JP6124621B2 - Turbine blade - Google Patents
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Description
本発明は、タービン動翼に関する。 The present invention relates to a turbine rotor blade.
火力発電等に用いられる蒸気タービンの動翼において、翼先端のカバーおよび翼先端と翼根元の間に設けられたタイボスの部位で、隣接する翼と接触連結するものがある。この動翼は、運転中に接触面がすべり変形するので、翼振動の減衰効果を得ることができると共に、剛性を高めることができる。 Some steam turbine blades used in thermal power generation and the like are in contact with adjacent blades at a cover at the blade tip and a tie boss provided between the blade tip and the blade root. Since the contact surface slips and deforms during operation of the moving blade, it is possible to obtain a blade vibration damping effect and increase rigidity.
この動翼の接触面には、遠心力による接触面圧が作用した条件の下で、翼振動による微小往復振動が付加されるため、フレッティング摩耗や疲労を抑制することが重要になる。接触面における摩耗損傷を低減すると共に耐摩耗性を向上させるために、接触面にパルス放電や溶射によりセラミックス硬質被膜を施工する技術が開示されている（例えば、特許文献１参照）。 Since the micro reciprocating vibration due to the blade vibration is added to the contact surface of the moving blade under the condition that the contact surface pressure due to the centrifugal force acts, it is important to suppress fretting wear and fatigue. In order to reduce wear damage on the contact surface and improve wear resistance, a technique for applying a ceramic hard coating to the contact surface by pulse discharge or thermal spraying is disclosed (for example, see Patent Document 1).
ところで、蒸気タービンの低圧最終段の長翼には、一般的な翼材である鋼と比較して比強度が大きく、耐食性が良いために、チタン合金が翼材として採用されることがある。 By the way, the long blade of the low-pressure final stage of the steam turbine has a higher specific strength and better corrosion resistance than steel, which is a general blade material, and therefore a titanium alloy is sometimes used as the blade material.
タービン動翼の翼材をチタン合金とすると、鋼製の動翼に比べて、以下の課題が生じる。
（１）材料の相違により、翼振動の減衰特性が鋼製の動翼の減衰特性より低い。
（２）チタン合金製の動翼の接触面に施工するセラミックス硬質被膜には、以下の疲労強度低下が生じる。
When the blade material of the turbine blade is made of a titanium alloy, the following problems occur as compared with a steel blade.
(1) Due to the difference in materials, the damping characteristics of blade vibration are lower than those of steel rotor blades.
(2) The following fatigue strength reduction occurs in the ceramic hard coating applied to the contact surface of the titanium alloy rotor blade.
上述した翼先端のカバーおよびタイボスの部位で隣接する翼と接触連結するタービン動翼において、動翼の接触面に施された被膜に発生するひずみは、被膜の厚みが十分に薄いことから、翼材のひずみに依存する。チタン合金のヤング率は鋼の約６０％であるため、同じ振動応力が作用した時の発生ひずみは、チタン合金の方が鋼より大きくなる。このため、鋼製の動翼の接触面に施工された被膜に発生する応力に比べて、チタン合金製の動翼の接触面に施工された被膜に発生する応力が高くなり、被膜の割れが発生しやすくなる。また、チタン合金は切欠き感受性が高いので、接触面の被膜に微小な割れが発生すると、これを起点に疲労き裂が進展しやすくなり、これらの疲労強度低下に対する対策が必要となる。このようなチタン合金製の動翼における接触面の疲労強度低下に対する施策は、上述した従来技術を含めて、十分には開示されていなかった。 In the turbine blade that is in contact connection with the adjacent blade at the blade tip cover and the tie boss described above, the strain generated on the coating applied to the contact surface of the blade is sufficiently thin. Depends on material strain. Since the Young's modulus of the titanium alloy is about 60% of that of steel, the generated strain when the same vibration stress is applied is greater in the titanium alloy than in the steel. For this reason, compared to the stress generated on the coating applied to the contact surface of the steel rotor blade, the stress generated on the coating applied to the contact surface of the titanium alloy rotor blade is increased, and the coating cracks. It tends to occur. In addition, since the titanium alloy has a high notch sensitivity, if a minute crack occurs in the coating on the contact surface, the fatigue crack is likely to start from this point, and measures to reduce the fatigue strength are required. Measures for reducing the fatigue strength of the contact surface in such a titanium alloy rotor blade have not been sufficiently disclosed, including the above-described prior art.
