JP2016020688A - タービンバケット組立体及びタービンシステム - Google Patents

Abstract

【課題】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。【解決手段】タービンバケット組立体２００は、一体型プラットフォーム１１２を有し且つ第１の軸方向長を有するシングルローブジョイント１０８と、プラットフォーム１１２から半径方向外向きに延びた根元セグメント１２４と根元セグメント１２４に結合された先端セグメント１２２とを有し先端セグメント１２２が第１の軸方向長よりも短い第２の軸方向長を備えたセグメント化翼形部１１０と、シングルローブジョイント１０８に対応する幾何形状を備え、シングルローブジョイント１０８に結合されるレセプタクルを定めるタービンホイール１０５とを含む。先端セグメント１２２が先端セグメント材料を含み、根元セグメント１２４が根元セグメント材料を含み、根元セグメント材料及びタービンホイール材料が先端セグメント材料よりも低い耐熱性及び高い熱膨張を有する。【選択図】図２

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。

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又は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又はバケットは、ガスタービンエンジン又は蒸気タービンエンジンにわたって燃焼ガス又は蒸気などの高温の流体を送る。少なくとも一部の公知のバケットの根元は、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内に挿入されるダブテールを用いてディスクに結合されて、ブレード付きディスク又は「ブリスク」を形成する。このようなタービンエンジンは比較的高温で作動し比較的大型である場合があるので、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。性能の強化を可能にするために、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おり、その結果バケットの翼形部の長さが増大している。このような増大は、より長い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ことが必要となる可能性がある。

修復可能及び／又は交換可能な翼形部先端部分を有してい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。このような力により、タービンバケット組立体の異なる部分が異なる特性を有することが必要となる。材料の位置に応じて密度差があることが利点をもたらすことができることは周知である。しかしながら、特に特定の材料に関して有益な結果をもたらす特性を更に評価することで、付加的な利点が得られることになる。

米国特許第８，６６８，４５６号明細書

当該技術において、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を改善することが望ましいであろう。

１つの実施形態において、タービンバケット組立体は、一体型プラットフォームを有し且つ第１の軸方向長を有するシングルローブジョイントと、プラットフォームから半径方向外向きに延びた根元セグメントと該根元セグメントに結合された先端セグメントとを有し該先端セグメントが第１の軸方向長よりも短い第２の軸方向長を備えたセグメント化翼形部と、シングルローブジョイントに対応する幾何形状を備え、シングルローブジョイントに結合されるレセプタクルを定めるタービンホイールと、を含む。先端セグメントが先端セグメント材料を含み、根元セグメントが根元セグメント材料を含み、該根元セグメント材料及びタービンホイール材料が、先端セグメント材料よりも低い耐熱性及び高い熱膨張を有する。

別の実施形態において、タービンバケット組立体は、プラットフォームを有し且つ第１の軸方向長を有するシングルローブジョイントと、プラットフォームから半径方向外向きに延びた根元セグメントと、該根元セグメントに結合され、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セグメントとを有するセグメント化翼形部と、シングルローブジョイントに対応した幾何形状を備え、シングルローブジョイントに取り外し可能に結合されるレセプタクルを定めるタービンホイールと、を含む。先端セグメントがセラミックマトリックス複合材を含み、根元セグメントがチタンアルミナイドを含み、タービンホイール材料が超合金を含む。

別の実施形態において、ガス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空気を受け取るように構成され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、一体型プラットフォームを有し且つ第１の軸方向長を有するシングルローブジョイントと、プラットフォームから半径方向外向きに延びた根元セグメントと、該根元セグメントに結合された先端セグメントとを有し、該先端セグメントが第１の軸方向長よりも短い第２の軸方向長を備えたセグメント化翼形部と、シングルローブジョイントに対応する幾何形状を備え、シングルローブジョイントに結合されるレセプタクルを定めるタービンホイールと、を備える。先端セグメントが先端セグメント材料を含み、根元セグメントが根元セグメント材料を含み、根元セグメント材料及びタービンホイール材料が、先端セグメント材料よりも低い耐熱性及び高い熱膨張を有する。

