JP2008051104A - 被覆タービン翼 - Google Patents

Abstract

【課題】本発明はガスタービンにおけるタービン翼に関する。
【解決手段】本発明に基づいて、その翼壁（１４、１６）は局所的に適合された材料温度の区域に分けられる。翼壁のより低い材料温度は、支持リブ（２４）が翼壁に移行する箇所に存在する。翼壁のより高い材料温度の部位は、翼壁の内部において空洞（３１）が配置されている位置に存在する。これは、翼壁の異なった材料温度を許す異なった被覆層厚の被覆層（３２）特にセラミックス断熱層によって達成される。特に内部（２２）に一体成形された支持リブと反対の側に位置する翼壁の作動媒体側表面（３０）の部位（Ｂ）が、空洞（３１）を流れる冷却材によって冷却される翼壁の表面（３０）の部位（Ａ）より厚い断熱層を有している。これは、結合部位（２６）において材料温度の均一化を生じさせ、これにより、タービン翼の寿命が長くなる。
【選択図】図２

Description

本発明は特許請求の範囲の請求項１の前文に記載の被覆タービン翼に関する。

かかるタービン翼は一般に知られている。このタービン翼は高温作動媒体で洗流される翼形部（羽根部）を有し、この翼形部は前縁（入口縁）から後縁（出口縁）まで延びている。その翼形部は腹側翼壁と背側翼壁で形成され、その高温作動媒体側の外側表面に被覆層が被着されている。その被覆層は、高温作動媒体から翼形部の材料への熱流入を少なくするために耐熱保護層として用いられ、これにより、翼形部は所定の寿命（耐用期間）にわたり機械的および熱的負荷に耐えることができる。その被覆層が例えばタービン翼材料を保護するセラミックスＡＰＳ（air plasma spraying）断熱層であっても、翼材料に疲労現象として割れ（クラック）が生じることがあり、その割れが部品の寿命を短縮し、対抗処置が施されない場合にはガスタービンの運転を害する。

本発明の課題は、冒頭に述べた形式のタービン翼を、その寿命および疲労挙動が改善されるように形成することにある。

この課題は、請求項１の前文に記載のタービン翼が、請求項１に記載の特徴を備えていることによって解決される。即ち、「背側翼壁（１４）と翼壁（１６）で形成された中空の翼形部（１０）と、内部（２２）に配置され背側翼壁（１４）を腹側翼壁（１６）に結合する少なくとも１個の支持リブ（２４）とを備え、前記翼形部（１０）の翼壁（１４、１６）がその作動媒体側の外側表面（３０）に被覆層（３２）を有し、前記支持リブ（２４）がそれぞれ結合部位（２６）で翼壁（１４、１６）に移行している定置形軸流ガスタービンのタービン翼（１２）において、被覆層（３２）が、少なくとも結合部位（２６）と反対の側に位置する外側表面（３０）の部位において、内部（２２）において空洞（３１）を境界づける翼壁（１４、１６）の外側表面（３０）の部位より大きな被覆層厚を有していること」を特徴とする。

本発明は、内部を冷却材が貫流する冒頭に述べた形式のタービン翼において、翼形部の（前縁から後縁まで考察して）翼壁に沿って高い材料温度が生じ、これに反して、両側翼壁を支持するために用いる翼形部の内部に存在する支持リブが運転中に本質的により低い材料温度となっているという考えを基礎としている。この影響のために、相互に移行する支持リブと翼壁との結合部位において大きな温度差が生じ、この温度差はその箇所で割れを生じさせることがある。この特に大きな温度勾配を防止するために、本発明は、被覆層が、少なくとも結合部位と反対の側に位置する外側表面の部位において、内部において空洞を境界づける翼壁の外側表面の部位よりも大きな被覆層厚を有していることを提案する。より厚い被覆層の箇所ではより僅かな熱流入しか生じない。これは、材料温度を均一化し、結合部位における温度勾配を減少させ、これにより、材料内により小さな熱応力しか生じない。結合部位における割れが滅多に生ぜず、ないし、その成長がゆっくりとしか進行しないので、タービン翼の長い寿命が得られる。

局所的なより厚い被覆層特に厚いセラミックス断熱層に基づいて、本発明に基づいて形成された結合部位における材料温度の均一化が達成され、これは、タービン翼の寿命を長くする。このタービン翼は静翼あるいは動翼として形成することができる。

本発明の他の有利な実施態様は従属請求項に記載されている。

本発明は、翼形部の内部を冷却材が流れるとき特に有効である。この場合さらに、結合部位により大きな温度勾配を生じさせるけれども、支持リブが、場合によっては両側が、効果的に冷却される。それに応じて、材料温度を均一化するためおよび寿命を長くするための本発明に基づく処置は、特にかかるタービン翼に対して有意義である。

