JP2000087897A - Compressor blade for gas turbine, and gas turbine - Google Patents
Compressor blade for gas turbine, and gas turbineInfo
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンの圧
縮機翼、および該圧縮機翼を搭載したガスタービンに関
する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a compressor blade of a gas turbine and a gas turbine equipped with the compressor blade.
【０００２】[0002]
【従来の技術】一般にガスタービンには、空気を圧縮し
て燃焼器へ送るための圧縮機が設けられている。圧縮機
の内部には、ガスタービンの中心軸周りに回転する圧縮
機ロータが設けられ、このロータに固定されたコンプレ
ッサディスクに圧縮機翼が埋め込まれている。2. Description of the Related Art Generally, a gas turbine is provided with a compressor for compressing air and sending it to a combustor. Inside the compressor, a compressor rotor that rotates around the central axis of the gas turbine is provided, and compressor blades are embedded in a compressor disk fixed to the rotor.
【０００３】このようなガスタービンの圧縮機翼に関す
る従来の技術としては、例えば、特開平１０−３０４０
４号公報と特開平９−２６４１０２号公報がある。前者
では、エアフォイル本体をチタン合金鍛造材で形成する
とともに、エアフォイル本体の先端部にチタンアルミ合
金層を接合することが提案されている。また後者では、
レーザ衝撃ピーニングによって、ファン羽根の前縁と後
縁に残留圧縮応力部を設けることが提案されている。[0003] As a prior art relating to such a compressor blade of a gas turbine, for example, Japanese Patent Laid-Open No. 10-3040 is disclosed.
No. 4 and JP-A-9-264102. In the former, it has been proposed that the airfoil main body be formed of a titanium alloy forged material and that a titanium aluminum alloy layer be joined to the tip of the airfoil main body. In the latter,
It has been proposed to provide a residual compressive stress portion at the leading edge and trailing edge of the fan blade by laser shock peening.
【０００４】さらに、特開平７−１８０５０２号公報に
は、エアフォイル先端を面取りし、その面取り部を含む
エアフォイル先端にピーニングを行って、疲労寿命の向
上を図ることが提案されている。Further, Japanese Patent Application Laid-Open No. 7-180502 proposes chamfering the tip of an airfoil and peening the tip of the airfoil including the chamfer to improve the fatigue life.
【０００５】[0005]
【発明が解決しようとする課題】ガスタービン運転中に
おいては圧縮機ロータは高い回転速度で回転するため、
この回転速度に応じて圧縮機翼には、遠心力による引張
応力、空気を圧縮するためのガス反力、圧力変動による
振動荷重が加わっている。この中で振動荷重は回転数の
整数倍の周波数成分、圧縮機翼の前後の数段の静翼通過
周波数成分を有し、圧縮機翼が振動荷重と一致もしくは
極めて近い周波数を有する場合、圧縮機翼に高い振動応
力が発生し、翼が疲労破壊する恐れがある。During operation of the gas turbine, the compressor rotor rotates at a high rotational speed.
In accordance with the rotation speed, a tensile stress due to centrifugal force, a gas reaction force for compressing air, and a vibration load due to pressure fluctuation are applied to the compressor blade. Among these, the vibration load has a frequency component that is an integral multiple of the rotation speed, and several stages of stationary blade passing frequency components before and after the compressor blade.If the compressor blade has a frequency that matches or is very close to the vibration load, the compression High vibration stress occurs on the machine wing, which may cause fatigue failure of the wing.
【０００６】圧縮機翼は、アメリカ機械学会論文 ９６
−ＧＴ−１４５のＦｉｇ.６に示されているように高次
の局所的な振動モードを有している。前述の振動荷重の
周波数が高次の局所的振動モード振動数に一致もしくは
近接した場合、圧縮機翼は該振動モードで振動し、図１
２に示すように振動モードの節ａで高い応力が発生する
可能性がある。[0006] Compressor blades are described in American Society of Mechanical Engineers 96
-Higher order local vibration modes as shown in Fig. 6 of GT-145. When the frequency of the above-mentioned vibration load matches or approaches the higher-order local vibration mode frequency, the compressor blade vibrates in the vibration mode, and FIG.
As shown in FIG. 2, a high stress may be generated at the node a in the vibration mode.
【０００７】圧縮効率を高めるために、圧縮機翼のエア
フォイル先端は圧縮機ケーシングと微小な間隙を保ちな
がら回転する。このため、圧縮機入口から吸い込んだ異
物をエアフォイル先端と圧縮機ケーシングとの微小な間
隙に挟み込み易く、万一、異物を挟み込んでしまうと、
エアフォイル先端ｂが損傷することがある。そして、不
幸にしてエアフォイル先端が損傷を受けた状態で、高次
の局所的振動モードによる共振が起こったときは、図１
２に示した局所的振動モードの節ａで高応力が発生し、
特に、エアフォイル先端ｂの異物損傷部から亀裂が発生
し、進展する可能性がある。In order to increase the compression efficiency, the tip of the airfoil of the compressor blade rotates while maintaining a small gap with the compressor casing. For this reason, it is easy for foreign substances sucked in from the compressor inlet to be caught in the minute gap between the tip of the airfoil and the compressor casing, and if foreign substances are caught,
The airfoil tip b may be damaged. Unfortunately, when the tip of the airfoil is damaged and resonance occurs due to higher-order local vibration modes, FIG.
