JP2015117700A

JP2015117700A - タービンバケットおよびガスタービンエンジンのタービンバケットを冷却する方法

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Publication number: JP2015117700A
Application number: JP2014252569A
Authority: JP
Inventors: ジョセフ・エイ・ウェバー; Joseph A Weber; スティーブン・ピー・ワッシンジャー; Stephen P Wassynger
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2013-12-18
Filing date: 2014-12-15
Publication date: 2015-06-25
Anticipated expiration: 2034-12-15
Also published as: CN104727856A; DE102014118426A1; JP6496539B2; US9528380B2; CN104727856B; US20150167493A1; CH709047A2

Abstract

【課題】ガスタービンエンジン用のタービンバケットを提供する。【解決手段】タービンバケットは、プラットフォームと、プラットフォームから半径方向外側に延在するエーロフォイルと、少なくとも部分的にエーロフォイル内に画定される複数の冷却通路とを含むことができる。少なくとも１つの冷却通路が、タービンバケットの先端部から半径方向内側に、エーロフォイルの外面内に画定される出口まで半径方向に延在することができる。本出願およびその結果の特許は、ガスタービンエンジンのタービンバケットを冷却する方法を更に提供する。【選択図】図１

Description

本出願は、全体的にガスタービンエンジンに関し、より詳細には、タービンバケットおよび高い作動温度でのガスタービンエンジンのタービンバケットを冷却する方法に関する。

ガスタービンエンジン内で、一般的に高温燃焼ガスが、１つまたは複数の燃焼器から尾筒を通って、タービンの高温ガス通路に沿って流れることができる。典型的には、複数のタービン段が、高温ガス通路に沿って連続して配置可能であり、その結果、燃焼ガスが、第１段のノズルおよびバケットを通り、続いてタービンの後方の段のノズルおよびバケットを通って流れる。このようにして、ノズルは燃焼ガスを各バケットの方に導いて、バケットを回転させ、発電機などの負荷を駆動することができる。燃焼ガスは、バケットを取り囲む円周方向のシュラウドによって包含されることが可能であり、シュラウドもまた燃焼ガスを高温ガス通路に沿って導く助けをすることができる。このようにして、タービンノズル、バケットおよびシュラウドが、高温ガス流路に沿って流れる燃焼ガスから発生する高温を受ける可能性があり、それによってこれらの構成要素内にホットスポットおよび高い熱応力を形成する可能性がある。ガスタービンエンジンの効率が、作動温度に依存するので、タービンバケットなど、高温ガス通路に沿って配置される構成要素が、損傷せずに、または使用寿命が減少せずに、増々上昇する高温に耐えられるようにすることに対する要求が継続して存在する。

特定のタービンバケットは、冷却の目的でタービンバケット内に画定される１つまたは複数の通路を含むことができる。例えば、冷却通路は、タービンの段ごとに変化できるように、特定のバケット冷却の必要性に応じて、タービンバケットのエーロフォイル、プラットフォーム、シャンクおよび／または先端シュラウドの中に画定され得る。特定の構成によれば、冷却通路は、タービンバケットの高温ガス通路面近傍の領域内に画定され得る。このようにして、許容範囲内に領域の温度を維持するために、熱交換の目的で、冷却通路は、圧縮機排気または抽気などの冷却流体をタービンバケットの所望の領域を通って運搬することができる。

１つの既知の構成によれば、タービンバケットは、それぞれがタービンバケットの根元端部から先端部まで半径方向に延在する、複数の長い、直線の冷却通路を含むことができる。冷却通路は、穴あけ加工などの様々な方法によって形成され得る。しかし、穴あけ加工によって形成された根元から先端までの冷却通路は、タービンバケットを通る直線通路に制限される。したがって、タービンバケットの三次元形状の変化、特にそのエーロフォイル部分は、エーロフォイルを通って半径方向に延在する各冷却通路用の直線の範囲を収容し、最小の壁厚を維持する必要性のために、制限される可能性がある。更に、エーロフォイルの後縁に沿ってなど、高温ガス通路面近傍に直線の冷却通路を配置することは、エーロフォイルの空力学的形状によって困難である可能性がある。更に、より長いタービンバケット向けに、バケットの全体の長さに亘って冷却通路を穴あけすることは、通路の長さ対直径比率が高いために特に困難であり、費用がかかる可能性がある。

