(57)【要約】【課題】タービン用のバケット（２０、２２、２４）について記述する。【解決手段】本バケットは、該バケットをタービンホイール（１６）に結合するように構成されかつ下部表面（７８）を有するダブテール部分（４６）を含む。本バケットはまた、ダブテール部分から延びるシャンク部分（４４）と、根元部分（１２０）、先端部分（１２２）、翼形形状及び基準輪郭を含む翼形部（４０）とを含み、基準輪郭は、表Ｉに記載したＸ、Ｙ及びＺのデカルト座標値（５４）に実質的に従っている。本バケットはまた、複数の冷却通路（１００）を含む。複数の冷却通路は、翼形部の根元部分及び先端部分間で延びる５個以下の冷却通路（１０２、１０４、１０６、１０８、１１０）を含む。冷却通路の各々は、その先端部分に翼形部からの出口を有し、複数の冷却通路は、キャンバ線パターン（１４０）として配置される。【選択図】      図２
2009103123.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン（１０）用のバケット（２０、２２、２４）であって、
前記バケットをタービンホイール（１６）に結合するように構成されかつ下部表面（７８）を含むダブテール部分（４６）と、
前記ダブテール部分から延びるシャンク部分（４４）と、
根元部分（１２０）、先端部分（１２２）、翼形形状及び基準輪郭を含む翼形部（４０）と、
前記翼形部の根元部分及び先端部分間で延びる５個以下の冷却通路（１０２、１０４、１０６、１０８、１１０）を含み、その各々が前記先端部分に出口を有し、かつキャンバ線パターン（１４０）として配置された複数の冷却通路（１００）と、を含み、
前記基準輪郭が、表Ｉに記載したＸ、Ｙ及びＺのデカルト座標値（５４）に実質的に従っており、前記表Ｉにおいて、Ｚは、前記ダブテール部分の下部表面からの距離であり、またＸ及びＹは、前記下部表面からの各距離Ｚにおける前記輪郭を定める座標値である、
バケット（２０、２２、２４）。
【請求項２】
前記複数の冷却通路（１００）が、前記翼形部（４０）の先端部分及び根元部分（１２０、１２２）において、表ＩＩに記載したＸ及びＹデカルト座標値（５４）に実質的に従って配置される、請求項１記載のバケット（２０、２２、２４）。
【請求項３】
前記複数の冷却通路（１００）が実質的に互いに平行に整列している、請求項１記載のバケット（２０、２２、２４）。
【請求項４】
前記複数の冷却通路（１００）の第１の冷却通路（１０２）、第２の冷却通路（１０４）、第３の冷却通路（１０６）及び第４の冷却通路（１０８）が各々、前記翼形部の根元部分（１２０）から先端部分（１２２）まで約０．０７０インチ±０．００５インチの直径（１６０、１６２、１６４、１６６）を有し、
前記複数の冷却通路の第５の冷却通路（１１０）が、前記根元部分から前記翼形部先端部分まで約０．０５０インチ±０．００５インチの直径（１６８）を有する、
請求項１記載のバケット（２０、２２、２４）。
【請求項５】
前記第１の冷却通路（１０２）、第２の冷却通路（１０４）、第３の冷却通路（１０６）、第４の冷却通路（１０８）及び第５の冷却通路（１１０）の少なくとも１つが、前記翼形部（４０）内におけるよりも前記ダブテール部分（４６）及びシャンク部分（４４）内部において、形成された大きな直径（１６０、１６２、１６４、１６６、１６８）を有する、請求項４記載のバケット（２０、２２、２４）。
【請求項６】
前記複数の冷却通路（１００）が、前記翼形部（４０）の耐用寿命を延ばすのを可能にする、請求項１記載のバケット（２０、２２、２４）。
【請求項７】
前記複数の冷却通路（１００）が、該複数の冷却通路を通る所定の空気流量で前記翼形部（４０）内部における所望の翼形部温度を維持するのを可能にする、請求項１記載のバケット（２０、２２、２４）。
【請求項８】
前記複数の冷却通路（１００）が、前記翼形部（４０）全体にわたるクリープマージンを増大させるのを可能にする、請求項１記載のバケット（２０、２２、２４）。
【請求項９】
前記翼形部（４０）が、該翼形部の各側面を覆って少なくとも部分的に延びる被膜をさらに含む、請求項１記載のバケット（２０、２２、２４）。
【請求項１０】
少なくとも１つのロータホイール（１４）を含むロータ（１２）と、
前記少なくとも１つのロータホイールから半径方向に延び、かつその各々がダブテール部分（４６）、シャンク部分（４４）、翼形部（４０）、及びそれを貫通して延びる複数の冷却通路（１００）を含む複数のバケット（２０、２２、２４）と、を含み、
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（５４）に実質的に従って形成された基準輪郭を有し、前記表Ｉにおいて、Ｚは、前記ダブテール部分の下部表面からの距離であり、またＸ及びＹは、前記ダブテール部分の下部表面（７８）からの各距離Ｚにおける前記輪郭を定める座標であり、
前記複数の冷却通路が各々、前記ダブテール部分の下部表面と各翼形部の先端部分（１２２）との間で延び、
