JP4185455B2 - 流体機械の翼とその製造方法 - Google Patents

Description

本発明は、流体機械のチタン合金製の本体を備えた翼に関する。また本発明は、そのような翼の製造方法に関する。

圧縮機のチタン合金製の動翼は、米国特許第５０６３６６２号明細書で公知である。チタン基の翼は、例えば鋼製の翼に比べてかなり軽量であるという利点を有する。尤も、チタン合金には鋳造性がない。鍛造製の翼は中空に形成できず、このため、軽量化もできない。かかる翼の製造方式では、２つの翼半部を接合する。その際、両翼半部を高温高圧下で互いに結合する。続いて、その翼をひねる。その形状を維持すべく、翼の空洞内部に高圧で気体を注入する。チタン製翼の翼脚への気体供給管の挿入は、米国特許第５４４８８２９号明細書の発明対象となっている。

本発明の課題は、接合・結合範囲の強度を改善した流体機械の翼を提供するにある。また本発明の課題は、そのような翼の特に適した製造方法を提供するにある。

翼に関する課題は、本発明に基づき、請求項１の特徴事項により解決される。そのために、チタン合金製の翼形部が第１の殻状部材と第２の殻状部材から構成され、該両部材が各接触面で境を接し、その両接触面が、両部材間に該部材の内側面により包囲された空洞が生ずるように、高温高圧結合により結合範囲を形成して互いに接合された流体機械の翼において、結合範囲の、第１殻状部材の第１内側面と第１接触面との間に、翼の長手方向に延びる溝が配置され、該溝の溝壁が接触面と７０°以上の結合角を成す。

本発明は、翼の接合過程で生ずる結合が鋭角であると、強度上の問題を起すという認識から出発する。翼を２つの翼半部から、翼前縁と翼後縁で互いに結合して形成する際、かかる鋭角が生ずる。このため、結合の剥がれを起す非常に大きな局所的応力集中が起る。

結合範囲に配置した溝により、通常は第１部材と第２部材が互いに突き当たって成す鋭角が、７０°以上の値に変えられる。この結果、結合範囲におけ局所的な応力集中は、第１部材と第２部材との結合の剥がれの恐れがもはや存在しない程に低下する。

本発明の他の有利な実施態様では、結合範囲の第２部材の第２内側面と第２接触面との間に、翼の長手方向に延び、溝に対向して位置する対向溝壁付き対向溝が、その対向溝壁および溝壁が結合範囲で互いにぴったり接して結合角を形成するよう延びる。この実施態様では、その結合角は簡単に９０°以上にできる。

結合角は１２０°、特に１５０°より大きい。特に約１８０°の結合角がよく、この際溝壁と対向溝壁は、溝縁で直に接し第１部材と第２部材の表面に対し直角に向く。

特に有利な実施態様では、溝が一方で第１部材の第１接触面、他方で第１部材の第１内側面に境を接し、第１接触面だけが第２部材に接合される。第１内側面と第２部材の間の結合は存在しない。即ち第１内側面は第２部材に結合していない。これが当てはまらないとき、即ち第１内側面も第２部材に結合しているとき、本発明による効果は生ぜず、結合範囲での材料応力の減少は生じない。この結果、その結合は不利な作用を受け、該結合は発生する荷重に耐えられない。

チタン合金はチタンアルミナイドであるとよい。チタンアルミナイドは、特に耐熱強度に関し良好な特性を有する。しかしチタンアルミナイドの場合も、翼を製造する際に接合の必要がある。接合範囲での溝による結合強度の改善により、チタンアルミナイドは大きな強度要件を要する用途にも利用できる。

有利な実施態様では、溝は全結合範囲に沿って延びる。例えば、特に機械的に負荷される範囲に溝を部分的に設けてもよい。また、複数の溝を設けることもできる。しかし、全結合範囲に沿って延びる唯一の溝を設けるのが、製造技術上特に簡単である。

