JP2600049Y2 - タービン翼 - Google Patents
タービン翼Info
- Publication number
- JP2600049Y2 JP2600049Y2 JP1993024821U JP2482193U JP2600049Y2 JP 2600049 Y2 JP2600049 Y2 JP 2600049Y2 JP 1993024821 U JP1993024821 U JP 1993024821U JP 2482193 U JP2482193 U JP 2482193U JP 2600049 Y2 JP2600049 Y2 JP 2600049Y2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- shell member
- tip
- spar
- shell
- platform
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本考案はタービン翼に関するもの
である。
である。
【０００２】
【従来の技術】従来、ガスタービンエンジンのタービン
翼は、延性に優れ高温での疲労強度の強い金属材料によ
って形成されており、近年はガスタービンエンジンの高
性能化に伴う燃焼ガスの温度上昇に対応するために、耐
熱性に優れたセラミックス材料を用いることが検討され
ている。
翼は、延性に優れ高温での疲労強度の強い金属材料によ
って形成されており、近年はガスタービンエンジンの高
性能化に伴う燃焼ガスの温度上昇に対応するために、耐
熱性に優れたセラミックス材料を用いることが検討され
ている。
【０００３】
【考案が解決しようとする課題】しかしながら、前述の
金属材料は耐熱性に限界がありセラミックス材料は耐衝
撃性に難点があるため、金属またはセラミックスの単一
材料で構成したタービン翼では、ガスタービンの高性能
化に伴う燃焼ガスの高温化に十分対応できないという問
題がある。
金属材料は耐熱性に限界がありセラミックス材料は耐衝
撃性に難点があるため、金属またはセラミックスの単一
材料で構成したタービン翼では、ガスタービンの高性能
化に伴う燃焼ガスの高温化に十分対応できないという問
題がある。
【０００４】本考案は、前述の実情に鑑み、タービン翼
にかかる外力を受ける翼支持部材を耐熱金属材料により
形成し、前記翼支持部材を被覆するシェル部材をセラミ
ックス材料又は繊維強化セラミックス材料により形成す
ることにより燃焼ガスの高温化に対応し得るタービン翼
を提供することを目的としてなしたものである。
にかかる外力を受ける翼支持部材を耐熱金属材料により
形成し、前記翼支持部材を被覆するシェル部材をセラミ
ックス材料又は繊維強化セラミックス材料により形成す
ることにより燃焼ガスの高温化に対応し得るタービン翼
を提供することを目的としてなしたものである。
【０００５】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、本考案の請求項１に記載のタービン翼では、形成す
べき翼の外形と同形状の腹面及び背面を有し且つ基端部
並びに先端部が開口した中空構造のシェル部材を、セラ
ミックス材料によって形成し、プラットホーム部の一面
にシェル部材中空部内側面に当接可能な複数の略棒状の
スパー部を翼前後方向に並べて設け且つプラットホーム
部の他面にダブテール部を設けた翼支持部材を、耐熱金
属材料によって形成し、各スパー部の先端部が嵌入し得
る孔を有し且つシェル部材の先端部を閉塞可能なチップ
キャップ部材を、耐熱金属材料によって形成し、シェル
部材基端部がプラットホーム部の一面に当接し得るよう
にシェル部材をスパー部に緩く外嵌し、シェル部材がチ
ップキャップ部材とプラットホーム部との間に緩く介在
するように、チップキャップ部材の孔にスパー部の先端
を嵌入固着している。 また、本考案の請求項２に記載の
タービン翼では、形成すべき翼の外形と同形状の腹面及
び背面を有し且つ基端部並びに先端部が開口した中空構
造のシェル部材を、繊維強化セラミックス材料によって
形成し、プラットホーム部の一面にシェル部材中空部内
側面に当接可能な複数の略棒状のスパー部を翼前後方向
に並べて設け且つプラットホーム部の他面にダブテール
部を設けた翼支持部材を、耐熱金属材料によって形成
し、各スパー部の先端部が嵌入し得る孔を有し且つシェ
ル部材の先端部を閉塞可能なチップキャップ部材を、耐
熱金属材料によって形成し、シェル部材基端部がプラッ
トホーム部の一面に当接し得るようにシェル部材をスパ
ー部に緩く外嵌し、シェル部材がチップキャップ部材と
プラットホーム部との間に緩く介在するように、チップ
キャップ部材の孔にスパー部の先端を嵌入固着してい
る。
め、本考案の請求項１に記載のタービン翼では、形成す