2. High stress is generated at the node a of the local vibration mode shown in FIG.
In particular, a crack may be generated from the damaged foreign matter portion at the airfoil tip b, and may be propagated.
【０００８】言うまでもなく、圧縮機翼の破損は、破損
した破片が後流のロータ、ケーシングを損傷する可能性
があり、圧縮機翼の高次の局所的振動モードによる破損
は絶対に避けねばならない。Needless to say, damage to the compressor blades may cause damage to the rotor and casing downstream of the broken blades, and damage to the compressor blades due to higher-order local vibration modes must be avoided. .
【０００９】一般的には、圧縮機翼の強度を高めるため
には翼の板厚を厚くする解決策が考えられるが、翼板厚
の変更は翼の性能を変えてしまうので、得策ではない。In general, to increase the strength of the compressor blade, a solution for increasing the thickness of the blade is considered. However, changing the blade thickness changes the performance of the blade. .
【００１０】上述した従来の技術のうち特開平１０−３
０４０４号公報や特開平９−２６４１０２号公報では、
局所的振動モードによる破損に対する配慮がなされてお
らず、図１２に示したように、エアフォイル先端ｂが異
物により損傷を受けたとき、その損傷部から亀裂が進展
する可能性が大である。[0010] Of the above-mentioned conventional techniques, Japanese Patent Laid-Open No. 10-3
No. 0404 and JP-A-9-264102,
No consideration is given to damage due to the local vibration mode, and as shown in FIG. 12, when the airfoil tip b is damaged by a foreign matter, there is a high possibility that a crack will propagate from the damaged portion.
【００１１】また、特開平７−１８０５０２号公報では
局所的振動モードに対する配慮はなされているものの、
エアフォイル先端を面取りした翼構造であるために、翼
の加工が複雑となりコストが高くなってしまう。さらに
は、エアフォイル先端が面取りされているので、エアフ
ォイル先端と圧縮機ケーシングとの間の気密性が低下し
て、圧縮効率が悪くなるという問題がある。In Japanese Patent Application Laid-Open No. 7-180502, although consideration is given to a local vibration mode,
Due to the wing structure in which the tip of the airfoil is chamfered, the processing of the wing becomes complicated and the cost increases. Furthermore, since the tip of the airfoil is chamfered, there is a problem that the airtightness between the tip of the airfoil and the compressor casing is reduced, and the compression efficiency is reduced.
【００１２】本発明の目的は、エアフォイル先端に損傷
が発生した場合でも、その損傷を起点として亀裂が進展
するのを防止するとともに、低コストで高い圧縮性能を
実現することが可能なガスタービンの圧縮機翼、および
該圧縮機翼を搭載したガスタービンを提供することであ
る。SUMMARY OF THE INVENTION It is an object of the present invention to provide a gas turbine capable of preventing a crack from starting from the damage even if the tip of the airfoil is damaged, and realizing high compression performance at low cost. And a gas turbine equipped with the compressor blade.
【００１３】[0013]
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明は、エアフォイルの先端が平坦状に形成さ
れ、前記平坦状部分と前記エアフォイルの両側面とが交
わってエアフォイル先端に角部が形成され、かつ前記エ
アフォイルの前後にエアフォイル前縁とエアフォイル後
縁が設けられたガスタービンの圧縮機翼において、前記
平坦状部分に圧縮残留応力部を設けたことを特徴として
いる。In order to achieve the above-mentioned object, the present invention provides an airfoil having a flat front end, wherein the flat portion intersects both sides of the airfoil. In a compressor blade of a gas turbine in which a corner is formed and an airfoil leading edge and an airfoil trailing edge are provided before and after the airfoil, a compression residual stress portion is provided in the flat portion. And
【００１４】また、本発明は、上記と同様な構成のガス
タービンの圧縮機翼において、前記両側面の先端部うち
少なくとも圧力側側面の先端部と、前記平坦状部分とに
圧縮残留応力部を設けたことを特徴としている。Further, according to the present invention, in a compressor blade of a gas turbine having the same configuration as described above, at least the distal end portion on the pressure side among the distal end portions on both side surfaces and the flat portion have a compressive residual stress portion. It is characterized by having been provided.
【００１５】上記の各構成によれば、平坦状部分を含む
エアフォイル先端部に圧縮残留応力部が設けられている
ので、異物を吸い込みエアフォイル先端が損傷したとし
ても、エアフォイル先端からの高次の局所的振動モード
のよる疲労破壊を防止することができる。また、上記構
成の圧縮機翼は、平坦状部分とエアフォイルの両側面と
が交わってエアフォイル先端に角部が形成されており、
エアフォイル先端が面取り構造とはなっていないので、
低コストで高い圧縮性能を実現することができる。According to each of the above constructions, the compressive residual stress portion is provided at the tip of the airfoil including the flat portion, so that even if foreign matter is sucked and the tip of the airfoil is damaged, the height from the tip of the airfoil is high. Fatigue failure due to the next local vibration mode can be prevented. In the compressor blade having the above configuration, a flat portion and both side surfaces of the airfoil intersect to form a corner at the tip of the airfoil,
Since the tip of the airfoil is not chamfered,
High compression performance can be realized at low cost.
