(57)【要約】【課題】タービンノズル用の翼形部形状を提供する。【手段】本製品（２３０）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する。Ｘ及びＹ値は、滑らかな連続円弧で結ぶと、インチ単位で表す各距離Ｚにおける翼形部輪郭断面（２５０）を定めるインチ単位で表す距離である。Ｘ、Ｙ及びＺ距離は、拡大又は縮小したノズル用の翼形部断面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。Ｘ、Ｙ及びＺ距離で与えられた基準翼形部は、＋０．１３０インチ〜−０．０３０インチの包絡面内に位置する。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
表Ｉに記載のＸ（２１０）、Ｙ（２１５）及びＺ（２２０）のデカルト座標値に実質的に合致する基準輪郭を有する製品であって、表Ｉにおいて、Ｘ及びＹは、滑らかな連続円弧で結ぶと、インチ単位で表す各距離Ｚにおける翼形部輪郭断面（２５０）を定めるインチ単位で表す距離であり、
前記Ｚ距離における前記輪郭断面（２５０）を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形部形状を形成する、製品。
【請求項２】
当該製品が翼形部（２３０）を含む、請求項１記載の製品。
【請求項３】
当該製品の形状が製品の任意の表面位置に垂直方向に＋０．１３０インチ（６１５）〜−０．０３０インチ（６２０）の範囲にある包絡面内に位置する、請求項２記載の製品。
【請求項４】
当該製品がステータ（２８、３０、４０）を含む、請求項１記載の製品。
【請求項５】
複数の製品を有するタービン段（１６、２０）を含むタービン（１０）であって、
前記製品の各々が、翼形を有する翼形部（２３０）を含み、
前記翼形部（２３０）が、表Ｉに記載のＸ（２１０）、Ｙ（２１５）及びＺ（２２０）のデカルト座標値に実質的に合致する基準輪郭を有し、表Ｉにおいて、Ｘ及びＹは、滑らかな連続円弧で結ぶと、インチ単位で表す各距離Ｚにおける翼形部輪郭断面（２５０）を定めるインチ単位で表す距離であり、
前記Ｚ距離における前記輪郭断面（２５０）を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形部形状を形成する、タービン（１０）。
【請求項６】
前記製品がステータを含む、請求項５記載のタービン（１０）。
【請求項７】
前記翼形部形状が製品の任意の表面位置に垂直方向に＋０．１３０インチ（６１５）〜−０．０３０インチ（６２０）の範囲にある包絡面内に位置する、請求項５記載のタービン（１０）。
【請求項８】
複数の製品を有するタービン段（１６、２０）を含むタービン（１０）であって、
前記製品の各々が翼形部（２３０）を含み、
前記翼形部（２３０）が、表Ｉに記載のＸ（２１０）、Ｙ（２１５）及びＺ（２２０）のデカルト座標値に実質的に合致する基準輪郭を有し、表Ｉにおいて、Ｘ及びＹは、滑らかな連続円弧で結ぶと、インチ単位で表す各距離Ｚにおける翼形部輪郭断面を定めるインチ単位で表す距離であり、
前記Ｚ距離における前記輪郭断面を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形部形状を形成し、
前記Ｘ、Ｙ及びＺ距離が、拡大又は縮小したノズル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（１０）。
【請求項９】
前記製品がステータ（２８、３０、４０）を含む、請求項８記載のタービン（１０）。
【請求項１０】
前記翼形部形状が、製品の任意の表面位置に垂直方向に＋０．１３０インチ（６１５）〜−０．０３０インチ（６２０）の範囲にある包絡面内に位置する、請求項８記載のタービン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービン用の翼形部に関し、具体的には、ガスタービンの第１段ステータノズル用の翼形部輪郭に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンでは、設計目標に合わせるためには、ガスタービン流路セクションの各段において多くのシステム要件を満たさなければならない。これらの設計目標には、それに限定されないが、効率及び翼形部負荷能力の全体的向上が含まれる。例えば、また発明を決して限定するものではないが、タービンのノズルは、その特定の段における熱的及び機械的作動要件を達成しなければならない。