別の既知の構成によれば、タービンバケットは、それぞれが互いに結合された２つの直線部分を有する複数の冷却通路を含むことができる。具体的には、第１の部分がタービンバケットの根元端部から延在することができ、一方、第２の部分はタービンバケットの先端部から第１の部分まで延在する。冷却通路の２つの直線部分は、タービンバケットのプラットフォーム内、または他の場所で交わることができる。やはり別の既知の構成によれば、タービンバケットは、それぞれがタービンバケットの先端部からタービンバケットのシャンク内に画定された冷却空洞まで半径方向に延在する、複数の直線の冷却通路を含むことができる。このようにして、冷却通路は、タービンバケットの長さよりも短い。これらの構成は、根元から先端までの冷却通路に関連するいくつかの困難さを低減することができるが、やはりそれらは重大なことにエーロフォイルの三次元形状を制限する可能性があり、所望の領域内の冷却効果を制限し、製造するのが困難であり、費用がかかる可能性がある。

したがって、高温作動温度でのタービンバケットを冷却するための冷却通路構成を有する改良されたタービンバケットに対する要望が存在する。具体的には、そのような冷却通路構成によって、タービンバケット、特にそのエーロフォイル部分が、改良された空気力学のために様々な複雑な三次元形状または湾曲を有することを可能にすることができる。そのような冷却通路構成によって更に、エーロフォイルの限定区分を標的冷却するための冷却通路を最適に配置することを可能にし、一方、タービンバケットの製造費用および製造の複雑さを最小にすることができる。最終的に、そのような冷却通路構成は、タービンおよびガスタービンエンジン全体の効率および性能を改善することができる。

米国特許出願公開第２０１１／０２５００７８号明細書

したがって本出願およびその結果の特許は、ガスタービンエンジン用のタービンバケットを提供する。タービンバケットは、プラットフォームと、プラットフォームから半径方向外側に延在するエーロフォイルと、少なくとも部分的にエーロフォイル内に画定される複数の冷却通路とを含むことができる。少なくとも１つの冷却通路が、タービンバケットの先端部から半径方向内側に、エーロフォイルの外面内に画定される出口まで半径方向に延在することができる。

本明細書およびその結果の特許は、ガスタービンエンジン内で使用されるタービンバケットを冷却する方法を更に提供する。方法は、冷却流体の流れをタービンバケットのエーロフォイル内に少なくとも部分的に画定される複数の冷却通路を通って流すステップを含むことができ、少なくとも１つの冷却通路が、タービンバケットの先端部から半径方向内側に、エーロフォイルの外面内に画定される出口まで半径方向に延在することができる。方法は、冷却流体の流れを少なくとも１つの冷却通路の出口を通って、高温ガス通路の中に排出するステップを更に含むことができる。

本明細書およびその結果の特許は、ガスタービンエンジンを更に提供する。ガスタービンエンジンは、圧縮機と、圧縮機と流体連通している燃焼器と、燃焼器と流体連通しているタービンとを備える。タービンが、円周方向の列に配置された複数のタービンバケットを備えることができる。各タービンバケットが、プラットフォームと、プラットフォームから半径方向外側に延在するエーロフォイルと、エーロフォイル内に少なくとも部分的に画定される複数の冷却通路とを備える。少なくとも１つの冷却通路が、タービンバケットの先端部から半径方向内側に、エーロフォイルの外面内に画定される出口まで半径方向に延在することができる。

本出願およびその結果の特許のこれら、および他の特徴および改良は、いくつかの図面および添付の特許請求の範囲と併せて考察される場合、以下の詳細な説明を再吟味すると、当業者にとって明らかになるであろう。

圧縮機、燃焼器およびタービンを含むガスタービンエンジンの概略図である。複数のタービン段を示す、図１のガスタービンエンジン内で使用可能であるタービンの部分の概略図である。隠れ線によって図示された複数の冷却通路を示す、図２のタービン内で使用され得る既知のタービンバケットの正面図である。図３のタービンバケットの上面図である。隠れ線によって図示された複数の冷却通路を示す、図２のタービン内で使用され得る、本明細書で説明することができるタービンバケットの一実施形態の正面図である。図５のタービンバケットの上面図である。隠れ線によって図示された複数の冷却通路および冷却空洞を示す、図２のタービン内で使用され得る、本明細書で説明することができるタービンバケットの別の実施形態の正面図である。