厚い被覆層が薄い被覆層から外側に比較的低い突出部の形で突出しているとき、それに沿って流れる高温作動媒体は乱流となる。しかし、この無視し得る程度の乱流は、高温ガス側における伝熱係数のほんの僅かな局所的増大しか生じさせず、これはタービン翼にとって害とならない。通常、被覆層厚の段差状隆起は被覆法のためにもともと生じず、被覆層厚は徐々に増大ないし徐々に減少するだけであるので、これが本発明に不利な影響を与えることはない。

本発明の他の実施態様において、翼形部は被覆層が被着された本体によって形成されている。この例えば鋳物本体は、被覆層がより大きな被覆層厚を有していなければならない部位に、くぼみを有している。その各くぼみは、作動媒体で洗流される特に空力学的で段差のない、即ち平坦な被覆層表面を得るために、厚い被覆層と薄い被覆層との厚さ差にほぼ相当する深さ寸法を有している。被覆層が一般に２００μｍ〜６００μｍの層厚を有し、薄い被覆層と厚い被覆層との比が一般に少なくとも１．１、好ましくは少なくとも１．２であり、前記くぼみは一般に１２０μｍより深くない。

本発明の特に有利な実施態様において、背側翼壁と腹側翼壁が後縁の部位で合体し、その場合、被覆層は少なくとも翼壁のこの合体部位においてその直ぐ上流に位置する部位におけるよりも厚くされている。ここでも、より高温の翼壁部位が内部で冷却される材料部位に隣接しているので、これにより、この箇所においても本発明に基づく材料応力が減少する。

以下図に示した実施例を参照して本発明の特徴および作用を詳細に説明する。

なお各図において同一部分には同一符号が付されている。明白に触れていない限りにおいて、同一特徴は同一作用を生ずる。

図１には、本発明に基づくタービン翼１２の翼形部（羽根部）１０が横断面図で示されている。このタービン翼１２は、好適には、定置形軸流ガスタービンに利用される。しかしこのタービン翼は例えば航空機ガスタービンにも利用できる。翼形部１０は背側翼壁１４と腹側翼壁１６で形成され、その各翼壁１４、１６はそれぞれ前縁（入口縁）１８から後縁（出口縁）２０まで延びている。また翼形部１０は内部２２に配置された複数の支持リブ２４を有し、これらの支持リブ２４は、腹側翼壁１６を背側翼壁１４に結合し、これにより、翼形部１０の剛性が高められている。各支持リブ２４はその結合部位２６において翼壁１４、１６の壁厚Ｄを増大した状態で翼壁１４、１６に移行している。背側翼壁１４と腹側翼壁１６は後縁２０の部位で合体され、これにより、その合体部位において後縁２０の方向に向かって最初に特に大きな合同壁厚Ｄが存在し、この壁厚Ｄは後縁２０までの距離が小さくなるにつれて連続的に小さくなる。

翼壁１４、１６はその作動媒体側の外側表面３０に被覆層３２を有し、この被覆層３２は特にセラミックス断熱層とすることができる。この被覆層は例えばＡＰＳ（air plasma spraying）法で設けられる。あるいはまた、この断熱層は、プラズマ噴射法やこれに匹敵する方法で本体４０に被着することもできる。また被覆層３２は多層被覆層としても形成でき、追加的に防食層を有することもできる。

背側翼壁１４並びに腹側翼壁１６はその広がり方向に沿って前縁１８から後縁２０までほぼ一定した壁厚Ｄを有している。しかしこの壁厚Ｄは結合部位２６において、支持リブ２４へのすみ肉状移行部のために増大し、このために、その部位Ｂは、タービン翼１２の内部２２に存在する空洞３１が配置されている部位Ａよりも大きな壁厚を有している。また、移行部に材料盛り上がり部Ｃが存在している。

より大きな壁厚Ｄを有する部位Ｂにおいて、あるいは結合部位２６の近くにおいて、被覆層３２は、タービン翼１２の翼壁１４、１６が小さな壁厚Ｄを有しているか、翼壁１４、１６が空洞３１を境界づけている部位Ａにおけるよりも、厚く被着されている。そのように形成された局所的被覆盛り上がり部３３は、被覆層の層厚が（横断面に沿って考察して）所望のより厚い寸法Ｅに徐々に増大し、最大値に到達後に通常の寸法Ｆに連続して減少することによって、表面からほんの僅かだけ突出する。これは図１に概略的に示されている。薄い被覆層と厚い被覆層との比は少なくとも１．１あるいは少なくとも１．２の大きさにある。

