JP2011033037A - Thermoplastic final stage blade - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、タービン翼に関する。本発明はまた、タービン特に蒸気タービンに関する。本発明はさらに、タービン翼を製作するための方法に関する。 The present invention relates to a turbine blade. The invention also relates to a turbine, in particular a steam turbine. The invention further relates to a method for fabricating a turbine blade.
今日では、タービン特に蒸気タービンにおいて、もっぱら鋼製のタービン翼が使用されている。特に大きい直径を有する大型の定置の蒸気タービンにおいては、鋼製の動翼のために得られる回転数は、鋼製の動翼自体の重量が大きいことによって制限されている。翼の質量を著しく低減させるために、繊維強化材料より成る動翼を使用することも考えられる。この場合、回転数を高くすることが可能である。 Today, turbine blades made exclusively of steel are used in turbines, especially steam turbines. Particularly in large stationary steam turbines having a large diameter, the number of revolutions obtained for steel blades is limited by the high weight of the steel blades themselves. In order to significantly reduce the mass of the blade, it is also conceivable to use a blade made of fiber-reinforced material. In this case, the rotation speed can be increased.
大きい直径、ひいては大きい翼長さを有する定置の蒸気タービンにおいては、さらに、緩衝する必要のある不都合な振動が発生する。従って今日では、付加的に翼表面に設けられた緩衝ワイヤ(Daempfungsdraehte)又はシュラウド(Deckbaender)を介して振動緩衝が得られるようになっている。翼の幾何学形状に基づいて、このような緩衝ワイヤ又はシュラウドを翼に設ける作業は、しばしば著しく面倒であり、効率の低下を招き、包括的な製作コストが要求される。 In stationary steam turbines with large diameters and thus large blade lengths, further undesirable vibrations need to be buffered. Therefore, today, vibration damping can be obtained via a buffer wire (Daempfungsdraehte) or a shroud (Deckbaender) additionally provided on the blade surface. Based on the geometry of the wing, the task of providing such a buffer wire or shroud on the wing is often very cumbersome, resulting in reduced efficiency and requiring a comprehensive manufacturing cost.
そこで本発明の課題は、緩衝特性を有するタービン翼を提供することである。 Therefore, an object of the present invention is to provide a turbine blade having a shock absorbing characteristic.
この課題は、本発明の独立請求項に記載したタービン翼、タービン特に蒸気タービン、並びにタービン翼を製作するための方法によって解決された。 This object has been solved by the turbine blades, turbines, in particular steam turbines, and methods for making turbine blades as set out in the independent claims of the present invention.
本発明の第1実施態様によれば、タービン翼が提供されており、該タービン翼の部分領域又はすべてのタービン翼が、緩衝層より成る緩衝領域を形成しているか、又はこれを有している。緩衝層は、繊維マトリックスシステムを有している。この繊維マトリックスシステムは、熱可塑性のマトリックスを有しており、このマトリックス内に強化繊維が埋め込まれている。 According to a first embodiment of the invention, a turbine blade is provided, wherein a partial region of the turbine blade or all turbine blades form or have a buffer region comprising a buffer layer. Yes. The buffer layer has a fiber matrix system. The fiber matrix system has a thermoplastic matrix in which reinforcing fibers are embedded.
本発明の別の実施態様によれば、上記タービン翼を有するタービンが提供されている。 According to another embodiment of the present invention, a turbine having the turbine blade is provided.
本発明の別の実施態様によれば、上記タービン翼を製作するための方法が提供されている。この方法によれば、まず、緩衝層の繊維マトリックスシステムを形成するために、強化繊維が熱可塑性のマトリックス内に埋め込まれる。緩衝層によって、タービン翼の緩衝領域が形成される。緩衝領域は、タービン翼の部分領域であるか、又はタービン翼全体である。 According to another embodiment of the present invention, a method for fabricating the turbine blade is provided. According to this method, reinforcing fibers are first embedded in a thermoplastic matrix to form a buffer matrix fiber matrix system. The buffer layer forms a buffer region of the turbine blade. The buffer region is a partial region of the turbine blade or the entire turbine blade.
「"Daempfungsbereich";緩衝領域」とは、タービン翼の緩衝特性が組み込まれている、タービン翼の領域のことである。緩衝領域は、特に、一般的にタービン翼のその他の領域におけるよりも高いせん断負荷又はモーメント負荷が発生する、タービン翼の領域内に設けられるので、このような緩衝領域において緩衝することが要求されている。さらにまた、緩衝領域においては、タービン翼のその他の領域におけるよりも大きい振動を緩衝することができる。緩衝領域は、タービン翼が延在する領域に沿った若しくはタービン翼の全長に沿った所定の部分に設けることができる。また、緩衝領域は、タービン翼の横断面内の所定の領域内に設けることができる。従って例えば、タービン翼の外側の領域が緩衝領域を有していて、これに対してタービン翼の内側の領域が任意の翼領域を形成することができる。緩衝領域は、緩衝を必要とし、かつ緩衝領域において緩衝される、例えば高い遠心力、高い曲げ負荷、高いせん断負荷、高いねじり負荷又は不都合な振動にさらされる。特に熱可塑性最終段翼のタービン翼のために、全タービン翼が緩衝領域を形成する。つまり、全タービン翼が、複数の緩衝層より製作され、ひいては緩衝層自体より成っていてよい。 “Daempfungsbereich” refers to the region of a turbine blade that incorporates the damping characteristics of the turbine blade. The buffer region is provided in particular in the region of the turbine blade where generally higher shear loads or moment loads occur than in the other regions of the turbine blade, so that it is required to buffer in such a buffer region. ing. Furthermore, in the buffer region, greater vibrations can be buffered than in other regions of the turbine blade. The buffer region can be provided in a predetermined portion along the region where the turbine blade extends or along the entire length of the turbine blade. The buffer region can be provided in a predetermined region in the cross section of the turbine blade. Thus, for example, the outer region of the turbine blade has a buffer region, whereas the inner region of the turbine blade can form an arbitrary blade region. The buffer area is subject to buffering and is buffered in the buffer area, for example, high centrifugal force, high bending load, high shear load, high torsional load or adverse vibrations. All turbine blades form a buffer zone, especially for the turbine blades of the thermoplastic last stage blade. That is, all the turbine blades may be made of a plurality of buffer layers, and thus may consist of the buffer layers themselves.
