JP2005120861A - 分割構造タービン翼 - Google Patents
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Abstract
【解決手段】 セラミックス系材料からなるタービン翼であって、翼のスパン方向中央部を構成する中央翼部品12と、中央翼部品の先端側に嵌合して翼の先端部を構成する先端翼部品14と、中央翼部品の末端側に嵌合して翼の末端部を構成する末端翼部品16とからなる。中央翼部品12は、熱応力を低減するように薄肉かつ中空に形成されており、先端翼部品14と末端翼部品16は、熱応力を低減するように所定の大きさに形成されている。
【選択図】 図1
Description
翼部の前縁部54a,54b,54cと後縁部55a,55b,55cを該翼部のコード方向に沿って2個以上に分離してあることを特徴とするものである。
前記セラミックス翼部61はその内面と間隔をおいて中に挿設されたインサート62と、翼部後縁に多数設けられた冷却空気孔64と、これら冷却空気孔の翼部内面に配置されたポーラス材65とを備え、
前記インサート62は翼前縁側の高さ方向に複数のインサート孔を有し、前記セラミックス外側及び内側シュラウドの外側に設けられた金属シュラウドを冷却しそして前記インサートの内側へ導入された冷却空気は前記インサート孔を介して前縁側に流出され、さらにセラミックス翼部の内面とインサートとの隙間を通って前記ポーラス材及び前記冷却空気孔へと流されるようにしたものである。
前記セラミック要素72とは別個に設けられた結合手段73によって、前記セラミック要素同士を結合したことを特徴とするものである。
該タービン翼81は、腹側部83および背側部85の温度変化を平均化するため、その腹側部の翼肉厚(T.press)が、背側部の翼肉厚(T.suction)よりも薄く形成されているものである。
タービン翼に高い熱応力が作用すると、その低サイクル疲労寿命(以下「LCF寿命」という)が低下し、極端な場合にはタービン翼に破断などの不具合が発生することも予想されていた。
翼のスパン方向中央部を構成する中央翼部品と、該中央翼部品の先端側に嵌合して翼の先端部を構成する先端翼部品と、中央翼部品の末端側に嵌合して翼の末端部を構成する末端翼部品とからなり、
前記中央翼部品は、熱応力を低減するように薄肉かつ中空に形成されており、
前記先端翼部品と末端翼部品は、熱応力を低減するように所定の大きさに形成されている、ことを特徴とする分割構造タービン翼が提供される。
また、前記先端翼部品と末端翼部品は、中央翼部品に単に嵌合する別部品であるため、自由に熱膨張でき、かつ所定の大きさに形成されているので、内部に発生する温度差を小さくでき、熱応力を低減することができる。
従ってタービン入口の主流ガス温度が均一でない場合や、スパン方向の温度分布が大きい場合でも、十分に熱応力を低減することができ、LCF寿命の低下を抑制し、一発破断などの不適合の発生を防止することができる。
この構成により、中央翼部品と先端翼部品及び末端翼部品は、互いに嵌合する別部品であるため自由に熱膨張でき、発生する熱応力を低減することができる。
0.08≦Hend/Hall≦0.26
の関係が成り立つ、ことが好ましい。
また中央翼部品12は、セラミックス系材料からなる一体部品であり、熱応力を低減するように薄肉かつ中空に形成されている。すなわち、この例では、両端部に設けられた翼形の凹み12aが内部の中空の空洞で連通しており、翼外面と中空空洞との間の厚さ(翼肉厚)が1200〜1400℃の高温に曝されても発生する熱応力を許容範囲に抑えるように、十分薄肉に形成されている。
タービン翼の腹側部の翼肉厚を背側部の翼肉厚と比較して薄く形成することにより、熱伝達率が低い腹側部の熱容量を減少させて、腹側部の温度応答性を向上させることができる。
また、嵌合用凹孔12aと突起部14a,16aとの嵌合は、熱膨張または熱収縮により嵌合部に過大な応力が発生しないように、わずかな隙間をもった嵌合であるのがよい。
さらに、先端翼部品14と末端翼部品16は、セラミックス系材料からなる一体部品であり、発生する熱応力を低減するように所定の大きさに形成されている。この所定の大きさについては後述する。
また、図2に示すように組立てた状態において、使用中に嵌合部に隙間ができないように、先端翼部品14の先端側と末端翼部品16の末端側に図示しないストッパー部材が設けられる。
また、翼のスパン方向中央部を構成する中央翼部品12が、薄肉かつ中空に形成されているので、1200〜1400℃の高温の主流ガスに曝されても、内部に発生する温度差を小さくでき、熱応力を低減することができる。
さらに、先端翼部品14と末端翼部品16は、中央翼部品12に単に嵌合する別部品であるため、自由に熱膨張でき、かつ所定の大きさに形成されているので、内部に発生する温度差を小さくでき、熱応力を低減することができる。
従ってタービン入口の主流ガス温度が均一でない場合や、スパン方向の温度分布が大きい場合でも、十分に熱応力を低減することができ、LCF寿命の低下を抑制し、一発破断などの不適合の発生を防止することができる。
なお、この解析において、タービン翼の大きさは一般的なタービンに用いられるもの(翼弦長45mm、翼高さ35mm程度)を想定している。
逆に中央翼部品12に発生する熱応力は、Hend/Hallが小さいときに低く大きくなるほど高くなり、0.26以下のときに無次元熱応力が1以下となり、発生熱応力が破断強度以下となる。
従って、その中間のHend/Hallが0.08〜0.26において先端翼部品14、末端翼部品16及び中央翼部品12の最大主応力を材料破断強度より小さくできることが明らかとなった。
12 中央翼部品、12a 嵌合用凹孔、
14 先端翼部品、14a 突起部、
16 末端翼部品、16a 突起部
Claims (3)
- セラミックス系材料からなるタービン翼であって、
翼のスパン方向中央部を構成する中央翼部品と、該中央翼部品の先端側に嵌合して翼の先端部を構成する先端翼部品と、中央翼部品の末端側に嵌合して翼の末端部を構成する末端翼部品とからなり、
前記中央翼部品は、熱応力を低減するように薄肉かつ中空に形成されており、
前記先端翼部品と末端翼部品は、熱応力を低減するように所定の大きさに形成されている、ことを特徴とする分割構造タービン翼。 - 前記中央翼部品は、スパン方向両端部に嵌合用の凹孔を有し、前記先端翼部品と末端翼部品は、それぞれ中央翼部品の嵌合用凹孔に嵌合する突起部を有する、ことを特徴とする請求項1に記載の分割構造タービン翼。
- 前記先端翼部品と末端翼部品のスパン方向高さHendと、翼全体のスパン方向高さHallの間に、
0.08≦Hend/Hall≦0.26
の関係が成り立つ、ことを特徴とする請求項1に記載のタービン翼。
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JP2008169843A (ja) * | 2007-01-11 | 2008-07-24 | General Electric Co <Ge> | タービンブレード装置 |
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2003
- 2003-10-15 JP JP2003354719A patent/JP4423660B2/ja not_active Expired - Lifetime
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