【０００３】
米国特許第５９８０２０９号においてＢａｒｒｙ他が明らかにしているような翼形部の各点は特許されている。Ｂａｒｒｙ他は、０．５２インチの間隔の各断面について、断面当り１００〜１５０点により特定した。定められる点の数は、断面の湾曲変化率に応じて決めることができる。つまり、より大きな湾曲を有する領域の場合には、より多くの点を使用して、その領域を定めることができる。
【特許文献１】米国特許第５９８０２０９号明細書
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の１つの例示的な態様によると、製品を提供し、本製品は、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する。Ｘ及びＹは、滑らかな連続円弧で結ぶと、インチ単位で表す各距離Ｚにおける翼形部輪郭断面を定めるインチ単位で表す距離である。Ｚ距離における輪郭断面は、互いに滑らかに接合されて完全な翼形部形状を形成することができる。
【０００５】
本発明の別の例示的な態様によると、本タービンは、タービン段を含む。タービン段は、複数の製品を含む。製品の各々は、翼形を有する翼形部を含む。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含む。Ｘ及びＹは、滑らかな連続円弧で結ぶと、インチ単位で表す各距離Ｚにおける翼形部輪郭断面を定めるインチ単位で表す距離である。Ｚ距離における輪郭断面は、互いに滑らかに接合されて完全な翼形部形状を形成する。
【０００６】
本発明の第３の態様によると、複数の製品を有するタービン段を含むタービンを提供する。製品の各々は、翼形部を含むことができ、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含むことができる。Ｘ及びＹは、滑らかな連続円弧で結ぶと、インチ単位で表す各距離Ｚにおける翼形部輪郭断面を定めるインチ単位で表す距離である。Ｚ距離における輪郭断面は、互いに滑らかに接合されて完全な翼形部形状を形成する。Ｘ、Ｙ及びＺ距離は、拡大又は縮小したノズル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とすることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
本発明の実施形態は、多くの利点を有し、それらには、タービンのノズルが達成すべきその特定の段の熱的及び機械的作動制限要件を満たすノズル用の翼形部を定めることが含まれる。
【０００８】
本発明の１つの態様によると、製品用の固有の輪郭を提供する。本製品は、ガスタービンのタービン段のノズル、好ましくは第１段ノズル用の翼形部として用途を見出すことができる。ガスタービンの例示的な第１段ノズル用の翼形部形状は、１）タービンワークスプリット、２）ガスタービンを通る空気流、３）空気力学的効率、４）機械的寿命要件、及び５）インピンジメントチューブ挿入性を含む設計要素を最適にするように設定される。翼形部形状は、段設計要件に適合しかつ製作することもできる空間内における点の軌跡によって定めることができる。これらの点は、システムに固有かつ特有のものであり、当業者に自明のものではない。
【０００９】
ガスタービンは、ノズル及びノズル翼形部を用いる複数のタービン段を含む。タービンは、複数の段を含む。各段は、ロータホイールの段と関連したそれぞれのバケットと共にノズル構成を含む。ロータホイールの各々は、タービンのシャフトに連結され、タービンシャフトは次に、発電機及び圧縮機と結合することができる。しかしながら、タービンは、多くの様々な構成のまた幾つかの段、ノズル構成及びバケットとして導入されることが分かるであろう。
【００１０】
図１は、ノズル及びバケットを使用する複数のタービン段を備えたガスタービン１０の軸方向タービン流路１２を概略的に示している。本発明によって具現化したタービン流路１２を通る高温ガスの方向は、矢印で示している。例えば、ガスタービン１０は、ノズル２０及びバケット１６を備えた第１段、ノズル２６及びバケット２２を備えた第２段並びにノズル３２及びバケット２８を備えた第３段を含むことができる。各バケットは、タービンホイール（図示せず）のそれぞれの段によって支持される。
【００１１】
第１段ノズル２０は、翼形部２５及び側壁３８、４０を含む。ノズル２０は、外側側壁４０及び内側側壁３８を含む。側壁は、周囲のタービンハードウェアとの間で好適な取付け及び支持を構成する。