ここで図面を参照すると、いくつかの図面を通して同じ符号は同じ要素を指示し、図１は本明細書で使用され得るガスタービンエンジン１０の概略図を示す。ガスタービンエンジン１０は、圧縮機１５を含むことができる。圧縮機１５は、流入する空気流２０を圧縮する。圧縮機１５は、圧縮空気流２０を燃焼器２５に搬送する。燃焼器２５は、圧縮空気流２０を加圧燃料流３０と混合し、混合物に点火して燃焼ガス流３５を生成する。単一の燃焼器２５だけが図示されているが、ガスタービンエンジン１０は、任意の数の燃焼器２５を含むことができる。次いで、燃焼ガス流３５は、タービン４０に搬送される。燃焼ガス流３５はタービン４０を駆動して、機械的仕事を生成する。タービン４０内で生成された機械的仕事は、シャフト４５を経て圧縮機１５、および発電機など、外部負荷５０を駆動する。他の構成および他の構成要素が、本明細書で使用可能である。

ガスタービンエンジン１０は、天然ガス、様々な種類の合成ガスおよび／または他の種類の燃料を使用することができる。ガスタービンエンジン１０は、ニューヨーク州、スケネクタディ（Ｓｃｈｅｎｅｃｔａｄｙ）のＧｅｎｅｒａｌＥｌｅｃｔｒｉｃＣｏｍｐａｎｙによって提供される任意の数の様々なガスタービンの１つであってよく、限定されないが、７列または９列の重荷重ガスタービンエンジンなどのガスタービンエンジンを含むことができる。ガスタービンエンジン１０は、異なる構成を有することができ、他の種類の構成要素を使用することができる。他の種類のガスタービンエンジンもまた、本明細書で使用され得る。多数のガスタービンエンジン、他の種類のタービンおよび他の種類の動力生成装置を本明細書で一緒に使用することができる。ガスタービンエンジン１０が本明細書で示されているが、本出願は、蒸気タービンエンジンなどの任意の種類のターボ機械に応用可能である。

図２は、ガスタービンエンジン１０の高温ガス通路５４の中に配置された複数の段５２を含むタービン４０の部分の概略図である。第１段５６は、複数の円周方向に離隔配置された第１段のノズル５８、および複数の円周方向に離隔配置された第１段のバケット６０を含むことができる。第１段５６は、円周方向に延在し、第１段のバケット６０を取り囲む第１段のシュラウド６２を更に含むことができる。第１段のシュラウド６２は、環状の配置に互いに隣接して配置された複数のシュラウドセグメントを含むことができる。同様にして、第２段６４は、複数の第２段のノズル６６、複数の第２段のバケット６８、および第２段のバケット６８を取り囲む第２段のシュラウド７０を含むことができる。更に、第３段７２は、複数の第３段のノズル７４、複数の第３段のバケット７６、および第３段のバケット７６を取り囲む第３段のシュラウド７８を含むことができる。タービン４０の部分は、３つの段５２を含むように図示されているが、タービン４０は、任意の数の段５２を含むことができる。

図３および図４は、タービン４０の段５２の１つの中で使用され得る既知のタービンバケット８０を図示する。例えば、バケット８０は、タービン４０の第２段６４または後方の段の中で使用され得る。一般的に説明すると、タービンバケット８０は、エーロフォイル８２、シャンク８４、およびエーロフォイル８２とシャンク８４との間に配置されたプラットフォーム８６を含むことができる。上述のように、複数のバケット８０は、タービンエンジン４０の段５２内の円周方向の列に配置され得る。このようにして、各バケット８０のエーロフォイル８２は、タービン４０の中心軸に関して半径方向に延在することができ、一方各バケット８０のプラットフォーム８６は、タービン４０の中心軸に関して円周方向に延在する。

