JP2785291B2 - Gas turbine blades - Google Patents
Gas turbine bladesInfo
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Description
【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明はガスタービンディスクに係わり、特に高温ガ
スにより駆動されるガスタービンに備えられるガスター
ビンディスクに関する。Description: TECHNICAL FIELD The present invention relates to a gas turbine disk, and more particularly to a gas turbine disk provided in a gas turbine driven by a high-temperature gas.
［従来の技術］ 一般に、発電用等の軸流式ガスタービンには、ガス流
によって回転駆動されるガスタービンディスクを備えて
いる。[Prior Art] Generally, an axial flow type gas turbine for power generation or the like is provided with a gas turbine disk that is rotationally driven by a gas flow.
第３図に示すように、従来この種のガスタービンディ
スクは、ディスク本体１が耐熱金属等により成形されて
いると共に、その周方向に沿って動翼２が並設されて成
る。この動翼２には、その基端側が膨出されて成る植込
部３が設けられており、その形状に合わせて窪まされた
溝部４に嵌合させることで、ディスク本体１に固定する
ようになっている。そして、動翼２には、その翼部５の
下方の位置で、略周方向に突出されたプラットフォーム
６が形成され、隣り合う他の動翼２のプラットフォーム
６と連なるようにして、ディスク本体１とガス通路７と
を隔てることで、ガス流からディスク本体１への伝熱を
緩和するようになっている。As shown in FIG. 3, a conventional gas turbine disk of this type has a disk body 1 formed of a heat-resistant metal or the like, and rotor blades 2 arranged side by side along the circumferential direction. The blade 2 is provided with an implanted portion 3 whose base end is bulged. The implanted portion 3 is fitted to a groove 4 which is depressed according to the shape thereof, so that the blade is fixed to the disk main body 1. It has become. The moving blade 2 is formed with a platform 6 protruding in a substantially circumferential direction at a position below the blade portion 5, and connected to the platform 6 of another moving blade 2 adjacent to the moving blade 2. By separating the gas flow from the gas passage 7, heat transfer from the gas flow to the disk main body 1 is reduced.
また、この他、溝部４において、植込部３との間に、
金属箔や金属フェルト等の緩衝材が挿入されて構成され
たものも知られている。In addition, in the groove portion 4, between the implant portion 3 and
There is also known a structure in which a buffer material such as a metal foil or a metal felt is inserted.
［発明が解決しようとする課題］ ところで、近来にあっては、より高効率のガスタービ
ンを得るために、ガスを高温に加熱すると共に、動翼２
の冷却をほとんど行わない場合がある。[Problems to be Solved by the Invention] By the way, recently, in order to obtain a more efficient gas turbine, the gas is heated to a high temperature, and the moving blade 2 is heated.
Cooling is rarely performed.
このため、タービンディスクが設けられるタービン入
口の温度も非常に高温になる（例えば、約1200℃以上に
なる）と共に、動翼２の翼部５及びプラットフォーム６
の温度も高温となる。従って、ガス流から直接、或いは
動翼２を経由しての、ディスク本体１への熱伝達が大き
く、ディスク本体１の温度上昇が著しくなって、ガスタ
ービンの健全性が失われるという問題があった。For this reason, the temperature of the turbine inlet where the turbine disk is provided also becomes extremely high (for example, about 1200 ° C. or more), and the blade section 5 of the rotor blade 2 and the platform 6
Is also high. Therefore, there is a problem that heat transfer from the gas flow to the disk main body 1 directly or via the rotor blade 2 is large, the temperature of the disk main body 1 rises remarkably, and the soundness of the gas turbine is lost. Was.
またこの温度上昇を抑えるために、大量の冷却空気を
使用すると、ガスタービンの効率の低下を招くと同時
に、嵌合部分の周辺での熱応力が非常に大きくなり、タ
ービンの信頼性にも問題を及ぼす。Also, if a large amount of cooling air is used to suppress this temperature rise, the efficiency of the gas turbine will be reduced, and at the same time, the thermal stress around the mating portion will be extremely large, and the reliability of the turbine will also be problematic. Effect.
