(57)【要約】【課題】  冷却媒体を流すための最適化した冷却孔を有する第２段バケット翼形部を提供する。【解決手段】  第１、第２及び第３の組（５４、５６、５８）の冷却孔（４２）をタービン翼形部（３６）内に設ける。前縁（７５）に隣接する第１の孔の組（５４）は、翼形部の根元から所定の距離において始まりかつ翼形部先端（４４）の手前で終わるタービュレータ（６０）を有する。第２の冷却孔の組（５６）は、第１の組のタービュレータよりも大きいプラットホームからの距離において始まりかつ第１の孔の組のタービュレータよりも大きい先端からの距離において翼形部先端の手前で終わるタービュレータ（６２）を有する。後縁（５９）に隣接する第３の孔の組（５８）は、滑らかなボアを有する。適切な冷却孔の構成等により、バルククリープ部品寿命及びタービンの全体効率を増大させる。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン用の空気冷却式バケット（２０）であって、
その根元部分（５０）及び先端部分（４４）間で延びかつその先端部分に出口をもつ複数の冷却孔（４２）を有する翼形部（３６）を含み、
前記複数の冷却孔が、各々が少なくとも２つの孔を有する第１（５４）、第２（５６）及び第３（５８）の孔の組を含み、
前記第１の孔の組（５４）が、前記翼形部の前縁（５７）に隣接して延び、
前記第２の孔の組（５６）が、前記第１及び第３の孔の組の中間で延び、
前記第３の孔の組（５８）が、前記後縁（５９）に隣接して延び、
前記第１、第２及び第３の孔の組の各々の前記２つの孔が、それぞれ１〜４、５〜７及び８〜１０で番号付けした孔のうちの少なくとも２つを含み、かつ表Ｉに記載した前記翼形部の先端及び根元部分におけるＸ、Ｙデカルト座標値に従って配置されている、
バケット（２０）。
【請求項２】
前記第１の孔の組（５４）の前記２つの孔が、該孔に沿って互いに間隔を置いて配置されかつ前記翼形部の根元及び先端部分の手前で終わるタービュレータ（６０）を有する、請求項１記載のバケット。
【請求項３】
前記第２の孔の組（５６）の前記２つの孔が、該孔に沿って互いに間隔を置いて配置されかつ前記翼形部の根元及び先端部分の手前で終わるタービュレータ（６２）を有する、請求項１記載のバケット。
【請求項４】
前記第１の孔の組（５４）の前記２つの孔が、該孔に沿って互いに間隔を置いて配置されかつ前記翼形部の根元及び先端部分の手前で終わるタービュレータ（６０）を有する、請求項３記載のバケット。
【請求項５】
前記第３の孔の組（５８）の前記２つの孔が、それらの全範囲にわたって滑らかなボアを有する、請求項４記載のバケット。
【請求項６】
前記翼形部が、シャンク（３２）とダブテール（３４）とを含み、前記第１、第２及び第３の孔の組（５４、５６、５８）の各々の前記２つの孔が、入口開口で終わる状態で前記シャンク及びダブテールを貫通して延び、かつ表Ｉに記載した前記入口開口のＸ、Ｙ座標値に従って配置されている、請求項１記載のバケット。
【請求項７】
前記第１、第２及び第３の孔の組（５４、５６、５８）の各々の前記２つの孔が、前記翼形部のシャンク及びダブテール内に滑らかなボアを有する、請求項６記載のバケット。
【請求項８】
前記第１、第２及び第３の孔の組（５４、５６、５８）が、表Ｉにおいて１〜４、５〜７及び８〜１０で番号付けされかつ表Ｉに記載した前記翼形部の先端及び根元部分におけるそれぞれの対応するＸ、Ｙ座標値に従って配置された４つの孔、３つの孔及び３つの孔をそれぞれ含む、請求項１記載のバケット。
【請求項９】
前記第１の孔の組（５４）の前記２つの孔が、前記根元部分から先端部分までの翼形部全長の約３０％〜約４０％及び約７５％〜約８５％においてそれぞれ開始及び終了する状態で、該孔に沿って互いに間隔を置いて配置されたタービュレータ（６０）を有する、請求項１記載のバケット。
【請求項１０】
前記第２の孔の組（５６）の前記２つの孔が、前記根元部分から先端部分までの翼形部全長の約４５％〜約５５％及び約７０％〜約８０％においてそれぞれ開始及び終了する状態で、該孔に沿って互いに間隔を置いて配置されたタービュレータ（６２）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最適化した数、位置、形態及び大きさの冷却孔を有する第２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タービンバケットの翼形部を通して冷却媒体、例えば空気を流す多くの異なる形式、数及び位置の通路が提案されかつ構成されてきた。空気を冷却媒体として用いる場合、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。タービンバケット用の従来の冷却構成では、圧縮機の吐出空気は、バケット内に一体に形成した冷却通路を通して翼形部に供給される。しかしながら、不十分な冷却は、バルククリープ部品寿命に影響を及ぼし、このことがひいては部品の寿命を予め定められたタービン運転時間数以下にまで制限する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
