JP2693527B2

JP2693527B2 - ターボ機械の動翼構造

Info

Publication number: JP2693527B2
Application number: JP63294164A
Authority: JP
Inventors: 隆池田; 昭紀古閑; 英之平田
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 1988-11-21
Filing date: 1988-11-21
Publication date: 1997-12-24
Anticipated expiration: 2012-12-24
Also published as: JPH02140402A

Description

【発明の詳細な説明】〔発明の目的〕（産業上の利用分野）本発明はガスタービンやターボジェットエンジン等に
用いられるターボ機械の動翼構造に係り、特に金属製翼
軸部とセラミック製外被とを組み合せたセラミック動翼
構造を採用したターボ機械の動翼構造に関する。

（従来の技術）ターボ機械としてのガスタービンを組み込んだガスタ
ービン発電プラントは第15図に示すように構成され、ガ
スタービン１と同軸に設けられた圧縮機２の駆動によっ
て圧縮された圧縮空気を燃焼器３に案内して燃焼器３の
ライナ部分3aで燃料と共に燃焼せしめる。燃焼による高
温の燃焼ガスはトランジションピース４および静翼５を
経て動翼６に案内され、この動翼６を回転駆動させてガ
スタービン１の仕事をさせるようになっている。

この種のガスタービンにおいては、タービン入口温度
を上昇させるとガスタービンの熱効率が上昇することが
知られており、この熱効率向上のため、タービン入口温
度の上昇が図られている。従来のガスタービン１の燃焼
器３や動翼６・静翼５の材料には耐熱性超合金材料が使
用されているが、最近では、耐熱性超合金より耐熱性に
優れたセラミック材料を、ガスタービン部品として用い
ることが例えば特開昭62−174502号公報や特開昭62−41
902号公報に開示されている。

セラミック材料は金属材料に比較して強度のバラツキ
が大きく、引張応力に弱く、脆性が高いという問題があ
る。この問題のため、セラミック材料で植込部を備えた
一体構造のガスタービン動翼を製作すると、ガスタービ
ン動翼は遠心力作用による高い引張応力が植込部の応力
集中部に発生するため、脆性破壊のおそれがある。

この関係から、ガスタービン動翼にセラミックを適用
する場合、比較的温度の低い植込部を耐熱性金属材料で
形成し、高温の燃焼ガスに晒される部分をセラミック製
外被で覆い、このセラミック製外被を芯金としての金属
製翼軸部で保持するセラミック−金属複合羽根構造のセ
ラミック動翼が特開昭59−119001号公報に開示されてい
る。このセラミック動翼は耐熱性に優れたセラミック製
外被と機械的強度部材としての金属製翼軸部とを組み合
せた翼技術である。

従来のターボ機械に用いられるセラミック動翼は第16
図に示すようにセラミック製外被７と機械的強度部材と
しての金属製翼軸部８とから構成され、この金属製翼軸
部８はNi基合金等で作られる。金属製翼軸部８はロータ
に植設される内周側植込部8aと、高温作動ガス（燃焼ガ
ス）がロータ側に侵入するのを防止するプラットホーム
8bと、セラミック製外被７を外周側に被着したコア部8c
とを有し、コア部8cの翼先端側には頂部カバー8dが一体
に接合される。

しかして、金属製翼軸部８にセラミック製外被７を組
み合せることにより、圧縮応力に強く引張応力に弱いセ
ラミックの特性を利用しており、セラミック製外被７に
圧縮応力のみを作用させ、セラミック本来の特性である
耐熱性を有効に利用している。第16図に示すセラミック
動翼６の場合、内周側植込部8aは金属であるので、高い
引張応力に耐えることができる。

このセラミック動翼６は、金属製翼軸部８の翼先端側
からセラミック製外被７を挿入し、その後金属製翼軸部
８と同一金属製の頂部カバー8dで装着し、次に金属製翼
軸部８と頂部カバー8dとの接合面Ａを高温雰囲気下で加
圧し、接合一体構造としている。

