(57)【要約】【課題】タービン（１０）用バケット（２２，２４）を提供する。【解決手段】  バケット（２２，２４）は、根元部（８４）と、先端部（８６）と、翼形と、表Ｉに記載のＸ、Ｙ及びＺのデカルト座標値に実質的に合致する基準輪郭とを有する翼形部（４０）、及び翼形部の根元部と先端部との間に延在する複数の冷却通路（５４）であって、該冷却通路の各々が先端部に出口を有していて、反り曲線パターン（９４）で配置された複数の冷却通路（５４）を備える。表Ｉにおいて、Ｚは、翼形部が外側に延びるプラットフォーム（４２）からの距離であり、Ｘ及びＹは、プラットフォームからの各距離Ｚにおける輪郭を規定する座標である。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン用バケット（２２，２４）であって、
根元部（８４）と、先端部（８６）と、翼形と、表Ｉに記載のＸ、Ｙ及びＺのデカルト座標値に実質的に合致する基準輪郭とを有する翼形部（４０）であって、Ｚは、翼形部が外側に延びるプラットフォーム（４２）からの距離であり、Ｘ及びＹは、プラットフォームからの各距離Ｚにおける輪郭を規定する座標である、翼形部（４０）、及び
翼形部の根元部と先端部との間に延在する複数の冷却通路（５４）であって、該冷却通路の各々が先端部に出口を有していて、反り曲線パターン（９４）で配置された複数の冷却通路（５４）
を備えるバケット（２２，２４）。
【請求項２】
前記複数の冷却通路（５４）が、翼形部（４０）の先端部（８６）及び根元部（８４）において、表ＩＩに記載のＸ、Ｙデカルト座標値に従って配置される、請求項１記載のバケット（２２，２４）。
【請求項３】
前記複数の冷却通路（５４）が、実質的に互いに平行に整列した１２以上の冷却通路を含む、請求項１記載のバケット（２２，２４）。
【請求項４】
前記複数の冷却通路の第１の冷却通路（５６）が約０．１００インチ±０．００５インチの直径を有し、第２の冷却通路（５８）、第６の冷却通路（６６）、第７の冷却通路（６８）、第８の冷却通路（７０）、第９の冷却通路（７２）、第１０の冷却通路（７４）及び第１１の冷却通路（７６）が約０．０６４インチ±０．００５インチの直径を有し、第３の冷却通路（６０）、第４の冷却通路（６２）及び第５の冷却通路（６４）が約０．０７５インチ±０．００５インチの直径を有し、第１２の冷却通路（７８）が約０．０４５インチ±０．００５インチの直径を有する、請求項３記載のバケット（２２，２４）。
【請求項５】
前記複数の冷却通路（５４）が、翼形部（４０）の冷却効率及び耐用寿命の向上を促進するように配向しており、前記複数の冷却通路が翼形部全体での全体及び局所クリープマージンの増大を促進するように構成されている、請求項１記載のバケット（２２，２４）。
【請求項６】
前記複数の冷却通路（５４）が、該複数の冷却通路を流れる所定の空気流量で翼形部（４０）内部での所望の翼形部温度を維持するのを促進し、上記所定の空気流量がタービン（１０）の効率が最大となるように決定される、請求項１記載のバケット（２２，２４）。
【請求項７】
前記翼形部（４０）の製造公差が約±０．０１０インチである、請求項１記載のバケット（２２，２４）。
【請求項８】
前記翼形部が、該翼形部の各側面に少なくとも部分的に延在する皮膜をさらに含む、請求項１記載のバケット（２２，２４）。
【請求項９】
ダブテール部分（４６）及びシャンク部分（４４）をさらに含んでいて、ダブテール部分及びシャンク部分が、前記複数の冷却通路（５４）と流体連通した空洞（８８）を画成する、請求項１記載のバケット（２２，２４）。
【請求項１０】
前記シャンク（４４）、プラットフォーム（４２）及び翼形部（４０）が一体に鋳造されたものであり、前記複数の冷却通路（５４）が、各冷却通路が翼形部の正圧側面（１００）及び負圧側面（９８）の各々に隣接するように翼形部先端部（８６）から翼形部根元部（８４）まで延在する、請求項９記載のバケット（２２，２４）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の技術分野は、広義にはタービンバケットに関し、具体的には、冷却性能及びタービン効率の最適化を促進する寸法及び配置の冷却孔を備えた冷却回路を含むタービンバケットに関する。