従って、バケットのバルク温度を低下させてバケットのバルククリープ寿命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、冷却媒体を運ぶ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を増大させかつ特にバルククリープ部品寿命を増大させることによってバケット寿命要件を満たすような翼形部を有するバケットを提供する。前述のことを達成するために、冷却孔は、下記の表Ｉに記載したＸ、Ｙ座標に従って翼形部内に最適に配置される。孔の大きさは、バケット翼形部の入口及び出口間の圧力差に基づいて空気流量を制限する。孔の位置は、バケット翼形部を構成するあらゆる有限要素の温度を決定する。形態は、各冷却孔の壁に沿って熱伝達を生じさせる方法に反映され、即ち選択した位置におけるタービュレータを用いて熱伝達を高める。これらの特性が組み合わされて、タービンバケット用の効率的な最適冷却方式が作り出される。
【０００５】
本発明による好ましい実施形態では、タービン用の空気冷却式バケットを提供し、本バケットは、その根元部分及び先端部分間で延びかつその先端部分に出口をもつ複数の冷却孔を有する翼形部を含み、複数の冷却孔は、各々が少なくとも２つの孔を有する第１、第２及び第３の孔の組を含み、第１の孔の組は翼形部の前縁に隣接して延び、第２の孔の組は第１及び第３の孔の組の中間で延び、第３の孔の組は後縁に隣接して延び、第１、第２及び第３の孔の組の各々の２つの孔は、それぞれ１〜４、５〜７及び８〜１０で番号付けした孔のうちの少なくとも２つを含み、かつ下記の表Ｉに記載した該翼形部の先端及び根元部分におけるＸ、Ｙデカルト座標値に従って配置されている。
【０００６】
本発明による別の好ましい実施形態では、タービン用の空気冷却式バケットを提供し、本バケットは、その根元部分及び先端部分間で延びかつその先端部分に出口をもつ複数の冷却孔を有する翼形部を含み、複数の冷却孔は、各々が少なくとも２つの孔を有する第１、第２及び第３の孔の組を含み、第１の孔の組は翼形部の前縁に隣接して延び、第２の孔の組は第１及び第３の孔の組の中間で延び、第３の孔の組は後縁に隣接して延び、第１の孔の組及び第２の孔の組のうちの１つの２つの孔は、該孔に沿って互いに間隔を置いて配置されかつ翼形部の根元及び先端部分の手前で終わるタービュレータを有する。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
ここで図面の図、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１１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、タービンロータホイール１７に取付けられる。タービン１２の第２段も示されており、この第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とロータホイール２１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。さらに、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１２の高温ガス流路１１内に位置しており、高温ガス流路１１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。
【０００８】
図２を参照すると、第２段の各バケット２０には、プラットホーム３０と、シャンク３２と、ロータの一部を形成するロータホイール２１上の相補形状の嵌合ダブテールに連結されるダブテール３４とが設けられる。第２段バケット２０の各々はまた、図１０の輪郭セクション３８により概略的に示すように、プラットホームから翼形部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翼形部３６を含む。
