JP2009074545A - 複合翼 - Google Patents

Abstract

【課題】 全金属製の翼よりも軽量で、望ましい構造的及び空力特性を有しており、異物の混入に耐え、経済的で、しかもエロージョン及び腐食に耐性をもつガスタービン動翼用の改良タービン翼を提供する。
【解決手段】 タービン部品（２０）は、該タービン部品を取り付けるための装着用構造（２６）と、装着用構造に結合した構造材料からなるコア（２２）と、コアの少なくとも一部を包むプラスチック翼形部（２４）とを含む。
【選択図】 図２

Description

本発明は広義にはターボ機械に関する。具体的には、本発明は、異種材料からなる複数の部品を有するターボ機械翼に関する。

ターボ機械は、数多くの形態をとることができ、様々な用途に使用できる。これらの形態及び用途としては、発電用蒸気タービン、発電用ガスタービン、航空機推進用ガスタービン及び発電用風力タービンが挙げられる。

ガスタービンには、通例、数多くの動翼と静翼が存在する。動翼と静翼は周方向列としてタービンの長手方向に間隔をおいて交互に配置される。各々の動翼及び静翼は装着部に結合した翼形部を有する。

従来のガス又は蒸気タービン動翼又は静翼の設計では、通例、その翼形部はすべてチタン、アルミニウム又はステンレス鋼のような金属合金から造られる。従来のガス又は蒸気タービン圧縮機動翼又は静翼の設計では、すべて繊維強化プラスチックのような複合材料から造られることもある。全金属製の動翼は重量が比較的重く、そのため燃料経済が低下し、頑強な装着部が必要とされることがある。ガスタービン用途では、全複合材料製の軽量動翼は、異物混入による損傷及び摩耗を受け易い。

公知のハイブリッド動翼には、異物混入による摩耗及び衝撃から翼を保護するため金属製前縁を有する複合翼形部を含むものがある。ガスタービンの第１段動翼は、通例最も大きくて重い動翼であり、概して異物の混入を最初に受ける。複合動翼は、通例、重量が大きな問題とされるタービン用途に用いられている。

典型的なガスタービン圧縮機翼では、全体的幾何形状は構造的要件と空力的要件との妥協点である。構造的要件及び異物混入による損傷に耐える能力は、空力性能に関して最適化された翼の幾何形状とは直接対立する。例えば、空力的に望ましい翼は比較的に薄く、比較的鋭い前縁を有する。これに対して、構造的に望ましい翼は比較的厚く、頑強な前縁を有する。最終設計は、通例、相反する構造的要件と空力的要件との妥協点であり、いずれも最適ではない。

全金属製翼の現在の製造法では、所望の幾何形状を達成するために翼のフライス加工と手研磨が必要とされる。研磨作業は、重要な翼寸法と表面仕上げを達成するために労働集約的である。そのため、費用を最小限に抑えるため機械加工及び研磨の容易な材料を使用する必要がある。このため、通例、材料の選択肢が制限され、製造コストが増大する。

発電用ガスタービンの運転中に、塵埃が翼表面に堆積して、設計性能の損失をきたす。このような堆積した塵埃を除去するため水洗が通例用いられる。かかる洗浄は翼の金属材料を侵食・腐食しかねない。圧縮機先端のクリアランスは、通例、ローター動翼先端とケーシングとの擦れ合い又は静翼先端とローターとの擦れ合いの可能性をなくすようには最適化されていない。
米国特許第５２７９８９２号明細書 米国特許第５４９８１３７号明細書 米国特許第５６３４７７１号明細書 米国特許第５６５５８８３号明細書 米国特許第６１３９２７８号明細書 米国特許第６２８７０８０号明細書 米国特許第６６０７３５８号明細書 米国特許第７００８６８９号明細書

そこで、全金属製の翼よりも軽量で、望ましい構造的及び空力特性を有しており、異物の混入に耐え、経済的で、しかもエロージョン及び腐食に耐性をもつガスタービン動翼用の改良タービン翼が必要とされている。

本発明の一実施形態に係るタービン部品は、該タービン部品を取り付けるための装着用構造を有する。装着用構造にはコアが結合している。コアは構造材料からなる。プラスチック翼形部がコアの少なくとも一部を包む。

本発明の別の実施形態は、タービン部品を取り付けるための装着用構造を含むタービン部品である。コアが装着用構造に結合している。コアは構造材料からなり、該コア内に形成された１以上のボイドを有する。翼形部がコアの少なくとも一部を包む。翼形部は、コアのボイド内に少なくとも部分的に延在するプラスチック材料からなる。

