(57)【要約】【課題】タービンバケット先端シュラウド用の形状を提供すること。【解決手段】タービンバケット（２８）は、先端シュラウド（５０）を有する翼形部（３６）を含むことができ、先端シュラウド（５０）が縁部（５２，５４）を有し、該縁部（５２，５４）が、表１に記載のポイント１〜１４で直交座標系のＸ及びＹの値に実質的に合致する輪郭を有しており、Ｘ及びＹは距離であって、同じ乗数で拡大又は縮小可能であり、拡大又は縮小後に結ぶと先端シュラウド（５０）の縁部（５２，５４）の輪郭が画成される。【選択図】      図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
先端シュラウド（５０）を有する翼形部（３６）を備えるタービンバケット（２８）であって、
先端シュラウド（５０）が縁部（５２，５４）を有していて、該縁部（５２，５４）が、表１に記載のポイント１〜１４で直交座標系のＸ及びＹの値に実質的に合致する輪郭を有しており、Ｘ及びＹは距離であって、同じ乗数で拡大又は縮小可能であり、拡大又は縮小後に結ぶと先端シュラウド（５０）の縁部（５２，５４）の輪郭が画成される、タービンバケット（２８）。
【請求項２】
表１の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、先端シュラウド（５０）の縁部（５２，５４）の輪郭が画成される、請求項１記載のタービンバケット（２８）。
【請求項３】
縁部（５２，５４）の輪郭が、縁部（５２，５４）の任意の位置に垂直な方向に±０．０６４インチ以内の包絡曲面内に位置する、請求項１記載のタービンバケット（２８）。
【請求項４】
縁部（５２，５４）が、タービンバケット（２８）の先端シュラウド（５０）の前縁（５２）を含む、請求項１記載のタービンバケット（２８）。
【請求項５】
タービンバケット（２８）が、ガスタービンエンジン（１２）内の第２段タービンバケットとして作動するよう構成されている、請求項１記載のタービンバケット（２８）。
【請求項６】
先端シュラウド（５０）を有する翼形部（３６）を備えるタービンバケット（２８）であって、
先端シュラウド（５０）が縁部（５２，５４）を有していて、該縁部（５２，５４）が、表１に記載のポイント１〜１４で直交座標系のＸ及びＹ及びＺの値に実質的に合致する輪郭を有しており、Ｘ及びＹ及びＺはインチ単位の距離であってこれらのポイントを滑らかな連続弧で結ぶと先端シュラウド（５０）の縁部（５２，５４）の輪郭が画成される、タービンバケット（２８）
【請求項７】
縁部（５２，５４）の輪郭が、縁部（５２，５４）の任意の位置に垂直な方向に±０．０６４インチ以内の包絡曲面内に位置する、請求項６記載のタービンバケット（２８）。
【請求項８】
表１に記載のＸ及びＹ及びＺ値が同じ数値の関数として拡大縮小可能であって、先端シュラウド（２８）の縁部（５２，５４）の拡大又は縮小輪郭を与える、請求項６記載のタービンバケット（２８）。
【請求項９】
縁部（５２，５４）が、タービンバケット（２８）の先端シュラウド（５０）の前縁（５２）を含む、請求項６記載のタービンバケット（２８）。
【請求項１０】
タービンバケット（２８）が、ガスタービンエンジン（１２）内の第２段タービンバケットとして作動するよう構成されている、請求項６記載のタービンバケット（２８）
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、翼形部と該翼形部で支持された先端シュラウドとを有するタービンバケットに関する。具体的には、本発明は、先端シュラウドの端縁輪郭に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンバケットは一般に、翼形部、プラットホーム、シャンク及びダブテールを含む。作動時には、ダブテールは、タービンホイール内の相補的スロットに固定される。多くの翼形部では、一体先端シュラウドが翼形部の半径方向外端で使用され、高温ガスが流れる通路の外表面を形成する。通常、先端シュラウドを翼形部の一部とすることによって、タービンエンジンの効率が向上する。さらに、一般に、先端シュラウドの大きい方が、小さいものよりもエンジン性能が高まる。そこで、一つの観点では、翼形部の半径方向外側表面全体を比較的大きな先端シュラウドで覆うのが望ましい。