【０００９】
さらに、第２段バケット２０の各々には、全体を符号４０（図２）で表した先端シュラウドが設けられる。先端シュラウド４０は、バケットと一体に形成されるのが好ましく、各先端シュラウドは、隣接するバケットの先端シュラウドに隣接する対向する端部において係合して、第２段バケットの軸方向位置において、高温ガス流路を囲むほぼ環状のリング又はシュラウドを形成する。
【００１０】
図２に最も良く示すように、バケット２０は、ダブテール３４と翼形部３６の先端４４との間で延びる複数の冷却孔を含む。従って、図５に最も良く示すように、ダブテール３４は、それぞれの孔４２と連通する複数の入口４６を有する。図３に示すように、先端４４は、それぞれの孔４２と連通する先端シュラウド４０を貫通する複数の出口４８を含む。従って、タービン圧縮機からの冷却媒体、例えば空気は、入口４６に入り、冷却孔４２を通って流れ、シュラウド４０を通り抜けて翼形部の先端４４から高温ガス流内に流出する。
【００１１】
図２に示すように、冷却孔４２は、翼形部の根元部分５０及び先端４４間で延び、かつシャンク３２及びダブテール３４を貫通して続く。翼形部を貫通する複数の冷却孔４２は、それぞれ、第１、第２及び第３の孔の組５４、５６及び５８を含む。第１の孔の組５４は、翼形部の前縁５７に隣接して延びる。第２の孔の組５６は、それぞれ第１及び第３の孔の組５４及び５８の中間で延びる。第３の孔の組５８は、後縁５９に隣接して延びる。複数の冷却孔４２の第１、第２及び第３の組の各々は、少なくとも２つの孔を含む。便宜上、複数の孔４２の各孔は、下記の表Ｉにおいて１から１０まで番号付けされている。表Ｉに示すように、また図３〜図５に示すように、表Ｉにおいて、第１の孔の組５４は、１〜４の番号付けした孔を含み、第２の孔の組５６は、５〜７の番号付けした孔を含み、第３の孔の組５８は、８〜１０の番号付けした孔を含む。
【００１２】
第１の孔の組５４の孔４２の各々は、翼形部の根元及び先端部分間における各孔の所定の部分に沿った互いに間隔を置いた位置に複数のタービュレータ６０を含む。同様に、第２の孔の組５６の孔４２の各々は、翼形部の根元及び先端部分間における孔の所定の部分に沿った互いに間隔を置いた位置に複数のタービュレータ６２を含む。第３の孔の組５８は、タービュレータを含んでおらず、翼形部の根元及び先端部分間に滑らかなボアを有する。
【００１３】
第１の孔の組５４のタービュレータ６０は、孔５４の所定の部分に沿った間隔を置いた位置に径方向内向きに突出する環状リブ６１を含む。同様に、第２の孔の組５６のタービュレータ６２は、翼形部の根元及び先端部分間における孔の所定の部分に沿った間隔を置いた位置に径方向内向きに突出する環状リブ６３を含む。径方向内向きに突出する環状リブがタービュレータ６０、６２を形成するように開示しているが、他の種類のタービュレータを使用することもできることが分かるであろう。例えば、断続環状リブ、径方向にボア内に突出するピン、或いはディンプル面又は粗面を使用することができる。
【００１４】
上述したように、第１及び第２の開口の組５４及び５６のタービュレータ６０及び６２は、それぞれの孔の所定の部分に沿ってそれぞれ設けられる。タービュレータ６０及び６２は、孔４２に沿って配置され、翼形部３６の根元５０及び先端４４の手前で終わる。より具体的には、第１の孔の組５４のタービュレータ６０は、根元から先端までの翼形部全長の約３０％〜約４０％、より好ましくは約３６％の距離において始まる。第１の孔の組５４のタービュレータ６０は、翼形部全長の約７５％〜約８５％、好ましくは根元から先端までの翼形部全長の約８０％の位置において終わる又は終結する。第２の孔の組５６のタービュレータ６２は、根元から先端までの翼形部全長の約４５％〜５５％の位置、好ましくは根元から先端までの翼形部全長の約５１％の位置において始まる。第２の孔の組５６のタービュレータ６２は、翼形部全長の約７０％〜約８０％の位置、好ましくは根元から先端までの全長の約７４％の位置において終わる。
【００１５】