本発明の別の実施形態は、複数の圧縮機及びタービン段を有するガスタービン用の部品である。部品は、該部品をガスタービン構造体に取り付けるための装着用構造を有する。コアは装着用構造と単一部品として一体に形成される。コアは、金属及びセラミックからなる群から選択される材料から形成され、コアを貫通する複数のボイドを有する。翼形部がコア全体を包みこむ。翼は、コアのボイド内に少なくとも部分的に延在する射出成形プラスチック材料からなる。

本発明の上記その他の特徴、実施形態及び利点については、添付の図面と併せて以下の詳細な説明を参照することによって、理解を深めることができよう。

図１に、本発明の一実施形態に係る複合翼２０を、発電用途に用いられるガスタービン用動翼１０の一部として示す。なお、自明であろうが、動翼１０の複合翼２０は、本発明の様々な実施形態では、圧縮機動翼、静翼又はタービン動翼の形態であってもよいし、蒸気タービン、ガスタービン又は風力タービン用途に使用できる。一実施形態に係る動翼１０の複合翼２０は、コア２２と、該コアを完全に包み込んで封入するプラスチック翼形部２４とを含む。

複合翼２０は、２種以上の異なる材料から他に類のない形で造られる。本明細書で用いる「複合」という用語は、コア２２を形成する比較的強い構造材料（金属又はセラミックなど）を覆うように、最終翼形部２４を形成するプラスチック材料を配置したものとして定義される。「プラスチック」という用語は、コア２２の材料の融点よりも比較的低い温度で溶融して流動し、所望の最終形状に容易に成形できるものを意味すると定義される。

コア２２に根元部２６が結合していて、運転のためタービン構造体に動翼を装着するのに用いられる。金属又はセラミックのような原料の一体品からの鍛造又は機械加工などによって、コアと根元部を一体部品として一体に形成することによって根元部２６をコアに結合することができる。或いは、コア２２と根元部２６を別々に製造して、コアを締結、溶接その他の方法で根元部に取り付けてもよい。先端４０は、複合翼２０の根元部２６とは軸方向に反対側の端部に位置している。軸Ａは複合翼２０の根元部２６から先端４０までの長さ方向に延びる。本明細書で用いる「軸」Ａとは参照軸をいい、動翼１０又は複合翼２０の物理的な一部ではない。

動翼１０及び複合翼２０は、本発明の一実施形態では、タービン圧縮機の最初の数段が暴露される典型的な温度で作動するように設計される。発電用ガスタービン用途において、「設計作動温度」は、動翼１０及び翼形部２４が正常作動時に圧縮機の最初の数段で経験すると予測される最高温度である。最初の数段における典型的なガスタービン設計作動温度の一例は、特に限定されないが、概して１８℃〜２００℃の範囲である。

図３における媒体方向矢印Ｍは概略流れ方向を示す。媒体Ｍはガスタービン用途では通例空気を含む。ガスタービン発電用途における媒体Ｍは通例制御される。具体的には、媒体Ｍは、異物の大半を除去するため濾過された吸入空気であり、所望の温度域に冷却又は加熱し、湿気及び塩を除去するための構造に送ることができる。

ガスタービンの圧縮機動翼用途における複合翼２０では、根元部２６は通例、ローターディスク（図示せず）に動翼１０を装着するためのダブテール部４２（図１〜図２）を有する。翼形部２４は前縁４４（図３）と後縁４６を有する。媒体Ｍの流れ方向は概して前縁４４から後縁４６に向かう。複合翼２０の翼形部２４は正圧面６２と負圧面６４も有する。

翼形部２４は、軸Ａ方向に離隔した複数の断面における一群の点で規定される非常に複雑な表面である。本発明の一実施形態では、前縁４４と後縁４６は通例比較的に小さい半径で規定される丸い表面である。複雑な表面、前縁４４及び後縁４６は製造が比較的難しい。空力的理由から、前縁４４はできるだけ小さな半径（例えば０．０１０インチ）であるのが一般に望ましいが、かかる小さな半径は従前実用化できなかった。また、翼形部２４が機械加工や研磨やコーティングを必要とせずに極めて平滑で正確な最終形状を有することも望ましいが、従前やはり実用化できなかった。プラスチック翼形部２４を最終又は略最終形状に射出成形することができることで、従来の短所が克服される。

