(57)【要約】【課題】  本発明は、ガスタービンの第３ノズル段用の翼形部を提供する。【解決手段】  第３段ノズル（２２）は、表Ｉ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翼形部輪郭を有し、該表Ｉにおいて、Ｘ及びＹ値は、インチで表されておりかつ各距離Ｚにおける翼形輪郭セクション（３５）を定め、またＺは、０．１〜０．９０の範囲内の無次元値であり、該無次元値は、前記範囲内の表Ｉの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距離に換算可能である。各距離Ｚにおける輪郭セクションが、互いに滑らかに結合されてノズル翼形形状を形成する。Ｘ及びＹ距離は、拡大又は縮小されたノズル用翼形部を得るために、拡大縮小可能とすることができる。Ｘ、Ｙ及びＺ距離で与えられた基準翼形部は、±０．１６０インチのエンベロープ内に在る。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼形形状（３４）を有する翼形部（３１）を含むタービンノズル（２２）であって、
前記翼形部が、表Ｉ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、前記表Ｉにおいて、Ｚ値は０．１〜０．９０の範囲内の無次元値であり、該無次元値は、前記範囲内の該表Ｉの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距離に換算可能であり、またＸ及びＹ値は、滑らかな連続円弧により接続されると、該表Ｉの前記範囲内での各距離Ｚにおける翼形輪郭セクション（３５）を定めるインチで表した距離であり、
前記範囲内での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前記ノズル翼形形状を形成する、
タービンノズル。
【請求項２】
タービンの第３段の一部を形成する、請求項１記載のタービンノズル。
【請求項３】
前記翼形部（３１）が、該翼形部の後縁において２９．２５５インチの根元半径と前記後縁に沿った１５．４２０インチの高さとを有し、該ノズルがタービンの第３段の一部を構成する、請求項１記載のタービンノズル。
【請求項４】
前記翼形形状（３４）が、任意の翼形部表面位置に対して垂直な方向に±０．１６０インチの範囲にあるエンベロープ内に在る、請求項１記載のタービンノズル。
【請求項５】
翼形部（３１）を含むタービンノズル（２２）であって、
前記翼形部が、表Ｉ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被膜のない基準翼形部輪郭を有し、前記表Ｉにおいて、Ｚ値は０．１〜０．９０の範囲内の無次元値であり、該無次元値は、前記範囲内の該表Ｉの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距離に換算可能であり、またＸ及びＹ値は、滑らかな連続円弧により接続されると、該表Ｉの前記範囲内での各距離Ｚにおける翼形輪郭セクション（３５）を定めるインチで表した距離であり、
該表Ｉの前記範囲内での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前記ノズル翼形形状を形成し、
前記Ｘ、Ｙ及びＺ距離が、拡大又は縮小された翼形部を得るために、同一の定数又は数値の関数として拡大縮小可能である、
タービンノズル。
【請求項６】
タービンの第３段の一部を形成する、請求項５記載のタービンノズル。
【請求項７】
前記翼形部（３１）が、該翼形部の後縁において２９．２５５インチの根元半径と前記後縁に沿った１５．４２０インチの高さとを有し、該ノズルがタービンの第３段の一部を構成する、請求項５記載のタービンノズル。
【請求項８】
複数のノズル（２２）を有するタービン段を含むタービンであって、
前記ノズルの各々が、翼形形状（３４）を有する翼形部（３１）を含み、
前記翼形部が、表Ｉ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、前記表Ｉにおいて、Ｚ値は０．１〜０．９０の範囲内の無次元値であり、該無次元値は、前記範囲内の該表Ｉの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距離に換算可能であり、またＸ及びＹ値は、滑らかな連続円弧により接続されると、前記範囲内での各距離Ｚにおける翼形輪郭セクション（３５）を定めるインチで表した距離であり、
前記範囲内での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前記ノズル翼形形状を形成する、
タービン。
【請求項９】
前記タービンノズルが、該タービンの第３段の一部を構成する、請求項８記載のタービン。
【請求項１０】
前記タービン段が６４個の翼形部（３１）を有し、座標値Ｙが該タービンの回転軸線と平行に延びている、請求項８記載のタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンのノズル段用の翼形部に関し、具体的にはガスタービンの第３ノズル段用の翼形部に関する。
【背景技術】
【０００２】