【００１２】
翼形部２５は、それぞれ負圧及び正圧側面並びに前縁及び後縁を備えた３次元形状を含む輪郭を有する。
【００１３】
複数のノズルは、第１段ノズル構成の周りに互いに円周方向に間隔を置いて配置されることが分かるであろう。
【００１４】
本発明の重要な態様は、性能について最適にした低温翼形部形状であり、３次元（３Ｄ）後縁輪郭を含む。表Ｉとして示した翼形部用のＸ、Ｙ及びＺ座標のリストは、段効率、ノズルスロート面積、タービンワークスプリット、インピンジメントチューブ挿入自在性及び機械的寿命を得るためのガスタービン要件に適合している。点は、空気力学的及び機械的設計最適化間での反復試索によって得られる。これらは、ガスタービンが効率的、安全かつ円滑な状態で運転するのを可能にする唯一の点の軌跡である。
【００１５】
翼形部形状は、１２２点毎の１１断面による１３４２点の組として表わすことができる。翼形部形状を表わすＸ、Ｙ及びＺ座標は、ガスタービンの低温エンジン中心軸線（Ｙ座標軸）に対して定めた座標系として作成される。低温エンジン中心軸線上の座標系の原点は、Ｘ＝０．０、Ｙ＝０．０及びＺ＝０．０として定められる。Ｚ座標軸は、Ｙ座標軸からの半径方向線として定められる。Ｘ座標軸は、Ｙ−Ｚ平面に対して垂直なものとして定められる。翼形部断面は、半径方向線（Ｚ座標軸）に対して垂直にカットされる。各断面における翼形部形状を構成するＸ及びＹ点は、インチで表わされる。断面平面についてのインチで表わした半径方向Ｚ値は、低温エンジン中心軸線から最も遠いＺ＝４６．６２８インチから低温エンジン中心軸線に最も近いＺ＝４０．６２８インチまで延びる。
【００１６】
隣接する断面の各々間の半径方向距離は、Ｚ0からＺ10までの全半径方向距離が６インチとなるように０．６インチ離れている。それぞれ下部及び上部断面Ｚ0及びＺ10は、翼形部が側壁と接する実鋳物部品内のフィレットによって覆うことができる。残り９つの断面は、フィレットが全く存在しない翼形部の領域において取ることができる。
【００１７】
１３４２点の全てが、ノズルの各断面についての基準低温又は常温から得られる。各断面は、他の断面と滑らかに接合されて完全な翼形部形状を形成する。
【００１８】
各ノズル翼形部は使用中に加熱するので、輪郭は応力及び温度の結果として変形することになることは分かるであろう。従って、製造目的のためには、低温又は常温輪郭が、Ｘ，Ｙ及びＺ座標によって与えられる。製造ノズル翼形部輪郭は、下の表によって与えられた基準翼形部輪郭とは異なったものになる場合があるので、任意の翼形部表面位置に垂直方向に基準輪郭から＋０．１３０インチ〜−０．０３０インチの距離により、このノズル翼形部における輪郭包絡面が定められる。この設計は、この差異に対して安定した状態を保ち、機械的及び空気力学的機能を損なうことがない。
【００１９】
翼形部は、より小さい又はより大きいフレーム寸法を有する類似のタービン設計内に導入するために幾何形状的に拡大又は縮小することができることも分かるであろう。その結果、下で与えられた基準翼形部輪郭のインチで表わしたＸ、Ｙ及びＺ座標は、同一の定数又は数値の関数となる。つまり、インチで表わしたＸ、Ｙ及びＺ座標値は、同一の定数又は数値によって乗算又は除算されて、翼形部断面形状及び固有の特性を保持しながら、ノズル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。
【００２０】
次に図２、図３及び図４を参照すると、内側及び外側側壁間に取り付けられた翼形部を含む、本発明の１つの態様に従って製作した第１段タービンノズル用の翼形部を示している。フィレットは、点の確定には含まれない。
【００２１】
図２は、ガスタービンにおける段用の本発明の翼形部の実施形態として用いた製品についての座標系を示している。座標系２００は、ガスタービンの低温エンジン中心軸線２０５に対して定められる。座標系は、Ｘ，Ｙ及びＺ座標Ｘｃ２１５、Ｙｃ２２０及びＺｃ２２５を含む。ＸＹＺ座標系の原点（Ｘ＝０、Ｙ＝０、Ｚ＝０）は、低温エンジン中心軸線２０５上の中心に位置している。Ｙｃ２２０は、低温エンジン中心軸線２０５と一致している。Ｚｃ２２５は、低温エンジン中心軸線２０５に対して垂直な半径方向線に沿って配向している。Ｚｃ２２５の正の半径方向は、翼形部２３０に向かう方向として定められる。Ｘｃ２１５は、Ｙｃ２２０及びＺｃ２２５によって形成された平面に対して垂直であるとして定められる。Ｘｃ２１５及びＹｃ２２０の正の方向は、そのラベル配置によって特定される。
