(57)【要約】【課題】タービンバケット用の翼形部形状を提供すること。【解決手段】翼形部（３８）を含むタービンバケットであって、翼形部（３８）が、明細書の表１に記載のＸ、Ｙ及びＺの直交座標値に実質的に合致する輪郭を有し、表１において、Ｚ値は約０〜１の無次元の値であってＺ値にインチ単位の翼形部（３８）の高さを乗じることによってインチ単位のＺ値に変換することができ、Ｘ及びＹはインチ単位の距離であって実質的に滑らかな連続弧で結ぶと各距離Ｚにおける翼形部（３８）の輪郭断面が画成され、距離Ｚにおける輪郭断面を互いに実質的に滑らかにつなぐと完全な翼形部（３８）形状を形成する。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼形部（３８）を含むタービンバケットであって、
翼形部（３８）が、表１に記載のＸ、Ｙ及びＺの直交座標値に実質的に合致する輪郭を有し、Ｚ値は約０〜１の無次元の値であってＺ値にインチ単位の翼形部（３８）の高さを乗じることによってインチ単位のＺ値に変換することができ、Ｘ及びＹはインチ単位の距離であって実質的に滑らかな連続弧で結ぶと、各距離Ｚにおける翼形部（３８）の輪郭断面が画成され、距離Ｚにおける輪郭断面を互いに実質的に滑らかにつなぐと完全な翼形部（３８）形状を形成する、タービンバケット。
【請求項２】
タービンバケットが、タービン内の第２段タービンバケット（２０）として機能するよう構成される、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項３】
タービンがガスタービンである、請求項２記載のタービンバケット。
【請求項４】
翼形部（３８）の形状が、翼形部（３８）の任意の表面位置に垂直な方向に±０．０４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。
【請求項５】
タービンバケットの高さが約１７〜１９インチである、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項６】
翼形部（３８）の高さが約１０〜１１インチである、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項７】
表１に記載のＸ、Ｙ及びＺの直交座標値に実質的に合致する無皮膜の公称翼形部（３８）を有する翼形部（３８）を含むタービンバケットであって、
表１において、Ｚ値は約０〜１の無次元の値であって、Ｚ値にインチ単位の翼形部（３８）の高さを乗じることによってインチ単位のＺ値に変換することができ、Ｘ及びＹはインチ単位の距離であって実質的に滑らかな連続弧で結ぶと各距離Ｚにおける翼形部（３８）の輪郭断面が画成され、Ｚ距離における輪郭断面を互いに滑らかにつなぐと完全な翼形部（３８）形状を形成し、Ｘ、Ｙ及びＺ距離が同じ定数又は数の関数として拡大又は縮小可能であって拡大又は縮小翼形部（３８）を与える、タービンバケット。
【請求項８】
タービンバケットが、タービン内の第２段タービンバケット（２０）として機能するよう構成される、請求項７記載のタービンバケット。
【請求項９】
翼形部（３８）の形状が、翼形部（３８）の任意の表面位置に垂直な方向に±０．０４インチ以内の包絡曲面内に位置する、請求項７記載のタービンバケット。
【請求項１０】
翼形部（３８）の高さが約１０〜１１インチである、請求項７記載のタービンバケット。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はタービンバケットに関する。
【０００２】
タービンバケットは、一般に、タービンエンジンにおいて、タービンを通る作動流体の流れを機械エネルギーに変換する回転ブレードである。より詳細には、限定ではないが、本発明は、タービンバケット用の改善された翼形部形状に関する。本明細書で開示される発明は、以下で詳細に検討するようなガスタービンエンジンで使用するように説明され意図しているが、蒸気タービン及び航空機エンジンにおいて拡大又は縮小された設計を効果的に用いることもできる。
【背景技術】
【０００３】
ガスタービンエンジンの作動流体は、一般に、燃料の燃焼によって結果として生じる高温ガスの流れを含む。高温ガスの流れは、エンジンのタービンセクションを貫通して配向され、該タービンセクションには、タービンバケットの複数の段を含む。各バケットは、バケット翼形部又は翼形部を含み、これは作動流体の流れと相互作用するバケットの一部である。翼形部の形状に起因して、作動流体によりバケット段のロータ周りの回転を引き起こし、その結果、作動流体のエネルギーが機械エネルギーに変換されるようになる。
【０００４】
当業者には理解されるように、複数の段における翼形部の設計及び形状は、タービンの性能全体にかなりの影響を及ぼす可能性がある。段の各々における翼形部は、設計要件の固有のセットを有し、これらは、満たすべきタービン性能目標（例えば、エンジンの全体効率）に適合する必要がある。場合によっては、翼形部設計及び形状の軽微なばらつきが、エンジン運転効率及び作動中のタービンバケットの負荷特性に有意な影響を及ぼす可能性がある。勿論、エネルギーコストが上昇すると、不可避的にそのようであるが、効率を向上させるタービンエンジンの設計は、継続的且つ重要な目標である。従って、タービンエンジンの複数の段にわたって効率的なタービン運転を可能にする改善された翼形部形状に対する必要性が引き続きある。
【発明の概要】
【０００５】
従って、本出願は、翼形部を含むことができ、該翼形部が、表１に記載のＸ、Ｙ及びＺの直交座標値に実質的に合致する輪郭を有し、表１において、Ｚ値は約０〜１の無次元の値であって、Ｚ値にインチ単位の翼形部の高さを乗じることによってインチ単位のＺ値に変換することができ、Ｘ及びＹはインチ単位の距離であって実質的に滑らかな連続弧で結ぶと各距離Ｚにおける翼形部の輪郭断面が画成され、距離Ｚにおける輪郭断面を互いに実質的に滑らかにつなぐと完全な翼形部形状を形成するタービンバケットについて開示する。幾つかの実施形態では、タービンバケットは、タービン内の第２段タービンバケットとして機能するよう構成することができる。タービンはガスタービンとすることができる。翼形部の形状は、翼形部の任意の表面位置に垂直な方向に±０．０４インチ以内の包絡曲面内に位置することができる。タービンバケットの高さは約１７〜１９インチとすることができる。翼形部の高さは、約１０〜１１インチとすることができる。
