JP2015224635A - Turbine bucket assembly and turbine system - Google Patents

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Eric Davidson Dwight
スティーブン・ジョセフ・バルソネ
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ブライアン・デンバー・ポッター
Brian Denver Potter
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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To improve a turbine bucket assembly and a turbine system having the turbine bucket assembly.SOLUTION: The turbine bucket assembly includes a single-lobe joint having an integral platform, the joint having a first axial length; a non-segmented airfoil extending radially outward from the integral platform and having a tip end with a second axial length, the second axial length being less than the first axial length; and a turbine wheel having a receptacle having a geometry corresponding to the single-lobe joint and being coupled to the single-lobe joint. The non-segmented airfoil includes a turbine bucket material, and the turbine wheel includes a turbine wheel material, the turbine wheel material having a lower heat resistance and a higher thermal expansion than the turbine bucket material.

Description

本発明は、タービン構成要素及びタービンシステムに関する。より詳細には、本発明は、タービンバケット組立体、及び１つ又はそれ以上のタービンバケット組立体を有するタービンシステムに関する。   The present invention relates to turbine components and turbine systems. More particularly, the present invention relates to a turbine bucket assembly and a turbine system having one or more turbine bucket assemblies.

少なくとも一部の公知のガスタービンエンジンは、燃焼器、圧縮機、及び／又はタービンを含み、タービンは、半径方向外向きに延びる複数のロータブレードつまりバケットを有するロータディスクを含む。複数の回転タービンブレードつまりバケットは、ガスタービンエンジン又は蒸気タービンエンジンの全体にわたって燃焼ガス又は蒸気等の高温流体を送る。少なくとも一部の公知のバケットの根元部は、ロータディスクに形成された対応するダブテールスロットに挿入されるダブテールを用いてディスクに結合され、ブレードをもったディスクつまり「ブリスク」を形成するようになっている。このようなタービンエンジンは比較的高温で作動しかつ比較的大きくなる場合があるので、このようなエンジンの作動能力は、バケットの製造に使用される材料及び／又はバケットの翼形部の長さによって少なくとも部分的に制限される可能性がある。性能をさらに向上させるために、少なくとも一部のエンジン製造業者は、エンジンのサイズを大きくしているが、その結果としてバケットの翼形部の長さが増す。このような増大には、長尺のバケットが所定位置に確実に保持されるようにダブテール及びダブテールスロットのサイズを大きくする必要がある可能性がある。   At least some known gas turbine engines include a combustor, a compressor, and / or a turbine, which includes a rotor disk having a plurality of rotor blades or buckets extending radially outward. A plurality of rotating turbine blades or buckets deliver a hot fluid, such as combustion gas or steam, throughout the gas turbine engine or steam turbine engine. At least some known bucket roots are joined to the disk using dovetails that are inserted into corresponding dovetail slots formed in the rotor disk to form a bladed disk or "blisk". ing. Since such turbine engines operate at relatively high temperatures and may be relatively large, the operating capability of such engines depends on the material used to manufacture the bucket and / or the length of the bucket airfoil. May be at least partially limited. To further improve performance, at least some engine manufacturers have increased the size of the engine, resulting in an increase in the length of the bucket airfoil. Such an increase may require increasing the size of the dovetail and dovetail slot to ensure that the long bucket is held in place.

修復可能な及び／又は交換可能な翼形部先端部を有するか否かに関わらず、タービンバケット組立体は様々な力を受ける。このような力は、タービンバケット組立体の異なる部分が異なる特性をもつことを必要とする。材料の位置付けによって決まる密度の差異が利点をもたらし得ることが知られている。しかしながら、特に特定の材料に関連して、有益な結果を提供する特性をさらに評価することで、付加的な利点がもたらされるであろう。   Regardless of having a repairable and / or replaceable airfoil tip, the turbine bucket assembly is subjected to various forces. Such forces require that different parts of the turbine bucket assembly have different characteristics. It is known that density differences that depend on the positioning of the material can provide benefits. However, further evaluation of properties that provide beneficial results, particularly with respect to specific materials, may provide additional benefits.

本技術では、タービンバケット組立体、及びタービンバケット組立体を有するタービンシステムの改善が望ましいであろう。   In the present technology, it would be desirable to improve a turbine bucket assembly and a turbine system having a turbine bucket assembly.

１つの実施形態において、タービンバケット組立体は、一体プラットホームを有し、第１の軸方向長を有する、シングルローブジョイント部と、一体プラットホームから半径方向外向きに延び、第１の軸方向長よりも短い第２の軸方向長を備えた先端端部を有する、非セグメント化翼形部と、シングルローブジョイント部に対応した形状をもちシングルローブジョイント部に結合するレセプタクルを有する、タービンホイールと、を備える。非セグメント化翼形部はタービンバケット材料を含み、タービンホイールはタービンホイール材料を含み、タービンホイール材料は、タービンバケット材料よりも低い耐熱性及び高い熱膨張を有する。   In one embodiment, the turbine bucket assembly includes a single lobe joint portion having a unitary platform and having a first axial length, and extending radially outward from the unitary platform, from a first axial length. A turbine wheel having a non-segmented airfoil having a tip end with a second short axial length and a receptacle coupled to the single lobe joint having a shape corresponding to the single lobe joint; Is provided. The non-segmented airfoil includes a turbine bucket material, the turbine wheel includes a turbine wheel material, and the turbine wheel material has a lower heat resistance and a higher thermal expansion than the turbine bucket material.

