(57)【要約】【課題】  冷却能力を最大にしかつより長い有効寿命を保証する目的で改良した冷却孔の大きさ及び位置を備える最適化冷却回路を組み入れたタービンバケットを提供する。【解決手段】  本タービンバケットは、ダブテールセクション（３２）、シャンクセクション（３４）及び翼形部セクション（３６）を通る冷却回路を含む。冷却回路は、性能へのマイナスの影響を最小にしながら、２０８４°Ｆまでの燃焼温度でのベース負荷運転において冷却能力を最大にしかつ有効寿命を最大にするように構成される。冷却回路は、所定の位置及び大きさを有する複数の冷却孔（４２）を含み、それによって翼形部セクションの後縁付近の冷却流量を増加させかつ翼形部セクション内に乱流を発生させて翼形部全体にわたって全体及び局所クリープマージンを増大させる。【選択図】      図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ダブテールセクション（３２）、シャンクセクション（３４）及び翼形部セクション（３６）を通る冷却回路を含み、
前記冷却回路が、性能へのマイナスの影響を最小にしながら、２０８４°Ｆ（１１４０°Ｃ）までの燃焼温度でのベース負荷運転において冷却能力を最大にしかつ有効寿命を最大にするように構成されている、
タービンバケット。
【請求項２】
前記冷却回路が、前記翼形部セクション（３６）の後縁付近の冷却流量を増加させかつ前記翼形部セクション内に乱流を発生させて該翼形部セクション全体にわたって全体及び局所クリープマージンを増大させるようにさらに構成されている、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項３】
前記冷却回路が、それぞれ所定の位置及び大きさを有する複数の冷却孔（４２）を含む、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項４】
前記冷却回路が、その各々が前記ダブテールセクション（３２）、シャンクセクション（３４）及び翼形部セクション（３６）を通って延びる第１、第２、第３、第４、第５及び第６の冷却孔を含む６個の冷却孔（４２）を含む、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項５】
前記シャンクセクション（３４）を通る第１から第５の冷却孔（４２）が、約０．１４０＋／−０．１００インチの直径を含み、また前記シャンクセクションを通る第６の冷却孔が、約０．１００＋／−０．０５インチの直径を含む、請求項４記載のタービンバケット。
【請求項６】
前記シャンクセクション（３４）を通る６個の冷却孔（４２）が、前記ダブテールセクション（３２）の最小ネック幅（４６）に中心を置いている、請求項５記載のタービンバケット。
【請求項７】
前記翼形部セクション（３６）を通る第１及び第２の冷却孔（４２）が、約０．０８０＋／−０．０５インチの直径を含み、前記翼形部セクションを通る第３及び第４の冷却孔が、約０．０９５＋／−０．０５インチの直径を含み、前記翼形部セクションを通る第５の冷却孔が、約０．０８５＋／−０．０５インチの直径を含み、また前記翼形部セクションを通る第６の冷却孔が、約０．０４０インチの直径を含む、請求項４記載のタービンバケット。
【請求項８】
前記シャンクセクション（３４）を通る第１から第５の冷却孔（４２）が、約０．１４０インチの直径を含み、また前記シャンクセクションを通る第６の冷却孔が、約０．１００インチの直径を含み、
前記翼形部セクション（３６）を通る第１及び第２の冷却孔が、約０．０８０インチの直径を含み、前記翼形部セクションを通る第３及び第４の冷却孔が、約０．０９５インチの直径を含み、前記翼形部セクションを通る第５の冷却孔が、約０．０８５インチの直径を含み、また前記翼形部セクションを通る第６の冷却孔が、約０．０４０インチの直径を含む、請求項４記載のタービンバケット。
【請求項９】
前記冷却回路が、前記翼形部セクション（３６）に沿った冷却孔（４２）の内部表面上に乱流構造を含み、前記乱流構造の適用範囲の割合が、冷却孔毎に変化している、請求項４記載のタービンバケット。
【請求項１０】