本発明は、上述した事柄に基づいてなされたものであって、その目的は、カバーの接触面とタイボスの接触面とにおけるフレッティング疲労強度を向上させたチタン合金からなるタービン動翼を提供するものである。 The present invention has been made based on the above-described matters, and an object of the present invention is to provide a turbine blade made of a titanium alloy having improved fretting fatigue strength at the contact surface of the cover and the contact surface of the tie boss. Is.
上記課題を解決するために、例えば特許請求の範囲に記載の構成を採用する。本願は、
上記課題を解決する手段を複数含んでいるが、その一例を挙げるならば、チタン合金から
なる翼部と，前記翼部に一体に形成されたチタン合金からなる連結部材とを有する動翼と、前記動翼と隣接する他の動翼とが、遠心力によるねじり戻り力により互いのチタン合金からなる連結部材を介して接触連結するタービン動翼において、前記チタン合金からなる連結部材の前縁部の接触面と前記チタン合金からなる連結部材の後縁部の接触面のうち、少なくともいずれか一方の接触面に硬質セラミックス被膜を施工し、前記硬質セラミックス被膜の材質はクロムカーバイド（ＣｒＣ）及びＮｉＣｒを含み、前記硬質セラミックス被膜のうち前記クロムカーバイドが占める配合比が７０％以下、ＮｉＣｒが占める配合比が３０％以上であることを特徴とする。
In order to solve the above problems, for example, the configuration described in the claims is adopted. This application
A plurality of means for solving the above-mentioned problems are included, and as an example, a moving blade having a blade portion made of a titanium alloy and a connecting member made of a titanium alloy formed integrally with the blade portion; In the turbine blade in which the moving blade and another adjacent moving blade are contact-connected via a connecting member made of a titanium alloy by a twisting return force due to a centrifugal force, the leading edge portion of the connecting member made of the titanium alloy A hard ceramic film is applied to at least one of the contact surface of the titanium alloy and the contact surface of the rear edge of the connecting member made of the titanium alloy, and the material of the hard ceramic film is chromium carbide (CrC) and NiCr includes, JP said 70% mixing ratio occupied by the chromium carbide of the hard ceramic coating below, compounding ratio NiCr occupied not less than 30% To.
本発明によれば、適切な組成に設定したセラミックス硬質被膜をタービン動翼の連結部材であるカバーの接触面とタイボスの接触面とに施工したので、チタン合金からなるタービン動翼の接触面におけるフレッティング疲労強度を向上させることができる。 According to the present invention, the ceramic hard coating set to an appropriate composition is applied to the contact surface of the cover, which is a connecting member of the turbine blade, and the contact surface of the tie boss. Fretting fatigue strength can be improved.
以下に、本発明のタービン動翼の実施の形態を図面を用いて説明する。図１は本発明のタービン動翼の一実施の形態を示す斜視図、図２は図１におけるＡ矢視から見た本発明のタービン動翼の一実施の形態であって、カバー部の接触面を説明する図、図３は図１におけるＢ矢視から見た本発明のタービン動翼の一実施の形態であって、タイボス部の接触面を説明する図である。 Embodiments of a turbine rotor blade of the present invention will be described below with reference to the drawings. FIG. 1 is a perspective view showing an embodiment of a turbine rotor blade of the present invention, and FIG. 2 is an embodiment of the turbine rotor blade of the present invention as viewed from the arrow A in FIG. FIG. 3 is a view for explaining a surface, and FIG. 3 is a view for explaining a contact surface of a tie boss portion, which is an embodiment of the turbine rotor blade of the present invention as seen from an arrow B in FIG.