図示のように、エーロフォイル８２は、プラットフォーム８６から、バケット８０の先端部９０の周りに配置された先端シュラウド８８まで半径方向外側に延在することができる。いくつかの実施形態では、先端シュラウド８８は、エーロフォイル８２と共に一体に形成され得る。プラットフォーム８６がエーロフォイル８２とシャンク８４との間の境界面を全体的に画定するように、シャンク８４は、プラットフォーム８６からバケット８０の根元端部９２まで半径方向内側に延在することができる。図示のように、プラットフォーム８６は、タービンの作動中にタービン４０の中心軸に対して全体的に平行に延在することができるように形成され得る。シャンク８４は、バケット８０をタービン４０のタービンディスクに固定するように構成された、ダブテールなどの根元構造体を画定するように形成され得る。タービン４０の作動中、燃焼ガス流３５が、高温ガス通路５４に沿って、タービンディスクの外側円周と共に高温ガス通路５４の半径方向内側境界を形成するプラットフォーム８６の上方を移動する。したがって、燃焼ガス流３５はバケット８０のエーロフォイル８２に導かれ、したがって、エーロフォイル８２の表面がかなりの高温を受ける。

図３および図４に示すように、タービンバケット８０は、バケット８０内に画定された複数の冷却通路９４（隠し線によって図示される）を含むことができる。各冷却通路９４は、バケット８０の根元端部９２の中に画定される入口９６から延在する第１の直線部分９４ａを含むことができる。各冷却通路９４は、第１の直線部分９４ａからバケット８０の先端部９０の中に画定される出口９８まで延在する第２の直線部分９４ｂを更に含むことができる。第１の直線部分９４ａおよび第２の直線部分９４ｂは、図示のように、バケット８０のプラットフォーム８６内の境界面で交わることができる。冷却通路９４の部分９４ａおよび９４ｂは、従来のステム穴あけ技術によって形成され得る。タービン４０の作動中、圧縮機１５からの排気または抽気などの冷却流体は、入口９６の中に導かれることができ、続いて冷却通路９４を通過し、出口９８を経てバケット８０を出ることができる。したがって、冷却流体が冷却通路９４を通過し、次いでバケット８０の先端部９０で高温ガス通路５４の中に導かれるにつれて、熱が、バケット８０の取り囲む領域、特にエーロフォイル８２から冷却流体に伝達することができる。

図５および図６は、本明細書で説明することができるタービンバケット１００の一実施形態を示す。タービンバケット１００は、タービン４０の段５２の１つの中で使用可能であり、一般的に上述のタービンバケット８０に類似の態様で構成され得るが、構造および機能における特定の相違を本明細書で以下に説明する。例えば、バケット１００は、タービン４０の第２段６４または後方の段の中で使用され得る。図示のように、タービンバケット１００は、エーロフォイル１０２、シャンク１０４、およびエーロフォイル１０２とシャンク１０４との間に配置されたプラットフォーム１０６を含むことができる。複数のバケット１００は、タービンエンジン４０の段５２内の円周方向の列に配置され得る。このようにして、各バケット１００のエーロフォイル１０２は、タービン４０の中心軸に関して半径方向に延在することができ、一方各バケット１００のプラットフォーム１０６は、タービン４０の中心軸に関して円周方向に延在する。

図示のように、エーロフォイル１０２は、プラットフォーム１０６から、バケット１００の先端部１１０の周りに配置された先端シュラウド１０８まで半径方向外側に延在することができる。いくつかの実施形態では、先端シュラウド１０８は、エーロフォイル１０２と共に一体に形成され得る。プラットフォーム１０６がエーロフォイル１０２とシャンク１０４との間の境界面を全体的に画定するように、シャンク１０４は、プラットフォーム１０６からバケット１００の根元端部１１２まで半径方向内側に延在することができる。図示のように、プラットフォーム１０６は、タービンの作動中にタービン４０の中心軸に対して全体的に平行に延在することができるように形成され得る。シャンク１０４は、バケット１００をタービン４０のタービンディスクに固定するように構成された、ダブテールなどの根元構造体を画定するように形成され得る。タービン４０の作動中、燃焼ガス流３５が、高温ガス通路５４に沿って、タービンディスクの外側円周と共に高温ガス通路５４の半径方向内側境界を形成するプラットフォーム１０６の上方を移動する。したがって、燃焼ガス流３５はバケット１００のエーロフォイル１０２に導かれ、したがって、エーロフォイル１０２の表面がかなりの高温を受ける。

