(57)【要約】【課題】タービンバケット用の翼形及びそれを組込んだタービンを提供する。【解決手段】第３段タービンバケット（２４）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翼形部３４の輪郭を有し、この表Ｉにおいて、Ｘ及びＹ値は、インチ単位で表しており、Ｚ’値は、該Ｚ’値にインチ単位で表した翼形部の高さを乗じることによってインチ単位で表したＺ距離に換算可能な０から１までの無次元値である。Ｘ及びＹ値は滑らかな連続円弧で結ぶと、各距離Ｚにおける翼形部輪郭断面を定める距離である。各距離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を形成する。Ｘ、Ｙ及びＺ距離は、バケット用の拡大した又は縮小した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とすることができる。Ｘ、Ｙ及びＺ距離によって与えられた基準翼形部は、該翼形部の表面に対して垂直な方向に±０．０６０インチの包絡面の範囲内に位置する。【選択図】      図２
2009036205.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼形を有するバケット翼形部（３４）を備えるタービンバケット（２４）であって、
前記翼形部が、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基準輪郭を有し、表Ｉにおいて、Ｚ’値は、該Ｚ’値にインチ単位で表した前記翼形部の高さを乗じることによってインチ単位で表したＺ距離に換算可能な０から１までの無次元値であり、表Ｉにおいて、Ｘ及びＹは滑らかな連続円弧で結ぶと、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した距離であり、
前記Ｚ距離における輪郭断面を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形を形成する、
タービンバケット。
【請求項２】
タービン（１２）の第３段の一部を形成する、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項３】
前記翼形が、任意の翼形部表面位置に対して垂直な方向に±０．０６０インチ以内の包絡面内に位置する、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項４】
該タービンバケットの根元から先端までの高さが、１７．６１３６インチである、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項５】
前記Ｘ、Ｙ及びＺ距離が、拡大した又は縮小した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、請求項１記載のタービンバケット。
【請求項６】
請求項１記載の複数のタービンバケット（２４）を備えるタービンホイールを含む、タービン（１２）。
【請求項７】
前記タービンバケットが該タービンの第３段バケットである、請求項６記載のタービン。
【請求項８】
前記Ｘが該タービンの回転軸線に平行な距離を表す、請求項６記載のタービン。
【請求項９】
該タービンの軸方向中心線と表Ｉに記載の前記翼形部の基部との間の前記Ｚ高さが３７．３１８２インチであり、前記翼形部の基部が０．０００における無次元化Ｚに相当する、請求項６記載のタービン。
【請求項１０】
前記タービンバケットの根元から先端までの高さが１７．６１３６インチである、請求項９記載のタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンの段のバケット用の翼形部に関し、具体的には、第３段タービンバケット翼形部輪郭に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンの高温ガス通路セクションの各段では、効率及び翼形部負荷の全体的改善を含む設計目標に適合させるために、多くのシステム要件が満たされなくてはならない。具体的には、タービンセクションの第３段のバケットは、この特定の段の作動要件を満たし、かつ効率的な製造も可能でなければならない。
【特許文献１】米国特許第６７７９９８０号明細書
【特許文献２】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】
【０００３】
本発明は、タービンバケットにおいて具現化することができ、本タービンバケットは、翼形を有するバケット翼形部を含み、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有し、表Ｉにおいて、Ｚ’値は、該Ｚ’値にインチ単位で表した翼形部高さを乗じかつ翼形部基部の半径を加算することによってインチ単位で表したＺ距離に換算可能な０から１までの無次元値であり、表Ｉにおいて、Ｘ及びＹは滑らかな連続円弧で結ぶと、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した距離であり、Ｚ距離における輪郭断面を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形を形成する。
【０００４】
本発明はまた、タービンバケットにおいて具現化することができ、本タービンバケットは、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皮膜のない基準翼形部輪郭を有するバケット翼形部を有し、表Ｉにおいて、Ｚ’値は、該Ｚ’値にインチ単位で表した翼形部高さを乗じかつ翼形部基部の半径を加算することによってインチ単位で表したＺ距離に換算可能な０から１までの無次元値であり、表Ｉにおいて、Ｘ及びＹは滑らかな連続円弧で結ぶと、各Ｚ距離における翼形部輪郭断面を定めるインチ単位で表した距離であり、Ｚ距離における輪郭断面を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形を形成し、Ｘ、Ｙ及びＺ距離が、拡大した又は縮小した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。
