(57)【要約】【課題】タービンノズル用の翼形部コア形状を提供する。【解決手段】製品（４０）は、翼形部コア形状（１００）を有する物体を含む。翼形部コア形状（１００）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公称輪郭を有しており、Ｘ及びＹはインチ単位の距離であってこれらを滑らかな連続弧で結ぶとインチ単位の距離Ｚにおける翼形輪郭断面（１５０〜２６０）が画成される。距離Ｚにおける輪郭断面（１５０〜２６０）を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形部コア形状（１００）が形成される。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼形部コア形状（１００）を有する物体を含み、翼形部コア形状（１００）が、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公称輪郭（４００）を有しており、Ｘ及びＹはインチ単位の距離であってこれらを滑らかな連続弧で結ぶとインチ単位の距離Ｚにおける翼形輪郭断面（１５０〜２６０）が画成され、距離Ｚにおける輪郭断面（１５０〜２６０）を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形部コア形状（１００）が形成される、製品（４０）。
【請求項２】
物体が、第１段タービンノズル（１６）用の翼形部コア形状（１００）を含む、請求項１記載の製品。
【請求項３】
公称輪郭（４００）が、翼形部コア輪郭断面の任意の表面位置に垂直な方向に±０．０６０インチ以内の包絡曲面内にある、請求項１記載の製品。
【請求項４】
物体が翼形部コア（４０）を含む、請求項１記載の製品。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンの技術に関し、具体的には、ガスタービンのタービンノズル用の翼形部コア形状に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンの高温ガス通路セクションでは、効率及び翼形部負荷の全体的改善を含む設計目標に合わせるために、多くのシステム要件が満たされなければならない。具体的には、第１段ノズルは、冷却流量及び部品寿命を含むシステム要件を満たさなければならない。第１段ノズルはまた、ガスタービンの運転条件に基づいた特定の境界条件の組を有する。ノズルコア形状は、設計仕様を満たし、かつ効率的な製作も可能でなければならない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】米国特許第５９８０２０９号明細書
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の１つの例示的な実施形態では、製品は、翼形部コア形状を有する物体を含む。翼形部コア形状は、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公称輪郭を有しており、Ｘ及びＹはインチ単位の距離であってこれらを滑らかな連続弧で結ぶとインチ単位の距離Ｚにおける翼形輪郭断面が画成される。距離Ｚにおける輪郭断面を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形部コア形状を形成する。
【０００５】
本発明の別の例示的な実施形態では、タービンは、複数の製品を備えた少なくとも１つのタービン段を含む。複数の製品の各々は、翼形部コア形状を含む。翼形部コア形状は、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公称輪郭を有しており、Ｘ及びＹはインチ単位の距離であってこれらを滑らかな連続弧で結ぶとインチ単位の距離Ｚにおける翼形輪郭断面が画成される。距離Ｚにおける輪郭断面を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形部コア形状を形成する。
【図面の簡単な説明】
【０００６】
【図１】本発明の例示的な実施形態に従って製造した翼形部コアを有するタービンノズルを用いた少なくとも第１段を有するタービンエンジンを概略的に示す図。
【図２】本発明の例示的な実施形態における翼形部コアの座標系を示す図。
【図３】図２の翼形部コアの左側前面斜視図。
【図４】図３の翼形部コアの典型的な断面を示す図。
【図５】長手方向リブ及びスタンドオフを示す翼形部コアの左側前面斜視図。
【図６】翼形部コアの公称輪郭の外側包絡曲面を示す図。
