(57)【要約】【課題】  本発明は、第４段タービンバケットの翼形部輪郭に関する。【解決手段】  第４段タービンバケット（２８）は、表Ｉに記載したＸ、Ｙ及びＺのデカルト座標値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、Ｚ値は、該Ｚ値にインチで表した翼形部の高さを乗じてインチで表したＺ距離に換算可能な０から１までの無次元値である。Ｘ及びＹ値は、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（４８）を形成する距離である。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完全な翼形部形状を形成する。Ｘ及びＹ距離は、拡大又は縮小されたバケット用翼形部セクションを得るため、同一の定数又は数値の関数として拡大縮小可能とする。Ｘ、Ｙ及びＺ距離で与えられた基準翼形部は、翼形部の表面に対して垂直な方向に±０．１５０インチのエンベロープ内に位置する。【選択図】      図３
2005042716.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼形形状を有するバケット翼形部（３６）を含むタービンバケット（２８）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、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から１までの無次元値であり、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（４８）を形成するインチで表した距離であり、
前記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する、
タービンバケット。
【請求項２】
タービンの第４段の部分を形成する、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項３】
前記翼形部形状が、任意の翼形部表面位置に対して垂直な方向に±０．３８１ｃｍ（±０．１５０インチ）以内のエンベロープ内に位置する、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項４】
Ｚ＝０からＺ＝１．０までの前記バケット翼形部の高さが、５６．４１６ｃｍ（２２．２１１インチ）である、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項５】
バケット翼形部（３６）を含むタービンバケット（２８）であって、
前記バケット翼形部が、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、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から１までの無次元値であり、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（４８）を形成するインチで表した距離であり、
前記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、
前記Ｘ及びＹ値が、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、
タービンバケット。
【請求項６】
タービンの第４段の部分を形成する、請求項５記載のタービンバケット。
【請求項７】
前記翼形部形状が、任意の翼形部表面位置に対して垂直な方向に±０．３８１ｃｍ（±０．１５０インチ）以内のエンベロープ内に位置する、請求項５記載のタービンバケット。
【請求項８】
Ｚ＝０からＺ＝１．０までの前記バケット翼形部の高さが、５６．４１６ｃｍ（２２．２１１インチ）である、請求項５記載のタービンバケット。
【請求項９】
複数のバケット（２８）を有するタービンホイール（２９）を含むタービン（１２）であって、
前記バケットの各々が、翼形形状を有する翼形部（３６）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、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から１までの無次元値であり、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（４８）を形成するインチで表した距離であり、
前記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する、
タービン。
【請求項１０】
前記タービンホイールが、該タービンの第４段を含む、請求項９記載のタービン。
【請求項１１】
前記タービンホイール（２９）が、８８個のバケットを有し、Ｘが、タービンの回転軸線に平行な距離を表している、請求項９記載のタービン。
【請求項１２】
Ｚ＝０からＺ＝１．０までの前記バケット翼形部の高さが、５６．４１６ｃｍ（２２．２１１インチ）である、請求項９記載のタービン。
【請求項１３】
前記タービンホイールの軸方向中心線と各バケット翼形部のその前縁におけるハブ半径との間の半径方向高さが１００．３８３ｃｍ（３９．５２１インチ）であり、Ｚ＝０．０００における無次元Ｚ値が、前記タービンホイールの軸方向中心線からの半径方向高さ１０３．２１３ｃｍ（４０．６３５インチ）から始まる、請求項９記載のタービン。
【請求項１４】
Ｚ＝０からＺ＝１．０までの前記バケット翼形部の高さが、５６．４１６ｃｍ（２２．２１１インチ）である、請求項１３記載のタービン。
【請求項１５】
複数のバケット（２８）を有するタービンホイール（２９）を含むタービン（１２）であって、
前記バケットの各々が、翼形形状を有する翼形部（３６）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、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から１までの無次元値であり、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（４８）を形成するインチで表した距離であり、
前記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、
前記Ｘ及びＹ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。
【請求項１６】
前記タービンホイールが、該タービンの第４段を含む、請求項１５記載のタービン。
【請求項１７】
前記タービンホイールが、８８個のバケットを有し、Ｘが、タービンの回転軸線に平行な距離を表している、請求項１５記載のタービン。
【請求項１８】
Ｚ＝０からＺ＝１．０までの前記バケット翼形部の高さが、５６．４１６ｃｍ（２２．２１１インチ）である、請求項１５記載のタービン。
【請求項１９】
前記タービンホイールの軸方向中心線と各バケット翼形部のその前縁におけるハブ半径との間の半径方向高さが１００．３８３ｃｍ（３９．５２１インチ）であり、Ｚ＝０．０００における無次元Ｚ値が、前記タービンホイールの軸方向中心線からの半径方向高さ１０３．２１３ｃｍ（４０．６３５インチ）から始まる、請求項１５記載のタービン。
【請求項２０】
Ｚ＝０からＺ＝１．０までの前記バケット翼形部の高さが、５６．４１６ｃｍ（２２．２１１インチ）である、請求項１９記載のタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービン段のバケット用翼形部に関し、具体的には第４段タービンバケットの翼形部輪郭に関する。
【背景技術】
【０００２】
