(57)【要約】【課題】輪郭形成した屈曲部を有するコアキャビティを備えたタービンバケットを提供すること。【解決手段】タービンバケットは、プラットフォームと、その交差部においてプラットフォームから延在するエーロフォイルと、プラットフォームおよびエーロフォイルの中に延在するコアキャビティとを含むことが可能である。コアキャビティは、交差部の周辺に輪郭形成した屈曲部を含み、その中の熱応力を低減させることが可能である。【選択図】図１
2013181538.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
プラットフォームと、
その交差部において前記プラットフォームから延在するエーロフォイルと、
前記プラットフォームおよび前記エーロフォイルの中に延在するコアキャビティと
を備え、
前記コアキャビティが前記交差部の周辺に輪郭形成した屈曲部を備え、その中の熱応力を低減させる、タービンバケット。
【請求項２】
前記コアキャビティが、後縁コアキャビティを備え、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項３】
複数のコアキャビティをさらに備える、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項４】
前記コアキャビティが、その中に冷却媒体を備える、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項５】
前記コアキャビティが、冷却導管を備える、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項６】
前記冷却導管が、その中を通って延在する冷却通路を備える、請求項５記載のタービンバケット。
【請求項７】
前記輪郭形成した屈曲部周辺において、前記冷却通路のサイズが増大する、請求項６記載のタービンバケット。
【請求項８】
前記冷却導管が、前記輪郭形成した屈曲部周辺において、壁厚さを増加させた区域を備える、請求項５記載のタービンバケット。
【請求項９】
前記冷却導管が、前記輪郭形成した屈曲部周辺において、増加させたエッジ半径を備える、請求項５記載のタービンバケット。
【請求項１０】
前記コアキャビティが、前記交差部の下流において、複数のピンおよび複数の冷却孔を備える、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項１１】
前記コアキャビティが、冷却入力部から複数の冷却孔へ延在する、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項１２】
前記輪郭形成した屈曲部が、前記エーロフォイルの後縁の方向に延在する、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項１３】
プラットフォームと、
その交差部において前記プラットフォームから延在するエーロフォイルと、
前記プラットフォームおよび前記エーロフォイルの中に延在する後縁コアキャビティと
を備え、
前記後縁コアキャビティが、前記交差部の周辺に輪郭形成した屈曲部を有する冷却導管を備え、その中の熱応力を低減させる、タービンバケット。
【請求項１４】
前記冷却導管が、その中に冷却媒体を備える、請求項１３記載のタービンバケット。
【請求項１５】
前記冷却導管が、その中を通って延在する冷却通路を備える、請求項１３記載のタービンバケット。
【請求項１６】
前記輪郭形成した屈曲部周辺において、前記冷却通路のサイズが増大する、請求項１５記載のタービンバケット。
【請求項１７】
前記冷却導管が、前記輪郭形成した屈曲部周辺において、壁厚さを低減させた区域を備える、請求項１３記載のタービンバケット。
【請求項１８】
前記冷却導管が、前記輪郭形成した屈曲部周辺において、増加させたエッジ半径を備える、請求項１３記載のタービンバケット。
【請求項１９】
前記冷却導管が、冷却入力部から複数の冷却孔へ延在する、請求項１３記載のタービンバケット。
【請求項２０】
プラットフォームと、
その交差部において前記プラットフォームから延在するエーロフォイルと、
前記プラットフォームおよび前記エーロフォイルの中に延在する後縁コアキャビティと、
その中を通って流れる冷却媒体と
を備え、
前記後縁コアキャビティが、前記交差部の周辺に厚さを低減させた区域を有する輪郭形成した屈曲部を備え、その中の熱応力を低減させる、タービンバケット。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本出願およびその結果として生じる特許は、概して、ガスタービンエンジンに関し、より詳しくは、コアキャビティを備えたエーロフォイルを有するタービンバケットを備えたガスタービンエンジンに関し、コアキャビティは、プラットフォームの周辺に輪郭形成した屈曲部（ｃｏｎｔｏｕｒｅｄ  ｔｕｒｎ）を有し、熱膨張に起因するその中の応力を低減させる。
