JP5552281B2

JP5552281B2 - Method for clocking turbine airfoils

Info

Publication number: JP5552281B2
Application number: JP2009196261A
Authority: JP
Inventors: ウェイ・ニン; マイケル・イー・フリードマン; ジョン・エフ・ライマン
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2008-09-04
Filing date: 2009-08-27
Publication date: 2014-07-16
Anticipated expiration: 2029-08-27
Also published as: CN101666269A; CN101666269B; JP2010059967A; US20100054922A1; DE102009043834A1

Description

本出願はタービンエンジンに関する。より詳細には、限定ではないが、本出願は、ある運転上の利点が達成されるように隣接又は近接した列を成す翼形部に対して翼形部を一列に並べて位置決めすることに関する。 The present application relates to turbine engines. More particularly, but not by way of limitation, the present application relates to positioning an airfoil in line with respect to adjacent or adjacent rows of airfoils such that certain operational advantages are achieved.

ガスタービンエンジンは通常、圧縮機、燃焼器、及びタービンを含む。圧縮機及びタービンは一般に、段毎に軸方向にスタックされた翼形部又はブレードの列を含む。各段は一般に、固定されて円周方向に間隔を置いて配置されたステータブレードの列と、中心軸又はシャフトの周りを回転する円周方向に間隔を置いて配置されたロータブレードの列とを含む。一般に、運転中、圧縮機ロータ内のロータブレードは、シャフトの周りを回転して空気流を加圧する。加圧空気の供給物を使用して、燃料の供給物を燃焼させる。結果として燃焼器から生じる高温ガスの流れは、タービンを通して膨張され、タービンロータブレードをシャフトの周りに回転させるようにする。このようにして、燃料に含まれるエネルギーは、回転するブレードの機械エネルギーに変換され、これを用いて圧縮機の回転ブレード及び発電機のコイルを回転させて発電することができる。運転中、ステータブレード及びロータブレードは、極端な温度、作動流体の速度、及びロータブレードの回転速度に起因して、圧縮機及びタービンの両方全体にわたって高応力を受ける部品である。 A gas turbine engine typically includes a compressor, a combustor, and a turbine. Compressors and turbines typically include rows of airfoils or blades that are axially stacked in stages. Each stage is typically a fixed, circumferentially spaced array of stator blades, and a circumferentially spaced array of rotor blades that rotate about a central axis or shaft. including. In general, during operation, the rotor blades in the compressor rotor rotate around the shaft to pressurize the air flow. A pressurized air supply is used to burn the fuel supply. The resulting hot gas stream from the combustor is expanded through the turbine, causing the turbine rotor blades to rotate about the shaft. In this way, the energy contained in the fuel is converted into mechanical energy of the rotating blades, which can be used to generate power by rotating the rotating blades of the compressor and the coils of the generator. During operation, stator blades and rotor blades are components that are highly stressed throughout both the compressor and turbine due to extreme temperatures, working fluid speeds, and rotor blade rotational speeds.

タービンエンジンの圧縮機及びタービンセクション両方において、近接又は隣接する段のステータ又はロータブレードの列は、円周方向に間隔を置いて配置されたブレードがほぼ同じ数で構成されることが多い。タービンエンジンの空力効率を改善する目的で、近接又は隣接する列を成すブレードの円周方向位置に対してブレードの相対的な円周方向位置を一列に並べて位置決め又は「クロック」するような取り組みがなされてきた。しかしながら、エンジンの空力効率の改善は最小限又はごく僅かに過ぎない上に、こうした従来のクロッキング方法は一般に、運転中の翼形部に作用する機械的応力を増大するように働くことが分かった。当然、運転応力が増大することにより、ブレード故障を引き起こす場合があり、結果としてガスタービンエンジンに多大な損傷をもたらす可能性がある。少なくとも運転応力が増大することで、翼形部の部品寿命が短くなり、エンジンの運転コストが増大する。エネルギー需要は増加の一途であるので、より効率的なタービンエンジンを設計する目標は継続的で重要なものとなる。しかしながら、タービンエンジンをより効率的なものにする方法の多くは、圧縮機の翼形部及びエンジンのタービンセクションに付加的な応力を加える。すなわち、タービン効率は一般に、大きさ、燃焼温度、及び／又は回転速度を大きくすることを含む、幾つかの手段を通じて向上させることができ、その全ては、運転中の翼形部にかかる歪みが大きくなる。従って、タービン翼形部に対する応力を低減する新規の方法及びシステムが必要とされている。翼形部に作用する運転応力を低減する、タービン翼形部をクロッキングする新規の方法及びシステムは、より効率的なタービンエンジンを設計することに向けた重要なステップとなるであろう。 In both turbine engine compressor and turbine sections, the rows of adjacent or adjacent stages of stator or rotor blades are often composed of approximately the same number of circumferentially spaced blades. To improve the aerodynamic efficiency of turbine engines, efforts are being made to position or “clock” the relative circumferential positions of the blades in a row relative to the circumferential positions of adjacent or adjacent rows of blades. Has been made. However, while improving the aerodynamic efficiency of the engine is minimal or negligible, it has been found that these conventional clocking methods generally work to increase the mechanical stresses acting on the operating airfoil. It was. Of course, increased operating stress may cause blade failure, which can result in significant damage to the gas turbine engine. At least the operating stress increases, which shortens the component life of the airfoil and increases the operating cost of the engine. As energy demand continues to increase, the goal of designing more efficient turbine engines will be continuous and important. However, many of the methods that make turbine engines more efficient put additional stress on the compressor airfoils and the turbine section of the engine. That is, turbine efficiency can generally be improved through several means, including increasing the size, combustion temperature, and / or rotational speed, all of which are subject to distortion on the operating airfoil. growing. Accordingly, there is a need for new methods and systems that reduce stress on turbine airfoils. New methods and systems for clocking turbine airfoils that reduce operating stresses acting on the airfoils will be an important step towards designing more efficient turbine engines.

米国特許第５，４８６，０９１号公報US Pat. No. 5,486,091 米国特許第５，６８１，１４２号公報US Pat. No. 5,681,142 米国特許第６，１７４，１２９Ｂ１号公報US Pat. No. 6,174,129 B1 米国特許第６，４０２，４５８Ｂ１号公報US Pat. No. 6,402,458 B1 米国特許第６，５５４，５６２Ｂ２号公報US Pat. No. 6,554,562 B2 米国特許第６，９１３，４４１Ｂ２号公報US Pat. No. 6,913,441 B2

従って、本出願は、コンプレッサ及びタービンの一方において翼形部の少なくとも軸方向に連続してスタックされた３つの列、すなわち第１の翼形部列、第２の翼形部列及び第３の翼形部列を含むタービンエンジンを運転する方法を記載する。第１の翼形部列及び第３の翼形部列の両方が、ロータブレードの列及びステータブレードの列の一方を備え、第２の翼形部列がロータブレードの列及びステータブレードの列の他方を備える。本方法は、第１の翼形部列の翼形部の少なくとも一部及び第３の翼形部列の翼形部の少なくとも一部が、２５％から７５％ピッチの間のクロッキング関係を有するように、第１の翼形部列の翼形部及び第３の翼形部列の翼形部を構成する段階を含む。 Accordingly, the present application relates to three rows stacked at least in the axial direction of the airfoil in one of the compressor and the turbine: a first airfoil row, a second airfoil row and a third A method for operating a turbine engine including an airfoil row is described. Both the first airfoil row and the third airfoil row comprise one of the rotor blade row and the stator blade row, the second airfoil row being the rotor blade row and the stator blade row. Of the other. The method includes a clocking relationship between at least a portion of the airfoil of the first airfoil row and at least a portion of the airfoil of the third airfoil row between 25% and 75% pitch. Configuring the airfoil of the first airfoil row and the airfoil of the third airfoil row to have.

本方法は更に、第１の翼形部列の翼形部の実質的に全て及び第３の翼形部列の翼形部の実質的に全てが、２５％から７５％ピッチの間のクロッキング関係を有するように、第１の翼形部列の翼形部及び第３の翼形部列の翼形部を構成する段階を含むことができる。 The method further includes that substantially all of the airfoils of the first airfoil row and substantially all of the airfoils of the third airfoil row are between 25% and 75% pitch. Configuring the airfoil of the first airfoil row and the airfoil of the third airfoil row to have a locking relationship may be included.

当該タービンエンジンは、運転中に第１の翼形部列と第３の翼形部列との間の相対運動が実質的にないように構成することができる。当該タービンエンジンは、第１の翼形部列及び第３の翼形部列が運転中に第２の翼形部列に対して実質的に同じ相対運動を有するように構成することができる。当該タービンエンジンは、第１の翼形部列及び第３の翼形部列が実質的に同じ数の翼形部を有するように構成することができる。 The turbine engine may be configured so that there is substantially no relative motion between the first airfoil row and the third airfoil row during operation. The turbine engine may be configured such that the first airfoil row and the third airfoil row have substantially the same relative motion with respect to the second airfoil row during operation. The turbine engine may be configured such that the first airfoil row and the third airfoil row have substantially the same number of airfoils.

ピッチは、翼形部列内の翼形部上のあるポイントと、同じ翼形部列内の隣接する翼形部の何れかの上の同じポイントとの間の円周方向距離を有することができ、２５％から７５％ピッチの間のクロッキング関係によって、第３の翼形部列における翼形部の円周方向位置が、第１の翼形部列における対応する翼形部の円周方向位置よりもピッチの寸法の２５％から７５％のオフセット量だけ遅延又は先行するようにされる。 The pitch may have a circumferential distance between a point on the airfoil in the airfoil row and the same point on any of the adjacent airfoils in the same airfoil row. And the circumferential position of the airfoil in the third airfoil row is determined by the clocking relationship between 25% and 75% pitch so that the circumference of the corresponding airfoil in the first airfoil row It is made to be delayed or preceded by an offset amount of 25% to 75% of the dimension of the pitch from the directional position.