「"Lage";層」、特に緩衝層及び/又は繊維層とは、緩衝層若しくは緩衝材料の層、及び繊維層若しくは強化繊維層のことである。1つの層は、例えば0.1mmから1mmの厚さを有していて、特に0.2mm、0.25mm及び/又は0.3mmの厚さを有している。 "" Lage "; layer", in particular a buffer layer and / or a fiber layer, refers to a buffer layer or layer of buffer material and a fiber layer or reinforcing fiber layer. One layer has a thickness of, for example, 0.1 mm to 1 mm, in particular 0.2 mm, 0.25 mm and / or 0.3 mm.
「"Faser-Matrix-System";繊維マトリックスシステム」とは、マトリックスと強化繊維とから成る繊維複合材のことである。繊維マトリックスシステムは、例えば緩衝層を完全に又は部分的に構成している。 “Faser-Matrix-System” refers to a fiber composite composed of a matrix and reinforcing fibers. The fiber matrix system may, for example, completely or partially constitute the buffer layer.
「"Verstaerkungsfaser";強化繊維」とは、繊維マトリックスシステムに作用する力を、さらに先に送り、伝達する繊維のことである。この繊維は、マトリックスと比較して特に引っ張り方向で高い剛性を有している。強化繊維の最良の剛性特性を利用するために、力の流れは繊維に沿って流れるように設計される。 "Verstaerkungsfaser" is a fiber that sends and transmits the force acting on the fiber matrix system further forward. This fiber has a high rigidity, especially in the direction of tension, compared to the matrix. In order to take advantage of the best stiffness properties of the reinforcing fibers, the force flow is designed to flow along the fibers.
「"Matrix";マトリックス」とは、強化繊維が埋め込まれている原材料のことである。「埋め込まれている」とは、強化繊維がマトリックス内に立体的に固定されていて、それによって負荷導入及び負荷導出を可能にするということである。マトリックスはさらに、例えば繊維に対して平行な方向に圧力がかかった時に、強化繊維を圧縮に対して保護することができる。強化繊維及びマトリックスは、例えば互いに接着若しくは溶融されているので、マトリックスと強化繊維との間で負荷伝達が行われ、それによってせん断力も伝達することができる。 “Matrix” is a raw material in which reinforcing fibers are embedded. “Embedded” means that the reinforcing fibers are sterically fixed in the matrix, thereby enabling load introduction and load derivation. The matrix can further protect the reinforcing fibers against compression, for example when pressure is applied in a direction parallel to the fibers. Since the reinforcing fiber and the matrix are bonded or melted to each other, for example, load transmission is performed between the matrix and the reinforcing fiber, and thereby shear force can also be transmitted.
「"thermoplastische Matrix";熱可塑性のマトリックス」とは、マトリックスの材料のことである。熱可塑性の材料若しくは熱可塑性のマトリックスは、特に緩衝特性を有している。マトリックスの熱可塑性材料は、低い剛性及び高い緩衝値を有している。これによって、熱可塑性のマトリックスは緩衝作用を有しており、これに対して強化繊維は強化作用を有している。熱可塑性のマトリックスは、例えばポリエーテルエーテルケトン(PEEK)、ポリアミド(PA)、ポリプロピレン(PP)、ポリカーボネート(PC)又はポリエチレン(PE)より成っている。 “Thermoplastische Matrix” means the matrix material. The thermoplastic material or the thermoplastic matrix has particularly buffering properties. The matrix thermoplastic material has a low stiffness and a high cushioning value. As a result, the thermoplastic matrix has a buffering action, whereas the reinforcing fibers have a reinforcing action. The thermoplastic matrix is made of, for example, polyetheretherketone (PEEK), polyamide (PA), polypropylene (PP), polycarbonate (PC) or polyethylene (PE).
強化繊維は、炭素繊維、アラミド繊維、ポリエーテル繊維又はポリエチレン繊維等の、例えば合成繊維より成っている。この有機的な強化繊維の他に、ガラス繊維、天然繊維又は金属繊維等の無機的な繊維を使用してもよい。 The reinforcing fiber is made of, for example, synthetic fiber such as carbon fiber, aramid fiber, polyether fiber or polyethylene fiber. In addition to the organic reinforcing fibers, inorganic fibers such as glass fibers, natural fibers or metal fibers may be used.
本発明によれば、タービン翼の形状安定性若しくは剛性が低下して不安定性を招くことなしに、特に繊維複合材料より成るタービン翼を予定通りに緩衝することができる。熱可塑性のマトリックス材料を使用することによって、振動を緩衝する、所望に調節された有利な可能性が材料自体によって得られる。言い換えれば、必要とされる緩衝領域に又はタービン翼全体に、熱可塑性樹脂及び強化繊維より成る組合せ材料を使用することによって、材料側の振動緩衝が改善される。さらに、種々異なる負荷にさらされる緩衝領域は、タービン翼を前もって規定された負荷に適合させるために、種々異なる熱可塑性の繊維マトリックスシステムの種々異なる組合せを提供することができる。 According to the present invention, a turbine blade made of a fiber composite material can be buffered as planned without causing instability due to a decrease in shape stability or rigidity of the turbine blade. By using a thermoplastic matrix material, the material itself provides the desired and adjusted advantageous possibility of buffering vibrations. In other words, vibration damping on the material side is improved by using a combination material consisting of thermoplastic resin and reinforcing fibers in the required damping area or on the entire turbine blade. Further, the buffer regions that are exposed to different loads can provide different combinations of different thermoplastic fiber matrix systems to adapt the turbine blades to the predefined load.