他の実施形態において、タービンバケット組立体は、一体プラットホームを有し、第１の軸方向長を有する、シングルローブジョイント部と、一体プラットホームから半径方向外向きに延び、第１の軸方向長よりも短い第２の軸方向長を備えた先端端部を有する、非セグメント化翼形部と、シングルローブジョイント部に対応した形状をもちシングルローブジョイント部に結合するレセプタクルを有する、タービンホイールと、を備える。シングルローブジョイント部及び非セグメント化翼形部はタービンバケット材料を含み、タービンホイールはタービンホイール材料を含み、タービンバケット材料はチタンアルミナイドであり、タービンホイール材料は超合金である。   In another embodiment, a turbine bucket assembly includes a single lobe joint portion having a unitary platform and having a first axial length, and extending radially outward from the unitary platform, from a first axial length. A turbine wheel having a non-segmented airfoil having a tip end with a second short axial length and a receptacle coupled to the single lobe joint having a shape corresponding to the single lobe joint; Is provided. The single lobe joint and the non-segmented airfoil include a turbine bucket material, the turbine wheel includes a turbine wheel material, the turbine bucket material is titanium aluminide, and the turbine wheel material is a superalloy.

他の実施形態において、タービンシステムは、圧縮機セクションと、圧縮機セクションからの空気を受け取るようになった燃焼器セクションと、燃焼器セクションと流体連通し、ステータ及びタービンバケット組立体を有するタービンセクションと、を備える。タービンバケット組立体は、一体プラットホームを有し、第１の軸方向長を有する、シングルローブジョイント部と、一体プラットホームから半径方向外向きに延び、第１の軸方向長よりも短い第２の軸方向長を備えた先端端部を有する、非セグメント化翼形部と、シングルローブジョイント部に対応した形状をもちシングルローブジョイント部に結合するレセプタクルを有する、タービンホイールと、を備える。記非セグメント化翼形部はタービンバケット材料を含み、タービンホイールはタービンホイール材料を含み、タービンホイール材料は、タービンバケット材料よりも低い耐熱性及び高い熱膨張を有する。   In another embodiment, a turbine system includes a compressor section, a combustor section adapted to receive air from the compressor section, a turbine section having a stator and turbine bucket assembly in fluid communication with the combustor section. And comprising. The turbine bucket assembly includes a single lobe joint having a unitary platform and having a first axial length, and a second shaft extending radially outward from the unitary platform and shorter than the first axial length. A non-segmented airfoil having a tip end with a directional length, and a turbine wheel having a shape corresponding to the single lobe joint portion and having a receptacle coupled to the single lobe joint portion. The non-segmented airfoil includes a turbine bucket material, the turbine wheel includes a turbine wheel material, and the turbine wheel material has a lower heat resistance and a higher thermal expansion than the turbine bucket material.

本発明の他の特徴及び利点は、例証として本発明の原理を示す添付図面を参照しながら、以下の好ましい実施形態のより詳細な説明から明らかになるであろう。   Other features and advantages of the present invention will become apparent from the following more detailed description of the preferred embodiment, taken in conjunction with the accompanying drawings, illustrating by way of example the principles of the invention.

本開示の実施形態による、タービンバケット組立体を有するタービンシステムの概略図。1 is a schematic diagram of a turbine system having a turbine bucket assembly, according to an embodiment of the present disclosure. FIG. 本開示の実施形態による、タービンバケットの非セグメント化翼形部を有するタービンバケット組立体の斜視図。1 is a perspective view of a turbine bucket assembly having a non-segmented airfoil of a turbine bucket according to an embodiment of the present disclosure. FIG. 本開示の実施形態による、後段タービンバケット（例えば、４段タービンの第３段又は第４段で用いるバケット）の右側面図。FIG. 6 is a right side view of a rear turbine bucket (eg, a bucket used in the third or fourth stage of a four-stage turbine) according to an embodiment of the present disclosure.

可能な限り、図面全体にわたって同じ参照番号は同じ部品を表すために用いることができる。   Wherever possible, the same reference numbers may be used throughout the drawings to refer to the same parts.

タービンバケット組立体及びタービンシステムが提供される。加えて、このようなタービンバケット組立体及びタービンシステムを組み立てる方法及び／又は製造する方法が本開示から明白である。本開示の実施形態は、例えば、本明細書に開示する特徴部の１つ又はそれ以上を含まない類似の概念に比べて、全体的な運転及び保守管理費用を削減し、補修のためのサービス停止期間を短くし、他の適切な利点を可能にし、大型又は小型のエンジン及び／又はタービンバケットの使用を可能にし、タービンバケット組立体の一部が高温に曝されることを可能にし、タービンバケット組立体の特定の部分の特性が追加の力に耐性を示すことを可能にし、タービンバケット組立体の一部に追加の材料の使用を可能にし、又はこれらを組み合わせたもの可能にする。   A turbine bucket assembly and a turbine system are provided. In addition, methods for assembling and / or manufacturing such turbine bucket assemblies and turbine systems are apparent from the present disclosure. Embodiments of the present disclosure reduce overall operational and maintenance costs and service for repair, for example, compared to similar concepts that do not include one or more of the features disclosed herein. Reduce downtime, allow other suitable advantages, allow use of large or small engines and / or turbine buckets, allow portions of turbine bucket assemblies to be exposed to high temperatures, The characteristics of certain parts of the bucket assembly can be resistant to additional forces, allowing the use of additional materials in a portion of the turbine bucket assembly, or a combination thereof.