【０００３】
作動中、先端シュラウドには、タービンエンジンの回転速度により先端シュラウドに機械的な力が加わるため高い応力を受ける。タービンの高温環境と高い応力レベルとが相まって、これらの部品の変形速度が速まり、耐用年数が短くなる。そのため、作動応力が低減するように先端シュラウドが比較的小型で軽量のままにするのが望ましい。一般的な手法は、エンジン性能のため、先端シュラウド輪郭のかなりの部分を損なわずに残したまま、重量を低減して作動応力を低減するため先端シュラウドの一部を除去することである。先端シュラウドの設計に際しては、これら競合する目的、つまり部品の耐用年数の延長と効率的なエンジン性能との適切なバランスを見出すことが課題となる。
【発明の概要】
【０００４】
そこで、本発明は、先端シュラウドを有する翼形部を備えるタービンバケットであって、先端シュラウドが縁部を有していて、該縁部が、表１に記載のポイント１〜１４で直交座標系のＸ及びＹの値に実質的に合致する輪郭を有しており、Ｘ及びＹは距離であって、同じ乗数で拡大又は縮小可能であり、拡大又は縮小後に結ぶと先端シュラウドの縁部の輪郭が画成される、タービンバケットについて開示する。ある実施形態では、表１のＸ及びＹ値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、先端シュラウドの縁部の輪郭が画成される。縁部の輪郭は、縁部の任意の位置に垂直な方向に±０．０６４インチ以内の包絡曲面内に位置し得る。縁部は、タービンバケットの先端シュラウドの前縁とすることができる。ある実施形態では、タービンバケットは、ガスタービンエンジン内の第２段タービンバケットとして作動するよう構成することができる。
【０００５】
本発明はさらに、先端シュラウドを有する翼形部を備え、該先端シュラウドが縁部を有するタービンバケットについて開示する。縁部は、表１に記載のポイント１〜１４で直交座標系のＸ及びＹ及びＺの値に実質的に合致する輪郭を有する。Ｘ及びＹ及びＺはインチ単位の距離であり、ポイントを滑らかな連続弧で結ぶと先端シュラウドの縁部の輪郭が画成される。縁部の輪郭は、該縁部の任意の位置に垂直な方向に±０．０６４インチ以内の包絡曲面内に位置し得る。表１に記載のＸ及びＹ及びＺ値は同じ数値の関数として拡大縮小可能であって、先端シュラウドの縁部の拡大又は縮小輪郭を与える。ある実施形態では、縁部は、タービンバケットの先端シュラウドの前縁とすることができる。タービンバケットは、ガスタービンエンジン内の第２段タービンバケットとして作動するよう構成することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００６】
【図１】ガスタービンの複数の段を通る高温ガス通路の概略図及び本発明の実施形態を実施し得る例示的なタービンを示す図。
【図２】本発明の実施形態を実施し得る例示的な従来のタービンバケットの斜視図。
【図３】図２のタービンバケットの別の斜視図。
【図４】本発明の例示的な実施形態に係る輪郭を１つの縁部に組み込んだ先端シュラウドの平面図。
【発明を実施するための形態】
【０００７】
本発明のこれら及び他の目的並びに利点は、添付図面を参照しながら本発明の例示的な実施形態に関する以下の詳細な説明を入念に検討することによって、より完全に理解され評価されるであろう。
【０００８】
ここで各図を参照すると、図１には、複数のタービン段を含むガスタービン１２の高温ガス通路を全体的に符号１０で示す。ここには３つの段を示している。第１段は、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたノズル１４と、タービンバケットすなわちバケット１６とを含むことができる。第１段ノズル１４は、概して互いに円周方向に間隔を置いて配置され、ロータの軸線（図示せず）の周りに固定されている。第１段バケット１６はタービンホイール１７に装着され、高温ガスが高温ガス通路１０を通って膨張したときにロータの周りを回転する。タービン１２の第２段も図示されている。第２段も同様に、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたノズル１８と、タービンホイール１７に装着された複数の円周方向に間隔を置いて配置されたバケット２０とを含むことができる。第３段も図示され、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたノズル２２と、タービンホイール１７に装着されたバケット２４とを含む。ノズル及びバケットがタービン１２の高温ガス通路１０内に位置し、高温ガス通路１０を通る高温ガスの流れの方向が矢印２６で示されていることが分かるであろう。