さらに、タービン翼は、熱可塑性の繊維マトリックスシステムを使用したことに基づいて、熱可塑性の繊維マトリックスシステムを新たに加熱して溶融させることによって、タービン翼のプロフィール(断面形状)を後から異形成形することができる。これによって、所定のタービン翼プロフィール又は種々異なる負荷要求に合わせて、後から異形成形するか、若しくは後調節又は微調整することができる。これによって、タービン翼環に各翼をかしめ結合若しくは異形成形することができる。 In addition, the turbine blades are later deformed with the profile (cross-sectional shape) of the turbine blades by newly heating and melting the thermoplastic fiber matrix system based on the use of the thermoplastic fiber matrix system. can do. This allows later shaping or post-adjustment or fine-tuning for a given turbine blade profile or different load requirements. As a result, each blade can be caulked or deformed to the turbine blade ring.
本発明の有利な実施態様によれば、緩衝領域が繊維層を有しており、該繊維層が前記緩衝層と共に1つの積層複合材を形成している。 According to an advantageous embodiment of the invention, the buffer region has a fiber layer, which together with the buffer layer forms one laminated composite.
「"Schichtbverund";積層複合材」とは、例えば、特に緩衝層及び繊維層の種々異なる層を互いに上下に重ね合わせた積層材のことである。積層複合材は、緩衝領域の層状の構成若しくは積層形式の製作、又はタービン翼のその他の領域、例えばその他の翼領域を表している。積層複複合材若しくは積層複合材料は、互いに上下に重ね合わされた複数の層若しくは異なる数の積層より成っている。各層若しくは各積層は、例えば接着されるか、又は材料の開放気泡性(Offenporigkeit)に基づいて互いに固着される。例えば、層を互いに結合するために、積層材は樹脂含浸処理される。積層複合材は、構成部分の一体的な構造を形成しているので、積層複合材を介して、構成部分に作用する力が伝達される。積層複合材はさらに、構成部分の均一に延在する表面を有している。言い換えれば、構成部分の表面に外部から接着によって取り付けられた取付け部分は、構成部分若しくはタービン翼の積層複合材に含まれない。 ““ Schichtbverund ”; laminated composite” is, for example, a laminated material in which different layers, in particular a buffer layer and a fiber layer, are stacked one above the other. Laminate composites represent a layered configuration of buffer areas or a stack-type fabrication, or other areas of a turbine blade, such as other blade areas. A laminated composite material or a laminated composite material is composed of a plurality of layers or a different number of layers stacked one above the other. The layers or stacks are, for example, glued or secured together based on the material's offenporigkeit. For example, the laminate is resin impregnated to bond the layers together. Since the laminated composite material forms an integral structure of the constituent parts, forces acting on the constituent parts are transmitted through the laminated composite material. The laminated composite further has a uniformly extending surface of the component. In other words, the attachment part attached from the outside to the surface of the component part by adhesion is not included in the component part or the laminated composite of the turbine blade.
「"Faserlage";繊維層」とは、熱可塑性の材料を有していない、繊維より成る層のことである。繊維層は、例えば高い剛性若しくは緩衝層よりも高い剛性を有していて、上述のような種々異なる強化繊維材料より成っていてよい。 "" Faserlage "" refers to a layer of fibers that does not have a thermoplastic material. The fiber layer may be made of different reinforcing fiber materials as described above, for example having a high rigidity or a higher rigidity than the buffer layer.
本発明の有利な実施態様によれば、タービン翼がさらに、翼領域を有しており、該翼領域が、前記繊維層とは別の複数の繊維層より成っている。また前記別の複数の繊維層が別の積層複合材を形成している。単数若しくは複数の翼領域は、タービン翼の単数又は複数の緩衝領域に隣接していてよい。翼領域は、緩衝領域と比較して高い剛性及び負荷可能性を有する、別の複数の繊維層より成っていてよい。振動は例えば翼領域から緩衝領域に伝達されるが、この際に、緩衝領域が熱可塑性の繊維マトリックスシステムによって振動を緩衝するか、若しくは吸収することができる。本発明の実施態様によれば、例えばタービン翼の延在方向に沿って、複数の緩衝領域に隣接する複数の翼領域を有するタービン翼が提供される。高い負荷若しくは高い緩衝必要性を有する、前もって規定された領域に、複数の緩衝領域を配置することができる。問題にならない程度の振動が発生する領域、若しくは高い剛性を必要とする領域には、翼領域が配置される。これによって、タービン翼は個別に、その要求された負荷を補償することができ、ひいてはコスト及び効果性に関する翼プロフィールについての細かい要求に適合させることができる。 According to an advantageous embodiment of the invention, the turbine blade further comprises a blade region, which comprises a plurality of fiber layers separate from the fiber layer. The plurality of other fiber layers form another laminated composite material. The blade region or regions may be adjacent to the turbine blade region or regions. The wing region may consist of another plurality of fiber layers that have a higher stiffness and loadability compared to the buffer region. The vibration is transmitted, for example, from the wing region to the buffer region, where the buffer region can buffer or absorb the vibration by means of a thermoplastic fiber matrix system. According to an embodiment of the present invention, a turbine blade having a plurality of blade regions adjacent to a plurality of buffer regions is provided, for example, along the extending direction of the turbine blade. Multiple buffer areas can be placed in pre-defined areas that have high loads or high buffer needs. The wing region is arranged in a region where vibration that does not cause a problem occurs or a region requiring high rigidity. This allows the turbine blades to individually compensate for their required load and thus meet the fine requirements for the blade profile with regard to cost and effectiveness.