【背景技術】
【０００２】
公知のガスタービンエンジンでは、燃焼ガスでタービンを回転させ、タービンで圧縮機を駆動する。圧縮機は、燃焼器に加圧空気を供給し、燃焼器で燃焼ガスを発生させる。かかるエンジンは比較的高温で作動するので、かかるエンジンの能力は、タービンブレード（本明細書では「バケット」ともいう。）の製造に用いられる材料によって制限されかねない。具体的には、高温は、ブレード内部に熱応力を惹起して、そのためブレードの作動が制限されかねない。かかる応力は、タービンブレード寸法の比較的大きい産業用ガスタービンエンジンで一段と深刻なものになりかねない。
【０００３】
タービンは、所望の性能及び効率を図る所定の温度で作動するように設計される。一般に、最新のタービンほど高い温度で作動するように設計されているが、これには、低温で作動するタービンに用いられるブレードよりも大きなブレード冷却が必要とされる。高温に連続して暴露されると、タービンブレードは交換が必要となることがある。
【０００４】
ブレード故障の危険性を伴わずにタービンを高い作動温度及び高いエンジン効率で運転できるようにするために、少なくともある種のタービンでは中空の対流冷却式タービンブレードが用いられている。かかるブレードの少なくとも幾つかは、ブレード内部に冷却流を供給してブレードを比較的均一な温度に維持するための内部冷却通路を備えている。タービン空気流は、圧縮機から分流されてブレードの内部通路へと供給される。タービンブレードを交換する場合、従前存在していたのとほぼ同じレベルの冷却流を維持するのが望ましい。
【特許文献１】米国特許第７２０７７７５号明細書
【特許文献２】米国特許第６９１０８６８号明細書
【特許文献３】米国特許第６９１０８６４号明細書
【特許文献４】米国特許第６８８４０３８号明細書
【特許文献５】米国特許第６４１８８０４号明細書
【特許文献６】米国特許第６３９０７７４号明細書
【特許文献７】米国特許第５９８０２０９号明細書
【特許文献８】米国特許出願公開第２００６／００４５７４１号明細書
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００５】
例示的な実施形態では、タービン用バケットについて開示する。本バケットは、表Ｉに記載のＸ、Ｙ及びＺのデカルト座標値に実質的に合致する基準輪郭と翼形と先端部と根元部とを有する翼形部を備えており、Ｚは、翼形部がそこから外側に延びるプラットフォームからの距離であり、Ｘ及びＹは、プラットフォームからの各距離Ｚにおける輪郭を規定する座標である。本バケットは、翼形部の根元部と先端部との間に延在する複数の冷却通路であって、該冷却通路の各々が先端部に出口を有していて、反り曲線パターンで配置された複数の冷却通路も備えている。
【０００６】
別の例示的な実施形態では、ガスタービンエンジンについて開示する。本ガスタービンエンジンは、１以上のロータホイールを含むロータと該１以上のロータホイールから半径方向に延びる複数のバケットとを含む。複数のバケットの各々は、翼形部と複数の冷却通路とを備える。翼形部は、表Ｉに記載のＸ、Ｙ及びＺのデカルト座標値に実質的に合致する基準輪郭を有しており、Ｚは、翼形部がそこから外側に延びるプラットフォームからの距離であり、Ｘ及びＹはプラットフォームからの各距離Ｚにおける輪郭を規定する座標であり、複数の冷却通路は各翼形部の根元部と先端部との間に延在する。複数の冷却通路は反り曲線パターンとして配置される。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
