JP2017057851A - ブレードディスクの応力低減のためのブレード/ディスクダブテールバックカット - Google Patents

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Abstract

【課題】タービンディスク及びタービンブレードの少なくとも一方に対する応力を低減できるブレードディスクを提供する。【解決手段】基準ラインに対するダブテールバックカット130についてのスタートライン150を決定し、ダブテールバックカット130についての切断角を決定し、スタートライン150及び切断角に応じてブレードダブテール110又はディスクダブテールスロットのうちの少なくとも一方から材料を除去して、ダブテールバックカット130を形成する。基準ラインは、ブレードダブテールの前面から約2.866インチに位置付けることができ、基準ラインに対するダブテールバックカット130についてのスタートライン150の決定は、ダブテールの正圧側面においてダブテールバックカット130のスタートライン150が基準ラインから前方方向で少なくとも約2.566インチにあるように実施される。【選択図】図5

Description

本出願及び結果として得られる特許は、全体的に、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、装着されたタービンブレードの荷重経路をディスクにおける応力集中特徴要素及び/又はタービンブレード自体における応力集中特徴要素の周りに逸らすように設計された修正タービンブレードダブテール及び/又はディスクダブテールスロットに関する。
ガスタービンディスクは、ダブテールスロットを定めるディスクの外周周りに幾つかの円周方向に離間したダブテールを含むことができる。ダブテールスロットの各々は、タービンブレードを軸方向に受けることができる。タービンブレードは、翼形部分と、ダブテールスロットに相補的な形状を有するブレードダブテールとを有することができる。タービンブレードは、ディスクの冷却スロット及びブレードのダブテール部分に形成された溝又はスロットを通って流入する空気により冷却することができる。通常、冷却スロットは、交互するダブテール及びダブテールスロットの周囲を通って円周方向に延びることができる。
ブレードダブテールとダブテールスロットとの境界位置は、過剰なブレード荷重及び応力集中幾何形状に起因して寿命を制限する位置となる可能性がある。従来、ダブテールバックカットは、このような応力を軽減するため特定のタービンエンジンにおいて使用されてきた。しかしながら、これらのバックカットは、本質的に軽微であり、ディスクに対する応力低減、タービンブレードに対する応力低減及びタービンブレードの有効寿命と調和させるのに最適ではなかった。
従って、タービンブレード及び/又はディスク及びこれらの相互作用の改善に対する要求がある。このようなタービンブレード及び/又はディスクは、タービンブレードの空力的挙動に悪影響を与えることなく、改善されたタービンブレードの寿命及びシステム効率の改善のため全体の応力低減を促進することができる。
米国特許第7,476,084号明細書
本出願及び結果として得られる特許は、タービンディスク及びタービンブレードの少なくとも一方に対する応力を低減する方法を提供する。本方法は、基準ラインに対するダブテールバックカットについてのスタートラインを決定するステップ(a)と、ダブテールバックカットについての切断角を決定するステップ(b)と、スタートライン及び切断角に応じてブレードダブテール又はディスクダブテールスロットのうちの少なくとも一方から材料を除去して、ダブテールバックカットを形成するステップ(c)と、を含むことができる。基準ラインは、ブレードダブテールの前面から約2.866インチ(約72.796ミリメートル)に位置付けることができ、ステップ(a)は、ダブテールの正圧側面においてダブテールバックカットのスタートラインが基準ラインから前方方向で少なくとも約2.566インチ(約65.176ミリメートル)にあるように実施される。