図１において、タービン動翼は、複数の動翼１００の連結により構成されている。動翼１００は、翼部１と、翼部１の先端に翼部１と一体に形成されたカバー２と、図示しないロータの植込部に嵌め込み、翼部１を支える翼根元３と、カバー２と翼根元３との間であって翼部１の半径方向略中央部に翼部１と一体に形成され、周方向に複数の動翼１００を連結するための連結部材であるタイボス４とを備えている。隣接する２つの動翼１００は、タービン回転にともなう遠心力から生起するねじり戻力により、隣り合うカバー２及び隣り合うタイボス４がそれぞれ接触連結する構造になっている。
In FIG. 1, the turbine rotor blade is configured by connecting a plurality of
タービン動翼１００は、一般的な翼材である鋼と比較して、比強度が大きく耐食性が高いチタン合金を翼材としている。具体的には、高い強度と靭性とを兼ね備えたＴｉ−６Ａｌ−４Ｖが好適である。
The
図２は、連結部材であるカバー２において、隣接する動翼１００のカバー２と接触連結する接触面を示すものである。図２において、７はカバー２の厚みを示す。図２に示すカバー２の前縁側の接触面５ａは、図１に示す右側の動翼１００の更に右側に配置される図示しない動翼１００のカバー２の後縁側の接触面５ｂと接触する。
FIG. 2 shows a contact surface of the
また、図２に示すカバー２の後縁側の接触面５ｂは、図１に示す左側の動翼１００のカバー２の前縁側の接触面５ａと接触する。
Further, the contact surface 5b on the rear edge side of the
図３は、連結部材であるタイボス４において、隣接する動翼１００のタイボス４と接触連結する接触面を示すものである。図３において、前縁側の接触面６ａは、図１に示す右側の動翼１００の更に右側に配置される図示しない動翼１００のタイボス４の後縁側の接触面６ｂと接触する。
FIG. 3 shows a contact surface of the
また、図３に示すタイボス４の後縁側の接触面６ｂは、図１に示す左側の動翼１００のタイボス４の前縁側の接触面６ａと接触する。
Further, the
図２及び図３で示した各接触面５ａ，５ｂ，６ａ，６ｂには、硬質セラミックス被膜が施工されている。本実施の形態において、セラミックス被膜の材質はクロムカーバイドＣｒＣであり、バインダにはＮｉＣｒを用いて、高速フレーム溶射（以下、ＨＶＯＦ溶射という）により施工している。ＨＶＯＦ溶射は、酸素と燃料を使用した高速度ジェットフレームの溶射であり、超音速で溶射するために材料が火炎にさらされている時間が少なく、基材の温度上昇を最小に抑えることができる長所がある。また、高い衝撃エネルギーにより高い密着性を獲得でき、厚み方向に均一な硬さの緻密な被膜を形成することができる。
A hard ceramic coating is applied to each
また、本実施の形態においては、被膜の配合比として、ＣｒＣを７０％以下に、バインダであるＮｉＣｒを３０％以上にしたことを特徴とする。また、被膜の厚みとしては、５０μｍ〜２００μｍとすることが望ましい。これは、被膜の厚みが小さいと摩滅しやくなり、被膜の厚みが大きいと被膜割れや剥離が生じやすくなるという問題があるためである。 In the present embodiment, the blending ratio of the coating is characterized in that CrC is set to 70% or less and NiCr as a binder is set to 30% or more. Further, the thickness of the coating is desirably 50 μm to 200 μm. This is because if the thickness of the coating is small, it tends to be worn away, and if the thickness of the coating is large, the coating tends to crack or peel off.