図１は、ガスタービンエンジンシステム、発電システム、ブレード／バケットを利用する何らかの他の適切なシステム、又はこれらを組み合わせたもの等のタービンシステム１０の概略図である。本明細書で用いる場合、用語「ブレード」は、用語「バケット」と同義に用いる。適切なタービンバケットは図３に示されており、タービンの後段（例えば、４段タービンの第３段又は第４段）で用いるバケットが示されている。１つの実施形態において、システム１０は、吸気セクション１２、吸気セクション１２の下流の圧縮機セクション１４、吸気セクション１２の下流で結合した燃焼器セクション１６、燃焼器セクション１６の下流で結合したタービンセクション１８、及び排気セクション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に直接結合する。燃焼器セクション１６は、複数の燃焼器２４を含み、燃焼器２４の各々が圧縮機セクション１４に流体連通するように該圧縮機セクション１４に結合する。燃料ノズル組立体２６は、燃焼器２４の各々に結合する。タービンセクション１８は、圧縮機セクション１４、及び限定されるものではないが、発電機及び／又は機械駆動用途等の負荷２８に回転可能に結合する。圧縮機セクション１４及び／又はタービンセクション１８は、ロータシャフト２２に結合した少なくとも１つのブレード又はタービンバケット３０を含む。   FIG. 1 is a schematic diagram of a turbine system 10 such as a gas turbine engine system, a power generation system, any other suitable system utilizing blades / buckets, or a combination thereof. As used herein, the term “blade” is used interchangeably with the term “bucket”. A suitable turbine bucket is shown in FIG. 3, which shows a bucket for use in the latter stage of the turbine (eg, the third or fourth stage of a four-stage turbine). In one embodiment, the system 10 includes an intake section 12, a compressor section 14 downstream of the intake section 12, a combustor section 16 coupled downstream of the intake section 12, and a turbine section 18 coupled downstream of the combustor section 16. And an exhaust section 20. The turbine section 18 is directly coupled to the compressor section 14 via the rotor shaft 22. The combustor section 16 includes a plurality of combustors 24 that are coupled to the compressor section 14 such that each of the combustors 24 is in fluid communication with the compressor section 14. A fuel nozzle assembly 26 is coupled to each of the combustors 24. The turbine section 18 is rotatably coupled to the compressor section 14 and a load 28 such as, but not limited to, a generator and / or mechanical drive application. The compressor section 14 and / or the turbine section 18 includes at least one blade or turbine bucket 30 coupled to the rotor shaft 22.

作動時、吸気セクション１２は、空気を圧縮機セクション１４に送る。圧縮機セクション１４は、吸入空気を高圧高温に加圧し、加圧空気を燃焼器セクション１６に吐出する。加圧空気は燃料と混合され点火され、タービンセクション１８に流入する燃焼ガスを発生し、これは圧縮機セクション１４及び／又は負荷２８を駆動する。より詳細には、加圧空気の少なくとも一部は燃料ノズル組立体２６に供給される。燃料が燃料ノズル組立体２６に送られる。燃料は、燃焼器セクション１６の燃料ノズル組立体２６の下流で空気と混合され、点火される。燃焼ガスが発生し、タービンセクション１８に送られる。ガス流熱エネルギは、タービンセクション１８で機械的回転エネルギに変換される。排気ガスは、タービンセクション１８から出て、排気セクション２０を通って周辺雰囲気に大気に流出する。   In operation, the intake section 12 sends air to the compressor section 14. The compressor section 14 pressurizes the intake air to high pressure and high temperature, and discharges the compressed air to the combustor section 16. The pressurized air is mixed with fuel and ignited to generate combustion gases that enter the turbine section 18, which drives the compressor section 14 and / or the load 28. More specifically, at least a portion of the pressurized air is supplied to the fuel nozzle assembly 26. Fuel is delivered to the fuel nozzle assembly 26. The fuel is mixed with air downstream of the fuel nozzle assembly 26 in the combustor section 16 and ignited. Combustion gas is generated and sent to the turbine section 18. Gas stream heat energy is converted to mechanical rotational energy in the turbine section 18. The exhaust gas exits the turbine section 18 and exits through the exhaust section 20 to the atmosphere to the ambient atmosphere.

図２は、システム１０に用いることができるタービンバケット３０を有するタービンバケット組立体２００の斜視図である。タービンバケット３０は、翼形部１１０を有する。翼形部１１０はセグメント化されていない（例えば、図２に示すように、別個の先端セグメント及び根元セグメントを有していない及び／又は単一の連続材料である）。タービンバケット３０は、前縁１０４及び後縁１０６で結合された正圧側面１０２及び負圧側面１０３を有する。正圧側面１０２は略凹状形状を有し、負圧側面１０３は略凸状形状を有する。タービンバケット３０は、ジョイント部１０８及び／又はジョイント部１０８と翼形部１１０との間に広がるプラットホーム１１２等の何らかの他の適切な特徴部を有する。   FIG. 2 is a perspective view of a turbine bucket assembly 200 having a turbine bucket 30 that may be used with the system 10. The turbine bucket 30 has an airfoil 110. The airfoil 110 is not segmented (eg, has no separate tip and root segments and / or is a single continuous material, as shown in FIG. 2). The turbine bucket 30 has a pressure side 102 and a suction side 103 joined by a leading edge 104 and a trailing edge 106. The pressure side surface 102 has a substantially concave shape, and the suction side surface 103 has a substantially convex shape. Turbine bucket 30 has any other suitable features such as joint 108 and / or platform 112 extending between joint 108 and airfoil 110.

バケット３０をホイール１０５に結合するジョイント部１０８は、ダブテールであり、マルチローブであり、シングルローブであり、ブリスクの一部であり、翼形部１１０と一体であり（例えば、プラットホーム１１２が翼形部１１０に移行するタービンバケット３０において、継ぎ目が無いか又は一貫性がないように）、タービンバケット３０を固定するための他の適切な機構又は装置であり、又はこれらの組み合わせである。構成要素（例えば、ホイール１０５及び翼形部１１０）の材料の熱膨張係数は、各構成要素の間のジョイント部のタイプを決定する。例えば、材料の熱膨張係数が広範囲の温度にわたってほぼ同じか又は同じ場合、各構成要素の間のジョイント部１０８は、シングルローブか又はマルチローブのジョイント部とすることができる。マルチローブジョイント部は、ある状况で好ましい。対照的に、各材料の熱膨張係数が異なる場合、各構成要素の間のシングルローブジョイント部が好ましい場合がある。   The joint 108 that couples the bucket 30 to the wheel 105 is a dovetail, multi-lobe, single lobe, part of a blisk, and integral with the airfoil 110 (eg, the platform 112 is an airfoil). Other suitable mechanisms or devices for securing the turbine bucket 30, or combinations thereof, such that the turbine bucket 30 transitioning to section 110 is seamless or inconsistent). The coefficient of thermal expansion of the material of the components (eg, wheel 105 and airfoil 110) determines the type of joint between each component. For example, if the coefficient of thermal expansion of the material is about the same or the same over a wide range of temperatures, the joints 108 between each component can be single lobe or multilobe joints. The multilobe joint part is preferable in a certain manner. In contrast, if each material has a different coefficient of thermal expansion, a single lobe joint between each component may be preferred.