別の有利な実施例によれば、強化繊維は互いに1゜〜90゜の角度を成して熱可塑性のマトリックス内に埋め込まれている。複雑な負荷若しくは負荷方向に合わせて、各強化繊維は、互いに種々異なる角度を成して配置することができる。緩衝層又は繊維層は、配向された強化繊維を有する、例えば製織品、縫製品又は製編品として製作することができる。強化繊維の整列方向に応じて、タービン翼は前もって規定された負荷方向に適合させることができるので、タービン翼は前もって規定されたポテンシャルに関する要求に適合させることができる。 According to another advantageous embodiment, the reinforcing fibers are embedded in a thermoplastic matrix at an angle of 1 ° to 90 ° with each other. Depending on the complex load or load direction, the reinforcing fibers can be arranged at different angles from each other. The buffer layer or the fiber layer can be produced, for example, as a woven, sewn or knitted product with oriented reinforcing fibers. Depending on the alignment direction of the reinforcing fibers, the turbine blades can be adapted to a predefined load direction, so that the turbine blades can be adapted to the requirements relating to the predefined potential.
本発明の有利な実施態様によれば、強化繊維が互いに平行に前記熱可塑性のマトリックス内に埋め込まれている。例えばタービン翼がもっぱら引張負荷にさらされる領域内では、強化繊維は互いに平行に配置するだけで十分である。強化繊維の複雑な織り込み及び整列は必要ないので、この領域においては、互いに平行に配置された強化繊維による、安価な製作コストによる製作法が提供される。 According to an advantageous embodiment of the invention, the reinforcing fibers are embedded in the thermoplastic matrix parallel to each other. For example, in regions where turbine blades are exclusively subjected to tensile loads, it is sufficient to place the reinforcing fibers parallel to each other. Since complex weaving and alignment of the reinforcing fibers is not necessary, this region provides a manufacturing method at low manufacturing costs with reinforcing fibers arranged parallel to each other.
本発明の別の実施態様によれば、少なくとも1つの強化繊維がハイブリッド糸を有している。ハイブリッド糸は、熱可塑性材料と炭素繊維とを有している。このようなハイブリッド糸は、例えば互いにねじられた又は撚り合わされた複数の糸より成っており、これら複数の糸が互いに1本の糸を形成している。このような糸の一部が、熱可塑性材料より成っていて、他方が強化繊維例えば炭素繊維より成っている。さらに、熱可塑性材料が糸として構成されていて、繊維糸が熱可塑性の糸に溶融されることによって、ハイブリッド糸を形成してもよい。このようにして簡単な形式で、熱可塑性の糸を強化繊維として使用することによって、タービン翼の所望の緩衝を得ることができる。 According to another embodiment of the invention, at least one reinforcing fiber comprises a hybrid yarn. The hybrid yarn has a thermoplastic material and carbon fibers. Such a hybrid yarn is composed of, for example, a plurality of yarns twisted or twisted together, and the plurality of yarns form a single yarn. Some of these yarns are made of a thermoplastic material and the other is made of reinforcing fibers such as carbon fibers. Furthermore, the thermoplastic material may be configured as a yarn, and the hybrid yarn may be formed by melting the fiber yarn into the thermoplastic yarn. In this simple manner, the desired buffering of the turbine blades can be obtained by using thermoplastic yarns as reinforcing fibers.
別の実施態様によれば、緩衝層が、前記繊維層よりも低い弾性的剛性(elastische Steifigkeit)及び/又は高い緩衝値を有している。 According to another embodiment, the buffer layer has a lower elastic stiffness and / or a higher buffer value than the fiber layer.
「" Daempfungswert ";緩衝値」とは材料の緩衝特性のことである。緩衝値" tanδ′"は、例えば0乃至1の間のである。 "" Daempfungswert "; buffer value" refers to the buffer properties of the material. The buffer value “tan δ ′” is, for example, between 0 and 1.
「" Steifigkeit ";剛性」とは、例えばEモジュール又はGモジュールで表される。従って例えば繊維は、長手方向で130GPaの剛性を有し、横方向で8GPaの剛性を有している。繊維の製織品においては、例えば各主繊維方向で65GPaの剛性が得られる。各主繊維方向は、角度αで互いに整列されている。熱可塑性のマトリックスは例えば0.5〜10GPaの剛性を有しており、強化繊維よりも良好な緩衝特性を有している。 "" Steifigkeit "; rigidity" is expressed by E module or G module, for example. Thus, for example, the fibers have a stiffness of 130 GPa in the longitudinal direction and a stiffness of 8 GPa in the lateral direction. In a woven product of fibers, for example, a rigidity of 65 GPa is obtained in each main fiber direction. Each main fiber direction is aligned with each other at an angle α. The thermoplastic matrix has a rigidity of, for example, 0.5 to 10 GPa, and has better buffer properties than the reinforcing fiber.
別の実施態様によれば、緩衝領域が、翼領域よりも低い弾性的剛性及び/又は高い緩衝値を有している。 According to another embodiment, the damping region has a lower elastic stiffness and / or a higher damping value than the wing region.