本出願及び結果として得られる特許は、タービンブレードを提供する。タービンブレードは、翼形部及びブレードダブテールを含むことができ、ブレードダブテールは、タービンディスクにおいてダブテールスロットに相応する形状にされ、ブレードダブテールが、正圧側面及び負圧側面を有し、ブレードダブテールが、最適ブレード幾何形状に応じたサイズ及び位置付けにされたダブテールバックカットを含む。ダブテールバックカットのスタートラインは、ダブテール軸に沿ったダブテールバックカットの長さを定め、且つダブテール軸の中心線に沿ってブレードダブテールの前面から約2.866インチ(約72.796ミリメートル)に位置付けられた基準ラインに対して決定され、ダブテールの正圧側面においてダブテールバックカットのスタートラインが、基準ラインから前方方向で少なくとも約2.566インチ(約65.176ミリメートル)にある。
本出願及び結果として得られる特許は更に、ロータディスクと結合された複数のタービンブレードを備えたタービンロータを提供し、上記各タービンブレードが翼形部とブレードダブテールとを含み、上記ロータディスクが、上記ブレードダブテールに相応する形状にされた複数のダブテールスロットを含み、上記ブレードダブテール及びダブテールスロットの少なくとも一方が、ブレード及びディスク幾何形状に応じた形状及び位置付けにされたダブテールバックカットを含む。上記ダブテールバックカットのスタートラインが、ダブテール軸に沿った上記ダブテールバックカットの長さを定め、且つ上記ダブテール軸の中心線に沿って上記ブレードダブテールの前面から約2.866インチ(約72.796ミリメートル)に位置付けられた基準ラインに対して決定され、上記ダブテールの正圧側面において上記ダブテールバックカットのスタートラインが、上記基準ラインから前方方向で少なくとも約2.566インチ(約65.176ミリメートル)にある。
本出願及び結果として得られる特許のこれら及び他の特徴並びに改善は、当業者には、幾つかの図面及び添付の請求項を参照しながら以下の詳細な説明を精査することによって明らかになるであろう。
圧縮機、燃焼器、タービン及び負荷を示すガスタービンエンジンの概略図。 タービンブレードが取り付けられたタービンディスクセグメントの斜視図。 図2のタービンブレードの負圧側面の斜視図。 図2のタービンブレードの正圧側面の斜視図。 本明細書で記載することができるタービンブレードダブテールを備えたタービンブレードの部分斜視図。 図5のタービンブレードダブテールの部分断面図。 本明細書で記載することができるタービンブレードダブテールの代替の実施形態の部分斜視図。
次に、幾つかの図全体を通して同様の参照符号が同様の要素を表す図面を参照すると、図1は、本明細書で使用することができ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20の流れを圧縮する。圧縮機15は、圧縮された空気20の流れを燃焼器25に供給する。燃焼器25は、圧縮された空気20の流れを加圧された燃料30の流れと混合し、混合気を点火して燃焼ガス35の流れを生成する。単一の燃焼器25のみが図示されているが、ガスタービンエンジン10は、あらゆる数の燃焼器25を含むことができる。次に、燃焼ガス35の流れは、タービン40に供給される。次に、燃焼ガス35の流れは、タービン40に供給される。燃焼ガス35の流れは、タービン40を駆動して、機械的仕事を生成するようにする。タービン40において生成される機械的仕事は、シャフト45を介して圧縮機15及び発電機及び同様のものなどの外部負荷50を駆動する。
ガスタービンエンジン10は、天然ガス、種々のタイプのシンガス、液体燃料、及び/又は他のタイプの燃料並びにこれらの配合物を用いることができる。ガスタービンエンジン10は、限定ではないが、7又は9シリーズ高出力ガスタービンエンジン及び同様のものなどを含む、ニューヨーク州スケネクタディ所在のGeneral Electric Companyによって提供される複数の異なるガスタービンエンジンのうちの1つとすることができる。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、他のタイプの構成要素を用いることができる。また、他のタイプのガスタービンエンジンを用いてもよい。また、複数のガスタービンエンジン、他のタイプのタービン、及び他のタイプの発電機器を本明細書で共に用いることもできる。