前記複数の冷却通路が、キャンバ線パターン（１４０）として配置された５個以下の冷却通路（１０２、１０４、１０６、１０８、１１０）を含む、
ガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の技術分野は、総括的にはタービンバケットに関し、より具体的には、冷却能力及びタービン効率を最適化するのを可能にするような寸法及び配置になった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、燃焼ガスにより、タービンを回転させ、タービンが、圧縮機を駆動する。圧縮機は、燃焼器に加圧空気を供給し、燃焼器により、燃焼ガスを発生させる。そのようなエンジンは、比較的高い温度で運転されるので、このようなエンジンの能力は、本明細書では「バケット」と呼ぶこともあるタービンブレードを製作するのに使用した材料によって制限される可能性がある。より具体的には、より高い温度は、ブレード内部に熱応力を発生させ、この熱応力により、該ブレードの作動が制限される可能性がある。このような応力は、比較的大きいタービンブレード寸法のために、産業用ガスタービンエンジンにおいて一層深刻なものになる可能性がある。
【０００３】
タービンは、所望の性能及び効率を可能にする所定の温度で運転されるように設計される。一般的に、より新しいタービンは、より高い温度で運転されるように設計されており、このことは、より低い温度で運転されるタービンで使用するブレードよりもより大きいブレード冷却を必要とする。高温度に連続して曝された後には、タービンブレードは、交換を必要とすることになる。
【０００４】
ブレード損傷の危険性なしにタービンをより高い運転温度及び高いエンジン効率で運転させるのを可能にするために、少なくとも幾つかのタービンは、中空の対流冷却式タービンブレードを使用している。そのようなブレードの少なくとも幾つかは、該ブレードの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のを可能にする内部冷却通路を含む。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内に流れる。タービンブレードを交換する場合には、これ迄に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ことになる。
【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】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
１つの態様では、タービン用のバケットを提供する。本バケットは、該バケットをタービンホイールに結合するように構成されたダブテール部分を含む。ダブテール部分は、下部表面を含む。本バケットはまた、ダブテール部分から延びるシャンク部分と、根元部分、先端部分、翼形形状及び基準輪郭を含む翼形部とを含み、基準輪郭は、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ている。Ｚは、ダブテール部分の下部表面からの距離であり、またＸ及びＹは、下部表面からの各距離Ｚにおける輪郭を定める座標値である。本バケットはまた、複数の冷却通路を含む。複数の冷却通路は、翼形部の根元部分及び先端部分間で延びる５個以下の冷却通路を含む。冷却通路の各々は、その先端部分に出口を有し、複数の冷却通路は、キャンバ線パターンとして配置される。
【０００６】
別の態様では、ガスタービンエンジンを提供する。本ガスタービンエンジンは、少なくとも１つのロータホイールを含むロータと、該少なくとも１つ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、ダブテール部分、シャンク部分、翼形部、及びそれを貫通して延びる複数の冷却通路を含む。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て形成された基準輪郭を有し、この表Ｉにおいて、Ｚは、ダブテール部分の下部表面からの距離であり、またＸ及びＹは、下部表面からの各距離Ｚにおける輪郭を定める座標である。複数の冷却通路は各々、ダブテール部分の下部表面と各翼形部の先端部分との間で延びる。複数の冷却通路は、キャンバ線パターンとして配置された５個以下の冷却通路を含む。
【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の断面図を示している。この例示的な実施形態では、タービン１０は、それぞれの第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を含み、またタービン１０は、それぞれのバケット２０、２２及び２４並びにそれぞれのステータベーン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の連続段を形成する。この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。それに代えて、タービン１０は、３段よりも多い又は少ない段を含むことができる。１つの実施形態では、タービン１０は、ニューヨーク州スケネクタディ所在のＧｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｃｏｍｐａｎｙによって製造されたＧｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  ６Ｂ型ガスタービンである。
