JP2012159077A - Turbine bucket for use in gas turbine engine and method for fabricating the same - Google Patents
Turbine bucket for use in gas turbine engine and method for fabricating the same Download PDFInfo
- Publication number
- JP2012159077A JP2012159077A JP2012011602A JP2012011602A JP2012159077A JP 2012159077 A JP2012159077 A JP 2012159077A JP 2012011602 A JP2012011602 A JP 2012011602A JP 2012011602 A JP2012011602 A JP 2012011602A JP 2012159077 A JP2012159077 A JP 2012159077A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- shroud
- turbine
- tip
- radial distance
- casing
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title description 10
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 7
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 28
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 12
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 12
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 11
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 10
- 241000879887 Cyrtopleura costata Species 0.000 description 6
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 5
- 230000004323 axial length Effects 0.000 description 4
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 3
- 239000002002 slurry Substances 0.000 description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 241000725175 Caladium bicolor Species 0.000 description 1
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 235000015966 Pleurocybella porrigens Nutrition 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010439 graphite Substances 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000003345 natural gas Substances 0.000 description 1
- 239000003208 petroleum Substances 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- ZLGIYFNHBLSMPS-ATJNOEHPSA-N shellac Chemical group OCCCCCC(O)C(O)CCCCCCCC(O)=O.C1C23[C@H](C(O)=O)CCC2[C@](C)(CO)[C@@H]1C(C(O)=O)=C[C@@H]3O ZLGIYFNHBLSMPS-ATJNOEHPSA-N 0.000 description 1
- 230000036346 tooth eruption Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
- F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
- F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/30—Arrangement of components
- F05D2250/34—Arrangement of components translated
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/30—Arrangement of components
- F05D2250/38—Arrangement of components angled, e.g. sweep angle
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
本開示の分野は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンで使用するタービンバケットに関する。 The field of the disclosure relates generally to gas turbine engines, and more specifically to turbine buckets for use in gas turbine engines.
少なくとも幾つかの公知のガスタービンエンジンは、燃焼器、燃焼器の下流に結合された圧縮機、タービン、並びに圧縮機及びタービン間に回転可能に結合されたロータ組立体を含む。幾つかの公知のロータ組立体は、ロータシャフト、ロータシャフトに結合された少なくとも１つのロータディスク及び各ロータディスクから外向きに延在する複数の円周方向に間隔を置いて配置されたタービンバケットを含む。各タービンバケットは、プラットフォームからタービンケーシングに向けて半径方向外向きに延在する翼形部を含む。 At least some known gas turbine engines include a combustor, a compressor coupled downstream of the combustor, a turbine, and a rotor assembly rotatably coupled between the compressor and the turbine. Some known rotor assemblies include a rotor shaft, at least one rotor disk coupled to the rotor shaft, and a plurality of circumferentially spaced turbine buckets extending outwardly from each rotor disk. including. Each turbine bucket includes an airfoil extending radially outward from the platform toward the turbine casing.
少なくとも幾つかの公知のタービンの運転時に、圧縮機は、空気を加圧し、この加圧空気は次に、燃料と混合された後に燃焼器に送られる。混合気は次に、点火燃焼されて高温燃焼ガスを発生し、この燃焼ガスは次にタービンに送られる。回転タービンブレード又はバケットは、燃焼ガスのような高温流体をタービンを通して導く。タービンは、燃焼ガスからエネルギーを取出して圧縮機に動力供給すると同時に発電機のような負荷に動力供給し或いは飛行中の航空機を推進する有用な仕事を行う。 During operation of at least some known turbines, the compressor pressurizes air, which is then mixed with fuel and then sent to the combustor. The mixture is then ignited to produce hot combustion gases that are then sent to the turbine. A rotating turbine blade or bucket directs a hot fluid, such as combustion gas, through the turbine. Turbines perform useful work to extract energy from combustion gases and power a compressor while simultaneously powering a load such as a generator or propelling an aircraft in flight.
少なくとも幾つかの公知のタービンバケットは、翼形部の外側先端端部から延在して、翼形部及びタービンケーシング間の空気流れを減少させるシュラウドを含む。タービンを通して送られる燃焼ガスの少なくとも一部分は、先端クリアランス損失として先端シュラウド及び翼形部間を流れるので好ましくない。そのような先端クリアランス損失は、タービン段における全体損失の約２０％〜２５％を占める可能性がある。公知の先端シュラウドは、タービンバケットの前縁及びタービンケーシング間に形成された空洞を含む。この空洞は、燃焼ガスを捕捉しかつ空洞内に渦流を形成させる。この渦流は、燃焼ガスを主流路に向けて導き直しかつこの主流路内の燃焼ガスを混乱させる。しかしながら、このような混乱は、主ガス通路内での二次流れ損失を発生させまたタービンの運転効率を低下させる。 At least some known turbine buckets include a shroud extending from the outer tip end of the airfoil to reduce air flow between the airfoil and the turbine casing. At least a portion of the combustion gas sent through the turbine is undesirable because it flows between the tip shroud and the airfoil as tip clearance loss. Such tip clearance losses can account for about 20% to 25% of the total losses in the turbine stage. Known tip shrouds include a cavity formed between the leading edge of the turbine bucket and the turbine casing. This cavity captures combustion gases and creates vortices within the cavity. This vortex redirects the combustion gas towards the main flow path and disrupts the combustion gas in the main flow path. However, such confusion causes secondary flow losses in the main gas passage and reduces the operating efficiency of the turbine.
１つの態様では、タービンエンジンで使用するためのタービンバケットを提供する。本タービンバケットは、タービンケーシング内に配置されたロータ組立体に結合されたダブテールを含む。プラットフォームが、ダブテールから延在する。翼形部が、プラットフォームから延在する。翼形部は、根元端部及び先端端部を含む。先端端部は、根元端部からタービンケーシングに向けて外向きに延在する。先端シュラウドが、先端端部から延在する。先端シュラウドは、シュラウドプレートを含む。第１のシュラウドレールが、シュラウドプレートからタービンケーシングに向けて第１の半径方向距離にわたり延在する。第２のシュラウドレールが、シュラウドプレートからタービンケーシングに向けて第１の半径方向距離とは異なる第２の半径方向距離にわたり延在する。 In one aspect, a turbine bucket for use with a turbine engine is provided. The turbine bucket includes a dovetail coupled to a rotor assembly disposed within the turbine casing. A platform extends from the dovetail. An airfoil extends from the platform. The airfoil includes a root end and a tip end. The tip end portion extends outward from the root end portion toward the turbine casing. A tip shroud extends from the tip end. The tip shroud includes a shroud plate. A first shroud rail extends a first radial distance from the shroud plate toward the turbine casing. A second shroud rail extends from the shroud plate toward the turbine casing over a second radial distance that is different from the first radial distance.
別の態様では、タービンエンジンシステムを提供する。本タービンエンジンシステムは、ケーシングと、圧縮機と、圧縮機と流れ連通状態で結合されて、該圧縮機によって吐出された空気の少なくとも一部を受けるタービンとを含む。タービンは、ケーシング内に配置される。ロータシャフトが、タービンに回転可能に結合される。ロータシャフトは、中心軸線を定める。複数の円周方向に間隔を置いて配置されたタービンバケットが、ロータシャフトに結合される。複数のタービンバケットの各々は、プラットフォームを含む。翼形部が、プラットフォームから延在する。翼形部は、根元端部及び先端端部を含む。先端端部は、根元端部からケーシングに向けて外向きに延在する。先端シュラウドが、先端端部から延在する。先端シュラウドは、シュラウドプレートを含む。第１のシュラウドレールが、シュラウドプレートからケーシングに向けて第１の半径方向距離にわたり延在する。第２のシュラウドレールが、シュラウドプレートからケーシングに向けて第１の半径方向距離とは異なる第２の半径方向距離にわたり延在する。 In another aspect, a turbine engine system is provided. The turbine engine system includes a casing, a compressor, and a turbine that is coupled in flow communication with the compressor and receives at least a portion of the air discharged by the compressor. The turbine is disposed in the casing. A rotor shaft is rotatably coupled to the turbine. The rotor shaft defines a central axis. A plurality of circumferentially spaced turbine buckets are coupled to the rotor shaft. Each of the plurality of turbine buckets includes a platform. An airfoil extends from the platform. The airfoil includes a root end and a tip end. The tip end portion extends outward from the root end portion toward the casing. A tip shroud extends from the tip end. The tip shroud includes a shroud plate. A first shroud rail extends from the shroud plate toward the casing over a first radial distance. A second shroud rail extends from the shroud plate toward the casing over a second radial distance that is different from the first radial distance.