【背景技術】
【０００２】
既知のガスタービンエンジンは、一般的に、円周方向に間隔をおいて配置したノズルおよびバケットの列を含む。タービンバケットは、一般的に、エーロフォイルを有し、エーロフォイルは、加圧側および吸引側を有し、プラットフォームから半径方向上向きに延在している。中空のシャンク部分は、プラットフォームから半径方向下向きに延在することが可能であり、タービンバケットをタービンホイールに固定するためにあり継ぎなどを含むことが可能である。プラットフォームは、一般的に、ガス流路を通って流れる高温燃焼ガスのために内側の境界を画定する。そのため、プラットフォームは、高温燃焼ガスおよびその上にかかる機械的負荷に起因して、高い応力が集中する区域となる可能性がある。
【０００３】
より具体的には、エーロフォイルおよびプラットフォームの交差部においては、熱的に引き起こされた大量の歪みが存在することが多い。この熱的に引き起こされた歪みは、エーロフォイルとプラットフォームの間の温度差に起因する可能性がある。熱的に引き起こされた歪みは、その領域の中の幾何学的な不連続性と組み合わされ、コンポーネントの寿命を限定し得る非常に高い応力の区域を生成する可能性がある。これまで、ルートの屈曲部、内部リブなどのような幾何学的な不連続性を交差部から離して維持するように試みることによって、これらの問題が対処されてきた。さらに、交差部周辺の温度を制御する試みがなされてきた。しかし、温度制御は、一般的に、全体的なエンジン効率を犠牲にして、追加的な冷却流れを必要とする。しかし、これらの既知の冷却構成は、そのように製造するのが難しく、費用がかかる可能性があり、過剰な量の空気または他のタイプの冷却流の使用を必要とする可能性がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許出願公開第２０１１／０２２３００４号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
したがって、ガスタービンエンジンとともに使用するための、タービンバケットを改善する要望がある。好ましくは、そのようなタービンバケットは、過剰な製造費用および運転費用をかけることなく、また、効率的な運転に関して過剰な冷却媒体の損失なしに、エーロフォイルおよびプラットフォームの交差部において応力を限定することが可能であり、コンポーネントの寿命を拡大する。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
したがって、本出願およびその結果として生じる特許は、タービンバケットを提供する。タービンバケットは、プラットフォームと、その交差部においてプラットフォームから延在するエーロフォイルと、プラットフォームおよびエーロフォイルの中に延在するコアキャビティとを含むことが可能である。コアキャビティは、交差部の周辺に輪郭形成した屈曲部を含み、その中の熱応力を低減させることが可能である。
【０００７】
したがって、本出願およびその結果として生じる特許は、タービンバケットをさらに提供する。タービンバケットは、プラットフォームと、その交差部においてプラットフォームから延在するエーロフォイルと、プラットフォームおよびエーロフォイルの中に延在する後縁コアキャビティとを含むことが可能である。後縁コアキャビティは、交差部の周辺に輪郭形成した屈曲部を有する冷却導管を含み、その中の熱応力を低減させることが可能である。
【０００８】
したがって、本出願およびその結果として生じる特許は、タービンバケットをさらに提供する。タービンバケットは、プラットフォームと、その交差部においてプラットフォームから延在するエーロフォイルと、プラットフォームおよびエーロフォイルの中に延在する後縁コアキャビティと、その中を通って流れる冷却媒体とを含むことが可能である。後縁コアキャビティは、交差部の周辺に厚さを低減させた区域を有する輪郭形成した屈曲部を含み、その中の熱応力を低減させることが可能である。
【０００９】
これらの特徴および他の特徴、ならびに、本出願およびその結果として生じる特許の改善例は、複数の図面および添付の特許請求の範囲とともに以下の詳細の説明を検討すれば、当業者に明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】圧縮機、燃焼器、およびタービンを有するガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】既知のタービンバケットの斜視図である。
【図３】本明細書で記載されているようなタービンバケットのコア本体の側部平面図である。
【図４】本明細書で記載されているような後縁コアキャビティの拡大図である。
【図５】図４の後縁コアキャビティの一部分の断面図である。
