JP2004245221A - 熱ターボ機械用のハイブリッドブレード - Google Patents

Abstract

【課題】所定の密度の金属材料より成る翼２と翼付根３とから成っている形式の熱ターボ機械用のハイブリッドブレード１において、ハイブリッド翼、つまり熱ターボ機械用の、種々異なる材料より成るブレードを改良して、重量が低減されたことに基づいて特にロータ／ブレード固定部の耐用年数が高められるものを提供する。
【解決手段】翼付根３が、翼２とは異なる、低い密度を有する金属材料より成っており、翼２が翼付根３と形状結合的に結合されている。
【選択図】図１

Description

本発明は、発電装置技術の分野に関する。本発明は、熱ターボ機械（サーマルターボ機械）用のハイブリッドブレード（Hybrid blade）であって、所定の密度の金属材料より成る翼（airfoil；エーロフォイル）と翼付根とから成っている形式のものに関する。

熱ターボ機械つまりタービンと圧縮機とは、動翼を備えたロータと、この動翼が取り付けられているステータとから主に成っている。動翼及び静翼は、主に翼と翼付根とから成っている。ブレードをロータ若しくはステータに固定することができるようにするために、ステータに及びロータ軸に溝が形成されている。これらの溝内に、静翼及び動翼の付根が挿入されて、そこで係止されている。

定置の静翼は、圧縮若しくは放圧しようとするガス状の媒体の流れを、最良の効率でエネルギー変換が行われるように、回転する動翼に向けるようにするという課題を有している。

ブレードを、単一の材料から一体的に、例えばガスタービンのためにはニッケルをベースとした超合金より製造し、又は圧縮機のためにはステンレス鋼より製造することは公知である。

またブレードをハイブリッド構造形式で製造することも公知である。ハイブリッド構造形式においては、ブレードの最適なデザインを得るために、種々異なる物理的な特性を有する種々異なる材料が互いに組み合わせられている。例えばドイツ連邦共和国特許第１０１１０１０２号明細書による、駆動装置用のハイブリッドロータブレードが公知である。この公知のハイブリッドブレードにおいては、エアロダイナミック（空気力学的）な機能だけを有する翼の後縁部が軽量構造有利には繊維複合材料例えば炭素繊維複合材料より製造されている。このような（軽量の）後縁部は、有利にはブレードの重量を低減させる。２つの翼部分（重い金属製の前縁部と、繊維複合材料より成る軽い後縁部）の結合は、接着又はリベット固定によって行われる。

同様の解決策は、国際公開第９９／２７２３４号パンフレットに記載されている。このパンフレットには、特に駆動装置用の、ブレードが組み込まれているロータが開示されており、このロータの周囲を巡ってロータブレードが配置されている。これらのロータブレードは振動を減少させるために、金属製の翼付根と、金属製の翼区分（翼前縁部の少なくとも一部と、それに隣接する翼面の領域の一部とを形成する）と、繊維強化プラスチックより成る翼を有している。ここでも、金属製の翼区分に対するプラスチック製の翼の固定は、接着／リベット固定又は緊締によって行われる。

この公知の従来技術は、次のような欠点を有している。一方では、前記のような固定形式は長時間に亘る強い負荷に耐えることができない。また他方では繊維強化されたプラスチックは所定の温度範囲内でしか使用することができないので、この公知の技術的な解決策は、特に駆動装置技術にしか適していない。しかも翼（エーロフォイル）の特性（機械的な特性、耐酸化性、摩擦特性）は、１つの単独の材料より成る翼に対して相対的に変化するので、これは機械の駆動動作に不都合に作用する。