さらに別の態様では、タービンエンジンで使用するためのタービンバケットを製作する方法を提供する。本方法は、ほぼ固体のセラミックタービンバケットコアを形成するステップを含む。コアは型具内に挿入される。タービンバケットは、プラットフォームから延在する翼形部と共に鋳造される。その場合には、翼形部は、該翼形部の先端端部から延在する先端シュラウドを含む。先端シュラウドは、シュラウドプレートと、シュラウドプレートから第１の半径方向距離にわたり延在する第１のシュラウドレールと、シュラウドプレートから第１の半径方向距離とは異なる第２の半径方向距離にわたり延在する第２のシュラウドレールとを含む。 In yet another aspect, a method for making a turbine bucket for use in a turbine engine is provided. The method includes forming a substantially solid ceramic turbine bucket core. The core is inserted into the mold. The turbine bucket is cast with an airfoil extending from the platform. In that case, the airfoil includes a tip shroud extending from the tip end of the airfoil. The tip shroud extends a shroud plate, a first shroud rail extending from the shroud plate over a first radial distance, and a second radial distance from the shroud plate that is different from the first radial distance. A second shroud rail.
本明細書で説明する例示的な方法及びシステムは、タービンバケットの前縁近傍での渦流の形成を減少させるのを可能にする先端シュラウドを設けることによって公知のタービンバケットの少なくとも幾つかの欠点を克服する。より具体的には、本明細書で説明する実施形態は、先端シュラウド及びタービンケーシング間に形成された空洞の寸法を縮小した半径方向高さを有する複数のシュラウドレールを備えて、該空洞内における渦流の形成を減少させる先端シュラウドを提供する。 The exemplary methods and systems described herein overcome at least some of the disadvantages of known turbine buckets by providing a tip shroud that enables reduced vortex formation near the leading edge of the turbine bucket. Overcome. More specifically, the embodiments described herein comprise a plurality of shroud rails having a radial height that reduces the size of the cavity formed between the tip shroud and the turbine casing, within the cavity. A tip shroud is provided that reduces vortex formation.
本明細書で使用する場合に、「上流側」という用語は、ガスタービンエンジンの前方又は吸入端部を意味し、また「下流側」という用語は、ガスタービンエンジンの後方又はノズル端部を意味する。 As used herein, the term “upstream” refers to the front or intake end of the gas turbine engine, and the term “downstream” refers to the rear or nozzle end of the gas turbine engine. To do.
図１は、例示的なタービンエンジンシステム１０の概略図である。この例示的な実施形態では、タービンエンジンシステム１０は、吸込みセクション１２、吸込みセクション１２の下流に結合された圧縮機セクション１４、圧縮セクション１４の下流に結合された燃焼器セクション１６、燃焼器セクション１６の下流に結合されたタービンセクション１８及びタービンセクション１８に結合された排出セクション２０を含む。タービンセクション１８は、ロータシャフト２２を介して圧縮機セクション１４に結合される。この例示的な実施形態では、燃焼器セクション１６は、複数の燃焼器２４を含む。燃焼器セクション１６は、各燃焼器２４が圧縮機セクション１４と流れ連通状態になるように、該圧縮機セクション１４に結合される。タービンセクション１８は、圧縮機セクション１４に結合され、またそれに限定されないが、発電機及び／又は機械的駆動用途のような負荷２６に結合される。この例示的な実施形態では、各圧縮機セクション１４及びタービンセクション１８は、ロータシャフト２２に結合された少なくとも１つのロータ組立体２８を含む。 FIG. 1 is a schematic diagram of an exemplary turbine engine system 10. In this exemplary embodiment, turbine engine system 10 includes a suction section 12, a compressor section 14 coupled downstream of the suction section 12, a combustor section 16 coupled downstream of the compression section 14, a combustor section 16. A turbine section 18 coupled downstream and an exhaust section 20 coupled to the turbine section 18. The turbine section 18 is coupled to the compressor section 14 via a rotor shaft 22. In the exemplary embodiment, combustor section 16 includes a plurality of combustors 24. The combustor section 16 is coupled to the compressor section 14 such that each combustor 24 is in flow communication with the compressor section 14. The turbine section 18 is coupled to the compressor section 14 and is coupled to a load 26 such as, but not limited to, a generator and / or mechanical drive application. In the exemplary embodiment, each compressor section 14 and turbine section 18 includes at least one rotor assembly 28 coupled to a rotor shaft 22.
運転時に、吸込みセクション１２は、圧縮機セクション１４に向けて空気を送り、圧縮機セクション１４において、空気を高圧かつ高温に加圧した後に燃焼器セクション１６に向けて吐出する。燃焼器セクション１６は、加圧空気を燃料と混合し、燃料−空気混合気を点火燃焼させて燃焼ガスを発生させ、かつこの燃焼ガスをタービンセクション１８に向けて送る。より具体的には、燃焼器２４内において、例えば天然ガス及び／又は石油燃料のような燃料が空気流れ内に噴射され、燃料−空気混合気は、点火燃焼されて高温燃焼ガスを発生し、この高温燃焼ガスが、タービンセクション１８に向けて送られる。タービンセクション１８は、燃焼ガスがタービンセクション１８にまたロータ組立体２８に回転エネルギーを与えるので、ガスストリームからの熱エネルギーを機械的回転エネルギーに変換する。 In operation, the suction section 12 sends air towards the compressor section 14 where it is pressurized to high pressure and high temperature and then discharged towards the combustor section 16. The combustor section 16 mixes pressurized air with fuel, ignites and burns the fuel-air mixture to generate combustion gases, and sends the combustion gases to the turbine section 18. More specifically, in the combustor 24, fuel, such as natural gas and / or petroleum fuel, is injected into the air stream, and the fuel-air mixture is ignited to produce hot combustion gases, This hot combustion gas is directed towards the turbine section 18. The turbine section 18 converts the thermal energy from the gas stream into mechanical rotational energy as the combustion gas provides rotational energy to the turbine section 18 and to the rotor assembly 28.
図２は、タービンエンジンシステム１０で使用することができるロータ組立体２８の一部分の部分断面図である。図３は、領域３に沿って取ったロータ組立体２８の拡大部分断面図である。図４は、ロータ組立体２８の部分斜視図である。この例示的な実施形態では、タービンセクション１８は、その各々がステータベーン３２の固定列及び回転タービンバケット３４の列を備えた複数の段３０を含む。タービンバケット３４は各々、ロータディスク３６から半径方向外向きに延在する。各ロータディスク３６は、ロータシャフト２２に結合されかつロータシャフト２２によって定まる中心軸線３８の周りで回転する。タービンケーシング４０は、ロータ組立体２８及びステータベーン３２の周りで円周方向に延在する。ステータベーン３２の各々、ケーシング４０に結合されかつ該ケーシング４０からロータシャフト２２に向けて半径方向内向きに延在する。 FIG. 2 is a partial cross-sectional view of a portion of a rotor assembly 28 that may be used with turbine engine system 10. FIG. 3 is an enlarged partial cross-sectional view of the rotor assembly 28 taken along region 3. FIG. 4 is a partial perspective view of the rotor assembly 28. In the exemplary embodiment, turbine section 18 includes a plurality of stages 30, each with a fixed row of stator vanes 32 and a row of rotating turbine buckets 34. Each turbine bucket 34 extends radially outward from the rotor disk 36. Each rotor disk 36 is coupled to the rotor shaft 22 and rotates about a central axis 38 defined by the rotor shaft 22. The turbine casing 40 extends circumferentially around the rotor assembly 28 and the stator vanes 32. Each of the stator vanes 32 is coupled to the casing 40 and extends radially inward from the casing 40 toward the rotor shaft 22.