空気力学的効率と空気力学的及び機械的ノズル負荷とを全体的に改善することを含む設計目標に適合させるために、ガスタービンの各段の高温ガス流路セクションにおいて多くの特定の要件が満たされなければならない。特に、タービンセクションの第３段は、その目標に適合させるために、効率、熱負荷、寿命、スロート面積及び燃焼ガス指向性の各要件を満たさなければならない。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００３】
本発明の好ましい実施形態によると、ガスタービンの性能を高める、ガスタービンのノズル段、好ましくは第３段のノズル用の翼形形状を提供する。本発明の翼形形状は、タービン内の様々なブレード列間の相互作用を改善し、第３段における空気力学的効率の向上をもたらしかつ第３段ブレードの負荷を改善する。従って、ノズル段周りに高温ガス流路環状空間の一部を画成する各第３段ノズル翼形部の輪郭は、段効率を向上させ同時に部品寿命及び製造容易性を改善するための要件を満たす。
【０００４】
好ましい第３段ノズルは、その各々が内側及び外側バンドを有するノズルセグメントの形態で形成され、翼形部がそれらバンド間で延びかつ円周方向に互いに間隔を置いて配置される。この好ましい実施形態では、１６個のセグメントがあり、また総計６４個の翼形部、すなわちセグメント当たり４つの翼形部がある。
【０００５】
本発明の翼形形状は、空気力学的効率を向上させ、また第３段ノズル翼形部の空気力学的及び機械的ノズル負荷を改善する。ノズルの翼形部輪郭は、効率及び負荷要件を達成し、それによってタービン性能の向上が得られるような、固有の点の軌跡によって定められる。この固有の点の軌跡は、基準翼形部輪郭を定め、以下に示す表ＩのＸ、Ｙ及びＺデカルト座標によって特定される。表Ｉに示す座標値の点は、タービン中心線に対してのものであり、またその長さに沿った様々な断面における低温すなわち室温ノズル翼形部に対するものである。Ｘ、Ｙ及びＺの正の方向は、それぞれ、後方に見てタービンロータ中心線と平行なタービン排出口に向かう軸方向、後方に見てエンジンの回転方向における接線方向、及びノズルの外側バンドに向かう外向き方向である。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、各Ｚ位置において滑らかに結合されて滑らかな連続した翼形断面を定める。Ｚ座標は、０〜１までの無次元形式で与えられる。例えばインチで表したノズル翼形部高さ寸法に、表Ｉの無次元Ｚ値を乗じることによって、ノズル翼形部の翼形形状すなわち輪郭が得られる。Ｘ及びＹ平面内の各定められた翼形セクションが、Ｚ方向における隣接する翼形セクションと滑らかに結合されて完全なノズル翼形形状を形成する。
【０００６】
各ノズル翼形部は使用中に高温になるので、応力及び温度の結果として、その輪郭が変化することになることが分かるであろう。従って、低温すなわち室温輪郭は、製造目的のためのＸ、Ｙ、Ｚ座標によって与えられる。製造されたノズル翼形部は、下表により与えられた基準ノズル翼形部輪郭とは異なる可能性があるため、基準輪郭に沿った任意の表面位置対して垂直な方向に該基準輪郭から±０．１６０インチの、任意の被膜処理を含む距離により、このノズル翼形部の輪郭エンベロープが定まる。この翼形形状は、このような差異に強く、ノズル翼形部の機械的機能及び空気力学的機能を損なうことがない。
【０００７】
ノズル翼形部は、類似のタービン設計に取り入れるために幾何学的に拡大又は縮小することが可能であることも理解されたい。その場合、下に表Ｉで与えられた基準翼形部輪郭のインチで表したＸ及びＹ座標は、同一の定数又は数値の関数とすることができる。すなわち、インチで表したＸ、Ｙ座標値を、同一の定数又は数値により乗算又は除算して、翼形断面形状を維持しながらノズル翼形部輪郭の拡大又は縮小バージョンを得ることができる。
【０００８】
本発明による好ましい実施形態では、翼形形状を有する翼形部を含むタービンノズルを提供し、該翼形部は、表Ｉ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Ｉにおいて、Ｚ値は０．１〜０．９０の範囲内の無次元値であり、該無次元値は、前記範囲内の表Ｉの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距離に換算可能であり、またＸ及びＹ値は、滑らかな連続円弧により接続されると、該表Ｉの前記範囲内での各距離Ｚにおける翼形輪郭セクションを定めるインチで表した距離であり、前記範囲内での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ノズル翼形形状を形成する。
【０００９】
本発明による別の好ましい実施形態では、翼形部を含むタービンノズルを提供し、該翼形部は、表Ｉ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被膜のない基準翼形部輪郭を有し、前記表Ｉにおいて、Ｚ値は０．１〜０．９０の範囲内の無次元値であり、該無次元値は、前記範囲内の表Ｉの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距離に換算可能であり、またＸ及びＹ値は、滑らかな連続円弧により接続されると、該表Ｉの前記範囲内での各距離Ｚにおける翼形輪郭セクションを定めるインチで表した距離であり、該表Ｉの前記範囲内での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ノズル翼形形状を形成し、Ｘ、Ｙ及びＺ距離は、拡大又は縮小された翼形部を得るために、同一の定数又は数値の関数として拡大縮小可能である。