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。

本開示の１つの実施形態による、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。 本開示の１つの実施形態による、タービンバケットの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。 本開示の１つの実施形態による、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。

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。

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らかである。本開示の実施形態は、例えば、本明細書で開示される特徴要素の１つ又はそれ以上を含まない類似の概念に比べて、翼形部の根元セグメントよりも先端セグメントにおいてより軽量の材料を使用して、（モノリシック翼形部に比べて）構造的荷重を低減し及び／又は振動応答の制御を可能にし、翼形部の根元セグメントにおいてより高密度の材料を用いて（モノリシック翼形部に比べて）故障リスクを低減し、より高コストでより時間のかかるタービンバケット全体の取り外し及び補修／交換を必要とせずに先端セグメントを単独での補修を可能にすることにより損傷（例えば、先端摩擦事象、過熱、及び／又は他の何れかの損傷事象による）の補修をより容易にすることを可能にし、全体の運転及び保守管理コストを削減し、補修のための運転休止の時間期間を短くし、他の好適な利点を可能にし、大型又は小型サイズのエンジン及び／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のを可能にし、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えることを可能にし、タービンバケット組立体の一部への追加材料の使用を可能にし、又はこれらの組み合わせを可能にする。

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好適なシステム、又はこれらの組み合わせなど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」と同義的に用いる。好適なタービンバケットが図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例示されている。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の下流側の圧縮機セクション１４、吸気セクション１２の下流側で結合された燃焼器セクション１６、燃焼器セクション１６の下流側で結合され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に駆動可能に結合される。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に結合される。燃料ノズル組立体２６は、燃焼器２４の各々に結合される。タービンセクション１８は、圧縮機セクション１４に、並びに限定ではないが発電機及び／又は機械駆動用途などの負荷２８に回転可能に結合される。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に結合された少なくとも１つのブレード又はタービンバケット３０を含む。

作動時には、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、流入空気を高圧高温に加圧して、加圧した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て点火され、タービンセクション１８に流入する燃焼ガスを発生し、この燃焼ガスが圧縮機セクション１４及び／又は負荷２８を駆動する。具体的には、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。燃料は燃料ノズル組立体２６に送られる。燃料は、燃焼器セクション１６における燃料ノズル組立体２６の下流側で空気と混合されて点火される。燃焼ガスが発生して、タービンセクション１８に送られる。ガス流の熱エネルギは、タービンセクション１８において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流出する。

図２は、システム１０と共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る（例えば、先端セグメント１２２及び根元セグメント１２４を有しており、これらは別個に形成され、又はセグメントジョイント１３０にて分離可能である）。タービンバケット３０は、前縁１０４及び後縁１０６にて結合される正圧側面１０２及び負圧側面１０３を含む。正圧側面１０２は略凹面状の幾何形状を有し、負圧側面１０３は略凸面状の幾何形状を有する。タービンバケット３０は、ジョイント１０８及び／又はジョイント１０８と翼形部１１０との間に延びるプラットフォーム１１２などの何らかの他の好適な特徴要素を含む。

ジョイント１０８は、ダブテール、マルチローブ、シングルローブ、ブリスクの一部、翼形部１１０と一体品（例えば、プラットフォーム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など）、タービンバケット３０を固定する別の好適な機構又は装置、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、根元セグメント１２４、及び先端セグメント１２２）の材料の熱膨張係数は、それぞれの構成要素間のジョイントのタイプを決定付ける。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である場合、各構成要素の間のジョイント１０８は、シングルローブ又はマルチローブのジョイントとすることができる。ある状況ではマルチローブジョイントが好ましい。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であるのが好ましい場合がある。

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１０８を介してホイール１０５に結合され、ホイール１０５から半径方向外向きに延びる。ジョイント１０８は、ホイール１０５におけるそれぞれのレセプタクルに対応するシングルローブ幾何形状を有し、何らかの好適な技法でホイール１０５に取り外し可能又は恒久的に結合することができる。１つの好適な技法は、ジョイント１０８が軸方向ジョイント又は円周方向ジョイントによってホイール１０５に取り外し可能に結合されるものである。他の好適な技法は、ジョイント１０８が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に取り外し可能に結合されるものである。

