(57)【要約】【課題】  本発明は、第２段タービンバケットの翼形部輪郭を提供する。【解決手段】  第２段タービンバケット（２０）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（３６）を有す。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０．０５〜０．９５の無次元値である。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（３８）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翼形部形状を形成する。Ｘ、Ｙ及びＺ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翼形部の表面に対して垂直な方向に±０．１６０インチのエンベロープ内に在る。【選択図】      図３
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【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（２０）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０．０５〜０．９５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（３８）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２段の一部を形成している、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±０．４０６ｃｍ（±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記載のタービンバケット。
【請求項４】
Ｚ＝０．０％スパンからＺ＝１００％スパンまでの前記タービン翼形部の高さが、３６．２９７ｃｍ（１４．２９０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（２０）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０．０５〜０．９５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（３８）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、
タービンバケット。
【請求項６】
タービンの第２段の一部を形成している、請求項５記載のタービンバケット。
【請求項７】
前記翼形部形状が、任意の翼形部表面位置に対して垂直な方向に±０．４０６ｃｍ（±０．１６０インチ）の範囲にあるエンベロープ内に在る、請求項５記載のタービンバケット。
【請求項８】
Ｚ＝０．０％スパンからＺ＝１００％スパンまでの前記タービン翼形部の高さが、３６．２９７ｃｍ（１４．２９０インチ）である、請求項５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、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２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２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熱的及び機械的作動要件を満たさなければならない。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【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２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さらに、様々なタービン段間の相互作用を改善し、向上した空気力学的効率をもたらしながら、同時に第２段翼形部の熱的及び機械的応力を低減する。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
バケット翼形部輪郭は、必要な効率及び負荷要件を達成するような固有の点の軌跡によって定められ、それによって向上したタービン性能が得られる。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１１００個の点は、タービン中心線に対してのものであり、またバケット翼形部のその全長に沿った様々な断面における低温即ち室温に対するものである。Ｘ、Ｙ及びＺの正の方向は、それぞれ、タービンの排出端部に向かう軸方向、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、５％スパン〜９５％スパンの無次元形式で与えられ、従ってプラットフォーム及び先端シュラウドにおけるフィレット領域は除かれている。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即ち輪郭が得られる。Ｘ、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。
【０００５】
各バケット翼形部は使用中に高温になるので、機械的負荷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、低温即ち室温輪郭は、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の、該基準輪郭から±０．１６０インチの、任意の被膜を含む距離により、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。
【０００６】
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。即ち、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。
【０００７】
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０．０５〜０．９５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。
【０００８】
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０．０５〜０．９５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。
【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０．０５〜０．９５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。
【００１０】
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０．０５〜０．９５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、Ｙ及びＺ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】
【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、タービンホイール１９を介してタービンロータ１７に取付けられる。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とタービンホイール２３を介してロータ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。
【００１２】
バケット、例えば第２段のバケット２０は、ロータ１７の一部を形成するロータホイール２１上に取付けられることが分かるであろう。各バケット２０には、プラットフォーム３０と、シャンク３２と、ロータホイール２１上の相補形状の嵌合ダブテール（図示せず）に連結されるほぼ軸方向挿入式ダブテール３４とが設けられる。各バケット２０が、図２〜図５に示すようにバケット翼形部３６を有することも分かるであろう。従って、バケット２０の各々は、プラットフォーム３０の中間点における翼形部根元３１からバケット先端３３までの任意の断面において翼形形状になっている翼形部輪郭セクション３８（図３）を有する。
【００１３】
各第２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下の要件とを満たす。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１１００個の点の組を含む。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。Ｚ値は、表Ｉには５％スパン〜９５％スパンの無次元形式で記載されている。これらの値では、プラットフォーム及び先端シュラウドのフィレット領域が除かれている。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。
【００１４】
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３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。
【００１５】
表Ｉ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、即ち±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±０．１６０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。
【００１６】
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。
【００１７】
【表１−１】
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【００１８】
【表１−２】
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【００１９】
【表１−３】
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【００２０】
【表１−４】
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【００２１】
【表１−５】
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【００２２】
【表１−６】
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【００２３】
【表１−７】
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【００２４】
【表１−８】
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【００２５】
【表１−９】
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【００２６】
【表１−１０】
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【００２７】
この第２段タービンバケットの好ましい実施形態では、空気冷却される９２個のバケット翼形部３６がある。本発明の第２段バケットの好ましい実施形態では、バケット半径方向高さは、０％スパンと１００％スパンとの間で１４．２９０インチである。０％スパンにおけるエンジン中心線からの翼形部半径方向高さは、４６．８２８インチであり、また１００％スパンにおいては６１．１１８インチである。表Ｉにおける翼形部セクションは、Ｚ＝５％スパンで始まりかつＺ＝９５％スパンで終わっており、フィレット領域を排除している。本発明の一部を構成しないが、各第２段バケット翼形部３６は、図示していないが複数の内部空気冷却通路を含み、該空気冷却通路は、先端シュラウド４２に隣接する高温ガス流路内に冷却空気を排出する。
【００２８】
上記の表Ｉ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。定数により乗算又は除算された表ＩのＸ及びＹ座標値は、拡大縮小バージョンを表すことになる。バケット翼形部をＺ方向に拡大縮小するためには、表Ｉに示す５％及び９５％半径方向スパンに対して同様に定数を適用することができる。
【００２９】
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】
【００３０】
【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、多段ガスタービンを通る高温ガス流路の概略図。
【図２】バケット翼形部がそのプラットフォーム及び軸方向挿入式ダブテール継手と共に示された状態の、本発明の好ましい実施形態によるバケットの斜視図。
【図３】負圧側からほぼ円周方向に見た、図２のバケットとそのプラットフォーム及びダブテール継手との側面図。
【図４】正圧側からほぼ円周方向に見た、図２のバケットとそのプラットフォーム及びダブテール継手との側面図。
【図５】翼形部のほぼ負圧側から見たバケットの斜視図。
【符号の説明】
【００３１】
１７  タービンロータ
２０  第２段バケット
２１  ロータホイール
３０  プラットフォーム
３１  翼形部根元
３２  シャンク
３３  バケット先端
３４  ダブテール
３６  第２段バケット翼形部
３８  翼形部輪郭セクション
４２  先端シュラウド
【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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