図１は、例示的なタービン１０の断面図を示す。この例示的な実施形態では、タービン１０は、それぞれ第１、第２及び第３段ロータホイール１４、１６及び１８を有するロータ１２を備えており、それぞれバケット２０、２２及び２４並びにステータベーン２６、２８及び３０を含む。バケット２０、２２及び２４並びにステータベーン２６、２８及び３０の各列は、タービン１０の後続段を形成する。例示的な実施形態では、タービン１０は、３段タービンである。或いは、タービン１０の段数は３段より多くても少なくてもよい。一実施形態では、タービン１０は、Ｇｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ社（米国ニューヨーク州スケネクタディ）製のＧｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  ６Ｂ型ガスタービンである。
【０００８】
第１タービン段において、ロータホイール１４は、上流側ステータベーン２６と軸方向に対向して取付けられたバケット２０を含む。複数のバケット２０は、第１段ホイール１４の周囲に円周方向に間隔を置いて配置される。例示的な実施形態では、第１段ホイール１４は、９２個のバケット２０を含む。
【０００９】
図２及び図３は、例示的なタービンバケット２０の正面斜視図及び側面図を示す。例示的な実施形態では、バケット２０は、プラットフォーム４２から外側に延びる翼形部４０とプラットフォーム４２の反対側から外側に延びるシャンク４４とを含む。シャンク４４の半径方向内側端部は、バケット２０をタービンホイール１４（図１に示す）に取り付けるのに用いられるダブテール４６から延在する。公知のように、ダブテール４６は、タービンホイール１４に画成された対応ダブテール開口（図示せず）に係合する。バケット２０は、シャンク４４から軸方向外側に延びるホイール空間シールつまりエンゼルウィング５２も備えている。例示的な実施形態では、翼形部４０は、合金７３８のような公知のニッケル基超合金で造られる。
【００１０】
図４は、以下の表Ｉに記載のＸ、Ｙ及びＺ値のデカルト座標系を示す。デカルト座標系は、直交したＸ軸、Ｙ軸及びＺ軸を有し、Ｚ軸つまり基準軸は、プラットフォーム４２に対して略垂直に位置しかつ翼形部４０を通して略半径方向に延びる。Ｙ軸は、タービンの中心線つまり回転軸に略平行に延びる。半径方向つまりＺ方向の所定の位置でＸ及びＹ座標値を規定することによって、翼形部４０の輪郭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結ぶと、各半径方向距離Ｚにおける各輪郭断面が決まる。半径方向距離Ｚ間の様々な表面位置での表面輪郭は、隣り合った輪郭を結ぶことによって確定できる。各半径方向位置つまり翼形部高さＺにおける翼形部断面輪郭を決定するためのＸ及びＹ座標を以下の表Ｉに示すが、Ｚはプラットフォーム４２の上面でゼロに等しい。表に示す数値はインチ単位であり、周囲温度、非作動つまり非高温状態での実翼形部輪郭を表し、皮膜のない翼形部についてのものである。翼形部４０は、皮膜（図４には図示せず）で少なくとも部分的に被覆できるが、これによって翼形部４０の寸法は増す。例示的な実施形態では、皮膜は腐食及び／又は酸化から翼形部４０を保護する。さらに、表Ｉで用いた符号規則では、デカルト座標系に一般に用いられるように、数値Ｚには正の値を付し、座標Ｘ及びＹに関しては正及び負の値を付す。
【００１１】
表Ｉの数値は、コンピュータで作成したもので、小数点以下５桁まで示す。ただし、製造上の制約条件を考慮すると、翼形部４０の製造に役立つ実数値は、翼形部４０の輪郭を規定する小数点以下３桁までのみであろうと考えられる。さらに、翼形部４０の輪郭には、考慮すべき一般的な製造公差が存在する。従って、表Ｉに示す輪郭の数値は、基準翼形部に関するものである。従って、Ｘ、Ｙ及びＺ値には一般的な±の製造公差が適用可能であり、これらの数値に実質的に合致する輪郭を有する翼形部はかかる公差を含むものと理解されたい。例えば、約±０．０１０インチの製造公差は、翼形部における設計限界値の範囲内にあり、好ましくは約±０．００８インチの製造公差に維持される。従って、小数点以下３桁までのＸ値及びＹ値で約±０．０１０インチ、好ましくは約±０．００８インチの製造公差を有するＸ値及びＹ値であれば、その全長にわたって各半径方向位置での翼形部４０の輪郭を規定するのに許容できる。