そこで本発明は、上記事情に鑑み、ディスク本体への
熱伝達を抑えるガスタービンディスクを提供すべく創案
されたものである。In view of the above circumstances, the present invention has been devised to provide a gas turbine disk that suppresses heat transfer to the disk body.
［課題を解決するための手段］ 本発明は、ニッケル合金製のディスク本体の外周面と
溝部内面に断熱層を形成し、その溝部にセラミックから
なる動翼の植込部を嵌合させたガスタービン翼におい
て、上記断熱層をジルコニアで形成すると共に、その断
熱層とディスク本体外周面及び溝部内面の間に中間層を
介設し、上記中間層を熱応力を緩和すべくディスク本体
から断熱層にかけてNiCrAlYからなる耐熱金属とジルコ
ニア混合物とを積層して形成したものである。Means for Solving the Problems According to the present invention, there is provided a gas in which a heat insulating layer is formed on the outer peripheral surface and the inner surface of a groove of a nickel alloy disk body, and an implanted portion of a moving blade made of ceramic is fitted into the groove. In the turbine blade, the heat insulating layer is formed of zirconia, and an intermediate layer is interposed between the heat insulating layer and the outer peripheral surface of the disk main body and the inner surface of the groove. And formed by laminating a heat-resistant metal made of NiCrAlY and a zirconia mixture.
［作用］ 上記構成によって、外周面に設けられた断熱層は、ガ
ス流からの伝熱を妨げる。また、溝部の内面に設けられ
た断熱層は、動翼を経由する伝熱を抑える。中間層は、
断熱層とディスク本体との熱膨張差に起因する有害な熱
応力の発生を防止する。[Operation] With the above configuration, the heat insulating layer provided on the outer peripheral surface prevents heat transfer from the gas flow. Further, the heat insulating layer provided on the inner surface of the groove suppresses heat transfer via the moving blade. The middle layer is
The harmful thermal stress caused by the difference in thermal expansion between the heat insulating layer and the disk body is prevented.
［実施例］ 以下、本発明の実施例を、添付図面に従って説明す
る。Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.
第１図は、本発明に係るガスタービンディスクの一実
施例を示したものであり、従来と同様の構成には同一符
号を付し、その説明を省略する。FIG. 1 shows an embodiment of a gas turbine disk according to the present invention, and the same reference numerals are given to the same components as those in the related art, and the description thereof will be omitted.
このガスタービンディスクは、高温ガス流に臨む外周
面21と、動翼２の植込部３を嵌合させる。溝部22の内面
23とに、断熱層24が設けられて成る。断熱層24は、セラ
ミック材により成形されており、これら面21,23を覆っ
ている。すなわち、ニッケル合金で成形されるディスク
本体１は、その表面全体に亘ってセラミック材により被
覆されていることになる。In this gas turbine disk, the outer peripheral surface 21 facing the high-temperature gas flow and the implanted portion 3 of the rotor blade 2 are fitted. Inner surface of groove 22
23 is provided with a heat insulating layer 24. The heat insulating layer 24 is formed of a ceramic material and covers these surfaces 21 and 23. That is, the disk main body 1 formed of a nickel alloy is covered with the ceramic material over the entire surface.
本実施例にあっては、このセラミック材として、断熱
性、安定性、ディスク本体１を成形する金属との熱膨脹
差の小さい点から、ジルコニアを採用している。In this embodiment, zirconia is used as the ceramic material because of its heat insulating property, stability, and small difference in thermal expansion from the metal forming the disk body 1.
また本実施例にあっては、第２図に示すように、断熱
層24とディスク本体１との間に、中間層25が設けられて
いる。この中間層25の内、溝部22の内面23においては、
ディスク本体１側から順次、耐熱金属（NiCrAlY）、セ
ラミック・耐熱金属混合物（NiCrAlY−50％，ジルコニ
ア）が積層されて成る。また、外周面21においては、同
様に、耐熱金属（NiCrAlY）、セラミック・耐熱金属混
合物Ｉ（NiCrAlY−30％，ジルコニア）、セラミック・
耐熱金属混合物II（NiCrAlY−50％，ジルコニア）、セ
ラミック・耐熱金属混合物III（NiCrAlY−70％，ジルコ
ニア）が積層されて成る。In this embodiment, as shown in FIG. 2, an intermediate layer 25 is provided between the heat insulating layer 24 and the disk main body 1. Of the intermediate layer 25, on the inner surface 23 of the groove 22,
A heat-resistant metal (NiCrAlY) and a ceramic / heat-resistant metal mixture (NiCrAlY-50%, zirconia) are sequentially laminated from the disk body 1 side. Similarly, on the outer peripheral surface 21, the heat-resistant metal (NiCrAlY), the ceramic / heat-resistant metal mixture I (NiCrAlY-30%, zirconia),
A heat resistant metal mixture II (NiCrAlY-50%, zirconia) and a ceramic / heat resistant metal mixture III (NiCrAlY-70%, zirconia) are laminated.