１つの実施形態において、タービンバケット３０は、ジョイント部１０８によってホイール１０５に結合し、ホイール１０５から半径方向外向きに延びる。ジョイント部１０８は、ホイール１０５のそれぞれのレセプタクルに対応するシングルローブ形状であり、何らかの手法でホイール１０５に取外し可能に又は恒久的に結合する。１つの好ましい手法は、軸方向ジョイント又は周方向ジョイントによってホイール１０５に取外し可能に結合されるジョイント部１０８を含むことである。他の好ましい手法は、ダブテールジョイント、ダドジョイント、ボックスジョイント、さねはぎジョイント、又はこれらの組み合わせによってホイール１０５に取外し可能に結合されるジョイント部１０８を含むことである。   In one embodiment, turbine bucket 30 is coupled to wheel 105 by joint portion 108 and extends radially outward from wheel 105. The joint portion 108 has a single lobe shape corresponding to each receptacle of the wheel 105, and is detachably or permanently coupled to the wheel 105 in some manner. One preferred approach is to include a joint 108 that is removably coupled to the wheel 105 by an axial or circumferential joint. Another preferred approach is to include a joint portion 108 that is removably coupled to the wheel 105 by a dovetail joint, a dowel joint, a box joint, a tongue and groove joint, or a combination thereof.

１つの実施形態において、ホイール１０５は、複数のタービンバケット３０のシングルローブジョイント部１０８に対応する形状を備えた複数のレセプタクルを有するタービンホイールであり、ホイール１０５の形状は、タービンホイールのリムを定める。別の実施形態において（図１）、タービンバケット３０は、ジョイント部１０８によって、ロータシャフト２２に直接結合し、ロータシャフト２２から半径方向外向きに延びる。   In one embodiment, the wheel 105 is a turbine wheel having a plurality of receptacles with shapes corresponding to the single lobe joint portions 108 of the plurality of turbine buckets 30, the shape of the wheel 105 defining a rim of the turbine wheel. . In another embodiment (FIG. 1), the turbine bucket 30 is coupled directly to the rotor shaft 22 by a joint 108 and extends radially outward from the rotor shaft 22.

１つの実施形態において、ジョイント部１０８は、しっかりした固定を助ける軸方向ジョイント長１１４を有する。１つの実施形態において、プラットホーム１１２は、ジョイント部１０８から半径方向外向きに延び、軸方向ジョイント長１１４（図２及び３に示すような）に等しいか又はほぼ等しいプラットホーム長１１７を有する。   In one embodiment, the joint portion 108 has an axial joint length 114 that assists in secure fixation. In one embodiment, the platform 112 extends radially outward from the joint portion 108 and has a platform length 117 that is equal to or approximately equal to the axial joint length 114 (as shown in FIGS. 2 and 3).

１つの実施形態において、翼形部１１０は、ジョイント部１０８から半径方向外向きに延び、プラットホーム１１２のプラットホーム外面から半径方向外向きに延び、軸方向ジョイント長１１４にほぼ等しい初期翼形長１１９を有し、及び／又は長さがタービンバケット３０の先端端部１１６の先端端部長１１８に向かって短く、図３に示すように右側面から見ると、先端端部長１１８は軸方向ジョイント長１１４よりも短くなっている。先端端部長１１８及び先端幅は、タービンバケット３０及び／又はステム１０に用途に応じて様々とすることができる。翼形部１１０は、プラットホーム１１２から先端端部１１６まで測定した第１の長さつまり半径長１２０を有し、例えば、タービンバケット３０の性能を高めることができる。翼形長１２０は、タービンバケット３０又はシステム１０の用途に応じて様々とすることができる。１つの実施形態において、翼形部１１０は、ホイール１０５の係止を助ける大きさの翼形幅を有する。   In one embodiment, the airfoil 110 extends radially outward from the joint portion 108, extends radially outward from the platform outer surface of the platform 112, and has an initial airfoil length 119 approximately equal to the axial joint length 114. And / or the length is shorter toward the tip end length 118 of the tip end portion 116 of the turbine bucket 30, and the tip end length 118 is larger than the axial joint length 114 when viewed from the right side as shown in FIG. Is also shorter. The tip end length 118 and the tip width can vary depending on the application of the turbine bucket 30 and / or the stem 10. The airfoil 110 has a first or radial length 120 measured from the platform 112 to the tip end 116 and can enhance, for example, the performance of the turbine bucket 30. The airfoil length 120 can vary depending on the application of the turbine bucket 30 or system 10. In one embodiment, the airfoil 110 has an airfoil width that is sized to assist in locking the wheel 105.

翼形部１１０は、タービンバケット３０の非セグメント化部分である。１つの実施形態において、図２に示すように、翼形部１１０は、第２の領域つまり根元領域１２４に一体形成された、第１の領域つまり先端領域１２２を有する。根元領域１２４は、ホイール１０５又はロータシャフト２２（図１参照）に隣接する。先端領域１２２は、ホイール１０５又はロータシャフト２２（図１参照）の遠位にあり、例えば、先端シュラウド１０９又はシールレール１１１に隣接する。   The airfoil 110 is a non-segmented portion of the turbine bucket 30. In one embodiment, as shown in FIG. 2, the airfoil 110 has a first region or tip region 122 that is integrally formed with the second region or root region 124. The root region 124 is adjacent to the wheel 105 or the rotor shaft 22 (see FIG. 1). The tip region 122 is distal to the wheel 105 or rotor shaft 22 (see FIG. 1) and is adjacent, for example, the tip shroud 109 or the seal rail 111.

