JP2013002450A - 複合素材のタービン翼およびその製造方法 - Google Patents

Abstract

【課題】 保護層とタービン翼の複合素材中核部が接合される方法を改善することである。
【解決手段】翼の複合素材中核部が、ブレードの根元部分の近くの位置から先端部の近くの位置まで連続的であり、かつ翼の長さに沿って回転軸線から間隔をおいて広がり、ブレードの先端部分の近くの位置で終わる部分を備えていることにより解決される。
【選択図】 図２Ａ

Description

本発明は、特に蒸気タービン用の、複合素材のタービン翼、およびこのような翼を製造するための方法に関する。

以下の記述において、用語“タービン”は水、蒸気あるいはガスのような液状媒体により摩擦力結合された回転部分とステータ部分を有するロータリエンジンに言及するために使用される。可動なロータブレードの半径方向の配設と交互になっている、半径方向に配置された固定のステータブレードあるいはベーンを備えた軸方向タービンが本発明に関する特別な関心になっている。運動はケーシングあるいはハウジングに対する運動として定義されている。

大型タービン、特に蒸気タービンにおいて現在、可動なブレードあるいは翼は、鋼もしくはチタニウムベースの合金で製造されている。多段タービンにおいて、ブレードの大きさは段毎に大きくなる。大型の低圧タービンの最終段において、タービンブレードの高さは１ｍあるいはそれを超える。タービン段の大きさを増やすことは所望であり、それによりタービン段の非流動面と効率が増える一方で、現在使用している素材の諸特性は、その限界に達している。その理由は主として、回転しているブレードに大きな遠心力が作用することである。

鋼およびチタニウムの材料特性により設定される壁を乗り越えるために、主として炭素繊維ベースの素材を使用した複合素材翼が提案されてきた。数多くのこのような提案が発表されてきたが、このような複合素材翼の現実の適用は、現在のところ先進航空機エンジンのためのガスタービンに限定されている。

電力発電の分野において、これまで複合素材ブレードの大規模な採用が妨げられた理由の一つは、複合素材の耐侵食性の不足である。特に蒸気タービンブレードの分野において、材料は長期間の稼働の間ずっとタービンの中を通過する蒸気から凝縮する水滴により侵食する。水蒸気からの凝縮水の絶え間のない衝撃により、複合素材は現在適用されている合金よりもずっと早く侵食し、従って大型の蒸気タービンブレード用の翼材料としては適していない。

侵食の一般的問題点の公知の解決手段としては、特許文献１のような発表された多くの特許文献において１９３０年初期以来、保護層の使用が提案されてきた。複合素材ブレードの場合、保護層は例えば特許文献２、特許文献３および特許文献４に記載されている。

保護層あるいは保護コーティングを付ける解決手段が、タービンブレードの曝される部分での侵食を緩和する潜在性を有していたかもしれないが、複合素材翼を稼働可能にするためにさらなる改善が必要とされる。

独国特許第５３６２７８号明細書 米国特許出願公開第２００８／０１５２５０６号明細書 国際特許出願公開第２０１１／０３９０７５号明細書 国際特許出願公開第２０１０／０６６６４８号明細書

そこで本発明の課題は、保護層とタービン翼の複合素材中核部が接合される方法を改善することである。

本発明の態様によれば、タービンブレード、好ましくは根元部分と先端部分を備えた回転するブレードの翼が提供され、翼は複合素材でできた連続した中核部を有し、かつ根元部分から先端部分まで連続的であり、保護シースは腐食に曝される位置で複合素材中核部（composite core）に連結しており、中核部は少なくとも先端部の近くで広がっている。

本発明の態様の好ましい実施例によれば、半径方向で外側に向かう方向で中核部に沿った保護シースの運動は、広がっている中核部と保護シースの間の締まり嵌めにより防止される。

