前縁及び後縁間の翼形中心線の両側に互いに間隔を置いて配置され、翼形部セクション内部にほぼ翼形形状のエンベロープを形成した孔を含み、第１、中間及び第２の孔は、それぞれ異なる断面積を有し、第１の孔は最大の断面積を有し、中間孔は第１の孔の断面積よりも小さい断面積を有し、また第２の孔は中間孔の断面積よりも小さい断面積を有する。
【０００９】
本発明による別の好ましい実施形態では、タービン用空気冷却式バケットを提供し、本バケットは、その根元及び先端部分間で延びてその先端に出口をもつ複数の冷却孔を有する翼形部を含み、該孔は、前縁に隣接する少なくとも第１の孔と、後縁に隣接する少なくとも第２の孔と、前縁孔及び後縁孔の中間にある複数の孔とを含み、複数の中間孔は、前縁及び後縁間の翼形中心線の両側に互いに間隔を置いて配置された孔を含み、該中間孔の一部が根元及び先端部分間の翼形部内部に該翼形部に沿ってほぼ翼形形状のエンベロープを形成し、第１、第２及び中間の孔は、５％スパンにおける翼形部セクションの根元を通る平面内で表Ｉに記載したＸ及びＹ座標値に従って位置決めされ、該第１、第２及び中間の孔は、それぞれＨ１、Ｈ１６及びＨ２〜Ｈ１４で番号付けした孔に対応している。
【００１０】
本発明によるさらに別の実施形態では、タービンバケットを提供し、本タービンバケットは、翼形形状とその根元及び先端部分間で延びる複数の冷却孔とを有するバケット翼形部を含み、該翼形部は、表ＩＩに記載したＸ、Ｙ及びＺのデカルト座標値に実質的に従った基準輪郭を有し、該表ＩＩにおいて、Ｚ値は、該Ｚ値にインチで表した翼形部の高さを乗じることによってインチで表したＺ距離に換算可能な０．０５スパン〜０．９５スパンの無次元値であり、またＸ及びＹは、滑らかな連続円弧により接続されると、各距離Ｚにおける翼形部輪郭セクションを形成するインチで表した距離であり、Ｚ距離における輪郭セクションが、互いに滑らかに結合されて完全な翼形部形状を形成し、該孔は、前縁に隣接する少なくとも第１の孔と、後縁に隣接する少なくとも第２の孔と、前縁孔及び後縁孔の中間にある複数の孔とを含み、複数の中間孔は、前縁及び後縁間の翼形中心線の両側に互いに間隔を置いて配置され、翼形部セクション内部にほぼ翼形形状のエンベロープを形成した孔を含み、第１、中間及び第２の孔は、それぞれ異なる断面積を有し、第１の孔は最大の断面積を有し、中間孔は第１の孔の断面積よりも小さい断面積を有し、また第２の孔は中間孔の断面積よりも小さい断面積を有する。
【００１１】
本発明によるさらに別の実施形態では、タービンバケットを提供し、本タービンバケットは、翼形形状とその根元及び先端部分間で延びる複数の冷却孔とを有するバケット翼形部を含み、該翼形部は、表ＩＩに記載したＸ、Ｙ及びＺのデカルト座標値に実質的に従った基準輪郭を有し、該表ＩＩにおいて、Ｚ値は、該Ｚ値にインチで表した翼形部の高さを乗じることによってインチで表したＺ距離に換算可能な０．０５スパン〜０．９５スパンの無次元値であり、またＸ及びＹは、滑らかな連続円弧により接続されると、各距離Ｚにおける翼形部輪郭セクションを形成するインチで表した距離であり、Ｚ距離における輪郭セクションが、互いに滑らかに結合されて完全な翼形部形状を形成し、該孔は、前縁に隣接する少なくとも第１の孔と、後縁に隣接する少なくとも第２の孔と、前縁孔及び後縁孔の中間にある複数の孔とを含み、複数の中間孔は、前縁及び後縁間の翼形中心線の両側に互いに間隔を置いて配置された孔を含み、該中間孔の一部が根元及び先端部分間の翼形部内部に該翼形部に沿ってほぼ翼形形状のエンベロープを形成し、第１、第２及び中間の孔は、５％スパンにおける翼形部セクションの根元を通る平面内で表Ｉに記載したＸ及びＹ座標値に従って位置決めされ、該第１、第２及び中間の孔は、それぞれＨ１、Ｈ１６及びＨ２〜Ｈ１４で番号付けした孔に対応している。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