前記適用範囲の割合が、前記第１から第３の冷却孔（４２）では翼形部スパンの約２０〜８５％＋／−１０％を含み、また前記第４及び第５の冷却孔では翼形部スパンの約４０〜８５％＋／−１０％を含む、請求項９記載のタービンバケット。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはタービンバケットに関し、より具体的には、冷却能力を最大にしかつより長い有効寿命を保証する目的で改良した冷却孔の大きさ及び位置を備える最適化冷却回路を組み入れたタービンバケットに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジン等においては、ガスを燃焼することによって作動するタービンが圧縮機を駆動し、圧縮機は燃焼器に空気を供給する。このようなタービンエンジンは、比較的高い温度で運転される。このようなエンジンの能力は、タービンブレード（本明細書では「バケット」と呼ぶこともある）がそれによって作られている、このような比較的高い運転温度で発生する熱応力に耐える材料の性能によって大幅に制限される。この問題は、タービンブレードが比較的大きい寸法であることにより、産業用ガスタービンエンジンにおいて特に深刻になる可能性がある。
【０００３】
ブレード破損の危険性なく運転温度をより高くしかつエンジン性能を増大させることを可能にするために、中空の対流冷却式タービンブレードが利用されることが多い。このようなブレードは、一般的に流路を形成して効率的な冷却を保証する内部通路を有し、それによってブレードの全ての部分を比較的一様な温度に維持することが可能になる。
【０００４】
滑らかなボア通路が利用されてきたが、多くのガスタービンエンジンではさらに乱流促進装置、例えばタービュレータを用いて、内部熱伝達率を強化している。熱伝達の強化は、同じ冷却流量において滑らかなボア通路の熱伝達の２．５倍にも高めることが可能である。タービュレータは、通常、冷却通路の内部表面に沿った内部隆起又は粗い表面を含み、一般的に冷却通路内部にセラミック中子を用いて鋳造され、かつ／又はＳＴＥＭ（成形チューブ電解加工）穿孔される。
【０００５】
４孔付きオリジナル第２段バケットを改良する初期の試みでは、冷却孔を追加することによってまたタービュレータを組み入れて特定の位置における熱伝達率を高めることによって付加的な冷却を導入した。得られた７孔付きバケットは、２０７５°Ｆ（１１３５°Ｃ）で燃焼する定格を高めた機械になる筈であった。アンバランススタックの問題点のために、７孔付きバケット設計は、その後縁に限られた厳しい局所クリープを生じた。
【０００６】
再設計したベースライン６孔付きバケットは、より良好にバランスさせかつさらに乱流を組み入れたが、幾つかの性能を回復させる試みにおいて、構成部品を通る冷却流量が劇的に低下し、全体クリープによる寿命限界を招いた。
【特許文献１】特開２００３−１６１１０６号公報
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の例示的な実施形態では、タービンバケットは、ダブテールセクション、シャンクセクション及び翼形部セクションを通る冷却回路を含む。冷却回路は、性能へのマイナスの影響を最小にしながら、２０８４°Ｆ（１１４０°Ｃ）までの燃焼温度でのベース負荷運転において冷却能力を最大にしかつ有効寿命を最大にするように構成される。
【０００８】
本発明の別の例示的な実施形態では、タービンバケットは、ダブテールセクション、シャンクセクション及び翼形部セクションを通る冷却回路を含む。冷却回路は、その各々がダブテールセクション、シャンクセクション及び翼形部セクションを通って延びる、それぞれ所定の位置及び大きさを有する複数の冷却孔を含む。冷却孔は、ダブテールセクション、シャンクセクション及び翼形部セクションを通って延びる。シャンクセクションを通る第１から第５の冷却孔は、約０．１４０＋／−０．１００インチの直径を有し、またシャンクセクションを通る第６の冷却孔は、約０．１００＋／−０．０５インチの直径を含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
図１を参照すると、タービンの一部分はその全体を符号１０で表している。タービン１０は、第１、第２及び第３段のロータホイール１４、１６及び１８を有するロータ１２を含み、ロータホイール１４、１６及び１８は、様々なロータ段のそれぞれのステータベーン２６、２８及び３０と組合されたバケット２０、２２及び２４を有する。３段式のタービンを示していることが分かるであろう。