本方法は更に、第１の翼形部列の少なくとも９０％の翼形部及び第３の翼形部列の少なくとも９０％の翼形部が３５％から６５％ピッチの間のクロッキング関係を有するように、第１の翼形部列の翼形部及び第３の翼形部列の翼形部を構成する段階を含むことができる。 The method further provides a clocking relationship between at least 90% of the airfoils of the first airfoil row and at least 90% of the airfoils of the third airfoil row between 35% and 65% pitch. As such, it may include configuring the airfoil of the first airfoil row and the airfoil of the third airfoil row.

本方法は更に、第１の翼形部列の少なくとも９０％の翼形部及び第３の翼形部列の少なくとも９０％の翼形部が４５％から５５％ピッチの間のクロッキング関係を有するように、第１の翼形部列の翼形部及び第３の翼形部列の翼形部を構成する段階を含むことができる。 The method further provides a clocking relationship between at least 90% of the airfoils of the first airfoil row and at least 90% of the airfoils of the third airfoil row between 45% and 55% pitch. As such, it may include configuring the airfoil of the first airfoil row and the airfoil of the third airfoil row.

本出願は更に、コンプレッサ及びタービンの一方において翼形部の少なくとも５つの連続して軸方向にスタックされた列、すなわち第１の翼形部列、第２の翼形部列、第３の翼形部列、第４の翼形部列及び第５の翼形部列を含むタービンエンジンを運転する方法を記載する。第１の翼形部列、第３の翼形部列及び第５の翼形部列が各々、ロータブレードの列及びステータブレードの列の一方を備え、第２の翼形部列及び第４の翼形部列がロータブレードの列及びステータブレードの列の他方を備える。本方法は、第１の翼形部列の翼形部の少なくとも９０％及び第３の翼形部列の翼形部の少なくとも９０％が、２５％から７５％ピッチの間のクロッキング関係を有するように、第１の翼形部列の翼形部及び第３の翼形部列の翼形部を構成する段階と、第３の翼形部列の翼形部の少なくとも９０％及び第５の翼形部列の翼形部の少なくとも９０％が、２５％から７５％ピッチの間のクロッキング関係を有するように、第３の翼形部列の翼形部及び第５の翼形部列の翼形部を構成する段階と、を含むことができる。 The present application further provides at least five consecutive axially stacked rows of airfoils in one of the compressor and turbine, ie, a first airfoil row, a second airfoil row, a third airfoil. A method of operating a turbine engine including a form row, a fourth airfoil row and a fifth airfoil row is described. The first airfoil row, the third airfoil row and the fifth airfoil row each comprise one of the rotor blade row and the stator blade row, the second airfoil row and the fourth airfoil row. The airfoil row comprises the other of the row of rotor blades and the row of stator blades. The method has a clocking relationship between at least 90% of the airfoils of the first airfoil row and at least 90% of the airfoils of the third airfoil row between 25% and 75% pitch. Configuring the airfoil of the first airfoil row and the airfoil of the third airfoil row to have at least 90% of the airfoil of the third airfoil row and the The airfoil of the third airfoil row and the fifth airfoil such that at least 90% of the airfoils of the five airfoil row have a clocking relationship between 25% and 75% pitch. Configuring the airfoil portion of the row.

本方法は更に、第１の翼形部列の翼形部の実質的に全て及び第３の翼形部列の翼形部の実質的に全てが、２５％から７５％ピッチの間のクロッキング関係を有するように、第１の翼形部列の翼形部及び第３の翼形部列の翼形部を構成する段階と、第３の翼形部列の翼形部の実質的に全て及び第５の翼形部列の翼形部の実質的に全てが、２５％から７５％ピッチの間のクロッキング関係を有するように、第３の翼形部列の翼形部及び第５の翼形部列の翼形部を構成する段階と、を含むことができる。 The method further includes that substantially all of the airfoils of the first airfoil row and substantially all of the airfoils of the third airfoil row are between 25% and 75% pitch. Configuring the airfoil of the first airfoil row and the airfoil of the third airfoil row so as to have a locking relationship; The airfoil of the third airfoil row and the airfoil of the third airfoil row such that substantially all of the airfoils of the fifth airfoil row have a clocking relationship between 25% and 75% pitch. Configuring an airfoil of a fifth airfoil row.

本方法は更に、第１の翼形部列の翼形部の少なくとも９０％及び第３の翼形部列の翼形部の少なくとも９０％が、３５％から６５％ピッチの間のクロッキング関係を有するように、第１の翼形部列の翼形部及び第３の翼形部列の翼形部を構成する段階と、第３の翼形部列の翼形部の少なくとも９０％及び第５の翼形部列の翼形部の少なくとも９０％が、３５％から６５％ピッチの間のクロッキング関係を有するように、第３の翼形部列の翼形部及び第５の翼形部列の翼形部を構成する段階と、を含むことができる。 The method further includes a clocking relationship wherein at least 90% of the airfoils of the first airfoil row and at least 90% of the airfoils of the third airfoil row are between 35% and 65% pitch. Configuring the airfoil of the first airfoil row and the airfoil of the third airfoil row to have at least 90% of the airfoil of the third airfoil row, and The airfoil of the third airfoil row and the fifth airfoil such that at least 90% of the airfoils of the fifth airfoil row have a clocking relationship between 35% and 65% pitch. Configuring the airfoils of the row of shapes.

本方法は更に、第１の翼形部列の翼形部の少なくとも９０％及び第３の翼形部列の翼形部の少なくとも９０％が、４５％から５５％ピッチの間のクロッキング関係を有するように、第１の翼形部列の翼形部及び第３の翼形部列の翼形部を構成する段階と、第３の翼形部列の翼形部の少なくとも９０％及び第５の翼形部列の翼形部の少なくとも９０％が、４５％から５５％ピッチの間のクロッキング関係を有するように、第３の翼形部列の翼形部及び第５の翼形部列の翼形部を構成する段階と、を含むことができる。 The method further includes a clocking relationship wherein at least 90% of the airfoils of the first airfoil row and at least 90% of the airfoils of the third airfoil row are between 45% and 55% pitch. Configuring the airfoil of the first airfoil row and the airfoil of the third airfoil row to have at least 90% of the airfoil of the third airfoil row, and The airfoil of the third airfoil row and the fifth airfoil such that at least 90% of the airfoils of the fifth airfoil row have a clocking relationship between 45% and 55% pitch. Configuring the airfoils of the row of shapes.

本出願のこれら及び他の特徴は、図面及び添付の請求項と共に好ましい実施形態の以下の詳細な説明を参照すると明らかになるであろう。 These and other features of the present application will become apparent upon reference to the following detailed description of the preferred embodiments in conjunction with the drawings and the appended claims.

本出願の実施形態を用いることができる例示的なタービンの概略図。1 is a schematic diagram of an exemplary turbine in which embodiments of the present application may be used. 本出願の実施形態を用いることができるガスタービンエンジンの圧縮機の断面図。1 is a cross-sectional view of a compressor of a gas turbine engine that can use an embodiment of the present application. 本出願の実施形態を用いることができるガスタービンエンジンのタービンの断面図。1 is a cross-sectional view of a turbine of a gas turbine engine that can use embodiments of the present application. 例示的なクロッキング関係を示す翼形部の隣接する列の概略図。FIG. 3 is a schematic diagram of adjacent rows of airfoils showing an exemplary clocking relationship. 例示的なクロッキング関係を示す翼形部の隣接する列の概略図。FIG. 3 is a schematic diagram of adjacent rows of airfoils showing an exemplary clocking relationship. 例示的なクロッキング関係を示す翼形部の隣接する列の概略図。FIG. 3 is a schematic diagram of adjacent rows of airfoils showing an exemplary clocking relationship. 例示的なクロッキング関係を示す翼形部の隣接する列の概略図。FIG. 3 is a schematic diagram of adjacent rows of airfoils showing an exemplary clocking relationship. 本出願の例示的な実施形態によるクロッキング関係を示す翼形部の隣接する列の概略図。1 is a schematic diagram of adjacent rows of airfoils showing a clocking relationship according to an exemplary embodiment of the present application. FIG.

本発明のこれら及び他の目的並びに利点は、添付図面を参照しながら、以下の本発明の例示的な実施形態の詳細な説明を十分に検討することでより完全に理解し評価されるであろう。 These and other objects and advantages of the present invention will be more fully understood and appreciated by a full review of the following detailed description of exemplary embodiments of the invention, with reference to the accompanying drawings. Let's go.

各図を参照すると、図１は、ガスタービンエンジン１００の概略図を示している。一般に、ガスタービンエンジンは、加圧空気流中で燃料を燃焼させることで生成される高温ガスの加圧流からエネルギーを抽出することにより動作する。図１に示すように、ガスタービンエンジン１００は、軸流圧縮機１０６と共に構成することができ、該圧縮機は、共通シャフト又はロータにより、下流側タービンセクション又はタービン１１０、及び圧縮機１０６とタービン１１０との間に位置付けられた燃焼器１１２に機械的に結合される。本発明は、ガスタービンエンジン、蒸気タービンエンジン、航空機エンジン、及びその他を含む、タービンエンジンの全てのタイプで用いることができる点に留意されたい。更に、本明細書で記載される発明は、複数シャフト及び再熱構成を備えたタービンエンジンにおいて、並びにガスタービンの場合には、様々なアーキテクチャの燃焼器、例えばアニュラ又は缶型燃焼器構成を備えたタービンエンジンにおいて使用することができる。以下において本発明は、図１に示すような例示的なガスタービンエンジンに関連して説明する。当業者には理解されるように、本明細書は例証に過ぎず、どのようにも限定をするものではない。 Referring to the figures, FIG. 1 shows a schematic diagram of a gas turbine engine 100. In general, gas turbine engines operate by extracting energy from a pressurized stream of hot gas produced by burning fuel in a pressurized air stream. As shown in FIG. 1, the gas turbine engine 100 can be configured with an axial compressor 106, which includes a downstream turbine section or turbine 110, and a compressor 106 and a turbine by a common shaft or rotor. 110 is mechanically coupled to a combustor 112 positioned therebetween. It should be noted that the present invention can be used with all types of turbine engines, including gas turbine engines, steam turbine engines, aircraft engines, and others. In addition, the invention described herein includes various architectures of combustors, such as an annular or can combustor configuration, in turbine engines with multiple shafts and reheat configurations, and in the case of gas turbines. Can be used in other turbine engines. In the following, the invention will be described in connection with an exemplary gas turbine engine as shown in FIG. As will be appreciated by those skilled in the art, the specification is illustrative only and is not intended to be in any way limiting.

