JP2015190468A - Bucket airfoil for turbomachine - Google Patents
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Abstract
Description
本明細書に開示されている主題は、ターボ機械の技術に関し、より詳細には、ターボ機械用のバケット翼形部に関する。 The subject matter disclosed herein relates to turbomachinery technology and, more particularly, to bucket airfoils for turbomachinery.
ターボ機械は、圧縮機／タービンに共通の軸、及び燃焼器アセンブリを介して、タービン部分に連結されている圧縮機部分を含む。入口の気流が、吸気口を通って、圧縮機部分に向かって流される。圧縮機部分内では、入口の気流は、いくつかの連続した段を通って圧縮され、燃焼器アセンブリに向かう。燃焼器アセンブリ内では、圧縮された気流が、燃料と混ざり、可燃性混合物を形成する。可燃性混合物は、燃焼器アセンブリ内で燃焼させられ、高温ガスを形成する。高温ガスは、トランジションピースを通って、タービン部分の高温ガス経路に沿って誘導される。高温ガスは、高温ガス経路に沿って、いくつかのタービン段を通って膨張する。いくつかのタービン段は、ホイールに取り付けられているタービンバケット翼形部に作用し、例えば、発電機に給電するために出力される仕事を発生させる、場合によっては、最終段のバケット翼形部に、機械的制振を行うための部分スパンシュラウドが設けられる。 The turbomachine includes a shaft common to the compressor / turbine and a compressor portion that is coupled to the turbine portion via a combustor assembly. Inlet airflow is passed through the inlet and toward the compressor section. Within the compressor section, the inlet airflow is compressed through several successive stages and directed to the combustor assembly. Within the combustor assembly, the compressed air stream mixes with the fuel to form a combustible mixture. The combustible mixture is combusted in the combustor assembly to form hot gas. Hot gas is directed along the hot gas path of the turbine portion through the transition piece. Hot gas expands through several turbine stages along the hot gas path. Some turbine stages act on a turbine bucket airfoil that is attached to the wheel and generate work that is output to power the generator, for example, in some cases the last stage bucket airfoil And a partial span shroud for mechanical damping.
例示的な実施形態の一態様によれば、ターボ機械用バケット翼形部は、根端と、根端から離れた先端と、根端と先端との間に延びる翼形部表面とを有する。翼形部表面は、加工前のバケット輪郭を定める、上流縁、下流縁、正圧面、及び負圧面を有する。翼形部表面は、部分スパンシュラウドゾーンを定めるブレードスパンゾーンを有する。第１の部分スパンシュラウドは、部分スパンシュラウドゾーン内で、正圧面の外側に突出しており、第２の部分スパンシュラウドは、部分スパンシュラウドゾーン内で、負圧面の外側に突出している。ターボ機械用バケット翼形部は、部分スパンシュラウドゾーン内で、加工前のバケット輪郭におけるインタラプション（ｉｎｔｅｒｒｕｐｔｉｏｎ）を有する。 According to one aspect of the exemplary embodiment, a turbomachine bucket airfoil has a root tip, a tip remote from the root tip, and an airfoil surface extending between the root tip and the tip. The airfoil surface has an upstream edge, a downstream edge, a pressure surface, and a suction surface that define a bucket profile prior to processing. The airfoil surface has a blade span zone that defines a partial span shroud zone. The first partial span shroud protrudes outside the pressure surface in the partial span shroud zone, and the second partial span shroud protrudes outside the suction surface in the partial span shroud zone. The turbomachine bucket airfoil has an interruption in the bucket profile prior to machining within the partial span shroud zone.