【０００９】
当業者には自明であろうが、図２及び図３に全体を符号２８で示す従来のタービンバケットは通常、プラットホーム３０と、シャンク３２と、バケットをタービンホイール（図示せず）に接続するのに用いられるダブテール３４とを含む。タービンバケット２８はまた、概ねバケット２８の中間長さに沿って存在するバケット翼形部すなわち翼形部３６を含む。翼形部３６に沿って、バケット２８は、全体的に翼形部の断面形状を有する。この形状に起因して、作動中、高温ガスの流れによってバケット段のロータの周りの回転を引き起こし、その結果、膨張する高温ガスのエネルギーが回転するロータの機械エネルギーに変換されるようになる。
【００１０】
図２及び３にさらに示されるように、タービンバケット２８はまた、従来の先端シュラウド３８を含む。先端シュラウド３８は、全体的に翼形部３６の半径方向外端にてバケット２８の一体化部品として形成され、翼形部の先端をキャップ又は覆うように翼形部表面に実質的に垂直に延びる表面区域を与える。作動時には、先端シュラウド３８は、その両端において、隣接するバケットの２つの隣接先端シュラウドを係合し、バケット段の位置において高温ガス通路と外接するほぼ環状のリング又はシュラウドが形成されるようにする。この環状リングは、翼形部上の高温通路の膨張するガスを保持し（すなわち、ガスが翼形部ブレードの端部を越えて進むことができないようにする）、これにより作動流体からのエネルギーの大部分をタービンブレードによって機械エネルギーに変換することができるようになる。このようにして、先端シュラウドによりガスタービンエンジンの性能が一般に改善される。
【００１１】
通常、エンジン性能の観点では、翼形部の半径方向外端全体を各々が適切に覆うように、比較的大きな先端シュラウドを有するのが望ましい。当業者であれば、作動中、タービンエンジンのオーバーハング荷重及び回転速度に起因して、先端シュラウドには高度に応力が加わることは理解されるであろう。これらの応力とタービンの高温環境とが相まって、クリープによるタービンバケットの変形が生じる度合いが速くなり、勿論、これによりその耐用年数が短くなる。従って、タービンバケットの寿命を長くする観点では、先端シュラウドは比較的小さく軽量のままであるのが望ましい。これら競合する目的、すなわち部品寿命とエンジン性能とを前提として、一般的な手法は、エンジン性能に配慮して先端シュラウドのかなりの部分を損なわずに維持しながら、先端シュラウドの重量及びオーバーハング荷重が低減され、結果として作動応力の低減が得られるように先端シュラウドの特定の部分を除去する（「先端シュラウドのスキャロップ」と呼ばれることが多い）ことである。
【００１２】
図４は、本出願の例示的な実施形態に係る先端シュラウド５０の平面図を示す。当業者であれば、先端シュラウド５０は前縁５２と後縁５４とをそれぞれ含むことは理解されるであろう。すなわち、両縁部５２及び５４は、高温ガス通路において先端シュラウド５０の軸方向に相対する側部に位置し、前縁５２がほぼ上流側に面し、後縁５４はほぼ下流側に面する。また、図４に示すように、本出願の例示的な実施形態に係る先端シュラウド５０の端縁輪郭が画成される、符号１〜１４を付したポイントがあり、以下でより詳細に検討する。図４は、先端シュラウドの前縁５２に配置されるように端縁輪郭（すなわち、１〜１４のポイント）を示している。これは例示的なものである。当業者であれば、幾つかの実施形態では、ポイント１〜１４で描かれた端縁輪郭は、前縁５２及び後縁５４上の両方、或いは後縁５４上のみに配置してもよい。さらに、図４の例示的な実施形態は、主として、ガスタービンエンジンにおける先端シュラウドに対する作用の観点で検討されている。当業者であれば、蒸気タービン又は航空機エンジンにおけるスケール調整された形態など、他の作用でも実施可能である点は理解されるであろう。
【００１３】