セラミック動翼６の金属製翼軸部８はセラミック製外
被７や翼軸部自身の遠心力作用により高い応力がかかっ
ている。高い応力が作用する金属製翼軸部８の温度を強
度上許容温度以下に下げるために内部には１個あるいは
複数個の冷却空気流通孔９が軸方向に穿設されており、
冷却空気は内周側植込部8aから冷却空気流通孔９に流入
し、この冷却空気流通孔９内の空気流路を通って頂部カ
バー8dに設けた冷却空気抜孔9aから外部に抜出される。

（発明が解決しようとする課題）セラミック製外被７と金属製翼軸部８とを組み合せた
従来のセラミック動翼６においては、セラミック製外被
７はセラミック動翼６の回転遠心力により頂部カバー8d
側に押し付けられ、頂部カバー8dに密着せしめられる
が、セラミック製外被７の翼根元側にはクリアランスδ
が生じる。

また、セラミック動翼６は動翼前縁と後縁との間に20
0MKwクラスで例えば４〜6kg/cm²程度の圧力差が生じ、
この圧力差のために高温の作動ガス（燃焼ガス）がセラ
ミック製外被７内に侵入し、通過する。この作動ガスの
リークが生じるとガスタービンはタービン効率の低下を
招くとともに、高温の作動ガスにより金属製翼軸部８の
コア部8cが加熱されるため、コア部8cはその表面から中
心部にかけて大きな温度変化が生じ、コア部に大きな熱
応力が発生するため、金属製翼軸部８を効果的に冷却す
る上で問題があった。

本発明は上述した事情を考慮してなされたもので、高
温の作動ガスがセラミック製外被内に流入するのを未然
にかつ確実に防止し、金属製翼軸部を効果的に冷却して
ガスタービンの効率を向上させたターボ機械の動翼構造
を提供することを目的とする。

〔発明の構成〕

（課題を解決するための手段）本発明に係るターボ機械の動翼構造は、上述した課題
を達成するために、金属製翼軸部とこの翼軸部に被着さ
れるセラミック製外被とを備えたターボ機械の動翼構造
において、前記セラミック製外被と金属製翼軸部のコア
部との間にコア部を被着する中間スリーブが設けられ、
この中間スリーブとコア部との間に冷却空気流路が形成
される一方、前記セラミック製外被の翼根元側に構造体
のシール部材を設け、このシール部材を介してセラミッ
ク製外被の翼根元側を金属製翼軸部のプラットホーム上
に保持し、前記セラミック製外被の翼頂部側をヘッドカ
バーを介して前記金属製翼軸部のコア部翼頂部側に一体
に設けられた頂部カバーで保持し、セラミック製外被の
翼根元側および翼頂部側に接触するシール部材およびヘ
ッドカバーの表面に遮断層を付着させ、前記ヘッドカバ
ーは中間スリーブの翼頂部側に一体成形されて頂部カバ
ーを覆い、この頂部カバー内に冷却キャビティを形成し
ており、前記金属製翼軸部に長手方向に延びて上記冷却
キャビティに連通する冷却空気流通孔が形成され、前記
冷却キャビティは、前記中間スリーブとコア部の間の冷
却空気流路および前記ヘッダーカバーと頂部カバーとの
間の間隙に冷却空気孔でそれぞれ連通され、かつ頂部カ
バーの後縁側に冷却空気孔により開口しており、さらに
前記シール部材を収容保持する前記プラットホームの収
容溝に前記冷却空気流通孔から分岐された冷却分岐孔を
連通させたものである。

さらに、本発明のターボ機械の動翼構造は、金属製翼
軸部とこの翼軸部に被着されるセラミック製外被とを備
えたターボ機械の動翼構造において、前記金属製翼軸部
のコア部の翼根元側に弾性を有するスカートを設け、こ
のスカートをセラミック製外被に内側から密着させた構
成として、上述した課題の解決を図っている。

（作用）このターボ機械の動翼構造は、セラミック製外被の翼
根元側にシール部材を設け、このシール部材を介してセ
ラミック製外被の翼根元側を金属製翼軸部のプラットホ
ーム上に保持したので、高温の作動ガスがセラミック製
外被内に流入するのを確実に防止できるので、金属製翼
軸部を効果的に冷却でき、ガスタービンのタービン効率
を有効的に向上させることができる。

また、金属製翼軸部のコア部を中間スリーブで被着
し、この中間スリーブとコア部との間に冷却空気流路を
形成したので、金属製翼軸部のコア部を積極的に冷却
し、金属製翼軸部の熱応力が発生するのを有効的に防止
し、金属製翼軸部の損傷を未然に防止でき、信頼性が向
上する。