この例示的な実施形態では、各ロータディスク３６は、環状でありかつそれを貫通してほぼ軸方向に延在する中心ボア４２を含む。より具体的には、ディスク本体４４は、中心ボア４２から半径方向外向きに延在しかつ中心軸線３８に対してほぼ垂直方向に配向される。中心ボア４２は、それを貫通してロータシャフト２２を受けるような寸法になっている。ディスク本体４４は、半径方向内側端縁部４６及び半径方向外側端縁部４８間で半径方向にかつ上流表面５０から対向する下流表面５２まで軸方向に延在する。上流表面５０及び下流表面５２は各々、内側端縁部４６及び外側端縁部４８間で延在する。支持アーム５４が、隣接ロータディスク３６間に結合されてロータ組立体２８を形成する。 In this exemplary embodiment, each rotor disk 36 includes a central bore 42 that is annular and extends substantially axially therethrough. More specifically, the disc body 44 extends radially outward from the central bore 42 and is oriented substantially perpendicular to the central axis 38. The central bore 42 is dimensioned to receive the rotor shaft 22 therethrough. The disc body 44 extends radially between the radially inner edge 46 and the radially outer edge 48 and axially from the upstream surface 50 to the opposing downstream surface 52. The upstream surface 50 and the downstream surface 52 each extend between the inner edge 46 and the outer edge 48. Support arms 54 are coupled between adjacent rotor disks 36 to form rotor assembly 28.
各タービンバケット３４は、ディスク外側端縁部４８に結合されかつロータディスク３６の周りに円周方向に間隔を置いて配置される。隣接するロータディスク３６は、円周方向に間隔を置いて配置されたタービンバケット３４の各列５８間にギャップ５６が形成されるように配向される。ギャップ５６は、ロータシャフト２２の周りに円周方向に間隔を置いて配置されたステータベーン３２の列６０を受けるような寸法になっている。ステータベーン３２は、燃焼ガスをタービンバケット３４に向けて下流方向に送るように配向される。燃焼ガス通路６２がタービンケーシング４０及び各ロータディスク３６間に形成される。タービンバケット３４及びステータベーン３２の各列５８及び６０は、燃焼ガス通路６２の一部分を貫通して少なくとも部分的に延在する。 Each turbine bucket 34 is coupled to an outer disk edge 48 and is circumferentially spaced about the rotor disk 36. Adjacent rotor disks 36 are oriented such that gaps 56 are formed between each row 58 of circumferentially spaced turbine buckets 34. The gap 56 is dimensioned to receive a row 60 of stator vanes 32 that are circumferentially spaced around the rotor shaft 22. The stator vanes 32 are oriented to send combustion gases downstream toward the turbine bucket 34. A combustion gas passage 62 is formed between the turbine casing 40 and each rotor disk 36. Each row 58 and 60 of turbine bucket 34 and stator vane 32 extends at least partially through a portion of combustion gas passage 62.
この例示的な実施形態では、各タービンバケット３４は、ディスク本体４４から半径方向外向きに延在しかつその各々、翼形部６４、先端シュラウド６６、プラットフォーム６８、シャンク部７０及びダブテール７２を含む。翼形部６４は、プラットフォーム６８及び先端シュラウド６６間でほぼ半径方向に延在する。プラットフォーム６８は、翼形部６４及びシャンク部７０間で延在して、各翼形部６４がプラットフォーム６８からタービンケーシング４０に向けて半径方向外向きに延在する。シャンク部７０は、プラットフォーム６８からダブテール７２まで半径方向内向きに延在する。ダブテール７２は、シャンク部７０から半径方向内向きに延在しかつタービンバケット３４をロータディスク３６に固定結合するのを可能にする。シャンク部７０は、前方カバープレート７４及び対向する後方カバープレート７６を含む。 In this exemplary embodiment, each turbine bucket 34 extends radially outward from the disk body 44 and includes an airfoil 64, a tip shroud 66, a platform 68, a shank 70 and a dovetail 72, respectively. . The airfoil 64 extends substantially radially between the platform 68 and the tip shroud 66. The platform 68 extends between the airfoil 64 and the shank 70, and each airfoil 64 extends radially outward from the platform 68 toward the turbine casing 40. The shank portion 70 extends radially inward from the platform 68 to the dovetail 72. The dovetail 72 extends radially inward from the shank 70 and allows the turbine bucket 34 to be fixedly coupled to the rotor disk 36. The shank portion 70 includes a front cover plate 74 and an opposing rear cover plate 76.
この例示的な実施形態では、前方エンゼル翼７８が、前方カバープレート７４から外向きに延在して、ロータディスク上流表面５０及びステータベーン３２間に形成された前方バッファ空洞８０をシールするのを可能にする。後方エンゼル翼８２が、後方カバープレート７６から外向きに延在して、ロータディスク下流表面５２及びステータベーン３２間に形成された後方バッファ空洞８４をシールするのを可能にする。この例示的な実施形態では、前方下部エンゼル翼８６が、前方カバープレート７４から外向きに延在して、タービンバケット３４及びロータディスク３６間をシールするのを可能にする。より具体的には、前方下部エンゼル翼８６は、ダブテール７２及び前方エンゼル翼７８間に配置される。 In the exemplary embodiment, forward angel wings 78 extend outwardly from forward cover plate 74 to seal forward buffer cavity 80 formed between rotor disk upstream surface 50 and stator vane 32. enable. A rear angel wing 82 extends outwardly from the rear cover plate 76 to allow sealing of a rear buffer cavity 84 formed between the rotor disk downstream surface 52 and the stator vane 32. In this exemplary embodiment, a front lower angel wing 86 extends outward from the front cover plate 74 to allow a seal between the turbine bucket 34 and the rotor disk 36. More specifically, the front lower angel wing 86 is disposed between the dovetail 72 and the front angel wing 78.
この例示的な実施形態では、翼形部６４は、根元端部８８及び先端端部９０間で半径方向に延在しかつ根元端部８８及び先端端部９０間に形成された半径方向長さ９２を含む。根元端部８８は、プラットフォーム６８に隣接する。翼形部６４は、プラットフォーム６８からタービンケーシング４０に向けて半径方向外向きに延在して、先端端部９０がタービンケーシング４０に隣接して配置される。この例示的な実施形態では、翼形部６４は、正圧側面９４及び負圧側面９６を有する。各側面９４及び９６は、前縁９８及び後縁１００間でほぼ軸方向に延在する。正圧側面９４はほぼ凹面形であり、また負圧側面９６はほぼ凸面形である。この例示的な実施形態では、翼形部６４は、前縁９８及び後縁１００間に形成された軸方向幅１０２を有する。一実施形態では、先端端部９０は、第１の軸方向幅１０４を有し、また根元端部８８は、第１の軸方向幅１０４よりも長い第２の軸方向幅１０６を有する。 In this exemplary embodiment, the airfoil 64 extends radially between the root end 88 and the tip end 90 and is formed with a radial length formed between the root end 88 and the tip end 90. 92. The root end 88 is adjacent to the platform 68. The airfoil 64 extends radially outward from the platform 68 toward the turbine casing 40 and a tip end 90 is disposed adjacent to the turbine casing 40. In the exemplary embodiment, airfoil 64 has a pressure side 94 and a suction side 96. Each side 94 and 96 extends generally axially between the leading edge 98 and the trailing edge 100. The pressure side 94 is generally concave and the suction side 96 is generally convex. In the exemplary embodiment, airfoil 64 has an axial width 102 formed between leading edge 98 and trailing edge 100. In one embodiment, the tip end 90 has a first axial width 104 and the root end 88 has a second axial width 106 that is longer than the first axial width 104.