ヨーロッパ特許第０５１３４０７号明細書によれば、ドーピング材料(dopant）を含有するガンマ−チタンアルミニウムをベースとした合金より成るタービンブレードが公知である。このタービンブレードは、翼と翼付根と場合によっては翼シュラウドとから成っている。このブレードを製造する際に、翼が、高い引張強さ及びクリープ強さを生ぜしめる粗粒子構造を有し、かつ、翼付根が、翼に対して高められた延性を生ぜしめる微細粒子構造を有するように、鋳造体が部分的に熱処理及び熱変形されるようになっている。このような形式では、従来のブレードに対する重量の削減は得られない。
ドイツ連邦共和国特許第１０１１０１０２号明細書 国際公開第９９／２７２３４号パンフレット ヨーロッパ特許第０５１３４０７号明細書

本発明の目的は、従来技術による前記のような欠点を取り除くことである。また本発明の課題は、ハイブリッド翼、つまり熱ターボ機械用の、種々異なる材料より成るブレードを改良して、重量が低減されたことに基づいて特にロータ／ブレード固定部の耐用年数が高められるものを提供することである。ブレードは比較的簡単に製造できるものでなくてはならない。さらにまた従来のブレードと比較して翼の特性は維持されなければならない。しかも、種々異なる材料より成る部分の固定は、例えば高い温度及び高い遠心力などの高い負荷条件においても、また長い運転時間においても耐えられるものでなければならない。

この課題は本発明によれば、所定の密度の金属材料より成る翼と翼付根とから成っている、熱ターボ機械用のハイブリッドブレードにおいて、翼付根が、翼とは異なる、低い密度を有する金属材料より成っており、翼が翼付根と形状接続的に結合されていることによって解決された。

本発明の利点は、本発明によるハイブリッドブレードが、翼も翼付根も同じ金属材料より成っている従来のブレードに対して、重量が低減されたという点にある。これによって特にロータ／翼湖底部の耐用年数が高められた。翼の特性は、従来のブレードと比較して維持される。しかも翼と翼付根つまり異なり金属材料より成る部分を形状接続（formschluessig；形状による束縛）的に機械的に結合したことに基づいてブレードは、例えば高い温度及び高い遠心力、長い運転時間等の高い負荷条件にも耐えることができる。従って例えば、組織を弱める原因となる２つの部分間の冶金的な結合部は存在しない。

本発明によるブレードが、圧縮機ブレード特に高圧圧縮機ブレードであって、翼がステンレスのＣｒ−Ｎｉ鋼より成っていて、翼付根が高温チタン合金又は金属間化合物のγ・ＴｉＡｌ化合物又は金属間化合物の斜方晶のＴｉＡｌ化合物より成っていれば、有利である。何故ならば本発明に従って材料を使用すれば、ブレードの重量を著しく削減することができるからである。

高圧圧縮機ブレードは比較的薄い翼と、比較的大きいコンパクトな翼付根とを有している。このような幾何学的な相違の他に、翼材料に対する翼付根材料の固有の密度（約５０〜７０％だけ）を考慮すれば、従来のブレードに対して高い重量の削減が得られた。特に約６００℃までの温度にさらされる、高圧圧縮機の回転する動翼においては、有利にはロータ／ステータ結合部の耐用年数が高められた。

さらにまた、前記ブレードがタービンブレードであって、翼が超合金例えばニッケルをベースとした超合金より成っていて、翼付根が高温チタン合金又は金属間化合物のγ−チタンアルミニウム合金又は金属間化合物の斜方晶チタンアルミニウム合金より成っていれば、有利である。この場合も、単一な材料例えばニッケルをベースとした超合金より成る従来のブレードと比較して、ブレードの重量が削減された。

次に本発明を図面に示した実施例を用いて具体的に説明する。

図１は、本発明によるハイブリッドブレード１の斜視図、図２は図１のII−II線に沿ったハイブリッドブレード１の縦断面図を示している。図示の実施例は、ガスタービンの高圧圧縮機翼の動翼に関するものである。このような形式の動翼は、例えば約３２バール（ｂａｒ）の圧力において数千時間に亘って約６００℃の温度にさらされる。