図2は、ガスタービンブレード60を備えたガスタービンディスクセグメント55の1つの実施例の斜視図である。ディスクセグメント55は、対応する形状のブレードダブテール70を受けて、タービンブレード60をディスク55に固定するダブテールスロット65を含むことができる。図3及び4は、翼形部75及びブレードダブテール70を含むタービンブレード60の対向する側部を示している。図3は、タービンブレード60の正圧側面を示し、図4は、タービンブレード60の負圧側面を示している。ダブテールスロット65は通常、ブレード60のダブテール70が、略軸方向で、すなわちディスク55の軸線に傾斜せずに略平行にダブテールスロット65に挿入することができるので、「軸方向嵌め込み式の」スロットと呼ばれる。
ブレードダブテール70とディスクダブテールスロット65との境界面は、応力集中を生じる可能性がある。応力集中特徴要素の1つの実施例は、冷却スロットとすることができる。上述のように、タービンブレード60及びディスク55の上流側面又は下流側面は、各ダブテール70及びダブテールスロット65の半径方向内側部分の周囲で円周方向に貫通して延びる環状冷却スロットを備えることができる。冷却空気(例えば、圧縮機吐出空気及び同様のもの)は、冷却スロットに供給することができ、該冷却スロットは、冷却空気をダブテールスロット65の半径方向内側部分に供給して、ブレード60のベース部分における溝又はスロット(図示せず)を通過させ、ブレード翼形部分75の内部を冷却する。
応力集中特徴要素の第2の実施例は、ブレード保持ワイヤスロットとすることができる。ブレード60及びディスク55の上流側面又は下流側面は、各ダブテール70及びダブテールスロット65の半径方向内側部分の周囲で円周方向に貫通して延びる環状保持スロットを備えることができる。ブレード保持ワイヤは、保持ワイヤスロットに挿入することができ、これによりブレードに対して軸方向保持を提供する。これらの実施例の何れか及び同様の状況において、場合によっては、応力集中部は、タービンディスク55及び/又はタービンブレード60の寿命制限位置とすることができる。
図5及び6は、本明細書で記載することができるタービンブレード100の1つの実施例を示す。ブレード100は、翼形部105と、上述のものと類似したダブテール110とを含むことができる。ダブテール110は、ダブテール正圧側面及びダブテール負圧側面上に延びる1又はそれ以上の圧力面又はタング120を含むことができる。ここでは1つのタング120が図示されているが、あらゆる数のタング120を用いることができる。タービンクラス並びにブレード及びディスク段に応じて、1又はそれ以上のバックカット130をブレードダブテールタング120の負圧側面後端及び正圧側面前端の何れか又は両方に形成することができる。或いは、バックカット130はまた、ダブテールスロット65(図2を参照)において複数のスロットタング140に形成することができる。バックカット130は、所定量の材料をタング140から除去することにより形成することができる。材料は、研削又はミルプロセス又は同様のものなどのあらゆる好適なプロセスを用いて除去することができる。更に、これらのプロセスは、ブレードダブテール110(及び/又はディスクダブテールスロット65)を形成するのに使用される対応するプロセスと同じ又は類似のものとすることができる。
除去されることになる材料の量及びひいてはバックカット130のサイズは、基準ラインMに対するダブテールバックカット130のスタートライン150、すなわち、ダブテール軸に沿ったダブテールバックカット130の長さを定めるスタートラインを最初に見つけることにより決定することができる。切断角170はまた、バックカット130に対して決定することができる。スタートライン150及び切断角179は、タービンディスク55に対する応力低減と、タービンブレードの有効寿命及びタービンブレード100の空力挙動の維持又は改善との間の均衡を最大限にするように、ブレード及びディスク幾何形状に応じて最適化することができる。従って、ダブテールバックカット130が大きすぎる場合には、バックカット130は、タービンブレード100の耐用年数に悪影響を及ぼす可能性がある。ダブテールバックカット130が小さすぎる場合には、タービンブレード100の寿命は最大になることができるが、タービンブレードとディスク間の境界部における応力集中は、最大の耐用年数による恩恵を得ることはできない。