【００１６】圧縮残留応力部は平坦状部分を含むエアフ
ォイル先端部だけでなく、エアフォイル前縁およびエア
フォイル後縁にも設けることができる。この場合、エア
フォイル前縁・後縁の全体に設けてもよく、また、エア
フォイル前縁・後縁のエアフォイル先端側に設けてもよ
い。The compressive residual stress portion can be provided not only at the front end of the airfoil including the flat portion but also at the front edge and the rear edge of the airfoil. In this case, it may be provided on the entire front and rear edges of the airfoil, or may be provided on the front side of the airfoil at the front and rear edges of the airfoil.
【００１７】さらに、圧縮残留応力部は、先端部を補修
したエアフォイルである場合、その補修部にも設けるこ
とができる。Further, when the compression residual stress portion is an airfoil having a repaired tip portion, the compression residual stress portion can also be provided in the repaired portion.
【００１８】上述したものは圧縮機翼に関する発明であ
ったが、本発明はタービンにも適用できる。すなわち、
本発明は、圧縮機、燃焼器、およびタービンを有し、前
記圧縮機で圧縮した空気を前記燃焼器に送るとともに、
該燃焼器で燃料を燃焼させ、そのときの燃焼ガスで前記
タービンを回転駆動するガスタービンにおいて、前記圧
縮機の圧縮機翼として、上述した圧縮機翼のいずれかを
搭載したことを特徴としている。Although the above is an invention relating to a compressor blade, the present invention is also applicable to a turbine. That is,
The present invention has a compressor, a combustor, and a turbine, and sends air compressed by the compressor to the combustor,
In a gas turbine in which fuel is burned in the combustor and the turbine is rotationally driven by the combustion gas at that time, any one of the compressor blades described above is mounted as a compressor blade of the compressor. .
【００１９】[0019]
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態を図面
に従って説明する。図１は本発明に係るガスタービンの
圧縮機翼の斜視図である。図１に示すように、本発明に
係るガスタービンの圧縮機翼１は、エアフォイル２と、
エアフォイル２を図示してないコンプレッサディスクに
結合するためのダブティル３とからなっている。エアフ
ォイル２は板状に形成され、図では手前側が圧力側側面
４で、向こう側が吸い込み側側面５である。エアフォイ
ル２の前側（図の左側）にはエアフォイル前縁６が、後
側（図の右側）にはエアフォイル後縁７がそれぞれ形成
されている。また、エアフォイル２の先端は平坦状に形
成され、この平坦状部分８と圧縮側側面４とが交わって
角部９が、平坦状部分８と吸い込み側側面５とが交わっ
て角部１０がそれぞれ形成されている。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings. FIG. 1 is a perspective view of a compressor blade of a gas turbine according to the present invention. As shown in FIG. 1, a compressor blade 1 of a gas turbine according to the present invention includes an airfoil 2,
And a dovetail 3 for connecting the airfoil 2 to a compressor disk (not shown). The airfoil 2 is formed in a plate shape. In the figure, the near side is the pressure side surface 4 and the other side is the suction side surface 5. An airfoil front edge 6 is formed on the front side (left side in the figure) of the airfoil 2 and an airfoil rear edge 7 is formed on the rear side (right side in the figure). Further, the tip of the airfoil 2 is formed in a flat shape, and the flat portion 8 and the compression side surface 4 intersect with each other, and the corner 9 intersects. Each is formed.
【００２０】そして、図１の場合は、エアフォイル２先
端の平坦状部分８にのみ圧縮残留応力部（斜線部分）が
設けられている。圧縮残留応力部の設け方としては、シ
ョットピーニング、ワイヤピーニング、ウォータジェッ
トピーニング、レーザショットピーニング等の加工応力
による残留応力の発生方法、高周波焼き入れ、窒化、浸
炭焼き入れ等による熱処理応力による残留応力の発生方
法などがある。In the case of FIG. 1, a compressive residual stress portion (shaded portion) is provided only in the flat portion 8 at the tip of the airfoil 2. Examples of the method of providing the compressive residual stress portion include a method of generating a residual stress due to processing stress such as shot peening, wire peening, water jet peening, laser shot peening, a residual stress due to a heat treatment stress caused by induction hardening, nitriding, carburizing and quenching. There are methods of occurrence.
【００２１】圧縮残留応力部は、平坦状部分８に限ら
ず、図２〜図５のような箇所にも設けることができる。The compressive residual stress portion can be provided not only in the flat portion 8 but also in a portion as shown in FIGS.
【００２２】図２の場合は、エアフォイル２先端の平坦
状部分８と、圧力側側面４の先端側（角部９の近傍）と
に圧縮残留応力部（斜線部分）が設けられている。In the case of FIG. 2, a compressive residual stress portion (shaded portion) is provided at the flat portion 8 at the tip of the airfoil 2 and at the tip side of the pressure side surface 4 (near the corner 9).