チタン合金に硬質セラミックス被膜を施工する場合における、疲労強度の低下に対する施策として、本実施の形態においては、上述した被膜の組成に係る配合比や厚みを設定した。 In the present embodiment, the compounding ratio and thickness related to the composition of the coating described above are set as measures for reducing fatigue strength when a hard ceramic coating is applied to a titanium alloy.
本発明のタービン動翼の一実施の形態の効果を検証するために、タービン動翼のカバー接触面を模擬したフレッティング試験を実施した。以下に試験内容と結果について図面を用いて説明する。図４は本発明のタービン動翼の一実施の形態の効果を確認する試験機器の構成を示す模式図、図５は本発明のタービン動翼の一実施の形態の効果を確認する試験における、応力振幅と接触面圧との関係を説明する特性図、図６は本発明のタービン動翼の一実施の形態の効果を確認する試験の結果であって、応力振幅と接触面圧との関係を示す特性図、図７は本発明のタービン動翼の一実施の形態の効果を確認する試験の結果であって、接線力係数とすべり量との関係を示す特性図、図８は本発明のタービン動翼の一実施の形態の効果を確認する試験の結果であって、相対変位と接線力との関係を示す特性図である。 In order to verify the effect of the embodiment of the turbine rotor blade of the present invention, a fretting test simulating the cover contact surface of the turbine rotor blade was performed. The test contents and results will be described below with reference to the drawings. FIG. 4 is a schematic diagram showing the configuration of a test apparatus for confirming the effect of the embodiment of the turbine rotor blade of the present invention, and FIG. 5 is a test for confirming the effect of the embodiment of the turbine rotor blade of the present invention. FIG. 6 is a characteristic diagram for explaining the relationship between the stress amplitude and the contact surface pressure. FIG. 6 shows the result of the test for confirming the effect of the embodiment of the turbine rotor blade of the present invention, and the relationship between the stress amplitude and the contact surface pressure. FIG. 7 is a characteristic diagram showing the relationship between the tangential force coefficient and the slip amount, and FIG. 8 is a result of a test for confirming the effect of the embodiment of the turbine rotor blade of the present invention. FIG. 6 is a characteristic diagram showing a relationship between relative displacement and tangential force, which is a result of a test for confirming the effect of the embodiment of the turbine rotor blade of FIG.
図４において、１０Ａと１０Ｂは、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖの母材からなる試験体を、１１Ａと１１Ｂは、２体の試験体１０Ａ，１０Ｂの相対変位を２か所で計測する変位計を、１２は、２体の試験体１０Ａ，１０Ｂが接触する接触面をそれぞれ示す。本試験では、接触法線力Ｆｎを図示しないボルトにより負荷し、図４の上下方向に図示しない油圧荷重により振動荷重Ｆｔを負荷した。振動荷重Ｆｔが接触面１２の接線力に一致する。試験は変位制御で行い、２体の試験体１０Ａ，１０Ｂの相対変位を計測した。
In FIG. 4, 10A and 10B are test bodies made of a base material of Ti-6Al-4V, 11A and 11B are displacement meters that measure the relative displacement of the two
接触面１２が、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖの母材のみの場合と、表１に示すＣｒＣの配合比を変えた２種類の溶射被膜のいずれかを施工した場合の３つの態様について、それぞれ試験を行った。試験に用いた溶射被膜の厚みは、いずれも約５０μｍである。試験周波数は、１０〜２５Ｈｚであり、室温大気環境で試験を実施した。
The test is conducted for three modes when the
本フレッティング試験による試験結果について図５と図６とを用いて説明する。
図５は本フレッティング試験における、応力振幅と接触面圧との関係を説明する特性図であり、横軸は接触面圧を、縦軸は応力振幅をそれぞれ示している。図５において、特性線は、接触面圧の増加とともに応力振幅も増加するいわゆる右肩上がりの特性を備えている。この右肩上がりの特性線は、接触面圧の小さい領域で一定の傾きを有するＰ部と、このＰ部に交点Ｒで接続され、Ｐ部の傾きより小さな傾きを有するＱ部とを備えている。
The test result by this fretting test is demonstrated using FIG. 5 and FIG.