効率及び翼形部負荷の全体的な改善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要件が満たされなければならない。特に、第４段タービンセクションのバケットは、その特定の段における作動要件を満たさなければならず、さらに効率的な製造が可能でなければならない。
【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向上させるガスタービンのバケット、好ましくは第４段バケット用の固有の翼形部形状を提供する。本発明の翼形部形状は、空気力学的効率を向上させ、また第４段翼形部の空気力学的及び機械的負荷を改善する。バケットの翼形部輪郭は、必要な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、またの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バケット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、タービン排出口に向かって後方に見てタービンロータ中心線に軸方向に平行な方向、後方にみてエンジンの回転方向における接線方向、及びバケット先端に向かう半径方向外向き方向である。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部断面を形成する。Ｚ座標は、０から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、バケット翼形部の翼形部形状すなわち輪郭が得られる。Ｘ及びＹ平面内の各形成された翼形部セクションが、Ｚ方向における隣接する翼形部セクションと滑らかに結合されて完全な翼形部形状を形成する。
【０００４】
各バケット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及びＺ座標によって与えられる。製造されたバケット翼形部輪郭は、下表により与えられた基準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プラス又はマイナス０．１５０インチの、任意の被膜処理を含む距離により、このバケット翼形部の輪郭エンベロープが定まる。この翼形部形状は、このような差異に強く、バケットの機械的機能及び空気力学的機能を損なうことがない。
【０００５】
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及び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、翼形部断面形状を維持しながらバケット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。同様に、インチに換算した場合のＺ座標値は、そのままの値とするか、或いはＸ及びＹ座標値の場合と同一又は異なる数値を乗じて拡大縮小可能にすることができる。
【０００６】
本発明による好ましい実施形態では、翼形形状を有するバケット翼形部を含むタービンバケットを提供し、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、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から１までの無次元値であり、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する。
【０００７】
本発明による別の好ましい実施形態では、バケット翼形部を含むタービンバケットを提供し、該バケット翼形部は、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、該表Ｉ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から１までの無次元値であり、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、Ｘ及びＹ値は、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。
【０００８】
本発明による更に別の好ましい実施形態では、複数のバケットを有するタービンホイールを含むタービンを提供し、バケットの各々は、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、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から１までの無次元値であり、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する。
【０００９】
本発明による更に別の好ましい実施形態では、複数のバケットを有するタービンホイールを含むタービンを提供し、バケットの各々は翼形部を含み、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被膜のない基準翼形部輪郭を有し、該表Ｉ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から１までの無次元値であり、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、Ｘ及びＹ距離は、拡大又は縮小されたバケット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。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
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、４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とタービンロータホイール１９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。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とタービンロータホイール２５に取付けられたバケット２４とを含む。第４段は、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたノズル２６とタービンロータホイール２９に取付けられたバケット２８とを含む。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３０により示されていることが分かるであろう。バケット及びタービンロータホイールは、付属の部品と共にタービンロータ３２を形成する。
【００１１】
バケット、例えば第４段のバケット２８は、関連するロータホイール、例えばホイール２９上に取付けられてロータ３２の一部を形成することが分かるであろう。第４段バケット２８を含む各バケットには、軸線から外れたすなわち斜めになった軸方向挿入式ダブテール３４（図３及び図４）が設けられ、このダブテール３４が、関連するロータホイールの相補形状の嵌合ダブテール（図示せず）に連結される。勿論、バケットは、軸方向挿入式ダブテールを有することもできる。各バケット２８は、図２〜図４に示すように、バケット翼形部３６、プラットフォーム３８及びシャンク４０を有する。従って、バケット、例えばバケット２８は、その代表的な例を図９に示すようなバケット翼形部輪郭セクション４８を有し、この翼形部輪郭セクション４８は、バケット根元４２から先端シュラウド４６に隣接するバケット先端４４までの任意の断面において翼形部の形状をしている。この第４段タービンバケットの好ましい実施形態では、８８個のバケットが配置されている。
【００１２】