【００２３】図３の場合は、エアフォイル２先端の平坦
状部分８と、吸い込み側側面５の先端側（角部１０の近
傍）とに圧縮残留応力部（斜線部分）が設けられてい
る。図３は、圧縮翼１を図１や図２とは逆の方向から見
た図であり、図では手前側が吸い込み側側面５に、向こ
う側が圧力側側面４となっている。なお、この場合、吸
い込み側側面５の先端側に加えて、圧力側側面４の先端
側にも圧縮残留応力部を設けることもできる。In the case of FIG. 3, a compressive residual stress portion (hatched portion) is provided on the flat portion 8 at the tip of the airfoil 2 and on the tip side (near the corner 10) of the suction side surface 5. FIG. 3 is a view of the compression blade 1 viewed from a direction opposite to that of FIGS. 1 and 2. In FIG. 3, the front side is the suction side surface 5 and the other side is the pressure side surface 4. In this case, a compressive residual stress portion may be provided on the tip side of the pressure side face 4 in addition to the tip side of the suction side face 5.
【００２４】図４の場合は、エアフォイル２先端の平坦
状部分８と、エアフォイル前縁６の全体と、エアフォイ
ル後縁７の全体とに圧縮残留応力部（斜線部分）が設け
られている。In the case of FIG. 4, a flat residual portion 8 at the tip of the airfoil 2, the entire front edge 6 of the airfoil, and the entire rear edge 7 of the airfoil are provided with compressive residual stress portions (hatched portions). I have.
【００２５】図５の場合は、エアフォイル２先端の平坦
状部分８と、エアフォイル前縁６のうちエアフォイル先
端側と、エアフォイル後縁７のうちエアフォイル先端側
とに圧縮残留応力部（斜線部分）が設けられている。こ
こで、エアフォイル前縁６およびエアフォイル後縁７に
おいては、圧縮残留応力部が設けられている範囲は、図
１２で示した局所振動モードの節ａを含む領域までであ
る。In the case of FIG. 5, the flat residual portion 8 at the tip of the airfoil 2, the leading end of the airfoil 6 at the leading end of the airfoil, and the trailing edge 7 at the leading end of the airfoil have a compressive residual stress portion. (Shaded area) is provided. Here, in the airfoil leading edge 6 and the airfoil trailing edge 7, the range in which the compressive residual stress portion is provided extends to the region including the node a of the local vibration mode shown in FIG.
【００２６】なお、図４および図５においては、エアフ
ォイル２の先端部では図１と同じように平坦状部分８に
のみ圧縮残留応力部が設けられていたが、図２や図３の
ように、平坦状部分８と、圧力側側面４や吸い込み側側
面５の先端側とに圧縮残留応力部が設けられたものであ
ってもよい。In FIGS. 4 and 5, the distal end of the airfoil 2 is provided with a compressive residual stress portion only on the flat portion 8 as in FIG. 1, but as shown in FIGS. 2 and 3. Alternatively, a compressive residual stress portion may be provided on the flat portion 8 and the tip side of the pressure side surface 4 or the suction side surface 5.
【００２７】上記のようにエアフォイル先端部やエアフ
ォイル前縁・後縁に圧縮残留応力部を設けると、疲労強
度を高めることができる。このため仮に、エアフォイル
先端と圧縮機ケーシングとの微小な間隙に圧縮機入口か
ら吸い込んだ異物を挟み込み、エアフォイル先端を損傷
して、高次の局所的振動モードで振動したとしても、亀
裂の進展を抑えることができ、圧縮機翼の寿命を延ばす
ことが可能である。As described above, the provision of the compressive residual stress portion at the leading end of the airfoil and the leading and trailing edges of the airfoil can increase the fatigue strength. For this reason, even if foreign matter sucked in from the compressor inlet is pinched in the minute gap between the airfoil tip and the compressor casing, the airfoil tip is damaged, and even if it vibrates in a higher-order local vibration mode, cracks may occur. The progress can be suppressed, and the life of the compressor blade can be extended.
【００２８】以下、亀裂が進展しない理由について説明
する。図６は、高次の局所的振動モードで圧縮機翼が共
振した場合に、最も厳しい応力条件となるエアフォイル
先端の振動モードの腹と節の応力発生の模式図を示して
いる。エアフォイル先端の高次の局所的振動モードの
腹、節位置では振動応力による交播曲げ応力が主として
発生する。図６の上半分は従来技術によるもので、エア
フォイル先端に±１０kgf/mm2 の交播曲げ応力が発生し
ている。Hereinafter, the reason why the crack does not grow will be described. FIG. 6 is a schematic diagram showing the generation of stress at the antinode and node of the vibration mode at the tip of the airfoil under the severest stress condition when the compressor blades resonate in a higher-order local vibration mode. In the antinodes and nodes of the higher-order local vibration mode at the tip of the airfoil, cross-sending bending stress mainly occurs due to vibration stress. The upper half of FIG. 6 is according to the prior art, in which a cross-seeding bending stress of ± 10 kgf / mm 2 is generated at the tip of the airfoil.
【００２９】ここで、本発明を適用して、例えばショッ
トピーニングにてエアフォイル先端に２０kgf/mm2 の圧
縮応力を付与した場合、エアフォイル先端の高次の局所
的振動モードの腹、節位置での振動応力による交播曲げ
応力は、図６の下半分のようになる。図から分かるよう
に、このときの交番曲げ応力は、−３０kgf/mm2 〜−１
０kgf/mm2 となっている。Here, when the present invention is applied and a compressive stress of 20 kgf / mm 2 is applied to the tip of the airfoil by, for example, shot peening, antinodes and nodal positions of higher-order local vibration modes at the tip of the airfoil are obtained. The bending stress caused by the vibration stress in the above is as shown in the lower half of FIG. As can be seen from the figure, the alternating bending stress at this time is −30 kgf / mm 2 to −1
It is 0 kgf / mm 2 .