さらに、金属製翼軸部の翼根元側に弾性変形可能なス
カートを設け、このスカートをセラミック製外被に弾性
変形により密着させた場合にも、セラミック製外被内へ
高温の作動ガスが流入するのを確実に防止できる。

（実施例）以下、本発明に係るターボ機械の動翼構造の一実施例
について添付図面を参照して説明する。

本発明はガスタービンやターボジェットエンジン等の
ターボ機械の動翼に適用することができ、第１図はター
ボ機械としてガスタービンに適用したセラミック動翼10
を示す。このセラミック動翼10は金属製翼軸部11とこの
翼軸部11に被着された翼形状のセラミックスリーブとし
てのセラミック製外被12とを組み合せたものである。金
属製翼軸部11はNi基合金等の耐熱性合金材料で形成さ
れ、図示しないロータに植設される内周側植込部13と、
高温の作動ガスがロータ側に侵入するのを防止するプラ
ットホーム14と、セラミック製外被12を外周側に被着し
たコア部15とを有し、このコア部15の頂部には頂部カバ
ー16が設けられる。

金属製翼軸部11とセラミック製外被12との間に耐熱性
に優れた中間スリーブ18が配置される。この中間スリー
ブ18はFSX−414などのCo基合金や酸化物分散強化Ni基超
合金等の耐熱性強度材料で形成される。中間スリーブ18
はスリーブ自身の遠心力が圧縮応力として作用してい
る。

中間スリーブ18は第２図に示すように構成され、翼根
元側が金属製翼軸部11のコア部15の段部に嵌装されて装
着され、その翼頂部側にはヘッドカバー19が一体に成形
され、このヘッドカバー19が頂部カバー16を外周側から
覆っている。ヘッドカバー19は動翼後縁側が切欠かれ、
開口している。

また、中間スリーブ18は金属製翼軸部11のコア部15と
の間に冷却空気流路20が形成され、この冷却空気流路20
を流れる冷却空気によりコア部15は外表面側が冷却され
る。

一方、金属製翼軸部11に形成される冷却空気流通孔21
はその長手方向に延びて頂部カバー16の冷却キャビティ
22内に連通する一方、この冷却キャビティ22から多数の
冷却空気孔23,24,25に分岐される。各冷却空気孔には、
前述した冷却空気流路20に連通する冷却空気孔23と、ヘ
ッドカバー19と頂部カバー16との間隙26に案内される冷
却空気孔24と、頂部カバー16の後縁側に開口する冷却空
気孔25とに大別される。

一方、金属製翼軸部11の冷却空気流通孔21は翼根元側
がロータ内の空気流路を介して圧縮機に連通され、この
冷却空気流通孔21内に圧縮機にて圧縮された圧縮空気の
抽気が案内されるようになっている。

また、金属製翼軸部11の頂部に設けられる頂部カバー
16はコア部15に高温雰囲気下において加圧され、拡散接
合等により一体接合される。

他方、金属製翼軸部11に被着される中間スリーブ18は
そのヘッドカバー19の底部がセラミックスリーブとして
のセラミック製外被12に当接し、支持される一方、セラ
ミック製外被12の翼根元側はシール部材27を介してプラ
ットホーム14に支持される。シール部材27は、第１図に
図示するように体積および重量を有する構造体であり、
このシール部材27はプラットホーム14に設けられた収容
溝28に嵌合せしめられる。このようにしてセラミック製
外被12はヘッドカバー19とプラットホーム14との間に挟
持され、固定される。上記収容溝28には冷却空気流通孔
21から冷却分岐孔29を介して冷却空気が案内され、案内
された冷却空気は図示しないガイド溝を介して外部に放
出される。

また、セラミック製外被12に接触するヘッドカバー19
の底部表面やシール部材27の上側表面にはZrO₂コーティ
ング等による遮熱層30が付着される。セラミック製外被
12は、Si₃N₄やSiCセラミック材料等で作られる。