【０００６】
本出願はさらに、表１に記載のＸ、Ｙ及びＺの直交座標値に実質的に合致する無皮膜の公称翼形部を有する翼形部を含み、表１において、Ｚ値は約０〜１の無次元の値であって、Ｚ値にインチ単位の翼形部の高さを乗じることによってインチ単位のＺ値に変換することができ、Ｘ及びＹはインチ単位の距離であって実質的に滑らかな連続弧で結ぶと各距離Ｚにおける翼形部の輪郭断面が画成され、Ｚ距離における輪郭断面を互いに滑らかにつなぐと完全な翼形部形状を形成し、Ｘ、Ｙ及びＺ距離が、拡大又は縮小翼形部を与えるよう同じ定数又は数の関数として拡大又は縮小可能であるタービンバケットについて開示する。タービンバケットは、タービン内の第２段タービンバケットとして機能するよう構成することができる。翼形部の形状は、翼形部の任意の表面位置に垂直な方向に±０．０４インチ以内の包絡曲面内に位置することができる。翼形部の高さは、約１０〜１１インチとすることができる。
【０００７】
本出願のこれら及び他の特徴は、図面及び添付の請求項を参照しながら好ましい実施形態の以下の詳細な説明を読めば明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】ガスタービンの複数の段を貫通する高温ガス通路の概略図及び本発明の実施形態に係る例示的な第２段バケット翼形部を示す図。
【図２】バケット翼形部がプラットホーム及びダブテール接続部と共に示された、本発明の例示的な実施形態に係る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。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
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。
【００１０】
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の高温ガス通路が全体的に符号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。
【００１１】
当業者には自明であろうが、図２及び３に示されるタービンバケットは、一般に、プラットホーム３０と、シャンク３２と、ダブテール３４とを含み、これらを用いてバケットをタービンホイール１７に接続する。先端シュラウド３６は、バケット２０の各々の先端に設けることができる。バケット２０の各々はまた、バケット翼形部すなわち翼形部３８を含むことができ、これは一般に、プラットホーム３０と先端シュラウド３６との間のバケット２０の長さに沿って位置する。翼形部３８に沿って、バケット２０は、全体的に翼形部の断面形状を有する。翼形部形状に起因して、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。
【００１２】
本発明による翼形部形状の例示的な実施形態が図２及び３に示されている。図２及び３の例示的な実施形態は、例えば、ガスタービンにおけるタービンバケット２０として使用することができるが、蒸気タービン又は航空機エンジンにおけるような他の用途も実施可能である。具体的には、限定ではないが、図２及び３の例示的な実施形態は、ガスタービンにおける第２段バケットとして用いることができる。さらに、限定ではないが、図２及び３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段バケットとして用いることができる。
【００１３】
本明細書で説明するように、図２及び３の例示的な実施形態の翼形部３８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。表１に示されるように、翼形部３８の形状を定める軌跡は、図２及び３で規定される原点座標系に対するＸ、Ｙ、及びＺ座標を有する約１，２００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、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３９．６００インチ上に配置される。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する。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する。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に配置される。ポイントＡとＢとが正のＸ軸を定める。ポイントＡ、Ｂ、及びＣは正のＸ−Ｚ平面を定める。よって、Ｙ軸は、右手の法則手法を利用して定義される。従って図示のように、幾つかの実施形態では、翼形部の高さは約１０〜１１インチとすることができる。幾つかの実施形態では、バケットの高さ全体は１７から１９インチとすることができる。以下で検討するように他の高さも実施可能である。
【００１４】
以下の表１に規定するＸ、Ｙ、及びＺ値の直交座標系は、本出願の例示的な実施形態に係る翼形部３８の形状を定義する。具体的には、翼形部３８の形状は、記載のポイントを通ってほぼ滑らかなシート表面を定めることによって翼形部３８を構成することができるように、記載されたポイント群により定義される。Ｘ、Ｙ、及びＺ座標に対する座標値は、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。
【００１５】