べき翼の外形と同形状の腹面及び背面を有し且つ基端部
並びに先端部が開口した中空構造のシェル部材を、セラ
ミックス材料によって形成し、プラットホーム部の一面
にシェル部材中空部内側面に当接可能な複数の略棒状の
スパー部を翼前後方向に並べて設け且つプラットホーム
部の他面にダブテール部を設けた翼支持部材を、耐熱金
属材料によって形成し、各スパー部の先端部が嵌入し得
る孔を有し且つシェル部材の先端部を閉塞可能なチップ
キャップ部材を、耐熱金属材料によって形成し、シェル
部材基端部がプラットホーム部の一面に当接し得るよう
にシェル部材をスパー部に緩く外嵌し、シェル部材がチ
ップキャップ部材とプラットホーム部との間に緩く介在
するように、チップキャップ部材の孔にスパー部の先端
を嵌入固着している。 また、本考案の請求項２に記載の
タービン翼では、形成すべき翼の外形と同形状の腹面及
び背面を有し且つ基端部並びに先端部が開口した中空構
造のシェル部材を、繊維強化セラミックス材料によって
形成し、プラットホーム部の一面にシェル部材中空部内
側面に当接可能な複数の略棒状のスパー部を翼前後方向
に並べて設け且つプラットホーム部の他面にダブテール
部を設けた翼支持部材を、耐熱金属材料によって形成
し、各スパー部の先端部が嵌入し得る孔を有し且つシェ
ル部材の先端部を閉塞可能なチップキャップ部材を、耐
熱金属材料によって形成し、シェル部材基端部がプラッ
トホーム部の一面に当接し得るようにシェル部材をスパ
ー部に緩く外嵌し、シェル部材がチップキャップ部材と
プラットホーム部との間に緩く介在するように、チップ
キャップ部材の孔にスパー部の先端を嵌入固着してい
る。
【０００６】
【作用】本考案の請求項１に記載のタービン翼において
は、セラミックス材料で形成したシェル部材を、耐熱金
属材料で形成した翼支持部材のスパー部に緩く外嵌させ
て、当該スパー部を燃焼ガスの熱から遮断する。 本考案
の請求項２に記載のタービン翼においては、繊維強化セ
ラミックス材料で形成したシェル部材を、耐熱金属材料
で形成した翼支持部材のスパー部に緩く外嵌させて、当
該スパー部を燃焼ガスの熱から遮断する。 また、本考案
の請求項１あるいは請求項２に記載のタービン翼のいず
れにおいても、シェル部材を、翼支持部材のプラットホ
ーム部とスパー部の先端に固着したチップキャップ部材
との間に緩く介在させ、ガスタービンエンジンの稼働時
に、高速回転に伴ってシェル部材に作用する外力を緩和
する。
は、セラミックス材料で形成したシェル部材を、耐熱金
属材料で形成した翼支持部材のスパー部に緩く外嵌させ
て、当該スパー部を燃焼ガスの熱から遮断する。 本考案
の請求項２に記載のタービン翼においては、繊維強化セ
ラミックス材料で形成したシェル部材を、耐熱金属材料
で形成した翼支持部材のスパー部に緩く外嵌させて、当
該スパー部を燃焼ガスの熱から遮断する。 また、本考案
の請求項１あるいは請求項２に記載のタービン翼のいず
れにおいても、シェル部材を、翼支持部材のプラットホ
ーム部とスパー部の先端に固着したチップキャップ部材
との間に緩く介在させ、ガスタービンエンジンの稼働時
に、高速回転に伴ってシェル部材に作用する外力を緩和
する。
【０００７】
【実施例】以下、本考案の実施例を図面を参照しつつ説
明する。
明する。
【０００８】図１ないし図４は本考案のタービン翼の概
略を表す斜視図であり、略平板形状を有するプラットホ
ーム部１の一面に後述のシェル部材７の中空部内側面に
当接可能な略棒状で所定の断面形状を有し且つ互いに平
行して前記プラットホーム部１の一面に略直交する方向
へ延びるスパー部２を設け、さらに前記プラットホーム
部１の他面にダブテール部３を設けた翼支持部材４を耐
熱金属材料により形成する。
略を表す斜視図であり、略平板形状を有するプラットホ
ーム部１の一面に後述のシェル部材７の中空部内側面に
当接可能な略棒状で所定の断面形状を有し且つ互いに平
行して前記プラットホーム部１の一面に略直交する方向
へ延びるスパー部２を設け、さらに前記プラットホーム
部１の他面にダブテール部３を設けた翼支持部材４を耐
熱金属材料により形成する。
【０００９】また、形成すべき翼の外形と同形状の腹面
５及び背面６を有し且つ基端部並びに先端部が開口し、
前記翼支持部材４のスパー部２に緩く外嵌し得る中空構
造のシェル部材７をセラミックス材料（例えばＺｒＯ2
・ＹＯ3，ジルコニアイットリア）により形成する。
５及び背面６を有し且つ基端部並びに先端部が開口し、
前記翼支持部材４のスパー部２に緩く外嵌し得る中空構
造のシェル部材７をセラミックス材料（例えばＺｒＯ2
・ＹＯ3，ジルコニアイットリア）により形成する。
【００１０】さらに、前記シェル部材７の先端部を閉塞
するように前記翼支持部材４のスパー部２の先端部に外