【００３０】ところで、亀裂の進展特性は一般的に以下
に示す修正 Forman の式にて表される。Incidentally, the crack growth characteristics are generally expressed by the modified Forman's equation shown below.
【００３１】[0031]
【数１】 (Equation 1)
【００３２】ここで、 ｄa/ｄn；亀裂進展速度 Ｒ；応力比 ΔＫ；応力拡大係数範囲 ΔＫth；下限界応力拡大係数範囲 Ｋc；破壊靭性値 Ｃ,m,n,p,q；材料定数 である。Here, da / dn; crack growth rate R; stress ratio ΔK; stress intensity factor range ΔKth; lower limit stress intensity factor range Kc; fracture toughness value C, m, n, p, q; material constant. .
【００３３】本発明を適用せず、エアフォイル先端と圧
縮機ケーシングとの微小な間隙に圧縮機入口から吸い込
んだ異物を挟み込み、エアフォイル先端を損傷し、損傷
がエアフォイル先端の高次の局所的振動モード振動の腹
または節近傍であった場合は、図７に示す亀裂進展特性
に従い亀裂が進展し、圧縮機翼は破損に至る可能性が高
くなる。図７では圧縮機翼に通常使用される鍛鋼の一般
的な材料定数で示している。 一般的に圧縮機翼に使用
する鍛鋼の下限応力拡大係数範囲ΔＫthは１０kgf/mm^3
/2程度であり、亀裂の形状係数を１.１２としたときの
亀裂が進展する最小亀裂寸法と振動応力範囲の関係を図
８に示す。これによると高次の局所的振動モードによる
振動応力範囲が図６に示すよう２０kgf/mm2 である場
合、初期亀裂深さが６０μmあれば、亀裂が進展する可
能性がある。Without applying the present invention, foreign matter sucked from the compressor inlet is pinched in a minute gap between the airfoil tip and the compressor casing, damaging the airfoil tip, and the damage is caused by higher-order localization of the airfoil tip. In the case of near the antinode or node of the typical vibration mode vibration, the crack grows in accordance with the crack growth characteristic shown in FIG. 7, and the possibility that the compressor blade is damaged is increased. FIG. 7 shows a general material constant of a forged steel generally used for a compressor blade. Generally, the lower limit stress intensity factor range ΔKth of forged steel used for compressor blades is 10kgf / mm ^ 3
FIG. 8 shows the relationship between the minimum crack size at which a crack propagates and the range of vibration stress when the shape factor of the crack is 1.12. According to this, when the range of the vibration stress due to the higher-order local vibration mode is 20 kgf / mm 2 as shown in FIG. 6, if the initial crack depth is 60 μm, the crack may grow.
【００３４】そこで、本発明を適用すると圧縮機翼エア
フォイル先端にはショットピーニングにより圧縮の残留
応力が付与されているので、エアフォイル先端の高次の
局所的振動モードの腹または節の応力は圧縮の応力範囲
で交播する。このため、エアフォイル先端の高次の局所
的振動モードの腹または節に亀裂が存在したとしても、
この亀裂の応力拡大係数は負領域を変動し、亀裂が進展
して圧縮機翼が破損することはなく、信頼性の高い圧縮
機翼を提供することができる。Therefore, when the present invention is applied, since the compressive residual stress is applied to the tip of the airfoil of the compressor by shot peening, the stress of the antinode or node of the higher-order local vibration mode at the tip of the airfoil is reduced. Cross seeding within the compressive stress range. Therefore, even if there is a crack in the antinode or node of the higher-order local vibration mode at the tip of the airfoil,
The stress intensity factor of the crack fluctuates in a negative region, and the crack does not develop and the compressor blade is not damaged, so that a highly reliable compressor blade can be provided.
【００３５】ショットピーニングにおける圧縮残留応力
は、表面から１００μmの深さで７０kgf/mm2 程度、３
００μm程度の深さ位置においても２０kgf/mm2 程度あ
り、亀裂の進展を防止するに十分である。The compressive residual stress in shot peening is about 70 kgf / mm 2 at a depth of 100 μm from the surface.
Even at a depth of about 00 μm, it is about 20 kgf / mm 2, which is sufficient to prevent crack growth.
【００３６】また、残留圧縮応力部は高次の局所的振動
モードによる亀裂進展の起点となるエアフォイル先端に
設ければ十分効果があること、残留応力を設ける工数の
低減、ショットピーニングではエアフォイル表面粗さを
増し、圧縮機効率の低減させる恐れがあることから、翼
先端を含めた最小限の領域に設けることにも留意する必
要がある。Also, the residual compressive stress portion is sufficiently effective if provided at the tip of the airfoil, which is the starting point of the crack propagation by the higher-order local vibration mode, the number of steps for providing the residual stress is reduced, and the airfoil is used in shot peening. It is also necessary to pay attention to the provision in the minimum area including the tip of the blade, because it may increase the surface roughness and reduce the compressor efficiency.