半径方向に言及すると、このような方向はタービンロータの回転軸線からの半径方向として規定されている。

本発明の態様の好ましい実施例によれば、締まり嵌めは回転軸線から間隔をおいた複合素材中核部の連続的あるいは段階的に広がることにより達せられる。この拡張の結果、半径方向に対して、あるいは特にタービンブレードに対して垂直にとられる翼の横断面の周囲の長さが増大し、タービンブレードの先端部分に向かう方向での翼の翼弦長あるいは輪郭形状の厚さも増大する。この実施例の変形において、半径方向の間隔の関数としての翼弦長は、翼弦長が半径方向の間隔の関数として増大する先端部に近い、少なくとも一つの部分を有しており、かつブレードの根元部分から先端部分までブレードに沿って見た場合に、翼弦長が半径方向の間隔の関数として減少する第一の部分に次いで、翼弦長が半径方向間隔の関数として増大する部分を有してもよい。

ここでは周囲媒体に対して運動する際に、ロータ上で所望の反力を生じさせるブレードの空気力学的に形成された部分として翼は理解される。この用語はいわゆるブレードをロータ内で固定するために使用される根元部分と、公知のブレード設計の一部では、隣接したブレードのシュラウド部分と係合させるために使用されて、組立てられたブレードの周りで封止あるいは安定化させる周囲のリングを形成する任意のシュラウド部分とを除外する。従って、シュラウドの主たる向きは周方向にあるが、翼および小翼のようないかなる特定の先端拡張部分も媒体の流れ方向に向かって配置される。緩衝器のような他の安定化させる部分もここで使用されるような用語“翼”には含まれない。

新しい翼の形状は複雑な三次元形状であるのが一般的であり、この三次元形状は上下逆さの円錐形部分として記載されうる先端部に向かって広がる。上下逆さの円錐形状は保護シースと複合素材中核部の間における半径方向へのいかなる相対運動も防止する締り嵌めを提供し、したがって前記二つの間のいかなる付加的な取付けも強化される。しかしながら、上下逆さのブレードの形状が保護シースと複合素材中核部の間の接合の安定性の向上を超えた長所を備えうることに注目するのが重要である。

本発明の態様の好ましい変形において、中核部の拡張している部分は、翼の先端部分あるいは先端部分の極めて近くで終わる。しかしながら、翼の長さに沿った拡張している部分の開始点の位置は、安定性、重量および所望の非流動領域（flow-off area）のような設計留意点によって決まる。

本発明の態様の他の好ましい実施例において、保護シースは接着剤フォイルのような接合層あるいは接着層を通じて複合素材中核部と接合する。本発明によるブレード新しい設計は支持するために作用し、それが失敗した場合には、保護シースの破裂あるいは緩みを防ぐために接着剤フォイルを差し替える。

他の好ましい実施例において、保護シースは金属の層である。金属の層は幾つかの部分、例えば、ブレードの前縁部およびいかなる隣接した高浸食の領域をも保護するために設計された厚い部分、翼の後縁部を保護するために設計された第二の部分、そして翼の圧力側と吸込み側の残りの曝される領域を保護するための二つの薄いシート状部分から組立てられている。

本発明による複合素材翼あるいはブレードの製造は、一般的に複合素材ブレードのための公知の製造工程に従うことができる。これらの方法は例えば複合繊維素材のストランドあるいはウーブンピース（woven pieces）の使用を含んでいる。本発明のこの態様の好ましい変形において、付加的な繊維素材は、翼の先端部においてストランドあるいは織マット（woven mats）に加えられ、これらが連続した中核部のための繊維素材の主要領域を構成する。先端部分に繊維素材を加えた後に、中核部材料は従来の設計におけるようにマトリックス材料を含浸される。