先端領域１２２は、タービンバケット長１２０と比較できる先端領域長１２６を有し、タービンバケット長１２０に対する相対比率、例えば、約２５パーセント、約４０パーセント、４０パーセントよりも大きい、約５０パーセント未満、約５０パーセント、約５０パーセントよりも大きい、約６０パーセント、約４０パーセントから約６０パーセントの間、約７５パーセント、約２５パーセントと約７５パーセントの間、約４０パーセントと約７５パーセントの間、又は何らかの適切な組み合わせ、部分的組み合わせ、範囲、又はその部分的範囲を有する。先端セグメント長１２６は、翼形部１１０の中間領域まで延び、中間領域は、図３に示すように右側面から見ると、先端端部長１１８より大きく初期翼形長１１９未満の軸方向長１２９を有する。   The tip region 122 has a tip region length 126 that is comparable to the turbine bucket length 120 and has a relative ratio to the turbine bucket length 120, such as about 25 percent, about 40 percent, greater than 40 percent, less than about 50 percent, about 50 percent, greater than about 50 percent, about 60 percent, between about 40 percent and about 60 percent, about 75 percent, between about 25 percent and about 75 percent, between about 40 percent and about 75 percent, or any Has an appropriate combination, subcombination, range, or subrange thereof. The tip segment length 126 extends to the middle region of the airfoil 110, which has an axial length 129 that is greater than the tip end length 118 and less than the initial airfoil length 119 when viewed from the right side as shown in FIG. Have.

ジョイント部１０８、翼形部１１０、及び／又はホイール１０５は、システム１０の動作要求に耐えること及び／又はタービンバケット３０の特徴部と共に動作することができる材料の任意の適切な組み合わせを有する。これらの材料は、重量、コスト、並びに高温及び／又は高速での性能の各検討事項の間のバランスを取るように選択された、類似の材料、同じ材料、又は異なる材料である。   Joint portion 108, airfoil portion 110, and / or wheel 105 have any suitable combination of materials that can withstand the operating requirements of system 10 and / or operate with features of turbine bucket 30. These materials are similar materials, the same materials, or different materials selected to balance between weight, cost, and high temperature and / or high speed performance considerations.

ジョイント部１０８及び翼形部１１０の適切な材料としては、限定されるものではないが、セラミックマトリックス、複合材料、チタンアルミナイド、ホイール１０５の材料と同じか又はそれよりも小さい熱膨張を有する材料、ホイール１０５の材料と同じか又はそれよりも高い耐熱性を有する材料（例えば、より高い動作温度に曝される先端領域１２２に対応するために）、ホイール１０５の材料と同じか又はそれよりも小さな密度の材料（例えば、タービンバケット３０でのより小さな回転質量をもたらす）、又はこれらの組み合わせを挙げることができる。本明細書で説明する例示的な実施形態において、翼形部１１０は、チタンアルミナイド材料を含む。   Suitable materials for joint portion 108 and airfoil portion 110 include, but are not limited to, a ceramic matrix, composite material, titanium aluminide, a material having a thermal expansion equal to or less than that of wheel 105, A material that has the same or higher heat resistance as the material of the wheel 105 (eg, to accommodate the tip region 122 that is exposed to higher operating temperatures), the same as or less than the material of the wheel 105 The material can be of a density (eg, resulting in a smaller rotating mass at the turbine bucket 30), or a combination thereof. In the exemplary embodiment described herein, airfoil 110 includes a titanium aluminide material.

本明細書で用いる場合、用語「セラミックマトリックス複合材料」は、限定されるものではないが、炭素繊維強化カーボン（Ｃ／Ｃ）、炭素繊維強化炭化ケイ素（Ｃ／ＳｉＣ）、及び炭化ケイ素繊維強化炭化ケイ素（ＳｉＣ／ＳｉＣ）を含む。１つの実施形態において、セラミックマトリックス複合材料は、モノリシックなセラミック構造に比べて、大きな伸び率、破壊靱性、耐熱衝撃性、動荷重容量、及び異方性属性を有する。   As used herein, the term “ceramic matrix composite” includes, but is not limited to, carbon fiber reinforced carbon (C / C), carbon fiber reinforced silicon carbide (C / SiC), and silicon carbide fiber reinforced. Including silicon carbide (SiC / SiC). In one embodiment, the ceramic matrix composite has greater elongation, fracture toughness, thermal shock resistance, dynamic load capacity, and anisotropic attributes compared to a monolithic ceramic structure.

本明細書で用いる場合、用語「チタンアルミナイド」は、限定されるものではないが、約４５重量％のＴｉと約５０重量％のＡｌ（ＴｉＡｌ）及び／又は約１モルのＴｉと約１モルのＡｌのモル比、ＴｉＡｌ２（例えば、約１モルのＴｉと約２モルのＡｌのモル比）、ＴｉＡｌ３（例えば、例えば、約１モルのＴｉと約３モルのＡｌのモル比）、Ｔｉ３Ａｌ（例えば、約３モルのＴｉと約１モルのＡｌのモル比）、又は他の適切な混合物の典型的な組成物を含む。 As used herein, the term “titanium aluminide” includes, but is not limited to, about 45 wt% Ti and about 50 wt% Al (TiAl) and / or about 1 mol Ti and about 1 mol. A molar ratio of Al, TiAl 2 (eg, a molar ratio of about 1 mole of Ti to about 2 moles of Al), TiAl 3 (eg, a molar ratio of about 1 mole of Ti to about 3 moles of Al), A typical composition of Ti 3 Al (eg, a molar ratio of about 3 moles of Ti to about 1 mole of Al), or other suitable mixture.

ホイール１０５の適切な材料としては、限定されるものではないが、コバルト系超合金、ニッケル系超合金、スチール系超合金、翼形部１１０の材料と同じか又はそれよりも大きな熱膨張を有する材料、翼形部１１０の材料と同じか又はそれよりも低い耐熱性を有する材料、翼形部１１０の材料と同じか又はそれよりも大きな密度の材料、又はこれらの組み合わせを挙げることができる。   Suitable materials for the wheel 105 include, but are not limited to, a thermal expansion that is the same as or greater than that of the cobalt-based superalloy, nickel-based superalloy, steel-based superalloy, airfoil 110. The material may be a material having a heat resistance that is the same as or lower than that of the airfoil 110, a material having a density that is the same as or greater than that of the airfoil 110, or a combination thereof.