具体的には、限定ではないが幾つかの実施形態では、図４の例示的な実施形態は、ガスタービンエンジンにおける第２段バケット上の先端シュラウドとして用いることができる。さらに限定ではないが、図４の例示的な実施形態は、ある実施形態では、Ｇｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ社（「ＧＥ」、米国ニューヨーク州スケネクタディ）製の７ＦＡ＋ｅガスタービンエンジンにおける先端シュラウドとして用いることができる。最後に、限定ではないが他の実施形態では、図４の例示的な実施形態は、Ｇｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ社（「ＧＥ」、米国ニューヨーク州スケネクタディ）製の７ＦＡ＋ｅガスタービンエンジンにおける第２段バケット上の先端シュラウドとして用いることができる。
【００１４】
本出願の例示的な実施形態に係る先端シュラウド端縁輪郭の形状を定めるために、空間内のポイントの固有の集合又は軌跡が輪郭を描くことができる。以下の表１並びに図４に示されるように、本出願による先端シュラウド端縁輪郭が画成される軌跡は、原点座標系に対するＸ、Ｙ、及びＺ座標を有する１４個のポイントの集合を含むことができる。具体的には、当業者には自明であろうが、座標系は翼形部に相対的に設定され、図２及び３に示されるポイントＡ、Ｂ、及びＣにより十分に定義される。ポイントＡ及びＢは共に、低温ロータ中心線よりも約３９．６００インチ上に配置することができる。ポイントＡは、翼形部平均キャンバ線と前縁翼形部表面との交点に位置し得る。ポイントＢは、翼形部平均キャンバ線と後縁翼形部表面との交点に位置し得る。ポイントＣは、低温ロータ中心線よりも４９．８６２インチに配置され、翼形部平均キャンバ線と翼形部後縁表面との交点に位置する。座標系の原点は、ポイントＡに配置することができる。ポイントＡとＢとが正のＸ軸を定めることができる。ポイントＡ、Ｂ、及びＣは正のＸ−Ｚ平面を定めることができる。よって、Ｙ軸は、右手の法則手法を利用して定義することができる。
【００１５】
上述のように、表１に規定するＸ、Ｙ、及びＺ値の直交座標系は、本出願の１つの実施形態に係る先端シュラウド５０の前縁５２の輪郭が画成されることができる。具体的には、表中のポイントを通ってほぼ滑らかな連続弧を形成することにより前縁５２の輪郭を構成することができるような、表中のポイントによって前縁５２の輪郭を形成することができる。Ｘ、Ｙ、及びＺ座標系に対する座標値は、表１においてインチ単位で記載されているが、この値が適切に変換される場合には、他の長さ単位を用いてもよい。
【００１６】
さらに、当業者には理解されるように、表１の座標値は、先端シュラウド５０の前縁５２の輪郭を決定するために小数点以下３位まで作成され表示されている。これらのポイントは、前縁の公称低温又は室温形状を表している。先端シュラウドが作動時に加熱されると、機械的荷重及び温度によってＸ、Ｙ、及びＺ座標の変化が生じることになる。従って、表１に規定する翼形部形状に対する値は、周囲温度、非作動又は非高温状態を表している。さらに、実際の翼形部形状の輪郭において考慮しなければならない一般製造公差及びコーティング公差が存在する。従って、あらゆるコーティング厚さを含む一般的な±製造公差、即ち±値が、下記の表１に示すＸ及びＹ値に加算されることは理解されるであろう。従って、ポイント１〜１４により定義される縁部に対し垂直な方向に±０．０６４インチの距離が、表１の実施形態に係る前縁５２の例示的な輪郭が画成されることができる。よって、公称低温又は室温での前縁５２の輪郭上の測定ポイントと同じ温度での以下の表に示されるこれらのポイントの理想位置との間には、公差値（すなわち、±０．０６４インチ）の範囲内でのばらつきが存在する可能性がある。端縁輪郭は、この範囲のばらつきに対して堅牢であり、機械的機能の損傷がない。（加えて、当業者には理解されるように、部品がタービンの位置にまで及ぶときに先端シュラウド５０に対して特定のタイプの修正が実施される場合には、より大きな公差範囲を適用可能にすることができる。場合によっては局所配合とも呼ばれるこのような局所的修正は、例えば、熟練者が欠陥部を研磨して取り去るのに用いられる手動グラインダーによって、或いは同様の方法により実施することができる。これらのタイプの局所修正を考慮すると、約±０．０２０インチの追加の公差値を用いることもできる。すなわち、局所配合又は他の同様の局所修正作業が実施されるときには、端縁輪郭は一般に拡大された公差範囲（すなわち、±０．０８４インチ）に対し堅牢であり、機械的機能の損傷がない。）