例示的な実施形態の別の態様によれば、ターボ機械は、圧縮機部分と、圧縮機部分に動作可能に接続されているタービン部分と、圧縮機部分及びタービン部分に流体的に接続されている燃焼器アセンブリとを備える。ターボ機械用バケット翼形部が、圧縮機部分及びタービン部分のうち１つに配置されている。ターボ機械用バケット翼形部は、根端と、ブレードスパンゾーンを定める、根端から離れた先端と、根端と先端との間に延びる翼形部表面とを有する。翼形部表面は、加工前のバケット輪郭を定める、上流縁、下流縁、正圧面、及び負圧面を有する。翼形部表面は、部分スパンシュラウドゾーンを定めるブレードスパンゾーンを有する。第１の部分スパンシュラウドは、部分スパンシュラウドゾーン内で、正圧面の外側に突出している。第２の部分スパンシュラウドは、部分スパンシュラウドゾーン内で、負圧面の外側に突出している。ターボ機械用バケット翼形部は、部分スパンシュラウドゾーン内で、加工前のバケット輪郭におけるインタラプションを有する。 According to another aspect of the exemplary embodiment, a turbomachine includes a compressor portion, a turbine portion operably connected to the compressor portion, and fluidly connected to the compressor portion and the turbine portion. A combustor assembly. A turbomachine bucket airfoil is disposed in one of the compressor portion and the turbine portion. The turbomachine bucket airfoil has a root tip, a tip remote from the root tip defining a blade span zone, and an airfoil surface extending between the root tip and the tip. The airfoil surface has an upstream edge, a downstream edge, a pressure surface, and a suction surface that define a bucket profile prior to processing. The airfoil surface has a blade span zone that defines a partial span shroud zone. The first partial span shroud protrudes outside the pressure surface within the partial span shroud zone. The second partial span shroud protrudes outside the suction surface within the partial span shroud zone. The turbomachine bucket airfoil has an interruption in the bucket profile prior to machining within the partial span shroud zone.
例示的な実施形態のさらに別の態様によれば、ターボ機械システムは、圧縮機部分と、圧縮機部分に流体的に接続されている吸気システムと、圧縮機部分に動作可能に接続されているタービン部分と、圧縮機部分及びタービン部分に流体的に接続されている燃焼器アセンブリと、圧縮機部分及びタービン部分のうち１つに動作可能に接続されている従動部品とを含む。ターボ機械用バケット翼形部が、圧縮機部分及びタービン部分のうち１つに配置されている。ターボ機械用バケット翼形部は、根端と、根端から離れた先端と、根端と先端との間に延びる翼形部表面とを有する。翼形部表面は、加工前のバケット輪郭を定める、上流縁、下流縁、正圧面、及び負圧面を有する。翼形部表面は、部分スパンシュラウドゾーンを定めるブレードスパンゾーンを有する。第１の部分スパンシュラウドは、部分スパンシュラウドゾーン内で、正圧面の外側に突出しており、第２の部分スパンシュラウドは、部分スパンシュラウドゾーン内で、負圧面の外側に突出している。ターボ機械用バケット翼形部は、部分スパンシュラウドゾーン内で、加工前のバケット輪郭におけるインタラプションを有する。 According to yet another aspect of the exemplary embodiment, a turbomachine system is operably connected to a compressor portion, an intake system fluidly connected to the compressor portion, and a compressor portion. A turbine portion, a compressor portion and a combustor assembly fluidly connected to the turbine portion, and a driven component operably connected to one of the compressor portion and the turbine portion. A turbomachine bucket airfoil is disposed in one of the compressor portion and the turbine portion. A turbomachine bucket airfoil has a root tip, a tip remote from the root tip, and an airfoil surface extending between the root tip and the tip. The airfoil surface has an upstream edge, a downstream edge, a pressure surface, and a suction surface that define a bucket profile prior to processing. The airfoil surface has a blade span zone that defines a partial span shroud zone. The first partial span shroud protrudes outside the pressure surface in the partial span shroud zone, and the second partial span shroud protrudes outside the suction surface in the partial span shroud zone. The turbomachine bucket airfoil has an interruption in the bucket profile prior to machining within the partial span shroud zone.
これら及び他の、利点及び特徴は、図面を用いた以下の説明から、より明らかになるであろう。 These and other advantages and features will become more apparent from the following description with reference to the drawings.
本発明と見なされる主題は、本明細書の終わりの請求項において特定され、明白にクレームされる。本発明の、前述及び他の、特徴及び利点は、添付の図面を用いた以下の詳細な説明から明らかである。 The subject matter regarded as the invention is specified and expressly claimed in the claims at the end of this specification. The foregoing and other features and advantages of the invention will be apparent from the following detailed description taken in conjunction with the accompanying drawings.
詳細な説明では、例として本発明の実施形態を、図面を参照しながら、利点及び特徴と共に詳細に説明する。 The detailed description explains embodiments of the invention, together with advantages and features, by way of example with reference to the drawings.