【００１２】
翼形部４０は、空気流に運動エネルギーを与え、圧縮機（図示せず）を通る望ましい流れに寄与する。翼形部４０は、それぞれの翼形部標準枠において、流体流を回転させ、流体流の相対速度を低下させ、流体流の静圧を上昇させる。ある例示的な実施形態では、翼形部４０は、その周囲の翼形部及び周囲面との相互作用によって、段空気流効率、空気力学の向上、段から段への滑らかな層流、熱応力の低減、段から段へと効率的に空気流を流す段間相互関係の向上及び機械的応力の低減を促進する。一般に、特に限定されないが、ロータ／ステータ翼形部のような複数の列の翼形段は、所望の吐出／吸気圧比が得られるように配向される。翼形部４０は、ダブテール４６（図２及び図３に示す）を用いてホイールに植設できる。
【００１３】
翼形部４０の配向及び周囲の翼形部と相互作用によって、望ましい流体の流体力学及び層流を与えることができる。流体流は翼形部４０と交差して強化され、具体的には、翼形部４０からの流体力学及び層流は強化される。従って、隣接／下流の翼形部へと滑らかに移行する流体流が図られる。さらに、各翼形部４０からの流れは、隣接／下流の翼形部に向かって下流方向に進み、翼形部４０からの促進された層流の流れによって強化される。従って、翼形部４０の配向は、翼形部４０を備える装置における乱流を防止するのに役立つ。
【００１４】
例示的な実施形態では、翼形部４０の構成（流体の流れ相互作用の有無を問わず）は、様々な設計プロセス及び設計慣行を用いて決定することができる。かかる設計プロセス及設計慣行としては、特に限定されないが、数値流体力学（ＣＦＤ）、従来の流体力学解析、オイラー及びナビエ−ストークス方程式、翼形部のマニュアル配置及び流れ試験（例えば風洞での）及び修正、現場試験、モデル化、翼形部又は機械又は装置又は製造プロセスの設計又は開発のための科学的原理の適用、並びに翼形部流れ試験及び修正などが挙げられる。
【００１５】
上述のように、翼形部４０の構成並びに周囲の翼形部及び周囲面との相互作用は、同様の用途を有する他の同様の翼形部に比べて、他の多くの望ましい効果の中でも、特に段空気流効率の向上、空力性能の向上、段から段への滑らかな層流、熱応力の低減、段から段へと効率的に空気流を流す段間相互関係の向上、及び機械的応力の低減を奏する。例示的な実施形態では、翼形部４０は、公知の翼形部を用いたタービンに比して、タービン作動効率の向上を促進する。上述の利点に加えて、効率の向上によって、燃料所要量を減少しながら増大した出力が得られる。従って、エンジンで発生する排出量が減少する。
【００１６】
上述の通り、翼形部４０は、表Ｉの数値に従って上記公差の範囲内で翼形部４０を製造した後で、腐食及び酸化から保護するための皮膜を設けることができる。その結果、表Ｉに記載のＸ及びＹ値に関して、製造公差に加えて、皮膜厚さを加えた加算値が存在することがある。
【００１７】
【表１】
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図５は、タービンバケット２０の正面断面図である。図５に示すように、バケット２０は、冷却通路とも呼ばれる複数の冷却流体通路５４を含む。例示的な実施形態では、冷却流体は空気である。或いは、本明細書に記載のタービンバケット２０の冷却を促進するのに、任意の冷却流体を使用してもよい。例示的な実施形態では、複数の冷却通路５４は、第１の冷却通路５６、第２の冷却通路５８、第３の冷却通路６０、第４の冷却通路６２、第５の冷却通路６４、第６の冷却通路６６、第７の冷却通路６８、第８の冷却通路７０、第９の冷却通路７２、第１０の冷却通路７４、第１１の冷却通路７６及び第１２の冷却通路７８を含む。翼形部４０の冷却を促進するため、通路５４は、翼形部４０の根元部８４から先端部８６まで翼形部４０を貫通する。通路５４は、複合曲率を有する翼形部４０をほぼ直線的に貫通し、プラットフォーム４２を通ってシャンク４４内に画成された空洞８８へと至る。
【００１８】