次に、このセラミック動翼の組立手順を説明する。

このセラミック動翼10を組み立てる場合、金属製翼軸
部11にシール部材27を介装するとともに、このシール部
材27に嵌合するように中間スリーブ18を装着する。この
スリーブ装着時にはセラミック製外被12を外嵌させてお
き、このセラミック製外被12をシール部材27のシール面
に密着するように接合させる。

その後、金属製翼軸部11の頂部側に頂部カバー16を設
け、この頂部カバー16をコア部15に高温雰囲気下におい
て加圧し、一体に接合させる。

次にセラミック動翼の作用を説明する。

ガスタービンの運転時にはセラミック動翼10のヘッド
カバー16やセラミック製外被12に遠心力が作用するが、
このセラミック製外被12は金属製翼軸部11の頭部を形成
する頂部カバー16にヘッドカバー19を介して密着して保
持され、この頂部カバー16が遠心荷重を受けるようにな
っている。セラミック製外被12の翼根元側はシール部材
27が遠心力作用により密着・保持される。

一方、金属製翼軸部11の翼根元側から供給された冷却
空気は冷却空気流通孔21を経て冷却キャビティ22に案内
され、この冷却キャビティ22から各冷却空気孔24を通っ
てヘッドカバー19内周面に吹き出され、インピンジ冷却
され、ヘッドカバー19を冷却している。

この冷却空気はヘッドカバー19と頂部カバー16との間
の間隙より外周側に吹き出される一方、一部は第３図に
示すように翼後縁側の開口から吹き出される。

また、冷却空気の一部は第４図に示すように冷却空気
孔23を経て中間スリーブ18と金属製翼軸部11との間の冷
却空気流路20に吹き出される。この冷却空気は第４図に
示すように中間スリーブ18の下部に向って流れ、プラッ
トホーム14の上面に流出する。一方、シール部材27の下
部には特に高圧側に多く設けられた冷却空気分岐孔29を
経て冷却空気が流入し、この冷却空気はシール部材27と
プラットホーム14との間に形成されるガイド溝33を経て
外部に吹き出される。

第７図および第８図はセラミック動翼10A,10Bのシー
ル構造の各変形例をそれぞれ示す概略図である。このシ
ール構造は第７図に示すように円形断面のシール部材35
を用いても、第８図に示すように矩形断面のシール部材
36を用いてもよい。

また、第９図に示すように中間スリーブ37を金属製翼
軸部11のコア部15の中間付近で終端させて内部に冷却空
気流路38を形成し、セラミック製外被12の内側から積極
的に冷却し、温度を一様化させ、セラミック製外被12に
発生する熱応力を低減させるようにしてもよい。

セラミック製外被12は一般には冷却は不要であるが、
セラミック製外被12の中央部近傍は作動ガス温度が高い
のでセラミック製外被12に熱応力が発生する。この熱応
力の発生を緩和させるために、セラミック製外被12を内
側から冷却させるようにしたものである。セラミック製
外被12の内表面や金属製翼軸部11の外表面を冷却した冷
却空気はプラットホーム14に形成されるガイド溝33,39
を経て外部に放出される。

第10図および第11図はセラミック動翼のさらに他の実
施例を示すものである。

この実施例に示されたセラミック動翼10Dは金属製翼
軸部11のコア部15の翼根元側に弾力性を有するスカート
40を一体に設け、このスカート40をセラミックスリーブ
としてのセラミック製外被12の翼根元側に弾性変形によ
り密着させるものであり、その密着部分、例えばスカー
ト40の外表面にセラミックコーティングが施され、遮熱
層41が形成される。

このセラミック動翼10Dはセラミック製外被12下部の
シール構造に特徴を有し、他の構造は一実施例で示した
セラミック動翼と基本的に異ならないので同一符号を付
して説明を省略する。

次に、セラミック動翼10Dの組立て手順を説明する。

このセラミック動翼10Dを組み立てる場合、金属製翼
軸部11に中間スリーブ18を被着させるとともに、上記金
属製翼軸部11の頂部側からセラミック製外被12を挿入
し、このセラミック製外被12の下部をスカート40の弾性
変形により保持させる。第12図はスカート40の弾性変形
前の状態を、第13図はスカート40の弾性変形後の状態を
示す。