１つの実施形態において、ホイール１０５は、対応する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１０８に対応する幾何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の幾何形状は、タービンホイールのリムを定める。代替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１０８を介して、ロータシャフト２２に直接結合されて、ロータシャフト２２から半径方向外向きに延びる。

１つの実施形態において、ジョイント１０８は、堅固さを向上させ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、プラットフォーム１１２は、ジョイント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フォーム長１１７を有する。

１つの実施形態において、翼形部１１０は、ジョイント１０８から半径方向外向きに延び、プラットフォーム１１２のプラットフォ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／又はタービンバケット３０の先端端部１１６での先端端部長１１８に向かって軸方向長さが減少し、その結果、図３に示すように右側断面から見たときに、先端端部長１１８が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の用途に応じて様々とすることができる。翼形部１１０は、プラットフォーム１１２から先端端部１１６まで測定した第１の長さ又は半径長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へのロックを可能にするようなサイズにされた翼形幅を有する。

翼形部１１０は、タービンバケット３０の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の又は根元セグメント１２４に結合された第１の又は先端セグメント１２２を含む。根元セグメント１２４は、ホイール１０５又はロータシャフト２２（図１参照）に近接している。先端セグメント１２２は、ホイール１０５又はロータシャフト２２（図１参照）から遠位にある。１つの実施形態において、先端セグメント１２２は、セグメントジョイント１３０において根元セグメント１２４に結合され、該セグメントジョイント１３０は、シングルローブセグメントジョイント、例えば、軸方向セグメントジョイント、円周方向セグメントジョイント、湾曲ダブテールセグメントジョイント、ダドセグメントジョイント、ボックスセグメントジョイント、さねつぎセグメントジョイント、又はこれらの組み合わせである。本明細書で使用される場合、用語「軸方向セグメントジョイント」は、翼形部１１０の断面の軸方向長さに沿って形成されるセグメントジョイントを記述するのに使用される。本明細書で使用される場合、用語「円周方向ジョイント」は、翼形部１１０の円周方向幅に沿って形成されるセグメントジョイントを記述するのに使用される。

先端セグメント１２２は、例えば、タービンバケット長１２０に対する相対比率、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、又は何らかの好適な組み合わせ、部分的組み合わせ、範囲、又はその部分的範囲を有することにより、タービンバケット長１２０に相当する先端セグメント長１２６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、該中間領域は、図３に示すように右側断面から見たときに、先端端部長１１８より大きく初期翼形長１１９よりも小さい軸方向長１２９を有する。

１つの実施形態において、翼形部１１０は、例えば、該翼形部１１０における振動を減衰させ、及び／又はシステム１０の作動中に翼形部１１０に対する構造的支持を提供するため、根元セグメント１２４に結合された少なくとも１つのシュラウド中央ダンパー１２８を含む。１つの実施形態において、シュラウド中央ダンパー１２８は、例えば、先端セグメント１２２が根元セグメント１２４から結合解除されるのを選択的に阻止するため、根元セグメント１２４と先端セグメント１２２との間に配置された減衰ピン（図示せず）と協働する。これに加えて、又は代替として、減衰ピン（図示せず）は、ホイール１０５においてジョイント１０８とレセプタクルとの間で使用して、バケット３０をホイール１０５に固定することができる。

先端セグメント１２２、根元セグメント１２４、ジョイント１０８、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ができ及び／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好適な組み合わせを含む。これらの材料は、重量、コスト、並びに高温及び／又は高速での性能に関する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。

先端セグメント１２２の好適な材料としては、限定ではないが、セラミックマトリックス複合材料、チタンアルミナイド、根元セグメント１２４及び／又はホイール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、根元セグメント１２４及び／又はホイール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セグメント１２２に対応するために）、根元セグメント１２４及び／又はホイール１０５の材料と同じか又はそれよりも低い密度の材料（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、先端セグメント１２２は、セラミックマトリックス複合材料を含む。