【発明を実施するための形態】
【０００７】
最初に図１を参照すると、本発明の例示的な実施形態に従って製造したガスタービンエンジンの全体を符号１０で示す。タービンエンジン１０は、軸方向流路１２と、バケット及びノズルを用いた複数のタービン段とを含む。図示したように、タービンエンジン１０は、第１段ノズル１６及び第１段バケット２０を有する第１タービン段１５と、第２段ノズル２２及び第２段バケット２６を有する第２タービン段２１と、第３段ノズル２８及び第３段バケット３２を備えた第３タービン段２７とを含む。各タービンバケット２０、２６及び３２は、タービンホイール（図示せず）に連結される。第１段ノズル１６は、第１及び第２の端部４３及び４４を有する翼形部コア４０を含む。翼形部コア４０は、正圧面５０と負圧面５４及び前縁６０と後縁６４をなす三次元（３Ｄ）形状を有する輪郭をもつ（図４参照）。ここで、タービン１０は、第１段ノズル組立体（独自の符号は付していない。）の周りには、円周方向に離隔して配置された複数の第１段ノズル１６を含むことが分かるであろう。
【０００８】
本発明の例示的な実施形態では、ノズルの重要な態様は、タービン性能を高めるように構成した低温翼形部コア輪郭形状である。冷却流量、鋳造生産適応性及びインピンジメント管挿入性についてのタービン要件を満たす翼形部コア４０のＸ、Ｙ及びＺ座標のリストを表Ｉに示す。さらに、インピンジメント冷却領域を最大にすることによって、翼形部コア４０の具体的形状は、性能をさらに高めるためにノズルスロート部の下流に導入される翼形部フィルム冷却の必要性が実質的になくなる。これらの点は、空気力学的及び機械的設計改善間の反復によって得られたものであり、ガスタービン１０を効率的かつ円滑な方法で運転できるようにする点の唯一の軌跡である。以下の説明で一層完全に明らかになるように、翼形部コア４０は、表Ｉに記載の１４４０個の点の組として表わされる。１４４０個の点は、その各々が１２０個の点を含む翼形部コア４０の１２個の断面を表わしている。翼形部コア４０の輪郭を表わすＸ、Ｙ及びＺ座標は、タービンエンジン１０の低温エンジン中心軸線（独自の符号は付していない。）に対して定めた座標系で作成される。低温中心軸線上の座標系の原点は、Ｘ＝０．０、Ｙ＝０．０及びＺ＝０．０である。Ｚ座標軸は、Ｙ座標軸からの半径方向線として定義され、Ｘ座標軸は、Ｙ−Ｚ軸で定まる平面に垂直であると定義される。翼形部断面は、Ｚ座標軸に垂直な断面である。各断面において翼形部コア輪郭断面を構成するＸ及びＹ点は、インチ単位で表わされる。断面平面のインチ単位で表わされる半径方向Ｚ値は、低温中心軸線に最も近い底部断面つまり点Ｚ0から始まり、低温中心軸線から最も離れたＺ1つまり頂部断面又は点まで至る。
【０００９】
各断面間の半径方向距離は０．６インチであって、翼形部コア４０の全半径方向距離は６．６インチとなる。底部及び頂部断面Ｚ0及びＺ1は、翼形部コア４０を画成するＸ、Ｙ及びＺ点に含まれない鋳造形状部によって曖昧なものとなりかねない。１４４０個の点はすべて、翼形部コア４０の各断面について公称低温又は室温で得られる。各断面を隣りの断面と滑らかに結ぶと翼形部コア輪郭形状が形成される。
【００１０】
なお、各ノズル１６はタービンエンジン１０の運転中に加熱されるので、翼形部コア輪郭形状は、応力及び温度の結果として変化する。従って、Ｘ、Ｙ及びＺ点は、製造目的に応じて低温又は室温で与えられる。製造された翼形部コア輪郭形状は、表Ｉに規定する公称翼形部コア輪郭形状とは異なることがあり、公称輪郭から±０．０６０インチの公差が許容され、翼形部コア輪郭形状のための全体設計包絡曲面が定められる。全体設計は、ノズル１６の機械的又は空気力学的特性を損なわずに、この設計包絡曲面にしっかり合致する。
【００１１】
なお、翼形部コア４０は、同様のタービン設計にフレーム寸法が大小異なるものを導入するため、幾何形状を拡大又は縮小することができる。従って、インチ単位で表わされるＸ、Ｙ及びＺ座標は、同一の定数又は一定係数で乗算或いは除算して、翼形部コア輪郭形状及び固有の特性を保持しながらノズル１６の拡大又は縮小版を形成することができる。
【００１２】
図２に最も良く示しているように、本発明の例示的な実施形態における翼形部コア輪郭形状の座標系の全体を符号１００で示す。上述の通り、座標系１００は、タービンエンジン１０の低温中心軸線（独自の符号は付していない。）に対して定められる。座標系１００は、Ｘｃ軸１０５、Ｙｃ軸１１０及びＺｃ軸１１５を含む。座標系１００の原点は、低温中心軸線上に置かれる。Ｚｃ軸１１５は、低温中心軸線に対して垂直な半径方向線に沿って配向される。Ｘｃ軸１０５、Ｙｃ軸１１０及びＺｃ軸１１５のプラス方向は、図２にラベル配置によって特定している。