【００２２】
ノズルは、後縁、前縁、外側側壁及び内側側壁を有する翼形部を含む。図３は、本発明の翼形部の実施形態の後縁を含む前方図を示す。ノズル３００は、翼形部３１０、外側側壁３２０及び内側側壁３３０、並びに前縁３４０を含むことができる。翼形部３１０の後縁３５０は、表Ｉに示した座標点により最適化されて、向上した空気力学的段効率をもたらす。断面Ｚ0〜Ｚ10は、それぞれ４７０、４６０、４５０、４４０、４３０、４２０、４１０、４００、３９０、３８０及び３７０で表わしている。
【００２３】
再び図２を参照すると、翼形部断面２５０は、Ｚｃ２２５（低温エンジン中心軸線２０５から延びる半径方向線）に対して垂直にカットされる。各断面における翼形部形状を構成するＸ及びＹ点は、インチで表わされる。断面平面についての半径方向Ｚ値は、低温エンジン中心軸線に最も近いＺ0（４７０）＝４０．６２８インチから低温エンジン中心軸線から最も遠いＺ10（３７０）＝４６．６２８インチまで延びる。エンジン中心線は、Ｚ＝０インチのところに位置決めされる。ノズル断面を定める点は、表Ｉに特定している。
【００２４】
図４は、本発明の翼形部の実施形態の後方図を示しており、この翼形部は、該翼形部３１０用として特定した外側側壁３２０、内側側壁３３０、前縁３４０及び後縁３５０を含む。
【００２５】
図５は、Ｚ1＝４１．２２８における例示的な断面点を含む本発明の翼形部の実施形態の一般的断面を示す。翼形部の一般的断面５００は、正圧側面５１０、負圧側面５２０、前縁５４０及び後縁５５０を含むことができる。図５は、断面用として表Ｉから取った座標点５６０の一般的分布を示す。座標点５６０は、後縁５５０がこの表面におけるより大きい湾曲を表わすより多い点の集中を含み、それによって運転における翼形部形状の真の意図及び臨界を捉えるように定められる。
【００２６】
図６は、本発明の翼形部の実施形態における基準輪郭の変動に影響を与える要因を示す。輪郭は、翼形部表面上の測定点とその理想的な位置との間の差異の範囲である。表Ｉの値は、翼形部の輪郭を決めるために作成されかつ示されている。実際の翼形部の輪郭には、考慮しなければならない一般的製造公差並びに被膜が存在する。従って、表Ｉに示した輪郭用の数値は、基準翼形部についてのものである。従って、±一般的製造公差、すなわち±値は、下の表Ｉに示したＸ及びＹ値に加算されることが分かるであろう。２つの成分は、変化、すなわち各プロセスにおける平均及び標準偏差の特性を表わす。プロセス性能データを考慮すると、基準輪郭６３０に重なる０．１６０インチの公差６１０は、この設計に適している。このことは、基準輪郭６３０を中心にして＋０．１３０インチの公差６１５及び−０．０３０インチの公差６２０が存在することを意味する。この設計は、このような差異に対して安定しており、そのことは、機械的及び空気力学的機能が損なわれないことを意味する。従って、翼形部輪郭に沿った任意の表面位置に垂直方向における＋０．１３０インチ／−０．０３０インチの距離は、この特定のノズル翼形部設計及びタービンについての翼形部輪郭包絡面を定める。
【００２７】
【表１】
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現時点で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を理解されたい。逆に、特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内に含まれる様々な変更及び均等な構成を保護しようとするものである。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】ノズル及びノズル翼形部を用いる第１段タービンノズル構成を有するタービンを概略的に示す図。
【図２】ガスタービンにおける段用の本発明の翼形部の実施形態として用いた製品についての座標系を示す図。
【図３】本発明の翼形部の実施形態の後縁を含む前方図。
【図４】本発明の実施形態の後方図。
【図５】断面Ｚ1における例示的な断面点を含む本発明の翼形部の実施形態の一般的断面を示す図。
【図６】本発明の翼形部の実施形態についての基準輪郭の差異に影響を与える要素を示す図。
【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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