好ましくは、翼形部はコア２２を完全に包み込む。本発明の一実施形態では、複合翼２０は、金属又はセラミックコア２２の少なくとも一部を包み込んだプラスチック翼形部２４である。ただし、自明であろうが、翼形部２４でコア２２を完全に包み込んでもよいし、本発明の別の実施形態ではコアを部分的に被覆するものでもよい。プラスチック翼形部２４はコア２２の少なくとも一部の上に、繊維強化を必要とせずに、成形（好ましくは射出成形）される。射出成形プロセスでは、正圧面６２、負圧面６４、前縁４４及び後縁４６のような翼形部２４の部分を正確かつ精密に成形することができる。

マルチピース設計によって、コア２２の形態の動翼１０の内部形状を、振動数調整及び構造的要件に対して最適化することができる。外面は射出成形プラスチック翼形部２４の形態で空力性能に合わせることができる。

例示的な実施形態では、コア２２は、翼形部２４の正圧面６２と負圧面６４とを貫通する複数の開口８２を有する。開口８２は、コア２２の強度又は機能のための連続中実構造が必要とされない領域に位置する。開口８２によってコア２２が軽量化され回転質量が低くなるが、これは一般に望ましい特徴である。開口８２には、射出成形プロセスの際に翼形部２４のプラスチック材料の一部８４が入り込んで、翼形部をコア２２に対して所定の位置に保持する。開口８２はコア２２を完全に貫通している必要はないが、プラスチック材料の一部８４が入り込むのに充分な深さを有する。プラスチック材料の一部８４は開口８２を完全に充填する必要はないが、翼形部２４をコア２２に対して所定の位置に保持するのに充分な距離で開口内に延在する。

コア２２は先端部１００（図２）を有する。コア２２は前縁１０２（図２及び図３）と後縁１０４を有する。翼形部の先端２８はコア２２の先端部１００を包み込む。翼形部２４は、コア２２の少なくとも前縁１０２、好ましくは後縁１０４を含めたコアの外面全体を包み込む。翼形部２４は、開口８２から離れた位置で厚さｔを有しており（図３）、例えば開口８２から離れた位置で０．０２０〜０．１００インチの範囲の厚さでコア２２を被覆している。厚さは均一である必要はない。厚さｔは前縁及び後縁４４，４６の一方又は両方から動翼１０の中央に向かって徐々に増大していてもよい。開口８２の深さは、好ましくはコア２２を覆う翼形部２４の厚さｔよりも大きい。

翼形部２４をプラスチックで造ることによって、空力性能の点で望ましい最終翼形状を、好ましくは機械加工も研磨も又はコーティングも必要とせずに、組み込むことができる。翼形部２４はコア２２の内部耐荷構造体から分離しているので、混入塵埃による損傷に対する耐性の向上した設計も可能である。このようにコア２２の耐荷構造体を翼形部２４から分離することによって、構造的特徴を最大限にするとともに軽量化するためコアの製造に利用できる材料の選択肢の数も増大する。

動翼１０の設計の構造部品と空力部品とを切り離すことによって、多くの費用削減の機会が生じる。本発明ではコア２２にニッケル又はセラミック材料を使用できるので、内部耐荷構造体にはもはや厳しい製造公差は必要とされない。弾性率の高い材料で、同様の剛性を与えるとともに、軽量化して動翼１０全体の重量を低減することができる。こうして、限られた機械加工でコア２２をインベストメント鋳造、ダイカスト又は鍛造する可能性も開かれる。最終空力形状を与えるプラスチック翼形部２４の射出成形によって、従来の全金属製の動翼の場合の手研磨作業を完全に省くことができる。また、プラスチック翼形部２４の射出成形では、優れた表面仕上げの翼形状が一貫して得られ、研磨後の表面処理は必要なくなる。

射出成形によってプラスチック翼形部２４に平滑表面を形成すると、動翼１０への塵埃の堆積が減る。そのため、さほど頻繁に水洗しなくても済む。プラスチック翼形部２４の材料は本質的に耐食性である。また、ＰＴＦＥ（ポリテトラフルオロエチレン）のような添加剤を翼形部２４に配合すれば、翼形部への塵埃の堆積をさらに抑制することができる。

プラスチック翼形部２４の先端２８の射出成形によって、他のタービン部品とのクリアランスをさらにきつく保つことができる。プラスチックが他のタービン部品と擦れ合ったとしても、害のない事象であり、動翼１０又はタービンの構造部品を損なわない。上記複合翼２０によって、摩耗性表面又は摩擦対応コーティング（rub compliant coating）を導入しなくても、性能向上のため圧縮機クリアランスをさらに狭く保持することができる。