ここで図面、特に図１を参照すると、複数のタービン段を含むガスタービン１２の、全体を符号１０で表した高温ガス流路が示されている。ここには、３つの段が示されている。例えば、第１段は、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたノズル１４及びバケット１６を含む。ノズルは、互いに円周方向に間隔を置いて配置され、ロータの軸線の周りに固定される。もちろん、第１段バケット１６は、タービンロータ１７に取付けられる。タービンの第２段１２も示されており、該第２段１２は、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたノズル１８とロータ１７に取付けられた複数の円周方向に間隔を置いて配置されたバケット２０とを含む。更に、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたノズル２２とロータ１７に取付けられた複数の円周方向に間隔を置いて配置されたバケット２４とを含む第３段も示されている。ノズル及びバケットは、タービンの高温ガス流路１０内に位置しており、高温ガス流路１０を通る高温ガスの流れの方向が矢印２６により示されていることが分かるであろう。
【００１３】
バケット、例えば第１段のバケット１６は、ロータ１７の一部を形成するロータホイール１９上に取付けられることが分かるであろう。各バケット１６には、図２及び図３に示すように、プラットホーム３０と、シャンク３２と、ロータホイール１９上の相補形状の嵌合ダブテール（図示せず）に連結される軸方向ダブテール３４とが設けられる。各バケット１６がバケット翼形部３６を有することも分かるであろう。従って、バケット１６の各々は、翼形部根元からバケット先端までの翼形部に沿った任意の断面において翼形部輪郭を有する。
【００１４】
特に図４〜図７を参照すると、翼形部冷却孔が示されている。参照のために、孔は、０％スパン及び１００％での図６及び図７において孔番号が後に続く記号Ｈによって示されている。従って、図示するように、孔Ｈ１〜Ｈ１６で示した１６個の冷却孔があり、孔Ｈ１が前縁にありまた孔Ｈ１５が後縁に隣接している。中間の孔は、孔Ｈ２〜Ｈ１４で示している。これらの孔は、シャンク３２から翼形部３６を貫通して先端３３まで延びる。これらの孔の全てが、円形の断面構成を有し、また図４及び図５に示すように、互いに対してかつエンジン中心線からの半径に対して傾斜している。図６に最も良く示すように、冷却孔の直径は該冷却孔の各々の全長にわたって一定であるが、孔Ｈ１〜Ｈ１６の配列は、周辺にあり、すなわち翼形部の正圧及び負圧側面の輪郭に実質的に沿っている。しかしながら、孔Ｈ１の孔直径は、孔Ｈ２〜Ｈ１６の孔直径よりも大きい。中間孔Ｈ２〜Ｈ１４は、下記の表Ｉに全て示すように、後縁孔Ｈ１５及びＨ１６の孔直径を超える孔直径を有する。その上、また図８を参照すると、中間孔Ｈ２〜Ｈ１４は、乱流構造を有する。例えば、図８に示すように、孔Ｈ２〜Ｈ１４は各々、冷却孔に沿った外向きの空気の流れに乱流を与えるように冷却孔の全長に沿った軸方向に間隔を置いた位置に一連の半径方向内向きに突出するリブ４２を有する。中間孔Ｈ２〜Ｈ１４の内部表面内にディンプル又は粗面のような他の形態の乱流促進装置を設けることができることが分かるであろう。それぞれ前縁孔Ｈ１及び後縁孔Ｈ１５、Ｈ１６の壁面は、滑らかであり、乱流構造にはなっていない。
【００１５】
下記の表Ｉが、５％スパン、５０％スパン及び９０％スパンでの翼形部輪郭セクションにおけるＸ、Ｙ座標系の固有の孔直径及び孔の位置を与える。Ｘ、Ｙ座標系の原点は、先に特定しかつ参考文献として組み入れた関連特許出願で用いたのと同じ原点である。５％、５０％及び９０％スパンにおける孔の各々のＸ、Ｙ座標をプロットしかつ孔が直線的に延びることを認めることにより、翼形部の正圧及び負圧側面に対する孔の正確な位置が得られる。従って、本翼形部の最適冷却孔が、表Ｉに記載したそれらの位置及び孔直径と共に翼形部内部でのそれらの配向に関して与えられることを理解されたい。