図２は、ガスタービンエンジンで使用することができる例示的な多段軸流圧縮機１１８の図である。図示のように、圧縮機１１８は複数の段を含むことができる。各段は、圧縮機ロータブレード１２０の列と、その後に続く圧縮機ステータブレード１２２の列とを含むことができる。すなわち、第１の段は、中央シャフトの周りを回転する圧縮機ロータブレード１２０の列と、これに続いて、運転中に固定を維持する圧縮機ステータブレード１２２の列とを含むことがでる。圧縮機ステータブレード１２２は、全体的に、互いに円周方向に間隔を置いて配置され、回転軸の周りに固定される。圧縮機ロータブレード１２０は、ロータの軸線の周りに円周方向に間隔を置いて配置され、運転中にシャフトの周りを回転する。当業者には理解されるように、圧縮機ロータブレード１２０は、シャフトの周りを回転するときに空気或いは圧縮機１１８を介して流れる作動流体に運動エネルギーを与えるように構成される。当業者には理解されるように、圧縮機１１８は、図２に示す段を上回る他の多くの段を有することができる。付加的な各段は、複数の円周方向に間隔を置いて配置された圧縮機ロータブレード１２０と、これに続いて複数の円周方向に間隔を置いて配置された圧縮機ステータブレード１２２とを含むことができる。 FIG. 2 is a diagram of an exemplary multi-stage axial compressor 118 that may be used with a gas turbine engine. As shown, the compressor 118 may include multiple stages. Each stage may include a row of compressor rotor blades 120 followed by a row of compressor stator blades 122. That is, the first stage can include a row of compressor rotor blades 120 that rotate about the central shaft, followed by a row of compressor stator blades 122 that remain fixed during operation. The compressor stator blades 122 are generally circumferentially spaced from one another and are fixed about a rotational axis. The compressor rotor blades 120 are circumferentially spaced around the rotor axis and rotate around the shaft during operation. As will be appreciated by those skilled in the art, the compressor rotor blade 120 is configured to impart kinetic energy to the working fluid that flows through the air or compressor 118 as it rotates about the shaft. As will be appreciated by those skilled in the art, the compressor 118 may have many other stages beyond those shown in FIG. Each additional stage includes a plurality of circumferentially spaced compressor rotor blades 120, followed by a plurality of circumferentially spaced compressor stator blades 122, Can be included.

図３は、ガスタービンエンジンで使用することができる例示的なタービン１２４の部分図を示す。タービン１２４は複数の段を含むことができる。３つの例示的な段が示されているが、これよりも多い又は少ない段をタービン１２４に設けてもよい。第１の段は、運転中にシャフトの周りを回転する複数のタービンバケット又はタービンロータブレード１２６と、運転中に固定状態を維持する複数のノズル又はタービンステータブレード１２８とを含む。タービンステータブレード１２８は、全体的に、互いに円周方向に間隔を置いて配置され、回転軸の周りに固定される。タービンロータブレード１２６は、タービンホイール（図示せず）上に取り付けられ、シャフト（図示せず）の周りを回転することができる。タービン１２４の第２の段もまた図示されている。同様に第２の段は、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたタービンステータブレード１２８と、これに続いて、回転のため同様にタービンホイール上に取り付けられる複数の円周方向に間隔を置いて配置されたタービンロータブレード１２６とを含む。第３の段もまた図示されており、同様に、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたタービンステータブレード１２８とタービンロータブレード１２６とを含む。タービンステータブレード１２８及びタービンロータブレード１２６は、タービン１２４の高温ガス通路内にあることは理解されるであろう。高温ガス通路を通る高温ガスの流れ方向が矢印で示されている。当業者には理解されるように、タービン１２４は、図３に示す段を上回る他の多くの段を有することができる。付加的な各段は、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたタービンステータブレード１２８と、これに続いて複数の円周方向に間隔を置いて配置されたタービンロータブレード１２６とを含むことができる。 FIG. 3 shows a partial view of an exemplary turbine 124 that may be used with a gas turbine engine. Turbine 124 may include multiple stages. Although three exemplary stages are shown, more or fewer stages may be provided in the turbine 124. The first stage includes a plurality of turbine buckets or turbine rotor blades 126 that rotate about the shaft during operation and a plurality of nozzles or turbine stator blades 128 that remain stationary during operation. The turbine stator blades 128 are generally circumferentially spaced from one another and are fixed about a rotational axis. The turbine rotor blade 126 is mounted on a turbine wheel (not shown) and can rotate around a shaft (not shown). A second stage of the turbine 124 is also illustrated. Similarly, the second stage includes a plurality of circumferentially spaced turbine stator blades 128, followed by a plurality of circumferentially spaced, similarly mounted on turbine wheels for rotation. And a turbine rotor blade 126 disposed in a position. A third stage is also shown and similarly includes a plurality of circumferentially spaced turbine stator blades 128 and turbine rotor blades 126. It will be appreciated that the turbine stator blade 128 and the turbine rotor blade 126 are in the hot gas path of the turbine 124. The direction of hot gas flow through the hot gas passage is indicated by arrows. As will be appreciated by those skilled in the art, the turbine 124 may have many other stages beyond those shown in FIG. Each additional stage includes a plurality of circumferentially spaced turbine stator blades 128 followed by a plurality of circumferentially spaced turbine rotor blades 126. be able to.

本明細書で使用される場合、別途特定されない限り、「ロータブレード」への言及は、圧縮機１１８又はタービン１２４何れかの回転ブレードを指し、圧縮機ロータブレード１２０及びタービンロータブレード１２６の両方を含む。別途特定されない限り、「ステータブレード」への言及は、圧縮機１１８又はタービン１２４の何れかの固定ブレードを指し、圧縮機ステータブレード１２２及びタービンステータブレード１２８の両方を含む。本明細書で使用される用語「翼形部」は、何れかのタイプのブレードを指す。従って、別途特定されない限り、用語「翼形部」は、圧縮機ロータブレード１２０、圧縮機ステータブレード１２２、タービンロータブレード１２６、及びタービンステータブレード１２８を含む、タービンエンジンブレードの全てのタイプを含む。 As used herein, unless otherwise specified, reference to “rotor blades” refers to rotating blades in either compressor 118 or turbine 124, and refers to both compressor rotor blade 120 and turbine rotor blade 126. Including. Unless otherwise specified, reference to “stator blade” refers to a fixed blade of either compressor 118 or turbine 124 and includes both compressor stator blade 122 and turbine stator blade 128. As used herein, the term “airfoil” refers to any type of blade. Thus, unless otherwise specified, the term “airfoil” includes all types of turbine engine blades, including compressor rotor blade 120, compressor stator blade 122, turbine rotor blade 126, and turbine stator blade 128.

使用中、軸流圧縮機１１８内での圧縮機ロータブレード１２０の回転は、空気流を加圧することができる。次いで、結果として燃焼器１１２から生じる高温ガスの流れは、タービンロータブレード１２６の上に配向することができ、これによりタービンロータブレード１２６のシャフトの周りの回転を誘起し、従って、ガスの高温流のエネルギーを回転シャフトの機械エネルギーに変換することができる。次いで、シャフトの機械エネルギーを利用して、圧縮機ロータブレード１２０の回転を駆動することができ、加圧空気の必要な供給量が生成され、更に、例えば発電機が電気を発生するようにする。 In use, rotation of the compressor rotor blade 120 within the axial compressor 118 can pressurize the air flow. The resulting hot gas flow resulting from the combustor 112 can then be directed onto the turbine rotor blade 126, thereby inducing a rotation around the shaft of the turbine rotor blade 126, and thus the hot flow of gas. Can be converted into mechanical energy of the rotating shaft. The mechanical energy of the shaft can then be used to drive the rotation of the compressor rotor blade 120 to generate the required supply of pressurized air, and for example to allow the generator to generate electricity. .

ガスタービン圧縮機１０６及びタービン１１０の両方において、翼形部１３０の近接又は隣接する列は実質的に同じ構成を有し、すなわち、列の円周周りに同じように間隔を置いて配置された類似の大きさにされた同じ数の翼形部を有することができる。これが当てはまる場合、加えて、２つ又はそれ以上の列が各々の間で相対運動が無いように動作する場合（例えば、ロータブレードの２つ又はそれ以上の列、或いはステータブレードの２つ又はそれ以上の列の間の場合のように）、これらの列の翼形部は「クロック」することができる。本明細書で使用される用語「クロックされた」又は「クロッキング」とは、近接した列を成す翼形部の円周方向の位置決めに対して翼形部を固定された円周方向に位置決めすることを意味する。 In both the gas turbine compressor 106 and the turbine 110, adjacent or adjacent rows of airfoils 130 have substantially the same configuration, i.e., are equally spaced around the circumference of the row. It can have the same number of airfoils sized similarly. If this is the case, in addition, if two or more rows operate without relative motion between each other (eg, two or more rows of rotor blades, or two or more rows of stator blades). As is the case between these rows), the airfoils of these rows can be “clocked”. As used herein, the term “clocked” or “clocking” refers to the circumferential positioning of an airfoil that is fixed relative to the circumferential positioning of adjacent rows of airfoils. It means to do.