ジョイント１０８、プラットフォーム１１２、及び根元セグメント１２４は、互いに一体的に形成され、そのため、同じ材料から加工される。根元セグメント１２４の好適な材料としては、限定ではないが、超合金、チタンアルミナイド、先端セグメント１２２の材料と同じか又はそれよりも大きい熱膨張を有する材料、先端セグメント１２２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、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セグメント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低い密度の材料（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、根元セグメント１２４は、チタンアルミナイドを含む。

ホイール１０５の好適な材料としては、限定ではないが、コバルト基超合金、ニッケル基超合金、スチール基超合金、根元セグメント１２４及び／又は先端セグメント１２２の材料と同じか又はそれよりも大きい熱膨張を有する材料、根元セグメント１２４及び／又は先端セグメント１２２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、根元セグメント１２４及び／又はホイール１０５の材料と同じか又はそれよりも高い密度の材料、又はこれらの組み合わせを挙げることができる。本明細書で説明する例示的な実施形態において、ホイール１０５は、上記で検討した特性を有する超合金を含む。

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。

本明細書で用いる場合、用語「チタンアルミナイド」は、限定ではないが、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、ＴｉＡｌ_２（例えば、約１モルのＴｉと約２モルのＡｌのモル比）、ＴｉＡｌ_３（例えば、例えば、約１モルのＴｉと約３モルのＡｌのモル比）、Ｔｉ_３Ａｌ（例えば、約３モルのＴｉと約１モルのＡｌのモル比）、又は他の好適な混合物の典型的な組成物を含む。

本明細書で用いる場合、用語「超合金」は、限定ではないが、ニッケル基合金、コバルト基合金、又はスチール基合金を含む。１つの典型的なニッケル基超合金材料は、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並びに微量不純物の組成物を有する。

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、これは付着構成要素の衝突靱性を高める。衝突ストリップ１０７は、翼形部１１０の少なくとも一部と同じか又はこれとは異なる材料で作ることができ、及び／又は翼形部１１０の少なくとも一部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、先端セグメント１２２、根元セグメント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、先端セグメント１２２の前縁１０４上の衝突ストリップ１０７は、任意及び／又は全てのタービン段にあり、一方で、先端セグメント１２２の後縁１０６上の衝突ストリップ１０７は、最終段以外の任意及び／又は全てのタービン段にある。

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、幾何形状）及び材料科学の方法（例えば、合金化によって）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、他の好適な手法、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、他の好適な手法、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）、他の好適な手法、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。

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、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。

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
１０９ 先端シュラウド
１１０ 翼形部
１１１ シールレール
１１２ プラットフォーム
１１４ 軸方向ジョイント長
１１６ 先端端部
１１７ プラットフォーム長
１１９ 初期翼形長
１２０ 翼形長
１２２ 先端セグメント
１２４ 根元セグメント
１２６ 先端セグメント長
２００ タービンバケット組立体

Claims (19)