図５および図６に示すように、タービンバケット１００は、バケット１００内に画定された複数の冷却通路１１４（隠し線によって図示される）を含むことができる。具体的には、冷却通路１１４は、少なくとも部分的にバケット１００のエーロフォイル１０２内に画定され得る。少なくとも１つの冷却通路１１４は、バケット１００の根元端部１１２の中に画定される入口１１６から、バケット１００の先端部１１０から半径方向内側に、エーロフォイル１０２の外面内に画定される出口１１８まで半径方向に延在することができる。このようにして、冷却通路１１４は、入口１１６で始まり、出口１１８で終わることができる。いくつかの実施形態では、各冷却通路１１４は、バケット１００の根元端部１１２の中に画定された各入口１１６から、バケット１００の先端部１１０から半径方向内側に、エーロフォイル１０２の外面内に画定される各出口１１８まで半径方向に延在することができる。このようにして、各冷却通路１１４は、各入口１１６で始まり、各出口１１８で終わることができる。図示のように、冷却通路１１４の入口１１６は、バケット１００のシャンク１０４の中に画定され得る。いくつかの実施形態では、冷却通路１１４の少なくとも１つの出口１１８が、バケット１００の圧迫側１２２に対応する、エーロフォイル１０２の圧迫側面１２０の中に画定可能である。更にいくつかの実施形態では、冷却通路１１４の少なくとも１つの出口１１８が、バケット１００の吸込み側１２６に対応する、エーロフォイル１０２の吸込み側面１２４の中に画定可能である。いくつかの実施形態によれば、バケット１００は、バケット１００の先端部１１０から半径方向内側に、エーロフォイル１０２の外面内に画定される各出口１１８まで半径方向に延在する少なくとも１つの冷却通路１１４を含むことができ、更に、バケット１００の先端部１１０の中に画定される各出口１１８まで半径方向に延在する少なくとも１つの冷却通路１１４を含むことができる。

図示のように、冷却通路１１４の出口１１８から半径方向外側に延在するエーロフォイル１０２の部分は、中実であることができる。いくつかの実施形態では、図５に示すように、冷却通路１１４の出口１１８は、プラットフォーム１０６からエーロフォイル１０２の半径方向の長さの５０％と７０％との間の位置に、エーロフォイル１０２の外面内に画定され得るが、他の配置が可能である。そのような実施形態では、プラットフォーム１０６からエーロフォイル１０２の半径方向の長さの７０％と１００％との間に延在するエーロフォイル１０２の部分は、中実である可能性があり、または中実ではない可能性がある。いくつかの実施形態では、エーロフォイル１０２から半径方向外側に延在する先端シュラウド１０８は、中実であることができる。冷却通路１１４は、従来の穴あけ技術、または他の製造方法によって形成され得る。

タービン４０の作動中、圧縮機１５からの排気または抽気などの冷却流体は、入口１１６の中に導かれることができ、続いて冷却通路１１４を通過することができる。冷却流体は、冷却通路１１４の出口１１８を通って、高温ガス通路５４の中に排出され得る。したがって、冷却流体が冷却通路１１４を通過し、次いでエーロフォイル１０２に沿って高温ガス通路５４の中に排出されるにつれて、熱が、バケット１００の取り囲む領域、特にエーロフォイル１０２の半径方向内側部分から冷却流体に伝達することができる。

図７は、本明細書で説明することができるタービンバケット２００の別の実施形態を示す。タービンバケット２００は、タービンバケット１００に関して上述の特徴に相当する様々な特徴を含むことができ、その特徴は、相当する符号によって図７の中で識別されるので、本明細書で以下に更に詳細に説明しない。タービンバケット２００は、タービン４０の段５２の１つの中で使用可能であり、エーロフォイル２０２、シャンク２０４、プラットフォーム２０６、先端シュラウド２０８、先端部２１０および根元端部２１２を含むことができる。