金属製翼軸部11に中間スリーブ18とセラミック製外被
12を装着し、設けた後、そのコア部15に頂部カバー16を
一体に接合させ、これによりセラミック動翼10Dが組み
立てられる。その際、スカート40の外径はセラミック製
外被12の内径より大きく、セラミック製外被12の装着に
よりスカート40は弾性変形してセラミック製外被12に密
着し、セラミック製外被12内に高温の作動ガスの侵入す
るのを防止し、金属製翼軸部11の昇温を防止している。

第14図は、セラミック動翼のさらに他の実施例を示
す。

この実施例に示されたセラミック動翼10Eはセラミッ
ク製外被12から金属製翼軸部11のコア部15への伝熱を防
止するため、断熱用多孔質セラミックブロック43をスカ
ート40とセラミック製外被12との間に挟持させる。この
セラミックブロック43はスカート40の弾性変形によって
セラミック製外被12に密着する構造となっている。

この密着構造においては、リング状のセラミックブロ
ック43をスカート40とセラミック製外被12との間に挿入
するのが困難であるので、半円周形状に２分割し、セラ
ミック動翼10Eの前縁部分に半円周状のセラミックブロ
ックを挿入し、後縁部に位置決めのためのセラミックブ
ロックを隙間を設けて挿入してもよい。

この密着構造では、セラミック製外被12と金属製翼軸
部11の後縁部に隙間が生じるが、圧力が高いのは翼前縁
部側であるので、作動ガスがセラミック製外被12内に流
入するのを防止できる。

〔発明の効果〕

以上に述べたように本発明に係るターボ機械の動翼構
造においては、セラミック製外被の翼根元側に構造体の
シール部材を設け、このシール部材を介してセラミック
製外被の翼根元側を金属製翼軸部のプラットホーム上に
保持し、前記セラミック製外被の翼頂部側をヘッドカバ
ーを介して前記金属製翼軸部のコア部翼頂部側に一体に
設けられた頂部カバーで保持し、セラミック製外被の翼
根元側および翼頂部側に接触するシール部材およびヘッ
ドカバーの表面に遮熱層を付着させたから、セラミック
製外被に回転遠心力が作用しても、重量のある構造体の
シール部材も回転遠心力作用によりセラミック製外被側
に押し付けられ、セラミック製外被の翼根元部に密着す
るので、シール効果を充分に維持でき、翼振動に対する
ダンピング効果も良好である一方、シール部材により高
温の作動ガスがセラミック製外被内に流入するのを確実
に防止できる。また、セラミック製外被の翼頂部側はヘ
ッドカバーを介して頂部カバーで保持し、セラミック製
外被の頂部全体をヘッドカバーで抑えてセラミック製外
被に圧縮応力のみを作用させることができ、セラミック
の特性を有効に利用できて強度的に強く、脆性破壊が生
じる虞を有効的に防止できる一方、セラミック製外被は
ヘッドカバーとシール部材に遮熱層を介して保持され、
ヘッドカバーやシール部材が高温のセラミックと直接金
属接触することがなく、金属接触による腐食反応を未然
にかつ有効的に防止できる。

また、本発明に係るターボ機械の動翼構造では、セラ
ミック製外被と金属製翼軸部のコア部との間にコア部を
被着する中間スリーブが設けられ、この中間スリーブと
コア部との間に冷却空気流路が形成される一方、中間ス
リーブの翼頂部側に一体成形されて頂部カバーをヘッド
カバーで覆い、上記頂部カバー内に冷却キャビティを形
成しており、前記金属製翼軸部に長手方向に延びて上記
冷却キャビティに連通する冷却空気流通孔が形成され、
前記冷却キャビティは、前記中間スリーブとコア部の間
の冷却空気流路および前記ヘッドカバーと頂部カバーと
の間の間隙に冷却空気孔でそれぞれ連通され、かつ頂部
カバーの後縁側に冷却空気孔により開口しており、さら
に前記シール部材を収容保持する前記プラットホームの
収容溝に前記冷却空気流通孔から分岐された冷却分岐孔
を連通させたので、高温の作動ガスに晒されるセラミッ
ク製外被を除く金属部分（金属製翼軸部のコア部、頂部
カバー、プラットホームおよびヘッドカバー、中間スリ
ーブ、シール部材）が全て冷却空気により積極的に冷却
される空気冷却流路構造を有し、セラミック製外被を除
く動翼の金属部分を全て効率よく、効果的に冷却し、冷
却効率を高めることができ、金属部分である金属製翼軸
部に発生する熱応力を有効的に防止してその損傷を未然
に防止でき、信頼性が向上する。