本発明のこれらのおよび更なる態様は、以下の詳細な説明および以下に列挙したような図から明白である。

本発明の模範的実施例を添付の図を用いて説明する。

蒸気タービン用の従来の最終段ブレードの三次元図である。 蒸気タービン用の従来の最終段ブレードの水平方向横断面図である。 本発明の実施例によるブレードの弦長の変化を概略的に示した図である。 本発明の実施例によるブレードの弦長の変化を概略的に示した図である。 本発明の実施例による蒸気タービンブレード用の最終段ブレードの三次元図である。 本発明の実施例による蒸気タービンブレード用の最終段ブレードの水平方向横断面図である。

本発明の実施例の態様および詳細を蒸気タービン用の最終段ロータブレードの実施例を用いて、以下の説明の中でさらに詳しく説明する。

蒸気タービン用の最終段ロータブレード１０の概略図を図１Ａに示した。金属ブレードは根元部分１１に取付けられた翼１２を備えている。根元部分１１は図示していないロータ内部で対応する溝内に差入れられているのが一般的である。タービンにおいて、多数のこのような金属ブレード１０、一般的に最終段用の５０〜６０本のブレードがロータの周囲に配置されて、最終段のロータ部分を形成する。その遠心端部あるいは先端部１２１において、ブレードは図示していないステータあるいはステータケーシングの至近距離で回転する。この明細書の他の部分におけるように、回転運動に関する記載は、指示がない限りステータ内側でのタービンのロータの回転を示す。

水平方向の、すなわち半径方向に対して垂直な、翼１２の任意に選んだ線Ａ−Ｂに沿った断面を図１Ｂに示す。断面は翼１２の前縁部１２２と後縁部１２３を示している。さらに何が翼１２の圧力側１２４と吸込み側１２５と通常呼ばれているかが示してある。後縁部１２３と前縁部１２２を接続している想像線１２６は翼１２の“翼弦”として定義されている。

一般的に翼弦は翼の幅を決定している適当な基準とみなすことができる。その他のこのような適当な基準は、ブレードあるいはその領域の水平方向の断面の外周部、翼形厚さ、あるいは中央部の長さすなわち翼形中心線である。翼の幅もしくは拡幅の増大としてのこのような基準のいずれか一つが増えることに言及することが可能である。しかしながら、ブレードの先端部に向かって翼弦の長さあるいはそれの任意の同等のものを増やすことは、本発明を実施することのもっとも効果的な方法として見なされている。

翼弦を増やすことによる拡張を図２Ａと２Ｂに示してある。図２Ａにおいて、翼弦長Ｌは、翼弦長Ｌが公知の翼の形状に関して、及び本発明の実施例による翼に関して測定された、断面のロータ軸線に対する半径方向の間隔ｒに関連して示してある。前者の公知の翼形状は破線２１で示し、新しいブレードデザインは実線２２で示してある。

近頃の翼の本当の形状は複雑な三次元形状であるが、最も新しい最終段蒸気タービンの翼の翼弦長は、輪郭形状２１を採用している。輪郭形状２１は一般的な円錐形状の特徴のままの連続的に減少する翼弦長を示している。しかしながら新しい輪郭形状２２−１の場合、翼弦長Ｌは図示した例ではブレードの先端部に向かって連続的に増えている。増大あるいは拡張はブレードの根元近くで始まってもよい。本発明の代替え例は曲線２２−２で示してある。

本発明による拡張翼設計により、最大の蒸気タービンの場合ですら、４０未満に、潜在的には３５未満に最終段のブレードの数を減らすことが可能である。

本発明の実施例を視覚化する別の方法は、図２Ｂにおいて選択される。破線で表した形状２３は従来の翼の紙面上への二次元投影図を表し、実線の形状２４−１は本発明による実施例による翼の紙面上への二次元投影図を表している。さらに根元は底部に位置しており、先端部は形状の頂部に位置している。実線の形状２４−２は拡張が根元に近い位置ですでに始まる翼の二次元投影図を表している。