この例示的な実施形態では、先端シュラウド６６は、翼形部６４の先端端部９０からかつ該先端端部９０及びタービンケーシング４０間で延在する。先端シュラウド６６は、シュラウドプレート１１０から延在する複数のシュラウドレール１０８を含む。一実施形態では、シュラウドレール１０８は、シュラウドプレート１１０に結合される。別の実施形態では、シュラウドレール１０８は、シュラウドプレート１１０と一体形に形成される。この例示的な実施形態では、シュラウドプレート１１０はほぼ矩形でありかつ前端面１１２及び対向する後端面１１４間並びに第１の外側端縁部１１６及び対向する円周方向に間隔を置いて配置された第２の外側端縁１１８間で延在する。Ｚ字形ノッチグルーブが各第１の外側端縁部１１６及び第２の外側端縁部１１８内に形成されて、シュラウドプレート１１０を隣接するシュラウドプレート１１０に結合するのを可能にする。この例示的な実施形態では、シュラウドプレート１１０は、端縁部１１６及び端縁部１１８間に形成された円周方向幅１２２を有する。シュラウドプレート１１０はまた、前端面１１２及び後端面１１４間に形成された軸方向長さ１２４を有する。この例示的な実施形態では、軸方向長さ１２４は、先端端部９０の軸方向幅１０４にほぼ等しい。それに代えて、シュラウドプレート１１０は、軸方向幅１０４よりも長い又は該軸方向幅１０４よりも短い軸方向長さ１２４を有することができる。 In the exemplary embodiment, tip shroud 66 extends from tip end 90 of airfoil 64 and between tip end 90 and turbine casing 40. The tip shroud 66 includes a plurality of shroud rails 108 extending from the shroud plate 110. In one embodiment, the shroud rail 108 is coupled to the shroud plate 110. In another embodiment, the shroud rail 108 is formed integrally with the shroud plate 110. In this exemplary embodiment, the shroud plate 110 is generally rectangular and is spaced between the front end surface 112 and the opposing rear end surface 114 as well as the first outer end edge 116 and the opposing circumferential direction. Extending between the second outer edges 118. A Z-shaped notch groove is formed in each first outer edge 116 and second outer edge 118 to allow the shroud plate 110 to be coupled to an adjacent shroud plate 110. In the exemplary embodiment, shroud plate 110 has a circumferential width 122 formed between end edge 116 and end edge 118. The shroud plate 110 also has an axial length 124 formed between the front end surface 112 and the rear end surface 114. In the exemplary embodiment, axial length 124 is approximately equal to axial width 104 of tip end 90. Alternatively, the shroud plate 110 may have an axial length 124 that is longer than the axial width 104 or shorter than the axial width 104.
この例示的な実施形態では、各シュラウドレール１０８は、上流表面１２８及び下流表面１３０を備えた側壁１２６を含む。シュラウドレール１０８は、プレート端縁部１１６及び１１８間に形成された円周方向幅１３２を有する。各側壁１２６は、半径方向外側表面１３４及び半径方向内側表面１３６間でほぼ半径方向に延在し、かつ半径方向内側表面１３６及び半径方向外側表面１３４間に形成された半径方向高さ１３８を有する。各上流表面１２８及び下流表面１３０は、半径方向内側表面１３６及び半径方向外側表面１３４間で延在する。半径方向内側表面１３６は、シュラウドプレート１１０の外側表面１４０から延在する。側壁１２６は、外側表面１４０からタービンケーシング４０に向けて半径方向外側表面１３４まで半径方向距離１４２にわたり延在する。 In this exemplary embodiment, each shroud rail 108 includes a sidewall 126 with an upstream surface 128 and a downstream surface 130. The shroud rail 108 has a circumferential width 132 formed between the plate edge portions 116 and 118. Each sidewall 126 extends generally radially between the radially outer surface 134 and the radially inner surface 136 and has a radial height 138 formed between the radially inner surface 136 and the radially outer surface 134. . Each upstream surface 128 and downstream surface 130 extends between a radially inner surface 136 and a radially outer surface 134. The radially inner surface 136 extends from the outer surface 140 of the shroud plate 110. The sidewall 126 extends from the outer surface 140 toward the turbine casing 40 over a radial distance 142 to the radially outer surface 134.
この例示的な実施形態では、タービンケーシング４０は、ロータ組立体２８を囲む内側表面１４４を含む。内側表面１４４は、アブレイダブル材料の層１４６を含む。シュラウドレール１０８は、半径方向外側表面１３４がアブレイダブル層１４６の少なくとも一部分と接触するように内面１４４に隣接して配置されて、ロータ組立体２８の回転時にタービンバケット３４が熱膨張すると、アブレイダブル層１４６の一部分が除去される。一実施形態では、シュラウドレール１０８は、上流表面１２８及び下流表面１３０から外向きに延在した少なくとも１つの切削歯１４８を含む。各切削歯１４８は、ロータ組立体２８の回転時にアブレイダブル層１４６を除去するのを可能にする。 In the exemplary embodiment, turbine casing 40 includes an inner surface 144 that surrounds rotor assembly 28. Inner surface 144 includes a layer 146 of abradable material. The shroud rail 108 is disposed adjacent to the inner surface 144 such that the radially outer surface 134 contacts at least a portion of the abradable layer 146 such that when the turbine bucket 34 is thermally expanded during rotation of the rotor assembly 28. A portion of braidable layer 146 is removed. In one embodiment, shroud rail 108 includes at least one cutting tooth 148 extending outwardly from upstream surface 128 and downstream surface 130. Each cutting tooth 148 allows the abradable layer 146 to be removed as the rotor assembly 28 rotates.
この例示的な実施形態では、先端シュラウド６６は、第１のシュラウドレール１５０及び第２のシュラウドレール１５２を含む。第１のシュラウドレール１５０は、第２のシュラウドレール１５２よりも前端面１１２に近接して配置される。第１のシュラウドレール１５０は、前端面１１２に隣接して配置されて、第１の空洞つまり前方空洞がケーシング内側表面１４４及び各上流表面１２８間に形成される。第２のシュラウドレール１５２は、第１のシュラウドレール１５０から中心軸線３８に沿って軸方向に間隔を置いて配置されて、第２の空洞１５６つまり内部空洞が内側表面１４４、プレート外側表面１４０、レール下流表面１３０及びレール上流表面１２８間に形成される。第２のシュラウドレール１５２は、第３の空洞１５８つまり後方空洞が第２のシュラウドレール１５２の下流表面１３０、プレート外側表面１４０及び内側表面１４４間に形成されるように、前端面１１４に対して配置される。この例示的な実施形態では、レール１５０及び１５２は各々、ケーシング内側表面１４４に隣接していて先端流体流路１６０が先端シュラウド６６及び内側表面１４４間に形成される。先端流体流路１６０は、先端シュラウド６６及びタービンケーシング４０間でロータ組立体２８を通して送られる燃焼ガスの少なくとも一部分を送る。 In the exemplary embodiment, tip shroud 66 includes a first shroud rail 150 and a second shroud rail 152. The first shroud rail 150 is disposed closer to the front end surface 112 than the second shroud rail 152. The first shroud rail 150 is disposed adjacent to the front end face 112 and a first cavity or front cavity is formed between the casing inner surface 144 and each upstream surface 128. The second shroud rail 152 is axially spaced from the first shroud rail 150 along the central axis 38 such that the second cavity 156 or inner cavity is the inner surface 144, the plate outer surface 140, A rail downstream surface 130 and a rail upstream surface 128 are formed. The second shroud rail 152 is relative to the front end face 114 such that a third cavity 158 or rear cavity is formed between the downstream surface 130, the plate outer surface 140 and the inner surface 144 of the second shroud rail 152. Be placed. In this exemplary embodiment, rails 150 and 152 are each adjacent to casing inner surface 144 and tip fluid flow path 160 is formed between tip shroud 66 and inner surface 144. The tip fluid flow path 160 delivers at least a portion of the combustion gas that is passed through the rotor assembly 28 between the tip shroud 66 and the turbine casing 40.