【０００８】
第２タービン段内で、ロータホイール１６は、上流側ステータベーン３０と軸方向に対向した状態で取付けられたバケット２２を含む。バケット２２は、第２段ホイール１６の周りで円周方向に間隔を置いて配置される。この例示的な実施形態では、第２段ホイール１６は、９２個のバケット２２を含む。
【０００９】
図２及び図３は、例示的なタービンバケット２２の正面斜視図及び側面図を示す。この例示的な実施形態では、バケット２２は、プラットフォーム４２から外向きに延びる翼形部４０とプラットフォーム４２の反対側面から外向きに延びるシャンク４４とを含む。シャンク４４の半径方向内側端部は、バケット２２をタービンホイール１６（図１に示す）に結合するために使用するダブテール４６から延びる。公知のように、ダブテール４６は、タービンホイール１６に形成された対応するダブテール開口部（図示せず）内に係合する。バケット２２はまた、シャンク４４から軸方向外向きに延びるホイール空間シールすなわちエンゼルウィング５２を含む。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製作される。
【００１０】
図４は、図２に示すタービンバケット２２の斜視図を示し、かつ後で示す表Ｉに記載したＸ、Ｙ及びＺ値についてのデカルト座標系５４を示す。デカルト座標系５４は、直交関係のＸ、Ｙ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に対してほぼ垂直に位置しかつ翼形部４０を通ってほぼ半径方向に延びる。翼形部４０の第１のセクション５８、第２のセクション６０、第３のセクション６２、第４のセクション６４、第５のセクション６６、第６のセクション６８、第７のセクション７０、第８のセクション７２、第９のセクション７４及び第１０のセクション７６を示している。
【００１１】
図５は、第１のセクション５８、第２のセクション６０、第３のセクション６２、第４のセクション６４、第５のセクション６６、第６のセクション６８、第７のセクション７０、第８のセクション７２、第９のセクション７４及び第１０のセクション７６で取った翼形部４０の断面の線図である。Ｙ軸は、タービンの中心線すなわち回転軸線にほぼ平行に延びる。半径方向すなわちＺ方向の選択位置においてＸ及びＹ座標値を定めることによって、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接続することによって、各半径方向距離Ｚにおける各輪郭セクションが決定される。半径方向距離Ｚ間の様々な表面位置における表面輪郭は、隣接する輪郭を連結することによって確定することができる。各半径方向位置つまり翼形部高さＺにおける翼形部セクション輪郭を決定するためのＸ及びＹ座標値は、次の表Ｉとして一覧に示しており、この表Ｉにおいて、Ｚは、バケット２２の下部表面７８においてゼロに等しい。これら表の数値は、インチで示しており、不作動時つまり高温でない周囲条件における実際の翼形部輪郭を表し、かつ被膜のない状態の翼形部についてのものである。翼形部４０は、被膜（図４には図示せず）で少なくとも部分的に被覆することができるが、このことは翼形部４０の寸法を増大させることになる。例示的な実施形態では、被膜は、腐食及び／又は酸化から翼形部４０を保護する。さらに、表Ｉで使用した符号規約では、デカルト座標系において一般的に使用されるように、数値Ｚに対してはプラスの数値を割り当て、また座標値Ｘ及びＹに関してはプラス及びマイナスの数値を割り当てる。
【００１２】
表Ｉの数値は、コンピュータで作成されかつ小数点以下４桁まで表示している。しかしながら、製造上の制約条件を考慮すると、翼形部４０を形成するのに役立つ実数値は、翼形部４０の輪郭を決定するために小数点以下３桁までのみで妥当であると考えられる。さらに、翼形部４０の輪郭には、考慮しなければならない一般的な製造公差が存在する。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、Ｘ、Ｙ及びＺ値にはプラス又はマイナスの一般的製造公差が適用可能であること、並びにこれらの数値に実質的に従った輪郭を有する翼形部はそのような公差を含むことを理解されたい。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、また約±０．００８インチの製造公差が維持されるのが好ましい。従って、小数点以下３桁まででありかつ約±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及びＹの数値が、その全長にわたって各半径方向位置における翼形部４０の輪郭を定めるために適用可能である。