溝がその延長方向に沿って変化する溝深さを有するとよい。その際、第１部材と第２部材は、結合範囲において同じ壁厚を有し、該壁厚は結合範囲に沿って変化し、溝深さは壁厚の増大に伴い深くなる。この実施態様では、溝はその寸法が壁厚に合わされる。壁厚が大きな場合、結合範囲における局所的な応力分布に基づき、結合範囲に生ずる力を７０°以上の角度の方向に十分に偏向させるべく、溝を深くする必要がある。溝深さは、壁厚と共に連続して変化させ得る。

溝が断面楕円形又は半円形をなす場合、その溝が同様に断面半円形の対向溝と共に断面円形溝を形成すると望ましい。この断面円形溝の直径は、結合範囲において壁厚に応じて変化さする。壁厚が大きな場合、直径が増大する。

第１又は第２部材が翼の背を形成し、第２又は第１部材が翼の腹を形成する。

翼は、特にガスタービンの最終段用のガスタービン動翼として形成される。ガスタービン翼の場合、特に耐熱強度について非常に厳しい要求が存在する。特に、ガスタービン翼は６０ｃｍより長い翼長を有する。そのような大きな翼の場合、非常に大きな遠心力が働く。ここでは正に、軽量化が特に有利であり、このため本体に対しチタン合金を利用するとよい。更に、特に大きな機械的負荷が加わる故、部材を互いに確実に結合するには、通常の接合過程では不十分である。結合範囲でそれに沿って延びる溝によって初めて、十分確実な結合を形成できる。

翼の製造方法に関する課題は、本発明に基づき請求項１３に記載の特徴事項により解決される。その際、チタン合金製の翼形部は、第１殻状部材と第２殻状部材からなり、両部材は各接触面で境を接し、両接触面は、両部材間に両部材の内側面で包囲された空洞が生ずるように、高温高圧結合で結合範囲を形成して互いに接合される。その際、接合前に、少なくとも片側の部分部材の結合範囲に、殻状部材の内側面と接触面の間に位置して、翼の長手方向に延びる溝が設けられ、その溝壁は接触面と７０°以上の結合角をなす。

以下図を参照し本発明の実施例を詳細に説明する。各図において、同一部分には同一符号を付している。

図１は、チタンアルミナイド合金から成る本体２を持つガスタービン翼１を側面図で示す。用途に応じ本体２上に、保護膜、特に防食膜が設けられる。ガスタービン翼１は翼脚３を有し、該翼脚３は、これを図示しない方法でタービン円板の対応した溝にはめ込みかみ合わせるべく、断面クリスマスツリー状に形成されている。その翼脚３に、翼の背７と腹９とを有する翼形部（羽根）５が続いている。

ガスタービン翼１は、第１部材１１と第２部材１３とで形成されている。第１部材１１は翼の背７、第２部材１３は翼の腹９を各々形成する。これらの、一般に板状をなす両殻状部材１１、１３は、高温高圧の接合過程で互いに結合されている。

図２は、ガスタービン翼１を別の側から見た側面図である。第１、第２の両部材１１、１３は結合範囲３１（図１０も参照）で互いに接合過程で結合されている。結合範囲３１に沿い環状溝２１が延びている。該溝２１により、結合が引き剥がしから保護される。

図３〜９は、図２のガスタービン翼の各部分を各々横断面図で示す。これらの図から解る如く、ガスタービン翼１の壁厚は翼脚に向かい増大している。それに応じ、環状溝２１の断面直径も増大している。第１、第２の両部材１１、１３は空洞１０を囲んでいる。該空洞１０は冷却流体による内部冷却を可能にしている。更に、ガスタービン翼１は、空洞構造と本体２に対するチタン合金の利用とで非常に軽量となっている。それに伴い、ガスタービン翼１を大きくなし得る。その翼長Ｌは、例えば９４０ｃｍである。