表Ｉ
【００１６】
【表１】
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【００１７】
図６及び図７を詳細に見ると、一部の孔が、翼形形状を有するエンベロープを翼形部３６内部に形成していることが分かるであろう。具体的には、翼形部の０％スパンでの図６において、孔Ｈ３〜Ｈ１１がほぼ翼形形状のエンベロープ５０を形成しているのに対し、孔１００％スパンにおいてＨ２〜Ｈ１１がほぼ翼形形状のエンベロープ５２を形成している。図６及び図７を詳細に見ると、両方のエンベロープ５０及び５２は、それぞれ翼形部の前縁及び後縁間で延びる翼形中心線５４及び５６の両側の孔によって形成されている。
【００１８】
翼形部３６に対して冷却孔Ｈ１〜Ｈ１６の位置を定めるために、各第1段バケット翼形部の翼形形状には空間内における固有の点の組又は軌跡が与えられる。点の軌跡は、タービンを効率的、安全かつ円滑な状態で作動させることを可能にするように空気力学的負荷と機械的負荷と間の関係を反復することによって得られる。バケット翼形部輪郭を定めるこの軌跡は、タービンの回転軸線に対する１０００個の点の組を含む。下記の表ＩＩに示すＸ、Ｙ及びＺ値のデカルト座標系が、その全長に沿った様々な位置におけるバケット翼形部の輪郭セクションを定める。Ｘ及びＹ座標における座標値は、表ＩＩにはインチで記載されているが、数値が適当に換算される場合、他の寸法単位を用いることもできる。Ｚ値は、表ＩＩには０．０５スパン〜０．９５スパンの無次元形式で記載されている。Ｚ値を例えばインチで表したＺ座標値に換算するためには、表ＩＩに示した無次元Ｚ値に、インチで表した翼形部３６の高さが乗じられる。デカルト座標系は、直交関係のＸ、Ｙ及びＺ軸を有しており、Ｘ軸は、タービンロータ中心線、即ち回転軸線に平行に位置し、正のＸ座標値は、後方、即ちタービンの排出端部に向う軸方向である。後方に向かって見たときの正のＹ座標値は、ロータの回転方向における接線方向に延びており、また正のＺ座標値は、バケット先端に向かうほぼ半径方向外向き方向である。表Ｉ及び表ＩＩのデカルト座標系の原点は、一致している。
【００１９】
Ｘ、Ｙ平面に対して垂直なＺ方向の選択された位置におけるＸ及びＹ座標値を定めることにより、翼形部の全長に沿った各Ｚ距離におけるバケット翼形部の輪郭セクションを確定することができる。Ｘ及びＹ値を滑らかな連続円弧で接続することにより、各Ｚ距離における各輪郭セクションが、決定される。距離Ｚ間の様々な表面位置の翼形部輪郭セクションは、隣接する輪郭セクションを互いに滑らかに結合して翼形部輪郭全体を形成することによって決定される。これらの値は、周囲温度、非作動状態又は非高温状態における翼形部輪郭セクションを表し、また被膜のない翼形部に対するものである。
【００２０】
Ｘ及びＹについての表ＩＩの値は、翼形部の輪郭を決定するために小数点以下４桁まで作成されかつ示されている。しかしながら、小数点以下第４桁は重要なものではなく、切り上げ又は切り捨ててもよい。翼形部の実際の輪郭には、考慮しなければならない一般的な製造公差と被膜とが存在する。従って、表ＩＩに示す翼形部輪郭の値は、基準翼形部のためのものである。それ故、あらゆる被膜厚さを含む一般的な±製造公差、即ち±値が、下記の表ＩＩに示すＸ及びＹ値に加算されることが分かるであろう。従って、翼形部輪郭に沿った任意の表面位置に対して垂直な方向に±０．１５０インチの距離が、この特定のバケット翼形部設計及びタービンに対する翼形部輪郭エンベロープ、即ち、基準の低温又は室温での実際の翼形部表面上で測定した点とそれと同一温度での下表に示したそれらの点の理想的な位置との間の差異の範囲を定める。このバケット翼形部設計は、この差異の範囲に強く、機械的機能及び空気力学的機能を損なうことがない。
【００２１】
下記の表ＩＩに示した座標値は、好ましい基準輪郭エンベロープを提供する。
表ＩＩ
【００２２】
【表２−１】
2005054804.tif 000004
【００２３】
【表２−２】
2005054804.tif 000005
【００２４】
【表２−３】
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【００２５】
【表２−４】
2005054804.tif 000007
【００２６】
【表２−５】
2005054804.tif 000008
【００２７】
【表２−６】
2005054804.tif 000009
【００２８】
【表２−７】
2005054804.tif 000010
【００２９】
【表２−８】
2005054804.tif 000011
【００３０】
【表２−９】
2005054804.tif 000012
【００３１】
【表２−１０】
2005054804.tif 000013
【００３２】
【表２−１１】
2005054804.tif 000014
【００３３】
【表２−１２】
2005054804.tif 000015
【００３４】
この第１段タービンバケットの好ましい実施形態では、９２個のバケット翼形部３６がある。タービンの好ましい実施形態でのプラットホームの中間点におけるバケット翼形部の根元は、タービン中心線、即ちロータ軸線からの半径に沿った３２．３４８インチの位置にある。本発明の好ましい実施形態での翼形部３６の実際の高さ、即ちバッケットの実Ｚ高さは、プラットホーム３０の中間点における根元から先端３３まで７．０７５インチである。従って、好ましい実施形態でのバケット１６の先端３３は、タービン中心線３９からの半径に沿った３９．４２３インチの位置にある。従って、共通のデカルト座標系のＸ、Ｙ及びＺ座標を用いて第１段バケット翼形部３６及び複数の内部空気冷却孔Ｈ１〜Ｈ１６を定めることによって、翼形部及び冷却孔の位置が、互いに対して定められる。
【００３５】
上記の表ＩＩに開示した翼形部は、他の類似のタービン設計において使用するために、幾何学的に拡大又は縮小することができることも理解されたい。その結果、表Ｉ及び表ＩＩに記載した座標値は、翼形部輪郭形状を変化しない状態に維持して、率に応じて拡大又は縮小することができる。表Ｉ及び表ＩＩの座標の拡大又は縮小バージョンは、定数により乗算又は除算された、表のＸ及びＹ座標値と任意選択的にインチに変換された場合の表ＩＩの無次元Ｚ座標値とによって表されることになる。
【００３６】
現在最も実用的かつ好ましい実施形態であると考えられるものに関して本発明を説明してきたが、本発明は、開示した実施形態に限定されるものではなく、また、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【００３７】
【図１】本発明の好ましい実施形態による第１段バケット翼形部を示す、ガスタービンの多数段を通る高温ガス流路の概略図。
【図２】本発明の好ましい実施形態による翼形部を示すバケットの側面図。
【図３】図２のバケットの翼形部の斜視図。
【図４】内部冷却通路を破線で示した翼形部の斜視図。
【図５】内部冷却通路を破線で示した翼形部の半径方向端面図。
【図６】冷却孔の位置を示す、０％スパンにおける翼形部の断面図。
【図７】冷却孔の出口開口を示す、１００％スパンにおける半径方向端面図。
【図８】中間冷却孔に対して乱流冷却通路を形成する環状リブを示す拡大破断断面図。
【符号の説明】
【００３８】
１６  バケット
３０  プラットホーム
３２  シャンク
３３  バケット先端
３４  軸方向ダブテール
３６  バケット翼形部
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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