バックカット130は、平坦又は非平坦とすることができる。本明細書では、切断角170は、開始切断角として定めることができる。一部のタービンクラスにおいて、切断角170は、ブレードダブテール110のブレード荷重面がディスクダブテールスロット65との接触を喪失するほど十分にバックカット130が深くなるまでスタートライン150から適切にすることができる。ディスクダブテールスロット65との接触が喪失されると、定められたエンベローブの外部にある何らかの深さ又は形状のカットは、許容可能なものとなる。ブレードダブテール110及びディスクダブテールスロット65は、1又はそれ以上のタング120,140を含み、バックカット130におけるスタートライン150及び/又は切断角170は、幾つかのタング120,140の各々と別個に決定することができる。ダブテールバックカット130は、タービンブレード100(及び/又はダブテールスロット65)の正圧側面及び負圧側面の一方又は両方に形成することができる。
ダブテールバックカット130のスタートライン150及び切断角170は、ブレード及びディスクの幾何形状に有限要素解析を実施することにより決定することができる。エンジンデータに基づいた仮想熱負荷及び構造負荷をブレード100及びディスク55の有限要素グリッドに適用し、エンジン作動条件をシミュレートすることができる。有限要素モデルを用いて、バックカット無し幾何形状及び一連の変化するバックカット幾何形状を解析することができる。バックカット幾何形状とブレード及びディスク応力との間の伝達関数は、有限要素解析から推測することができる。次いで、予測応力を適切な材料データを用いてフィールドデータに相関付けて、各バックカット幾何形状に対するブレード及びディスク寿命並びにブレード空力挙動を予測することができる。ブレード及びディスク寿命並びにブレード空力挙動の両方を考慮することにより、最適なバックカット幾何形状及び許容可能なバックカット幾何形状範囲を決定することができる。
従って、各ダブテールバックカット130に対して最適化されたスタートライン150及び切断角170は、タービンディスクに対する応力低減と、タービンブレードに対する応力低減と、タービンブレードの有効寿命及びガスタービンブレードの空力挙動の維持又は改善との間の均衡を最大限にするように、有限要素解析を用いて決定することができる。特定の寸法について説明しているが、本明細書で記載されるタービンブレード100は、必ずしもかかる特定の寸法に限定されるものではない。最大ダブテールバックカットは、基準ラインWからの図示のスタートライン150に対する公称距離によって測定することができる。有限要素解析を通じて、ダブテールバックカットが大きいほど、ガスタービンブレードの許容寿命に対する犠牲が生じることになる点が明らかになった。最適寸法の記載において、ブレードダブテール110及び/又はディスクダブテールスロット65の複数のタング120,140に対して別個の値を決定することができる。
この実施例において、基準ラインMはまた、ブレード又はディスク幾何形状に従って変えることができる。基準ラインWは、ダブテール軸の中心線Sに沿ってブレード又はディスクダブテールの前面145から一定距離に位置付けることができる。この実施例において、基準ラインMは、バックカット130のスタートライン150から約2.646インチ(約67.208ミリメートル)とすることができる。しかしながら、基準ラインMは、スタートライン150又は前面145から約1インチ〜約3.5インチ(約25〜約89ミリメートル)又はそれ以上の範囲とすることができる。ここで他の長さを用いることもできる。基準ラインWは、最適化されたダブテールバックカットスタートラインを位置特定するための各タービンクラスの各ブレード及びディスクに対する特定可能な基準ポイントを提供する。この実施例において、バックカット130は、ニューヨーク州スケネクタディ所在のGeneral Electric Companyによって提供される9E.04ガスタービンエンジンの第2の段において最適化することができる。