有利な実施態様によれば、タービン翼がさらに、包囲層を有している。該包囲層は、タービン翼が外部の影響に対して保護されるように、タービン翼の表面若しくは表面領域を包囲している。前記包囲層は、マトリックス材料と同じように、強化されていない熱可塑性材料を有している。強化されていない熱可塑性材料の高い緩衝作用に基づいて、熱可塑性材料の柔軟性若しくは弾性は、繊維層の弾性よりも大きい。外部の粒子がタービン翼の表面に衝突する際の、熱可塑性材料より成る表面の浸食は、強化繊維より成る繊維層よりも少ない。従って、タービン翼の耐用年数は高められる。何故ならば、外部の粒子が衝突することによる損傷は減少されるからである。しかも、熱可塑性材料は一般的に、湿気に対する耐性が強化繊維よりも強いので、腐食は減少される。 According to an advantageous embodiment, the turbine blade further has an envelope layer. The envelope layer surrounds the surface or surface area of the turbine blade so that the turbine blade is protected against external influences. The envelope layer comprises an unreinforced thermoplastic material, similar to the matrix material. Based on the high buffering action of the unreinforced thermoplastic material, the flexibility or elasticity of the thermoplastic material is greater than the elasticity of the fiber layer. When external particles impinge on the surface of the turbine blade, there is less erosion of the surface of thermoplastic material than the fiber layer of reinforcing fibers. Accordingly, the service life of the turbine blade is increased. This is because damage caused by collision of external particles is reduced. Moreover, corrosion is reduced because thermoplastic materials are generally more resistant to moisture than reinforcing fibers.
本発明の実施態様によれば、タービン翼は、熱可塑性のマトリックスを備えた別の繊維マトリックスシステムを有している。この別の繊維マトリックスシステムは、タービン翼の外部の影響にさらされるように、緩衝領域及び/又は翼領域内に配置されている。熱可塑性のマトリックスを備えた別の繊維マトリックスシステムは、繊維マットとして任意の主繊維方向に延在する強化繊維を有している。強化繊維の主繊維方向を任意に配向することによって、別の繊維マトリックスシステムの剛性特性は低下され、良好な吸収特性及び、外部の粒子による衝撃に対する耐性が高められる。別の繊維マトリックスシステムはさらに、タービン翼の別の領域に亘って、例えば翼領域に亘って延在していてもよい。強化されていない熱可塑性のマトリックスと比較して、繊維強化されたマトリックスを備えた別の繊維マトリックスシステムは、衝突する粒子に対する高い吸収能力を有すると共に高い剛性も有しているので、別の熱可塑性の繊維マトリックスシステムは、同様にタービン翼の剛性を全体的に高めるために貢献する。従って、タービン翼のための剛性な材料が提供されると共に、タービン翼表面の、液体に対する耐腐食性及び耐浸食性が高められる。タービン翼においては、液滴による浸食が問題となっている。強化されていない熱可塑性樹脂より成る翼ブレードの外側層若しくは表面、若しくはそれに続く熱可塑性のマトリックス材料より成る層の外側若しくは表面、若しくはそれに続く、別の繊維マトリックスシステムの層の外側若しくは表面が、追加的なシール層を設ける必要なしに、一体的な浸食層を提供する。 According to an embodiment of the present invention, the turbine blade has another fiber matrix system with a thermoplastic matrix. This alternative fiber matrix system is located in the buffer and / or blade region so as to be exposed to external influences on the turbine blade. Another fiber matrix system with a thermoplastic matrix has reinforcing fibers extending in any main fiber direction as a fiber mat. By arbitrarily orienting the main fiber direction of the reinforcing fibers, the stiffness characteristics of another fiber matrix system are reduced, and good absorption characteristics and resistance to impact by external particles are increased. Another fiber matrix system may further extend over another region of the turbine blade, eg, over the blade region. Compared to an unreinforced thermoplastic matrix, another fiber matrix system with a fiber reinforced matrix has a high absorption capacity for impacting particles and also has a high rigidity, so The plastic fiber matrix system also contributes to the overall increase in turbine blade stiffness. Accordingly, a rigid material for the turbine blade is provided, and the liquid resistance and erosion resistance of the turbine blade surface are enhanced. In turbine blades, erosion due to droplets is a problem. An outer layer or surface of a wing blade made of unreinforced thermoplastic resin, or a subsequent layer or surface of a layer of thermoplastic matrix material, or a subsequent layer or surface of another fiber matrix system, An integral erosion layer is provided without the need for an additional sealing layer.
別の有利な実施態様によれば、タービン特に蒸気タービンが、上記タービン翼を備えている。特に蒸気タービンの、特に第1の圧縮段及び最終タービン段が、大きい直径を有している。大きい直径を有する蒸気タービンのインペラにおいて、高い遠心力、曲げモーメント及びねじれ力が作用する。この場合、従来のタービン翼に対して改善された緩衝特性を有する十分な剛性を得るために、本発明によるタービン翼が適している。これによって、大きい直径を有する蒸気タービン自体において、複合材料より成るタービン翼が使用される。 According to another advantageous embodiment, a turbine, in particular a steam turbine, comprises the turbine blade. In particular, the steam turbine, in particular the first compression stage and the final turbine stage, has a large diameter. In the impeller of a steam turbine having a large diameter, high centrifugal forces, bending moments and torsional forces act. In this case, the turbine blade according to the invention is suitable in order to obtain sufficient rigidity with improved damping characteristics over conventional turbine blades. Thereby, turbine blades made of composite material are used in the steam turbine itself having a large diameter.