例示的な実施形態によるターボ機械システム２が、図１に概略的に示されている。ターボ機械システム２は、圧縮機部分６を有するターボ機械４を含み、圧縮機部分６は、軸１０を介して、タービン部分８に動作可能に接続されている。圧縮機部分６はまた、少なくとも１つの燃焼器１４を含む燃焼器アセンブリ１２を介して、タービン部分８に流体的に接続されている。また、ターボ機械システム２が、圧縮機部分６の（個別に符号が付けられていない）入口に、気流を届ける吸気システム１８を含むことが示されている。吸気システム１８は、圧縮機部分６内に気流を導入する前に、気流を調整してもよい。さらに、ターボ機械システム２は、タービン部分８に動作可能に接続されている従動部品２０を含むことが示されている。従動部品２０は、発電機、ポンプ、又は他の機械的負荷の形態をとってもよい。さらに、タービン部分８は、（個別に符号が付けられていない）ハウジング内に、回転可能に取り付けられている複数のバケット３０を含むことが示されている。バケット３０は、いくつかの段に配置されており、最終段バケット３３を含む。 A turbomachine system 2 according to an exemplary embodiment is schematically illustrated in FIG. The turbomachine system 2 includes a turbomachine 4 having a compressor portion 6 that is operatively connected to a turbine portion 8 via a shaft 10. The compressor portion 6 is also fluidly connected to the turbine portion 8 via a combustor assembly 12 that includes at least one combustor 14. It is also shown that the turbomachine system 2 includes an intake system 18 that delivers airflow to the inlet (not individually labeled) of the compressor section 6. The intake system 18 may regulate the airflow before introducing the airflow into the compressor portion 6. Further, the turbomachine system 2 is shown to include a driven component 20 that is operatively connected to the turbine portion 8. The follower component 20 may take the form of a generator, pump, or other mechanical load. Further, the turbine portion 8 is shown to include a plurality of buckets 30 that are rotatably mounted within a housing (not individually numbered). The bucket 30 is arranged in several stages and includes a final stage bucket 33.
空気が吸気システム１８に入り、圧縮機部分６に流れる。この空気は、圧縮され、燃焼器アセンブリ１２に流される。この空気の一部分は、冷却のため、タービン部分８内に流される。燃焼器アセンブリ１２内で、空気は、燃料、又は燃料及び希釈材と混ぜられ、可燃性混合物を形成する。可燃性混合物は、燃焼させられ、トランジションピース（不図示）を通って、燃焼器アセンブリ１２からタービン部分８へと流れる高温ガスを形成する。高温ガスは、タービン部分８を介して膨張し、この際、バケット３０が、熱エネルギーを、従動部品２０を駆動する機械的エネルギーに変換する。高温ガスは、最終段バケット３３を通って、排気システム（こちらも不図示）に向かって流れる。 Air enters the intake system 18 and flows to the compressor section 6. This air is compressed and flows to the combustor assembly 12. A portion of this air is flowed into the turbine portion 8 for cooling. Within the combustor assembly 12, air is mixed with fuel or fuel and diluent to form a combustible mixture. The combustible mixture is combusted and forms hot gas that flows from the combustor assembly 12 to the turbine portion 8 through a transition piece (not shown). The hot gas expands through the turbine portion 8, where the bucket 30 converts thermal energy into mechanical energy that drives the driven component 20. The hot gas flows through the final stage bucket 33 toward the exhaust system (also not shown).
図２〜図４に最もよく示されているように、最終段バケット３３は、根端４４から、ブレードスパン４７を定める先端４６に延びるバケット翼形部３６を含む。バケット翼形部３６は、負圧面５４及び正圧面５６を含む翼形部表面５０を有する。翼形部表面５０はまた、前縁すなわち上流縁５９、及び後縁すなわち下流縁６０を有する。翼形部表面５０は、加工前のバケット縁部輪郭６３、及び加工前のバケット翼形部輪郭６４を有する。加工前のバケット縁部輪郭６３は、上流縁５９又は下流縁６０のどちらかに沿って、根端４４と先端４６との間に、従来のブレードの立体性を定める自然な流れに従って延びる、仮想線又は仮想表面である。加工前のバケット翼形部輪郭６４は、翼形部表面５０における、従来の翼形部輪郭を示す。 As best shown in FIGS. 2-4, the last stage bucket 33 includes a bucket airfoil 36 that extends from a root tip 44 to a tip 46 that defines a blade span 47. Bucket airfoil 36 has an airfoil surface 50 that includes a suction surface 54 and a pressure surface 56. The airfoil surface 50 also has a leading or upstream edge 59 and a trailing or downstream edge 60. The airfoil surface 50 has a bucket edge profile 63 before processing and a bucket airfoil profile 64 before processing. The unprocessed bucket edge profile 63 extends along either the upstream edge 59 or the downstream edge 60 between the root tip 44 and the tip 46 according to the natural flow that defines the three-dimensionality of a conventional blade. A line or virtual surface. The unprocessed bucket airfoil profile 64 shows a conventional airfoil profile at the airfoil surface 50.