この例示的な実施形態では、第１のシュラウドレール１５０は、プレート外側表面１４０及びレール外側表面１３４間で第１の半径方向距離１６２にわたり延在する。第２のシュラウドレール１５２は、プレート外側表面１４０及びレール外側表面１３４間で第２の半径方向距離１６４わたり延在する。この例示的な実施形態では、第１の半径方向距離１６２は、第２の半径方向距離１６４とは異なる。例えば、一実施形態では、第１の半径方向距離１６２は、第２のシュラウドレール１５２の第２の半径方向距離１６４よりも短い。さらに別の実施形態では、第１の半径方向距離１６２は、第２の半径方向距離１６４の約４０％〜約６０％である。 In the exemplary embodiment, first shroud rail 150 extends over a first radial distance 162 between plate outer surface 140 and rail outer surface 134. The second shroud rail 152 extends a second radial distance 164 between the plate outer surface 140 and the rail outer surface 134. In the exemplary embodiment, the first radial distance 162 is different from the second radial distance 164. For example, in one embodiment, the first radial distance 162 is shorter than the second radial distance 164 of the second shroud rail 152. In yet another embodiment, the first radial distance 162 is about 40% to about 60% of the second radial distance 164.
この例示的な実施形態では、タービンケーシング４０は、第１のシュラウドレール１５０に隣接して第１のアブレイダブル表面１６６、また第２のシュラウドレール１５２に隣接して第２のアブレイダブル表面１６８を含む。第１のアブレイダブル表面１６６及び第２のアブレイダブル表面１６８は各々、中心軸線３８にほぼ平行である。この例示的な実施形態では、レール１５０及び１５２の半径方向外側表面１３４は各々、中心軸線３８にほぼ平行である。それに代えて、外側表面１３４は、中心軸線３８に対して斜め配向することができる。 In the exemplary embodiment, turbine casing 40 includes a first abradable surface 166 adjacent to first shroud rail 150 and a second abradable surface adjacent to second shroud rail 152. 168. First abradable surface 166 and second abradable surface 168 are each substantially parallel to central axis 38. In the exemplary embodiment, the radially outer surfaces 134 of rails 150 and 152 are each substantially parallel to the central axis 38. Alternatively, the outer surface 134 can be oriented obliquely with respect to the central axis 38.
この例示的な実施形態では、接線方向レール表面１７０が、レール１５０及び１５２の半径方向外側表面１３４間に形成される。シュラウド表面１７２が、前端面１１２からプレート外側表面１４０に沿って後端面１１４まで形成される。中心平面１７４は、シャフト中心軸線３８に平行に形成される。この例示的な実施形態では、第１のシュラウドレール１５０は、接線方向レール表面１７０が該接線方向レール表面１７０及びシュラウド表面１７２間に形成された第１の角度α1でシュラウド表面１７２に対して斜めに延在するような、第２のシュラウドプレート１１０に対する寸法にされかつ配向にされる。シュラウドプレート１１０は、第２の斜め角度α2がシュラウド表面平面１７２及び中心平面１７４間に形成されるように、中心面１７４に対して斜めに配向される。一実施形態では、第１の斜め角度α1は、第２の斜め角度α2よりも大きい。さらに別の実施形態では、第１の斜め角度α1は、第２の斜め角度α2よりも小さい。 In this exemplary embodiment, a tangential rail surface 170 is formed between the radially outer surfaces 134 of rails 150 and 152. A shroud surface 172 is formed from the front end surface 112 along the plate outer surface 140 to the rear end surface 114. The center plane 174 is formed parallel to the shaft center axis 38. In this exemplary embodiment, the first shroud rail 150 is relative to the shroud surface 172 at a first angle α 1 where the tangential rail surface 170 is formed between the tangential rail surface 170 and the shroud surface 172. Dimensioned and oriented relative to the second shroud plate 110 such that it extends diagonally. The shroud plate 110 is oriented obliquely with respect to the central plane 174 such that a second diagonal angle α 2 is formed between the shroud surface plane 172 and the central plane 174. In one embodiment, the first diagonal angle α 1 is greater than the second diagonal angle α 2 . In yet another embodiment, the first diagonal angle α 1 is smaller than the second diagonal angle α 2 .
運転時に、圧縮機セクション１４（図１に示す）は、空気を加圧しまたこの加圧空気を燃焼器セクション１６（図１に示す）内にかつタービンセクション１８に向けて吐出する。圧縮機セクション１４から吐出された空気の大部分は、燃焼器セクション１６に向けて送られる。より具体的には、高圧の加圧空気は、燃焼器２４（図１に示す）に送られ、燃焼器２４において、加圧空気は燃料と混合されかつ点火燃焼させられて高温の燃焼ガス１７６を発生させる。燃焼ガス１７６は、燃焼ガス通路６２に向けて送られ、燃焼ガスは、タービンバケット３４及びステータベーン３２に衝突してロータ組立体２８上に回転力を与えるのを可能にする。燃焼ガス１７６の少なくとも一部は、タービンバケット３４に衝突し、先端流体流路１６０内に導かれ、かつ先端シュラウド６６及びタービンケーシング４０間に送られる。燃焼ガスが先端流体流路１６０を通って流れるので、第１のシュラウドレール１５０は、先端流体流路１６０に沿った渦流の形成を減少させるのを可能にしかつ燃焼ガス通路６２及び先端流体流路１６０間における流体干渉を減少させる大きさの前方空洞１５４を形成するような寸法にされかつ配向にされる。 In operation, the compressor section 14 (shown in FIG. 1) pressurizes air and discharges this pressurized air into the combustor section 16 (shown in FIG. 1) and toward the turbine section 18. Most of the air discharged from the compressor section 14 is directed towards the combustor section 16. More specifically, the high pressure pressurized air is sent to a combustor 24 (shown in FIG. 1), where the pressurized air is mixed with fuel and ignited to produce hot combustion gas 176. Is generated. Combustion gas 176 is directed toward combustion gas passage 62, which allows the combustion gas to impinge on turbine bucket 34 and stator vane 32 to provide a rotational force on rotor assembly 28. At least a portion of the combustion gas 176 impinges on the turbine bucket 34, is directed into the tip fluid flow path 160, and is sent between the tip shroud 66 and the turbine casing 40. As the combustion gas flows through the tip fluid flow path 160, the first shroud rail 150 allows for the reduction of vortex formation along the tip fluid flow path 160 and the combustion gas passage 62 and the tip fluid flow path. Sized and oriented to form a forward cavity 154 sized to reduce fluid interference between the 160.
図５は、図３に示すロータ組立体２８の別の実施形態の断面図である。図５に示す同一の構成部品には、図３で使用した同じ参照符号を付している。別の実施形態では、第１のシュラウドレール１５０は、第２のシュラウドレール１５２の第２のレール距離１６４よりも長い第１のレール距離１６２を含む。一実施形態では、第１のシュラウドレール１５０は、接線方向レール表面１７０が中心軸線３８にほぼ平行になるような、第２のシュラウドレール１５２に対する寸法にされる。そのような実施形態では、第１のアブレイダブル表面１６６及び第２のアブレイダブル表面１６８は各々、中心軸線とほぼ平行でありかつその各々が中心平面１７４からほぼ等しい半径方向距離１７８に配置される。この実施形態では、第２のシュラウドレール１５２は、先端流体流路１６０に沿った渦流の形成を減少させるのを可能にしかつ燃焼ガス通路６２及び先端流体流路１６０間における流体干渉を減少させるような寸法、形状及び配向にされた後方空胴１５８を形成する。 FIG. 5 is a cross-sectional view of another embodiment of the rotor assembly 28 shown in FIG. The same components shown in FIG. 5 have the same reference numerals as used in FIG. In another embodiment, the first shroud rail 150 includes a first rail distance 162 that is longer than the second rail distance 164 of the second shroud rail 152. In one embodiment, the first shroud rail 150 is dimensioned relative to the second shroud rail 152 such that the tangential rail surface 170 is substantially parallel to the central axis 38. In such an embodiment, the first abradable surface 166 and the second abradable surface 168 are each substantially parallel to the central axis and each is disposed at a substantially equal radial distance 178 from the central plane 174. Is done. In this embodiment, the second shroud rail 152 allows to reduce the formation of vortices along the tip fluid passage 160 and to reduce fluid interference between the combustion gas passage 62 and the tip fluid passage 160. A rear cavity 158 is formed that is sized, shaped and oriented.
