JP4830812B2 - 圧縮機動翼 - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンエンジンに適用される圧縮機の動翼に関する。

ジェット機の動力としてガスタービンエンジンが利用されており、ガスタービンエンジンは交互に並ぶ動翼と静翼とを備えた圧縮機を備える。動翼は、周方向に等間隔に並んだ複数の翼を備え、各翼は回転によって空気を後方に圧縮すべく、前方および回転方向に向かって斜めに向いている。各翼につき、前方に向いた面は吸気するための面であって背面と、後方に向いた面は空気を圧縮するための面であって腹面と、それぞれ呼称される。圧縮効果を高めるべく、背面は凸面に腹面は凹面にされており、即ち各翼は所謂エアフォイル断面を有する。

各翼の径方向の先端は、圧縮機のケースの内面と接触するので、アブレイシブ性を有する硬質コートが施されることがある。ここでアブレイシブ性とは、接触する相手方の部品（この場合は圧縮機のケース）を削る特性である。硬質コートのアブレイシブ性のために前記先端と相手方の部品とを比較すると、相手方が優先的に削られるので、前記先端は接触による損傷から保護される。

特許文献１は、本発明に関る関連技術である。
特開２０００−３４５８０９号公報

動翼の翼は、圧縮機が稼動している間、振動を繰り返すことになる。この振動による繰返し応力は、翼の背面および腹面に繰返し伸縮応力を生む。この繰返し伸縮応力は、翼の本体及びこれを被覆する硬質コートに、疲労による割れを生ぜしめる原因となりうる。翼または硬質コートの割れは動翼の全体に伸展しやすく、従って動翼の疲労寿命を著しく低下する原因になりやすい。本発明は、振動が誘起する割れを防止し、以って寿命を改善した圧縮機の動翼を提供することを目的とする。

本発明者らは上記目的を達成すべく、繰返し伸縮応力及び割れの起点について鋭意検討した。その結果、硬質コートは硬質なために割れが生じやすく、かつ最も繰返し伸縮の激しい翼の表面にあるために、全体の割れの起点となり易いことに想到した。そこで、翼の先端に、応力がほとんど加わらない面を形成し、その面に硬質コートを被覆すれば、疲労寿命を著しく延長することができるとの結論に到った。

本発明の一局面によれば、ガスタービンエンジンの圧縮機に適用される動翼であって、前記動翼は、背面と腹面とを有する翼と、前記背面と連続した第１の面と、前記翼の中心面と一致する第２の面とを有する、前記翼の先端に一体的に形成されたスキーラーと、前記第２の面を被覆するコートと、を備え、前記中心面は力学的な中立面である。

望ましくは、前記スキーラーは前記中心面と一致しない前端面および後端面を有し、前記コートは前記前端面および前記後端面を被覆する。また望ましくは、前記第２の面は翼の前端と後端を結ぶ翼幅の１／４と３／４に該当する位置を少なくとも含む。さらにまた望ましくは、前記コートはタングステンカーバイドおよびチタンカーバイドよりなる群より選択された一以上の物質よりなる。あるいは望ましくは、前記コートは溶射法、物理蒸着法、化学蒸着法、放電表面処理法よりなる群より選択された一の方法により形成されたものである。

振動が誘起する硬質コートの割れが防止され、以って疲労寿命の改善された圧縮機の動翼が提供される。

本発明の一実施形態を、図１から図３を参照して以下に説明する。

図１は圧縮機の動翼の斜視図であり、図２はその先端および中間部分の断面図であり、図３は前記動翼を含む圧縮機の一部の断面図である。これら図面、本明細書および請求の範囲において、動翼について先端および基端は、圧縮機の軸に関して径方向の外および内の端として定義する。また前後は、圧縮機内の空気の流れにおいて上流および下流の方向とそれぞれ一致するものとして定義する。図３において、前方は左方、後方は右方である。