バックカット130の長さ160は、約0.22インチ(約5.588ミリメートル)、すなわち、スタートライン150から前面145までとすることができる。しかしながら、長さ160は、約0.15〜約0.3インチ(約3.81〜約7.62ミリメートル)の範囲とすることができる。従って、この範囲を前提とすると、基準ラインWは、ダブテール110の前面145から約2.866インチ(約72.796ミリメートル)に位置付けることができ、上述のバックカット長さの範囲を前提として、スタートライン150から約2.716インチ〜約2.566インチ(約68.986〜約65.176ミリメートル)の範囲とすることができる。(但し、これは、基準ラインWの位置が固定されたままであることを前提としている。異なる基準ラインWをここで用いることもできる。)ここで他の距離を用いてもよい。ダブテールバックカット130において、切断角170もまた決定することができる。この実施例では、切断角170は約1.3度とすることができる。しかしながら、切断角170は、約0.7度〜約2.0度の範囲とすることができる。ここで他の切断角170を用いてもよい。本明細書では、他の好適なサイズ、形状、及び構成を用いることができる。
図7は、本明細書で記載することができるタービンブレード200の別の実施形態を示す。この実施例において、タービンブレード200は、2つのタング120を備えたダブテール110を有することができる。従って、各タング120上のバックカット130の長さ160は、変えることができる。バックカット130のスタートライン150は、上述したような基準ラインMからのほぼ同じ距離とすることができるが、バックカットの長さ160は可変である。切断角170は約1.2度とすることができる。本明細書では他の寸法及び他の角度を用いてもよい。
ダブテールバックカットは、通常の高温ガス経路検査プロセスの間1ユニットに形成することができることが予想される。この構成では、ブレード荷重経路は、ディスク及び/又はブレード応力集中特徴要素における高応力領域の周りに逸らすべきである。基準ラインに対する最適スタートライン及び最適切断角を含むカット軽減パラメータは、ガスタービンディスクにける応力低減、ガスタービンブレードにおける応力低減、ガスタービンブレードの有効寿命、及びガスタービンブレードの空力挙動の維持又は改善との間の均衡を最大限にするダブテールバックカットを定める。応力集中の低減は、ガスタービンディスクの損傷の低減に役立ち、これにより全体のディスク疲労寿命の有意な恩恵を実現する。
上記のことは、本出願及びその結果として得られる特許の特定の実施形態にのみに関連している点を理解されたい。添付の請求項及びその均等物によって定義される本発明の全体的な技術的思想及び範囲から逸脱することなく、当業者であれば多くの変更及び修正を本明細書において行うことができる。
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
[実施態様1]
タービンディスク及びタービンブレードの少なくとも一方に対する応力を低減する方法であって、上記ディスクには複数のタービンブレードが取り付け可能であり、上記タービンブレードの各々が、上記ディスクの相応の形状にされたダブテールスロットに係合可能なブレードダブテールを含み、上記ブレードダブテールが正圧側面及び負圧側面を有し、
上記方法が、
基準ライン(M)に対するダブテールバックカットについてのスタートラインを決定して、ダブテール軸に沿った上記ダブテールバックカットの長さを定めるステップ(a)と、
上記ダブテールバックカットについての切断角を決定するステップ(b)と、
上記スタートライン及び上記切断角に応じて上記ブレードダブテール又は上記ディスクダブテールスロットのうちの少なくとも一方から材料を除去して、上記ダブテールバックカットを形成するステップ(c)と、
を含み、
上記スタートライン及び上記切断角は、上記ディスクに対する応力低減、上記ブレードに対する応力低減、上記タービンブレードの有効寿命、及び上記タービンブレードの空力挙動の維持又は改善との間の均衡を最大限にするように、ブレード及びディスク幾何形状に応じて最適化され、上記基準ラインは、上記ダブテール軸の中心線に沿って上記ブレードダブテールの前面から約2.866インチ(約72.796ミリメートル)に位置付けられ、上記ステップ(a)が、上記ダブテールの正圧側面において上記ダブテールバックカットのスタートラインが上記基準ラインから前方方向で少なくとも約2.566インチ(約65.176ミリメートル)にあるように実施される、方法。