【０００５】
本発明はさらに、タービンにおいて具現化することができ、本タービンは、複数のバケットを有するタービンホイールを含み、バケットの各々は、翼形形状を有する翼形部を含み、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有し、表Ｉにおいて、Ｚ’値は、該Ｚ’値にインチ単位で表した翼形部高さを乗じかつ翼形部基部の半径を加算することによってインチ単位で表したＺ距離に換算可能な０から１までの無次元値であり、表Ｉにおいて、Ｘ及びＹは滑らかな連続円弧で結ぶと、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した距離であり、Ｚ距離における輪郭断面を互いに滑らかに結ぶと完全な翼形を形成する。
【０００６】
本発明のこれらの及びその他の目的及び利点は、添付図面と共に行う本発明の現時点での好ましい実施例としての実施形態についての以下のより詳細な説明を注意深く検討することによってより完全に理解されかつ納得されるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
次に、図面、特に図１を参照すると、複数のタービン段を含むガスタービン１２のその全体を参照符号１０で表した高温ガス通路を示している。３つの段を図示している。例えば、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及びバケット１６を含む。ノズルは、互いに円周方向に間隔を置いて配置されかつロータの軸線の周りに固定される。当然ながら、第１段バケット１６は、タービンロータ１７上に取付けられる。タービン１２の第２段もまた、図示しており、第２段は、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたノズル１８及びロータ上に取付けら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を含む。複数の円周方向に間隔を置いて配置されたノズル２２及びロータ１７上に取付けられたバケット２４を含む第３段もまた、図示している。ノズル及びバケットは、タービンの高温ガス通路１０内に位置しており、高温ガス通路１０を通る高温ガスの流れの方向は、矢印２６によって示していることが分かるであろう。
【０００８】
図２を参照すると、第３段のバケット、例えばバケット２４は、詳細には示していないがロータ１７の一部を形成するロータホイール上に取付けられたバケット根元３２を有しかつプラットフォーム３０を含む。図２に示すように、各バケット２４は、バケット翼形部３４を有することも分かるであろう。従って、バケット２４の各々は、翼形部３４の形状としてバケットプラットフォームからバケット先端３６までの任意の断面においてバケット翼形部輪郭を有する。タービンの実施例としての実施形態における座標系を定める目的でバケット翼形部の基部３８は、タービン中心線から３７．３１８２インチのところに位置している。これは、０．０００に等しいＺ’における表Ｉの無次元Ｚ’値に相当する。タービンの実施例としての実施形態における翼形を定める目的でバケット翼形部の先端３６は、半径に沿ってタービン中心線から５４．９３１８インチのところに位置している。従って、バケット２４のＺ長さは、根元から先端まで１７．６１３６インチである。
【０００９】
７ＦＢ統合型ガス化複合サイクル（ＩＧＣＣ)ガスタービン高温ガス通路は、空気力学的及び機械的ブレード負荷及び効率のシステム要件に適合した第３段翼形部を必要とする。各第３段バケット翼形部の翼形を定めるために、段の要件を満たしかつ製造することができる、空間内における固有の点の組又は軌跡を提供する。この固有の点の軌跡は、段効率の要件を満たしかつタービンが効率的、安全かつ円滑な状態で運転されるのを可能にする空気力学的及び機械的負荷間での反復によって得られる。これらの点は、本システムにとって独特かつ特有のものであり、当業者には自明ではない。本発明のバケット翼形部輪郭を定める軌跡は、図２に示すように設定した基準原点座標系に対するＸ、Ｙ及びＺ’寸法を有する３２００点の組を含む。より具体的には、座標系は、翼形部に対して設定されかつ点Ａ、Ｂ及びＣによって完全に定められる。点Ａ及びＢは両方共、低温ロータ中心線の上方３７．３１８２インチに定位される。点Ａは、前縁翼形部表面上に定位されており、点Ｂは、後縁翼形部表面上に定位されている。点Ｃは、翼形部後縁表面上で低温ロータ中心線の上方５４．９３１８インチに定位されている。点Ａ及びＢは、Ｘ軸を定める。点Ａ、Ｂ及びＣは、Ｘ−Ｚ平面を定める。座標系原点は、図２に概略的に示すように点Ａ及びＢ間に定位される。上述のように、下の表Ｉに示すＸ，Ｙ及びＺ’値のデカルト座標系は、その長さに沿った様々な位置でバケット翼形部の輪郭を定める。Ｘ及びＹ座標についての座標値は、表Ｉではインチ単位で記載されているが、その数値が適切に換算される場合には別の寸法単位も使用することができる。Ｚ値は、表Ｉには０から１までの無次元形式（Ｚ’）で記載されている。Ｚ’値を、例えばインチ単位で表したＺ座標値に換算するためには、表Ｉに示す無次元Ｚ値は、インチ単位で表した翼形部のＺ長さ（この実施例としての実施形態では、１７．６１３６）を乗じられかつ翼形部基部の半径(この実施例としての実施形態では、３７．３１８２)を加算される。上記のように、デカルト座標系は、直交関係のＸ、Ｙ及びＺ軸を有し、Ｘ軸は、タービンロータ中心線すなわち回転軸線と平行に位置しており、正のＸ座標値は、軸方向にタービンの後方すなわち排出端部に向かう方向である。正のＹ座標値は、ロータの回転方向に接線方向に延び、正のＺ’座標値は、半径方向外向きにバケット先端に向かう方向である。
【００１０】
Ｘ、Ｙ平面に対して垂直なＺ方向の選択位置におけるＸ及びＹ座標値を定めることによって、翼形部の長さに沿った各Ｚ距離におけるバケット翼形部の輪郭断面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、各距離Ｚにおける各輪郭断面が決定される。距離Ｚ間の様々な表面位置の翼形部輪郭は、隣接する輪郭断面を互いに滑らかに接続して翼形部輪郭を形成することによって決定される。