本明細書で用いる場合、用語「超合金」は、限定されるものではないが、ニッケル系合金、コバルト系合金、又はスチール系合金を含む。１つの典型的なニッケル系超合金材料は、米国ニューヨーク州ニューハートフォード所在のＳｐｅｃｉａｌ Ｍｅｔａｌ社から商品名ＩＮＣＯＮＥＬ（登録商標）７１８として販売されており、約５０．０−５５．０重量％のＮｉ、約１７．０−２１．０重量％のＣｒ、約４．７５−５重量％のＮｂ、約２．８−３．３重量％のＭｏ、約１．０重量％のＣｏ、約０．６５−１．１５重量％のＡｌ、約０．３５重量％のＭｎ、約０．３５重量％のＳｉ、約０．２−０．８重量％のＣｕ、約０．３重量％のＴｉ、約０．０８重量％のＣ、約０．０１５重量％のＳ、約０．０１５重量％のＰ、及び約０．００６重量％のＢ、並びに残部がＦｅの組成物を有する。例示的なＣｒＭｏＶ（スチール系）超合金組成物は、約０．９０−１．５０重量％のＭｏ、約０．９０−１．２５重量％のＣｒ、約０．５５−０．９０重量％のＭｎ、約０．３５−０．５５重量％のＮｉ、約０．２５−０．３３重量％のＣ、０．２０−０．３０重量％のＶ、約０．３５重量％未満のＳｉ、約０．３５重量％未満のＣｕ、０．０１２重量％未満のＰ、約０．０１２重量％未満のＳ、及び残部がＦｅ及び微量不純物の組成物を有する。   As used herein, the term “superalloy” includes, but is not limited to, nickel-based alloys, cobalt-based alloys, or steel-based alloys. One typical nickel-based superalloy material is sold under the trade name INCONEL® 718 by Special Metal, Inc., New Hartford, New York, USA, with approximately 50.0-55.0 wt% Ni About 17.0-21.0 wt% Cr; about 4.75-5 wt% Nb; about 2.8-3.3 wt% Mo; about 1.0 wt% Co; 65-1.15 wt% Al, about 0.35 wt% Mn, about 0.35 wt% Si, about 0.2-0.8 wt% Cu, about 0.3 wt% Ti, About 0.08 wt% C, about 0.015 wt% S, about 0.015 wt% P, and about 0.006 wt% B, and the balance Fe. An exemplary CrMoV (steel-based) superalloy composition is about 0.90-1.50 wt% Mo, about 0.90-1.25 wt% Cr, about 0.55-0.90 wt%. Mn, about 0.35-0.55 wt% Ni, about 0.25-0.33 wt% C, 0.20-0.30 wt% V, less than about 0.35 wt% Si Less than about 0.35 wt% Cu, less than 0.012 wt% P, less than about 0.012 wt% S, and the balance Fe and trace impurities.

再度図２を参照すると、１つの実施形態において、タービンバケット３０は、翼形部１１０上に衝突ストリップを含み、これは付着領域の衝突靱性を高める。衝突ストリップ１０７は、翼形部１１０と同じか又はこれとは異なる材料で作ること及び／又は翼形部１１０と同じか又はこれとは異なる特性を有することができる。衝突ストリップ１０７は、図示のように、タービンバケット３０の前縁１０４、タービンバケット３０の後縁１０６、先端領域１２２、根元領域１２４、又はそれらの組み合わせた場所上に配置される。１つの実施形態において、先端領域１２２の前縁１０４上の衝突ストリップ１０７は、任意の及び／又は全てのタービン段にあり、一方で、先端領域１２２の後縁１０６上の衝突ストリップ１０７は、最終段以外に任意の及び／又は全てのタービン段にある。   Referring again to FIG. 2, in one embodiment, the turbine bucket 30 includes an impact strip on the airfoil 110, which increases the impact toughness of the attachment region. The impingement strip 107 can be made of the same or different material as the airfoil 110 and / or have the same or different characteristics as the airfoil 110. The impingement strip 107 is disposed on the leading edge 104 of the turbine bucket 30, the trailing edge 106, the tip region 122, the root region 124, or a combination thereof, as shown. In one embodiment, the impact strip 107 on the leading edge 104 of the tip region 122 is in any and / or all turbine stages, while the impact strip 107 on the trailing edge 106 of the tip region 122 is final. In any and / or all turbine stages other than stages.

衝突ストリップ１０７は、１つ又はそれ以上の化学的及び／又は機械的手法を用いて、例えば、物理学ベースの方法（例えば、幾何学）及び材料科学の方法（例えば、合金化）に基づいて取り付けられる。１つの実施形態において、衝突ストリップ１０７は、キャストイン（ｃａｓｔ−ｉｎ）、インサイチュ鍛造、他の適切な手法、又はこれらの組み合わせといったインサイチュ（ｉｎ−ｓｉｔｕ）材料加工によって化学的に取り付けられる。追加的に又は代替的に、１つの実施形態において、衝突ストリップ１０７は、拡散接合、合金ろう付け、溶接、他の適切な手法、又はこれらの組み合わせといったポスト材料初期加工によって化学的に取り付けられる。別の実施形態において、衝突ストリップ１０７は、接着剤、リベット、ステムピン、ボタン、又は保持ジョイント（例えば、ダドジョイント、ボックスジョイント、及び／又はさねはぎジョイント）、他の適切な手法、又はこれらの組み合わせによって機械的に取り付けられる。   The impact strip 107 may be based on, for example, physics-based methods (eg, geometry) and material science methods (eg, alloying) using one or more chemical and / or mechanical techniques. It is attached. In one embodiment, the impact strip 107 is chemically attached by in-situ material processing such as cast-in, in-situ forging, other suitable techniques, or combinations thereof. Additionally or alternatively, in one embodiment, the impact strip 107 is chemically attached by post-material initial processing such as diffusion bonding, alloy brazing, welding, other suitable techniques, or combinations thereof. In another embodiment, the impact strip 107 may be adhesive, rivet, stem pin, button, or retention joint (eg, dado joint, box joint, and / or tongue and joint), other suitable techniques, or Mechanically attached by combination.