技術的利点は数多い。複合翼２０によって、損傷耐性が向上し最適化された翼形部２４及び構造的に最適化されたコア２２を製造する機会が得られる。さらに、翼形部２４の空力形状を最適化する機会が得られ、ガスタービンの性能が向上する。翼形部２４の圧縮機汚損が低減して、性能低下の度合いが下がる。また、製造コストの削減の機会も数多く存在する。

動翼１０の複合翼２０は、射出成形プラスチック翼形部２４に最適な空力形状を与えるとともに、コア２２に望ましい構造的特性を与える。翼形部２４のプラスチック材料はいかなる好適なプラスチック材料であってもよい。プラスチック材料は、複合翼が配設される所定のタービン段の設計作動温度に耐えることができるように選択される。例えば、ガスタービン圧縮機の第１段は周囲空気温度及び圧縮機の後段に比べて比較的低い圧力で作動する。

動翼１０は、本発明の別の態様に従って製造できる。複合翼２０を有する動翼１０を製造するには、まず最初にダイカスト、インベストメント鋳造又は鍛造によって金属コア２２を形成する。コア２２は、最終形状にキャストしたセラミック材料から製造することもできる。コア２２は、その最終的構成として根元部２６及びダブテール部４２と共に形成される。

次に、射出成形装置（図示せず）内にコア２２を支持する。射出成形装置は、収縮及び反りの余裕をもって金型キャビティ内で成形される翼の所望の形状を有する金型を有する。コア２２を金型キャビティ内の所定の位置に支持する。

次いで、コア２２の少なくとも一部を包みこむように翼形部２４を射出成形する。翼形部２４はプラスチック材料から造られる。プラスチック材料は射出成形装置内で溶融する。溶融プラスチックを金型内に押し込むと、そこで冷却・硬化して、コア２２の周囲に金型キャビティの所望の形状を形成する。

コア２２は、該コア内に形成された複数のボイド又は開口８２を有する。射出成形プロセスの際に、開口８２は翼形部２４の溶融プラスチック材料で充填される。これによって、翼形部２４がコア２２に対して所定の位置に保持される。

本明細書を通して特定の用語を用いてきたが、これらの用語は代表的で説明のためのものにすぎず、限定を目的としたものではない。１以上の実施形態に関して本発明を説明してきたが、本発明は開示された実施形態に限定されない。修正及び他の実施形態も特許請求の範囲に包含される。

本発明の一実施形態に係る複合翼の斜視図（内部の部品は点線で表す。）。 図１に示す複合翼の分解図。 図１の複合翼の矢視３−３断面図。

符号の説明

１０ 動翼
２０ タービン部品（複合翼）
２２ コア
２４ プラスチック翼形部
２６ 装着用構造（根元部）
８２ ボイド
１０２ 前縁

Claims (10)

1. タービン部品（２０）であって、
   当該タービン部品を取り付けるための装着用構造（２６）と、
   装着用構造に結合した構造材料からなるコア（２２）と、
   コアの少なくとも一部を包むプラスチック翼形部（２４）と
   を含んでなるタービン部品。
2. コア（２２）が前縁（１０２）を有しており、翼形部（２４）がコアの少なくとも前縁部分を包む、請求項１記載のタービン部品。
3. 翼形部（２４）がコア（２２）全体を包む、請求項１記載のタービン部品。
4. コア（２２）が１以上のボイド（８２）を有する、請求項１記載のタービン部品。
5. 翼形部（２４）が、コア（２２）のボイド（８２）内に少なくとも部分的に延在する射出成形プラスチック材料からなる、請求項４記載のタービン部品。
6. コア（２２）が、該コアを貫通する複数のボイド（８２）を有する、請求項４記載のタービン部品。
7. 翼形部（２４）が、コア（２２）のボイド（８２）内に少なくとも部分的に延在する射出成形プラスチック材料からなる、請求項６記載のタービン部品。
8. コア（２２）が、金属及びセラミックからなる群から選択される材料からなる、請求項１記載のタービン部品。
9. コア（２２）と装着用構造（２６）が単一部品として一体に形成されている、請求項１記載のタービン部品。
10. コア（２２）が、所望の形状に形成された鍛造、ダイカスト又はインベストメント鋳造した金属材料からなる、請求項１記載のタービン部品。

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