図６及び図７を参照すると、第１の孔の組５４の直径は、第２の孔の組５６の直径よりも大きい。好ましい実施形態では、（ｉ）翼形部の根元部分とタービュレータ６０の開始点との間の第１の孔の組５４の滑らかなボア部分と（ｉｉ）最外側タービュレータ６０から先端４４までの滑らかなボア部分との直径は、約０．０９０インチである。リブ６１間のタービュレータ付き孔５４の外径は、約０．１１５インチである。リブ６１の内径は、約０．０９７インチである。リブ６１は、好ましくは約０．００９インチの厚さ又は軸方向深さを有し、約０．０９０インチの距離だけ互いに等しい間隔を置いて配置される。図８及び図９を参照すると、（ｉ）根元からタービュレータ６２の開始点までの第２の孔の組５６の滑らかなボア部分と（ｉｉ）最後の外側寄りタービュレータ６２から翼形部の先端までの滑らかなボア部分との直径は、約０．０６５インチである。リブ６３は、約０．０６０インチだけ互いに等しい間隔を置いて配置される。第２の孔の組５６のリブ６３間のタービュレータ６２の外径は、約０．０８５インチである。リブ６３の内径は、約０．０７０インチである。リブ６３は、好ましくは約０.００６インチの厚さ又は軸方向深さを有する。リブ６３は、第２の孔の組５６のボアに沿って約０．０６０インチの距離だけ互いに等しい間隔を置いて配置される。リブは、互いに等しい間隔を置いて配置される。
【００１６】
９２個の第２段バケットを有する本発明の好ましい態様では、エンジン中心線から２４．１００インチの位置に、ダブテール３４を通る基準線Ｕ（図２）を設定している。翼形部の根元部分５０は、基準線Ｕの半径方向外方２．４８７インチ、即ちエンジン中心線から２６．５８７インチの位置にある。タービュレータ６０は、基準線Ｕから約５．５９１インチの位置で始まるのが好ましく、また基準線Ｕから９．４００インチの位置で終わるのが好ましい。第２の孔の組５６の滑らかなボア部分は、基準線から第１のタービュレータ６２まで約６．８９９インチほど延びるのが好ましい。第２の孔の組５６の最後のタービュレータ６２は、基準線Ｕから約８．９００インチの位置にあるのが好ましい。図２を詳細に見ると、バケットのシャンク３２及びダブテール３４内の孔４２は滑らかなボアを有することが分かるであろう。
【００１７】
１〜１０の番号付けした冷却孔の位置を、デカルト座標系で翼形部の先端及び根元部分におけるＸ及びＹ値を用いて表Ｉに示す。また、孔４２のダブテール３４を通る入口開口４６に対するＸ及びＹ座標値も表Ｉに示す。翼形部の根元部分から入口開口４６までの孔径は、約０．１４０インチである。
表Ｉ
【００１８】
【表１】
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【００１９】
各第２段バケット翼形部の翼形形状を定めるために、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、段効率の要件と熱的及び機械的応力の低減の要件とを満たす。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の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１３２０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、数値が適切に変換される場合、他の寸法単位を用いることもできる。Ｚ値は、表ＩＩには０．０８８〜０．９２の無次元形式で記載されている。これらの値は、プラットホーム及び先端シュラウドのフィレット領域を除外している。Ｚ値を例えばインチで表したＺ座標値に変換するためには、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かう軸方向である。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半径方向外向き方向である。
【００２０】
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、例えば図１０に示す輪郭セクション３８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３８が、決定される。距離Ｚ間の様々な表面位置の翼形部輪郭は、隣接する輪郭セクション３８を互いに滑らかに接続して翼形部輪郭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を表し、また被膜のない翼形部に対するものである。
【００２１】
表ＩＩの値は、翼形部の輪郭を決定するために小数点以下３桁まで作成されかつ示されている。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、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±０．１６０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ＩＩ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。