空洞８８は、空洞８８Ａと空洞８８Ｂの間に延在する構造リブ９０によって、一対の前方空洞８８Ａと後方空洞８８Ｂとに二分される。空洞８８Ａ及び８８Ｂはシャンク４４を貫通してダブテール４６の対応空洞９２Ａ及び９２Ｂへと延びる。空洞９２Ａ及び９２Ｂは、シャンク４４の半径方向内側端部４５及びダブテール４６を貫通する。その結果、冷却媒体（例えば空気）をダブテール空洞９２Ａ及び９２Ｂ並びに空洞８８Ａ及び８８Ｂに流して通路５４に送給することができる。例示的な実施形態では、バケット２０が植設されるホイール１４は単一のプレナム（図示せず）を含んでいて、該プレナムはダブテール４６をホイール１４に取付けたときにダブテール空洞９２Ａ及び９２Ｂと流体連通して延在する。その結果、ホイール１４が回転すると、冷却媒体はホイール１４の単一プレナムから空洞８８Ａ，８８Ｂ，９２Ａ，９２Ｂ及びダブテール４６へと供給され、通路５４内を半径方向外側に流れた後、翼形部４０の先端部８６に画成された冷却孔出口位置９５から排出される。
【００１９】
タービンは、所望の性能及び効率を与える所定の温度で作動するように設計される。通例、最新式タービンは旧型タービンよりも高温で作動するように設計されており、最新式タービン部品ほど高温に耐えるように設計される。高温に耐えるように、翼形部の形状及び／又はバケットの素材を変更することができる。別の実施例では、バケットには、翼形部全体を適温に維持するため大きな冷却通路が設けられる。しかし、圧縮機から冷却通路に大量の空気を分流させると、タービンの効率が低下しかねない。圧縮機から冷却通路に分流させる空気の量を変更すると、政府の規制を招いて、タービンオペレータが、報告された基準を満足しかつ／又は他の措置を講じなければならなくなるおそれもある。従って、摩耗又は損傷バケットを交換する際に、バケットを最新式の高温タービン用に設計されたバケットと交換することは必ずしも必要でないし或いは得策とはいえないこともある。摩耗又は損傷バケットを交換する場合、元のバケットの供給条件、バケット予測寿命及び補修策を維持するのが有利である。これは、従前存在していたのとほぼ同じレベルのブレード冷却を維持することを含む。ただし、形状及び素材によってタービン性能が向上する場合には、改良された形状及び素材の交換バケットを用いるのが有利なこともある。
【００２０】
上述のように、図５はタービンバケット２０の正面断面図であり、例示的な冷却通路５４の配向を示す。図６は翼形部４０の矢視６−６断面図である。図７は翼形部４０の矢視７−７断面図である。例示的な冷却通路５４の配向は、翼形部４０がタービン性能及び例示的なバケット寿命を維持及び／又は改良するのに役立つ。
【００２１】
元の１２個の孔をもつ第１段バケットを、本明細書に記載のバケット２０と交換するのを容易にするため、例示的な実施形態における空気通路５４は、翼形部４０の反り曲線パターン９４で延在する。具体的には、例示的な実施形態では、反り曲線パターン９４は、概ね翼形部４０の平均反り曲線９６（図６に示す）に沿って延びる。平均反り曲線９６は、翼形部４０の負圧側面９８（図６に示す）と正圧側面１００（図６に示す）の間のあらゆる点で等距離にある。例示的な実施形態では、空気通路５４の縁から翼形部４０の負圧側面９８及び／又は正圧側面１００までの距離１０２は約０．０５０インチ以下である。或いは、最小壁厚条件に違反せずに通路径の調節ができるように、空気通路５４の位置を翼形部４０で調整してもよい。さらに、別の実施形態では、反り曲線パターン９４は、翼形部の効果的冷却を促進するため、平均反り曲線９６から若干ずらすか変更してもよい。
【００２２】