図４から７は、翼形部１３０の列をどのようにクロッキングすることができるかに関する実施例の簡易的な概略表現を示す。これらの図は、並列に示された翼形部１３０の３つの列を含む。図４から７の翼形部１３０の２つの外側の列は各々、ロータブレードの列を表すことができ、中央の列は、ステータブレードの列を表すことができ、或いは、当業者には理解されるように、２つの外側の列は、ステータベーンの列を表すことができ、中央の列は、ロータブレードの列を表すことができる。当業者には理解されるように、２つの外側の列は、ステータブレードであるか又はロータブレードであるかに関わらず、これらの間に実質的に相対運動は存在しないが（すなわち、運転中に両方とも固定のまま、又は共に同じ速度で回転する）、外側の列は両方とも、中央の列に対して実質的に同じ相対運動を有する（すなわち、中央の列が固定を維持する間、外側の列は両方とも回転している、或いは、中央の列が回転している間、外側の列は両方とも固定を維持する）。更に、上述のように、２つの外側の列間で最も効果的であるようにクロッキングするためには、各々を同様に構成する必要がある。従って、図４から７の２つの外側の列は、実質的に同じ数の翼形部を有するように仮定することができ、各列上の翼形部は、各列の円周周りで同様の大きさにし、及び間隔を置いて配置するよう仮定することができる。 4-7 show a simplified schematic representation of an embodiment regarding how the rows of airfoils 130 can be clocked. These figures include three rows of airfoils 130 shown in parallel. Each of the two outer rows of airfoils 130 of FIGS. 4-7 can represent a row of rotor blades, and the middle row can represent a row of stator blades, or will be understood by one skilled in the art. As can be seen, the two outer rows can represent the stator vane row and the middle row can represent the rotor blade row. As will be appreciated by those skilled in the art, there is virtually no relative motion between the two outer rows, whether they are stator blades or rotor blades (ie during operation). Both remain stationary, or both rotate at the same speed), both outer rows have substantially the same relative motion with respect to the middle row (ie, while the middle row remains fixed). Both outer rows are rotating, or both outer rows remain fixed while the middle row is rotating). Further, as described above, each must be similarly configured in order to be clocked to be most effective between the two outer rows. Thus, the two outer rows of FIGS. 4-7 can be assumed to have substantially the same number of airfoils, and the airfoils on each row are similar around the circumference of each row. Can be assumed to be sized and spaced apart.

図４から７における例証として、翼形部の第１の外側の列は、第１の翼形部列１３４と呼ばれ、翼形部の中央の列は、第２の翼形部列１３６と呼ばれ、翼形部の他の外側の列は、第３の翼形部列１３８と呼ばれる。第１の翼形部列１３４と第３の翼形部列１３８との相対運動は、矢印１４０で示される。圧縮機１１８又はタービン１２４の何れかを通る流れの方向を表すことができる流れ方向は、何れの場合においても矢印１４２で示される。図４から７で用いられる翼形部の例示的な列は、用語「第１」、「第２」、及び「第３」を用いて説明されている点に留意されたい。この記載は、図の各々において他の列に対して図示の列の相対的な位置決めについてのみ適用可能であり、タービンエンジンの翼形部の他の列に対する位置決め全体を示すものではない。例えば、翼形部の他の列は、「第１の翼形部列１３６」の上流側に位置決めすることができる（すなわち、第１の翼形部列１３６は、必ずしもタービンエンジンにおける翼形部の第１の列ではない）。 As an illustration in FIGS. 4-7, the first outer row of airfoils is referred to as the first airfoil row 134 and the middle row of airfoils is the second airfoil row 136. The other outer row of airfoils is referred to as the third airfoil row 138. The relative movement between the first airfoil row 134 and the third airfoil row 138 is indicated by arrow 140. A flow direction that can represent the direction of flow through either the compressor 118 or the turbine 124 is indicated by an arrow 142 in any case. Note that exemplary rows of airfoils used in FIGS. 4-7 are described using the terms “first”, “second”, and “third”. This description is only applicable to the relative positioning of the illustrated rows relative to the other rows in each of the figures, and does not represent the overall positioning of the turbine engine airfoil relative to the other rows. For example, other rows of airfoils may be positioned upstream of “first airfoil row 136” (ie, first airfoil row 136 is not necessarily airfoil in a turbine engine. Is not the first column).

翼形部の列のピッチは、本明細書では、特定の列の円周周りにある繰り返しパターンの寸法を指すのに用いられる。すなわち、ピッチは、例えば、特定の列における翼形部の前縁と、同じ列における隣接する翼形部の何れかの前縁との間の円周方向距離として説明することができる。ピッチはまた、例えば、特定の列における翼形部の後縁と、同じ列における隣接する翼形部の何れかの後縁との間の円周方向距離として説明することができる。より効果的なクロッキングにするために、２つの列は全体的に同様のピッチ寸法を有することになる点は理解されるであろう。図示の第１の翼形部列１３４及び第３の翼形部列１３８は、実質的に同じピッチを有し、これは、距離１４４として図４の第３の翼形部列１３８で示されている。また、図４から７のクロッキングの実施例は、近接又は隣接する翼形部の列間の種々のクロッキング関係を表す一貫した方法を正確に説明し且つ理解することができるように提供される。一般に、以下でより詳細に説明するように、２つの列間のクロッキング関係は、ピッチ寸法の割合として与えられることになる。すなわちこれは、２つの列上の翼形部がクロック又はオフセットされる距離を示すピッチ寸法の割合である。従って、ピッチ寸法の割合は、例えば、特定の列上の翼形部の前縁と第２の列上の対応する翼形部の前縁が互いからオフセットされた円周方向の距離を表すことができる。 The pitch of an airfoil row is used herein to refer to the dimensions of a repeating pattern around the circumference of a particular row. That is, pitch can be described, for example, as the circumferential distance between the leading edge of an airfoil in a particular row and any leading edge of an adjacent airfoil in the same row. Pitch can also be described, for example, as the circumferential distance between the trailing edge of an airfoil in a particular row and any trailing edge of an adjacent airfoil in the same row. It will be appreciated that the two rows will generally have similar pitch dimensions for more effective clocking. The illustrated first airfoil row 134 and third airfoil row 138 have substantially the same pitch, which is indicated by the third airfoil row 138 in FIG. ing. Also, the clocking embodiments of FIGS. 4-7 are provided so that a consistent method of representing various clocking relationships between adjacent or adjacent airfoil rows can be accurately described and understood. The In general, as will be described in more detail below, the clocking relationship between two columns will be given as a percentage of the pitch dimension. That is, it is a percentage of the pitch dimension that indicates the distance at which the airfoils on the two rows are clocked or offset. Thus, the proportion of pitch dimension represents, for example, the circumferential distance in which the leading edge of the airfoil on a particular row and the leading edge of the corresponding airfoil on the second row are offset from each other. Can do.

図４から７は、２つの列間、すなわち第１の翼形部列１３４と第３の翼形部列１３８との間の様々なクロッキング関係の幾つかの実施例を示す。図４では、理解されるように、第３の翼形部列１３８は、第１の翼形部列１３４に対してほぼ０％のピッチでオフセットされている。すなわち図示のように、第３の翼形部列１３８における翼形部１３０の円周方向の位置は、第１の翼形部列１３４における対応する翼形部１３０よりもピッチ寸法のほぼ０％のオフセット量だけ遅延しており、勿論これは、第３の翼形部列１３８における翼形部１３０が第１の翼形部列１３４における対応する翼形部１３０と実質的に同じ円周方向位置を維持していることを意味する。従って、第１の翼形部列１３４における翼形部１３０の前縁（その１つが、参照符号１４８で識別される）は、第３の翼形部列１３８における対応する翼形部１３０の前縁（参照符号１５０で識別される）よりもピッチ寸法のほぼ０％の円周方向距離だけ先行し、これは、対応する翼形部の前縁が実質的に同じ円周方向位置を占めることを意味する。 FIGS. 4-7 show several examples of various clocking relationships between two rows, ie, between the first airfoil row 134 and the third airfoil row 138. In FIG. 4, the third airfoil row 138 is offset with respect to the first airfoil row 134 at a pitch of approximately 0%, as will be appreciated. That is, as shown, the circumferential position of the airfoil 130 in the third airfoil row 138 is approximately 0% of the pitch dimension than the corresponding airfoil 130 in the first airfoil row 134. Of course, this is because the airfoil 130 in the third airfoil row 138 is substantially the same circumferential direction as the corresponding airfoil 130 in the first airfoil row 134. Means maintaining position. Thus, the leading edge of the airfoil 130 in the first airfoil row 134 (one of which is identified by reference numeral 148) is the front of the corresponding airfoil 130 in the third airfoil row 138. Precedes the edge (identified by reference numeral 150) by a circumferential distance of approximately 0% of the pitch dimension, which means that the leading edge of the corresponding airfoil occupies substantially the same circumferential position Means.

図５では、理解されるように、第３の翼形部列１３８は、第１の翼形部列１３４に対してほぼ２５％のピッチでオフセットされている。すなわち図示のように、第３の翼形部列１３８における翼形部１３０の円周方向の位置は、第１の翼形部列１３４における対応する翼形部１３０よりもピッチ寸法のほぼ２５％のオフセット量だけ遅延している（外側の列の相対運動の方向をもたらす）。従って、第１の翼形部列１３４における翼形部１３０の前縁（その１つが、参照符号１５４で識別される）は、第３の翼形部列１３８における対応する翼形部１３０の前縁（参照符号１５６で識別される）よりもピッチ寸法のほぼ２５％の円周方向距離だけ先行している。 In FIG. 5, as can be seen, the third airfoil row 138 is offset from the first airfoil row 134 by a pitch of approximately 25%. That is, as shown, the circumferential position of the airfoil 130 in the third airfoil row 138 is approximately 25% of the pitch dimension than the corresponding airfoil 130 in the first airfoil row 134. Is delayed by the amount of offset (resulting in the direction of relative motion of the outer row). Thus, the leading edge of the airfoil 130 in the first airfoil row 134 (one of which is identified by reference numeral 154) is the front of the corresponding airfoil 130 in the third airfoil row 138. It precedes the edge (identified by reference numeral 156) by a circumferential distance of approximately 25% of the pitch dimension.