本発明の方法の有利な実施態様によれば、可塑性のマトリックス内に強化繊維を埋め込む際に、熱可塑性のマトリックスを溶融させ、強化繊維を、熱可塑性のマトリックスに圧着するようにした。これによって、マトリックス内に存在する熱可塑性材料が溶融することによって、プレス法による安価な製造が得られる。従来の繊維複合体層におけるような、長時間におよぶ浸透及び硬化工程は必要ない。 According to an advantageous embodiment of the method of the invention, when embedding the reinforcing fibers in the plastic matrix, the thermoplastic matrix is melted so that the reinforcing fibers are crimped to the thermoplastic matrix. As a result, the thermoplastic material present in the matrix is melted, whereby an inexpensive production by a pressing method is obtained. There is no need for long-term penetration and curing steps as in conventional fiber composite layers.
本発明による方法の別の有利な実施態様によれば、緩衝領域をタービン翼の所定の形状に適合させるために、熱可塑性のマトリックスをさらに溶融させることによって、緩衝領域を変形させるようにした。このような繊維マトリックスシステム若しくは熱可塑性のマトリックスの溶融可能性によって、製造工程例えばプレス工程に続いて、例えばタービン翼をねじることによって、タービン翼の最終的な形状付与を得ることができる。これは特に、特別なタービン要求、特にねじり角度その他の特別なタービン要求において有効である。さらに、振動周波数を伴う特別な問題が発生した時に、後から変形させるか若しくは後調整することができる。緩衝領域は、
再溶融によって、例えば変化した若しくは予測できない振動周波数に合わせて後から変形させるか若しくは微調整することができる。
According to another advantageous embodiment of the method according to the invention, the buffer region is deformed by further melting the thermoplastic matrix in order to adapt the buffer region to a predetermined shape of the turbine blade. Due to the meltability of such a fiber matrix system or thermoplastic matrix, the final shaping of the turbine blade can be obtained, for example by twisting the turbine blade, following the manufacturing process, for example the pressing process. This is particularly useful for special turbine requirements, especially torsion angles and other special turbine requirements. Furthermore, when a special problem with the vibration frequency occurs, it can be deformed or adjusted later. The buffer area is
By remelting, it can later be deformed or fine-tuned, for example in accordance with a changed or unpredictable vibration frequency.
繊維マトリックスシステムが再溶融可能であることによって、後から翼を修理することもできる。例えば、繊維マトリックスシステムの損傷を取り除くために、後から熱可塑性材料を追加的に施すこともできる。これによって、修理の可能性も得られる。言い換えれば、タービン翼の損傷を修理するために、熱可塑性樹脂を局所的に追加して施すこともできる。 Since the fiber matrix system is remeltable, the wing can be repaired later. For example, additional thermoplastic material can be applied later to remove damage to the fiber matrix system. This also offers the possibility of repair. In other words, a thermoplastic resin can be applied locally to repair damage to the turbine blades.
種々異なる本発明の対象に関連した本発明の実施態様が説明されている。特に、装置の手段に関する請求項に記載した幾つかの実施態様、及び本発明のその他の方法の手段に関する請求項に記載した実施態様について説明されている。しかしながら、本発明において、特に指摘されていない限り、本発明の1つの形式に属する複数の特徴の組み合わせ以外に、本発明の対象の種々異なる形式に属する複数の特徴を任意に組み合わせた実施態様も可能である。 Embodiments of the invention related to different subject matter of the invention have been described. In particular, some embodiments are described in the claims relating to the means of the apparatus and in the claims relating to the means of other methods of the invention. However, in the present invention, unless otherwise specified, in addition to a combination of a plurality of features belonging to one form of the present invention, an embodiment in which a plurality of features belonging to different forms of the subject of the present invention are arbitrarily combined is also possible. Is possible.
本発明のその他の利点及び特徴は、以下の有利な実施例に記載されている。 Other advantages and features of the invention are described in the following advantageous examples.
図面では、同一の部材又は類似の部材は同じ符号で記されている。図面は概略図であって、縮尺通りではない。 In the drawings, identical or similar elements are marked with the same reference numerals. The drawings are schematic and not to scale.
図1は、本発明の第1実施例によるタービン翼100の1実施例を示す。タービン翼100は、緩衝層103を備えた緩衝領域101を有している。緩衝層103は、繊維マトリックスシステム200(図2参照)を有している。繊維マトリックスシステム200は、熱可塑性のマトリックス201(図2参照)を有しており、該熱可塑性のマトリックス201内に、強化繊維202(図2参照)が埋め込まれている。