【００１０】
第２段は、上流ステータベーン２８と軸方向に対向した状態でその上にバケット２２が取り付けられたロータホイール１６を含む。複数のバケット２２は、第２段ホイール１６の周りに互いに円周方向に間隔を置いて配置され、この実施例では、第２段ホイール１６上に９２個のバケットが取り付けられていることが分かるであろう。
【００１１】
図２〜図４を参照すると、タービンバケット２２は、ダブテールセクション３２、シャンクセクション３４及び翼形部セクション３６を含む。翼形部セクション３６の先端３８は、シールレール４０を含む。
【００１２】
全体クリープによる寿命限界を克服する目的では、全体エンジン性能への影響を最小にした状態で第２段バケットの寿命をベース負荷運転において９６０００要素時間に増大させることが望ましい。最小壁厚さ要件に反しないで孔直径の調整を可能にするために、シャンクセクション３４及び翼形部セクションの両方において冷却孔／通路位置を調整した。さらに、熱伝達性能を向上させるのに役立つ乱流を、翼形部セクション３６内の冷却孔に組み入れる。
【００１３】
過去の設計では、乱流は、その中で乱流を使用する全ての冷却孔において同じスパン位置において開始しかつ終了ていた。現在の最適化ツール及び技術を用いることによって、乱流の開始、終了及びスパンを変化させることにより、翼形部セクション３６の全てのスパン位置においてより良好にバランスした寿命マージンを得ることできることが判ってきた。
【００１４】
図示するように、冷却回路は、その各々がダブテールセクション３２、シャンクセクション３４及び翼形部セクション３６を通って延びる第１、第２、第３、第４、第５及び第６の冷却孔を含む６個の冷却孔／通路４２を含む。図４及び図５と下の表Iとを参照すると、翼形部セクション３６に対して利用できる流量を最大にするために、シャンクセクション３４内の冷却孔の大きさは、以前の設計から孔１〜５については０．１４０インチ（＋／−０．１００インチ）に、また第６の孔については０．１００インチ（＋／−０．０５インチ）に増大される。
【００１５】
シャンクセクション３４及びダブテールセクション３２において最小壁厚さ要件に反しないことを保証するために、シャンクセクション３４における冷却孔４２は、シャンクの底面とは対照的にダブテールセクション３２の最小ネック幅３２に中心を置くのが好ましい。図２及び図５の符号４６を参照されたい。空洞の領域における最小許容壁厚さ（ダブテールのあらゆるネックにおける）は、レーストラック形空洞の場合には最も小さい最小ネック幅の０．２倍であり、また円形空洞の場合には最も小さい最小ネック幅の０．１２倍である。
【００１６】
引続き図２〜図４を参照すると、ダブテールセクション３２における最小ネック幅に中心を置いたシャンクセクション３４を通る冷却孔４２の場合、シャンクセクション孔と翼形部セクション孔との交点は、シャンク−翼形部交差部４４の位置に形成される。表Iを参照されたい。さらに、翼形部セクション３６の冷却孔出口位置は、他方の側に過剰な縁部を残しながら一方の側の最小壁厚さ要件に反しないで、直径を最大にするのを可能にするように再配置される。出口位置は、符号４６で表したダブテールセクション３２の最小ネック幅４４と、シャンク−翼形部交差部４４と、翼形部セクション３６の先端３８とにおいて定められる。図８も参照されたい。
【００１７】
表Iは、タービンバケット２２の好ましい配置における例示的な冷却孔位置及び孔直径を示す。この表に示すように、翼形部セクションの冷却孔出口位置３８からシャンク−翼形部交差部４４までの翼形部セクション３６では、孔１及び孔２の冷却孔直径は０．０８０インチ、孔３及び孔４の直径は０．０９５インチ、孔５の直径は０．０８５インチ、また孔６の直径は０．０４０インチであり、これら全ての直径は約＋／−０．００５インチの寸法公差を有する。
【００１８】