本発明によるハイブリッドブレード１は、翼（airfoil）２と翼付根３とから成っている。高圧圧縮機の翼２は、従来技術におけるように、比較的薄く構成されていて、ステンレスのＣｒＮｉ鋼より製造されている。本発明によれば、ブレード１の翼２と比較してコンパクトで面が大きく構成された翼付根３は、翼２が製造されている材料の密度よりも小さい密度を有する材料より製造されている。この実施例では翼付根３はＴｉ合金より成っている（ほぼα相）。

詳細において、翼２のステンレス鋼は次の化学組成（質量％）を有している：
０．１２Ｃ，＜０．８Ｓｉ，＜１．０Ｍｎ，１７Ｃｒ，１４．５Ｎｉ，＜０．５Ｍｏ，３．３Ｗ，＜０．０４５Ｐ，＜０．００３Ｓ，残余Ｆｅ
これに対して翼付根３のＴｉ合金は、次の化学組成（質量％）を有している：
０．０６Ｃ，０．４Ｓｉ，５．８Ａｌ，４Ｓｎ，４Ｚｒ，０．５Ｍｏ，＜０．０５Ｆｅ，０．１１Ｏ，＜０．０３Ｎ，＜０．００６Ｈ，残余Ｔｉ
表１には、２つの合金の物理的特性が対比して示されている。

表１：本発明によるハイブリッドブレードの種々異なる材料の物理的性質
翼付根３のための使用されたＴｉ高温合金は、翼２のためのステンレスのＣｒＮｉ鋼の密度の約５８％である密度だけを有している。同様に、翼付根材料の熱膨張率は、翼２のためのステンレス鋼の熱膨張率の約５９％だけである。高圧圧縮機翼における翼２は比較的薄く、翼付根３は、翼２よりも著しく大きい幾何学的寸法を有しているので、ブレード１も翼２もステンレスのＣｒＮｉ合金より製造されている従来の高圧圧縮機のための翼に対して、本発明によるハイブリッドブレード１は重量が著しく節約された。ガスタービン装置の高圧圧縮機の回転する動翼は、約６００℃までの温度で強く負荷されるので、重量を節減することによって有利にはロータ／ステータ結合部の耐用年数を高めることができる。

本発明によれば、翼付根３内に翼２を固定することは、これら２つの部分２，３（翼、翼付根）との間で形状結合（Formschluss:形状による束縛）が実現されることによって、機械的に行われる。このために、図２に示されているように、翼付根３に切欠４が設けられていて、この切欠４内に翼２が形状結合的に嵌め込まれている。このために、翼２はその、翼先端５とは反対側の端部６に突起７を有しており、これらの突起７は、切欠４に合致する対抗部材である。このような形式の、翼２と翼付根３との間の形状結合的な結合によって、高い負荷条件においても２つの部分２と３との持続的な結合が保証される。しかも従来の翼と比較して有利な翼２の特性は維持される。

図３には、負荷温度５５０℃及び６００℃におけるＴｉ合金若しくはステンレス鋼のための、破壊に至るまでの、密度に関する所定時間内のクリープ強さが示されている。翼付根３のために使用されたＴｉ合金は、前記２つの温度（５００℃及び６００℃）において、検査した全時間に亘って、ステンレス鋼よりも良好な値を有している。

図４には、６５０℃の室温範囲の温度におけるＴｉ合金若しくはステンレス鋼のための、温度に対する、密度に関する引張強さが示されている。全温度範囲にわたってＴｉ合金は、ステンレス鋼よりも良好な値を有している。

これは、図５に示した、密度に関する降伏点のためにも当てはまる。ここでもＴｉ合金がステンレス鋼よりも良好な値を有している。

図６には、６５０℃までの室温範囲の温度におけるＴｉ合金若しくはステンレスＣｒＮｉ鋼のための、密度に関する弾性率が示されている。下側の温度範囲ではＴｉ合金が鋼をやや上回っているのに対して、２つの合金（Ｔｉ合金若しくはステンレスＣｒＮｉ鋼）は、約２００℃から、ほぼ同じ、密度に関する弾性率を有している。