図示のように、タービンバケット２００は、バケット２００内に画定された複数の冷却通路２１４および少なくとも１つの冷却空洞２１６（隠し線によって図示される）を含むことができる。具体的には、冷却通路２１４は、バケット２００のエーロフォイル２０２内に少なくとも部分的に画定されることができ、冷却空洞２１６は、バケット２００のシャンク２０４内に少なくとも部分的に画定されることができる。少なくとも１つの冷却通路２１４は、冷却空洞２１６から、バケット２００の先端部２１０から半径方向内側に、エーロフォイル２０２の外面内に画定される出口２１８まで半径方向に延在することができる。このようにして、冷却通路２１４は、冷却空洞２１６で始まり、出口２１８で終わることができる。いくつかの実施形態では、各冷却通路２１４は、冷却空洞２１６から、バケット２００の先端部２１０から半径方向内側に、エーロフォイル２０２の外面内に画定される各出口２１８まで半径方向に延在することができる。このようにして、各冷却通路２１４は、冷却空洞２１６で始まり、各出口２１８で終わることができる。図示のように、冷却通路２１４は、プラットフォーム２０６内に配置された境界面で冷却空洞２１６と流体連通することができる。いくつかの実施形態では、冷却通路２１４の少なくとも１つの出口２１８が、エーロフォイル２０２の圧迫側面２２０の中に画定可能であり、バケット２００の圧迫側２２２に対応する。更にいくつかの実施形態では、冷却通路２１４の少なくとも１つの出口２１８が、バケット２００の吸込み側２２６に対応する、エーロフォイル２０２の吸込み側面２２４の中に画定可能である。いくつかの実施形態によれば、バケット２００は、バケット２００の先端部２１０から半径方向内側に、エーロフォイル２０２の外面内に画定される各出口２１８まで半径方向に延在する少なくとも１つの冷却通路２１４を含むことができ、更に、バケット２００の先端部２１０の中に画定される各出口２１８まで半径方向に延在する少なくとも１つの冷却通路２１４を含むことができる。

タービン４０の作動中、圧縮機１５からの排気または抽気などの冷却流体は、冷却空洞２１６の中に導かれることができ、続いて冷却通路２１４を通過することができる。冷却流体は、冷却通路２１４の出口２１８を通って、高温ガス通路５４の中に排出され得る。したがって、冷却流体が冷却通路２１４を通過し、次いでエーロフォイル２０２に沿って高温ガス通路５４の中に排出されるにつれて、熱が、バケット２００の取り囲む領域、特にエーロフォイル２０２の半径方向内側部分から冷却流体に伝達することができる。

したがって、本明細書で説明する実施形態は、高温作動温度でタービンバケットを冷却するための冷却通路構成を含む改良されたタービンバケットを提供する。上述のように、タービンバケットは、エーロフォイル内に少なくとも部分的に画定される複数の冷却通路を含むことができ、少なくとも１つの冷却通路が、バケットの先端部から半径方向内側に、エーロフォイルの外面内に画定される出口まで半径方向に延在する。したがって、冷却通路は、エーロフォイルの部分を通って冷却流体の流れを導き、冷却流体をエーロフォイルに沿って高温ガス通路の中に排出するように構成され得る。このようにして、冷却通路構成によって、タービンバケット、特にそのエーロフォイルが、改良された空気力学のために様々な複雑な三次元形状または湾曲を有することが可能になる。その冷却通路構成によって更に、エーロフォイルの限定区分を標的冷却するための冷却通路を最適に配置することを可能にし、一方、タービンバケットの製造費用および製造の複雑さを最小にすることができる。最後に、冷却通路構成によって、タービンバケットは、劣化、損傷せず、または使用寿命が減少せずに、高温作動温度に耐えることが可能になり、タービンおよびガスタービンエンジン全体の効率ならびに性能を向上させることができる。

前述のことは、本出願およびその結果の特許の特定の実施形態だけに関連することは明らかなはずである。多くの変形形態および修正形態が、以下の特許請求の範囲およびその均等物によって定義される本発明の全体的な精神および範囲から逸脱せずに、当業者によって本明細書において作製可能である。

１０ガスタービンエンジン
１５圧縮機
２０空気流
２５燃焼器
３０燃料流
３５燃焼ガス流
４０タービン
４５シャフト
５０外部負荷
５２タービン段
５４高温ガス通路
５６第１段
５８第１段のノズル
６０第１段のバケット
６２第１段のシュラウド
６４第２段
６６第２段のノズル
６８第２段のバケット
７０第２段のシュラウド
７２第３段
７４第３段のノズル
７６第３段のバケット
７８第３段のシュラウド
８０タービンバケット
８２エーロフォイル
８４シャンク
８６プラットフォーム
８８先端シュラウド
９０先端部
９２根元端部
９４冷却通路
９４ａ第１の直線部分
９４ｂ第２の直線部分
９６入口
９８出口
１００タービンバケット
１０２エーロフォイル
１０４シャンク
１０６プラットフォーム
１０８先端シュラウド
１１０先端部
１１２根元端部
１１４冷却通路
１１６入口
１１８出口
１２０圧迫側面
１２２圧迫側
１２４吸込み側面
１２６吸込み側
２００タービンバケット
２０２エーロフォイル
２０４シャンク
２０６プラットフォーム
２０８先端シュラウド
２１０先端部
２１２根元端部
２１４冷却通路
２１６冷却空洞
２１８出口
２２０圧迫側面
２２２圧迫側
２２４吸込み側面
２２６吸込み側