なお、動翼２は、窒化ケイ素系セラミックスにより成
形されている。The moving blade 2 is formed of silicon nitride ceramics.
次に本実施例の作用を説明する。 Next, the operation of the present embodiment will be described.
高温に加熱されたガスは、タービンディスクを回転さ
せてタービン仕事を行うと共に、その熱は、動翼２覆び
ディスク本体１へと伝熱される。このとき断熱層24は、
そのセラミック材の特性により、動翼２経由の、及び直
接の伝熱を遮断して、ディスク本体１の過度な昇温を防
止する。The gas heated to a high temperature rotates the turbine disk to perform turbine work, and the heat is transferred to the rotor blade 2 and the disk body 1. At this time, the heat insulating layer 24
Due to the characteristics of the ceramic material, heat transfer via the rotor blades 2 and direct heat is shut off, thereby preventing an excessive temperature rise of the disk main body 1.
中間層25は、断熱層24とディスク本体１との熱膨脹差
に起因する有害な熱応力の発生を防止する。とくに溝部
22においては、中間層25が異なる熱膨脹率を有した多層
構造であるために、植込部３からディスク本体１にかけ
ての熱応力の発生を緩和させ、嵌合の健全性を維持させ
る。The intermediate layer 25 prevents generation of harmful thermal stress due to a difference in thermal expansion between the heat insulating layer 24 and the disk body 1. Especially the groove
In 22, since the intermediate layer 25 has a multilayer structure having different coefficients of thermal expansion, the generation of thermal stress from the implanted portion 3 to the disk body 1 is reduced, and the soundness of fitting is maintained.
またこのガスタービンディスクを製造するに際して
は、先ず、ニッケル合金にて、ディスク本体１を成形す
ると共に、所定形状の溝部22を形成する。そして溝部22
の内面23に、プラズマスプレイによって、耐熱金属をア
ンダーコーティングし、続いてセラミック・耐熱金属混
合物（II）のコーティング、最後にジルコニアのコーテ
ィングを行った後、その表面を、植込部３との嵌合に供
すべく、再度研磨する。一方、外周面21にも、プラズマ
スプレイにより、耐熱金属をアンダーコーティングした
後、セラミック・耐熱金属混合物I,II,IIIを順次コーテ
ィングして、最後にジルコニアをコーティングする。When manufacturing the gas turbine disk, first, the disk main body 1 is formed of a nickel alloy, and the groove 22 having a predetermined shape is formed. And groove 22
The inner surface 23 is coated with a heat-resistant metal by plasma spraying, then coated with a ceramic-heat-resistant metal mixture (II), and finally coated with zirconia. It is polished again in order to provide it. On the other hand, the outer peripheral surface 21 is also undercoated with a heat-resistant metal by plasma spraying, then sequentially coated with a ceramic / heat-resistant metal mixture I, II, III, and finally coated with zirconia.
このように、ディスク本体１にセラミック材による断
熱層を設けて、ガスタービンディスクの遮熱性を高くす
るようにしたので、タービン入口のガス温度を高くして
も、ディスク冷却用の空気量を増やすことなく、ディス
ク温度の上昇を抑えることができる。すなわち、タービ
ンの効率の向上と信頼性の向上を同時に図ることができ
る。As described above, the heat insulation of the gas turbine disk is enhanced by providing the heat insulating layer of the ceramic material on the disk main body 1, so that even if the gas temperature at the turbine inlet is increased, the amount of air for cooling the disk is increased. Thus, the rise in the disk temperature can be suppressed. That is, it is possible to simultaneously improve the efficiency of the turbine and the reliability.