一実施形態では、タービンバケット３４は、コア（図示せず）を鋳造することによって製作される。コアは、コア型具（図示せず）内に液体セラミック及びグラファイトスラリーを注入することによって製作され、またスラリーは、加熱されて固体セラミックブレードコアを形成する。ブレードコアは、ブレード具型（図示せず）内に吊下されまたブレード型内に高温ワックスを注入しセラミックブレードコアを囲む。高温ワックスは、固体化しかつブレード内に吊下されたセラミックコアによりワックスブレードを形成する。 In one embodiment, the turbine bucket 34 is made by casting a core (not shown). The core is fabricated by injecting a liquid ceramic and graphite slurry into a core tool (not shown) and the slurry is heated to form a solid ceramic blade core. The blade core is suspended in a blade tool mold (not shown) and high temperature wax is injected into the blade mold to surround the ceramic blade core. Hot wax forms a wax blade with a ceramic core that is solidified and suspended within the blade.
セラミックコアによるワックスブレードは、セラミックスラリー内に繰り返し浸漬させて、ワックスブレードの外側にセラミックシェルを形成する。コア、ワックス及びシェルクラスタは次に、高温に加熱してワックスを取り除かれかつ中央部内にセラミックコアを備えた鋳造型が形成される。次に、中空の鋳造型内に溶融金属が鋳込まれる。溶融金属は、ワックスブレードと置き代わりかつ所定の位置に留まるセラミックコアを備えた金属タービンバケットが形成される。次に、タービンブレードは冷却されかつセラックコアが除去される。 The wax blade with the ceramic core is repeatedly immersed in the ceramic slurry to form a ceramic shell on the outside of the wax blade. The core, wax and shell cluster are then heated to a high temperature to remove the wax and form a casting mold with a ceramic core in the middle. Next, molten metal is cast into a hollow casting mold. The molten metal replaces the wax blade and forms a metal turbine bucket with a ceramic core that remains in place. The turbine blade is then cooled and the shellac core is removed.
上記のタービンバケットは、タービンバケット及びタービンケーシング間の燃焼ガス通路内における渦流の形成を減少させることによって公知のタービンバケットの少なくとも幾つかの欠点を克服する。より具体的には、異なる半径方向高さを有する複数のシュラウドレールを備えた先端シュラウドを設けることによって、タービンバケット及びタービンケーシング間に形成される空洞の寸法が減少する。空洞の寸法を減少させることによって、翼形部間に形成された主流路に向けて燃焼ガスを導き直す渦流の形成が、減少する。さらに、主ガス通路内で発生する二次流れ損失が減少され、従ってガスエネルギーの損失が減少しかつタービンエンジンの有効寿命が増大する。 The turbine bucket described above overcomes at least some of the disadvantages of known turbine buckets by reducing the formation of vortex flow in the combustion gas passage between the turbine bucket and the turbine casing. More specifically, by providing a tip shroud with a plurality of shroud rails having different radial heights, the size of the cavity formed between the turbine bucket and the turbine casing is reduced. By reducing the size of the cavities, the formation of vortices that redirect the combustion gases towards the main flow path formed between the airfoils is reduced. In addition, secondary flow losses occurring in the main gas passage are reduced, thus reducing gas energy losses and increasing the useful life of the turbine engine.
以上、ガスタービンで使用するタービンバケットの例示的な実施形態及びそれを組立てる方法を詳細に説明している。本方法及び装置は、本明細書で説明する特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ、システムの部品及び／又は方法のステップは、本明細書で説明する他の部品及び／又はステップから独立してかつ別個に利用することができる。例えば、本方法及び装置はまた、他の燃焼システム及び方法と組合せて使用することができ、また本明細書で説明するような主タービンエンジン組立体のみで実施することに限定されるものではない。むしろ、この例示的な実施形態は、多くの他の燃焼システム用途と関連させて実施しかつ利用することができる。 The foregoing describes in detail an exemplary embodiment of a turbine bucket for use in a gas turbine and a method for assembling it. The method and apparatus are not limited to the specific embodiments described herein, but rather, system components and / or method steps may include other components and / or steps described herein. Can be used independently and separately. For example, the method and apparatus can also be used in combination with other combustion systems and methods, and is not limited to being performed solely with a main turbine engine assembly as described herein. . Rather, this exemplary embodiment can be implemented and utilized in connection with many other combustion system applications.
本発明の様々な実施形態の特定の特徴は他の図面においてではなく幾つかの図面において示すことができるが、このことは便宜上のためだけである。さらに、上記の説明において「一実施形態」という表現は、記載した特徴をさらに組入れた付加的実施形態の存在を排除するものとして解釈することを意図するものではない。本発明の原理によると、図面のあらゆる特徴はあらゆる他の図面のあらゆる特徴と組合せて参照し及び／又は特許請求することができる。 Although specific features of various embodiments of the invention may be shown in several drawings and not in other drawings, this is for convenience only. Furthermore, the phrase “in one embodiment” in the above description is not intended to be interpreted as excluding the existence of additional embodiments that also incorporate the recited features. In accordance with the principles of the invention, any feature of a drawing may be referenced and / or claimed in combination with any feature of any other drawing.
本明細書では、本発明を最良の形態を含めて開示するとともに、装置又はシステムの製造・使用及び方法の実施を始め、本発明を当業者が実施できるようにするため、例を用いて説明してきた。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者に自明な他の例も包含する。かかる他の例は、特許請求の範囲の文言上の差のない構成要素を有しているか、或いは特許請求の範囲の文言と実質的な差のない均等な構成要素を有していれば、特許請求の範囲に記載された技術的範囲に属する。 This specification discloses the invention, including the best mode, and is described by way of example to enable those skilled in the art to practice the invention, including making and using the device or system and implementing the method. I have done it. The patentable scope of the invention is defined by the claims, and may include other examples that occur to those skilled in the art. Such other examples have components that have no difference in the wording of the claims, or equivalent components that have no substantial difference from the language of the claims. It belongs to the technical scope described in the claims.