Claims

ガスタービンエンジン（１０）用のタービンバケット（８０、１００、２００）であって、
プラットフォーム（８６、１０６、２０６）と、
前記プラットフォーム（８６、１０６、２０６）から半径方向外側に延在するエーロフォイル（８２、１０２、２０２）と、前記エーロフォイル（８２、１０２、２０２）内に少なくとも部分的に画定される複数の冷却通路（９４、１１４、２１４）であって、少なくとも１つの前記冷却通路（１１４、２１４）が、前記タービンバケット（１００、２００）の先端部（１１０、２１０）から半径方向内側に、前記エーロフォイル（１０２、２０２）の外面内に画定される出口（１１８、２１８）まで半径方向に延在する、複数の冷却通路（９４、１１４、２１４）と
を備えるタービンバケット（８０、１００、２００）。
前記プラットフォーム（８６、１０６）から半径方向内側に延在するシャンク（８４、１０４）を更に備え、前記少なくとも１つの前記冷却通路（９４、１１４）が、前記シャンク（８４、１０４）の外面内に画定される入口（９６、１１６）から半径方向に延在する、請求項１に記載のタービンバケット（８０、１００、２００）。
前記プラットフォーム（２０６）から半径方向内側に延在するシャンク（２０４）と、前記シャンク内（２０４）に少なくとも部分的に画定される冷却空洞（２１６）とを更に備え、前記少なくとも１つの前記冷却通路（２１４）が、前記冷却空洞（２１６）から半径方向に延在する、請求項１に記載のタービンバケット（８０、１００、２００）。
前記少なくとも１つの前記冷却通路（２１４）が、前記プラットフォーム（２０６）内に配置された境界面で前記冷却空洞（２１６）と流体連通する、請求項３に記載のタービンバケット（８０、１００、２００）。
前記少なくとも１つの前記冷却通路（１１４、２１４）の前記出口（１１８、２１８）が、前記エーロフォイル（１０２、２０２）の圧迫側面内に画定される、請求項１に記載のタービンバケット（８０、１００、２００）。
前記少なくとも１つの前記冷却通路（１１４、２１４）の前記出口（１１８、２１８）が、前記エーロフォイル（１０２、２０２）の吸込み側面内に画定される、請求項１に記載のタービンバケット（８０、１００、２００）。
各前記冷却通路（１１４、２１４）が、前記タービンバケット（８０、１００、２００）の前記先端部（１１０、２１０）から半径方向内側に、前記エーロフォイル（１０２、２０２）の前記外面内に画定される出口（１１８、２１８）まで半径方向に延在する、請求項１に記載のタービンバケット（８０、１００、２００）。
前記少なくとも１つの前記冷却通路（１１４、２１４）の前記出口（１１８、２１８）が、前記プラットフォーム（１０６、２０６）から前記エーロフォイル（１０２、２０２）の半径方向の長さの５０％と７０％との間の位置に、前記エーロフォイル（１０２、２０２）の前記外面内に画定される、請求項１に記載のタービンバケット（８０、１００、２００）。
前記プラットフォーム（１０６、２０６）から前記エーロフォイル（１０２、２０２）の前記半径方向の長さの７０％と１００％との間に延在する前記エーロフォイル（１０２、２０２）の部分が、中実である、請求項８に記載のタービンバケット（８０、１００、２００）。
前記少なくとも１つの前記冷却通路（１１４、２１４）の前記出口（１１８、２１８）から半径方向外側に延在する前記エーロフォイル（１０２、２０２）の部分が、中実である、請求項１に記載のタービンバケット（８０、１００、２００）。
前記エーロフォイル（１０２、２０２）から半径方向外側に延在する先端シュラウド（１０８、２０８）を更に備え、前記先端シュラウド（１０８、２０８）が、中実である、請求項１に記載のタービンバケット（８０、１００、２００）。
ガスタービンエンジン（１０）内で使用されるタービンバケット（８０、１００、２００）を冷却する方法であって、
冷却流体の流れを前記タービンバケット（８０、１００、２００）のエーロフォイル（８２、１０２、２０２）内に少なくとも部分的に画定される複数の冷却通路（９４、１１４、２１４）を通って流すステップであって、少なくとも１つの前記冷却通路（１１４、２１４）が、前記タービンバケット（１００、２００）の先端部（１１０、２１０）から半径方向内側に、前記エーロフォイル（１０２、２０２）の外面内に画定される出口（１１８、２１８）まで半径方向に延在する、ステップと、
冷却流体の前記流れを前記少なくとも１つの前記冷却通路（９４、１１４、２１４）の前記出口（９８、１１８、２１８）を通って、高温ガス通路（５４）の中に排出するステップと
を含む方法。
冷却流体の前記流れを前記少なくとも１つの前記冷却通路（１１４、２１４）の前記出口（１１８、２１８）を通って排出するステップが、冷却流体の前記流れを前記エーロフォイル（１０２、２０２）の圧迫側面に沿って排出するステップを含む、請求項１２に記載の方法。
冷却流体の前記流れを前記少なくとも１つの前記冷却通路（１１４、２１４）の前記出口（１１８、２１８）を通って排出するステップが、冷却流体の前記流れを前記エーロフォイル（１０２、２０２）の吸込み側面に沿って排出するステップを含む、請求項１２に記載の方法。
冷却流体の前記流れを前記少なくとも１つの前記冷却通路（１１４、２１４）の前記出口（１１８、２１８）を通って排出するステップが、冷却流体の前記流れを前記タービンバケット（１００、２００）のプラットフォーム（１０６、２０６）から前記エーロフォイル（１０２、２０２）の半径方向の長さの５０％から７０％の間の位置に排出するステップを含む、請求項１２に記載の方法。
圧縮機（１５）と、
前記圧縮機（１５）と流体連通している燃焼器（２５）と、
前記燃焼器（２５）と流体連通しているタービン（４０）と
を備えるガスタービンエンジン（１０）であって、前記タービン（４０）が円周方向の列に配置された複数のタービンバケット（８０、１００、２００）を備え、各前記タービンバケット（８０、１００、２００）が、
プラットフォーム（８６、１０６、２０６）と、
前記プラットフォーム（８６、１０６、２０６）から半径方向外側に延在するエーロフォイル（８２、１０２、２０２）と、
前記エーロフォイル（８２、１０２、２０２）内に少なくとも部分的に画定される複数の冷却通路（９４、１１４、２１４）であって、少なくとも１つの前記冷却通路（１１４、２１４）が、前記タービンバケット（１００、２００）の先端部（１１０、２１０）から半径方向内側に、前記エーロフォイル（１０２、２０２）の外面内に画定される出口（１１８、２１８）まで半径方向に延在する、複数の冷却通路（９４、１１４、２１４）と
を備える、ガスタービンエンジン（１０）。
前記少なくとも１つの前記冷却通路（１１４、２１４）の前記出口（１１８、２１８）が、前記エーロフォイル（１０２、２０２）の圧迫側面内に画定される、請求項１６に記載のガスタービンエンジン（１０）。
前記少なくとも１つの前記冷却通路（１１４、２１４）の前記出口（１１８、２１８）が、前記エーロフォイル（１０２、２０２）の吸込み側面内に画定される、請求項１６に記載のガスタービンエンジン（１０）。
前記少なくとも１つの前記冷却通路（１１４、２１４）の前記出口（１１８、２１８）が、前記プラットフォーム（１０６、２０６）から前記エーロフォイル（１０２、２０２）の半径方向の長さの５０％と７０％との間の位置に、前記エーロフォイル（１０２、２０２）の前記外面内に画定される、請求項１６に記載のガスタービンエンジン（１０）。
前記少なくとも１つの前記冷却通路（１１４、２１４）の前記出口（１１８、２１８）から半径方向外側に延在する前記エーロフォイル（１０２、２０２）の部分が、中実である、請求項１６に記載のガスタービンエンジン（１０）。