さらに、金属製翼軸部のコア部の翼根元側に弾性を有
するスカートを設け、このスカートをセラミック製外被
に内側から密着させた場合にも、セラミック製外被内へ
高温の作動ガスが流入するのを防止できる。

したがって、金属製翼軸部を冷却空気で効果的に冷却
でき、冷却空気量を少なくすることができるので、ガス
タービンのタービン効率を向上させることができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明に係るターボ機械の動翼構造の一実施例
を示すセラミック動翼の構造断面図、第２図は上記セラ
ミック動翼に組み込まれる中間スリーブの斜視図、第３
図は第１図のIII−III線に沿う平面図、第４図は第３図
のIV−IV線に沿う縦断面図、第５図は第１図のＶ−Ｖ線
に沿う断面図、第６図は第３図のＢ矢視図、第７図およ
び第８図は本発明に係るターボ機械の動翼構造の他の変
形例をそれぞれ示す概略図、第９図は本発明の他の実施
例を示す縦断面図、第10図は本発明のさらに他の実施例
を示す縦断面図、第11図は第10図のXI−XI線に沿う平断
面図、第12図および第13図は金属製翼軸部に設けられる
スカートの変形前と変形後の状態をそれぞれ示す図、第
14図は本発明のさらに他の実施例を示す縦断面図、第15
図は従来のガスタービン発電プラントに組み込まれるガ
スタービンを示す図、第16図は従来のガスタービン動翼
を示す縦断面図である。 10,10A,10B,10C,10D,10E…セラミック動翼、11…金属製
翼軸部、12…セラミック製外被（セラミックスリー
ブ）、13…植込部、14…プラットホーム、15…コア部、
16…頂部カバー、18,37…中間スリーブ、19…ヘッドカ
バー、20…冷却空気流路、21…冷却空気流通孔、22…冷
却キャビティ、23,24,25…冷却空気孔、27,35,36…シー
ル部材、40…スカート、41…遮熱層、43…セラミックブ
ロック。

Claims

(57)【特許請求の範囲】

【請求項１】金属製翼軸部とこの翼軸部に被着されるセ
ラミック製外被とを備えたターボ機械の動翼構造におい
て、前記セラミック製外被と金属製翼軸部のコア部との
間にコア部を被着する中間スリーブが設けられ、この中
間スリーブとコア部との間に冷却空気流路が形成される
一方、前記セラミック製外被の翼根元側に構造体のシー
ル部材を設け、このシール部材を介してセラミック製外
被の翼根元側を金属製翼軸部のプラットホーム上に保持
し、前記セラミック製外被の翼頂部側をヘッドカバーを
介して前記金属製翼軸部のコア部翼頂部側に一体に設け
られた頂部カバーで保持し、セラミック製外被の翼根元
側および翼頂部側に接触するシール部材およびヘッドカ
バーの表面に遮熱層を付着させ、前記ヘッドカバーは中
間スリーブの翼頂部側に一体成形されて頂部カバーを覆
い、この頂部カバー内に冷却キャビティを形成してお
り、前記金属製翼軸部に長手方向に延びて上記冷却キャ
ビティに連通する冷却空気流通孔が形成され、前記冷却
キャビティは、前記中間スリーブとコア部の間の冷却空
気流路および前記ヘッドカバーと頂部カバーとの間の間
隙に冷却空気孔でそれぞれ連通され、かつ頂部カバーの
後縁側に冷却空気孔により開口しており、さらに前記シ
ール部材を収容保持する前記プラットホームの収容溝に
前記冷却空気流通孔から分岐された冷却分岐孔を連通さ
せたことを特徴とするターボ機械の動翼構造。
【請求項２】金属製翼軸部とこの翼軸部に被着されるセ
ラミック製外被とを備えたターボ機械の動翼構造におい
て、前記金属製翼軸部のコア部の翼根元側に弾性を有す
るスカートを設け、このスカートをセラミック製外被に
内側から密着させたことを特徴とするターボ機械の動翼
構造。