【００１３】
翼形部４０は、空気流に運動エネルギーを与え、従って圧縮機（図示せず）を通る所望の流れを生じさせる。それぞれの翼形部標準フレームにおいて、翼形部４０は、流体流を回転させ、該流体流の相対速度を低下させ、かつ流体流の静圧の上昇をもたらす。一部の例示的な実施形態では、翼形部４０は、周囲翼形部及び周辺部表面とのその相互作用と共に、段空気流効率、空気力学的機能の強化、段から段への滑らかな層流、熱応力の低減、段から段に空気流を効率的に流す段の相互関係の強化及び機械的応力の低減を可能にする。一般的に、それに限定されないが、ロータ／ステータ翼形部のような翼形部段の複数列は、所望の吐出対吸入圧力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）を使用してホイールに結合することができる。
【００１４】
翼形部４０の配向及び周囲翼形部とのあらゆる相互作用により、望ましい流体流動的挙動及び層流を得ることが可能になる。流体流は、翼形部４０と交差しかつ強化され、より具体的には、翼形部４０による流体動的挙動及び層流は、強化される。従って、隣接する／下流の翼形部への滑らかな移行流体流が可能になる。さらに、各翼形部４０からの流れは、隣接する／下流の翼形部に向かって下流方向に進みかつ翼形部４０による強い層状流体流のために強化される。従って、翼形部４０の配向は、翼形部４０を含むユニット内での乱流の流体流を防止するのに役立つ。
【００１５】
この例示的な実施形態では、翼形部４０の構成（流体流相互作用の有無に拘らず）は、様々な設計プロセス及び実施法を使用して決定することができる。そのような設計プロセス及び実施法には、計算流体力学（ＣＦＤ）、従来型の流体力学解析、オイラー・ナビエ−ストークス方程式、翼形部の手動位置及び流れ試験（例えば風洞における）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を設計又は開発する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のいずれかを含むことができるが、それらのみに限定されるものではない。
【００１６】
上述のように、翼形部４０の構成並びに該翼形部４０の周囲翼形部及び周辺部表面との相互作用は、同様の用途を有する他の類似した翼形部と比較して、他の望ましい効果の中でも段空気流効率、空気力学的機能の強化、段から段への滑らかな層流、熱応力の低減、段から段に空気流を効率的に流す段の相互関係の強化及び機械的応力の低減を可能にする。この例示的な実施形態では、翼形部４０は、公知の翼形部を使用するタービンと比較してタービン運転効率を高めるのを可能にする。上述の利点に加えて、効率を高めることにより、必要な燃料量を減少させながら増大した出力が得られる。従って、エンジンにより発生するエミッションが、減少する。
【００１７】
これ迄に述べたように、翼形部４０はまた、表Ｉの数値に従いかつ上で説明した公差の範囲内で該翼形部４０を製造した後に、腐食及び酸化に対して保護するために被覆することができる。その結果、表Ｉに記載したＸ及びＹ値に対しては、製造公差に加えて、被膜厚さを考慮したそれらの数値への加算値が存在することになる。
【００１８】
【表１】
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図５は、タービンバケット２２の断面図である。図２に示すように、バケット２２は、冷却通路とも呼ぶことができる複数の冷却流体媒体通路１００を含む。例示的な実施形態では、冷却流体媒体は、空気である。それに代えて、冷却流体媒体には、本明細書で説明するようにタービンバケット２２を冷却するのを可能にする流体媒体を使用することができる。この例示的な実施形態では、複数の冷却通路１００は、第１の冷却通路１０２、第２の冷却通路１０４、第３の冷却通路１０６、第４の冷却通路１０８及び第５の冷却通路１１０を含む。翼形部４０の冷却を強化するために、通路１００は、翼形部４０の根元部分１２０から該翼形部４０の先端部分１２２まで該翼形部４０を貫通して延びる。通路１００は、複合湾曲翼形部４０をほぼ直線的に貫通して延びかつプラットフォーム４２、シャンクセクション４４及びダブテールセクション４６を貫通して続く。
【００１９】
この例示的な実施形態では、冷却媒体、例えば空気は、翼形部４０を貫通して延びる複数の冷却通路１００に提供することができる。その上にバケット２２を取付けたホイール１６は、ダブテール４６をホイール１６に取付けた時に冷却通路１００内に開口した単一のプレナムを含む。その結果、ホイール１６が回転すると、冷却媒体はホイール１６の単一のプレナムから冷却通路１００に供給されて、通路１００を通って半径方向外向きに流れた後に、翼形部４０の先端部分１２２内に形成された冷却孔出口位置を通して排出されるようになる。
【００２０】