[実施態様2]
上記ダブテールの負圧側面において、上記ダブテールバックカットのスタートラインが、上記基準ライン(M)から後方方向で少なくとも約2.566インチ(約65.176ミリメートル)にある、実施態様1に記載の方法。
[実施態様3]
上記ダブテールの負圧側面又は正圧側面において、上記ダブテールバックカットのスタートラインが、上記基準ライン(M)から少なくとも約2.646インチ(約67.208ミリメートル)にある、実施態様1に記載の方法。
[実施態様4]
上記ステップ(b)が、上記正圧側面のバックカット及び上記負圧側面のバックカットの各々について上記切断角が最大で2度であるように実施される、実施態様2に記載の方法。
[実施態様5]
上記ステップ(b)が、上記正圧側面のバックカット及び上記負圧側面のバックカットの各々について上記切断角が最大で1.3度であるように実施される、実施態様2に記載の方法。
[実施態様6]
上記スタートライン及び上記切断角は、上記ブレード及びディスク幾何形状に対して有限要素解析を実行することにより最適化される、実施態様5に記載の方法。
[実施態様7]
上記ステップ(b)は、非平坦面を有する上記ダブテールバックカットを定めるために複数の切断角を決定することによって実施される、実施態様1に記載の方法。
[実施態様8]
上記ステップ(c)は、上記ブレードダブテールから材料を除去することにより実施される、実施態様1に記載の方法。
[実施態様9]
上記ステップ(c)は、上記ディスクダブテールスロットから材料を除去することにより実施される、実施態様1に記載の方法。
[実施態様10]
上記ステップ(c)は、上記ブレードダブテールから及び上記ディスクダブテールスロットから材料を除去することにより実施される、実施態様1に記載の方法。
[実施態様11]
上記ステップ(c)は更に、上記ブレードダブテール及び上記ディスクダブテールスロットからの材料除去に基づいて結果として得られた角度が上記切断角を超えないように実施される、実施態様10に記載の方法。
[実施態様12]
翼形部とブレードダブテールとを備えたタービンブレードであって、上記ブレードダブテールが、タービンディスクにおいてダブテールスロットに相応する形状にされ、上記ブレードダブテールが、正圧側面及び負圧側面を有し、上記ブレードダブテールが、上記ディスクに対する応力低減、上記ブレードに対する応力低減、上記タービンブレードの有効寿命、及び上記タービンブレードの空力挙動の維持又は改善との間の均衡を最大限にするようにブレード幾何形状に応じたサイズ及び位置付けにされたダブテールバックカットを含み、上記ダブテールバックカットのスタートラインが、ダブテール軸に沿った上記ダブテールバックカットの長さを定め、且つ上記ダブテール軸の中心線に沿って上記ブレードダブテールの前面から約2.866インチ(約72.796ミリメートル)に位置付けられた基準ライン(M)に対して決定され、上記ダブテールの正圧側面において上記ダブテールバックカットのスタートラインが、上記基準ラインから前方方向で少なくとも約2.566インチ(約65.176ミリメートル)にある、タービンブレード。
[実施態様13]
上記ダブテールの負圧側面において、上記ダブテールバックカットのスタートラインが、上記基準ライン(M)から後方方向で少なくとも約2.566インチ(約65.176ミリメートル)にある、実施態様12に記載のタービンブレード。
[実施態様14]
上記ダブテールの負圧側面又は正圧側面において、上記ダブテールバックカットのスタートラインが、上記基準ライン(M)から少なくとも約2.646インチ(約67.208ミリメートル)にある、実施態様12に記載のタービンブレード。
[実施態様15]
上記正圧側面のバックカット及び上記負圧側面のバックカットの各々について切断角が最大で2度である、実施態様12に記載のタービンブレード。
[実施態様16]