表１の座標は以下の通りである。
【００１７】
【表１】
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当業者であれば、上記の表１に開示された先端シュラウド端縁輪郭は、蒸気タービン又は航空機エンジンでの使用を含む、他のタービン段又は他のタイプのタービンで使用するために幾何学的に拡縮できることは理解されるであろう。この結果として、表１に記載された座標値は、翼形部形状が比例的に変化しないように拡大又は縮小することができる。表１の座標の拡縮形態は、定数により乗算又は除算した表１のＸ、Ｙ、及びＺ座標値で表されることになる。さらに、表１にはＺ座標が提供されているが、表１の値が示すように、先端シュラウドの端縁輪郭はＺ方向で実質的に定数であることは、当業者であれば理解されるであろう。この点を考慮すると、請求項に記載された端縁輪郭は、幾つかの実施形態では、実質的に定数のＺ座標値において表１のＸ及びＹ座標によって定義される２次元形状として定義することができる点はさらに理解されるであろう。換言すると、先端シュラウドの縁部は、ロータから実質的に一定の半径方向距離に配置される。
【００１８】
上述のように、エンジン性能の観点では、翼形部の半径方向外端全体を十分に覆い又は包むように比較的大きな先端シュラウドを有するのが一般に望ましい。しかしながら、作動中、タービンエンジンの回転速度に起因して、一般にこのオーバーハング荷重が極めて大きな応力を加えるようになる。これらの応力とタービンの高温環境とが相まって、タービンバケットの部品寿命が短くなる可能性がある。結果として、一体化先端シュラウドを有するタービンバケットの寿命を長くする観点では、先端シュラウドは比較的小さく軽量のままであるのが望ましい。
【００１９】
本発明による先端シュラウド形状は、部品寿命とエンジン性能の両方の目標を満足できるようにこれら競合する目的を効果的にバランス調整する。すなわち、本発明の先端シュラウド形状は、作動応力を許容可能なレベルに維持しながら翼形部の先端を効果的に覆う輪郭を与える。加えて、本出願による先端シュラウド形状は、例えば、従来の他の先端シュラウド形状と比べたときに、段空気流効率、空気力学的機能の強化、熱応力の低減、及び機械的応力の低減を含む、他の作動上の効率性を可能にする。当業者には理解されるように、本発明による先端シュラウド形状の効率性は、計算流体力学（ＣＦＤ）；従来型の流体動特性解析；オイラー・ナビエ−ストークス方程式；伝達関数、アルゴリズム、製造：先端シュラウドの手動位置決め及び流れ試験（例えば風洞における）及び修正；現場試験；モデル化：先端シュラウド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；並びに先端シュラウド流れ試験及び修正；これらの組み合わせ、さらに他の設計プロセス及び手法によって検証することができる。これらの判定方法は単に例証に過ぎず、本発明をどのようにも限定するものではない。
【００２０】
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く、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ことを理解されたい。
【符号の説明】
【００２１】
１０  高温ガス通路
１２  ガスタービン
１４  第１段ノズル
１６  第１段バケット
１７  タービンホイール
１８  第２段ノズル
２０  第２段バケット
２２  第３段ノズル
２４  第３段バケット
２８  タービンバケット
３０  プラットホーム
３２  シャンク
３４  ダブテール
３６  翼形部
３８  先端シュラウド
５０  先端シュラウド
５２  前縁
５４  後縁
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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