タービンは、所望の性能及び効率が得られる所定の温度で運転されるように設計される。一般的に、より新しいタービンは、より古いタービンよりもより高い温度で運転されるように設計されており、より新しいタービン構成部品は、より高い温度に耐えるように設計される。より高い温度に耐えるために、翼形部の形状は、変更することができ、かつ／又はそれでバケットを製作する材料も、変更することができる。別の実施例では、バケットには、翼形部全体にわたって好適な温度を維持するようなより大きな冷却通路が設けられる。しかしながら、圧縮機から冷却通路内に大量の空気を分流させることは、タービンの効率を低下させるおそれがある。圧縮機から冷却通路内に分流させる空気の量を変更することはまた、政府規制要求事項を誘発し、タービンオペレータは、報告要求事項を満しかつ／又は他の措置を取らなければならなくなる可能性がある。従って、摩耗又は損傷したバケットを交換する場合に、そのバケットを新しいより高温度タービンで使用するように設計し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でもない。摩耗又は損傷したバケットを交換する場合に、元のバケットの供給条件、バケット寿命予想及び補修戦略を維持するのが有利である。このことは、これ迄に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。しかしながら、その形状及び材料がタービンの性能を高める場合には、交換バケットが改良型の形状及び材料を有するのが有利であることもある。
【００２１】
上述のように、図２は、タービンバケット２２の正面断面図であり、例示的な冷却通路１００の配向を示している。図６は、線１−１（図２に示す）に沿って取った翼形部４０の断面図である。図７は、線２−２（図２に示す）に沿って取った翼形部４０の断面図である。図８は、線３−３（図２に示す）に沿って取った翼形部４０の断面図である。この例示的な冷却通路１００の配向は、翼形部４０がタービン性能及びバケット寿命を維持しかつ／又は高めるのを可能にする。
【００２２】
元の４個孔の第２段バケットを本明細書で説明するバケット２２と交換するのを可能にするために、例示的な実施形態における空気通路１００は、翼形部４０のキャンバ線パターン１４０（図５に示す）として延びる。より具体的には、この例示的な実施形態では、キャンバ線パターン１４０は、ほぼ翼形部４０の平均キャンバ線１４２（図５に示す）に沿って延びる。平均キャンバ線１４２は、翼形部４０の負圧側面表面１４４（図５に示す）と正圧側面表面１４６（図５に示す）との間の全ての部位で等距離である。この例示的な実施形態では、空気通路１００の端縁部と翼形部４０の負圧側面表面１４４及び／又は正圧側面表面１４６のいずれかとの間での距離は、約０．０５０インチよりも小さくない。それに代えて、空気通路１００の位置は、翼形部４０内において、最小の壁厚さ要件に反しない状態で通路直径調整を可能にするように調整することができる。さらに、別の実施形態では、キャンバ線パターン１４０は、翼形部を効果的に冷却するのを可能にするように平均キャンバ線１４２から僅かにずらすか又は変更することができる。
【００２３】
図示するように、複数の冷却通路１００は、その各々が翼形部セクション４０を貫通して延びる第１の冷却通路１０２、第２の冷却通路１０４、第３の冷却通路１０６、第４の冷却通路１０８及び第５の冷却通路１１０を含む。参考までに、第１の冷却通路１０２は、前縁１５０（図６に示す）に最も近接して配置され、また第５の冷却通路１１０は、後縁１５２（図６に示す）に最も近接して配置される。例示的な実施形態では、それぞれ第１の冷却通路１０２、第２の冷却通路１０４、第３の冷却通路１０６及び第４の冷却通路１０８の直径１６０、１６２、１６４及び１６６は、翼形部４０を通して約０．０７０インチである。言い換えると、この例示的な実施形態では、直径１６０、１６２、１６４及び１６６は、線２−２（すなわち、図２に示す根元１２０）と線３−３（すなわち、図２に示す先端１２２）との間で約０．０７０インチである。この例示的な実施形態では、翼形部４０を通る第５の冷却通路１１０の直径１６８は、約０．０５０インチである。例示的な実施形態では、冷却通路の直径は、約±０．００５インチの寸法公差を有する。
【００２４】
例示的な実施形態では、第１の冷却通路１０２、第２の冷却通路１０４、第３の冷却通路１０６、第４の冷却通路１０８及び第５の冷却通路１１０はまた、シャンク４４及びダブテール４６を貫通して延びる。この例示的な実施形態では、直径１６０、１６２、１６４、１６６及び１６８は、線１−１と線２−２と（図２に示す）の間でより大きい。この例示的な実施形態では、直径１６０、１６２、１６４及び１６６は、線１−１と線２−２との間で０．１４０インチであり、また直径１６８は、線１−１と線２−２との間で０．１００インチである。
【００２５】
翼形部セクション４０の冷却通路出口位置は、一方の側面上での最小壁厚さ要件に反しないと同時に他方の側面上での過度のマージンを残したままにした状態で直径最大化を可能にするように設置し直される。出口位置は、バケット２２の下部表面７８及び翼形部セクション４０の先端１２２において定める。