勿論、本発明は図示の実施例だけに限定されるものではない。

高圧圧縮機のハイブリッドブレード１の翼付根３は、例えば４．１２ｇ／ｃｍ^３の密度を有する、公知の金属間化合物のγチタンアルミニウム合金より成っていてもよい（例えばＴｉ４７−Ａｌ−２Ｎｂ−２Ｍｎ−０．８％ＴｉＢ_２)。これに対して翼はＣｒＮｉ合金より製造されている。これによって、翼付根３の材料がさらに低い密度を有していることに基づいて、重量がさらに削減されひいては翼の耐用年数が延長されたという利点が得られる。しかもそれによって、翼の特性が同じで７００℃〜７５０℃までの高い運転温度が実現される。

同様に従来技術により公知の、翼付根３のための４．５５ｇ／ｃｍ^３の密度を有する、金属間化合物の斜方晶のチタンアルミニウム合金を使用することができる。斜方晶のチタンアルミニウム合金は、非化学量論的なＴｉ_２ＡｌＮｂをベースとして、次の組成つまり、Ｔｉ−（２２−２７）Ａｌ−（２１−２７）Ｎｂを有している。

さらに、ハイブリッドブレード１を動翼として使用するか、又はタービン翼として使用してもよい。このハイブリッドブレードにおいては、翼２が超合金例えばニッケルをベースとした超合金より成っていて、翼付根３が高温チタン合金又は金属間化合物のγチタンアルミニウム合金又は金属間化合物の斜方晶のチタンアルミニウム合金より成っている。それによってロータ／ステータ結合部の耐用年数が高められ、また重力の削減が得られた。

本発明による高圧圧縮機翼の斜視図である。 図１のII−II線に沿った翼の縦断面図である。 Ｔｉ合金若しくはステンレス鋼のための、破壊に至るまでの、密度に関する所定時間内のクリープ強さを示す表である。 Ｔｉ合金若しくはステンレス鋼のための、温度に対する、密度に関する引張強さを示す表である。 Ｔｉ合金若しくはステンレス鋼のための、温度に対する、密度に関する降伏点を示す表である。 Ｔｉ合金若しくはステンレス鋼のための、温度に対する、密度に関する弾性率を示す表である。

符号の説明

１ ハイブリッドブレード、 ２ 翼、 ３ 翼付根、 ４ 切欠、 ５ 翼先端、 ６ 翼先端とは反対側の翼の端部、 ７ 突起

Claims (4)

1. 熱ターボ機械用のハイブリッドブレード（１）であって、所定の密度の金属材料より成る翼（２）と翼付根（３）とから成っている形式のものにおいて、
   翼付根（３）が、翼（２）とは異なる、低い密度を有する金属材料より成っており、翼（２）が翼付根（３）と形状接続的に結合されていることを特徴とする、ハイブリッドブレード。
2. 前記ブレード（１）が圧縮機ブレード特に高圧圧縮機ブレードであって、翼（２）がステンレスのＣｒ−Ｎｉ鋼より成っていて、翼付根（３）が高温チタン合金又は金属間化合物のγ−チタンアルミニウム合金又は金属間化合物の斜方晶のチタンアルミニウム合金より成っている、請求項１記載のハイブリッドブレード。
3. 前記ブレード（１）がタービンブレードであって、翼（２）が超合金例えばニッケルをベースとした超合金より成っていて、翼付根（３）が高温チタン合金又は金属間化合物のγ−チタンアルミニウム合金又は金属間化合物の斜方晶チタンアルミニウム合金より成っている、請求項１記載のハイブリッドブレード（１）。
4. 前記ブレード（１）が動翼である、請求項１から３までのいずれか１項記載のハイブリッドブレード。