本発明の一実施形態による動翼１は、図３に示される如く、ガスタービンエンジンの圧縮機３のケース５内に、軸心Cの周りにディスク７と一体的に回転するべく組み込まれて使用される。複数の動翼１が周方向に等間隔に並んでおり、また軸方向には動翼１と静翼９とが交互に並んでいる。

動翼１は、その本体として翼１１を有しており、さらにその基端に一体的にプラットフォーム１３を備え、さらにその基端に一体的にダブテール１５を備える。翼１１は、凸面にされた背面１１ａと、その反対面に凹面にされた腹面１１ｂとを有しており、即ちその径方向に鉛直な面で見るとエアロフォイル断面を為している。プラットフォーム１３は長方形の平板状であって、隣接する動翼のプラットフォームと共に、軸心Ｃを中心とした周面をなす。ダブテール１５は、ディスク７と嵌合するべく構成されている。

図１および図２に示される如く、翼１１の先端はスキーラー１７を一体的に有する。スキーラー１７は、翼１１の本体よりも厚みが薄くされた部分であって、その背面１７ａは背面１１ａと連続しており、その腹面１７ｂは翼の本体の腹面１１ｂよりも階段状に後退した面であって、且つ前後方向に湾曲した凹面になっている。さらにスキーラー１７の腹面１７ｂは、翼１１の中心面（及びその延長面。以下において同じ。）に一致せしめる。図２では中心面は断面で切られているので、曲線Ｌとして表示されている。中心面は、翼１１に曲げを生ぜしめたときに歪みが０となる、いわゆる力学的な中立面（及びその延長面。以下において同じ。）である。なお本明細書および請求の範囲において、一致の語は、いかなる誤差も排除するものという意味ではなく、当業者にとって技術的および経済的な観点から容易には避け得ない誤差を許容する程度の一致として定義して使用する。

腹面１７ｂと中心面とは、図２（ｂ）に示される如く、前端から後端までの全体に亘り一致してもよく、また図２（ａ）に示される如く、前端付近及び後端付近を除く中心面の少なくとも一部と一致していてもよい。図２（ａ）の場合は、スキーラー１７の前端面１７ｃおよび後端面１７ｄは翼１１の腹面１１ｂと連続しているのが望ましい。

スキーラー１７は、硬質コートの割れを低減する。その径方向の高さは、低すぎればコーティングが困難となり、また高すぎれば翼の性能の低下と、後述の硬質コートの割れを誘起しやすくなる。従って、スキーラー１７の径方向の高さは０．５ｍｍ以上４．０ｍｍ以下が望ましい。また翼腹面に続くスキーラーの隅は、アールを有することが望ましく、隅への応力集中を軽減すべく、前記アールは大きいほうがより望ましい。

スキーラー１７の腹面１７ｂは、硬質コート１９により被覆されている。スキーラーが図２（ａ）に示される形状の場合には、硬質コート１９は、腹面１７ｂだけでなく、前端面１７ｃおよび後端面１７ｄをも被覆しているのが望ましい。さらに望ましくは、翼１１において、スキーラー１７の腹面１７ｂ、前端面１７ｃおよび後端面１７ｄ以外のいかなる面も、硬質コート１９は被覆していないことが望ましい。

硬質コート１９は溶射等の適宜の被覆方法により形成されたものであって、アブレイシブ性を有するべく、ＷＣ（タングステンカーバイド）、ＴｉＣ（チタンカーバイド）、ＳｉＣ（シリコンカーバイド）よりなる群より選択された一以上の物質よりなる。