FIG. 1 shows an embodiment of a
タービン翼100は、図1に示されているように、緩衝領域101を包囲する2つの翼領域102を有している。翼領域102は、例えば別の積層複合材107によって形成されており、該積層複合材107は、複数の別の繊維層105より成っている。これらの別の繊維層105が、例えば炭素繊維製の強化繊維202より成っているか、又は別の強化複合繊維より成っていれば、別の積層複合材107は最も外側の剛性な翼領域102を形成している。
The
緩衝領域101内の繊維層104は、翼領域102内に滑らかに移行する。緩衝領域101から翼領域102への繊維層104の滑らかな若しくはコンスタントな移行ラインにおいて、繊維層104は別の繊維層105と共に連続的な移行層を形成する。また、緩衝領域101は半製品として形成することができ、この場合、繊維層104は緩衝領域101を越えることはないか、若しくは翼領域102内に達することはない。繊維層104は、例えば緩衝領域101の縁部領域において切断される。
The
少なくとも1つの緩衝層103と別の繊維層104とから成っている積層複合材106が緩衝領域101を形成することによって、緩衝領域101内において、振動減衰が生ぜしめられる。緩衝層103による層状の構成に基づいて、緩衝領域101は翼領域102よりも柔軟であってよいので、層複合材106によって、つまり材料自体によって振動緩衝が行われる。
The laminated
また、タービン翼100はその周囲が包囲層108によって包囲される。この包囲層108は少なくとも緩衝領域101及び追加的に翼領域102を外部の影響に対して保護する。包囲層108は、例えば強化されていない熱可塑性材料より成っている。強化されていない熱可塑性材料は、柔軟な包囲層108を形成するので、タービン翼にぶつかる不純物粒子の衝撃は緩衝され、柔軟な包囲層108によって跳ね返される。熱可塑性の包囲層108の剛性は高くないので、不純物粒子が衝突する際に包囲層108はやや変形し、それによって衝突エネルギーは吸収され、その際に亀裂又はその他の損傷が発生することはない。
Further, the surroundings of the
また緩衝領域101又は追加的に翼領域102も、別の熱可塑性の繊維マトリックスシステム109を有していてよい。この繊維マトリックスシステム109は、タービン翼100を外部の影響に対して保護する。繊維マトリックスシステム109は、熱可塑性のマトリックス201を有しており、この熱可塑性のマトリックス内に強化繊維202が埋め込まれている。強化繊維202が熱可塑性のマトリックス201内に任意に設けられている場合、これは、繊維マットと称呼される。繊維マットは、指向性の複合繊維を備えた繊維マトリックスシステムよりも低い剛性を有しているので、別の繊維マトリックスシステム109によって高い柔軟性若しくは弾性を発生させることができる。これによって、不純物粒子による外部からの衝撃に対して及び、タービン翼100の表面の侵食に対して保護される。
The
図2は、熱可塑性のマトリックス201より成る繊維マトリックスシステム200を示す。熱可塑性のマトリックス201内に強化繊維202が埋め込まれている。図2に示されているように、強化繊維202は平行に整列されていてよい。それによって、張力により負荷される強化繊維は、繊維マトリックスシステム200の高い剛性を提供する。強化繊維202の繊維方向に対して直交する横方向で、強化繊維202の低い剛性に基づく高い緩衝特性が可能である。
FIG. 2 shows a
図3は、強化繊維202が熱可塑性のマトリックス201内に埋め込まれている繊維マトリックスシステム200の別の実施例を示す。この実施例において、強化繊維202は、別の強化繊維202間に所定の角度αで埋め込まれている。言い換えれば、強化繊維202は互いに平行に配置されてはいない。強化繊維202がこのように多方向に整列されていることによって、前もって規定された複数の方向における強化繊維202の高い剛性を得ることが可能である。この場合、緩衝特性は特に熱可塑性のマトリックス201によって生ぜしめられる。これによって、強化特性若しくは剛性特性を有すると共に、緩衝特性も有する緩衝領域101が提供される。
FIG. 3 illustrates another embodiment of a
補足すれば、「umfassend;含む」とは、その他の部材又は段階を除外するものではなく、また複数を除外するものではない。また、上記実施例のうちの1つにより実証された特徴又は段階は、その他の実施例のその他の特徴又は段階と組み合わせて使用することも可能である。請求項に記載した符号はこれに限定されるものではない。 In addition, “umfassend” does not exclude other members or steps, and does not exclude a plurality. Also, features or steps demonstrated by one of the above embodiments can be used in combination with other features or steps of other embodiments. Reference numerals recited in the claims are not limited to this.
100 タービン翼、 101 緩衝領域、 102 翼領域、 103 緩衝層、 104 繊維層、 105 繊維層、 106 積層複合材、 107 積層複合材、 108 包囲層、 200 繊維マトリックスシステム、 201 熱可塑性のマトリックス、 202 強化繊維 100 turbine blade, 101 buffer region, 102 blade region, 103 buffer layer, 104 fiber layer, 105 fiber layer, 106 laminated composite material, 107 laminated composite material, 108 envelope layer, 200 fiber matrix system, 201 thermoplastic matrix, 202 Reinforcing fiber
Claims (15)
前記緩衝層(103)が繊維マトリックスシステム(200)を有しており、
前記繊維マトリックスシステム(200)が熱可塑性のマトリックス(201)を有していて、該熱可塑性のマトリックス(201)内に強化繊維(202)が埋め込まれていることを特徴とする、タービン翼。 In a turbine blade having a buffer region (101) with a buffer layer (103),
The buffer layer (103) comprises a fiber matrix system (200);
The turbine blade according to claim 1, wherein the fiber matrix system (200) has a thermoplastic matrix (201), and reinforcing fibers (202) are embedded in the thermoplastic matrix (201).
緩衝層(103)の繊維マトリックスシステム(200)を形成するために、熱可塑性のマトリックス(201)内に強化繊維(202)を埋め込み、
緩衝層(103)によってタービン翼(100)の緩衝領域(101)を形成する、
ことを特徴とする、タービン翼(100)の緩衝領域(101)を製作するための方法。 In a method for fabricating a buffer region (101) of a turbine blade (100),
In order to form the fiber matrix system (200) of the buffer layer (103), the reinforcing fibers (202) are embedded in the thermoplastic matrix (201),
The buffer layer (103) forms a buffer region (101) of the turbine blade (100).