【００２２】
下表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
【００２３】
【表２−１】
2005076639.tif 000004
【００２４】
【表２−２】
2005076639.tif 000005
【００２５】
【表２−３】
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【００２６】
【表２−４】
2005076639.tif 000007
【００２７】
【表２−５】
2005076639.tif 000008
【００２８】
【表２−６】
2005076639.tif 000009
【００２９】
【表２−７】
2005076639.tif 000010
【００３０】
【表２−８】
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【００３１】
【表２−９】
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【００３２】
【表２−１０】
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【００３３】
表ＩのＸ、Ｙ座標値の原点は、表ＩＩのＸ、Ｙ座標値の原点と一致している。
【００３４】
本発明の第２段バケットの好ましい実施形態では、基準線Ｕは、エンジン又はロータの中心線から２４．１００インチの位置にある。バケットの半径方向高さは、基準線から先端シュラウド４０上のカッタ歯まで１１．２８０インチである。従って、エンジン中心線からのバケットの半径方向高さは、３５．３８０インチである。翼形部セクションは、基準線Ｕから２．２２１インチ（エンジン中心線から２６．３２１インチ）のＺ＝０％スパンにおいて始まる。翼形部セクションは、基準線Ｕから１１．１２２インチ（エンジン中心線から３５．２２インチ）のＺ＝１００％スパンにおいて終わる。表Ｉの無次元値Ｚに関して、Ｚ＝０．０８８即ち８．８％スパンは、基準線Ｕから３．００５インチ（エンジン中心線から２７．１５インチ）に相当する。０．９２即ち９２％スパンにおける表ＩのＺ値は、基準線Ｕから１０．４１０インチ（エンジン中心線から３４．５１０インチ）の距離に相当する。
【００３５】
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】
【００３６】
【図１】本発明の好ましい実施形態による第２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、バケットを通る内部冷却通路を示すために該バケットの側部を破断した、翼形部の正圧側から示した第２段バケットの側面図。
【図３】冷却孔出口の位置を示す、翼形部先端シュラウドを半径方向内向きに見た拡大図。
【図４】図２のほぼ線４−４に沿って取ったバケットの拡大断面図。
【図５】バケットのダブテールにおける冷却通路の出口を示す、バケットを半径方向外向きに見た図。
【図６】図２の線６−６に沿った断面図。
【図７】図６において取った拡大断面図。
【図８】図２のほぼ線８−８に沿って取った拡大断面図。
【図９】図８の翼形部及び通路の一部の拡大断面図。
【図１０】図２のバケットに沿った翼形部輪郭セクションの概略図。
【符号の説明】
【００３７】
２０  バケット
３０  プラットホーム
３２  シャンク
３４  ダブテール
４０  先端シュラウド
４２  冷却孔
４４  翼形部先端
５０  翼形部根元
５４  第１の孔の組
５６  第２の孔の組
５７  前縁
５８  第３の孔の組
５９  後縁
６０  第１の孔の組のタービュレータ
６２  第２の孔の組のタービュレータ
【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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【図９】
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【図１０】
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