本体４０により形成された翼形部１０は一般に所望の空力学的形状を有するので、局所的な層厚変化により低い隆起部３３しか生じず、その空力学的影響は無視できる。

これに加えて、図２に横断面図で示されたタービン翼１２が挙げられる。支持リブ２４を翼壁１６、１４に結合する部位２６において、翼形部１０の高さにわたって延びるくぼみ４２が本体４０に設けられ、これによって、本発明の考えの実施のもとで被覆タービン翼１２の平坦な（無突出の）輪郭が得られるので、特に空力学的に有利である。またこれによって、結合部位２６における材料集積部が減少される。

タービン翼１２を冷却するために、タービン翼１２の内部２２ないし空洞３１を冷却材を流すことができる。この冷却材は、対流冷却、衝突冷却および／又は膜冷却のような公知の冷却系を利用して、本体４０が高温作動媒体の高温にもかかわらず特に長い寿命が得られるように、本体４０の材料の温度を調整する。

図２においてくぼみ４２は、非常に薄い被覆層３２のために、誇張して大きく示されている。実際には、このくぼみ４２の深さは１２０μｍ以下である。

上述の手段によって、結合部位２６における熱的勾配が均一化され、これにより、起こり得る有害な材料応力が減少される。また、異なった被覆層厚は、タービン翼の固有振動特性に影響を与えることもできる。

全体として本発明によって、翼壁１４、１６が局所的に適合された材料温度を有する区域に分けられたタービン翼１２が得られる。翼壁１４、１６のより低い材料温度は、支持リブ２４が翼壁１４、１６に移行する箇所に存在する。翼壁１４、１６のより高い材料温度の部位は、翼壁１４、１６の内部において空洞３１が配置されている位置に存在する。これは、本発明に基づいて、翼壁１４、１６の異なった材料温度を許す異なった被覆層厚Ｅ、Ｆを有する被覆層３２特にセラミックス断熱層によって達成される。特に内部２２に一体成形された支持リブ２４と反対の側に位置する翼壁１４、１６の作動媒体側表面３０の部位Ｂが、空洞３１内を流れる冷却材によって冷却される翼壁１４、１６の表面３０の部位より厚い断熱層を有している。これは、結合部位２６においておよび翼壁に沿って前縁１８から後縁２０まで材料温度の均一化を生じさせ、これにより、タービン翼１２の寿命が長くなる。

本発明に基づくタービン翼の第１実施例の横断面図。 本発明に基づくタービン翼の第２実施例の横断面図。

符号の説明

１０ 翼形部（羽根部）
１２ タービン翼
１４ 背側翼壁
１６ 腹側翼壁
２２ 内部
２４ 支持リブ
２６ 結合部位
３０ 表面
３１ 空洞
３２ 被覆層
４０ 本体
４２ くぼみ

Claims (6)

1. 背側翼壁（１４）と翼壁（１６）で形成された中空の翼形部（１０）と、内部（２２）に配置され背側翼壁（１４）を腹側翼壁（１６）に結合する少なくとも１個の支持リブ（２４）とを備え、前記翼形部（１０）の翼壁（１４、１６）がその作動媒体側の外側表面（３０）に被覆層（３２）を有し、前記支持リブ（２４）がそれぞれ結合部位（２６）で翼壁（１４、１６）に移行している定置形軸流ガスタービンのタービン翼（１２）において、
   被覆層（３２）が、少なくとも結合部位（２６）と反対の側に位置する外側表面（３０）の部位において、内部（２２）において空洞（３１）を境界づける翼壁（１４、１６）の外側表面（３０）の部位より大きな被覆層厚を有していることを特徴とするタービン翼（１２）。
2. 内部（２２）を冷却材が流れることを特徴とする請求項１に記載のタービン翼（１２）。
3. 翼形部（１０）が、被覆層（３２）が被着された本体（４０）によって形成され、該本体（４０）において被覆層（３２）がより大きな被覆層厚を有する部位にくぼみ（４２）が設けられていることを特徴とする請求項１又は２に記載のタービン翼（１２）。
4. 作動媒体で洗流される被覆層（３２）の空力学的表面を得るために、前記くぼみ（４２）が、厚い被覆層と薄い被覆層との厚さ差にほぼ相当する深さ寸法を有していることを特徴とする請求項３に記載のタービン翼（１２）。
5. 背側翼壁（１４）と腹側翼壁（１６）が後縁（２０）の部位で合体され、被覆層（３２）が、少なくとも翼壁（１４、１６）のこの合体部位において、その直ぐ上流に位置する部位におけるよりも厚いことを特徴とする請求項１ないし４のいずれか１つに記載のタービン翼（１２）。
6. 断面がより厚い被覆層（３２）が、それより薄い被覆層（３２）よりも、少なくとも１．１の比で厚いことを特徴とする請求項１ないし５のいずれか１つに記載のタービン翼（１２）。

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