FIG. 5 is a characteristic diagram for explaining the relationship between the stress amplitude and the contact surface pressure in the fretting test. The horizontal axis indicates the contact surface pressure, and the vertical axis indicates the stress amplitude. In FIG. 5, the characteristic line has a so-called upward characteristic that the stress amplitude increases as the contact surface pressure increases. The upward characteristic line includes a P portion having a constant inclination in a region where the contact surface pressure is small, and a Q portion connected to the P portion at an intersection R and having an inclination smaller than the inclination of the P portion. Yes.
ここで特性線のＱ部は、本フレッティング試験による破断と未破断の境界を示すものである。特性線のＱ部の上方は破断を示し、特性線のＱ部の下方は未破断を示す。接触面圧が低下するほどフレッティング疲労限度応力が低下する傾向を示している。 Here, the Q part of the characteristic line indicates the boundary between the fracture and the unbreakage in the fretting test. Above the Q portion of the characteristic line indicates fracture, and below the Q portion of the characteristic line indicates unbreakage. The fretting fatigue limit stress tends to decrease as the contact surface pressure decreases.
特性線のＰ部は試験材の摩擦係数に相当する傾きの直線である。特性線のＱ部と特性線のＰ部との交点Ｒにおいて、縦軸の値がフレッティング疲労により試験材が破断する最少応力を示している。したがって、フレッティング疲労強度の比較には、交点Ｒの応力振幅を用いることで評価することができる。 The P part of the characteristic line is a straight line having an inclination corresponding to the friction coefficient of the test material. At the intersection R between the Q part of the characteristic line and the P part of the characteristic line, the value on the vertical axis indicates the minimum stress at which the test material breaks due to fretting fatigue. Therefore, the fretting fatigue strength can be compared by using the stress amplitude at the intersection R.
次に、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖの母材のみの場合と、表１に示すＣｒＣの配合比を変えた２種類の溶射被膜のいずれかを施工した場合の３つの態様についての試験結果を図６に示す。
図６に示すように、各態様の特性線の交点Ｒの縦軸（応力振幅）の値は、Ｂ材＞Ａ材＞母材のみとなっている。したがって、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖの母材のみの場合と比較すると、ＣｒＣの溶射により、疲労限度応力が増加することが確認できた。また、ＣｒＣの配合比を変えた２種類の溶射被膜を比較すると、ＣｒＣの配合比が小さいＢ材の方が、Ａ材よりもフレッティング疲労強度が増加するという結果が得られた。このことから、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖの母材のフレッティング疲労強度を向上させるためには、ＣｒＣの含有率を低下させることが効果的であるということが確認できた。
Next, FIG. 6 shows the test results for three modes when only the base material of Ti-6Al-4V is applied and when either one of two types of sprayed coatings with different CrC mixing ratios shown in Table 1 is applied. Shown in
As shown in FIG. 6, the value of the vertical axis (stress amplitude) at the intersection R of the characteristic lines of each aspect is only B material> A material> base material. Therefore, it was confirmed that the fatigue limit stress was increased by the thermal spraying of CrC as compared with the case of only the base material of Ti-6Al-4V. Further, when two types of sprayed coatings with different CrC blending ratios were compared, it was found that the B material having a smaller CrC blending ratio had a higher fretting fatigue strength than the A material. From this, in order to improve the fretting fatigue strength of the base material of Ti-6Al-4V, it was confirmed that it was effective to reduce the CrC content.