また、翼形部表面５０の中心線７０は、根端４４及び先端４６から等距離にある位置に、上流縁５９と下流縁６０との間に延びる。翼形部表面５０はまた、ブレードスパン４７の一部分を表す、ブレードスパンゾーン７３を含むことが示されている。ブレードスパンゾーン７３は、ブレードスパン４７の約２５〜３０％の位置から、ブレードスパン４７の約９０〜９５％の位置に延びる。第１の部分スパンシュラウド９０は、正圧面５６に取り付けられており、正圧面５６の外側に突出している。第２の部分スパンシュラウド９２は、負圧面５４に取り付けられており、負圧面５４の外側に突出している。第１の部分スパンシュラウド９０及び第２の部分スパンシュラウド９２は、最終段バケット３３を機械的に制振するために、隣のバケットの部分スパンシュラウドと結合する。第１及び第２の部分スパンシュラウドは、所望の制振性能、及び空力性能に従い、中心線７０において、中心線７０の半径方向内側において、又は中心線７０の半径方向外側において、翼形部表面５０に取り付けられ得る。 Also, the centerline 70 of the airfoil surface 50 extends between the upstream edge 59 and the downstream edge 60 at a position equidistant from the root tip 44 and tip 46. The airfoil surface 50 is also shown to include a blade span zone 73 that represents a portion of the blade span 47. The blade span zone 73 extends from about 25-30% of the blade span 47 to about 90-95% of the blade span 47. The first partial span shroud 90 is attached to the pressure surface 56 and protrudes outside the pressure surface 56. The second partial span shroud 92 is attached to the suction surface 54 and protrudes outside the suction surface 54. The first partial span shroud 90 and the second partial span shroud 92 are combined with the partial span shroud of an adjacent bucket to mechanically dampen the last stage bucket 33. The first and second partial span shrouds are at the airfoil surface at the centerline 70, radially inward of the centerline 70, or radially outward of the centerline 70, according to the desired damping and aerodynamic performance. 50 can be attached.
例示的な実施形態によれば、第１の部分スパンシュラウド９０、及び第２の部分スパンシュラウド９２が、部分スパンシュラウドゾーン１００内で、翼形部表面５０に取り付けられている。部分スパンシュラウドゾーン１００は、中心線７０の半径方向内側に、根端４４に向かって延びる第１の部分１０４と、中心線７０の半径方向外側に、先端４６に向かって延びる第２の部分１０６とを含む。例示的な実施形態の一態様によれば、第１の部分１０４は、ブレードスパンゾーン７３の２５％まで、中心線７０の半径方向内側に、根端４４に向かって延在し、第２の部分１０６は、ブレードスパンゾーン７３の２５％まで、中心線７０の半径方向外側に、先端４６に向かって延びる。例示的な実施形態の別の態様によれば、第１の部分１０４は、ブレードスパンゾーン７３の１５％まで、中心線７０の半径方向内側に、根端４４に向かって延在し、第２の部分１０６は、ブレードスパンゾーン７３の１５％まで、中心線７０の半径方向外側に、先端４６に向かって延びる。例示的な実施形態のさらに別の態様によれば、第１の部分１０４は、ブレードスパンゾーン７３の１０％まで、中心線７０の半径方向内側に、根端４４に向かって延在し、第２の部分１０６は、ブレードスパンゾーン７３の１０％まで、中心線７０の半径方向外側に、先端４６に向かって延びる。例示的な実施形態の別の態様によれば、翼形部表面５０は、第１の縁部インタラプション１１６及び第２の縁部インタラプション１１８を有する。第１の縁部インタラプション１１６は、部分スパンシュラウドゾーン１００内で、上流縁５９に形成されており、第２の縁部インタラプション１１８は、部分スパンシュラウドゾーン１００内で、下流縁６０に形成されている。ここで、用語「インタラプション」が、部分スパンシュラウドゾーン１００内にのみ存在する、意図的な、工学的に作り出された、加工前のバケット縁部輪郭６３からの偏差を示すことを理解されたい。 According to an exemplary embodiment, a first partial span shroud 90 and a second partial span shroud 92 are attached to the airfoil surface 50 within the partial span shroud zone 100. The partial span shroud zone 100 includes a first portion 104 extending radially inward of the center line 70 toward the root tip 44 and a second portion 106 extending radially outward of the center line 70 toward the tip 46. Including. According to one aspect of the exemplary embodiment, the first portion 104 extends radially inward of the centerline 70 toward the root tip 44, up to 25% of the blade span zone 73, Portion 106 extends