A method for fabricating a buffer region (101) of a turbine blade (100), characterized in that
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Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2022111320A (en) * | 2015-04-30 | 2022-07-29 | エーツェーペー エントヴィッケルングゲゼルシャフト エムベーハー | Rotor for fluid pump, and method and mold for production thereof |
JP7476323B2 (en) | 2020-02-14 | 2024-04-30 | シーメンス エナジー グローバル ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング ウント コンパニー コマンディートゲゼルシャフト | Fiber-reinforced blade for turbomachinery and method for manufacturing same |
Families Citing this family (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2014025034A1 (en) * | 2012-08-10 | 2014-02-13 | 浜松ホトニクス株式会社 | Surface-enhanced raman scattering unit |
US9309772B2 (en) * | 2013-02-22 | 2016-04-12 | General Electric Company | Hybrid turbine blade including multiple insert sections |
US9040138B2 (en) * | 2013-04-29 | 2015-05-26 | General Electric Company | Composite article including composite to metal interlock and method of fabrication |
EP3406778B1 (en) * | 2017-05-22 | 2022-04-13 | Ratier-Figeac SAS | Method of manufacturing a composite aircraft blade |
EP3406434A1 (en) | 2017-05-22 | 2018-11-28 | Ratier-Figeac SAS | Composite blade and method of manufacture |
DE102017009978A1 (en) * | 2017-10-26 | 2019-05-02 | Jan Wasseveld | Machine system for energy conversion in an ORC (Organic Rankine Cycle) cycle using a plastic. |
DE102018008739A1 (en) * | 2018-11-07 | 2020-05-07 | Senvion Gmbh | Method and system for producing a fiber composite component of a wind turbine |
FR3089854B1 (en) | 2018-12-18 | 2022-02-04 | Saint Gobain Performance Plastics France | METHOD FOR PREPARING A COMPOSITE MATERIAL IN THE FORM OF A SANDWICH |
FR3090462B1 (en) * | 2018-12-21 | 2021-01-15 | Safran | Fiber-reinforced composite part with increased vibration resistance |
FR3093668B1 (en) * | 2019-03-11 | 2021-04-02 | Saint Gobain Performance Plastics France | PROCESS FOR THE PREPARATION OF A POLYMERIC MATERIAL |
FR3114123B1 (en) * | 2020-09-11 | 2023-11-10 | Safran Aircraft Engines | Hybridization of the fibers of the fibrous reinforcement of a fan blade with elastic fibers |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS62178702A (en) * | 1986-01-30 | 1987-08-05 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Turbine blade |
JP2002154878A (en) * | 2000-07-27 | 2002-05-28 | General Electric Co <Ge> | Fiber reinforced composite article, fiber containing member, and manufacturing method |
JP2005205902A (en) * | 2003-12-22 | 2005-08-04 | General Electric Co <Ge> | Ceramic matrix composite material having improved layer strength and method therefor |
Family Cites Families (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2195255A5 (en) * | 1972-08-04 | 1974-03-01 | Snecma | |
US5634771A (en) * | 1995-09-25 | 1997-06-03 | General Electric Company | Partially-metallic blade for a gas turbine |
DE19627860C1 (en) * | 1996-07-11 | 1998-01-08 | Mtu Muenchen Gmbh | Bucket for turbomachine with a metallic top layer |
US5931641A (en) * | 1997-04-25 | 1999-08-03 | General Electric Company | Steam turbine blade having areas of different densities |
DE10037053C2 (en) * | 2000-07-29 | 2002-06-13 | Mtu Aero Engines Gmbh | Method and device for the plasma pulse solidification of a metallic component |
DE60318814T2 (en) * | 2003-03-27 | 2009-02-05 | General Electric Co. | Hybrid multi-component turbine blade |
CN100353030C (en) * | 2003-04-19 | 2007-12-05 | 通用电气公司 | Mutti-assembly mixing turbine blade |
EP1674511A1 (en) * | 2004-12-23 | 2006-06-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Plastic material comprising nanoparticles and coatings prepared therefrom |
US7360997B2 (en) * | 2005-10-06 | 2008-04-22 | General Electric Company | Vibration damper coating |
US7588421B2 (en) * | 2006-03-31 | 2009-09-15 | General Electric Company | Methods and apparatus for mechanical retainment of non-metallic fillers in pockets |
CN101454132B (en) * | 2006-05-25 | 2012-02-29 | 三菱工程塑料株式会社 | Moldings of fiber-reinforced thermoplastic resin |
US7429165B2 (en) * | 2006-06-14 | 2008-09-30 | General Electric Company | Hybrid blade for a steam turbine |
US8128100B2 (en) * | 2007-12-05 | 2012-03-06 | United Technologies Corporation | Laminate air seal for a gas turbine engine |
DE102009010613A1 (en) * | 2009-02-25 | 2010-09-02 | Siemens Aktiengesellschaft | A method for attaching or producing a closed shroud for a rotor blading a turbine stage and blading a turbine stage for a turbine |
-
2009
- 2009-08-04 DE DE102009036018A patent/DE102009036018A1/en not_active Withdrawn
-
2010
- 2010-07-09 EP EP10169024.6A patent/EP2287447B1/en not_active Not-in-force
- 2010-07-30 US US12/847,126 patent/US20110002790A1/en not_active Abandoned
- 2010-08-04 CN CN201010246685XA patent/CN101988394A/en active Pending
- 2010-08-04 JP JP2010175455A patent/JP2011033037A/en active Pending
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS62178702A (en) * | 1986-01-30 | 1987-08-05 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Turbine blade |
JP2002154878A (en) * | 2000-07-27 | 2002-05-28 | General Electric Co <Ge> | Fiber reinforced composite article, fiber containing member, and manufacturing method |
JP2005205902A (en) * | 2003-12-22 | 2005-08-04 | General Electric Co <Ge> | Ceramic matrix composite material having improved layer strength and method therefor |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2022111320A (en) * | 2015-04-30 | 2022-07-29 | エーツェーペー エントヴィッケルングゲゼルシャフト エムベーハー | Rotor for fluid pump, and method and mold for production thereof |
JP7425828B2 (en) | 2015-04-30 | 2024-01-31 | エーツェーペー エントヴィッケルングゲゼルシャフト エムベーハー | Rotor for fluid pump, its manufacturing method and mold |
JP7476323B2 (en) | 2020-02-14 | 2024-04-30 | シーメンス エナジー グローバル ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング ウント コンパニー コマンディートゲゼルシャフト | Fiber-reinforced blade for turbomachinery and method for manufacturing same |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
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