図２Ｂの紙面内への二次元投影図は、両タイプのブレードの三次元形状を視覚的に平坦化するが、新しい翼の拡張を明確に示している。

先端部近くの新しい翼の中核部の周囲に巻き付けられた保護シースはいずれも、先端部での中核部の拡張により締り嵌めにされている。この締り嵌めは、保護シースが接合層あるいは接着層により中核部と結合する場合に特に重要である。稼働中、このようなブレードは高温と遠心力にさらされており、接合が失敗すると、保護シースはブレードから抜け飛び、タービンの他の部品に損傷を与える恐れがある。

締り嵌めは保護シースが完全に壊れていない限り、保護シースが緩むのを防ぐ。この設計により、稼働中のブレードの速い回転により生じる力は打ち消される。

本発明の実施例による複合素材ブレードを製造する工程を、以下に複合素材ブレードの斜視図を示している図３Ａと、図１Ａに似た、複合素材ブレードの水平方向の断面図を示す図３Ｂとに関連付けて説明する。

本発明の実施例による複合素材翼あるいはブレードは、例えば、言ってみれば公知の真空注入工程（vacuum infusion process）を使用して準備できる。このような工程において、織メッシュの繊維（a woven mesh of fiber）は、製造されるべき翼の形状とほぼ同じである金型内で拡散される。付加的な繊維素材は、翼の先端部でストランドあるいは織マットに加えられる。先端部で繊維材料を加えた後、繊維素材は樹脂のようなマトリックス材料を金型内で真空条件下で混ぜてある。

手作業の張り合せのような他の公知の製造方法を使用することができる。プレプレッグあるいは湿った補強材（wet layup）のような変形も適用することができる。複合素材の中核部を作るための公知の概観は、例えば特許文献３に公表されている。しかしながら、本発明の目的および明瞭さの目的の場合、これらの標準的方法の別の詳細はこの件では何度も繰返される。

一度、複合素材中核部が準備され、保護層を作り上げる金属シートが形成され、かつ切断あるいは機械加工されると、図３を見れば、両方とも以下に説明するように溶接あるいは接着する工程に関係している組合された工程で結合される。

図３Ａには、本発明の実施例による複合素材翼の斜視図を示してある。ブレード３０は翼部分３２と根元部分３１を備えている。根元部分３１はピラミッドの形をしている。ブレード３０の翼部分３２の先端部３２１は、中核部において別の繊維素材３２２があることにより広くされている。

線Ａ−Ｂに沿ったブレード３０の横断面図を図３Ｂに示してある。この図はカーボン繊維で強化した樹脂ベースの材料の中核部３３を含んだ翼３２の構造を概略的に示している。中核部３３はチタニウムあるいは鋼合金のような耐腐食性材料でできた保護シース内に完全に包まれている。製造を容易にするために、保護シースは独立した部分から組立てられている。図示した実施例において、これらの部分は、前縁部カバ３４、吸い込み側用のカバーシート３５、後縁部カバ３６および圧力側用のカバーシート３７を備えている。

翼３２は第一の縁部カバ３４、吸い込み側用のカバーシート３５および二つの溶接継目３８１，３８２での後縁部カバ３６により組立てられている。次いで接着層３９により囲まれた中核部材料３３は、溶接された部分から形成された凹部内に配置されており、圧力側用のカバーシート３７は中核部を完全に囲むために頂部に配置されている。圧力側用のカバーシート３７は、溶接継目３８３，３８４で接合されている。これらの後者の溶接継目３８３，３８４は、溶接工程時に接着層と中核部に対する熱損傷を防ぐために、各々前縁部カバ３４と後縁部カバ３６内に機械加工された凹部の縁部に設けられている。

本発明は実施例を用いて上記のように説明し、変更は本発明の範囲内で行うことができる。例えば中核部を囲む保護シースは、特に腐食に曝された中核部の部分が記載したような締り嵌めを達成するように成形された部分的なカバで置換えることができる。