【図６】図４の後縁コアキャビティの一部分のさらなる断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
ここで、図（複数の図面を通して、同様の数字は同様の要素を参照している）を参照すると、図１は、本明細書で使用されているようなガスタービンエンジン１０の概略図を示している。ガスタービンエンジン１０は、圧縮機１５を含むことが可能である。圧縮機１５は、流入する空気２０の流れを圧縮する。圧縮機１５は、圧縮した空気２０の流れを燃焼器２５へ供給する。燃焼器２５は、圧縮した空気２０の流れを加圧した燃料３０の流れと混合し、燃焼ガス３５の流れを生成するために混合物に点火する。単一の燃焼器２５のみが示されているが、ガスタービンエンジン１０は、任意の数の燃焼器２５を含むことが可能である。次いで、燃焼ガス３５の流れは、タービン４０へ供給される。燃焼ガス３５の流れは、タービン４０を駆動し、機械的仕事を発生させる。タービン４０の中で発生した機械的仕事は、シャフト４５を介して、圧縮機１５、および、発電機などのような外部負荷５０を駆動する。
【００１２】
ガスタービンエンジン１０は、天然ガス、様々なタイプの合成ガス、および／または他のタイプの燃料を使用することが可能である。ガスタービンエンジン１０は、Ｓｃｈｅｎｅｃｔａｄｙ，Ｎｅｗ  ＹｏｒｋのＧｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｃｏｍｐａｎｙによって提供される多数の異なるガスタービンエンジン（それに限定されないが、７シリーズまたは９シリーズの高出力ガスタービンエンジンなどのようなものを含む）のうちの任意の１つであることが可能である。ガスタービンエンジン１０は、異なる構成を有することも可能であり、他のタイプのコンポーネントを使用することが可能である。また、本明細書において、他のタイプのガスタービンエンジンも、使用することが可能である。また、本明細書において、多数のガスタービンエンジン、他のタイプのタービン、および、他のタイプの発電設備も、一緒に使用することが可能である。
【００１３】
図２は、タービン４０に使用することが可能なタービンバケット５５の例を示している。全体的に説明すると、タービンバケット５５は、エーロフォイル６０、シャンク部分６５、および、エーロフォイル６０とシャンク部分６５との間に配置したプラットフォーム７０を含む。一般的に、エーロフォイル６０は、プラットフォーム７０から半径方向上向きに延在し、前縁７２および後縁７４を含む。また、エーロフォイル６０は、加圧側７６を画定する凹面壁、および、吸引側７８を画定する凸面壁も含むことが可能である。プラットフォーム７０は、実質的に水平および平坦であることが可能である。同様に、プラットフォーム７０は、上部表面８０、加圧面８２、吸引面８４、前方面８６、および後方面８８を含むことが可能である。プラットフォーム７０の上部表面８０は、高温燃焼ガス３５の流れに露出することが可能である。シャンク部分６５は、プラットフォーム７０から半径方向下向きに延在することが可能であり、プラットフォーム７０が、一般的に、エーロフォイル６０とシャンク部分６５との間の境界部を画定するようになっている。シャンク部分６５は、その中にシャンクキャビティ９０を含むことが可能である。また、シャンク部分６５は、１つまたは複数のアングル翼９２、および、あり継ぎなどのようなルート構造体９４を含むことも可能である。ルート構造体９４は、タービンバケット５５をシャフト４５に固定するように構成されることが可能である。本明細書において、他のコンポーネントおよび他の構成を使用することが可能である。
【００１４】
タービンバケット５５は、圧縮機１５から、または別の供給源から、空気などのような冷却媒体９８を流すために、その中を通って延在する１つまたは複数の冷却回路９６を含むことが可能である。冷却回路９６および冷却媒体９８は、エーロフォイル６０、シャンク部分６５、およびプラットフォーム７０の少なくとも一部分を通って、任意の順序、方向、または経路で循環することが可能である。本明細書において、多くの異なるタイプの冷却回路および冷却媒体を使用することが可能である。また、本明細書において、他のコンポーネントおよび他の構成を使用することも可能である。
【００１５】
本明細書において記載しているように、図３〜図６は、タービンバケット１００の例を示している。タービンバケット１００は、エーロフォイル１１０、プラットフォーム１２０、およびシャンク部分１３０を含むことが可能である。上述したものと同様に、エーロフォイル１１０は、プラットフォーム１２０から半径方向上向きに延在し、前縁１４０および後縁１５０を含む。タービンバケット１００の中には、多数のコアキャビティ１６０が存在することが可能である。コアキャビティ１６０は、タービンバケット１００全体を冷却するために、そのコンポーネントへ冷却媒体１７０を供給する。冷却媒体１７０は、任意の供給源からの空気、蒸気などであることが可能である。この例では、前縁コアキャビティ１８０、中央コアキャビティ１９０、および後縁コアキャビティ２００が示されている。本明細書において、多数のコアキャビティ１６０を使用することが可能である。他のコンポーネントおよび他の構成を使用することが可能である。
【００１６】
全体的に説明すると、後縁コアキャビティ２００は、冷却導管２１０の形態であることが可能である。冷却導管２１０は、冷却媒体１７０のために、その中を通って延在する冷却通路２２０を画定することが可能である。冷却導管２１０は、シャンク部分１３０の周辺の冷却入力部２３０からプラットフォーム１２０およびエーロフォイル１１０へ向かって延在することが可能である。プラットフォーム１２０とエーロフォイル１１０との間の交差部２４０の周辺において、冷却導管２１０は、輪郭形成した屈曲部２５０において拡大することが可能である。したがって、輪郭形成した屈曲部２５０は、増加させたエッジ半径の区域２６０を有することが可能である。その中の冷却通路２２０も同様に、輪郭形成した屈曲部２５０を通って延在し、その周辺の材料の厚さを低減させる。具体的には、輪郭形成した屈曲部２５０は、壁厚さを低減させた区域２５５を有することが可能である。
【００１７】
冷却導管２１０は、エーロフォイル１１０を通して、一連のピン２７０または他のタイプの撹拌部を通り続ける。同様に、多数の冷却孔２９０に通じる多数の冷却管２８０が、エーロフォイル１１０に対して膜冷却を提供するために、後縁１５０へ向かって延在することが可能である。図５は、交差部２４０の周辺の冷却導管２１０の輪郭形成した屈曲部２５０を示している。同様に、図６は、交差部２４０の周りの、拡大した冷却セクション２２０を示している。また、本明細書において、他のコンポーネントおよび他の構成を使用することも可能である。
【００１８】
エーロフォイル１１０とプラットフォーム１２０との間の交差部２４０の周辺の冷却導管２１０において輪郭形成した屈曲部２５０を使用することによって、低減させた壁厚さ２５５を介して、交差部２４０における剛性が低減する。したがって、低減した剛性によって、エーロフォイル１１０とプラットフォーム１２０との間の温度差に起因するその中の応力が低減する。輪郭形成した屈曲部２５０周辺の低減させた壁厚さ２５５は、より大きなエッジ半径２６０も可能にする。より大きなエッジ半径２６０も、その中のピーク応力を低減させる。交差部２４０の応力を低減させることによって、メンテナンス低減およびメンテナンス費用低減とともに全体寿命の増加が提供されることになる。そのうえ、低減させた壁厚さ２５５および増加させたエッジ半径２６０が、後縁コアキャビティ２００全体をより強くさせ、製造時のコア破損を防止することが可能であり、したがって、全体的な鋳造費用を減少させる。さらに、本明細書において、過剰な量の冷却媒体１７０が、必要とされないことも可能である。したがって、タービンバケット１００に対する熱膨張の全体的な影響を、低減することが可能である。
【００１９】
上述のことは、本出願およびその結果として生じる特許の特定の実施形態のみに関するということが明らかであろう。本明細書において、次に続く特許請求の範囲およびその均等物によって定義される本発明の一般的な趣旨および範囲を逸脱することなく、当業者ならば、多数の変形および修正をすることが可能である。
【符号の説明】
【００２０】
１０  ガスタービンエンジン
１５  圧縮機
２０  空気
２５  燃焼器
３０  燃料
３５  燃焼ガス
４０  タービン
４５  シャフト
５０  負荷
５５  タービンバケット
６０  エーロフォイル
６５  シャンク部分
７０  プラットフォーム
７２  前縁
７４  後縁
７６  加圧側
７８  吸引側
８０  上部表面
８２  加圧面
８４  吸引面
８６  前方面
８８  後方面
９０  シャンクキャビティ
９２  アングル翼
９４  ルート
９６  冷却回路
９８  冷却媒体
１００  タービンバケット
１１０  エーロフォイル
１２０  プラットフォーム
１３０  シャンク部分
１４０  前縁
１５０  後縁
１６０  コアキャビティ
１７０  冷却媒体
１８０  前縁コアキャビティ
１９０  中央コアキャビティ
２００  後縁コアキャビティ
２１０  冷却導管
２２０  冷却セクション
２２０  冷却通路
２３０  冷却入力部
２４０  交差部
２５０  輪郭形成した屈曲部
２５５  壁厚さを低減させた区域
２６０  エッジ半径を増加させた区域
２７０  ピン
２８０  冷却管
２９０  冷却孔
【図１】
2013181538.tif 000003
【図２】
2013181538.tif 000004
【図３】
2013181538.tif 000005
【図４】
2013181538.tif 000006
【図５】
2013181538.tif 000007
【図６】
2013181538.tif 000008