【００３７】次に、図９はエアフォイル先端の一部が破
損し、その破損部に補修を加えたガスタービンの圧縮機
翼の斜視図である。ここに示した圧縮機翼１はエアフォ
イル２先端の一部に破損箇所１１があり、この破損箇所
１１に圧縮残留応力部（斜線部分）が設けられている。
圧縮残留応力部の設け方としては、上述したのと同様
に、ショットピーニング、ワイヤピーニング、ウォータ
ジェットピーニング、レーザショットピーニング等の加
工応力による残留応力の発生方法、高周波焼き入れ、窒
化、浸炭焼き入れ等による熱処理応力による残留応力の
発生方法などがある。Next, FIG. 9 is a perspective view of a compressor blade of a gas turbine in which a part of the tip of an airfoil has been damaged and the damaged portion has been repaired. The compressor blade 1 shown here has a damaged portion 11 at a part of the tip of the airfoil 2, and the damaged portion 11 is provided with a compressive residual stress portion (hatched portion).
As for the method of providing the compressive residual stress portion, in the same manner as described above, a method of generating residual stress by processing stress such as shot peening, wire peening, water jet peening, laser shot peening, induction hardening, nitriding, carburizing and quenching For example, there is a method of generating a residual stress due to a heat treatment stress caused by heat treatment.
【００３８】このように、破損箇所１１に圧縮残留応力
部を設けることにより、破損箇所１１が更に破損してし
まうことが阻止され、圧縮機翼を長寿命化することが可
能となる。As described above, by providing the compressive residual stress portion at the damaged portion 11, the damaged portion 11 is prevented from being further damaged, and the life of the compressor blade can be extended.
【００３９】図９では、エアフォイル２先端の平坦状部
分８にのみ圧縮残留応力部が設けられた圧縮機翼１であ
ったので、それに合わせて、破損箇所１１もその破断面
にのみ圧縮残留応力部が設けられている。平坦状部分８
以外に圧縮残留応力部が設けられている場合は、その圧
縮残留応力部に合わせて破損箇所１１にも圧縮残留応力
部を設けることができる。例えば、図１０のように、エ
アフォイル２先端の平坦状部分８と、圧力側側面４の先
端側とに圧縮残留応力部が設けられている場合は、それ
に合わせて、破損箇所１１においても圧力側側面４に圧
縮残留応力部（斜線部分）を設ける。また、平坦状部分
８と、吸い込み側側面５の先端側とに圧縮残留応力部が
設けられている場合は、それに合わせて、破損箇所１１
においても吸い込み側面５に圧縮残留応力部を設ける。
さらに、平坦状部分８と、圧力側側面４と吸い込み側側
面５の両側面の先端側とに圧縮残留応力部が設けられて
いる場合は、それに合わせて、破損箇所１１においても
両側面４，５に圧縮残留応力部を設けるようにする。In FIG. 9, the compressor blade 1 is provided with a compressive residual stress portion only at the flat portion 8 at the tip of the airfoil 2, and accordingly, the damaged portion 11 is also compressed only at the fracture surface thereof. A stress portion is provided. Flat part 8
In the case where a compressive residual stress portion is provided in addition to the above, a compressive residual stress portion can also be provided in the damaged portion 11 in accordance with the compressive residual stress portion. For example, as shown in FIG. 10, when a compressive residual stress portion is provided at the flat portion 8 at the tip of the airfoil 2 and at the tip side of the pressure side surface 4, the pressure is also adjusted at the damaged portion 11. A compressive residual stress portion (shaded portion) is provided on the side surface 4. If a compressive residual stress portion is provided on the flat portion 8 and on the tip side of the suction side surface 5, the damaged portion 11 is adjusted accordingly.
Also, a compression residual stress portion is provided on the suction side surface 5.
Further, when a compressive residual stress portion is provided on the flat portion 8 and on the distal end side of both side surfaces of the pressure side surface 4 and the suction side surface 5, the both side surfaces 4 are also provided at the damaged portion 11. 5 is provided with a compressive residual stress portion.
【００４０】次に、本発明の圧縮機翼をガスタービンに
適用した一例について説明する。図１１はガスタービン
の回転部の断面図である。ガスタービン２０は、圧縮機
２１、燃焼器２２、タービン２３を備えている。圧縮機
２１は内部に圧縮機ロータを有し、この圧縮機ロータ
は、コンプレッサスタッブシャフト２４、コンプレッサ
ディスク２５がコンプレッサスタッキングボルト２６に
より連結されて形成されている。コンプレッサディスク
２５にはダブティル３（図１等参照）が埋め込めれ、こ
れにより、圧縮機翼１がコンプレッサディスク２５に結
合されている。ここで示した圧縮機翼１としては、図１
〜図５のいずれかの圧縮機翼が搭載されている。また、
圧縮機翼１のエアフォイル先端が破損した場合には、そ
の破損箇所には図９または図１０に示したような圧縮残
留応力部が設けられる。Next, an example in which the compressor blade of the present invention is applied to a gas turbine will be described. FIG. 11 is a sectional view of a rotating part of the gas turbine. The gas turbine 20 includes a compressor 21, a combustor 22, and a turbine 23. The compressor 21 has a compressor rotor inside, and this compressor rotor is formed by connecting a compressor stub shaft 24 and a compressor disk 25 by a compressor stacking bolt 26. The dovetail 3 (see FIG. 1 and the like) is embedded in the compressor disk 25, whereby the compressor blade 1 is connected to the compressor disk 25. As the compressor blade 1 shown here, FIG.