例示的な実施形態を参照しながら本発明を説明してきたが、本発明の範囲から逸脱することなく種々の変更を行うことができ且つ本発明の要素を均等物で置き換えることができる点は、当業者であれば理解されるであろう。加えて、本発明の本質的な範囲から逸脱することなく、特定の状況又は物的事項を本発明の教示に適合するように多くの修正を行うことができる。従って、本開示は、本開示を実施するよう企図される最良の形態として開示した特定の実施形態に限定されるものではなく、本開示は請求項の範囲に属する全ての実施形態を含むことになるものとする。加えて、詳細な説明で特定された全ての数値は、まさしく厳密値又は概算値が明示的に特定されると解釈されるべきである。   Although the invention has been described with reference to exemplary embodiments, it should be understood that various changes can be made without departing from the scope of the invention and that elements of the invention can be replaced by equivalents. Those skilled in the art will appreciate. In addition, many modifications may be made to adapt a particular situation or material matter to the teachings of the invention without departing from the essential scope thereof. Accordingly, this disclosure is not intended to be limited to the particular embodiments disclosed as the best mode contemplated for carrying out this disclosure, but this disclosure includes all embodiments that fall within the scope of the claims. Shall be. In addition, all numerical values specified in the detailed description should be construed as explicitly specifying exact or approximate values.

３０ タービンバケット
１０２ 正圧側面
１０３ 負圧側面
１０４ 前縁
１０５ ホイール
１０６ 後縁
１０７ 衝突ストリップ
１０８ ジョイント部
１０９ 先端シュラウド
１１０ 翼形部
１１１ シールレール
１１２ プラットホーム
１１４ 軸方向ジョイント長
１１６ 先端端部
１１７ プラットホーム長
１１９ 初期翼形長
１２０ 翼形長
１２２ 先端領域
１２４ 根元領域
１２６ 先端セグメント長
２００ タービンバケット組立体 30 Turbine bucket 102 Pressure side 103 Pressure side 104 Leading edge 105 Wheel 106 Trailing edge 107 Collision strip 108 Joint part 109 Tip shroud 110 Airfoil part 111 Seal rail 112 Platform 114 Axial joint length 116 Tip end part 117 Platform length 119 Initial airfoil length 120 Airfoil length 122 Tip region 124 Root region 126 Tip segment length 200 Turbine bucket assembly

Claims (17)