１０ タービンエンジンシステム
１２ 吸込みセクション
１４ 圧縮機セクション
１６ 燃焼器セクション
１８ タービンセクション
２０ 排出セクション
２２ ロータシャフト
２４ 複数の燃焼器
２６ 負荷
２８ ロータ組立体
３０ 複数の段
３２ ステータベーン
３４ タービンバケット
３６ ロータディスク
３８ 中心軸線
４０ タービンケーシング
４２ 中心ボア
４４ ディスク本体
４６ 半径方向内側端縁部
４８ 半径方向外側端縁部
５０ 上流表面
５２ 対向する下流表面
５４ 支持アーム
５６ ギャップ
５８ 列
６０ 列
６２ 燃焼ガス通路
６４ 翼形部
６６ 先端シュラウド
６８ プラットフォーム
７０ シャンク部
７２ ダブテール
７４ 前方カバープレート
７６ 後方カバープレート
７８ 前方エンゼル翼
８０ 前方バッファ空洞
８２ 後方エンゼル翼
８４ 後方バッファ空洞
８６ 前方下部エンゼル翼
８８ 根元端部
９０ 先端端部
９２ 半径方向長さ
９４ 正圧側面
９６ 負圧側面
９８ 前縁
１００ 後縁
１０２ 軸方向幅
１０４ 第１の軸方向幅
１０６ 第２の軸方向幅
１０８ シュラウドレール
１１０ シュラウドプレート
１１２ 前端面
１１４ 後端面
１１６ 第１の外側端縁部
１１８ 第２の外側端縁部
１２０ Ｚ字形ノッチグルーブ
１２２ 円周方向幅
１２４ 軸方向長さ
１２６ 側壁
１２８ 上流表面
１３０ 下流表面
１３２ 円周方向幅
１３４ 半径方向外側表面
１３６ 半径方向内側表面
１３８ 半径方向高さ
１４０ プレート外側表面
１４２ 半径方向距離
１４４ ケーシング内側表面
１４４ 内側表面
１４６ アブレイダブル層
１４８ 切削歯
１５０ 第１のシュラウドレール
１５２ 第２のシュラウドレール
１５４ 第１の空洞
１５４ 前方空洞
１５６ 第２の空洞
１５８ 第３の空洞
１６０ 先端流体流路
１６２ 第１の半径方向距離
１６４ 第２の半径方向距離
１６６ 第１のアブレイダブル表面
１６８ 第２のアブレイダブル表面
１７０ 接線方向レール表面
１７２ シュラウド表面平面
１７４ 中心平面
１７６ 燃焼ガス
１７８ 半径方向距離
10 turbine engine system 12 intake section 14 compressor section 16 combustor section 18 turbine section 20 discharge section 22 rotor shaft 24 multiple combustors 26 load 28 rotor assembly 30 multiple stages 32 stator vane 34 turbine bucket 36 rotor disk 38 center Axis 40 Turbine casing 42 Central bore 44 Disc body 46 Radial inner edge 48 Radial outer edge 50 Upstream surface 52 Opposing downstream surface 54 Support arm 56 Gap 58 Row 60 Row 62 Combustion gas passage 64 Airfoil 66 Front shroud 68 Platform 70 Shank 72 Dovetail 74 Front cover plate 76 Rear cover plate 78 Front angel wing 80 Front buffer cavity 82 Rear angel wing 84 Rear buffer empty 86 Front lower angel blade 88 Root end portion 90 Tip end portion 92 Radial length 94 Pressure side surface 96 Pressure side surface 98 Front edge 100 Rear edge 102 Axial width 104 First axial width 106 Second axial width 108 shroud rail 110 shroud plate 112 front end face 114 rear end face 116 first outer end edge 118 second outer end edge 120 Z-shaped notch groove 122 circumferential width 124 axial length 126 side wall 128 upstream surface 130 downstream Surface 132 Circumferential Width 134 Radial Outer Surface 136 Radial Inner Surface 138 Radial Height 140 Plate Outer Surface 142 Radial Distance 144 Casing Inner Surface 144 Inner Surface 146 Abradable Layer 148 Cutting Teeth 150 First Shroud Rail 152 Second shroud rail 154 First cavity 154 forward Sinus 156 Second cavity 158 Third cavity 160 Tip fluid flow path 162 First radial distance 164 Second radial distance 166 First abradable surface 168 Second abradable surface 170 Tangential rail Surface 172 shroud surface plane 174 center plane 176 combustion gas 178 radial distance
Claims (10)
タービンケーシング（４０）内に配置されたロータ組立体（２８）に結合されたダブテール（７２）と、
前記ダブテールから延在するプラットフォーム（６８）と、
前記プラットフォームから延在し、根元端部（８８）及び先端端部（９０）を備えかつ前記先端端部が前記根元端部から前記タービンケーシングに向けて外向きに延在する翼形部（６４）と、
前記先端端部から延在する先端シュラウド（６６）と
を備えており、前記先端シュラウドが、
シュラウドプレート（１１０）と、
前記シュラウドプレートから前記タービンケーシングに向けて第１の半径方向距離（１６２）にわたり延在する第１のシュラウドレール（１５０）と、
前記シュラウドプレートから前記タービンケーシングに向けて前記第１の半径方向距離とは異なる第２の半径方向距離（１６４）にわたり延在する第２のシュラウドレール（１５２）と
を含んでいる、タービンバケット（３４）。 A turbine bucket (34) for use in a turbine engine (10), wherein the turbine bucket (34)
A dovetail (72) coupled to a rotor assembly (28) disposed within the turbine casing (40);
A platform (68) extending from the dovetail;
An airfoil (64) extending from the platform, having a root end (88) and a tip end (90), the tip end extending outwardly from the root end toward the turbine casing. )When,
A tip shroud (66) extending from the tip end, the tip shroud comprising:
A shroud plate (110);
A first shroud rail (150) extending from the shroud plate toward the turbine casing over a first radial distance (162);
A turbine bucket including a second shroud rail (152) extending from the shroud plate toward the turbine casing over a second radial distance (164) different from the first radial distance. 34).
請求項１記載のタービンバケット（３４）。 The shroud plate extends substantially between the front end surface (112) and the rear end surface (114), and the first shroud rail (150) is closer to the front end surface than the second shroud rail (152). And an axial flow path is formed between the turbine casing (40) and the tip shroud (66).
The turbine bucket (34) according to claim 1.
前記空洞が、該空洞内における渦流の形成を減少させるのを可能にする、
請求項４記載のタービンバケット（３４）。 The second shroud rail (150, 152) is disposed at a distance from the rear end surface such that a cavity (154) is formed between the rear end surface (114) and the turbine casing (40);
The cavity makes it possible to reduce the formation of vortices in the cavity;
The turbine bucket (34) according to claim 4.
圧縮機（１４）と、
前記圧縮機（１４）と流れ連通状態で結合されて、該圧縮機によって吐出された空気の少なくとも一部を受けかつ前記ケーシング内に配置されたタービンと、
前記タービンに回転可能に結合されかつ中心軸線（３８）を定めたロータシャフト（２２）と、
前記ロータシャフトに結合された複数の円周方向に間隔を置いて配置されたタービンバケット（３４）と
を備えるタービンエンジンシステムであって、前記複数のタービンバケットの各々が、
プラットフォーム（６８）と、
前記プラットフォームから延在し、根元端部（８８）及び先端端部（９０）を備えかつ前記先端部が前記根元端部から前記ケーシングに向けて外向きに延在する翼形部（６４）と、
前記先端端部から延在する先端シュラウド（６６）と
を含んでおり、前記先端シュラウドが、
シュラウドプレート（１１０）と、
前記シュラウドプレートから前記ケーシングに向けて第１の半径方向距離（１６２）にわたり延在する第１のシュラウドレール（１５０）と、
前記シュラウドプレートから前記ケーシングに向けて前記第１の半径方向距離とは異なる第２の半径方向距離（１６４）にわたり延在する第２のシュラウドレール（１５２）と
を含んでいる、
タービンエンジンシステム。 A casing (40);
A compressor (14);
A turbine coupled in flow communication with the compressor (14) for receiving at least a portion of the air discharged by the compressor and disposed within the casing;
A rotor shaft (22) rotatably coupled to the turbine and defining a central axis (38);
A plurality of circumferentially spaced turbine buckets (34) coupled to the rotor shaft, each of the plurality of turbine buckets comprising:
A platform (68);
An airfoil (64) extending from the platform, having a root end (88) and a tip end (90), the tip extending outwardly from the root end toward the casing; ,
A tip shroud (66) extending from the tip end, the tip shroud comprising:
A shroud plate (110);
A first shroud rail (150) extending from the shroud plate toward the casing over a first radial distance (162);
A second shroud rail (152) extending from the shroud plate toward the casing over a second radial distance (164) different from the first radial distance;
Turbine engine system.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US13/015,747 US20120195742A1 (en) | 2011-01-28 | 2011-01-28 | Turbine bucket for use in gas turbine engines and methods for fabricating the same |
| US13/015,747 | 2011-01-28 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2012159077A true JP2012159077A (en) | 2012-08-23 |
Family
ID=46513919
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2012011602A Pending JP2012159077A (en) | 2011-01-28 | 2012-01-24 | Turbine bucket for use in gas turbine engine and method for fabricating the same |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20120195742A1 (en) |
| JP (1) | JP2012159077A (en) |
| CN (1) | CN102619570A (en) |
| DE (1) | DE102012100660A1 (en) |
| FR (1) | FR2971001A1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2014181655A (en) * | 2013-03-21 | 2014-09-29 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Turbine and rotary machine including the same |
| JP2018003841A (en) * | 2016-07-06 | 2018-01-11 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Shroud configurations for turbine rotor blades |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ES2579065T3 (en) * | 2012-12-21 | 2016-08-04 | Mtu Aero Engines Gmbh | Turbine blade with reinforcement ring and cutting tooth |
| US9903210B2 (en) * | 2013-05-21 | 2018-02-27 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade tip shroud |
| US20180340438A1 (en) * | 2017-05-01 | 2018-11-29 | General Electric Company | Turbine Nozzle-To-Shroud Interface |
| US11053807B2 (en) * | 2017-06-12 | 2021-07-06 | Mitsubishi Power, Ltd. | Axial flow rotating machine |