次に、本フレッティング試験により取得したすべり量と接線力係数との関係を図７に示す。ここで、すべり量は、図８に示す接線力Ｆｔと相対変位との関係におけるヒステリシスカーブの相対変位の幅と定義し、接線力係数は、接線力を法線力で除した値と定義する。図７において、菱形のシンボルはＴｉ−６Ａｌ−４Ｖの母材におけるすべり量と接線力係数との関係を、四角形のシンボルはＡ材におけるすべり量と接線力係数との関係を、三角形のシンボルはＢ材におけるすべり量と接線力係数との関係をそれぞれ表記している。 Next, FIG. 7 shows the relationship between the slip amount obtained by the fretting test and the tangential force coefficient. Here, the slip amount is defined as the relative displacement width of the hysteresis curve in the relationship between the tangential force Ft and the relative displacement shown in FIG. 8, and the tangential force coefficient is defined as a value obtained by dividing the tangential force by the normal force. . In FIG. 7, the diamond symbol indicates the relationship between the slip amount and the tangential force coefficient in the Ti-6Al-4V base material, the square symbol indicates the relationship between the slip amount and the tangential force coefficient in the A material, and the triangle symbol indicates The relationship between the slip amount and the tangential force coefficient in the B material is shown.
図８に示す相対変位と接線力とのヒステリシスカーブの面積が、１サイクル当たりの消費エネルギーであり、この面積が大きいほど、タービン動翼に要求される減衰比を増加することができる。 The area of the hysteresis curve between the relative displacement and the tangential force shown in FIG. 8 is the energy consumption per cycle, and the larger the area, the greater the damping ratio required for the turbine rotor blade.
すべり量が十分に大きく（一般に１０μm以上）、マクロすべりが発生する条件の下においては、接線力係数は、一般的に知られている摩擦係数に相当する。接線力係数は、繰り返し回数に依存する傾向があるため、図７においては、定常状態（１０６回）における値を表記している。 Under conditions where the slip amount is sufficiently large (generally 10 μm or more) and macro slip occurs, the tangential force coefficient corresponds to a generally known friction coefficient. Since the tangential force coefficient tends to depend on the number of repetitions, the value in the steady state (10 6 times) is shown in FIG.
図７に示すように、接線力係数とすべり量とは相関がある。すべり量が約１０μmまではすべり量の増加と共に接線力係数は増加している。一方、すべり量が２０〜３０μm以上の領域では、すべり量の増加と共に接線力係数は低下する傾向がある。 As shown in FIG. 7, there is a correlation between the tangential force coefficient and the slip amount. The tangential force coefficient increases as the slip amount increases until the slip amount reaches about 10 μm. On the other hand, in the region where the slip amount is 20 to 30 μm or more, the tangential force coefficient tends to decrease as the slip amount increases.
図７に示すように、タービン動翼で想定されるすべり量（１０〜３０μm）における各態様の接線力係数（摩擦係数）を比較すると、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖの母材の値が最も大きく（約１．３）、次いでＡ材（約１．１）で、最も摩擦係数が低くなるのがＢ材であった。このことから、ＣｒＣの配合比を低下させることにより、摩擦係数を低減できることが確認された。 As shown in FIG. 7, when the tangential force coefficient (friction coefficient) of each aspect in the slip amount (10 to 30 μm) assumed in the turbine rotor blade is compared, the value of the base material of Ti-6Al-4V is the largest ( About 1.3) and then the A material (about 1.1), the B material had the lowest friction coefficient. From this, it was confirmed that the friction coefficient can be reduced by reducing the compounding ratio of CrC.
接触面の摩擦係数を低減することにより、接触面のすべり量が増加できるので、構造減衰を高める効果が期待できる。 By reducing the friction coefficient of the contact surface, the amount of sliding on the contact surface can be increased, so that an effect of increasing the structural damping can be expected.