toward tip 46 radially outward of centerline 70 to 25% of blade span zone 73. According to another aspect of the exemplary embodiment, the first portion 104 extends radially inward of the centerline 70 toward the root tip 44 and up to 15% of the blade span zone 73, Portion 106 extends toward tip 46, radially outward of centerline 70, up to 15% of blade span zone 73. According to yet another aspect of the exemplary embodiment, the first portion 104 extends radially inward of the centerline 70 toward the root tip 44, up to 10% of the blade span zone 73, and The second portion 106 extends toward the tip 46 radially outward of the centerline 70 to 10% of the blade span zone 73. According to another aspect of the exemplary embodiment, the airfoil surface 50 has a first edge interruption 116 and a second edge interruption 118. A first edge interruption 116 is formed at the upstream edge 59 within the partial span shroud zone 100 and a second edge interruption 118 is formed at the downstream edge 60 within the partial span shroud zone 100. Has been. Here, it should be understood that the term “interruption” refers to a deviation from the intentionally engineered, pre-machined bucket edge profile 63 that exists only in the partial span shroud zone 100. .
例示的な実施形態の一態様によれば、第１のインタラプション１１６及び第２のインタラプション１１８は、部分スパンシュラウドゾーン１００内で、翼形部表面５０の翼弦長を変化させている。図示された例示的な実施形態において、翼弦長の変化により、部分スパンシュラウドゾーン１００内で、翼形部表面５０の翼弦長が増加する。もちろん、翼弦長の変化は、翼弦長の減少であってもよく、又は、一方の縁部において減少し、かつ反対側の縁部において増加してもよいことを理解されたい。後者では、長さに実質的な正味の変化が起こらない場合もあるが、それでもなお、以下に論じる所望の結果を達成することができる。第１の縁部インタラプション１１６及び第２の縁部インタラプション１１８は、部分スパンシュラウドゾーン１００内における、翼形部表面５０のヅヴァイフェル荷重係数を変化させる。具体的には、第１の縁部インタラプション１１６及び第２の縁部インタラプション１１８は、図６に示されるように、部分スパンシュラウドゾーン１００内の効率損失を低減するため、部分スパンシュラウドゾーン１００内で、約０．５〜約０．８の間の、これ以上範囲を狭められないヅヴァイフェル荷重係数、すなわちヅヴァイフェル数を確立するように設計されている。 According to one aspect of the exemplary embodiment, the first interruption 116 and the second interruption 118 vary the chord length of the airfoil surface 50 within the partial span shroud zone 100. In the illustrated exemplary embodiment, the chord length of the airfoil surface 50 increases within the partial span shroud zone 100 due to variations in chord length. Of course, it should be understood that the chord length change may be a decrease in chord length, or may decrease at one edge and increase at the opposite edge. In the latter case, there may be no substantial net change in length, but still the desired results discussed below can be achieved. The first edge interruption 116 and the second edge interruption 118 change the so-called Weifel load factor of the airfoil surface 50 within the partial span shroud zone 100. Specifically, the first edge interruption 116 and the second edge interruption 118 are used to reduce the efficiency loss in the partial span shroud zone 100, as shown in FIG. Within 100, it is designed to establish a ヅ Weifel load factor, i.e. a 数 Weifel number, between about 0.5 and about 0.8, which cannot be further narrowed.