図示した通り、複数の冷却通路５４は、各々翼形部４０を貫通する第１の冷却通路５６、第２の冷却通路５８、第３の冷却通路６０、第４の冷却通路６２、第５の冷却通路６４、第６の冷却通路６６、第７の冷却通路６８、第８の冷却通路７０、第９の冷却通路７２、第１０の冷却通路７４、第１１の冷却通路７６及び第１２の冷却通路７８を含む。第１の冷却通路５６は翼形部４０の前縁１０４に最も近接しており、第１２の冷却通路７８は後縁１０６に最も近接している。図６及び図７並びに以下の表ＩＩを参照すると、翼形部冷却流は、前縁１０４に向かうよりも翼形部４０の中心１０８に向かって再分配される。第１の通路５６の直径１１０は、公知の冷却孔パターンに比べると小さい。例えば、冷却通路５６の直径１１０は、０．１１８インチから０．１００インチへと縮めることができる。さらに、例示的な実施形態では、第３の冷却通路６０の直径１１２、第４の冷却通路６２の直径１１４及び第５の冷却通路６４の直径１１６は、公知の冷却孔パターンと比較して０．０６４インチから０．０７５インチに増している。例示的な実施形態では、第１の空気通路５６は約±０．００５インチの寸法公差で約０．１００インチの直径１１０を有し、第２の空気通路５８は約±０．００５インチの寸法公差で約０．０６４インチの直径１１８を有し、第３の空気通路６０、第４の空気通路６２及び第５の空気通路６４は各々約±０．００５インチの寸法公差で約０．０７５インチの直径１１２、１１４及び１１６を有する。さらに、第６の空気通路６６、第７の空気通路６８、第８の空気通路７０、第９の空気通路７２、第１０の空気通路７４及び第１２の空気通路７６は各々約±０．００５インチの寸法公差で約０．０６４インチの直径１２０を有する。さらに、第１２の空気通路７８は約±０．００５インチの寸法公差で約０．０４５インチの直径１２２を有する。
【００２３】
冷却通路５４の相対的位置にも公差がある。例えば、第１の空気通路５６は、第１の空気通路５６に最も近接した翼形部４０の前縁１０４で規定される２つの点１２４及び１２６について約±０．０１０インチの位置公差を有する。同様に、例示的な実施形態では、第２の空気通路５８、第３の空気通路６０、第４の空気通路６２、第５の空気通路６４、第６の空気通路６６、第７の空気通路６８、第８の空気通路７０、第９の空気通路７２、第１０の空気通路７４、第１１の空気通路７６及び第１２の空気通路７８は各々、断面２での翼形部輪郭（すなわち、翼形部４０の矢視７−７断面輪郭）に対して約±０．０４０インチ及び断面１での翼形部輪郭（すなわち、翼形部４０の矢視６−６断面輪郭）に対して約±０．０４５インチの位置公差を有する。
【００２４】
空洞９２Ａ、９２Ｂ、８８Ａ及び８８Ａは、シャンク部４４を貫通し、ダブテール部４６における最小ネック部幅と関係するので、空洞８８Ａ及び８８Ｂと翼形部冷却通路５４との交差部は、表ＩＩに示すように、シャンク−翼形部交差位置４２で規定される。さらに、翼形部４０の冷却孔出口位置９５は、翼形部４０の一方の側面での最小壁厚条件に違反せず、しかも翼形部４０の他方の側面での余剰マージンを残したまま、直径の最大化を図るため移動させることができる。出口位置９５は、シャンク−翼形部交差位置４２及び翼形部４０の先端８６で規定される。
【００２５】
表ＩＩは、タービンバケット２０内部での例示的な冷却通路位置及び孔直径を示す。位置及び直径はインチ単位で示し、ミリメートル単位でも示してある（例えば、孔番号１の断面１から断面２までの孔直径は０．１００インチつまり２．５４ｍｍである）。例示的な実施形態では、翼形部冷却孔出口位置８６からシャンク−翼形部交差位置４２までの翼形部４０において、孔番号１の冷却孔直径は０．１００インチであり、孔番号２及び孔番号６〜１１の冷却孔直径は０．０６４インチであり、孔番号３〜５の冷却孔直径は０．０７５インチであり、孔番号１２の冷却孔直径は０．０４５インチであり、これらの冷却孔直径は約±０．００５インチの寸法公差を有する。
【００２６】
【表２】
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図６及び図７を参照すると、冷却通路を配置するため用いられる表ＩＩに示すＸ、Ｙ、Ｚデカルト座標系の原点は、Ｓ、Ｔ及びＵ基準面の交点にある。これらの基準面は図面で特定した。Ｕ基準面はシャンク中心孔（図２に示す）を通して延びる。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、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。例示的な実施形態では、冷却孔の成形チューブ電解加工（ＳＴＥＭ）の際に、バケットはシャンク中心孔で保持される。