【００１１】
表Ｉの値は、翼形部の輪郭を決定するために小数点以下４桁まで作成されかつ示されている。ブレードは、その表面が高温になるので、応力及び温度により、Ｘ、Ｙ及びＺ’に変化が生じることになる。従って、表Ｉに示す輪郭のための数値は、周囲温度状態、非作動状態又は非高温状態を表しており、皮膜のない翼形部についてのものである。
【００１２】
翼形部の実際の輪郭には、考慮しなければならない一般的な製造公差並びに皮膜が存在する。各断面を他の断面と滑らかに結ぶと完全な翼形を形成する。従って、あらゆる皮膜厚さを含む一般的な±製造公差、すなわち±値は、下の表Ｉに示すＸ及びＹ値に対して加算されることが分かるであろう。従って、翼形部輪郭に沿った任意の表面位置に対して垂直な方向における±０．０６０インチの距離は、この特定のバケット翼形部設計及びタービンについての翼形部輪郭包絡面、すなわち基準の低温又は常温での実際の翼形部表面上の測定点と同一温度での下の表に示すこれらの点の理想的な位置との間における差異の範囲を定める。このバケット翼形部設計は、この差異の範囲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。
【００１３】
【表１】
2009036205.tif 000003
2009036205.tif 000004
2009036205.tif 000005
2009036205.tif 000006
2009036205.tif 000007
2009036205.tif 000008
2009036205.tif 000009
2009036205.tif 000010
2009036205.tif 000011
2009036205.tif 000012
2009036205.tif 000013
2009036205.tif 000014
2009036205.tif 000015
2009036205.tif 000016
2009036205.tif 000017
2009036205.tif 000018
2009036205.tif 000019
2009036205.tif 000020
2009036205.tif 000021
2009036205.tif 000022
2009036205.tif 000023
2009036205.tif 000024
2009036205.tif 000025
2009036205.tif 000026
2009036205.tif 000027
2009036205.tif 000028
2009036205.tif 000029
2009036205.tif 000030
2009036205.tif 000031
2009036205.tif 000032
2009036205.tif 000033
2009036205.tif 000034
2009036205.tif 000035
2009036205.tif 000036
2009036205.tif 000037
2009036205.tif 000038
2009036205.tif 000039
2009036205.tif 000040
上の表Ｉに開示した翼形部は、他の類似のタービン設計で使用するために幾何学形状的に拡大し又は縮小することができる。その結果、表Ｉに記載した座標値は、翼形部輪郭形状が変化しない状態で維持されるように、率に応じて拡大し又は縮小することができる。表Ｉにおける座標の拡大縮小したものが、表ＩのＸ、Ｙ及びＺ’座標値によって表されることになり、Ｘ及びＹ並びに無次元Ｚ’座標値は、定数により乗算又は除算されたインチに換算された状態になる。
【００１４】
この開示における重要な項目は、輪郭である。この輪郭は、翼形部表面上の測定点と表Ｉに記載の理想的な位置との間の差異の範囲にある。製造したブレードにおける実際の輪郭は、表Ｉのものとは異なることになるが、設計は、この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。上述のように、本明細書では、プラス（＋）又はマイナス（−）０．０６０インチ輪郭公差を使用している。
【００１５】
開示した翼形は、機械の状態及び仕様を最適化しかつ該機械の状態及び仕様に対して専用のものである。この翼形により、１）高圧タービンにおける他の段間での相互作用、２）空気力学的効率、及び３）正規化空気力学的及び機械的ブレード負荷を達成する固有の輪郭を得ることができる。開示した点の軌跡により、７ＦＢ型ＩＧＣＣガスタービンを効率的、安全かつ円滑な状態で運転させることが可能になる。また、上述のように、１）高圧タービンにおける他の段間での相互作用、２）空気力学的効率、３）正規化空気力学的及び機械的ブレード負荷が、拡大縮小したタービンにおいて維持される限り、開示した翼形部のあらゆる拡大縮小を採用することができる。
【００１６】
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、本発明が、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。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】ガスタービンの複数段を通る高温ガス通路を示しかつ本発明の実施例としての実施形態による第３段バケット翼形部を示す概略図。
【図２】本発明の実施例としての実施形態によるバケットの斜視図。
【符号の説明】
【００１８】
１０  高温ガス通路
１２  ガスタービン
１４  ノズル
１６  バケット
１７  タービンロータ
１８  ノズル
２０  バケット
２２  ノズル
２４  バケット
２６  高温ガスの流れの方向の矢印
３０  プラットフォーム
３２  バケット根元
３４  翼形部
３６  バケット先端
３８  基部
【図１】
2009036205.tif 000041
【図２】
2009036205.tif 000042