上述した試験結果を用いて、ＣｒＣの配合比と各評価項目について整理した結果を図９Ａ及び図９Ｂを用いて説明する。図９Ａは本発明のタービン動翼の一実施の形態の効果を確認する試験の結果であって、ＣｒＣ配合比とチタン合金母材に対するフレッティング強度比との関係を示す特性図、図９Ｂは本発明のタービン動翼の一実施の形態の効果を確認する試験の結果であって、ＣｒＣ配合比と摩擦係数との関係を示す特性図である。 9A and 9B will be used to describe the results of arranging the CrC blending ratio and the respective evaluation items using the test results described above. FIG. 9A is a result of a test for confirming the effect of the embodiment of the turbine rotor blade of the present invention, and is a characteristic diagram showing the relationship between the CrC blending ratio and the fretting strength ratio with respect to the titanium alloy base material. It is a result of the test which confirms the effect of one embodiment of the turbine bucket of the present invention, and is a characteristic figure showing the relation between a CrC compounding ratio and a friction coefficient.
図９Ａの縦軸は、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖの母材に対するフレッティング疲労強度比を示している。図９Ａに示すように、ＣｒＣ配合比を低減するほどフレッティング疲労強度が向上する結果が得られた。 The vertical axis | shaft of FIG. 9A has shown the fretting fatigue strength ratio with respect to the base material of Ti-6Al-4V. As shown in FIG. 9A, the result that the fretting fatigue strength was improved as the CrC blending ratio was reduced was obtained.
次に、図９Ｂにおいては、ＣｒＣ配合比を低減するほど摩擦係数が低下して高減衰化の効果が得られることが分かった。一般的な翼材である鋼の摩擦係数の上限値が約１．１であることから、ＣｒＣ配合比を７０％以下とすることにより、鋼よりも摩擦係数を低減できることが分かる。ＣｒＣ配合比を低減するほどフレッティング疲労強度が向上するのは、ＣｒＣ配合比の低減により摩擦係数が低下するため、接触面の局所応力（接線力）が低下することによると考えられる。 Next, in FIG. 9B, it was found that the friction coefficient decreases as the CrC blending ratio decreases, and the effect of high attenuation can be obtained. Since the upper limit value of the friction coefficient of steel, which is a general blade material, is about 1.1, it can be seen that the friction coefficient can be reduced more than that of steel by setting the CrC compounding ratio to 70% or less. The reason why the fretting fatigue strength is improved as the CrC blending ratio is decreased is considered to be that the local stress (tangential force) on the contact surface is lowered because the friction coefficient is lowered by the reduction of the CrC blending ratio.
一般的に、カバー２の接触面のフレッティング疲労を向上させるためには、図２に示すカバー２の厚み７を増加させる必要がある。しかし、カバー２の厚み７を増加するとカバー２に作用する遠心力が増加するため、カバー２よりも内周側に位置する翼部１や翼根元３の応力が増加するという問題がある。
Generally, in order to improve fretting fatigue of the contact surface of the
本発明の実施の形態によれば、カバー接触面にＣｒＣ溶射することで、フレッティング疲労強度を高めることができるので、カバー２の厚み７を薄く形成することができる。この結果、タービン翼の長翼化による高効率化の効果が期待できる。具体的には、３６００ｒｐｍの蒸気タービンを構成する低圧タービンの最終段に適用する翼部１が５０インチの長さのタービン動翼に好適である。
According to the embodiment of the present invention, since the fretting fatigue strength can be increased by spraying CrC on the cover contact surface, the thickness 7 of the
上述した本発明のタービン動翼の一実施の形態によれば、適切な組成に設定したセラミックス硬質被膜をタービン動翼の連結部材であるカバー２の接触面とタイボス４の接触面とに施工したので、チタン合金からなるタービン動翼の接触面におけるフレッティング疲労強度を向上させることができる。
According to the above-described embodiment of the turbine rotor blade of the present invention, the ceramic hard coating set to an appropriate composition is applied to the contact surface of the
また、上述した本発明のタービン動翼の一実施の形態によれば、接触面の摩擦係数を低減できるので、翼振動の減衰特性を高めることができる。 Further, according to the embodiment of the turbine rotor blade of the present invention described above, the friction coefficient of the contact surface can be reduced, so that the blade vibration damping characteristics can be enhanced.