図４及び図５に示された例示的な実施形態の別の態様によれば、翼形部表面５０は、第１の翼形部インタラプション１３４、及び第２の翼形部インタラプション１３５を有する。第１の翼形部インタラプション１３４は、部分スパンシュラウドゾーン１００内の、負圧面５４に形成されており、第２の翼形部インタラプション１３５は、部分スパンシュラウドゾーン１００内の、正圧面５６に形成されている。上述したのと同様に、用語「インタラプション」が、部分スパンシュラウドゾーン１００内にのみ存在する、意図的な、工学的に作り出された、加工前のバケット翼形部輪郭６４からの偏差を示すことを理解されたい。例示的な実施形態の一態様によれば、第１の翼形部インタラプション１３４及び第２の翼形部インタラプション１３５は、部分スパンシュラウドゾーン１００内で、翼形部表面５０の翼形部輪郭を変化させている。第１及び第２の翼形部インタラプション１３４及び１３５は、バケット翼形部３６の空力性能と、第１及び第２の部分スパンシュラウド９０及び９２の空力性能とを向上させるため、部分スパンシュラウドゾーン１００内で、翼形部表面５０の隆起部分の輪郭を再配分する。 According to another aspect of the exemplary embodiment shown in FIGS. 4 and 5, the airfoil surface 50 includes a first airfoil interruption 134 and a second airfoil interruption 135. Have. The first airfoil interruption 134 is formed on the suction surface 54 in the partial span shroud zone 100 and the second airfoil interruption 135 is on the pressure surface 56 in the partial span shroud zone 100. Is formed. As described above, the term “interruption” refers to the deviation from the intentionally engineered, pre-machined bucket airfoil profile 64 that exists only in the partial span shroud zone 100. Please understand that. According to one aspect of the exemplary embodiment, the first airfoil interruption 134 and the second airfoil interruption 135 are within the partial span shroud zone 100 and the airfoil of the airfoil surface 50. The contour is changed. The first and second airfoil interruptions 134 and 135 are partially span shroud to improve the aerodynamic performance of the bucket airfoil 36 and the aerodynamic performance of the first and second partial span shrouds 90 and 92. Within zone 100, the profile of the raised portion of airfoil surface 50 is redistributed.
ここで、例示的な実施形態では、所望のヅヴァイフェル荷重係数の範囲を特定の場所において達成するために設計された、加工前のバケット輪郭における、特定の、工学的に作り出されたインタラプションを有する、ターボ機械用バケットを説明していることを理解されたい。特定のヅヴァイフェル荷重係数の範囲では、当該特定の場所においてバケットが経験する最大マッハ数が減少する。最大マッハ数の減少により、バケットの荷重特性が高まり、それによって部分スパンシュラウドゾーンで、バケットの性能が向上し、又は逆に、効率損失が減少する。インタラプションは、上流縁及び下流縁の両方に図示されているが、インタラプションは、一方又は他方の縁部のみに形成され得ることもまた、理解されたい。また、インタラプションは、バケットの正圧面及び負圧面の両方に配置されているように説明されているが、インタラプションは、正圧面及び負圧面の一方、又は他方に配置され得る。さらに、例示的な実施形態が、最後／最終のタービン段に配置されているバケットに関して、図示され、説明されているが、例示的な実施形態は、最終段の上流に配置されている段で用いられてもよい。 Here, in an exemplary embodiment, a specific, engineered interruption in the bucket profile prior to machining, designed to achieve the desired range of Weifel load factors at a specific location. It should be understood that a turbomachine bucket is described. For a particular range of Weifel load factors, the maximum Mach number experienced by the bucket at that particular location is reduced. Reduction of the maximum Mach number increases the load characteristics of the bucket, thereby improving bucket performance in the partial span shroud zone, or conversely, reducing efficiency loss. It should also be understood that although interruptions are illustrated at both the upstream and downstream edges, the interruptions can be formed only at one or the other edge. Also, although the interruption is described as being located on both the pressure and suction sides of the bucket, the interruption can be located on one or the other of the pressure and suction sides. Further, although the exemplary embodiment is illustrated and described with respect to buckets located in the last / final turbine stage, the exemplary embodiment is in a stage located upstream of the final stage. May be used.
限られた数の実施形態のみに関して、本発明を詳細に説明してきたが、本発明が、そのような開示された実施形態に限定されないことは、容易に理解されるであろう。むしろ、上述してはいないが、本発明の趣旨及び範囲に相当する、任意の数の、変形、変更、代替又は均等な構成を取り入れるように、本発明を修正することが可能である。また、本発明のさまざまな実施形態を説明してきたが、本発明の態様が、記載された実施形態のうち、いくつかの実施形態のみを含むことが可能であることを理解されたい。したがって、本発明は、前述の説明により限定されると見なされるべきではなく、添付の請求項の範囲によってのみ限定される。 Although the invention has been described in detail with respect to only a limited number of embodiments, it will be readily understood that the invention is not limited to such disclosed embodiments. Rather, although not described above, the invention can be modified to incorporate any number of variations, alterations, alternatives or equivalent arrangements that fall within the spirit and scope of the invention. Also, while various embodiments of the invention have been described, it is to be understood that aspects of the invention can include only some of the described embodiments. Accordingly, the invention is not to be seen as limited by the foregoing description, but is only limited by the scope of the appended claims.
２ ターボ機械システム
４ ターボ機械
６ 圧縮機部分
８ タービン部分
１０ 軸
１２ 燃焼器アセンブリ
１４ 燃焼器
１８ 吸気システム
２０ 従動部品
３０ 複数のバケット
３３ 最終段バケット
３６ バケット翼形部
４４ 根端
４６ 先端
４７ ブレードスパン
５０ 翼形部表面
５４ 負圧面
５６ 正圧面
５９ 前縁又は上流縁
６０ 後縁又は下流縁
６３ 加工前のバケット縁部輪郭
６４ 加工前のバケット翼形部輪郭
７０ 中心線
７３ ブレードスパンゾーン
９０ 第１の部分スパンシュラウド
９２ 第２の部分スパンシュラウド
１００ 部分スパンシュラウドゾーン
１０４ 第１の部分
１０６ 第２の部分
１１６ 第１の縁部インタラプション
１１８ 第２の縁部インタラプション
１３４ 第１の翼形部インタラプション
１３５ 第２の翼形部インタラプション
2 Turbomachine system 4 Turbomachine 6 Compressor part 8 Turbine part 10 Shaft 12 Combustor assembly 14 Combustor 18 Intake system 20 Driven parts 30 Multiple buckets 33 Last stage bucket 36 Bucket airfoil 44 Root tip 46 Tip 47 Blade span 50 Airfoil surface 54 Suction surface 56 Pressure surface 59 Leading edge or upstream edge 60 Trailing edge or downstream edge 63 Bucket edge profile 64 before processing Bucket airfoil profile 70 before processing Centerline 73 Blade span zone 90 First Part span shroud 92 Second part span shroud 100 Part span shroud zone 104 First part 106 Second part 116 First edge interruption 118 Second edge interruption 134 First airfoil part interrupter Option 135 Second Airfoil Interruption
Claims (20)
前記根端（４４）から離れた先端（４６）と、
前記根端（４４）と前記先端（４６）との間に延びる翼形部表面（５０）であって、加工前のバケット輪郭を定める、上流縁（５９）、下流縁（６０）、正圧面（５６）、及び負圧面（５４）を有し、かつ部分スパンシュラウドゾーン（１００）を定めるブレードスパンゾーン（７３）を有する翼形部表面（５０）と、
前記部分スパンシュラウドゾーン（１００）内で、前記正圧面（５６）の外側に突出している、第１の部分スパンシュラウド（９０）と、
前記部分スパンシュラウドゾーン（１００）内で、前記負圧面（５４）の外側に突出している、第２の部分スパンシュラウド（９２）とを備えるターボ機械（４）用バケット翼形部（３６）であって、
前記部分スパンシュラウドゾーン（１００）内で、前記加工前のバケット輪郭におけるインタラプションを有するターボ機械（４）用バケット翼形部（３６）。 The root tip (44);
A tip (46) remote from the root tip (44);
An airfoil surface (50) extending between the root tip (44) and the tip (46), defining an unprocessed bucket profile, upstream edge (59), downstream edge (60), pressure surface And an airfoil surface (50) having a suction surface (54) and having a blade span zone (73) defining a partial span shroud zone (100);
A first partial span shroud (90) projecting outside the pressure surface (56) within the partial span shroud zone (100);
A bucket airfoil (36) for a turbomachine (4) comprising a second partial span shroud (92) projecting outside the suction surface (54) within the partial span shroud zone (100); There,
Within the partial span shroud zone (100), a bucket airfoil (36) for a turbomachine (4) having an interruption in the bucket profile prior to machining.
前記圧縮機部分（６）に動作可能に接続されているタービン部分（８）と、
前記圧縮機部分（６）及び前記タービン部分（８）に流体的に接続されている燃焼器アセンブリ（１２）と、
前記圧縮機部分（６）及び前記タービン部分（８）のうち１つに配置されているターボ機械（４）用バケット翼形部（３６）であって、
根端（４４）と、
ブレードスパンゾーン（７３）を定める、前記根端（４４）から離れた先端（４６）と、
前記根端（４４）と前記先端（４６）との間に延びる翼形部表面（５０）であって、加工前のバケット輪郭を定める、上流縁（５９）、下流縁（６０）、正圧面（５６）、及び負圧面（５４）を有し、かつ部分スパンシュラウドゾーン（１００）を定めるブレードスパンゾーン（７３）を有する翼形部表面（５０）と、
前記部分スパンシュラウドゾーン（１００）内で、前記正圧面（５６）の外側に突出している、第１の部分スパンシュラウド（９０）と、
前記部分スパンシュラウドゾーン（１００）内で、前記負圧面（５４）の外側に突出している、第２の部分スパンシュラウド（９２）とを備え、
前記部分スパンシュラウドゾーン（１００）内で、前記加工前のバケット輪郭におけるインタラプションを有するターボ機械（４）用バケット翼形部（３６）とを備えるターボ機械（４）。 A compressor part (6);
A turbine portion (8) operatively connected to the compressor portion (6);
A combustor assembly (12) fluidly connected to the compressor portion (6) and the turbine portion (8);
A bucket airfoil (36) for a turbomachine (4) disposed in one of the compressor part (6) and the turbine part (8),
The root tip (44);
A tip (46) remote from the root tip (44) defining a blade span zone (73);
An airfoil surface (50) extending between the root tip (44) and the tip (46), defining an unprocessed bucket profile, upstream edge (59), downstream edge (60), pressure surface And an airfoil surface (50) having a suction surface (54) and having a blade span zone (73) defining a partial span shroud zone (100);
A first partial span shroud (90) projecting outside the pressure surface (56) within the partial span shroud zone (100);
A second partial span shroud (92) projecting outside the suction surface (54) within the partial span shroud zone (100);
A turbomachine (4) comprising a bucket airfoil (36) for a turbomachine (4) having an interruption in the bucket profile prior to machining within the partial span shroud zone (100).
前記圧縮機部分に流体的に接続されている吸気システム（１８）と
前記圧縮機部分（６）に動作可能に接続されているタービン部分（８）と、
前記圧縮機部分（６）及び前記タービン部分（８）に流体的に接続されている燃焼器アセンブリ（１２）と、
前記圧縮機部分（６）及び前記タービン部分（８）のうち１つに動作可能に接続されている従動部品（２０）と、
前記圧縮機部分（６）及び前記タービン部分（８）のうち１つに配置されているターボ機械（４）用バケット翼形部（３６）であって、
根端（４４）と、
前記根端（４４）から離れた先端（４６）と、
前記根端（４４）と前記先端（４６）との間に延びる翼形部表面（５０）であって、加工前のバケット輪郭を定める、上流縁（５９）、下流縁（６０）、正圧面（５６）及び負圧面（５４）を有し、かつ部分スパンシュラウドゾーン（１００）を定めるブレードスパンゾーン（７３）を有する翼形部表面（５０）と、
前記部分スパンシュラウドゾーン（１００）内で、前記正圧面（５６）の外側に突出している、第１の部分スパンシュラウド（９０）と、
前記部分スパンシュラウドゾーン（１００）内で、前記負圧面（５４）の外側に突出している、第２の部分スパンシュラウド（９２）とを備え、
前記部分スパンシュラウドゾーン（１００）内で、前記加工前のバケット輪郭におけるインタラプションを有するターボ機械（４）用バケット翼形部（３６）とを備えるターボ機械システム（２）。 A compressor part (6);
An intake system (18) fluidly connected to the compressor portion; and a turbine portion (8) operably connected to the compressor portion (6);
A combustor assembly (12) fluidly connected to the compressor portion (6) and the turbine portion (8);
A driven component (20) operatively connected to one of the compressor portion (6) and the turbine portion (8);
A bucket airfoil (36) for a turbomachine (4) disposed in one of the compressor part (6) and the turbine part (8),
The root tip (44);
A tip (46) remote from the root tip (44);
An airfoil surface (50) extending between the root tip (44) and the tip (46), defining an unprocessed bucket profile, upstream edge (59), downstream edge (60), pressure surface An airfoil surface (50) having a blade span zone (73) having (56) and a suction surface (54) and defining a partial span shroud zone (100);
A first partial span shroud (90) projecting outside the pressure surface (56) within the partial span shroud zone (100);
A second partial span shroud (92) projecting outside the suction surface (54) within the partial span shroud zone (100);
A turbomachine system (2) comprising a bucket airfoil (36) for a turbomachine (4) having an interruption in the bucket profile prior to machining within the partial span shroud zone (100).
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