図６では、理解されるように、第３の翼形部列１３８は、第１の翼形部列１３４に対してほぼ５０％のピッチでオフセットされている。すなわち図示のように、第３の翼形部列１３８における翼形部１３０の円周方向の位置は、第１の翼形部列１３４における対応する翼形部１３０よりもピッチ寸法のほぼ５０％のオフセット量だけ遅延している（外側の列の相対運動の方向をもたらす）。従って、第１の翼形部列１３４における翼形部１３０の前縁（その１つが、参照符号１５８で識別される）は、第３の翼形部列１３８における対応する翼形部１３０の前縁（参照符号１６０で識別される）よりもピッチ寸法のほぼ５０％の円周方向距離だけ先行している。 In FIG. 6, as can be appreciated, the third airfoil row 138 is offset with respect to the first airfoil row 134 at a pitch of approximately 50%. That is, as shown, the circumferential position of the airfoil 130 in the third airfoil row 138 is approximately 50% of the pitch dimension than the corresponding airfoil 130 in the first airfoil row 134. Is delayed by the amount of offset (resulting in the direction of relative motion of the outer row). Accordingly, the leading edge of the airfoil 130 in the first airfoil row 134 (one of which is identified by reference numeral 158) is the front of the corresponding airfoil 130 in the third airfoil row 138. It precedes the edge (identified by reference numeral 160) by a circumferential distance of approximately 50% of the pitch dimension.

図７では、理解されるように、第３の翼形部列１３８は、第１の翼形部列１３４に対してほぼ７５％のピッチでオフセットされている。すなわち図示のように、第３の翼形部列１３８における翼形部１３０の円周方向の位置は、第１の翼形部列１３４における対応する翼形部１３０よりもピッチ寸法のほぼ７５％のオフセット量だけ遅延している（外側の列の相対運動の方向をもたらす）。従って、第１の翼形部列１３４における翼形部１３０の前縁（その１つが、参照符号１６２で識別される）は、第３の翼形部列１３８における対応する翼形部１３０の前縁（参照符号１６４で識別される）よりもピッチ寸法のほぼ７５％の円周方向距離だけ先行している。 In FIG. 7, as can be seen, the third airfoil row 138 is offset with a pitch of approximately 75% relative to the first airfoil row 134. That is, as shown, the circumferential position of the airfoil 130 in the third airfoil row 138 is approximately 75% of the pitch dimension than the corresponding airfoil 130 in the first airfoil row 134. Is delayed by the amount of offset (resulting in the direction of relative motion of the outer row). Accordingly, the leading edge of the airfoil 130 in the first airfoil row 134 (one of which is identified by reference numeral 162) is the front of the corresponding airfoil 130 in the third airfoil row 138. It precedes the edge (identified by reference numeral 164) by a circumferential distance of approximately 75% of the pitch dimension.

勿論、翼形部１３０は、上述の関係（すなわち、０％、２５％、５０％、７５％ピッチ）とは異なるようにクロックされてもよい（すなわち、第１及び第３の翼形部列の間で異なるオフセットを維持する）。上述のクロック関係の一部は、本発明の特定の実施形態の範囲内にあるが、これらはまた例証に過ぎず、翼形部の複数の近接又は隣接する列間のクロッキング関係を表す方法を明確にすることを意図している。当業者であれば、他の方法を用いてクロッキング関係を表すことができる点は理解されるであろう。本明細書で使用される例示的な方法は、どのようにも限定を意図するものではない。むしろ、請求項及び以下で正確に説明するような近接する翼形部間の相対的位置決め、すなわちクロッキング関係は重要であるが、クロッキング関係が表現される方法は重要ではない。 Of course, the airfoil 130 may be clocked (ie, the first and third airfoil rows) different from the relationship described above (ie, 0%, 25%, 50%, 75% pitch). Maintain different offsets between). Although some of the clock relationships described above are within the scope of certain embodiments of the present invention, these are also merely illustrative and a method for representing a clocking relationship between multiple adjacent or adjacent rows of airfoils. Is intended to clarify. One skilled in the art will appreciate that other methods can be used to represent the clocking relationship. The exemplary methods used herein are not intended to be limiting in any way. Rather, the relative positioning between adjacent airfoils, as precisely described in the claims and below, that is, the clocking relationship is important, but the way in which the clocking relationship is expressed is not important.

解析的モデリング及び実験データを通じて、特定のクロッキング構成は、圧縮機１１８及びタービン１２４に対して一定の運転上の利点をもたらすことが分かった。より具体的には、翼形部（特にステータブレード）の振動又は揺動を含む場合もある、運転中の翼形部が受ける機械的又は運転応力は、近接又は隣接する列のクロッキング関係によって大きく影響を受ける可能性があることが分かった。あるクロッキング関係は、特定の翼形部列に作用する運転応力を増大させるが、他のクロッキング関係は、列に作用する応力を低減する。更に、図４〜７では３つの翼形部列を含むクロッキング構成のみを示しているが、付加的な列にわたるクロッキング関係を用いて、更なる運転上の利点が得られるようにすることができることが分かった。 Through analytical modeling and experimental data, it has been found that certain clocking configurations provide certain operational advantages for compressor 118 and turbine 124. More specifically, the mechanical or operating stress experienced by an operating airfoil, which may include vibration or swinging of the airfoils (especially the stator blades), depends on the clocking relationship of adjacent or adjacent rows. It turns out that it can be greatly affected. Some clocking relationships increase the operating stress acting on a particular airfoil row, while other clocking relationships reduce the stress acting on the row. In addition, while FIGS. 4-7 only show a clocking configuration that includes three airfoil rows, a clocking relationship across additional rows should be used to provide additional operational benefits. I found out that

図８は、本発明の例示的な実施形態によるクロッキング構成を示している。図８は、並んで示された５つの翼形部列、すなわち第１の翼形部列１７１、第２の翼形部列１７２、第３の翼形部列１７３、第４の翼形部列１７４、及び第５の翼形部列１７５を含む。当業者には理解されるように、第１の翼形部列１７１、第３の翼形部列１７３、及び第５の翼形部列１７５はロータブレードを表すことができ、これらのロータブレードの列の間にある第２の翼形部列１７２及び第４の翼形部列１７４は、ステータブレードの列を表すことができる。或いはまた、第１の翼形部列１７１、第３の翼形部列１７３、及び第５の翼形部列１７５はステータブレードの列を表すことができる。この場合には、ステータブレードの列の間にある第２の翼形部列１７２及び第４の翼形部列１７４は、ロータブレードを表すことができる。更に、当業者には理解されるように、第１の翼形部列１７１、第３の翼形部列１７３、及び第５の翼形部列１７５は、これらが各々ステータブレードであるか又はロータブレードであるかに関係なく、運転中にこれらの間で実質的に相対運動がないことになる（すなわち、全ての列は、ステータブレードである場合は固定を維持し、又は、ロータブレードである場合は同じ速度で回転する）。同様に、第２の翼形部列１７２及び第４の翼形部列１７４は、これらが各々ステータブレードであるか又はロータブレードであるかに関係なく、運転中にこれらの間で実質的に相対運動がないことになる（すなわち、２つの列はいずれも、ステータブレードである場合は固定を維持し、又は、ロータブレードである場合は同じ速度で回転する）。これを前提とすると、勿論、第１の翼形部列１７１、第３の翼形部列１７３、及び第５の翼形部列１７５は、第２の翼形部列１７２及び第４の翼形部列１７４に対して実質的に同じ相対運動を有することになる（すなわち、第２の翼形部列１７２及び第４の翼形部列１７４が固定を維持している間、第１の翼形部列１７１、第３の翼形部列１７３、及び第５の翼形部列１７５はいずれも回転しており、或いは、第２の翼形部列１７２及び第４の翼形部列１７４が回転している間、３つの列は固定を維持している）。当業者には理解されるように、図８の翼形部列は、タービンエンジンの圧縮機１１８又はタービン１２４内に配置することができる。 FIG. 8 illustrates a clocking configuration according to an exemplary embodiment of the present invention. FIG. 8 shows five airfoil rows shown side-by-side: a first airfoil row 171, a second airfoil row 172, a third airfoil row 173, and a fourth airfoil. A row 174 and a fifth airfoil row 175 are included. As will be appreciated by those skilled in the art, the first airfoil row 171, the third airfoil row 173, and the fifth airfoil row 175 can represent rotor blades, and these rotor blades The second airfoil row 172 and the fourth airfoil row 174 between the rows can represent stator blade rows. Alternatively, the first airfoil row 171, the third airfoil row 173, and the fifth airfoil row 175 can represent stator blade rows. In this case, the second airfoil row 172 and the fourth airfoil row 174 between the rows of stator blades may represent rotor blades. Further, as will be appreciated by those skilled in the art, the first airfoil row 171, the third airfoil row 173, and the fifth airfoil row 175 are each a stator blade or Regardless of whether they are rotor blades, there will be virtually no relative motion between them during operation (i.e., all rows remain fixed if they are stator blades or If there is, it rotates at the same speed). Similarly, the second airfoil row 172 and the fourth airfoil row 174 are substantially between them during operation, regardless of whether they are each stator blades or rotor blades. There will be no relative motion (ie, both rows will remain fixed if they are stator blades, or rotate at the same speed if they are rotor blades). Assuming this, of course, the first airfoil row 171, the third airfoil row 173, and the fifth airfoil row 175 are the second airfoil row 172 and the fourth airfoil row. Will have substantially the same relative motion with respect to the profile row 174 (i.e., while the second airfoil sequence 172 and the fourth airfoil sequence 174 remain fixed) The airfoil row 171, the third airfoil row 173, and the fifth airfoil row 175 are all rotating, or the second airfoil row 172 and the fourth airfoil row. While the 174 is rotating, the three rows remain fixed). As will be appreciated by those skilled in the art, the airfoil row of FIG. 8 may be located in the compressor 118 or turbine 124 of the turbine engine.

更に上記で説明したように、一般に、クロッキング構成をより効果的に実施するために、第１の翼形部列１７１、第３の翼形部列１７３、及び第５の翼形部列１７５は実質的に同じに構成することができる。従って、図８の第１の翼形部列１７１、第３の翼形部列１７３、及び第５の翼形部列１７５は一般に、同じ数又は実質的に同じ数の翼形部を有することができる。各列上の翼形部はまた、実質的に同じ大きさであり、各列の円周周りに実質的に同様に間隔を置いて配置することができる。 Further, as explained above, in general, the first airfoil row 171, the third airfoil row 173, and the fifth airfoil row 175 in order to more effectively implement the clocking configuration. Can be configured substantially the same. Accordingly, the first airfoil row 171, the third airfoil row 173, and the fifth airfoil row 175 of FIG. 8 generally have the same or substantially the same number of airfoils. Can do. The airfoils on each row are also substantially the same size and can be spaced substantially similarly around the circumference of each row.

図８において、本出願の例示的な実施形態によれば、第３の翼形部列１７３は、第１の翼形部列１７１に対してほぼ５０％のピッチだけクロックすることができる。すなわち図示のように、第３の翼形部列１７３における翼形部の円周方向の位置は、第１の翼形部列１７１における対応する翼形部よりもピッチ寸法のほぼ５０％のオフセット量だけ遅延している（列の相対運動の方向をもたらす）。従って、第１の翼形部列１７１における翼形部の前縁（その１つが、参照符号１８２で識別される）は、第３の翼形部列１７３における対応する翼形部の前縁（参照符号１８４で識別される）よりもピッチ寸法のほぼ５０％の円周方向距離だけ先行している。 In FIG. 8, according to an exemplary embodiment of the present application, the third airfoil row 173 can be clocked by a pitch of approximately 50% relative to the first airfoil row 171. That is, as shown, the circumferential position of the airfoil portion in the third airfoil row 173 is offset by approximately 50% of the pitch dimension relative to the corresponding airfoil portion in the first airfoil row 171. Delayed by an amount (resulting in the direction of relative movement of the column). Thus, the leading edge of the airfoil in the first airfoil row 171 (one of which is identified by reference numeral 182) is the leading edge of the corresponding airfoil in the third airfoil row 173 ( Is preceded by a circumferential distance of approximately 50% of the pitch dimension (identified by reference numeral 184).

他の利点の中でも特に、解析的モデリング及び実験データでは、第１の翼形部列１７１と第３の翼形部列１７３との間で示された近似値（すなわち、５０％ピッチ）のクロッキング構成が、振動及び揺動といった機械的応力を含む、運転中に第２の翼形部列１７２の翼形部に作用する応力を低減することが確認された。すなわち、特定の列の翼形部に作用する運転応力の有意な低減は、図８に示すのに合致する方法で２つの隣接する翼形部列、すなわち特定の列の両側にある翼形部の列をクロッキングすることによって達成することができること、及び、５０％ピッチ値又はそれに極めて近いクロッキング構成は、一部の実施形態及び応用において応力除去の略最大レベルをもたらすことが見いだされた。また、５０％ピッチ値±１０％の範囲内のクロッキング値は、最大応力低減レベル近くの応力低減をもたらすことが明らかになった（ここで使用される５０％ピッチ±１０％とは、４５％〜５５％ピッチのピッチ範囲である）。当業者には理解されるように、他の利点の中でも特に、運転応力の低減は、翼形部の部品寿命を延ばし、従って、コスト効率をより高めるようにタービンを運転可能にすることができる。 Among other advantages, analytical modeling and experimental data show that the approximate value (ie 50% pitch) shown between the first airfoil row 171 and the third airfoil row 173 is shown in FIG. It has been determined that the locking configuration reduces stresses acting on the airfoils of the second airfoil row 172 during operation, including mechanical stresses such as vibration and rocking. That is, a significant reduction in operating stress acting on a particular row of airfoils is achieved in a manner consistent with that shown in FIG. 8 in two adjacent airfoil rows, ie, airfoils on either side of a particular row. It has been found that a clocking configuration of 50% pitch value or very close to it provides a near maximum level of stress relief in some embodiments and applications. . It has also been found that clocking values within the range of 50% pitch value ± 10% result in stress reduction near the maximum stress reduction level (50% pitch ± 10% used here is 45 % To 55% pitch range). As will be appreciated by those skilled in the art, among other advantages, the reduction of operating stress can increase the airfoil component life and thus make the turbine operable to be more cost effective. .

一部の実施形態では、第１の翼形部列１７１及び第３の翼形部列１７３などの２つの翼形部列がクロックされる場合、第１の翼形部列１７１は、圧縮機ロータブレード１２０の列とすることができ、第２の翼形部列１７２は、圧縮機ステータブレード１２２の列とすることができ、第３の翼形部列１７３は、圧縮機ロータブレード１２０の列とすることができる。より具体的には、本出願の例示的な実施形態において、第１の翼形部列１７１は、圧縮機の第１４の段における圧縮機ロータブレード１２０の列とすることができ、第２の翼形部列１７２は、圧縮機の第１４の段における圧縮機ステータブレード１２２の列とすることができ、第３の翼形部列１７３は、圧縮機の第１５の段における圧縮機ロータブレード１２０の列とすることができる。この例示的な実施形態の一部の場合において、第１４の段及び第１５の段は、ニューヨーク州Ｓｃｈｅｎｅｃｔａｄｙ所在のＧｅｎｅｒａｌＥｌｅｃｔｒｉｃＣｏｍｐａｎｙにより製造された７Ｆ又は９ＦガスタービンのＦクラス圧縮機の第１４の段及び第１５の段とすることができる。加えて、この実施例及び一部の実施形態では、圧縮機は、合計で１７段の翼形部を有し、各段は、ロータブレードの単一の列と、その後のステータブレードの単一の列とを有することができる。第１４の段におけるロータブレードの列は、合計で６４のロータブレードを有することができ、第１５の段におけるロータブレードの列は、合計で６４のロータブレードを有することができる。最後に、一部の実施形態では、第１４の段におけるステータブレードの列は、合計で１３２のステータブレードを有することができ、第１５の段におけるステータブレードの列は、合計で１３０のステータブレードを有することができる。実験データ及び解析的モデリングを通じて、本明細書で説明され且つ特許請求されているようなクロッキング関係は、この段落で上記に記載された圧縮機構成で良好に機能することが分かった。 In some embodiments, if two airfoil rows, such as the first airfoil row 171 and the third airfoil row 173, are clocked, the first airfoil row 171 is a compressor. The second airfoil row 172 can be a row of compressor stator blades 122, and the third airfoil row 173 can be a row of compressor rotor blades 120. Can be a column. More specifically, in the exemplary embodiment of the present application, the first airfoil row 171 may be a row of compressor rotor blades 120 in the 14th stage of the compressor, and the second The airfoil row 172 can be a row of compressor stator blades 122 in the fourteenth stage of the compressor, and the third airfoil row 173 can be a compressor rotor blade in the fifteenth stage of the compressor. There can be 120 columns. In some cases of this exemplary embodiment, the fourteenth stage and the fifteenth stage are the 14th stage of a 7F or 9F gas turbine F class compressor manufactured by General Electric Company, Schenectady, NY. It can be a stage and a fifteenth stage. In addition, in this example and some embodiments, the compressor has a total of 17 airfoils, each stage having a single row of rotor blades followed by a single stator blade. You can have The row of rotor blades in the fourteenth stage can have a total of 64 rotor blades, and the row of rotor blades in the fifteenth stage can have a total of 64 rotor blades. Finally, in some embodiments, a row of stator blades in the fourteenth stage can have a total of 132 stator blades, and a row of stator blades in the fifteenth stage has a total of 130 stator blades. Can have. Through experimental data and analytical modeling, it has been found that the clocking relationship as described and claimed herein works well with the compressor configuration described above in this paragraph.

加えて、代替の実施形態では、第１の翼形部列１７１は、圧縮機の第１５の段における圧縮機ロータブレード１２０の列とすることができ、第２の翼形部列１７２は、圧縮機の第１５の段における圧縮機ステータブレード１２２の列とすることができ、第３の翼形部列１７３は、圧縮機の第１６の段における圧縮機ロータブレード１２０の列とすることができる。この例示的な実施形態の一部の場合において、第１５の段及び第１６の段は、ニューヨーク州Ｓｃｈｅｎｅｃｔａｄｙ所在のＧｅｎｅｒａｌＥｌｅｃｔｒｉｃＣｏｍｐａｎｙにより製造された７Ｆ又は９ＦガスタービンのＦクラス圧縮機の第１５の段及び第１６の段とすることができる。加えて、この実施例及び一部の実施形態では、圧縮機は、合計で１７段の翼形部を有し、各段は、ロータブレードの単一の列と、その後のステータブレードの単一の列とを有することができる。第１５の段におけるロータブレードの列は、合計で６４のロータブレードを有することができ、第１６の段におけるロータブレードの列は、合計で６４のロータブレードを有することができる。最後に、一部の実施形態では、第１５の段におけるステータブレードの列は、合計で１３０のステータブレードを有することができ、第１６の段におけるステータブレードの列は、合計で１３２のステータブレードを有することができる。実験データ及び解析的モデリングを通じて、本明細書で説明され且つ特許請求されているようなクロッキング関係は、この段落で上記に記載された圧縮機構成で良好に機能することが分かった。 In addition, in an alternative embodiment, the first airfoil row 171 may be a row of compressor rotor blades 120 in the fifteenth stage of the compressor, and the second airfoil row 172 may be The compressor stator blades 122 may be in a row in the fifteenth stage of the compressor, and the third airfoil row 173 may be in a row of compressor rotor blades 120 in the sixteenth stage of the compressor. it can. In some cases of this exemplary embodiment, the fifteenth and sixteenth stages are the fifteenth stages of a 7F or 9F gas turbine F-class compressor manufactured by General Electric Company, Schenectady, NY. There may be a stage and a sixteenth stage. In addition, in this example and some embodiments, the compressor has a total of 17 airfoils, each stage having a single row of rotor blades followed by a single stator blade. You can have The row of rotor blades in the fifteenth stage can have a total of 64 rotor blades, and the row of rotor blades in the sixteenth stage can have a total of 64 rotor blades. Finally, in some embodiments, a row of stator blades in the fifteenth stage can have a total of 130 stator blades, and a row of stator blades in the sixteenth stage has a total of 132 stator blades. Can have. Through experimental data and analytical modeling, it has been found that the clocking relationship as described and claimed herein works well with the compressor configuration described above in this paragraph.

解析的モデリング及び実験データではまた、上述されたよりも広い範囲のクロッキング構成にわたって運転上の利点及び応力低減を達成できることが確認されたが、一部の実施形態では、この利点はそれほど大きなものではない場合がある。運転応力は、第１の翼形部列１７１及び第３の翼形部列１７３間のクロッキング構成のほぼ５０％ピッチ±５０％の範囲内で低減することができる（本明細書で使用する場合、５０％ピッチ±５０％は、２５％と７５％ピッチの間のピッチ範囲である）。オフセット範囲が５０％ピッチレベルに近づくにつれて、上述のようにより良好な結果を得ることができる。ほぼ５０％ピッチ±３０％の範囲（すなわち、３５％と６５％ピッチの間のピッチ範囲）内のオフセットは、この狭い範囲外にある値よりも更に大きな運転上の利点及び応力低減をもたらすことができる。 Analytical modeling and experimental data have also confirmed that operational benefits and stress reduction can be achieved over a wider range of clocking configurations than described above, but in some embodiments this benefit is not as great. There may not be. The operating stress can be reduced within approximately 50% pitch ± 50% of the clocking configuration between the first airfoil row 171 and the third airfoil row 173 (as used herein). In this case, 50% pitch ± 50% is a pitch range between 25% and 75% pitch). As the offset range approaches the 50% pitch level, better results can be obtained as described above. Offsets in the range of approximately 50% pitch ± 30% (ie, pitch ranges between 35% and 65% pitch) provide greater operational benefits and stress reduction than values outside this narrow range Can do.

図８はまた、翼形部の２つの追加の列、すなわち第４の翼形部列１７４及び第５の翼形部列１７５を含む。第２の翼形部列１７２について上述したのと同様に、第４の翼形部列１７４の運転応力は、第３の翼形部列１７３に対して第５の翼形部列１７５をクロッキングすることにより低減することができる。一部の実施形態では、２つの翼形部列が中央翼形部列に有利にクロックされる場合、中央翼形部列はステータブレードの列とすることができ、２つのクロックされた翼形部列は、ロータブレードの列とすることができる。他の実施形態では、中央翼形部列はロータブレードの列とすることができ、２つのクロックされた翼形部列は、ステータブレードの列とすることができる。 FIG. 8 also includes two additional rows of airfoils, a fourth airfoil row 174 and a fifth airfoil row 175. Similar to that described above for the second airfoil row 172, the operating stress of the fourth airfoil row 174 causes the fifth airfoil row 175 to be clamped against the third airfoil row 173. It can be reduced by locking. In some embodiments, if two airfoil rows are advantageously clocked to the central airfoil row, the central airfoil row can be a row of stator blades and two clocked airfoils. The part row may be a row of rotor blades. In other embodiments, the central airfoil row can be a row of rotor blades and the two clocked airfoil rows can be a row of stator blades.

加えて、翼形部の特定の列に作用する運転応力は、２つよりも多くの隣接する翼形部列（すなわち各側部のすぐ次の翼形部）をクロッキングすることにより更に低減することができる。第１の翼形部列１７１、第３の翼形部列１７３、及び第５の翼形部列１７５は、第４の翼形部列１７４の相対位置にある列が一部の実施形態では運転応力のより有意な低減を生じることができるように、互いに対してクロックすることができる。この場合、第３の翼形部列１７３は、第１の翼形部列１７１に対してほぼ５０％のピッチでクロックすることができ、第５の翼形部列１７５は、第３の翼形部列１７３に対してほぼ５０％ピッチでクロックすることができる。すなわち、図示のように、第１の翼形部列１７１における翼形部の前縁（参照符号１８２を参照）は、第３の翼形部列１７３における対応する翼形部の前縁（参照符号１８４を参照）よりもピッチ寸法のほぼ５０％の円周方向距離だけ先行しており、第３の翼形部列１７３における翼形部の前縁（参照符号１８４を参照）は、第５の翼形部列１７５における対応する翼形部の前縁よりもピッチ寸法のほぼ５０％の円周方向距離だけ先行している。３つのクロックされた翼形部列を含む実施形態で使用することができるピッチ値の範囲は、２つのクロックされた翼形部列を含む実施形態で使用することができるピッチ値の範囲と同じである。すなわち、第４の翼形部列１７４に配置された翼形部に対する略最大の応力除去は、第３の翼形部列１７３が第１の翼形部列１７１に対してほぼ５０％ピッチでクロックされ且つ第５の翼形部列１７５が第３の翼形部列１７３に対してほぼ５０％ピッチでクロックされたときに達成することができる。 In addition, operating stresses acting on a particular row of airfoils are further reduced by clocking more than two adjacent airfoil rows (ie, the next airfoil immediately on each side). can do. In some embodiments, the first airfoil row 171, the third airfoil row 173, and the fifth airfoil row 175 are in a row relative to the fourth airfoil row 174. They can be clocked relative to each other so that a more significant reduction in operating stress can occur. In this case, the third airfoil row 173 can be clocked at a pitch of approximately 50% relative to the first airfoil row 171 and the fifth airfoil row 175 can be clocked into the third airfoil row 175. The shape row 173 can be clocked at a pitch of approximately 50%. That is, as shown, the leading edge of the airfoil in the first airfoil row 171 (see reference numeral 182) is the leading edge of the corresponding airfoil in the third airfoil row 173 (see The leading edge of the airfoil in the third airfoil row 173 (see reference 184) is the fifth in the third airfoil row 173. Is preceded by a circumferential distance of approximately 50% of the pitch dimension over the leading edge of the corresponding airfoil in the airfoil row 175. The range of pitch values that can be used in embodiments that include three clocked airfoil rows is the same as the range of pitch values that can be used in embodiments that include two clocked airfoil rows. It is. That is, approximately maximum stress relief for the airfoils disposed in the fourth airfoil row 174 is such that the third airfoil row 173 is approximately 50% pitch with respect to the first airfoil row 171. This can be achieved when clocked and the fifth airfoil row 175 is clocked at approximately 50% pitch relative to the third airfoil row 173.

また、第１の翼形部列１７１、第３の翼形部列１７３、及び第５の翼形部列１７５における上述の範囲内にあるクロッキング構成は、第４の翼形部列１７４に対して大きく且つ有意な運転上の利点並びに運転応力の低減を可能にすることが明らかになった。従って、４５％〜５５％ピッチ、３５％〜６５％ピッチ、又は２５％〜７５％ピッチのピッチ範囲は、成果のレベルは様々であるが全て使用することができる。更に、第１の翼形部列１７１と第３の翼形部列１７３との間並びに第３の翼形部列１７３と第５の翼形部列１７５との間のクロッキング関係は、実現される運転上の利点並びに応力低減において同じである必要はない（但し、ほぼ同じであってもよい）。すなわち、３つの列がクロックされる場合には、運転上の利点及び応力低減は、第１の翼形部列１７１と第３の翼形部列１７３との間のクロッキング関係が上記で検討した範囲の１つ内にあり且つ第３の翼形部列１７３と第５の翼形部列１７５との間のクロッキング関係が上記で検討した範囲の１つ内にある（但し、第１の翼形部列１７１と第３の翼形部列１７３との間のクロッキング関係とは異なる）限りは、運転上の利点及び応力低減は実現することができる。要するに、最も広いピッチ範囲内、すなわち２５％〜７５％ピッチ内にある限り、運転上の利点が見いだされることになる。一部の実施形態では、第１の翼形部列１７１と第３の翼形部列１７３及び第３の翼形部列１７３と第５の翼形部列１７５を同じピッチ又はその近傍でクロッキングすると、実現される運転上の利点及び応力低減を向上させることができる。 Also, the clocking configuration within the above-described range for the first airfoil row 171, the third airfoil row 173, and the fifth airfoil row 175 is the fourth airfoil row 174. On the other hand, it has been found that it allows a large and significant operational advantage as well as a reduction in operational stresses. Therefore, a pitch range of 45% -55% pitch, 35% -65% pitch, or 25% -75% pitch can be used with varying levels of performance. Further, the clocking relationship between the first airfoil row 171 and the third airfoil row 173 and between the third airfoil row 173 and the fifth airfoil row 175 is realized. The operational benefits as well as the stress reduction need not be the same (although they may be approximately the same). That is, when three rows are clocked, operational advantages and stress reduction are discussed above with respect to the clocking relationship between the first airfoil row 171 and the third airfoil row 173. And the clocking relationship between the third airfoil row 173 and the fifth airfoil row 175 is within one of the ranges discussed above (provided the first As long as the clocking relationship between the airfoil row 171 and the third airfoil row 173 of the first airfoil row 171 is different). In short, as long as it is within the widest pitch range, i.e. within the 25% -75% pitch, operational advantages will be found. In some embodiments, the first airfoil row 171 and the third airfoil row 173, and the third airfoil row 173 and the fifth airfoil row 175 are clamped at or near the same pitch. Locking can improve the operational benefits and stress reduction achieved.

一部の実施形態では、３つの翼形部列がクロックされる場合、第１の翼形部列１７１、第３の翼形部列１７３、及び第５の翼形部列１７５は、ロータブレードの列とすることができ、第２の翼形部列１７２及び第４の翼形部列１７４はステータブレードの列とすることができる。他の実施形態では、第１の翼形部列１７１、第３の翼形部列１７３、及び第５の翼形部列１７５は、ステータブレードの列とすることができ、第２の翼形部列１７２及び第４の翼形部列１７４は、ロータブレードの列とすることができる。何れの場合においても、翼形部列は、タービンエンジンの圧縮機又はタービン内に配置することができる。更なる利点として、例えば、第１の翼形部列１７１及び第３の翼形部列１７３を含むことができ、或いは第１の翼形部列１７１、第３の翼形部列１７３及び第５の翼形部列１７５を含むことができる、互いに対してクロックされた翼形部列に作用する運転応力もまた低減することができる。 In some embodiments, when three airfoil rows are clocked, the first airfoil row 171, the third airfoil row 173, and the fifth airfoil row 175 are rotor blades. The second airfoil row 172 and the fourth airfoil row 174 may be stator blade rows. In other embodiments, the first airfoil row 171, the third airfoil row 173, and the fifth airfoil row 175 can be stator blade rows, and the second airfoil. The section row 172 and the fourth airfoil section row 174 may be rotor blade rows. In either case, the airfoil row can be located in the compressor or turbine of the turbine engine. Further advantages include, for example, a first airfoil row 171 and a third airfoil row 173, or a first airfoil row 171, a third airfoil row 173 and a second airfoil row 173. Operating stresses acting on clocked airfoil rows that can include five airfoil rows 175 can also be reduced.

加えて、一部の実施形態では、第１の翼形部列１７１、第３の翼形部列１７３、及び第５の翼形部列１７５のような３つの翼形部列がクロックされる場合、第１の翼形部列１７１は圧縮機ロータブレード１２０の列とすることができ、第２の翼形部列１７２は圧縮機ロータブレード１２０の列とすることができ、第３の翼形部列１７３は圧縮機ロータブレード１２０の列とすることができ、第４の翼形部列１７４は圧縮機ステータブレード１２２の列とすることができ、及び第５の翼形部列１７５は圧縮機ロータブレード１２０の列とすることができる。より具体的には、本出願の例示的な実施形態において、第１の翼形部列１７１は、圧縮機の第１４の段における圧縮機ロータブレード１２０の列とすることができ、第２の翼形部列１７２は、圧縮機の第１４の段における圧縮機ステータブレード１２２の列とすることができ、第３の翼形部列１７３は、圧縮機の第１５の段における圧縮機ロータブレード１２０の列とすることができ、第４の翼形部列１７４は、圧縮機の第１５の段における圧縮機ステータブレード１２２の列とすることができ、及び第５の翼形部列１７５は、圧縮機の第１６の段における圧縮機ロータブレード１２０の列とすることができる。この例示的な実施形態の一部の場合において、第１４の段、第１５の段、及び第１６の段は、ニューヨーク州Ｓｃｈｅｎｅｃｔａｄｙ所在のＧｅｎｅｒａｌＥｌｅｃｔｒｉｃＣｏｍｐａｎｙにより製造された７Ｆ又は９ＦガスタービンのＦクラス圧縮機の第１４の段、第１５の段、及び第１６の段とすることができる。加えて、この実施例及び一部の実施形態では、圧縮機は、合計で１７段の翼形部を有し、各段は、ロータブレードの単一の列と、その後のステータブレードの単一の列とを有することができる。第１４の段におけるロータブレードの列は、合計で６４のロータブレードを有することができ、第１５の段におけるロータブレードの列は、合計で６４のロータブレードを有することができ、第１６の段におけるロータブレードの列は、合計で６４のロータブレードを有することができる。最後に、一部の実施形態では、第１４の段におけるステータブレードの列は、合計で１３２のステータブレードを有することができ、第１５の段におけるステータブレードの列は、合計で１３０のステータブレードを有することができ、第１６の段におけるステータブレードの列は、合計で１３２のステータブレードを有することができる。実験データ及び解析的モデリングを通じて、本明細書で説明され且つ特許請求されているようなクロッキング関係は、この段落で上記に記載された圧縮機構成で良好に機能することが分かった。 In addition, in some embodiments, three airfoil rows are clocked, such as first airfoil row 171, third airfoil row 173, and fifth airfoil row 175. The first airfoil row 171 can be a row of compressor rotor blades 120, the second airfoil row 172 can be a row of compressor rotor blades 120, and a third blade Form row 173 can be a row of compressor rotor blades 120, fourth airfoil row 174 can be a row of compressor stator blades 122, and fifth airfoil row 175 can be It can be a row of compressor rotor blades 120. More specifically, in the exemplary embodiment of the present application, the first airfoil row 171 may be a row of compressor rotor blades 120 in the 14th stage of the compressor, and the second The airfoil row 172 can be a row of compressor stator blades 122 in the fourteenth stage of the compressor, and the third airfoil row 173 can be a compressor rotor blade in the fifteenth stage of the compressor. The fourth airfoil row 174 can be a row of compressor stator blades 122 in the 15th stage of the compressor, and the fifth airfoil row 175 can be , The row of compressor rotor blades 120 in the sixteenth stage of the compressor. In some cases of this exemplary embodiment, the fourteenth stage, the fifteenth stage, and the sixteenth stage are the F class of a 7F or 9F gas turbine manufactured by General Electric Company, Schenectady, NY It can be the 14th stage, the 15th stage and the 16th stage of the compressor. In addition, in this example and some embodiments, the compressor has a total of 17 airfoils, each stage having a single row of rotor blades followed by a single stator blade. You can have The row of rotor blades in the fourteenth stage can have a total of 64 rotor blades, and the row of rotor blades in the fifteenth stage can have a total of 64 rotor blades, and the sixteenth stage The row of rotor blades in can have a total of 64 rotor blades. Finally, in some embodiments, a row of stator blades in the fourteenth stage can have a total of 132 stator blades, and a row of stator blades in the fifteenth stage has a total of 130 stator blades. The row of stator blades in the sixteenth stage can have a total of 132 stator blades. Through experimental data and analytical modeling, it has been found that the clocking relationship as described and claimed herein works well with the compressor configuration described above in this paragraph.

本発明の好ましい実施形態の上記説明から、当業者であれば、改善形態、変更形態、及び修正形態が明らかであろう。当該技術分野の範囲内にあるこのような改善形態、変更形態、及び修正形態は、添付の請求項によって保護されるものとする。更に、上記のことは、本出願の好ましい実施形態にのみに関連しているが、添付の請求項及びその均等物によって定められる本発明の精神及び範囲から逸脱することなく、当業者によって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点を理解されたい。 From the above description of preferred embodiments of the invention, those skilled in the art will perceive improvements, changes and modifications. Such improvements, changes and modifications within the skill of the art are intended to be covered by the appended claims. Furthermore, while the above is only relevant to the preferred embodiments of the present application, many have been determined by those skilled in the art without departing from the spirit and scope of the invention as defined by the appended claims and their equivalents. It should be understood that changes and modifications can be made herein.

１００ガスタービンエンジン
１０６圧縮機
１１０タービン
１１２燃焼器
１１８圧縮機
１２０圧縮機ロータブレード
１２２圧縮機ステータブレード
１２４タービン
１２６タービンロータブレード
１２８タービンステータブレード
１３０翼形部
１３４第１の翼形部列
１３６第２の翼形部列
１３８第３の翼形部列
１４０，１４２矢印
１７１第１の翼形部列
１７２第２の翼形部列
１７３第３の翼形部列
１７４第４の翼形部列
１７５第５の翼形部列 100 gas turbine engine 106 compressor 110 turbine 112 combustor 118 compressor 120 compressor rotor blade 122 compressor stator blade 124 turbine 126 turbine rotor blade 128 turbine stator blade 130 airfoil part 134 first airfoil part row 136 second Airfoil part row 138 Third airfoil part row 140, 142 Arrow 171 First airfoil part row 172 Second airfoil part row 173 Third airfoil part row 174 Fourth airfoil part row 175 5th airfoil row

Claims

A method of operating a turbine engine,
The turbine engine includes at least five consecutive axially stacked rows of airfoils (130) in one of the compressor (118) and turbine (124), ie, a first airfoil row (171); A second airfoil row (172), a third airfoil row (173), a fourth airfoil row (174) and a fifth airfoil row (175), The airfoil row (171), the third airfoil row (173), and the fifth airfoil row (175) each have one of a row of rotor blades and a row of stator blades, A second airfoil row (172) and a fourth airfoil row (174) have the other of the row of rotor blades and the row of stator blades;
The method comprises
At least 90% of the airfoils (130) of the first airfoil row (171) and at least 90% of the airfoils (130) of the third airfoil row (173) are from 25% The airfoil (130) of the first airfoil row (171) and the airfoil (130) of the third airfoil row (173) so as to have a clocking relationship between 75% pitch. )
At least 90% of the airfoils (130) of the third airfoil row (173) and at least 90% of the airfoils (130) of the fifth airfoil row (175) are from 25% The airfoil (130) of the third airfoil row (173) and the airfoil (130) of the fifth airfoil row (175) to have a clocking relationship between 75% pitch. )
Including
The clocking relationship between the first airfoil row (171) and the third airfoil row (173) is such that the third airfoil row (173) and the fifth airfoil. Configured to be different from the clocking relationship with the substring (175),
Method.

Substantially all of the airfoils (130) of the first airfoil row (171) and substantially all of the airfoils (130) of the third airfoil row (173) are 25 The airfoil (130) of the first airfoil row (171) and the airfoil of the third airfoil row (173) so as to have a clocking relationship between% and 75% pitch. Configuring (130);
Substantially all of the airfoils (130) of the third airfoil row (173) and substantially all of the airfoils (130) of the fifth airfoil row (175) are 25 The airfoil (130) of the third airfoil row (173) and the airfoil of the fifth airfoil row (175) so as to have a clocking relationship between% and 75% pitch. Configuring (130);
Further including
The method of claim 1.

At least 90% of the airfoils (130) of the first airfoil row (171) and at least 90% of the airfoils (130) of the third airfoil row (173) are from 35% The airfoil (130) of the first airfoil row (171) and the airfoil (130) of the third airfoil row (173) so as to have a clocking relationship between 65% pitch. )
At least 90% of the airfoils (130) of the third airfoil row (173) and at least 90% of the airfoils (130) of the fifth airfoil row (175) are from 35% The airfoil (130) of the third airfoil row (173) and the airfoil (130) of the fifth airfoil row (175) to have a clocking relationship between 65% pitch. )
Further including
The method of claim 1.

At least 90% of the airfoils (130) of the first airfoil row (171) and at least 90% of the airfoils (130) of the third airfoil row (173) are from 45% The airfoil (130) of the first airfoil row (171) and the airfoil (130) of the third airfoil row (173) so as to have a clocking relationship between 55% pitch. )
At least 90% of the airfoils (130) of the third airfoil row (173) and at least 90% of the airfoils (130) of the fifth airfoil row (175) are from 45% The airfoil (130) of the third airfoil row (173) and the airfoil (130) of the fifth airfoil row (175) to have a clocking relationship between 55% pitch. )
Further including
The method of claim 1.