【００２７】
例示的な実施形態では、翼形部４０の先端部８６は、該翼形部４０の先端部８６から半径方向外側に延びる周囲壁１４２で画成される先端陥凹部１４０を含む。先端陥凹部１４０の底面には、冷却通路５４の出口孔位置９５（図５に示す）が設けられる。図６〜図７に示すように、翼形部４０は、負圧側面９８と正圧側面１００とを有する複合曲率を有する。負圧側面９８及び隣接する後縁１０６には、先端陥凹部１４０内部から高温ガス流に冷却媒体を排出できるように、周囲負圧側面壁の中断部を形成するスロット又は開口部１４４が画成される。明らかであろうが、翼形部４０の先端部８６は、半径方向外側周囲の固定シュラウド（図６には図示せず）に近接している。先端陥凹部１４０のスロット１４４は負圧側面９８に設けられているが、負圧側面は低圧であり、正圧側面１００よりも望ましい位置である。さらに、スロット１４０の形成によって、シュラウド（図６には図示せず）によって生じる背圧を防ぐのに役立つ。
【００２８】
上述のタービンバケットの実施形態は、現在使用中の第１段バケットに対するコスト効率がよく信頼性のある交換を提供する。上述のバケットは、バケットの交換の際に、タービン性能及びバケット寿命を維持及び／又は向上させながら、元の供給条件及び同じ補修策を維持する。
【００２９】
以上、タービン及びタービンエンジン用のバケットの例示的な実施形態について詳細に説明してきた。空冷式バケット及びタービンエンジンは、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものではなく、構成要素は、本明細書に記載した他の構成要素から独立かつ別個に利用することができる。
【００３０】
様々な特定の実施形態に関して本発明を説明してきたが、本発明を、特許請求の範囲に記載された技術的思想及び技術的範囲において変更を加えて実施できることは明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】第１段タービンホイールを含む例示的なタービンの概略断面図。
【図２】図１に示すタービンで使用できる例示的なタービンバケットの正面図。
【図３】図２に示すタービンバケットの側面図。
【図４】表Ｉに記載のＸ、Ｙ及びＺ値のデカルト座標系を示す図。
【図５】図２に示すタービンバケットの正面断面図。
【図６】図２に示すタービンバケットの矢視６−６断面図。
【図７】図２に示すタービンバケットの矢視７−７断面図。
【符号の説明】
【００３２】
１０  タービン
１２  ロータ
１４  ホイール
１６  ロータホイール
１８  ロータホイール
２０  タービンバケット
２２  バケット
２４  バケット
２６  ステータベーン
２８  ステータベーン
３０  ステータベーン
４０  翼形部
４２  プラットフォーム
４４  シャンク
４５  半径方向内側端部
４６  ダブテール
５２  エンゼルウィング
５４  冷却通路
５６  第１の冷却通路
５８  第２の空気通路
６０  第３の冷却通路
６２  第４の冷却通路
６４  第５の冷却通路
６６  第６の冷却通路
６８  第７の冷却通路
７０  第８の冷却通路
７２  第９の冷却通路
７４  第１０の冷却通路
７６  第１１の冷却通路
７８  第１２の冷却通路
８４  根元部
８６  先端部
８８  空洞
９０  構造リブ
９４  反り曲線パターン
９５  出口孔位置
９６  平均反り曲線
９８  負圧側面
１００  正圧側面
１０２  距離
１０４  前縁
１０６  後縁
１０８  中心
１１０  直径
１１２  直径
１１４  直径
１１６  直径
１１８  直径
１２０  直径
１２２  直径
１２４  ２つの箇所
１２６  ２つの箇所
１４０  先端陥凹部
１４２  負圧側壁
１４２  周囲壁
１４４  スロット又は開口部
【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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