さらに本発明は、ここで説明したあるいはこの中に事実上含まれる、もしくは図に示したあるいは図に事実上含まれるいずれの個々の特徴、もしくはいずれのこのような特徴のいずれの組み合わせあるいはいずれのこのような特徴のいずれの一般化したもの、もしくはその相当物まで拡張する組み合わせにある。したがって、本発明の範囲は上記の模範的実施例のいずれによっても限定されるべきではない。図を含む明細書に記載された特徴は各々、特にはっきりと述べてなくても、同じ、同等のあるいは類似の目的に役立つ代替的な特徴により置換えられてもよい。

この中に明白に述べてなくても、明細書を通じた従来技術の審議はいずれも、従来技術が広く知られているか、あるいはその態様の共通の一般的知識の部分を形成する了承事項ではない。

１０ 最終段ロータブレード
１１ 根元部分
１２ 翼
１２１ 先端部
１２２ 前縁部
１２３ 後縁部
１２４ 圧力側
１２５ 吸込み側
１２６ 翼弦
１２７ 翼形中心線
２１ 半径方向間隔ｒに関連した翼弦長Ｌ
２２−１ 半径方向間隔ｒに関連した翼弦長Ｌ
２２−２ 半径方向間隔ｒに関連した翼弦長Ｌ
２３ 翼の二次元投影図
２４−１ 翼の二次元投影図
２４−２ 翼の二次元投影図
３０ 最終段ロータブレード
３１ 根元部分
３２ 翼
３２１ 先端部
３２２ 付加的繊維素材
３３ 中核部
３４ 前縁部カバ
３５ 吸込み側のためのカバーシート
３６ 後縁部カバー
３７ 圧力側のためのカバーシート
３８１ 溶接継目
３８２ 溶接継目
３８３ 溶接継目
３８４ 溶接継目
３９ 接着層

Claims (11)

1. 根元部分と先端部分と翼を備えたタービンブレードであって、前記翼が複合素材でできた中核部と侵食に曝される一つの位置あるいは複数の位置で複合中核部に連結される保護シースを備えたタービンブレードにおいて、
   翼の複合素材中核部が、ブレードの根元部分の近くの位置から先端部の近くの位置まで連続的であり、かつ翼の長さに沿って回転軸線から間隔をおいて広がり、ブレードの先端部分の近くの位置で終わる部分を備えていることを特徴とするタービンブレード。
2. 半径方向で外側に向かう方向で、中核部に沿った保護シースの運動が、保護シースと複合素材中核部の広がっている部分の間の締まり嵌めにより防止されることを特徴とする請求項１記載のタービンブレード。
3. 拡張が連続的かあるいは段階的であることを特徴とする請求項１に記載のタービンブレード。
4. 拡張が先端部に向かう翼の翼弦長の長さを含んでいることを特徴とする請求項１に記載のタービンブレード。
5. 翼弦長が半径方向の間隔の関数として減少する部分に次いで、翼弦長が半径方向間隔の関数として増大することを特徴とする請求項４に記載のタービンブレード。
6. 翼弦長がブレードの根元部分の近くの位置から先端部の近くの位置まで連続的に増大することを特徴とする請求項４に記載のタービンブレード。
7. 保護シースが接合あるいは接着層により複合素材中核部と接合していることを特徴とする請求項１に記載のタービンブレード。
8. タービンブレードが蒸気タービン用のブレードであることを特徴とする請求項１に記載のタービンブレード。
9. タービンブレードが蒸気タービン用の最終段ブレードであることを特徴とする請求項１に記載のタービンブレード。
10. 異なる材料の保護シースにより複合素材の中核部を取り囲む方法を備えた大型の蒸気タービンのためのブレードを製造する方法であって、
    この方法が以下の工程、すなわち
    − ブレードの根元部分の近くの位置から、ブレードの先端部の近くの位置まで連続的に延びている中核部を備える工程と、
    − ブレードの少なくとも先端部の近くで複合素材の中核部の幅を増大させる工程を備えていることを特徴とする方法。
11. 接着層により中核部に接合される幾つかの部分から保護シースを組立てることを特徴とする請求項１０に記載の方法。

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