なおアブレイシブ性とは、接触する相手方の部品（この場合はケース５）を削る特性であって、接触によって相手方が優先的に削られて自身は接触による損傷から保護される特性である。アブレイシブ性を有する硬質コート１９が腹面１７ｂを被覆していることにより、圧縮機３の稼動中において、動翼１の先端、すなわちスキーラー１７がケース５の内周面に接触すると、ケース５の内周面が部分的に削られて動翼１は接触による損傷から保護される。アブレイシブ性を有する物質の例はカーバイド類やナイトライド類などの硬質のセラミックス及び立方晶窒化硼素等の適宜の砥粒を包含するセラミックスであって、さらに好適な例はタングステンカーバイド、チタンカーバイドおよびシリコンカーバイドである。

硬質コート１９は、溶射、物理蒸着法（ＰＶＤ）、化学蒸着法（ＣＶＤ）、放電表面処理（マイクロ・スパーク・コーティング：ＭＳＣ）等の適宜のコーティング技術から選択された何れの方法によって形成してもよい。硬質コート１９の厚さは、薄すぎれば短期間に損耗したり、また欠陥の無い皮膜を形成するのが困難となる。また厚すぎれば、使用中の熱サイクル等による割れの虞が生ずる。適切な厚さは、膜質にも依存し、膜質はコーティング技術に依存するので、結論として厚さはコーティング技術に依存して適宜に決定されるべきである。硬質コート１９が溶射により形成されたものである場合、その厚さは、０．０２５ｍｍ以上０．１５ｍｍ以下が望ましい。またＭＳＣによって形成された場合には、硬質コート１９の厚さは、０．００２ｍｍ以上０．０２５ｍｍ以下が望ましい。さらに、ＰＶＤないしＣＶＤによって形成された場合には、厚さは０．００２ｍｍ以上０．００５ｍｍ以下が望ましい。

上述の如く、中心面は力学的な中立面であるので、動翼１が稼動中に振動することによって翼１１に繰返し伸縮応力が加わっても、この中心面上はほとんど伸縮しない。この中心面に少なくとも一部が一致するべくスキーラー１７の腹面１７ｂが形成されているので、腹面１７ｂ上に形成された硬質コート１９もほとんど伸縮しない。従って、振動が誘起する疲労による硬質コート１９の割れが防止され、以って圧縮機の動翼１の寿命が延長される。

上述の実施形態は、必要に応じて変形ないし修正することができる。例えば、上述の説明では力学的な中立面を中心面としたが、中立面を求めることが困難な場合、あるいは中立面に沿ったスキーラー１７の加工が困難な場合には、幾何学的な中心面、あるいは中立面や中心面に類似であって、力学的ないし幾何学的に一意に求まるような何れかの曲面に代えてもよい。正確に中立面に一致していなくても、それに近ければ伸縮はごく小さく抑制されるので、振動が誘起する疲労を防止する効果は得られる。

また翼１１が振動するときに、その前端と後端とが節となった定在波が生じやすい。定在波の腹に該当する位置は、伸縮が最も大きいので、硬質コート１９の疲労は、前記腹に該当する位置に最も生じやすいことが懸念される。そこで、翼１１の振動を解析して、定在波の腹に該当する位置を割り出し、スキーラー１７の腹面１７ｂが翼１１の中心面と一致する範囲に、前記腹を含めるとよい。考慮する定在波としては、翼１１の前端と後端との間を波長とする基本波とするべきだが、さらに第１次高調波、第２次高調波、より高次の高調波を考慮に入れてもよい。また形状から振動の解析が困難な場合は、翼の前端と後端を結んだ翼幅の１／４と３／４に該当する位置を定在波の腹に該当する位置とみなし、スキーラー１７の腹面１７ｂが翼１１の中心面と一致する範囲に前記腹に該当する位置を含めるとよい。