図３〜９から理解できる如く、第１、第２の両部材１１、１３は、互いに鋭角を成して突き合わされている。普通の接合過程で結合した場合、ガスタービン使用中の極端に大きな負荷の下で、非常に大きな局所的応力集中により、結合の引き剥がれが生じてしまう。これは、以下に詳述する如く、鋭角な結合角を回避し、その結合角を増大する環状溝２１により防止できる。

図１２は、従来の翼前縁（入口側縁）における結合範囲３１を示す。第１、第２の両部材１１、１３は、それらの内側面が結合範囲３１で結合角αをなしている。その角度αは７０°より小さい。このため、結合範囲３１の内側面に非常に大きな、局所的応力集中が生じ、そのため、結合に引き剥がれが生じる。

図１０は、第１、第２の両部材１１、１３間の結合が、環状溝２１により如何様にして改善されるかを示す。環状溝２１は、第１部材１１の溝２３と、この溝２３に対向して位置する第２部材１３の対向溝２５とで形成されている。溝２３は第１接触面１４と第１内側面１２の間を延び、溝２５は第２接触面１６と第２内側面１５の間を延びている。溝２３も対向溝２５も共に断面半円形に形成され、この結果、環状溝２１の円形断面又はリング状断面が生ずる。溝２３は溝壁２７を備える。対向溝２５は対向溝壁２９を有する。溝壁２７は対向溝壁２９とぴったり一致している。第１部材１１と第２部材１３の間の結合角αは、溝壁２７と対向溝壁２９により、約１８０°に増大している。このため、局所的な応力集中と結合の引き剥がれの危険が、大きく減少する。自明の如く、第１内側面２１と第２内側面１５は互いに結合されていない、即ち接合されていない。そこでの結合は、本発明による効果、即ち結合範囲における応力集中の回避を無効にする。溝２３は溝深さＴを有する。ガスタービン翼１は、結合範囲３１に対し垂直に、その中央で測定して、壁厚Ｄを有する。該壁厚Ｄは第１部材１１と第２部材１３とで形成されている。溝深さＴは、結合範囲３１に沿って壁厚Ｄと同じ大きさで増大している。

図１１は、圧縮機４３と燃焼器４５とタービン部分４７とを備えたガスタービン４１を示す。空気５１が圧縮機４３で大きく圧縮され、燃焼器４５に導入される。そこで、空気５１は燃焼され、高温ガス５３が発生し、該ガス５３はタービン部分４７に流入する。高温ガス５３はタービン部分４７を、翼列４９を通過して流れ、これに伴い、ガスタービン４１を駆動する。タービン部分４７の流路が円錐状に広がっている故、正にタービン部分４７の最終翼列４９に、大きな動翼１が配置されている。該動翼１は、特に大きな遠心力を受ける。従って、ここではチタン合金の利用による軽量化が特に有効である。

ガスタービン翼の側面図。 図１におけるガスタービン翼の異なった側からの側面図。 図２におけるＩＩＩ−ＩＩＩ線に沿った断面図。 図２におけるＩＶ−ＩＶ線に沿った断面図。 図２におけるＶ−Ｖ線に沿った断面図。 図２におけるＶＩ−ＶＩ線に沿った断面図。 図２におけるＶＩＩ−ＶＩＩ線に沿った断面図。 図２におけるＶＩＩＩ−ＶＩＩＩ線に沿った断面図。 図２におけるＩＸ−ＩＶ線に沿った断面図。 図１におけるガスタービン翼の一部拡大断面図。 ガスタービンの概略構成図。 従来における翼の図１０に相当した図。

符号の説明

１ 翼、５ 翼形部（羽根）、１０ 空洞、１１ 第１部材、１２ 第１内側面、１３ 第２部材、１４ 第１接触面、１５ 第２内側面、１６ 第２接触面、２３ 溝、２５ 対向溝、２７ 溝壁、２９ 対向溝壁、３１ 結合範囲、４１ ガスタービン

Claims (12)