嵌し得るように所定の形状の孔８を有するチップキャッ
プ部材９を耐熱金属材料により形成する。
するように前記翼支持部材４のスパー部２の先端部に外
嵌し得るように所定の形状の孔８を有するチップキャッ
プ部材９を耐熱金属材料により形成する。
【００１１】そして、前記シェル部材７の基端部が前記
翼支持部材４のプラットホーム部１に当接するように該
シェル部材７を翼支持部材４のスパー部２に外嵌し、前
記スパー部２の先端部に前記チップキャップ部材９の孔
８を外嵌することにより該チップキャップ部材９を固着
し、前記シェル部材７が前記翼支持部材４のプラットホ
ーム部１と前記チップキャップ部材９との間に緩く介在
するように構成する。なお、１０はタービン翼を冷却す
る空気をシェル部材７の外面へ導き出すための冷却孔で
ある。
翼支持部材４のプラットホーム部１に当接するように該
シェル部材７を翼支持部材４のスパー部２に外嵌し、前
記スパー部２の先端部に前記チップキャップ部材９の孔
８を外嵌することにより該チップキャップ部材９を固着
し、前記シェル部材７が前記翼支持部材４のプラットホ
ーム部１と前記チップキャップ部材９との間に緩く介在
するように構成する。なお、１０はタービン翼を冷却す
る空気をシェル部材７の外面へ導き出すための冷却孔で
ある。
【００１２】タービン翼が図示していない燃焼器から噴
出される高速高温の燃焼ガスのエネルギーを高速回転に
変換するときには、燃焼ガスのエネルギーが、シェル部
材７、翼支持部材４のスパー部２、プラットホーム部
１、及びダブテール部３を経て圧縮機回転軸（図示せ
ず）に伝達される。
出される高速高温の燃焼ガスのエネルギーを高速回転に
変換するときには、燃焼ガスのエネルギーが、シェル部
材７、翼支持部材４のスパー部２、プラットホーム部
１、及びダブテール部３を経て圧縮機回転軸（図示せ
ず）に伝達される。
【００１３】このとき、セラミックス材料で形成したシ
ェル部材７が、スパー部２に緩く外嵌しているので、耐
熱性に限界がある耐熱金属材料で形成した翼支持部材４
のスパー部２を、燃焼ガスの熱から庇護することができ
る。 また、シェル部材７が、翼支持部材４のプラットホ
ーム部１とスパー部２の先端に固着したチップキャップ
部材９との間に緩く介在しているので、ガスタービンエ
ンジンの稼働時に、高速回転に伴ってシェル部材７に作
用する外力が緩和されることになる。 よって、耐衝撃性
に難点があるセラミックス材料で形成したシェル部材７
の損傷を懸念することなく、燃焼ガスを高温化してガス
タービンエンジンの高性能化を図れる。
ェル部材７が、スパー部２に緩く外嵌しているので、耐
熱性に限界がある耐熱金属材料で形成した翼支持部材４
のスパー部２を、燃焼ガスの熱から庇護することができ
る。 また、シェル部材７が、翼支持部材４のプラットホ
ーム部１とスパー部２の先端に固着したチップキャップ
部材９との間に緩く介在しているので、ガスタービンエ
ンジンの稼働時に、高速回転に伴ってシェル部材７に作
用する外力が緩和されることになる。 よって、耐衝撃性
に難点があるセラミックス材料で形成したシェル部材７
の損傷を懸念することなく、燃焼ガスを高温化してガス
タービンエンジンの高性能化を図れる。
【００１４】また、前述の実施例では、シェル部材７を
セラミックス材料により形成した場合について説明した
が、該シェル部材７を繊維強化セラミックス材料（例え
ばＳｉＣ／ＳｉＣ炭化珪素）により形成してもよく、こ
れ等の繊維強化セラミックス材料でシェル部材７を形成
すると耐衝撃性を向上し得る。
セラミックス材料により形成した場合について説明した
が、該シェル部材７を繊維強化セラミックス材料（例え
ばＳｉＣ／ＳｉＣ炭化珪素）により形成してもよく、こ
れ等の繊維強化セラミックス材料でシェル部材７を形成
すると耐衝撃性を向上し得る。
【００１５】なお、本考案のタービン翼は上述した実施
例のみに限定されるものではなく、たとえば、シェル部
材７に設ける冷却孔１０の位置をタービン翼の稼働環境
に応じて適宜変更すること、シェル部材７を形成する繊
維強化セラミックス材料を、シェル部材７の内面と外面
とが空孔で結ばれる程度に多孔質にして、翼面を冷却空
気膜で覆って冷却効率の向上を図ること、その他、本考
案の要旨を逸脱しない範囲内において種々変更を加え得
ることは勿論である。
例のみに限定されるものではなく、たとえば、シェル部
材７に設ける冷却孔１０の位置をタービン翼の稼働環境
に応じて適宜変更すること、シェル部材７を形成する繊
維強化セラミックス材料を、シェル部材７の内面と外面
とが空孔で結ばれる程度に多孔質にして、翼面を冷却空
気膜で覆って冷却効率の向上を図ること、その他、本考
案の要旨を逸脱しない範囲内において種々変更を加え得
ることは勿論である。