To 5 are mounted. Also,
When the tip of the airfoil of the compressor blade 1 is damaged, a compressive residual stress portion as shown in FIG. 9 or 10 is provided at the damaged portion.
【００４１】タービン２３は内部にタービンロータを有
し、このタービンロータは、タービンスタッブシャフト
２７、タービンディスク２８、ディスタンスピース２９
がタービンスタッキングボルト３０により連結されてい
る。タービンロータにはタービンブレード３１が埋め込
まれている。The turbine 23 has a turbine rotor inside. The turbine rotor includes a turbine stub shaft 27, a turbine disk 28, and a distance piece 29.
Are connected by a turbine stacking bolt 30. A turbine blade 31 is embedded in the turbine rotor.
【００４２】そしてガスタービン運転時には、ロータ回
転子が回転し、空気が矢印Ａより吸い込まれ、圧縮機２
１で圧縮されて燃焼器２２に送り込まれる。燃焼器２２
では燃料が燃焼され、生成された燃焼ガスはタービンノ
ズル３２で整流された後、タービン２３に供給されてタ
ービンロータを回転させる。During operation of the gas turbine, the rotor rotates, and air is sucked in from the arrow A, and the compressor 2
It is compressed at 1 and sent to the combustor 22. Combustor 22
Then, the fuel is burned, and the generated combustion gas is rectified by the turbine nozzle 32 and then supplied to the turbine 23 to rotate the turbine rotor.
【００４３】[0043]
【発明の効果】以上説明したように、本発明によれば、
エアフォイルの先端部に圧縮残留応力部が設けられてい
るので、エアフォイル先端に損傷が発生した場合でも、
エアフォイル先端からの高次の局所的振動モードのよる
疲労破壊を防止することができる。その結果、信頼性の
高い圧縮機やガスタービンを得ることができる。As described above, according to the present invention,
Since the compressive residual stress section is provided at the tip of the airfoil, even if the tip of the airfoil is damaged,
Fatigue failure due to higher-order local vibration modes from the airfoil tip can be prevented. As a result, a highly reliable compressor and gas turbine can be obtained.
【００４４】また、エアフォイル先端には角部が形成さ
れて、エアフォイル先端が面取り構造ではないので、圧
縮性能に優れた圧縮機を低コストで実現することができ
る。Further, since a corner is formed at the tip of the airfoil and the tip of the airfoil does not have a chamfered structure, a compressor having excellent compression performance can be realized at low cost.
【図１】エアフォイル先端の平坦状部分のみに圧縮残留
応力部を設けた圧縮機翼の斜視図である。FIG. 1 is a perspective view of a compressor blade provided with a compressive residual stress portion only on a flat portion at the tip of an airfoil.
【図２】エアフォイル先端の平坦状部分と、圧力側側面
の先端側とに圧縮残留応力部を設けた圧縮機翼の斜視図
である。FIG. 2 is a perspective view of a compressor blade provided with a compressive residual stress portion on a flat portion at the tip of an airfoil and a tip on a pressure side surface.
【図３】エアフォイル先端の平坦状部分と、吸い込み側
側面の先端側とに圧縮残留応力部を設けた圧縮機翼の斜
視図である。FIG. 3 is a perspective view of a compressor blade provided with a compressive residual stress portion on a flat portion at a tip of an airfoil and a tip on a suction side surface.
【図４】エアフォイル先端の平坦状部分と、エアフォイ
ル前縁・後縁の全体とに圧縮残留応力部を設けた圧縮機
翼の斜視図である。FIG. 4 is a perspective view of a compressor blade provided with a compressive residual stress portion on a flat portion at the tip of an airfoil and the entire leading and trailing edges of the airfoil.
【図５】エアフォイル先端の平坦状部分と、エアフォイ
ル前縁・後縁のそれぞれエアフォイル先端側とに圧縮残
留応力部を設けた圧縮機翼の斜視図である。FIG. 5 is a perspective view of a compressor blade provided with a compressive residual stress portion at a flat portion at the tip of the airfoil and at the leading end side of the airfoil at the leading and trailing edges of the airfoil.
【図６】圧縮機翼の高次の局所的振動振動による応力履
歴を示した図である。FIG. 6 is a diagram showing a stress history due to high-order local vibration and vibration of a compressor blade.
【図７】亀裂進展速度と応力拡大係数との関係を示した
図である。FIG. 7 is a diagram showing a relationship between a crack growth rate and a stress intensity factor.
【図８】振動応力範囲と亀裂の進展する最小亀裂寸法と
の関係を示した図である。FIG. 8 is a diagram showing a relationship between a vibration stress range and a minimum crack size in which a crack propagates.
【図９】エアフォイル先端の破損箇所に圧縮残留応力部
を設けた場合の一例を示した図である。FIG. 9 is a diagram showing an example of a case where a compressive residual stress portion is provided at a broken portion at the tip of an airfoil.
【図１０】エアフォイル先端の破損箇所に圧縮残留応力
部を設けた場合の他の例を示した図である。FIG. 10 is a view showing another example in the case where a compressive residual stress portion is provided at a broken portion at the tip of the airfoil.