1. タービンバケット組立体（２００）であって、
   一体型プラットフォーム（１１２）を有し且つ第１の軸方向長を有するシングルローブジョイント（１０８）と、
   前記一体型プラットフォーム（１１２）から半径方向外向きに延びた根元セグメント（１２４）と、該根元セグメントに結合された先端セグメント（１２６）とを有し、該先端セグメントが前記第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（１０８）に対応する幾何形状を備え、前記シングルローブジョイントに結合されるレセプタクルを定めるタービンホイール（１０５）と、
   を備え、
   前記先端セグメントが先端セグメント材料を含み、前記根元セグメントが根元セグメント材料を含み、該根元セグメント材料及び前記タービンホイール材料が、前記先端セグメント材料よりも低い耐熱性及び高い熱膨張を有する、タービンバケット組立体（２００）。
2. 前記先端セグメント材料がセラミックマトリックス複合材料であり、前記根元セグメント材料がチタンアルミナイドであり、前記タービンホイール材料が超合金である、請求項１に記載の組立体。
3. 前記超合金が、スチール基超合金、ニッケル基超合金、及びコバルト基超合金である、請求項１に記載の組立体。
4. 前記シングルローブジョイントに対応する前記タービンホイールの幾何形状が、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。
5. 前記シングルローブジョイントが、軸方向ジョイント、円周方向ジョイント、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取り外し可能に結合される、請求項１に記載の組立体。
6. 前記先端セグメントには先端シュラウドが無い、請求項１に記載の組立体。
7. 前記先端セグメントが、シングルローブセグメントジョイントによって前記根元セグメントに取り外し可能に結合され、前記シングルローブセグメントジョイントが、軸方向ジョイント、円周方向ジョイント、湾曲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である、請求項１に記載の組立体。
8. 前記根元セグメントに取り外し可能に結合されたダンパーを更に備える、請求項１に記載の組立体。
9. 前記先端セグメントに対する前記根元セグメントの相対位置を維持するために前記根元セグメントと前記先端セグメントとの間に減衰ピンを更に備える、請求項１に記載の組立体。
10. 前記翼形部がセグメントジョイントと後縁とを有し、前記組立体が更に、前縁、後縁、前記先端セグメント及び前記根元セグメント材料のうちの少なくとも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を備える、請求項１に記載の組立体。
11. 前記翼形部が、前記前縁に取り付けられた第１の衝突ストリップと、前記後縁に取り付けられた第２の衝突ストリップとを有する、請求項１０に記載の組立体。
12. 前記先端セグメント材料が、前記根元セグメント材料よりも低密度である、請求項１に記載の組立体。
13. 前記根元セグメント材料が、前記ホイール材料よりも低密度である、請求項１に記載の組立体。
14. タービンバケット組立体（２００）であって、
    プラットフォーム（１１２）を有し且つ第１の軸方向長を有するシングルローブジョイント（１０８）と、
    前記プラットフォーム（１１２）から半径方向外向きに延びた根元セグメント（１２４）と、該根元セグメント（１２４）に結合され、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セグメント（１２２）とを有する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（１０８）に対応した幾何形状を備え、前記シングルローブジョイントに取り外し可能に結合されるレセプタクルを定めるタービンホイール（１０５）と、
    を備え、
    前記先端セグメントがセラミックマトリックス複合材を含み、前記根元セグメントがチタンアルミナイドを含み、前記タービンホイール材料が超合金を含む、タービンバケット組立体。
15. ガスタービンシステム（１０）であって、
    圧縮機セクション（１４）と、
    前記圧縮機セクション（１４）から空気を受け取るように構成され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、
    前記タービンバケット組立体（２００）が、
    一体型プラットフォーム（１１２）を有し且つ第１の軸方向長を有するシングルローブジョイント（１０８）と、
    前記プラットフォーム（１１２）から半径方向外向きに延びた根元セグメント（１２４）と、該根元セグメントに結合された先端セグメント（１２６）とを有し、該先端セグメントが前記第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（１０８）に対応する幾何形状を備え、前記シングルローブジョイントに結合されるレセプタクルを定めるタービンホイール（１０５）と、
    を備え、
    前記先端セグメントが先端セグメント材料を含み、前記根元セグメントが根元セグメント材料を含み、該根元セグメント材料及び前記タービンホイール材料が、前記先端セグメン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（１０）。
16. タービンバケット組立体の最終段を含む前記タービンバケット組立体の軸方向に離間した複数の段を更に備える、請求項１５に記載のガスタービンシステム（１０）。
17. 前記翼形部（１１０）が、前縁（１０４）及び後縁（１０６）を有し、該前縁、前記後縁、前記先端セグメント、及び前記根元セグメントのうちの少なくとも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）を更に備える、請求項１６に記載のガスタービンシステム。
18. 前記衝突ストリップ（１０７）が、前記複数のタービン段のうちの１つ又はそれ以上のタービン段における複数のタービンバケット組立体（２００）の前記先端セグメントの前縁（１０４）に取り付けられる、請求項１７に記載のガスタービンシステム。
19. 前記衝突ストリップ（１０７）が、前記最終段を除く前記複数のタービン段のうちの１つ又はそれ以上のタービン段における複数のタービンバケット組立体（２００）の前記先端セグメントの後縁（１０６）に取り付けられる、請求項１７に記載のガスタービンシステム。