1. チタン合金製の翼形部（５）が第１部材（１１）と第２部材（１３）からなり、該両部材（１１、１３）が各々接触面（１４、１６）で境界づけられ、両接触面（１４、１６）が、両部材（１１、１３）間に該部材の内側面（１２、１５）によって包囲された空洞（１０）が生ずるように、高温高圧結合によって結合範囲（３１）を形成して互いに接合され、前記結合範囲（３１）の、第１の殻状部材（１）の第１内側面（１２）と第１接触面（１４）の間に翼の長手方向に延びる溝（２３）が配置されている流体機械の翼（１）において、
   前記溝（２３）が一方で第１部材（１１）の第１接触面（１４）、他方で第１部材（１１）の第１内側面（１２）に境を接し、前記第１接触面（１４）だけが第２部材（１３）に接合されており、前記溝（２３）の溝壁（２７）が接触面（１４、１６）と７０°以上の結合角（α）を成すことを特徴とする翼。
2. 結合範囲（３１）の、第２部材（１３）の第２内側面（１５）と第２接触面（１６）の間に、翼の長手方向に延び、溝（２３）に対向して位置する対向溝壁（２９）付き対向溝（２５）が、対向溝壁（２９）と溝壁（２７）が結合範囲（３１）で互いに密に接して１２０°以上の結合角（α）を成すよう配置されたことを特徴とする請求項１記載の翼。
3. 結合角（α）が１５０°以上であることを特徴とする請求項２記載の翼。
4. チタン合金が、チタンアルミナイドであることを特徴とする請求項１から３の１つに記載の翼。
5. 溝（２３）が全結合範囲（３１）に沿って延びることを特徴とする請求項１から４の１つに記載の翼。
6. 溝（２３）の深さ（Ｔ）が、該溝の延長方向に沿って変化することを特徴とする請求項１から５の１つに記載の翼。
7. 第１部材（１１）と第２部材（１３）が結合範囲（３１）で同一の壁厚（Ｄ）を有し、該壁厚（Ｄ）が結合範囲（３１）に沿って変化し、溝深さ（Ｔ）が壁厚（Ｄ）の増大に伴って深くなることを特徴とする請求項１から６の１つに記載の翼。
8. 溝（２３）が断面楕円形又は半円形をなすことを特徴とする請求項１から７の１つに記載の翼。
9. 第１部材（１１）又は第２部材（１３）が翼の背を形成し、第２部材（１３）又は第１部材（１１）が翼の腹を形成することを特徴とする請求項１から８の１つに記載の翼。
10. 翼が、特にガスタービン（４１）の最終段に対するガスタービン動翼として形成されたことを請求項１から９の１つに記載の翼。
11. 翼長（Ｌ）が６０ｃｍより長いことを特徴とする請求項１から１０の１つに記載の翼。
12. チタン合金から成る翼形部（５）が第１の殻状部材（１１）と第２の殻状部材（１３）とからなり、該両部材（１１、１３）が各々接触面（１４、１６）で境界づけられ、その両接触面（１４、１６）が、両部材（１１、１３）間に両部材（１１、１３）の内側面（１２、１５）により包囲された空洞（１０）が生ずるように、高温高圧結合によって結合範囲（３１）を形成して互いに接合され、その際、前記溝（２３）が一方で第１部材（１１）の第１接触面（１４）、他方で第１部材（１１）の第１内側面（１２）に境を接し、前記第１接触面（１４）だけが第２部材（１３）に接合された流体機械の翼（１）の製造方法において、
    接合前に、少なくとも片側の部分部材（１１、１３）の結合範囲（３１）に、殻状部材（１１、１３）の内側面（１２、１５）と接触面（１４、１６）との間に位置し、翼の長手方向に延びる溝（２３）を設け、接合後に、前記溝（２３）が一方で第１部材（１１）の第１接触面（１４）、他方で第１部材（１１）の第１内側面（１２）に境を接し、前記第１接触面（１４）だけが第２部材（１３）に接合されて、前記溝の壁（２７）を接触面（１４）と７０°以上の結合角（α）とすることを特徴とする方法。

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