| US10704406B2 (en) * | 2017-06-13 | 2020-07-07 | General Electric Company | Turbomachine blade cooling structure and related methods |
| US10907487B2 (en) | 2018-10-16 | 2021-02-02 | Honeywell International Inc. | Turbine shroud assemblies for gas turbine engines |
| JP2021110291A (en) * | 2020-01-10 | 2021-08-02 | 三菱重工業株式会社 | Rotor blade and axial flow rotary machine |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5560608A (en) * | 1978-10-27 | 1980-05-07 | Hitachi Ltd | Water seal structure for sealing top end portion of rotor blade |
| JPS5647603A (en) * | 1979-09-28 | 1981-04-30 | Hitachi Ltd | Moving blade of turbine |
| JP2001132406A (en) * | 1999-09-07 | 2001-05-15 | General Electric Co <Ge> | Internal cooling type tip shroud for moving blade |
| US20040151582A1 (en) * | 2002-08-03 | 2004-08-05 | Faulkner Andrew Rowell | Sealing of turbomachinery casing segments |
| US7273347B2 (en) * | 2004-04-30 | 2007-09-25 | Alstom Technology Ltd. | Blade for a gas turbine |
| JP2008032013A (en) * | 2006-07-31 | 2008-02-14 | General Electric Co <Ge> | Rotor blade and rotor |
| JP2009036203A (en) * | 2007-07-31 | 2009-02-19 | General Electric Co <Ge> | Rotor blade |
Family Cites Families (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1186240A (en) * | 1967-12-22 | 1970-04-02 | Rolls Royce | Improvements in Blades for Fluid Flow Machines. |
| US3606574A (en) * | 1969-10-23 | 1971-09-20 | Gen Electric | Cooled shrouded turbine blade |
| FR2452601A1 (en) * | 1979-03-30 | 1980-10-24 | Snecma | REMOVABLE SEALING COVER FOR TURBOJET BLOWER HOUSING |
| EP0214393B1 (en) * | 1985-08-31 | 1989-12-13 | BBC Brown Boveri AG | Antivibration device for turbo machine blades |
| US5201850A (en) * | 1991-02-15 | 1993-04-13 | General Electric Company | Rotor tip shroud damper including damper wires |
| DE59201833D1 (en) * | 1991-10-08 | 1995-05-11 | Asea Brown Boveri | Shroud for turbine with axial flow. |
| DE19619725A1 (en) * | 1996-05-15 | 1997-11-20 | Siemens Ag | Turbine blade, in particular for a steam turbine |
| US6471480B1 (en) * | 2001-04-16 | 2002-10-29 | United Technologies Corporation | Thin walled cooled hollow tip shroud |
| US6915840B2 (en) * | 2002-12-17 | 2005-07-12 | General Electric Company | Methods and apparatus for fabricating turbine engine airfoils |
| US6913445B1 (en) * | 2003-12-12 | 2005-07-05 | General Electric Company | Center located cutter teeth on shrouded turbine blades |
| US7094032B2 (en) * | 2004-02-26 | 2006-08-22 | Richard Seleski | Turbine blade shroud cutter tip |
| DE102004025321A1 (en) * | 2004-05-19 | 2005-12-08 | Alstom Technology Ltd | Turbomachine blade |
| US7147429B2 (en) * | 2004-09-16 | 2006-12-12 | General Electric Company | Turbine assembly and turbine shroud therefor |
| US7287956B2 (en) * | 2004-12-22 | 2007-10-30 | General Electric Company | Removable abradable seal carriers for sealing between rotary and stationary turbine components |
| GB0513654D0 (en) * | 2005-07-02 | 2005-08-10 | Rolls Royce Plc | Variable displacement turbine liner |
| CA2634738C (en) * | 2005-12-29 | 2013-03-26 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | Second stage turbine airfoil |
| US7976280B2 (en) * | 2007-11-28 | 2011-07-12 | General Electric Company | Turbine bucket shroud internal core profile |
| US8057186B2 (en) * | 2008-04-22 | 2011-11-15 | General Electric Company | Shape for a turbine bucket tip shroud |
| US8696320B2 (en) * | 2009-03-12 | 2014-04-15 | General Electric Company | Gas turbine having seal assembly with coverplate and seal |
| DE102009042857A1 (en) * | 2009-09-24 | 2011-03-31 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gas turbine with shroud labyrinth seal |
-
2011
- 2011-01-28 US US13/015,747 patent/US20120195742A1/en not_active Abandoned
-
2012
- 2012-01-24 JP JP2012011602A patent/JP2012159077A/en active Pending
- 2012-01-26 DE DE102012100660A patent/DE102012100660A1/en not_active Withdrawn
- 2012-01-27 FR FR1250804A patent/FR2971001A1/en not_active Withdrawn
- 2012-01-28 CN CN2012100592467A patent/CN102619570A/en active Pending
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5560608A (en) * | 1978-10-27 | 1980-05-07 | Hitachi Ltd | Water seal structure for sealing top end portion of rotor blade |
| JPS5647603A (en) * | 1979-09-28 | 1981-04-30 | Hitachi Ltd | Moving blade of turbine |
| JP2001132406A (en) * | 1999-09-07 | 2001-05-15 | General Electric Co <Ge> | Internal cooling type tip shroud for moving blade |
| US20040151582A1 (en) * | 2002-08-03 | 2004-08-05 | Faulkner Andrew Rowell | Sealing of turbomachinery casing segments |
| US7273347B2 (en) * | 2004-04-30 | 2007-09-25 | Alstom Technology Ltd. | Blade for a gas turbine |
| JP2008032013A (en) * | 2006-07-31 | 2008-02-14 | General Electric Co <Ge> | Rotor blade and rotor |
| JP2009036203A (en) * | 2007-07-31 | 2009-02-19 | General Electric Co <Ge> | Rotor blade |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2014181655A (en) * | 2013-03-21 | 2014-09-29 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Turbine and rotary machine including the same |
| JP2018003841A (en) * | 2016-07-06 | 2018-01-11 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Shroud configurations for turbine rotor blades |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN102619570A (en) | 2012-08-01 |
| FR2971001A1 (en) | 2012-08-03 |
| US20120195742A1 (en) | 2012-08-02 |
| DE102012100660A1 (en) | 2012-09-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP2012159077A (en) | Turbine bucket for use in gas turbine engine and method for fabricating the same | |
| US9810086B2 (en) | Asymmetric radial spline seal for a gas turbine engine | |
| JP6952512B2 (en) | Shroud configuration for turbine rotor blades | |
| US9151174B2 (en) | Sealing assembly for use in a rotary machine and methods for assembling a rotary machine | |
| EP2851511A2 (en) | Turbine blades with tip portions having converging cooling holes | |
| JP5595847B2 (en) | Fast back turbulator structure and turbine nozzle incorporating the same | |
| US20120003091A1 (en) | Rotor assembly for use in gas turbine engines and method for assembling the same | |
| EP2863015A1 (en) | Turbine rotor blade and corresponding manufacturing method | |
| US20170183971A1 (en) | Tip shrouded turbine rotor blades | |
| US9638051B2 (en) | Turbomachine bucket having angel wing for differently sized discouragers and related methods | |
| EP2497905A2 (en) | Turbine bucket for use in gas turbine engines and methods for fabricating the same | |
| JP7463051B2 (en) | Turbomachine blade cooling structure and related method | |
| EP2551458A2 (en) | Blade Cooling and Sealing System | |
| JP2012041930A (en) | Turbine bucket assembly, and method for assembling the same | |
| CA2647754A1 (en) | Turbine nozzle segment | |
| US10422236B2 (en) | Turbine nozzle with stress-relieving pocket | |
| JP5916060B2 (en) | Turbine blade tip shroud for use in tip clearance control systems | |
| US11293288B2 (en) | Turbine blade with tip trench | |
| JP2019011756A (en) | Rotor blade for turbo machine | |
| JP5770970B2 (en) | Turbine nozzle for gas turbine engine | |
| CN111226023B (en) | Rim sealing device | |
| US10655485B2 (en) | Stress-relieving pocket in turbine nozzle with airfoil rib | |
| WO2019212478A1 (en) | Turbine blade tip with multi-outlet cooling channels | |
| JP5404247B2 (en) | Turbine blade and gas turbine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20150116 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20160129 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20160209 |
|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20161018 |