なお、本発明の実施の形態において、タービン動翼のカバー２及びタイボス４の各接触面５ａ，５ｂ，６ａ，６ｂの全てに、硬質セラミックス被膜を施工した例を説明したが、これに限るものではない。タービン動翼のカバー２の接触面のみ、又はタイボス４の接触面のみに硬質セラミックス被膜を施工するものであっても良い。
In the embodiment of the present invention, the example in which the hard ceramic coating is applied to all of the contact surfaces 5a, 5b, 6a, 6b of the
また、タービン動翼のカバー２の２か所の接触面のうちのいずれか一方の接触面、又は、タイボス４の２か所の接触面のうちのいずれか一方の接触面に硬質セラミックス被膜を施工するものであっても良い。
Further, a hard ceramic coating is applied to either one of the two contact surfaces of the
１ 翼部
２ カバー
３ 翼根元
４ タイボス
５ａ カバーの前縁側の接触面
５ｂ カバーの後縁側の接触面
６ａ タイボスの前縁側の接触面
６ｂ タイボスの後縁側の接触面
７ カバーの厚み
１０ 試験体
１１ 変位計
１００ 動翼
DESCRIPTION OF
Claims (5)
前記動翼と隣接する他の動翼とが、遠心力によるねじり戻り力により互いのチタン合金からなる連結部材を介して接触連結するタービン動翼において、
前記チタン合金からなる連結部材の前縁部の接触面と前記チタン合金からなる連結部材の後縁部の接触面のうち、少なくともいずれか一方の接触面に硬質セラミックス被膜を施工し、前記硬質セラミックス被膜の材質はクロムカーバイド（ＣｒＣ）及びＮｉＣｒを含み、前記硬質セラミックス被膜のうち前記クロムカーバイドが占める配合比が７０％以下、ＮｉＣｒが占める配合比が３０％以上である
ことを特徴とするタービン動翼。 A moving blade having a blade portion made of a titanium alloy and a connecting member made of a titanium alloy formed integrally with the blade portion;
In the turbine rotor blade that is in contact connection with the other rotor blade adjacent to the rotor blade via a connecting member made of a mutual titanium alloy by a twisting return force due to centrifugal force,
Of the contact surfaces of the rear edge of the connecting member contact surface of the front edge portion of the connecting member made of the titanium alloy to be composed of the titanium alloy, and applying a hard ceramic coating on at least one of the contact surface, the hard ceramic The material of the coating includes chromium carbide (CrC) and NiCr, and the mixing ratio of the chromium carbide in the hard ceramic coating is 70% or less, and the mixing ratio of NiCr is 30% or more. Wings.
前記チタン合金からなる連結部材は、前記翼部の先端に前記翼部と一体に形成されたカバーである
ことを特徴とするタービン動翼。 The turbine rotor blade according to claim 1,
The turbine rotor blade according to claim 1, wherein the connecting member made of the titanium alloy is a cover formed integrally with the blade portion at a tip of the blade portion .
前記チタン合金からなる連結部材は、前記翼部の半径方向の略中央部に前記翼部と一体に形成されたタイボスである
ことを特徴とするタービン動翼。 The turbine rotor blade according to claim 1,
The turbine rotor blade according to claim 1, wherein the connecting member made of the titanium alloy is a tie boss formed integrally with the blade portion at a substantially central portion in a radial direction of the blade portion.
前記翼部が５０インチ以上の長さを有する
ことを特徴とするタービン動翼。 In the turbine rotor blade according to any one of claims 1乃Itaru 3,
The turbine blade according to claim 1, wherein the blade portion has a length of 50 inches or more.
低圧蒸気タービンの最終段に用いられる
ことを特徴とするタービン動翼。 In the turbine rotor blade according to any one of claims 1乃Itaru 4,
A turbine blade used in the final stage of a low-pressure steam turbine.
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