本発明の効果を検証するために、以下の試験を行った。

インコネル７１８よりなる金属塊を図４（ａ）に示す常温曲げ疲労試験片に加工し、全体を三ツ山仕上げとした後、参照番号１２０の部位には両面にショットピーニングを施し、それ以外の部位１３０には両面にグラスビードピーニングを施した。硬質コートなしのもの（試験片１）と、参照番号１１０の部位（ただし片面）をＭＳＣによりＴｉＣよりなる硬質コートで被覆したもの（試験片２）とを準備した。さらに、同一の素材と形状であって、図４（ｂ）に示される如く、絞り部分の一方に沿ってスキーラーを模擬した板厚を１／２に減ずる加工をした試験片を作成し、硬質コートなしのもの（試験片３）と、図４（ｃ）に示すごとくＴｉＣよりなる硬質コートを被覆したもの（試験片４）を作成した。これら４種の試験片につき、周波数２５Ｈｚ、６８０ＭＰａの繰返し応力を負荷して、常温曲げ疲労試験を実施した。結果を表１に示す。

試験片１と２の比較から理解されるように、硬質コートが無いものに比べて、硬質コートが為されたものは、破断寿命が約３０％にまで低下する。これは母材たるインコネル７１８よりも硬質コートのほうが硬質であり、また硬質コートは最も伸縮の激しい試験片の表面にあるために、疲労による亀裂の起点を生じやすく、この亀裂が母材に伸展することにより破断が早まったと解釈される。一方、試験片３と４の比較から理解されるように、スキーラーありの試験片では、硬質コートの有無による破断寿命の相違は僅かである。これは、スキーラーの部分に硬質コートをすれば、スキーラーの部分は伸縮がほとんどないので、硬質コートに疲労による亀裂が生じにくく、従って試験片全体の破断寿命にも影響が及ばなかったことによると解釈される。なお、試験片３と４が試験片１と２よりも破断寿命が小さいのは、試験片の形状が疲労の観点から過酷であるためであって、本発明の本質とは関係がない。

好適な実施形態により本発明を説明したが、本発明は上記実施形態に限定されるものではない。上記開示内容に基づき、当該技術分野の通常の技術を有する者が、実施形態の修正ないし変形により本発明を実施することが可能である。

本発明の一実施形態による圧縮機の動翼の斜視図である。 前記動翼の先端および中間部分の断面図である。 前記動翼を含む圧縮機の一部の断面図である。 疲労試験片の外観である。

符号の説明

１ 動翼
３ 圧縮機
５ ケース
７ ディスク
１１ 翼
１１ａ 背面
１１ｂ 腹面
１３ プラットフォーム
１５ ダブテール
１７ スキーラー
１７ａ 背面
１７ｂ 腹面
１９ 硬質コート
１００ 疲労試験片
１１０ 硬質コート施行部
１２０ ショットピーニング施行部
１３０ グラスビードピーニング施行部
２００ スキーラー模擬試験片
２１０ 硬質コート施行部

Claims (5)

1. ガスタービンエンジンの圧縮機に適用される動翼であって、
   背面と腹面とを有する翼と、
   前記背面と連続した第１の面と、前記翼の中心面と一致する第２の面とを有する、前記翼の先端に一体的に形成されたスキーラーと、
   前記第２の面を被覆するコートと、
   を備えた動翼において、
   前記中心面は力学的な中立面であることを特徴とする動翼。
2. 請求項１に記載の動翼において、前記スキーラーは前記中心面と一致しない前端面および後端面をさらに有し、前記コートは前記前端面および前記後端面を被覆することを特徴とする動翼。
3. 請求項１から２の何れかに記載の動翼において、前記第２の面は翼の前端と後端を結ぶ翼幅の１／４と３／４に該当する位置を少なくとも含むことを特徴とする動翼。
4. 請求項１から３の何れかに記載の動翼において、前記コートはタングステンカーバイド、チタンカーバイドおよびシリコンカーバイドよりなる群より選択された一以上の物質よりなることを特徴とする動翼。
5. 請求項１から４の何れかに記載の動翼において、前記コートは溶射法、物理蒸着法、化学蒸着法、放電表面処理法よりなる群より選択された一の方法により形成されたものであることを特徴とする動翼。

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