当業者には理解されるように、表１の値は、翼形部３８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、翼形部３８の公称低温又は室温形状を表している。バケット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。
【００１６】
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、翼形部３８に沿ったあらゆる表面位置に対し垂直な方向に±０．０４インチの距離が、表１の例示的な実施形態に係る翼形部輪郭を定めることができる。よって、公称低温又は室温での実際の翼形部表面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、公差値の範囲内でのばらつきが存在する可能性がある。翼形部３８設計は、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。
【００１７】
【表１】
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当業者であれば、上記の表１に開示された翼形部形状は、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大又は縮小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の座標の拡大又は縮小形態は、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、翼形部形状の分散は、表１に記載されたポイントの少数が排除されるが、翼形部の作動及び形状が実質的に同じままであるようにすることができる。これらの分散は、表１に記載のポイントの最大５％が排除される場合の翼形部形状を含むことができる。当業者には理解されるように、この特性の翼形部形状は、本出願の範囲内にある。
【００１８】
上述のように、タービンバケット及び特にタービン翼形部は、作動流体の膨張する流れの運動エネルギーを回転シャフトの機械エネルギーに変換するのに用いられ、次いで、該機械エネルギーは発電機により使用されて、電気出力を発生することができる。本発明によりここで具現化されるように、翼形部の構成（並びに周囲翼形部との相互作用）は、他の望ましい態様の中でも特に、段効率性、空気力学の強化、段から段への滑らかな層流、熱応力の低下、空気流を段から段に効果的に流す段の相関性の強化、及び機械応力の低下が得られる。本発明による翼形部から生じるもの（周囲翼形部との望ましい相互作用を含む）の中でも特に、流体流れ動特性及び層流の望ましい動作態様は、種々の手段によって検証することができる。例えば、本発明により具現化されるように、先行する／上流側の翼形部からの流体流れが翼形部と交差し、本発明の翼形部の構成により、翼形部全体及びその周囲の流れが強化される。詳細には、本発明により具現化されるように、翼形部からの流体動特性及び層流が強化される。先行する／上流側の翼形部及びノズルからの滑らかな移行流体流、並びに隣接する／上流側の翼形部及びノズルへの滑らかな移行流体流が存在する。さらに、本発明による翼形部からの流れは隣接する／上流側の翼形部及びノズルに進み、翼形部からの強い層状流体流れに起因して強化される。従って、本発明により具現化される翼形部の形状は、タービンユニット内での乱流の流体流を防止するのに役立ち、流れの運動エネルギーをタービンユニットを通して回転シャフトの機械エネルギーにより効率的に変換するのを促すのに役立つ。
【００１９】
さらに、本発明を限定するものではないが、本発明による翼形部構成（流体流相互作用の有無）の有効性は、計算流体力学（ＣＦＤ）；従来型の流体ダイナミックス解析；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：翼形部の手動位置決め、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、機械、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；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定量化することができる。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】
上述のように、周辺部表面を含む、本発明により具現化される翼形部構成（並びに該翼形部の周囲翼形部との相互作用）は、他の類似した翼形部と比較して、本発明の他の望ましい態様の中でも特に、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関性の強化、及び機械的応力の低減を可能にする。例えば、本発明をどのようにも限定するものではないが、本発明の翼形部は、同じ機能に用いることができる他の従来の翼形部よりも５〜１０％程度の効率の向上を可能にすることができる。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出力を提供し、従って、本質的にエミッションが減少する。勿論、このような他の利点も本発明の範囲内にある。
【００２１】
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】
【００２２】
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  先端シュラウド
３８  翼形部
【図１】
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【図２】
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【図３】
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