さらに、本発明者らが、上記実施例の構成によるガス
タービンを用いて、タービンの入口温度1350℃でホット
スピンテストを行ったところ、従来の構成（第３図）と
比較して、ディスク外周部の温度を、100℃以上低く抑
えることができた、との結果を得ている。Further, the present inventors conducted a hot spin test at a turbine inlet temperature of 1350 ° C. using the gas turbine having the configuration of the above embodiment. The result was that the temperature of the part could be kept low by 100 ° C. or more.
［発明の効果］ 以上要するに本発明によれば、次のような優れた効果
を発揮する。[Effects of the Invention] In summary, according to the present invention, the following excellent effects are exhibited.
外周面と溝部の内面とに、セラミック材を被覆させて
成る断熱層を設けたので、ガスタービンディスクの過度
な温度上昇を防止し、ガスタービンの効率及び信頼性の
向上に貢献できる。また断熱層と外周面及び溝部内面と
の間に中間層を積層させたので、断熱層とディスク本体
との熱膨脹差に起因する有害な熱応力の発生を防止し、
特に溝部においては植込部との嵌合の健全性を維持する
ことができる。Since the heat insulating layer formed by coating the outer peripheral surface and the inner surface of the groove with a ceramic material is provided, an excessive rise in the temperature of the gas turbine disk can be prevented, and the efficiency and reliability of the gas turbine can be improved. In addition, since the intermediate layer is laminated between the heat insulating layer and the outer peripheral surface and the inner surface of the groove, the generation of harmful thermal stress due to the difference in thermal expansion between the heat insulating layer and the disk body is prevented,
In particular, in the groove portion, the soundness of fitting with the implantation portion can be maintained.
第１図は本発明に係るガスタービンディスクの一実施例
を示した断面図、第２図はその要部拡大図、第３図は従
来のガスタービンディスクを示した断面図である。 図中、21は外周面、22は溝部、23はその内面、24は断熱
層である。FIG. 1 is a sectional view showing an embodiment of a gas turbine disk according to the present invention, FIG. 2 is an enlarged view of a main part thereof, and FIG. 3 is a sectional view showing a conventional gas turbine disk. In the figure, 21 is an outer peripheral surface, 22 is a groove, 23 is its inner surface, and 24 is a heat insulating layer.
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 榊田 勝 東京都江東区豊洲３丁目１番15号 石川 島播磨重工業株式会社技術研究所内 (56)参考文献 特開 昭54−107（ＪＰ，Ａ) 特開 昭57−203803（ＪＰ，Ａ) 特開 昭62−119178（ＪＰ，Ａ) 特開 昭62−182169（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F01D 5/04 F01D 5/30──────────────────────────────────────────────────続 き Continuation of the front page (72) Inventor Masaru Sakakida 3-1-1-15 Toyosu, Koto-ku, Tokyo Ishikawa Shima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. (56) References JP-A-54-107 (JP, A) JP-A-57-203803 (JP, A) JP-A-62-119178 (JP, A) JP-A-62-182169 (JP, A) (58) Fields investigated (Int. Cl. 6 , DB name) F01D 5/04 F01D 5/30
Claims (1)
溝部内面に断熱層を形成し、その溝部にセラミックから
なる動翼の植込部を嵌合させたガスタービン翼におい
て、上記断熱層をジルコニアで形成すると共に、その断
熱層とディスク本体外周面及び溝部内面の間に中間層を
介設し、上記中間層を熱応力を緩和すべくディスク本体
から断熱層にかけてNiCrAlYからなる耐熱金属とジルコ
ニア混合物とを積層して形成したことを特徴とするガス
タービン翼。In a gas turbine blade, a heat insulating layer is formed on an outer peripheral surface of a disk body made of nickel alloy and an inner surface of a groove, and an implanted portion of a moving blade made of ceramic is fitted into the groove. A heat-resistant metal made of NiCrAlY and zirconia are formed from zirconia, and an intermediate layer is interposed between the heat insulating layer and the outer peripheral surface of the disk body and the inner surface of the groove. A gas turbine blade formed by laminating a mixture with a mixture.
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1988
- 1988-12-23 JP JP63323732A patent/JP2785291B2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
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