【００１０】
本発明による更に別の好ましい実施形態では、複数のノズルを有するタービン段を含むタービンを提供し、ノズルの各々は、翼形形状を有する翼形部を含み、該翼形部は、表Ｉ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Ｉにおいて、Ｚ値は０．１〜０．９０の範囲内の無次元値であり、該無次元値は、前記範囲内の表Ｉの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距離に換算可能であり、またＸ及びＹ値は、滑らかな連続円弧により接続されると、前記範囲内での各距離Ｚにおける翼形輪郭セクションを定めるインチで表した距離であり、前記範囲内での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ノズル翼形形状を形成する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
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で表した多段タービンセクションの一部が示されている。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を含み、ノズルは、円周方向に互いに間隔を置いて配置され、タービンの軸線の周りに固定される。もちろん、バケット１６は、タービンロータ２７に取付けられかつ該タービンロータ２７の周りに円周方向に互いに間隔を置いて配置される。タービン１２の第２段も示されており、該第２段は、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたノズル１８とロータに取付けられた複数のバケット２０とを含む。更に、第３段も示されており、該第３段は、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたノズル２２及びバケット２４を含む。ノズル及びバケットは、矢印２６で示したタービンの高温ガス流路内に位置していることが分かるであろう。
【００１２】
図２を参照すると、ノズル、例えば第３段ノズル２２がそれぞれ環状の内側及び外側リング間でほぼ半径方向に延びる翼形部すなわちベーンを形成し、また該内側及び外側リングがタービン１２を通る高温ガス流路２６を画成していることが分かるであろう。図２に示すように、第３段ノズル段は、全体を符号３０で示す複数のノズルセグメントからなり、これらノズルセグメントは、互いに固定されてロータの回転軸線の周りにノズルセグメントの円周方向列を形成する。各ノズルセグメント３０には、各ノズルセグメント３０について１つ又はそれ以上の翼形部３１、この好ましい実施形態では４つの翼形部３１が設けられる。翼形部３１は、図３及び図４に示すような断面の翼形形状３４を有するベーン３２によって形成される。すなわち、ノズルベーン３２は、翼形輪郭セクション３５（図５）を定める任意の翼形形状３４になった、半径方向断面における輪郭を有する。ベーン３２はまた、内側及び外側リングを形成するそれぞれ内側及び外側バンド３６及び３８間で延びている。この好ましい実施形態では、各セグメント３０毎に４つの翼形部３１があり、また１６個のセグメント３０があり、タービンの第３段には総計６４個の翼形部３１がある。
【００１３】
高温ガスを導く方向転換、タービン内の他の段との間の相互作用及びタービンの全体性能を最適化するような第３段ノズル翼形部３１の翼形形状を形成するために、段の要件を満たしかつ製造することができる、空間における固有の点の組又は軌跡が準備される。この固有の点の軌跡は、ノズル負荷要件と段効率要件とを満たし、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ノズルの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。ノズル翼形部輪郭を定めるこの軌跡は、下記の表Ｉに示すＸ、Ｙ及びＺ値のデカルト座標系における１３００個の点の組を含む。Ｘ及びＹ座標の値は、表Ｉ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。表Ｉに記載したＺ値は、０〜１の無次元値である。Ｚ値をインチで表したＺ距離に換算するためには、表Ｉに示した無次元Ｚ値に、インチで表した一定値、例えばノズル翼形部の高さが乗じられる。翼形部高さは、後縁においてノズル翼形部の根元から外向きに翼形部先端まで測定される。各翼形部のＺ＝０からＺ＝１までの高さは、１５．４２０インチである。座標系は、直交関係のＸ、Ｙ及びＺ軸を有し、Ｚ軸は、Ｘ及びＹ値を含む平面に対して垂直な平面に対して垂直に延びる。Ｙ軸は、タービンロータ中心線に対して平行に位置する。
【００１４】
Ｘ、Ｙ平面に対して垂直なＺ方向の選択位置におけるＸ及びＹ座標値を定めることにより、各Ｚ距離における翼形部３１の輪郭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表面輪郭は、隣接する断面を互いに滑らかに接続して翼形部を形成することによって決定される。表Ｉに記載した値は、周囲温度状態、非作動状態又は非高温状態における翼形部輪郭を表し、また被膜のない翼形部に対するものである。一般的にデカルト座標系で用いられるように、記号規則によりＺ値には正の値を割り当て、Ｘ及びＹ座標には正及び負の値を割り当てている。