【図１１】ガスタービンの断面図である。FIG. 11 is a sectional view of a gas turbine.
【図１２】高次の局所的振動振動による圧縮機翼の振動
モードを示した図である。FIG. 12 is a diagram illustrating a vibration mode of a compressor blade due to high-order local vibration vibration.
１ 圧縮機翼 ２ エアフォイル ３ ダブテイル ４ 圧力側側面 ５ 吸い込み側側面 ６ エアフォイル前縁 ７ エアフォイル後縁 ８ 平坦状部分 ９，１０ 角部 １１ 破損箇所 ２０ ガスタービン ２１ 圧縮機 ２２ 燃焼器 ２３ タービン REFERENCE SIGNS LIST 1 compressor blade 2 airfoil 3 dovetail 4 pressure side surface 5 suction side surface 6 airfoil leading edge 7 airfoil trailing edge 8 flat portion 9,10 corner portion 11 damaged portion 20 gas turbine 21 compressor 22 combustor 23 turbine
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 桜井 茂雄 茨城県土浦市神立町502番地 株式会社日 立製作所機械研究所内 (72)発明者 磯部 展宏 茨城県土浦市神立町502番地 株式会社日 立製作所機械研究所内 Ｆターム(参考） 3G002 BA02 BB02 BB03 EA04 EA06 3H033 AA02 BB03 BB08 CC01 DD06 EE06 EE11 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continuing on the front page (72) Inventor Shigeo Sakurai 502 Kandate-cho, Tsuchiura-shi, Ibaraki Pref. Machinery Research Laboratories, Hitachi, Ltd. 3G002 BA02 BB02 BB03 EA04 EA06 3H033 AA02 BB03 BB08 CC01 DD06 EE06 EE11
Claims (6)
れ、前記平坦状部分と前記エアフォイルの両側面とが交
わってエアフォイル先端に角部が形成され、かつ前記エ
アフォイルの前後にエアフォイル前縁とエアフォイル後
縁が設けられたガスタービンの圧縮機翼において、 前記平坦状部分に圧縮残留応力部を設けたことを特徴と
するガスタービンの圧縮機翼。1. An airfoil is formed so that a tip of the airfoil is flat, a corner portion is formed at a tip of the airfoil by intersecting the flat portion and both side surfaces of the airfoil, and an airfoil is formed before and after the airfoil. A compressor blade for a gas turbine having a leading edge and a trailing edge of an airfoil, wherein a compression residual stress portion is provided on the flat portion.
れ、前記平坦状部分と前記エアフォイルの両側面とが交
わってエアフォイル先端に角部が形成され、かつ前記エ
アフォイルの前後にエアフォイル前縁とエアフォイル後
縁が設けられたガスタービンの圧縮機翼において、 前記両側面の先端部うち少なくとも圧力側側面の先端部
と、前記平坦状部分とに圧縮残留応力部を設けたことを
特徴とするガスタービンの圧縮機翼。2. A tip of the airfoil is formed in a flat shape, a corner portion is formed at a tip of the airfoil by intersecting the flat portion and both side surfaces of the airfoil, and an airfoil is formed before and after the airfoil. In a compressor blade of a gas turbine provided with a leading edge and an airfoil trailing edge, a compression residual stress portion is provided at least at a tip portion on a pressure side surface of the tip portions on the both side surfaces and the flat portion. Characteristic compressor blades for gas turbines.
圧縮機翼において、 前記エアフォイル前縁・後縁の全体にも圧縮残留応力部
を設けたことを特徴とするガスタービンの圧縮機翼。3. The compressor for a gas turbine according to claim 1, wherein a compression residual stress portion is provided also on the entire front and rear edges of the airfoil. Wings.
圧縮機翼において、 前記エアフォイル前縁・後縁のエアフォイル先端側にも
圧縮残留応力部を設けたことを特徴とするガスタービン
の圧縮機翼。4. The gas turbine compressor blade according to claim 1, wherein a compression residual stress portion is provided also on a front end side of the airfoil at a leading edge and a trailing edge of the airfoil. Compressor wings.
圧縮機翼において、 先端部を補修したエアフォイルである場合、その補修部
にも圧縮残留応力部を設けたことを特徴とするガスター
ビンの圧縮機翼。5. The gas turbine compressor blade according to claim 1, wherein when the airfoil has a repaired tip, a compressed residual stress portion is also provided in the repaired portion. Turbine compressor blades.
し、前記圧縮機で圧縮した空気を前記燃焼器に送るとと
もに、該燃焼器で燃料を燃焼させ、そのときの燃焼ガス
で前記タービンを回転駆動するガスタービンにおいて、 前記圧縮機の圧縮機翼として、請求項１〜５のいずれか
に記載の圧縮機翼を搭載したことを特徴とするガスター
ビン。6. A compressor, a combustor, and a turbine, wherein air compressed by the compressor is sent to the combustor, fuel is burned in the combustor, and the turbine is combusted with combustion gas at that time. A gas turbine driven by rotation, wherein the compressor blade according to any one of claims 1 to 5 is mounted as a compressor blade of the compressor.
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10253615A JP2000087897A (en) | 1998-09-08 | 1998-09-08 | Compressor blade for gas turbine, and gas turbine |
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|---|---|
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1998
- 1998-09-08 JP JP10253615A patent/JP2000087897A/en active Pending
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