図６及び図７を参照すると、孔と乱流開始及び終了位置とを位置決めするのに用いる表Iでの基準となるＸ、Ｙ、Ｚデカルト座標系の原点は、Ｓ、Ｔ及びＵ基準面の交点である。これらの基準面は、図面に特定している。図４によると、Ｕ基準面は、シャンク中心孔を通っている。図７は、図６の切断線７−７で切断した断面図であり、この断面図は、シャンク冷却孔及び翼形部冷却孔の交点を表す。孔の中心までの距離Ｘは、基準面Ｔからの距離であり、距離Ｙは、基準面Ｓからの距離であり、一方、距離Ｚは、基準面Ｕからの距離である。従って、座標系の原点は、基準面Ｓ、Ｔ及びＵの交点に位置する。冷却孔のＳＴＥＭ穿孔加工の間、バケットは、シャンク中心孔において保持される。穿孔加工が完了すると、ダブテールは機械加工され、またシャンク中心孔も機械加工して除去される。
【００１９】
引続き表Iを参照すると、Ｍｉｎｉｔａｂ，Ｉｎｃ．から入手可能なＭｉｎｉｔａｂ（登録商標）又はＭｉｃｒｏｓｏｆｔ（登録商標）から入手可能なＥｘｃｅｌ（登録商標）  Ｓｏｌｖｅｒのようなオプティマイザアルゴリズムを用いて、拡散燃焼器及び乾式低ＮＯｘ燃焼器用途の両方について翼形部全体に沿ったより一様な全体クリープマージンが最も良好に得られるように、表Iに概要を示した乱流方式を決定したが、この乱流方式では、孔１〜３は２０〜８５％翼形部スパンに乱流を含み、孔４及び５は４０〜８５％翼形部スパンに乱流を含み、また孔６は乱流なしであった。前述した乱流のスパンは、約＋／−１０％の公差を包含する。乱流発生要素の開始及び終了位置を定めるための寸法は、ダブテールセクション３２の中間点における平面４８から測定される。
表I
【００２０】
【表１】
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【００２１】
フローモデルを試作品テストスタンド・データにフローマッチングさせることにより、部品寿命性能が設計意図に適合していることを確認した。図９は、本発明の冷却回路を含むタービンバケットの冷却有効度（正方形のマークを付けたデータ線）と従来のベースライン設計の冷却有効度（ひし形のマークを付けたデータ線）との、翼形部セクション３６の半径方向スパンにわたる対比を示すグラフである。図示するように、新規の設計では翼形部セクション３６の全体にわたってより良好な冷却が得られることが明らかである。
【００２２】
２０８４°Ｆ（１１４０°Ｃ）までの燃焼温度の定格をもつ機械において寿命性能を延ばすことを満たすように設計したこのバケットの場合、より低い燃焼温度の機械に対してこのバケットを使用して、高温ガス通路の点検間隔及び部品寿命を延ばし、それによって構成部品交換及び停止コストを削減することができる。
【００２３】
本明細書に記載したバケット冷却方式は、最適量の空気のみが冷却に用いられることを保証することによって性能へのマイナスの影響を最小にしながら、２０８４°Ｆ（１１４０°Ｃ）までの燃焼温度でのベース負荷運転において９６０００要素時間よりも長い寿命を保証するように冷却能力を最大にするために最適化された。冷却媒体を最も必要とする領域、すなわち後縁に近接した領域への冷却流量を増加させ、かつ戦略的に冷却孔に乱流を発生させることによって、翼形部全体にわたって全体及び局所クリープマージンが増大した。
【００２４】
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】
【００２５】
【図１】タービンバケットを使用した第２段タービンホイールを有するタービンの概略図。
【図２】タービンバケットの側面図。
【図３】タービンバケットの正面図。
【図４】冷却通路を示す、タービンバケットの正面図。
【図５】タービンバケットのダブテールセクションの斜視図。
【図６】冷却孔座標を設定する方法を示す図。
【図７】冷却孔座標を設定する方法を示す図。
【図８】冷却通路を形成する冷却孔の配置を示す、タービンの分解図。
【図９】タービンバケットの向上した冷却有効度を示すグラフ。
【符号の説明】
【００２６】
２２  タービンバケット
３２  ダブテールセクション
３４  シャンクセクション
３６  翼形部セクション
３８  翼形部セクションの先端
４０  シールレール
４２  冷却孔
４４  シャンク−翼形部交差部
【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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【図９】
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