一体プラットホーム（１１２）を有し、第１の軸方向長を有する、シングルローブジョイント部（１０８）と、
前記一体プラットホーム（１１２）から半径方向外向きに延び、前記第１の軸方向長よりも短い第２の軸方向長を備えた先端端部（１１６）を有する、非セグメント化翼形部（１１０）と、
前記シングルローブジョイント部（１０８）に対応した形状をもち前記シングルローブジョイント部に結合するレセプタクルを有する、タービンホイール（１０５）と、
を備えるタービンバケット組立体（２００）であって、
前記非セグメント化翼形部（１１０）はタービンバケット材料を含み、前記タービンホイール（１０５）はタービンホイール材料を含み、前記タービンホイール材料は、前記タービンバケット材料よりも低い耐熱性及び高い熱膨張を有する、組立体。 A single lobe joint portion (108) having an integral platform (112) and having a first axial length;
A non-segmented airfoil (110) having a tip end (116) extending radially outward from the integral platform (112) and having a second axial length shorter than the first axial length. )When,
A turbine wheel (105) having a shape corresponding to the single lobe joint portion (108) and having a receptacle coupled to the single lobe joint portion;
A turbine bucket assembly (200) comprising:
The non-segmented airfoil (110) includes a turbine bucket material, the turbine wheel (105) includes a turbine wheel material, and the turbine wheel material has lower heat resistance and higher thermal expansion than the turbine bucket material. Having an assembly. 前記タービンバケット材料は、チタンアルミナイドである、請求項１に記載の組立体。   The assembly of claim 1, wherein the turbine bucket material is titanium aluminide. 前記タービンホイール材料は、超合金である、請求項１に記載の組立体。   The assembly of claim 1, wherein the turbine wheel material is a superalloy. 前記タービンバケット材料の密度は前記タービンホイール材料よりも小さい、請求項１に記載の組立体。   The assembly of claim 1, wherein the density of the turbine bucket material is less than the turbine wheel material. 前記非セグメント化翼形部の前記先端端部に一体的に配置された先端シュラウド（１０９）をさらに備える、請求項１に記載の組立体。   The assembly of claim 1, further comprising a tip shroud (109) integrally disposed at the tip end of the non-segmented airfoil. 前記先端シュラウドは、前記シングルローブジョイント部から遠位の該先端シュラウドの外面上にシールレール（１１１）を備える、請求項５に記載の組立体。   The assembly of claim 5, wherein the tip shroud comprises a seal rail (111) on an outer surface of the tip shroud distal from the single lobe joint. 前記シングルローブジョイント部は、軸方向ジョイント、周方向ジョイント、ダブテールジョイント、ダドジョイント、ボックスジョイント、さねはぎジョイント、又はこれらの組み合わせによって前記タービンホイールに対して取外し可能に結合される、請求項１に記載の組立体。   The single lobe joint portion is removably coupled to the turbine wheel by an axial joint, a circumferential joint, a dovetail joint, a dod joint, a box joint, a tongue joint, or combinations thereof. The assembly described in 1. 前記シングルローブジョイント部に対応する前記タービンホイールの形状は、前記タービンホイールのリムを定める、請求項１に記載の組立体。   The assembly of claim 1, wherein a shape of the turbine wheel corresponding to the single lobe joint portion defines a rim of the turbine wheel. 前記非セグメント化翼形部の前縁（１０４）に配置される衝突ストリップ（１０７）をさらに備える、請求項１に記載の組立体。   The assembly of claim 1, further comprising an impact strip (107) disposed on a leading edge (104) of the non-segmented airfoil. 前記非セグメント化翼形部の後縁（１０６）に配置される衝突ストリップをさらに備える、請求項１に記載の組立体。   The assembly of claim 1, further comprising a collision strip disposed at a trailing edge (106) of the non-segmented airfoil. 前記タービンバケット材料に付着可能な衝突ストリップ材料で形成された、衝突ストリップ（１０７）をさらに備える、請求項１に記載の組立体。   The assembly of any preceding claim, further comprising a collision strip (107) formed of a collision strip material attachable to the turbine bucket material. 一体プラットホーム（１１２）を有し、第１の軸方向長を有する、シングルローブジョイント部（１０８）と、
前記一体プラットホーム（１１２）から半径方向外向きに延び、前記第１の軸方向長よりも短い第２の軸方向長を備えた先端端部（１１６）を有する、非セグメント化翼形部（１１０）と、
前記シングルローブジョイント部（１０８）に対応した形状をもち前記シングルローブジョイント部に結合するレセプタクルを有する、タービンホイール（１０５）と、
を備えるタービンバケット組立体（２００）であって、
前記シングルローブジョイント部及び前記非セグメント化翼形部はタービンバケット材料を含み、前記タービンホイールはタービンホイール材料を含み、前記タービンバケット材料はチタンアルミナイドであり、前記タービンホイール材料は超合金である、タービンバケット組立体。 A single lobe joint portion (108) having an integral platform (112) and having a first axial length;
A non-segmented airfoil (110) having a tip end (116) extending radially outward from the integral platform (112) and having a second axial length shorter than the first axial length. )When,
A turbine wheel (105) having a shape corresponding to the single lobe joint portion (108) and having a receptacle coupled to the single lobe joint portion;
A turbine bucket assembly (200) comprising:
The single lobe joint and the non-segmented airfoil include a turbine bucket material, the turbine wheel includes a turbine wheel material, the turbine bucket material is titanium aluminide, and the turbine wheel material is a superalloy. Turbine bucket assembly. 圧縮機セクション（１４）と、
前記圧縮機セクション（１４）からの空気を受け取るようになった燃焼器セクション（１６）と、
前記燃焼器セクション（１６）と流体連通し、ステータ及びタービンバケット組立体（２００）を有するタービンセクション（１８）と、
を備えるガスタービンシステムであって、
前記タービンバケット組立体（２００）は、
一体プラットホーム（１１２）を有し、第１の軸方向長を有する、シングルローブジョイント部（１０８）と、
前記一体プラットホーム（１１２）から半径方向外向きに延び、前記第１の軸方向長よりも短い第２の軸方向長を備えた先端端部（１１６）を有する、非セグメント化翼形部（１１０）と、
前記シングルローブジョイント部（１０８）に対応した形状をもち前記シングルローブジョイント部に結合するレセプタクルを有する、タービンホイール（１０５）と、
を備え、
前記非セグメント化翼形部（１１０）はタービンバケット材料を含み、前記タービンホイールはタービンホイール材料を含み、前記タービンホイール材料は、前記タービンバケット材料よりも低い耐熱性及び高い熱膨張を有する、ガスタービンシステム。 A compressor section (14);
A combustor section (16) adapted to receive air from the compressor section (14);
A turbine section (18) in fluid communication with the combustor section (16) and having a stator and turbine bucket assembly (200);
A gas turbine system comprising:
The turbine bucket assembly (200) includes:
A single lobe joint portion (108) having an integral platform (112) and having a first axial length;
A non-segmented airfoil (110) having a tip end (116) extending radially outward from the integral platform (112) and having a second axial length shorter than the first axial length. )When,
A turbine wheel (105) having a shape corresponding to the single lobe joint portion (108) and having a receptacle coupled to the single lobe joint portion;
With
The non-segmented airfoil (110) includes a turbine bucket material, the turbine wheel includes a turbine wheel material, and the turbine wheel material has a lower heat resistance and a higher thermal expansion than the turbine bucket material. Turbine system. タービンバケット組立体の最終段を含む、軸方向に離間した前記タービンバケット組立体の複数の段を備える、請求項１３に記載のガスタービンシステム。   The gas turbine system of claim 13, comprising a plurality of stages of the turbine bucket assembly that are axially spaced apart, including a final stage of a turbine bucket assembly. 前記翼形部は前縁（１０４）及び後縁（１０６）を有し、該前縁及び後縁の少なくとも１つに取り付けられた、少なくとも１つの衝突ストリップ（１０７）をさらに備える、請求項１４に記載のガスタービンシステム。   The airfoil further comprises at least one impingement strip (107) having a leading edge (104) and a trailing edge (106) attached to at least one of the leading and trailing edges. The gas turbine system described in 1. 前記衝突ストリップ（１０７）は、複数のタービン段の１つ又はそれ以上のうちの、複数のタービンバケット組立体（２００）の先端領域（１１６）の前記前縁（１０４）に取り付けられる、請求項１５に記載のガスタービンシステム。   The impact strip (107) is attached to the leading edge (104) of a tip region (116) of a plurality of turbine bucket assemblies (200) of one or more of a plurality of turbine stages. The gas turbine system according to claim 15. 前記最終段を除く、複数のタービン段の１つ又はそれ以上のうちの、複数のタービンバケット組立体（２００）の前記後縁（１０６）に取り付けられる、請求項１５に記載のガスタービンシステム。

The gas turbine system of claim 15, wherein the gas turbine system is attached to the trailing edge (106) of a plurality of turbine bucket assemblies (200) of one or more of a plurality of turbine stages, excluding the final stage.

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