【００１３】
図３に最も良く示しているように、翼形部コア４０は、複数の断面１５０〜２６０を含む。断面１５０はＺ1に位置し、翼形部コア輪郭形状は、断面１５０〜２５０を通って延びた後、Ｚ0に位置する断面２６０で終端する。上述の通り、断面１５０〜２６０は、Ｚｃ軸１１５に垂直な断面である。各断面を構成するＸ及びＹ座標は、表Ｉにインチで表わされている。図４は、断面２００を構成する点２４０を示す。翼形部コア輪郭形状に加えて、Ｘ、Ｙ及びＺ座標はリブ輪郭３２０も画成する。リブ輪郭３２０は、特にインピンジメント管挿入性及び鋳造生産適応性に合わせて構成される。表Ｉに記載したＸ、Ｙ及びＺ座標では規定されていないが、コアスタンドオフ３４０〜３４４は、特に薄板インピンジメント管を位置決めするように設置される。
【００１４】
図６は、翼形部コア４０の設計包絡曲面を示す。表Ｉに記載したＸ、Ｙ及びＺ値は、翼形部コア４０の各断面の各点についての理想的な点位置を示している。しかし、考慮しなければならない製造公差などに起因する理想的な点位置からの変動が存在する。従って、各断面１５０〜２６０についての公称輪郭４００の許容可能な外側境界又は公称輪郭４００からの距離を示す設計包絡曲面を設定する。そこで、各Ｘ、Ｙ及びＺ点は公差つまり±値を含む。プロセス能力を考慮すると、翼形部コア４０の形成においては、０．１２０インチの公差４１０が許容される。公差４１０は、公称輪郭４００からの０．０６０インチの偏差として定めた上限値４２０と公称輪郭４００からの−０．０６０インチの偏差として定めた下限値４２０とを含む。設計包絡曲面つまり公差４１０は、この変動によりノズル１６の機械的又は空気力学的特性が損なわれないようにしっかり調整される。
【００１５】
本発明を限定するものではないが、翼形部コア４０は、従前の個々の翼形部コアと比較して、０．０８％もの効率の増大を可能にする。さらに、また本発明を限定するものではないが、従来型であるか又は強化（本明細書における強化と同様な）したものであるその他の翼形部コアと組合せると、本発明で具現化したような翼形部コア４０は、従前の個々の翼形部コアの組と比較して、０．０８％もの効率の増大を可能にする。上述の利点に加えて、効率の増大は、減少した所要燃料での出力を可能にし、従ってエネルギーを生成する上でのエミッションを本質的に低下させる。言うまでもなく、その他のそのような利点も、本発明の技術的範囲内にある。
【００１６】
【表１】
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ここで、表Ｉに開示した点は、例示であること、また本発明の例示的な実施形態の翼形部コア形状によって得られた所望の特性に実質的に影響を与えない表Ｉの１つ又はそれ以上の断面における点からの変動／偏差は、発明の例示的な実施形態の技術的範囲内に属することを理解されたい。
【００１７】
全体として、本明細書は最良の形態を含む幾つかの実施例を使用して、本発明を開示し、さらにあらゆる装置又はシステムを製作しかつ使用しまたあらゆる組込み方法を実行することを含む本発明の当業者による実施を可能にする。本発明の特許性がある技術的範囲は、特許請求の範囲によって定まり、また当業者が想到するその他の実施例を含むことができる。そのようなその他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言と相違しない構造的要素を有するか又はそれらが特許請求の範囲の文言と本質的でない相違を有する均等な構造的要素を含む場合には、特許請求の範囲の技術的範囲内に属することになることを意図している。
【符号の説明】
【００１８】
１０  ガスタービン
１２  軸方向流路
１５  第１タービン段
１６  第１段ノズル
２０  第１段バケット
２１  第２タービン段
２２  第２段ノズル
２６  第２段バケット
２７  第３タービン段
２８  第３段ノズル
３２  第３段バケット
４０  翼形部コア
４３  第１の端部
４４  第２の端部
５０  正圧面
５４  負圧面
６０  前縁
６４  後縁
１００  翼形部コア輪郭形状
１０５  Ｘｃ軸
１１０  Ｙｃ軸
１１５  Ｚｃ軸
１５０〜２６０  翼形部コア断面
２９０  点
３２０  リブ輪郭
３４０〜３４４  コアスタンドオフ
４００  公称輪郭
４１０  公差
【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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