上記正圧側面のバックカット及び上記負圧側面のバックカットの各々について上記切断角が最大で1.3度である、実施態様13に記載のタービンブレード。
[実施態様17]
上記ダブテールバックカットが非平坦な面を有する、実施態様12に記載のタービンブレード。
[実施態様18]
ロータディスクと結合された複数のタービンブレードを備えたタービンロータであって、上記各タービンブレードが翼形部とブレードダブテールとを含み、上記ロータディスクが、上記ブレードダブテールに相応する形状にされた複数のダブテールスロットを含み、上記ブレードダブテールが、正圧側面及び負圧側面を有し、上記ブレードダブテール及びダブテールスロットの少なくとも一方が、上記ディスクに対する応力低減、上記ブレードに対する応力低減、上記タービンブレードの有効寿命、及び上記タービンブレードの空力挙動の維持又は改善との間の均衡を最大限にするようなブレード及びディスク幾何形状に応じた形状及び位置付けにされたダブテールバックカットを含み、上記ダブテールバックカットのスタートラインが、ダブテール軸に沿った上記ダブテールバックカットの長さを定め、且つ上記ダブテール軸の中心線に沿って上記ブレードダブテールの前面から約2.866インチ(約72.796ミリメートル)に位置付けられた基準ラインに対して決定され、上記ダブテールの正圧側面において上記ダブテールバックカットのスタートラインが、上記基準ラインから前方方向で少なくとも約2.566インチ(約65.176ミリメートル)にある、タービンロータ。
[実施態様19]
上記ダブテールの負圧側面において、上記ダブテールバックカットのスタートラインが、上記基準ラインから後方方向で少なくとも約0.22インチ(約5.59ミリメートル)にある、実施態様18に記載のタービンロータ。
[実施態様20]
上記ダブテールの負圧側面又は正圧側面において、上記ダブテールバックカットのスタートラインが、上記基準ラインから少なくとも約2.646インチ(約67.208ミリメートル)にある、実施態様18に記載のタービンロータ。
10 ガスタービンエンジン
15 圧縮機
20 空気
25 燃焼器
30 燃料
35 燃焼ガス
40 タービン
45 シャフト
50 負荷
55 ディスクセグメント
60 ブレード
65 ダブテールスロット
70 ダブテール
75 翼形部
100 ブレード
105 翼形部
110 ダブテール
120 タング
130 バックカット
140 スロットタング
145 前面
150 スタートライン
160 長さ
170 切断角
200 ブレード

Claims (15)

  1. タービンディスク(55)及びタービンブレード(100)の少なくとも一方に対する応力を低減する方法であって、前記ディスクには複数のタービンブレードが取り付け可能であり、前記タービンブレードの各々が、前記ディスクの相応の形状にされたダブテールスロット(65)に係合可能なブレードダブテール(110)を含み、前記ブレードダブテールが正圧側面及び負圧側面を有し、
    前記方法が、
    基準ライン(M)に対するダブテールバックカット(130)についてのスタートライン(150)を決定して、ダブテール軸に沿った前記ダブテールバックカットの長さ(160)を定めるステップ(a)と、
    前記ダブテールバックカットについての切断角(170)を決定するステップ(b)と、
    前記スタートライン及び前記切断角に応じて前記ブレードダブテール又は前記ディスクダブテールスロットのうちの少なくとも一方から材料を除去して、前記ダブテールバックカットを形成するステップ(c)と、
    を含み、
    前記スタートライン及び前記切断角は、前記ディスクに対する応力低減、前記ブレードに対する応力低減、前記タービンブレードの有効寿命、及び前記タービンブレードの空力挙動の維持又は改善との間の均衡を最大限にするように、ブレード及びディスク幾何形状に応じて最適化され、前記基準ラインは、前記ダブテール軸の中心線に沿って前記ブレードダブテールの前面(145)から約2.866インチ(約72.796ミリメートル)に位置付けられ、前記ステップ(a)が、前記ダブテールの正圧側面において前記ダブテールバックカットのスタートラインが前記基準ラインから前方方向で少なくとも約2.566インチ(約65.176ミリメートル)にあるように実施される、方法。