【００２６】
表ＩＩは、タービンバケット２２内部での例示的な冷却通路位置及び孔直径を示している。位置及び直径は、インチで示しており、またさらにミリメートルでも示している（例えば、第１の通路１０２は、０．１４０インチ又は３．５６ミリメートルの線１−１から線２−２までの直径１６０を有する）。
【００２７】
【表２】
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図６〜図８を参照すると、冷却通路を設置するために使用する表ＩＩに示したＸ、Ｙ、Ｚデカルト座標系の原点は、Ｓ、Ｔ及びＵ基準面の交差位置にある。これらの基準面は、図面内において特定している。孔の中心までの距離Ｘは、基準面Ｔからの距離であり、また距離Ｙは、基準面Ｓからの距離である。距離Ｘ及び距離Ｙの数値は、基準面Ｕからの３つの距離において示している。より具体的には、距離Ｘ及び距離Ｙの数値は、線１−１（すなわち、下部セクション）、線２−２（すなわち、中間セクション）及び線３−３（すなわち上部セクション）において示され、一方、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の交差位置に位置する。図６は、線１−１に沿って取った、タービンバケット２２の断面図である。図７は、線２−２に沿って取った、タービンバケット２２の断面図であり、これはシャンク及び翼形部冷却通路の交差位置でもある。図８は、線３−３に沿って取った、タービンバケット２２の断面図である。この例示的な実施形態では、通路１００は、成形管電気化学加工（ＳＴＥＭ）を使用して形成される。
【００２８】
タービンバケットの上述の実施形態は、現在使用している第２段バケットの費用効果がありかつ信頼性がある交換を提供する。上述のバケットは、バケットを交換する時に、タービン性能及びバケット寿命を維持しかつ／又は高めながら、元の供給条件及び同じ補修戦略を維持する。
【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を詳細に説明している。空冷式バケット及びタービンエンジンは、本明細書に説明した特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ、構成要素は、本明細書で説明した他の構成要素から独立してかつ別個に利用することができる。
【００３０】
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。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】第２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に示すタービン内で使用することが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】図２に示すタービンバケットの斜視図かつ表Ｉに記載したＸ、Ｙ及びＺ値についてのデカルト座標系を示す図。
【図５】図４に示す線に沿って取ったタービンバケットの断面の線図。
【図６】線１−１に沿って取った、図２に示すタービンバケットの断面図。
【図７】線２−２に沿って取った、図２に示すタービンバケットの断面図。
【図８】線３−３に沿って取った、図２に示すタービンバケットの断面図。
【符号の説明】
【００３２】
１０  タービン
１２  ロータ
１４  第３段ロータホイール
１６  第２段タービンホイール
１８  第１段ホイール
２０  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
４６  ダブテール
５２  ホイール空間シール
５４  デカルト座標系
５８  第１のセクション
６０  第２のセクション
６２  第３のセクション
６４  第４のセクション
６６  第５のセクション
６８  第６のセクション
７０  第７のセクション
７２  第８のセクション
７４  第９のセクション
７６  第１０のセクション
７８  下部表面
１００  冷却通路
１０２  第１の冷却通路
１０４  第２の冷却通路
１０６  第３の冷却通路
１０８  第４の冷却通路
１１０  第５の冷却通路
１２０  根元部分
１２２  先端部分
１４０  キャンバ線パターン
１４２  平均キャンバ線
１４４  負圧側面表面
１４６  正圧側面表面
１５０  前縁
１５２  後縁
１６０  直径
１６２  直径
１６４  直径
１６６  直径
１６８  直径
【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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【図８】
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【外国語明細書】
2009103123000001.pdf