各第４段バケット翼形部３６の翼形形状を形成するために、段の要件を満たしかつ翼形部を製造することを可能にする、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、段効率の要件を満たしており、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点の組を含む。下記の表Ｉに示すＸ、Ｙ及びＺ値のデカルト座標系が、その長さ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Ｉにはインチで記載されているが、数値を適当に換算する場合、他の寸法単位を用いることもできる。Ｚ値は、表Ｉには０から１まで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、表に示した無次元Ｚ値に、インチで表したバケット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、すなわち回転軸線に平行に位置し、正のＸ座標値は、後方、すなわちタービンの排出端部に向う軸方向である。正のＹ座標値は、後方に見て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。
【００１３】
Ｘ、Ｙ平面に対して垂直なＺ方向の選択した位置におけるＸ及びＹ座標値を定めることにより、例えば翼形部の長さに沿った各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、この代表的な輪郭セクション４８を図９に示している。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４８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４８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。
【００１４】
表Ｉ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Ｉ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、すなわち±値が、下表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±０．１５０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、すなわち、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。
【００１５】
下表Ｉ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Ｉ
【００１６】
【表１−１】
2005042716.tif 000003
【００１７】
【表１−２】
2005042716.tif 000004
【００１８】
【表１−３】
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【００１９】
【表１−４】
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【００２０】
【表１−５】
2005042716.tif 000007
【００２１】
【表１−６】
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【００２２】
【表１−７】
2005042716.tif 000009
【００２３】
【表１−８】
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【００２４】
【表１−９】
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【００２５】
【表１−１０】
2005042716.tif 000012
【００２６】
【表１−１１】
2005042716.tif 000013
【００２７】
【表１−１２】
2005042716.tif 000014
【００２８】
【表１−１３】
2005042716.tif 000015
【００２９】
【表１−１４】
2005042716.tif 000016
【００３０】
【表１−１５】
2005042716.tif 000017
【００３１】
【表１−１６】
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【００３２】
【表１−１７】
2005042716.tif 000019
【００３３】
【表１−１８】
2005042716.tif 000020
【００３４】
【表１−１９】
2005042716.tif 000021
【００３５】
【表１−２０】
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【００３６】
【表１−２１】
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【００３７】
この第４段タービンバケットの好ましい実施形態では、翼形部の前縁におけるハブ半径は、３９．５２１インチである。しかしながら、Ｚ＝０の座標値は、４０．６３５インチの、すなわち翼形部の前縁におけるハブ半径から測定される。つまり、Ｚ＝０の座標値は、半径に沿ってハブから外側に１．１１４インチの位置にある。Ｚ＝０からＺ＝１．０までの翼形部の高さは、２２．２１１インチである。
【００３８】
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。その結果、表Ｉ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した表ＩのＸ及びＹ座標値によって表されることになる。同様に、インチに換算した場合のＺ座標値は、そのままの値とするか、或いはＸ及びＹ座標値の場合と同一又は異なる数値を乗じて拡大縮小可能にすることができる。
【００３９】
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いこと、また、特許請求の範囲に記載した参照符号は本発明の技術的範囲を狭めようとするものではく、それらを容易に理解するためのものであることを理解されたい。
【図面の簡単な説明】
【００４０】
【図１】本発明の好ましい実施形態による第４段バケット翼形部を示す、多段ガスタービンを通る高温ガス流路の概略図。
【図２】先端シュラウドから半径方向内向きに見たバケットの図。
【図３】一側の或る角度から見た本発明のバケットの斜視図。
【図４】１８０°反対側の角度から見た本発明のバケットの斜視図。
【図５】バケット翼形部の負圧側から見たバケットの側面図。
【図６】バケット翼形部の正圧側かつ後縁側から見たバケットの斜視図。
【図７】バケット翼形部の後縁から見たバケットの端面図。
【図８】バケット翼形部の前縁から見たバケットの端面図。
【図９】バケット翼形部の輪郭セクションを示す図。
【符号の説明】
【００４１】
２８  バケット
３４  ダブテール
３６  バケット翼形部
３８  プラットフォーム
４０  シャンク
４２  翼形部根元
４４  バケット先端
４６  先端シュラウド
【図１】
2005042716.tif 000024
【図２】
2005042716.tif 000025
【図３】
2005042716.tif 000026
【図４】
2005042716.tif 000027
【図５】
2005042716.tif 000028
【図６】
2005042716.tif 000029
【図７】
2005042716.tif 000030
【図８】
2005042716.tif 000031
【図９】
2005042716.tif 000032
【外国語明細書】
2005042716000001.pdf