  2. 前記ダブテール(110)の負圧側面において、前記ダブテールバックカット(130)のスタートライン(150)が、前記基準ライン(M)から後方方向で少なくとも約2.566インチ(約65.176ミリメートル)にある、請求項1に記載の方法。
  3. 前記ダブテール(110)の負圧側面又は正圧側面において、前記ダブテールバックカット(130)のスタートライン(150)が、前記基準ライン(M)から少なくとも約2.646インチ(約67.208ミリメートル)にある、請求項1に記載の方法。
  4. 前記ステップ(b)が、前記正圧側面のバックカット(130)及び前記負圧側面のバックカット(130)の各々について前記切断角(170)が最大で2度であるように実施される、請求項2に記載の方法。
  5. 前記スタートライン(150)及び前記切断角(170)は、前記ブレード及びディスク幾何形状に対して有限要素解析を実行することにより最適化される、請求項4に記載の方法。
  6. 前記ステップ(b)は、非平坦面を有する前記ダブテールバックカット(130)を定めるために複数の切断角(170)を決定することによって実施される、請求項1に記載の方法。
  7. 前記ステップ(c)は、前記ブレードダブテール(110)から材料を除去することにより実施される、請求項1に記載の方法。
  8. 前記ステップ(c)は、前記ディスクダブテールスロット(65)から材料を除去することにより実施される、請求項1に記載の方法。
  9. 前記ステップ(c)は、前記ブレードダブテール(110)から及び前記ディスクダブテールスロット(65)から材料を除去することにより実施される、請求項1に記載の方法。
  10. 前記ステップ(c)は更に、前記ブレードダブテール(110)及び前記ディスクダブテールスロット(65)からの材料除去に基づいて結果として得られた角度が前記切断角(170)を超えないように実施される、請求項9に記載の方法。
  11. 翼形部(105)とブレードダブテール(110)とを備えたタービンブレード(100)であって、前記ブレードダブテールが、タービンディスク(55)においてダブテールスロット(65)に相応する形状にされ、前記ブレードダブテールが、正圧側面及び負圧側面を有し、前記ブレードダブテールが、前記ディスクに対する応力低減、前記ブレードに対する応力低減、前記タービンブレードの有効寿命、及び前記タービンブレードの空力挙動の維持又は改善との間の均衡を最大限にするようにブレード幾何形状に応じたサイズ及び位置付けにされたダブテールバックカット(130)を含み、前記ダブテールバックカットのスタートライン(150)が、ダブテール軸に沿った前記ダブテールバックカットの長さ(160)を定め、且つ前記ダブテール軸の中心線に沿って前記ブレードダブテールの前面(145)から約2.866インチ(約72.796ミリメートル)に位置付けられた基準ライン(M)に対して決定され、前記ダブテールの正圧側面において前記ダブテールバックカットのスタートラインが、前記基準ラインから前方方向で少なくとも約2.566インチ(約65.176ミリメートル)にある、タービンブレード(100)。
  12. 前記ダブテール(110)の負圧側面において、前記ダブテールバックカット(130)のスタートライン(150)が、前記基準ライン(M)から後方方向で少なくとも約2.566インチ(約65.176ミリメートル)にある、請求項11に記載のタービンブレード(100)。
  13. 前記ダブテール(110)の負圧側面又は正圧側面において、前記ダブテールバックカット(130)のスタートライン(150)が、前記基準ライン(M)から少なくとも約2.646インチ(約67.208ミリメートル)にある、請求項11に記載のタービンブレード(100)。
  14. 前記正圧側面のバックカット(130)及び前記負圧側面のバックカット(130)の各々について切断角(170)が最大で2度である、請求項12に記載のタービンブレード(100)。
  15. 前記ダブテールバックカット(130)が非平坦面を有する、請求項11に記載のタービンブレード(100)。
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