【００１６】
【考案の効果】以上述べたように、本考案のタービン翼
によれば下記のような種々の優れた効果を奏し得る。 （１）セラミックス材料あるいは繊維強化セラミックス
材料で形成したシェル部材をスパー部に緩く外嵌してい
るので、耐熱性に限界がある耐熱金属材料で形成した翼
支持部材のスパー部を、燃焼ガスの熱から庇護すること
ができる。 （２）シェル部材が、翼支持部材のプラットホーム部と
スパー部の先端に固着したチップキャップ部材との間に
緩く介在しているので、ガスタービンエンジンの稼働時
に、高速回転に伴ってシェル部材７に作用する外力を緩
和することができる。 （３）よって、耐衝撃性に難点があるセラミックス材料
あるいは繊維強化セラミックス材料で形成したシェル部
材の損傷を懸念せずに、燃焼ガスを高温化してガスター
ビンエンジンの高性能化を図ることが可能になる。
によれば下記のような種々の優れた効果を奏し得る。 （１）セラミックス材料あるいは繊維強化セラミックス
材料で形成したシェル部材をスパー部に緩く外嵌してい
るので、耐熱性に限界がある耐熱金属材料で形成した翼
支持部材のスパー部を、燃焼ガスの熱から庇護すること
ができる。 （２）シェル部材が、翼支持部材のプラットホーム部と
スパー部の先端に固着したチップキャップ部材との間に
緩く介在しているので、ガスタービンエンジンの稼働時
に、高速回転に伴ってシェル部材７に作用する外力を緩
和することができる。 （３）よって、耐衝撃性に難点があるセラミックス材料
あるいは繊維強化セラミックス材料で形成したシェル部
材の損傷を懸念せずに、燃焼ガスを高温化してガスター
ビンエンジンの高性能化を図ることが可能になる。
【図１】本考案のタービン翼の一実施例を示す斜視図で
ある。
ある。
【図２】図１に示すタービン翼に関連する翼支持部材の
斜視図である。
斜視図である。
【図３】図１に示すタービン翼に関連するシェルキャッ
プ部材の斜視図である。
プ部材の斜視図である。
【図４】図１に示すタービン翼に関連するチップキャッ
プ部材の斜視図である。
プ部材の斜視図である。
１ プラットホーム部 ２ スパー部 ３ ダブテール部 ４ 翼支持部材 ７ シェル部材 ９ チップキャップ部材
Claims (2)
- 【請求項１】 形成すべき翼の外形と同形状の腹面及び
背面を有し且つ基端部並びに先端部が開口した中空構造
のシェル部材を、セラミックス材料によって形成し、プ
ラットホーム部の一面にシェル部材中空部内側面に当接
可能な複数の略棒状のスパー部を翼前後方向に並べて設
け且つプラットホーム部の他面にダブテール部を設けた
翼支持部材を、耐熱金属材料によって形成し、各スパー
部の先端部が嵌入し得る孔を有し且つシェル部材の先端
部を閉塞可能なチップキャップ部材を、耐熱金属材料に
よって形成し、シェル部材基端部がプラットホーム部の
一面に当接し得るようにシェル部材をスパー部に緩く外
嵌し、シェル部材がチップキャップ部材とプラットホー
ム部との間に緩く介在するように、チップキャップ部材
の孔にスパー部の先端を嵌入固着したことを特徴とする
タービン翼。 - 【請求項２】 形成すべき翼の外形と同形状の腹面及び
背面を有し且つ基端部並びに先端部が開口した中空構造
のシェル部材を、繊維強化セラミックス材料によって形
成し、プラットホーム部の一面にシェル部材中空部内側
面に当接可能な複数の略棒状のスパー部を翼前後方向に
並べて設け且つプラットホーム部の他面にダブテール部
を設けた翼支持部材を、耐熱金属材料によって形成し、
各スパー部の先端部が嵌入し得る孔を有し且つシェル部
材の先端部を閉塞可能なチップキャップ部材を、耐熱金
属材料によって形成し、シェル部材基端部がプラットホ
ーム部の一面に当接し得るようにシェル部材をスパー部
に緩く外嵌し、シェル部材がチップキャップ部材とプラ
ットホーム部との間に緩く介在するように、チップキャ
ップ部材の孔にスパー部の先端を嵌入固着したことを特
徴とするタービン翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1993024821U JP2600049Y2 (ja) | 1993-05-13 | 1993-05-13 | タービン翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1993024821U JP2600049Y2 (ja) | 1993-05-13 | 1993-05-13 | タービン翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0683901U JPH0683901U (ja) | 1994-12-02 |
| JP2600049Y2 true JP2600049Y2 (ja) | 1999-09-27 |