【００１５】
図面の各図及び表Ｉを詳細に見ると、０．０〜１の範囲のＺ値及び対応するＸ、Ｙ座標は、それぞれかつ一部が高温ガス流路を画成する内側及び外側バンドの表面から半径方向内側及び外側に位置している翼形部輪郭を包含している。表Ｉの一部の座標によって定まるそのような輪郭は、想像上のものであり、内側及び外側バンド間の翼形部の一部としては物理的に存在しない。無次元Ｚ値をＺ＝０．１からＺ＝０．９の範囲内に限定することによって、Ｘ、Ｙ座標によって定まる翼形部輪郭は、そのような翼形部輪郭が内側及び外側バンドと交差していない状態の該内側及び外側バンド間の翼形部の主要部分を形成しかつ定めることになる。
【００１６】
表Ｉの値は、ノズル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。実際の翼形部３１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Ｉに示す輪郭の値は、基準翼形部のためのものである。従って、製造したノズル翼形部３１の実際の輪郭は、該翼形部の表面上の測定点と表Ｉに記載した表面の理想的な位置との間の差異の範囲内に位置することになる。この設計は、機械的及び空気力学的機能が損なわれることがない程にこのような差異に強い。従って、任意の被膜厚さを含む一般的な±製造公差、すなわち±値が、下記の表Ｉ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±０．１６０インチの距離により、この特定の第３段ノズル翼形部に対する翼形輪郭エンベロープが定まる。
【００１７】
好ましい基準輪郭エンベロープについての座標値を、下に表Ｉに示す。
表Ｉ
【００１８】
【表１−１】
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【００１９】
【表１−２】
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【００２０】
【表１−３】
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【００２１】
【表１−４】
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【００２２】
【表１−５】
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【００２３】
【表１−６】
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【００２４】
【表１−７】
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【００２５】
【表１−８】
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【００２６】
【表１−９】
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【００２７】
【表１−１０】
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【００２８】
【表１−１１】
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【００２９】
【表１−１２】
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【００３０】
上記の表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。その場合、表Ｉに記載した座標値は、翼形セクション形状が変化しない状態に維持されて、率に応じて拡大又は縮小することができる。表Ｉの座標の拡大又は縮小バージョンは、同一の数値により乗算又は除算された、インチで表したＸ及びＹ距離によって表されることになる。インチに換算された場合の無次元Ｚ値は、元と同一のままとするか或いは拡大縮小するためにＸ及びＹ値と同様に同一又は異なる数値により乗算することができる。
【００３１】
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】
【００３２】
【図１】本発明の好ましい実施形態による第３段ノズル翼形部を示す、ガスタービンを通る高温ガス流路の概略図。
【図２】内側及び外側バンド間に配置された本発明による４つの翼形部を示す第３段ノズルセグメントの斜視図。
【図３】図１及び図２に示したノズルセグメントの翼形部の斜視図。
【図４】その外側端からタービン中心線に向かって半径方向内向きに見た第３段ノズル翼形部の上面図。
【図５】図３のほぼ線５−５で取った、内側及び外側端の中間位置での代表的な翼形輪郭セクションを示す図。
【符号の説明】
【００３３】
２２  第３段ノズル
３０  ノズルセグメント
３１  翼形部
３２  ベーン
３４  翼形形状
３５  翼形輪郭セクション
３６  内側バンド
３８  外側バンド
【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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