Family
ID=12148853
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1993024821U Expired - Fee Related JP2600049Y2 (ja) | 1993-05-13 | 1993-05-13 | タービン翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2600049Y2 (ja) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8727721B2 (en) * | 2010-12-30 | 2014-05-20 | General Electric Company | Vane with spar mounted composite airfoil |
| US8690531B2 (en) * | 2010-12-30 | 2014-04-08 | General Electroc Co. | Vane with spar mounted composite airfoil |
-
1993
- 1993-05-13 JP JP1993024821U patent/JP2600049Y2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0683901U (ja) | 1994-12-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1762701B1 (en) | Skewed tip hole turbine blade | |
| US6000906A (en) | Ceramic airfoil | |
| EP1126135A2 (en) | Ceramic turbine airfoils with cooled trailing edge blocks | |
| US6632070B1 (en) | Guide blade and guide blade ring for a turbomachine, and also component for bounding a flow duct | |
| JP4063938B2 (ja) | ガスタービンエンジンの動翼の冷却通路の乱流器構造 | |
| US6135715A (en) | Tip insulated airfoil | |
| US7273353B2 (en) | Shroud honeycomb cutter | |
| US7837440B2 (en) | Turbine bucket tip cap | |
| US20050169759A1 (en) | Gas turbine flowpath structure | |
| US20050129519A1 (en) | Center located cutter teeth on shrouded turbine blades | |
| GB2114676A (en) | Turbine rotor blade | |
| EP0924380B1 (en) | Striated turbomachine blade | |
| US4180371A (en) | Composite metal-ceramic turbine nozzle | |
| US8070448B2 (en) | Spacers and turbines | |
| JP2001132405A (ja) | タービンエーロフォイルにおける熱応力を減ずるための装置 | |
| JPS58138206A (ja) | タ−ビンの一体鋳造固定羽根構造 | |
| JP2600049Y2 (ja) | タービン翼 | |
| CN112901278B (zh) | 一种采用卡扣固定式陶瓷铠甲的涡轮叶片 | |
| US20210140325A1 (en) | Ceramic airfoil trailing end configuration | |
| JP2938506B2 (ja) | タービン静翼 | |
| Koul et al. | Degradation of high performance aero-engine turbine blades | |
| JPH0133766Y2 (ja) | ||
| JPS6189903A (ja) | セラミツク静翼耐熱衝撃構造 | |
| EP4317652A1 (en) | Turbine rotor blade and turbine | |
| JPS6327522B2 (ja) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |