JP7143197B2

JP7143197B2 - Blades, turbines, and methods of manufacturing blades

Info

Publication number: JP7143197B2
Application number: JP2018223344A
Authority: JP
Inventors: 諒高桑; 敬祐早房; 謙佑木村
Original assignee: Ebara Corp; Elliott Ebara Turbomachinery Corp
Current assignee: Ebara Corp; Elliott Ebara Turbomachinery Corp
Priority date: 2018-11-29
Filing date: 2018-11-29
Publication date: 2022-09-28
Anticipated expiration: 2038-11-29
Also published as: JP2020084928A

Description

本発明は、タービンに用いられる動翼、およびそのような動翼を備えたタービンに関する。また、本発明は、動翼の製造方法に関する。 The present invention relates to blades for use in turbines and turbines with such blades. The present invention also relates to a method for manufacturing a rotor blade.

従来から、燃焼ガス等から動力を得るタービンでは、タービンの動翼の破断が問題となっている。動翼が破断に至るまでには、き裂の発生と、き裂の進展という２つの段階がある。き裂の発生の原因は、腐食や、動翼に繰り返し荷重が作用することによって生じるいわゆるフレッティングによる疲労と考えられている。 Conventionally, in a turbine that obtains power from combustion gas or the like, breakage of rotor blades of the turbine has been a problem. There are two stages of crack initiation and crack propagation before the moving blade breaks. Cracks are thought to be caused by corrosion and fatigue due to so-called fretting caused by repeated loads acting on blades.

き裂の進展の原因は、応力集中部における過大な応力であると考えられている。このような応力集中部における応力は、遠心力により生じる。動翼の材料として、耐高温材料であるＮｉ基超合金（例えば、一般的にＷａｓｐａｌｏｙと称される合金）が広く用いられているが、Ｎｉ基超合金の比重は大きく、応力集中部に過大な応力が発生する一因となっている。 It is believed that the cause of crack propagation is excessive stress in stress concentration areas. The stress in such stress concentration areas is caused by centrifugal force. Ni-based superalloys (for example, alloys generally called Waspaloy), which are high-temperature resistant materials, are widely used as materials for moving blades. This is one of the causes of stress generation.

特開２００６－９７０４２号公報JP-A-2006-97042 特開２０１５－１１７６２６号公報JP 2015-117626 A

き裂の進展を防ぐ方法として動翼の軽量化などが検討されてきた。動翼を軽量化することにより、応力集中部における応力を低減し、き裂の進展を抑制することで、破断に至るまでの寿命を延ばすことが可能である。その一方で、動翼の機械的強度を確保する必要がある。 As a method of preventing crack propagation, weight reduction of rotor blades has been studied. By reducing the weight of the rotor blade, the stress in the stress concentration portion is reduced, and crack growth is suppressed, thereby extending the life until fracture. On the other hand, it is necessary to ensure the mechanical strength of the moving blade.

そこで、本発明は、機械的強度を十分に確保しつつ軽量化することにより、き裂の進展を抑制し、破断に至るまでの寿命を延ばすことができる、タービン用の動翼、およびそのような動翼を備えたタービンを提供することを目的とする。さらに、本発明は、そのような動翼の製造方法を提供することを目的とする。 SUMMARY OF THE INVENTION Accordingly, the present invention provides a rotor blade for a turbine capable of suppressing the propagation of cracks and extending the life until fracture by reducing the weight while ensuring sufficient mechanical strength. It is an object of the present invention to provide a turbine with smooth blades. A further object of the present invention is to provide a method for manufacturing such blades.

一態様では、タービン用の動翼であって、翼部と、前記翼部の基端に形成され、かつ前記タービンのディスクに埋め込み可能な埋め込み部とを備え、前記埋め込み部は、前記埋め込み部の表面を含む外側埋め込み部と、前記外側埋め込み部の内側に位置する内側埋め込み部とを備えており、前記外側埋め込み部は、Ｎｉ基超合金から構成されており、前記内側埋め込み部は、ＴｉＡｌ合金から構成されている、動翼が提供される。 In one aspect, a rotor blade for a turbine includes an airfoil portion and an embedded portion formed at a base end of the airfoil portion and embeddable in a disk of the turbine, the embedded portion and an inner buried portion positioned inside the outer buried portion, the outer buried portion being made of a Ni-based superalloy, and the inner buried portion being made of TiAl A blade is provided that is constructed from an alloy.

一態様では、前記翼部は中空形状を有している。
一態様では、前記翼部の内部空間の断面の重心位置は、前記翼部全体の断面の重心位置に一致しており、かつ前記翼部の内部空間の断面積は、前記翼部全体の断面積より、５％～２０％小さい。
一態様では、前記埋め込み部は、前記翼部の基端に形成されたプラットフォーム部と、先端部と、前記プラットフォーム部と前記先端部との間に形成された中間部から構成されており、前記プラットフォーム部は、前記プラットフォーム部の表面を含む外側プラットフォーム部と、前記外側プラットフォーム部の内側に位置する内側プラットフォーム部とを備えており、前記先端部は、前記先端部の表面を含む外側先端部と、前記外側先端部の内側に位置する内側先端部とを備えており、前記中間部は、前記中間部の表面を含む外側中間部と、前記外側中間部の内側に位置する内側中間部とを備えており、前記内側プラットフォーム部は、その断面の重心位置が、前記プラットフォーム部全体の断面の重心位置に一致するように配置されており、かつ前記内側プラットフォーム部の断面積は、前記プラットフォーム部全体の断面積より、５％～２０％小さく、前記内側先端部は、その断面の重心位置が、前記先端部全体の断面の重心位置に一致するように配置されており、かつ前記内側先端部の断面積は、前記先端部全体の断面積より、５％～２０％小さく、前記内側中間部は、その断面の重心位置が、前記中間部全体の断面の重心位置に一致するように配置されており、かつ前記内側中間部の断面の幅方向の長さは、前記中間部全体の断面の幅方向の長さより、５％～２０％短い。 In one aspect, the wings have a hollow shape.
In one aspect, the position of the center of gravity of the cross section of the inner space of the wing coincides with the position of the center of gravity of the cross section of the entire wing, and the cross-sectional area of the inner space of the wing is the cross section of the entire wing. 5% to 20% smaller than the area.
In one aspect, the embedded portion includes a platform portion formed at the base end of the wing portion, a tip portion, and an intermediate portion formed between the platform portion and the tip portion, and The platform portion includes an outer platform portion including a surface of the platform portion, an inner platform portion located inside the outer platform portion, and the tip portion includes an outer tip portion including a surface of the tip portion. , an inner tip located inside said outer tip, said intermediate portion comprising: an outer intermediate portion including a surface of said intermediate portion; and an inner intermediate portion located inside said outer intermediate portion. wherein the inner platform portion is arranged such that the center of gravity of its cross section coincides with the center of gravity of the cross section of the entire platform, and the cross-sectional area of the inner platform is the same as that of the entire platform. 5% to 20% smaller than the cross-sectional area of the inner tip, and the inner tip is arranged so that the center of gravity of the cross section coincides with the center of gravity of the cross section of the entire tip. The cross-sectional area is 5% to 20% smaller than the cross-sectional area of the entire tip portion, and the inner intermediate portion is arranged so that the center of gravity of the cross section coincides with the center of gravity of the cross section of the entire intermediate portion. and the length in the width direction of the cross section of the inner intermediate portion is 5% to 20% shorter than the length in the width direction of the cross section of the entire intermediate portion.

一態様では、シャフトと、前記シャフトに固定されたディスクと、前記ディスクの半径方向外側に延びる、上記記載の動翼と、前記動翼に隣接して配置された静翼と、前記シャフト、前記ディスク、前記動翼、および前記静翼を収容するケーシングとを備えている、タービンが提供される。 In one aspect, a shaft, a disk fixed to the shaft, blades as described above extending radially outwardly of the disk, vanes positioned adjacent to the blades, the shaft, the A turbine is provided comprising a disk, said rotor blades, and a casing containing said stator vanes.

一態様では、タービン用の動翼の製造方法であって、翼部を成形し、前記タービンのディスクに埋め込み可能な埋め込み部を、前記翼部の基端に成形し、前記埋め込み部を成形する工程は、Ｎｉ基超合金によって、外側埋め込み部を成形する工程と、ＴｉＡｌ合金によって、内側埋め込み部を成形する工程とを含み、前記外側埋め込み部は、前記埋め込み部の表面を含んでおり、前記内側埋め込み部は、前記外側埋め込み部の内側に位置している、製造方法が提供される。 In one aspect, a method of manufacturing a rotor blade for a turbine, comprising forming an airfoil portion, forming an embedment at a proximal end of the airfoil portion that is embeddable in a disk of the turbine, and molding the embedment portion. The process includes forming an outer embedding portion with a Ni-based superalloy and forming an inner embedding portion with a TiAl alloy, the outer embedding portion including a surface of the embedding portion, and A manufacturing method is provided, wherein an inner padding is located inside said outer padding.

一態様では、前記埋め込み部を成形する工程は、前記外側埋め込み部を構成する前記Ｎｉ基超合金を中空状に成形する工程と、前記内側埋め込み部を、前記外側埋め込み部の内部空間に挿入する工程とを含む。
一態様では、前記内側埋め込み部を、前記外側埋め込み部の内部空間に挿入する工程は、前記内側埋め込み部を、前記外側埋め込み部に形成され、かつ前記外側埋め込み部の内部空間に連通する開口を通じて、前記外側埋め込み部の内部空間に挿入する工程を含む。
一態様では、前記埋め込み部を成形する工程は、前記外側埋め込み部を構成する前記Ｎｉ基超合金を中空状に成形する工程と、前記内側埋め込み部を構成する溶解されたＴｉＡｌ合金を、前記外側埋め込み部の内部空間に流し込む工程を含む。
一態様では、前記溶解されたＴｉＡｌ合金を、前記外側埋め込み部の内部空間に流し込む工程は、前記溶解されたＴｉＡｌ合金を、前記外側埋め込み部に形成され、かつ前記外側埋め込み部の内部空間に連通する通孔を通じて、前記外側埋め込み部の内部空間に流し込む工程を含む。
一態様では、前記埋め込み部を成形する工程は、三次元造形機によって、前記外側埋め込み部および前記内側埋め込み部を造形する工程を含む。
一態様では、前記埋め込み部を成形する工程は、前記埋め込み部の表面に沿った内面形状を有する鋳型を用意し、前記内側埋め込み部を、前記鋳型の内部空間に配置し、溶解されたＮｉ基超合金を、前記鋳型の内部空間に流し込む工程を含む。 In one aspect, the step of forming the embedding portion includes forming the Ni-based superalloy forming the outer embedding portion into a hollow shape, and inserting the inner embedding portion into an internal space of the outer embedding portion. and a step.
In one aspect, the step of inserting the inner embedding portion into the inner space of the outer embedding portion includes inserting the inner embedding portion through an opening formed in the outer embedding portion and communicating with the inner space of the outer embedding portion. , inserting into the interior space of the outer implant.
In one aspect, the step of forming the embedded portion comprises: forming the Ni-based superalloy forming the outer embedded portion into a hollow shape; A step of pouring into the internal space of the embedded portion is included.
In one aspect, the step of pouring the melted TiAl alloy into the inner space of the outer buried portion includes the melted TiAl alloy formed in the outer buried portion and communicating with the inner space of the outer buried portion. and a step of pouring the liquid into the internal space of the outer embedding portion through a through-hole.
In one aspect, the step of molding the embedding portion includes the step of modeling the outer embedding portion and the inner embedding portion with a three-dimensional modeling machine.
In one aspect, the step of forming the embedded portion includes preparing a mold having an inner surface shape along the surface of the embedded portion, disposing the inner embedded portion in an internal space of the mold, and A step of casting a superalloy into the interior space of the mold is included.

本発明によれば、Ｎｉ基超合金から構成された外側埋め込み部の内側に、比重が小さいＴｉＡｌ合金を配置することで、動翼を軽量化することができる。さらに、タービンのディスクに接触する外側埋め込み部をＮｉ基超合金とすることで、動翼の耐食性やフレッティング耐性を確保することができる。結果として、き裂の進展を抑制し、破断に至るまでの動翼の寿命を延ばすことができる。 According to the present invention, it is possible to reduce the weight of the moving blade by arranging a TiAl alloy having a small specific gravity inside the outer embedded portion made of a Ni-based superalloy. Furthermore, by using a Ni-based superalloy for the outer embedded portion that contacts the disk of the turbine, the corrosion resistance and fretting resistance of the rotor blade can be ensured. As a result, it is possible to suppress the propagation of cracks and extend the life of the moving blade until it breaks.

本発明の一実施形態に係るタービンを示す模式図である。1 is a schematic diagram showing a turbine according to an embodiment of the invention; FIG. 動翼の一実施形態を示す斜視図である。1 is a perspective view of one embodiment of a rotor blade; FIG. 図１のディスクおよび動翼をシャフトの軸方向から見た模式図である。FIG. 2 is a schematic diagram of the disk and rotor blades of FIG. 1 viewed from the axial direction of the shaft; 図３の模式図において、埋め込み部をディスクの半径方向に切断したときの、埋め込み部の断面図である。FIG. 4 is a cross-sectional view of the embedded portion when the embedded portion is cut in the radial direction of the disc in the schematic diagram of FIG. 3 ; 動翼の製造方法の一実施形態を説明するフローチャートである。4 is a flow chart describing an embodiment of a rotor blade manufacturing method. ステップ１－１の工程を説明する模式図である。FIG. 4 is a schematic diagram for explaining the process of step 1-1; ステップ１－３およびステップ１－４の工程を説明する模式図である。FIG. 4 is a schematic diagram for explaining steps 1-3 and 1-4. 動翼の製造方法の他の実施形態を説明するフローチャートである。4 is a flow chart describing another embodiment of a rotor blade manufacturing method. ステップ２－１およびステップ２－２の工程を説明する模式図である。FIG. 4 is a schematic diagram for explaining steps 2-1 and 2-2. 動翼の製造方法のさらに他の実施形態を説明するフローチャートである。4 is a flow chart describing still another embodiment of a rotor blade manufacturing method. 動翼の製造方法のさらに他の実施形態を説明するフローチャートである。4 is a flow chart describing still another embodiment of a rotor blade manufacturing method. 鋳型を示す模式図である。It is a schematic diagram which shows a casting_mold|template. ステップ４－３の工程を説明する模式図である。FIG. 10 is a schematic diagram for explaining the process of step 4-3; ステップ４－４の工程を説明する模式図である。FIG. 10 is a schematic diagram for explaining the process of step 4-4; 動翼の他の実施形態を示す斜視図である。FIG. 11 is a perspective view showing another embodiment of the rotor blade; 図１５に示す翼部の断面図である。FIG. 16 is a cross-sectional view of the wing shown in FIG. 15; 動翼のさらに他の実施形態を示す斜視図である。FIG. 11 is a perspective view showing still another embodiment of the rotor blade; 動翼の製造方法の他の実施形態を説明するフローチャートである。4 is a flow chart describing another embodiment of a rotor blade manufacturing method. 動翼のさらに他の実施形態を示す埋め込み部の断面図である。FIG. 11 is a cross-sectional view of an embedded portion showing still another embodiment of the rotor blade;

以下、本発明の実施形態について図面を参照して説明する。図１は、本発明の一実施形態に係るタービンを示す模式図である。図１に示すタービンは、燃焼ガスから動力を得るガスタービンの一実施形態である。図１に示すように、タービン１は、回転可能に支持されたシャフト１１と、シャフト１１に固定された複数のディスク１２と、ディスク１２に固定された動翼列５と、動翼列５に隣接して配置された静翼列６と、シャフト１１、ディスク１２、動翼列５、および静翼列６を収容するケーシング１９とを備えている。 BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 1 is a schematic diagram showing a turbine according to one embodiment of the present invention. The turbine shown in FIG. 1 is one embodiment of a gas turbine powered by combustion gases. As shown in FIG. 1, the turbine 1 includes a shaft 11 rotatably supported, a plurality of disks 12 fixed to the shaft 11, a rotor blade row 5 fixed to the disk 12, and a It comprises a stator blade cascade 6 arranged adjacently and a casing 19 housing the shaft 11 , disk 12 , rotor blade cascade 5 , and stator blade cascade 6 .

ケーシング１９は、上流側ケーシング１９ａと、下流側ケーシング１９ｂとを含んでいる。ディスク１２、動翼列５、および静翼列６は、上流側ケーシング１９ａの内部に収容されている。シャフト１１は、下流側ケーシング１９ｂの内部に収容されている。静翼列６は、上流側ケーシング１９ａの内周面に固定されている。 The casing 19 includes an upstream casing 19a and a downstream casing 19b. The disk 12, rotor blade row 5, and stator blade row 6 are housed inside an upstream casing 19a. The shaft 11 is housed inside the downstream casing 19b. The stationary blade row 6 is fixed to the inner peripheral surface of the upstream casing 19a.

複数の動翼列５と複数の静翼列６は、シャフト１１の軸ＣＬ方向において交互に配置されている。動翼列５は、ディスク１２の周方向において一定の間隔で配置された複数の動翼１５から構成されている。動翼１５は、ディスク１２の半径方向外側に延びている。静翼列６は、上流側ケーシング１９ａの内周方向において一定の間隔で配置された複数の静翼１６から構成されている。静翼１６は、上流側ケーシング１９ａの内周の半径方向内側に向かって延びている。 The plurality of rotor blade rows 5 and the plurality of stator blade rows 6 are alternately arranged in the axis CL direction of the shaft 11 . The row of rotor blades 5 is composed of a plurality of rotor blades 15 arranged at regular intervals in the circumferential direction of the disk 12 . The rotor blades 15 extend radially outward of the disk 12 . The row of stationary blades 6 is composed of a plurality of stationary blades 16 arranged at regular intervals in the inner circumferential direction of the upstream casing 19a. The stationary blades 16 extend radially inward from the inner periphery of the upstream casing 19a.

動翼列５と、動翼列５の上流側に配置された静翼列６の組み合わせによって、１つの段が形成されている。本実施形態のタービン１は、動翼列５と静翼列６の組み合わせを複数段備えているが、一実施形態では、動翼列５と静翼列６の組み合わせは１段でもよい。 A single stage is formed by a combination of the row of rotor blades 5 and the row of stator blades 6 arranged on the upstream side of the row of rotor blades 5 . The turbine 1 of the present embodiment includes a combination of rotor blade rows 5 and stator blade rows 6 in a plurality of stages, but in one embodiment, the rotor blade row 5 and stator blade row 6 may be combined in a single stage.

燃焼ガスは、図１の矢印で示す方向に流れる。タービン１に流入する燃焼ガスの温度は、高温（約６００℃）である。燃焼ガスは、放物線状のノーズコーン２１に沿ってなめらかに加速され、さらに均一な流速分布となって静翼列６を通過し、動翼列５に導かれる。動翼１５は、燃焼ガスを受け、ディスク１２およびシャフト１１と一体に回転する。最も下流側の動翼列５を通過した燃焼ガスは、排気ノズル２２から排気される。 Combustion gases flow in the direction indicated by the arrows in FIG. The temperature of the combustion gas entering the turbine 1 is high (approximately 600°C). The combustion gas is smoothly accelerated along the parabolic nose cone 21 , passes through the stator blade cascade 6 with a uniform flow velocity distribution, and is guided to the rotor blade cascade 5 . The rotor blades 15 receive combustion gases and rotate integrally with the disk 12 and the shaft 11 . The combustion gas that has passed through the rotor blade row 5 on the most downstream side is discharged from the exhaust nozzle 22 .

図２は、動翼１５の一実施形態を示す斜視図である。動翼１５は、燃焼ガスを受ける翼部２５と、くさび形状の表面を有する埋め込み部３０とを備えている。埋め込み部３０は、翼部２５の基端２６に形成されている。より具体的には、埋め込み部３０は、翼部２５の基端２６から翼部２５の長手方向に延びている。 FIG. 2 is a perspective view showing one embodiment of the rotor blade 15. As shown in FIG. The rotor blade 15 comprises an airfoil portion 25 for receiving the combustion gases and an embedded portion 30 having a wedge-shaped surface. The embedded portion 30 is formed at the proximal end 26 of the wing portion 25 . More specifically, embedded portion 30 extends in the longitudinal direction of wing portion 25 from proximal end 26 of wing portion 25 .

図３は、図１のディスク１２および動翼１５をシャフト１１の軸ＣＬ方向から見た模式図である。ディスク１２の外周面には、周方向において一定の間隔で複数の凹部１２ａが形成されている。凹部１２ａは、くさび形状を有している。埋め込み部３０は、ディスク１２の凹部１２ａに埋め込み可能に構成されている。動翼１５は、埋め込み部３０がディスク１２の凹部１２ａに埋め込まれることによって、ディスク１２に固定されている。翼部２５が燃焼ガスを受けると、動翼１５は、図３の矢印で示す方向に回転する。動翼１５の上流側には、複数の静翼１６が、上流側ケーシング１９ａの内周方向において一定の間隔で配置されているため、動翼１５が回転したとき、静翼列６を通過した燃焼ガスによって、翼部２５に繰り返し荷重が作用し、すべりが発生することでフレッティングが発生する。結果として、埋め込み部３０の応力集中部Ｐに応力が発生する。 FIG. 3 is a schematic diagram of the disk 12 and rotor blades 15 of FIG. A plurality of recesses 12a are formed on the outer peripheral surface of the disc 12 at regular intervals in the circumferential direction. The recess 12a has a wedge shape. The embedded portion 30 is configured to be embedded in the concave portion 12 a of the disk 12 . The moving blade 15 is fixed to the disk 12 by embedding the embedded portion 30 in the concave portion 12 a of the disk 12 . When the blade portion 25 receives the combustion gas, the rotor blade 15 rotates in the direction indicated by the arrow in FIG. On the upstream side of the moving blades 15, a plurality of stationary blades 16 are arranged at regular intervals in the inner peripheral direction of the upstream casing 19a. Combustion gas repeatedly applies a load to the blade portion 25, causing slippage and fretting. As a result, stress is generated in the stress concentrated portion P of the embedded portion 30 .

図４は、図３の模式図において、埋め込み部３０をディスク１２の半径方向に切断したときの、埋め込み部３０の断面図である。埋め込み部３０は、埋め込み部３０の表面を含む外側埋め込み部３１と、くさび形状を有する内側埋め込み部３９とを備えている。外側埋め込み部３１の外面は、ディスク１２の凹部１２ａに埋め込み可能に構成されている。内側埋め込み部３９は、外側埋め込み部３１の内側に配置されている。 FIG. 4 is a cross-sectional view of the embedded portion 30 when the embedded portion 30 is cut in the radial direction of the disc 12 in the schematic diagram of FIG. The embedded portion 30 includes an outer embedded portion 31 including the surface of the embedded portion 30 and an inner embedded portion 39 having a wedge shape. The outer surface of the outer embedded portion 31 is configured to be embedded in the concave portion 12 a of the disc 12 . The inner embedded portion 39 is arranged inside the outer embedded portion 31 .

翼部２５および外側埋め込み部３１は、Ｎｉ基超合金から構成されている。Ｎｉ基超合金の一例として、一般的にＷａｓｐａｌｏｙと称される合金が挙げられる。内側埋め込み部３９は、ＴｉＡｌ合金から構成されている。より具体的には、内側埋め込み部３９に使用されるＴｉＡｌ合金のＴｉの組成比は、４０原子パーセント～６０原子パーセントであり、Ａｌの組成比は、４０原子パーセント～６０原子パーセントである。 The wing portion 25 and the outer embedded portion 31 are made of a Ni-based superalloy. An example of a Ni-based superalloy is an alloy commonly referred to as Waspaloy. The inner buried portion 39 is made of a TiAl alloy. More specifically, the TiAl alloy used for the inner buried portion 39 has a Ti composition ratio of 40 atomic percent to 60 atomic percent and an Al composition ratio of 40 atomic percent to 60 atomic percent.

ＴｉＡｌ合金は、Ｎｉ基超合金よりも比重が小さいため、内側埋め込み部３９をＴｉＡｌ合金とすることで、機械的強度を十分に確保しつつ、動翼１５を軽量化することができる。さらに、ディスク１２に接触する外側埋め込み部３１をＮｉ基超合金とすることで、動翼１５の耐食性やフレッティング耐性を確保することができる。 A TiAl alloy has a smaller specific gravity than a Ni-based superalloy. Therefore, by using a TiAl alloy for the inner embedded portion 39, it is possible to reduce the weight of the rotor blade 15 while ensuring sufficient mechanical strength. Furthermore, by forming the outer embedded portion 31 that contacts the disk 12 with a Ni-based superalloy, the corrosion resistance and fretting resistance of the rotor blade 15 can be ensured.

また、Ｎｉ基超合金の一例であるＷａｓｐａｌｏｙの線膨張係数は、１２．２×１０^－６／℃であり、ＴｉＡｌ合金の線膨張係数は、１２．１×１０^－６／℃である。Ｎｉ基超合金の線膨張係数と、ＴｉＡｌ合金の線膨張係数は、近い値であるため、高温環境下において、埋め込み部３０の熱膨張によって、外側埋め込み部３１の内面と内側埋め込み部３９の外面との間に隙間が発生しにくく、外側埋め込み部３１と内側埋め込み部３９同士の圧迫も少ない。 Waspaloy, which is an example of a Ni-based superalloy, has a coefficient of linear expansion of 12.2×10 ⁻⁶ /°C, and TiAl alloy has a coefficient of linear expansion of 12.1×10 ⁻⁶ /°C. Since the coefficient of linear expansion of the Ni-based superalloy and the coefficient of linear expansion of the TiAl alloy are close to each other, the thermal expansion of the embedded portion 30 causes the inner surface of the outer embedded portion 31 and the outer surface of the inner embedded portion 39 to expand in a high-temperature environment. A gap is less likely to occur between them, and pressure between the outer embedding portion 31 and the inner embedding portion 39 is less.

本実施形態によれば、応力集中部Ｐに発生する応力を小さくすることができ、き裂の進展を抑制し、破断に至るまでの動翼１５の寿命を延ばすことができる。さらに本実施形態によれば、応力集中部Ｐに発生する応力が小さくなることにより、動翼１５が固定されたディスク１２は、高速で回転することができる。 According to the present embodiment, the stress generated in the stress concentration portion P can be reduced, the propagation of cracks can be suppressed, and the life of the moving blade 15 until fracture can be extended. Furthermore, according to the present embodiment, the stress generated in the stress concentrated portion P is reduced, so that the disk 12 to which the moving blades 15 are fixed can be rotated at high speed.

以下、動翼１５の製造方法の一実施形態について、図５に示すフローチャートに沿って説明する。図６は、ステップ１－１の工程を説明する模式図である。ステップ１－１では、翼部２５、および外側埋め込み部３１の一部を構成する外側埋め込み部本体３２を成形する。外側埋め込み部３１は、外側埋め込み部本体３２と、後述する蓋３４とから構成されている。翼部２５および外側埋め込み部本体３２は、Ｎｉ基超合金によって成形される。 An embodiment of the method for manufacturing the rotor blade 15 will be described below along the flowchart shown in FIG. FIG. 6 is a schematic diagram for explaining the process of step 1-1. In step 1-1, the wings 25 and the outer embedding portion main body 32 forming part of the outer embedding portion 31 are molded. The outer embedded portion 31 is composed of an outer embedded portion main body 32 and a lid 34 which will be described later. Wings 25 and outer implant body 32 are formed from a Ni-based superalloy.

具体的には、外側埋め込み部本体３２は、翼部２５の基端２６に成形される。外側埋め込み部本体３２は、外側埋め込み部３１を構成するＮｉ基超合金を中空状に成形することによって成形される。これにより、内部空間３１ａが形成される。翼部２５および外側埋め込み部本体３２の成形方法の例として、鋳造や、三次元造形機による造形等が挙げられる。三次元造形機の一例として、公知の３Ｄプリンタが挙げられる。３Ｄプリンタによる製造方法の公知例として、金属粉材料にレーザビームを照射して、金属材料を溶融、凝固させて積層造形する方法（例えば、レーザー粉体肉盛溶接）や金属粉材料に電子ビームを照射して、金属材料を溶融、凝固させて積層造形する方法などが挙げられる。 Specifically, the outer implant body 32 is molded to the proximal end 26 of the wings 25 . The outer embedded portion main body 32 is formed by molding the Ni-based superalloy forming the outer embedded portion 31 into a hollow shape. Thereby, an internal space 31a is formed. Examples of methods for forming the wing portion 25 and the outer embedded portion main body 32 include casting and modeling using a three-dimensional modeling machine. A well-known 3D printer is mentioned as an example of a three-dimensional modeling machine. As a well-known example of a manufacturing method using a 3D printer, a method of irradiating a metal powder material with a laser beam to melt and solidify the metal material for lamination modeling (for example, laser powder build-up welding) and an electron beam to the metal powder material is irradiated to melt and solidify the metal material for lamination molding.

ステップ１－２では、内側埋め込み部３９を成形する。内側埋め込み部３９は、ＴｉＡｌ合金によって成形される。具体的には、内側埋め込み部３９は、ＴｉＡｌ合金をくさび状に成形することによって、成形される。内側埋め込み部３９の成形方法の例として、鋳造や、三次元造形機による造形等が挙げられる。 In step 1-2, the inner embedding portion 39 is molded. The inner buried portion 39 is made of a TiAl alloy. Specifically, the inner embedded portion 39 is formed by forming a TiAl alloy into a wedge shape. Examples of the molding method of the inner embedding portion 39 include casting, molding with a three-dimensional molding machine, and the like.

図７は、ステップ１－３およびステップ１－４の工程を説明する模式図である。ステップ１－３では、内側埋め込み部３９を、外側埋め込み部３１の内部空間３１ａに挿入する。具体的には、外側埋め込み部本体３２に形成され、かつ外側埋め込み部３１の内部空間３１ａに連通する開口３１ｂを通じて、内側埋め込み部３９を、外側埋め込み部３１の内部空間３１ａに挿入する。内部空間３１ａは、くさび形状を有している。 FIG. 7 is a schematic diagram for explaining steps 1-3 and 1-4. In step 1-3, the inner embedded portion 39 is inserted into the inner space 31a of the outer embedded portion 31. As shown in FIG. Specifically, the inner embedding portion 39 is inserted into the inner space 31a of the outer embedding portion 31 through an opening 31b formed in the outer embedding portion main body 32 and communicating with the inner space 31a of the outer embedding portion 31 . The internal space 31a has a wedge shape.

ステップ１－４では、蓋３４を外側埋め込み部本体３２の端面３６に固定することによって、開口３１ｂを閉じる。蓋３４は、Ｎｉ基超合金によって成形される。蓋３４の成型方法の例として、鋳造や、三次元造形機による造形等が挙げられる。蓋３４は、外側埋め込み部３１の一部を構成する。一実施形態では、ステップ１－４を実施しなくてもよい。ステップ１－４を実施しない場合、外側埋め込み部３１は、外側埋め込み部本体３２のみから構成される。上記ステップ１－１～１－４により、埋め込み部３０が翼部２５の基端２６に成形される。 In step 1-4, the opening 31b is closed by securing the lid 34 to the end surface 36 of the outer implant body 32. As shown in FIG. Lid 34 is formed from a Ni-based superalloy. Examples of the molding method of the lid 34 include casting, molding with a three-dimensional molding machine, and the like. The lid 34 constitutes part of the outer embedding portion 31 . In one embodiment, steps 1-4 may not be performed. If step 1-4 is not performed, the outer embedding portion 31 is composed of only the outer embedding portion main body 32 . Through steps 1-1 to 1-4, the embedded portion 30 is formed at the proximal end 26 of the wing portion 25. As shown in FIG.

次に、動翼１５の製造方法の他の実施形態について、図８に示すフローチャートに沿って説明する。図９は、ステップ２－１およびステップ２－２の工程を説明する模式図である。ステップ２－１では、図５を参照して説明したステップ１－１と同様の方法で、翼部２５および外側埋め込み部３１を成形する。具体的には、外側埋め込み部３１は、翼部２５の基端２６に成形される。外側埋め込み部３１は、外側埋め込み部３１を構成するＮｉ基超合金を中空状に成形することによって成形される。ステップ２－１では、さらに、外側埋め込み部３１の先端に、外側埋め込み部３１の内部空間３１ａに連通する複数の通孔３１ｃが形成される。内部空間３１ａは、くさび形状を有している。 Next, another embodiment of the method for manufacturing the rotor blade 15 will be described along the flowchart shown in FIG. FIG. 9 is a schematic diagram for explaining steps 2-1 and 2-2. In step 2-1, the wings 25 and the outer embedding portion 31 are molded in the same manner as in step 1-1 described with reference to FIG. Specifically, the outer embedding portion 31 is molded at the proximal end 26 of the wing portion 25 . The outer embedded portion 31 is formed by molding the Ni-based superalloy constituting the outer embedded portion 31 into a hollow shape. In step 2-1, a plurality of through holes 31c communicating with the inner space 31a of the outer embedded portion 31 are further formed at the distal end of the outer embedded portion 31. As shown in FIG. The internal space 31a has a wedge shape.

ステップ２－２では、内側埋め込み部３９を構成する溶解されたＴｉＡｌ合金を、外側埋め込み部３１の内部空間３１ａに流し込む。具体的には、溶解されたＴｉＡｌ合金を、通孔３１ｃを通じて、内部空間３１ａに流し込む。 In step 2-2, the melted TiAl alloy forming the inner embedded portion 39 is poured into the inner space 31a of the outer embedded portion 31. As shown in FIG. Specifically, the melted TiAl alloy is poured into the internal space 31a through the through hole 31c.

ステップ２－３では、ＴｉＡｌ合金が流し込まれた動翼１５を冷却し、ＴｉＡｌ合金を凝固させる。ＴｉＡｌ合金を凝固させることによって、内部空間３１ａの形状に沿って内側埋め込み部３９が成形される。上記ステップ２－１～２－３により、埋め込み部３０が翼部２５の基端２６に成形される。 In step 2-3, the moving blade 15 into which the TiAl alloy has been poured is cooled to solidify the TiAl alloy. By solidifying the TiAl alloy, the inner embedded portion 39 is formed along the shape of the internal space 31a. Through steps 2-1 to 2-3, the embedded portion 30 is formed on the proximal end 26 of the wing portion 25. As shown in FIG.

一実施形態では、図５を参照して説明した製造方法のステップ１－２およびステップ１－３の工程において、内側埋め込み部３９を外側埋め込み部３１の内部空間３１ａに挿入する代わりに、溶解されたＴｉＡｌ合金を、図７に示す開口３１ｂを通じて外側埋め込み部３１の内部空間３１ａに流し込むことによって、内側埋め込み部３９を成形してもよい。 In one embodiment, in the processes of steps 1-2 and 1-3 of the manufacturing method described with reference to FIG. The inner embedded portion 39 may be formed by pouring the TiAl alloy thus obtained into the internal space 31a of the outer embedded portion 31 through the opening 31b shown in FIG.

次に、動翼１５の製造方法のさらに他の実施形態について、図１０に示すフローチャートに沿って説明する。本実施形態では、三次元造形機（図示せず）によって、外側埋め込み部３１および内側埋め込み部３９を含む動翼１５全体が造形される。具体的には、ステップ３－１では、Ｎｉ基超合金とＴｉＡｌ合金の金属粉材料を用意する。ステップ３－２では、ステップ３－１で用意した金属粉材料にレーザビームまたは電子ビームを照射して、金属粉材料を溶融、凝固させて、外側埋め込み部３１および内側埋め込み部３９を含む動翼１５全体を積層造形することによって、動翼１５全体を造形する。このような積層造形方法は公知の方法であり、三次元造形機の一例として、公知の３Ｄプリンタが挙げられる。 Next, still another embodiment of the method for manufacturing the rotor blade 15 will be described along the flowchart shown in FIG. In this embodiment, the entire rotor blade 15 including the outer embedded portion 31 and the inner embedded portion 39 is modeled by a three-dimensional modeling machine (not shown). Specifically, in step 3-1, metal powder materials of Ni-based superalloy and TiAl alloy are prepared. In step 3-2, the metal powder material prepared in step 3-1 is irradiated with a laser beam or an electron beam to melt and solidify the metal powder material, thereby forming a moving blade including the outer embedded portion 31 and the inner embedded portion 39. The entire rotor blade 15 is shaped by additively manufacturing the entire 15 . Such a layered modeling method is a known method, and an example of a three-dimensional modeling machine is a known 3D printer.

ステップ３－２では、翼部２５および外側埋め込み部３１は、Ｎｉ基超合金によって成形される。内側埋め込み部３９は、ＴｉＡｌ合金によって成形される。埋め込み部３０は、翼部２５の基端２６に成形される。 In step 3-2, the wings 25 and outer embeddings 31 are formed from a Ni-based superalloy. The inner buried portion 39 is made of a TiAl alloy. The embedded portion 30 is molded into the proximal end 26 of the wing portion 25 .

次に、動翼１５の製造方法のさらに他の実施形態について、図１１に示すフローチャートに沿って説明する。ステップ４－１では、図５を参照して説明したステップ１－２と同様の方法で、内側埋め込み部３９を成形する。ステップ４－２では、図１２に示すように、埋め込み部３０および翼部２５の表面に沿った内面形状を有する鋳型９０を用意する。ステップ４－３では、図１３に示すように、内側埋め込み部３９を、鋳型９０の内部空間９０ａに配置する。図１３は、内側埋め込み部３９を内側埋め込み部３９の長手方向から見た模式図である。 Next, still another embodiment of the method for manufacturing the rotor blade 15 will be described along the flowchart shown in FIG. In step 4-1, the inner embedding portion 39 is formed by the same method as in step 1-2 described with reference to FIG. In step 4-2, as shown in FIG. 12, a mold 90 having an inner surface shape along the surfaces of the embedding portion 30 and the wing portion 25 is prepared. In step 4-3, the inner embedding portion 39 is arranged in the inner space 90a of the mold 90, as shown in FIG. FIG. 13 is a schematic diagram of the inner embedded portion 39 viewed from the longitudinal direction of the inner embedded portion 39. As shown in FIG.

ステップ４－４では、図１４に示すように、外側埋め込み部３１および翼部２５を構成する溶解されたＮｉ基超合金を、鋳型９０の内部空間９０ａに流し込む。具体的には、溶解されたＮｉ基超合金を、鋳型９０に形成された流入口９０ｂを通じて、内部空間９０ａに流し込む。 In step 4-4, as shown in FIG. 14, the melted Ni-based superalloy forming the outer embedding portion 31 and the wing portion 25 is poured into the inner space 90a of the mold 90. As shown in FIG. Specifically, the melted Ni-based superalloy is poured into the internal space 90a through the inlet 90b formed in the mold 90. As shown in FIG.

ステップ４－５では、Ｎｉ基超合金が流し込まれた鋳型９０を冷却し、Ｎｉ基超合金を凝固させる。ＴｉＡｌ合金を凝固させることによって、内側埋め込み部３９および鋳型９０の内面形状に沿って外側埋め込み部３１が成形される。さらに、鋳型９０の内面形状に沿って翼部２５が成形される。上記ステップ４－１～４－５により、埋め込み部３０が翼部２５の基端２６に成形される。 In step 4-5, the mold 90 into which the Ni-based superalloy has been cast is cooled to solidify the Ni-based superalloy. By solidifying the TiAl alloy, the outer embedded portion 31 is formed along the inner surface shapes of the inner embedded portion 39 and the mold 90 . Furthermore, the wings 25 are molded along the inner surface shape of the mold 90 . Through steps 4-1 to 4-5, the embedded portion 30 is formed on the proximal end 26 of the wing portion 25. As shown in FIG.

図１５は、動翼１５の他の実施形態を示す斜視図である。特に説明しない本実施形態の構成は、図２乃至図４を参照して説明した実施形態と同じであるので、その重複する説明を省略する。本実施形態の翼部２５は、中空形状を有している。より具体的には、翼部２５は、内部空間２５ａを有している。 FIG. 15 is a perspective view showing another embodiment of the rotor blade 15. FIG. The configuration of this embodiment, which is not particularly described, is the same as that of the embodiment described with reference to FIGS. 2 to 4, so redundant description thereof will be omitted. The wings 25 of this embodiment have a hollow shape. More specifically, the wing portion 25 has an internal space 25a.

図１６は、図１５に示す翼部２５の断面図である。図１６の切断方向は、図３の模式図におけるディスク１２の周方向である。翼部２５の内部空間２５ａの断面２５ｃの重心位置Ｘは、内部空間２５ａを含む翼部２５全体の断面２５ｄの重心位置Ｙに一致している。本明細書では、断面を薄い板状の物体と考えたときの重心の位置を、断面の重心位置と定義する。さらに、断面２５ｃの断面積は、断面２５ｄの断面積より、５％～２０％小さい。 FIG. 16 is a cross-sectional view of the wing portion 25 shown in FIG. The cutting direction in FIG. 16 is the circumferential direction of the disk 12 in the schematic diagram of FIG. The center-of-gravity position X of the cross section 25c of the internal space 25a of the wing portion 25 coincides with the center-of-gravity position Y of the cross section 25d of the entire wing portion 25 including the internal space 25a. In this specification, the position of the center of gravity when the cross section is considered as a thin plate-like object is defined as the position of the center of gravity of the cross section. Further, the cross-sectional area of cross-section 25c is 5% to 20% smaller than the cross-sectional area of cross-section 25d.

翼部２５を中空化することにより、動翼１５をさらに軽量化することができる。しかし、内部空間２５ａを大きくしすぎると機械的強度が保てなくなる。断面２５ｃの断面積を、断面２５ｄの断面積より、５％～２０％小さくすることによって、翼部２５の機械的強度を保ちつつ、効率的に動翼１５を軽量化することができる。本実施形態の動翼１５は、図５、図８、図１０、図１１を参照して説明した製造方法と同様の方法で製造することができる。一実施形態では、翼部２５の内部空間２５ａは、ＴｉＡｌ合金で満たされていてもよい。 By making the blade portion 25 hollow, the weight of the moving blade 15 can be further reduced. However, if the internal space 25a is made too large, the mechanical strength cannot be maintained. By making the cross-sectional area of the cross section 25c smaller by 5% to 20% than the cross-sectional area of the cross section 25d, it is possible to efficiently reduce the weight of the moving blade 15 while maintaining the mechanical strength of the blade portion 25. The moving blade 15 of this embodiment can be manufactured by the same manufacturing method as described with reference to FIGS. 5, 8, 10, and 11. FIG. In one embodiment, the inner space 25a of the wings 25 may be filled with a TiAl alloy.

図１７は、動翼１５のさらに他の実施形態を示す斜視図である。特に説明しない本実施形態の構成は、図１５および図１６を参照して説明した実施形態と同じであるので、その重複する説明を省略する。本実施形態の翼部２５は、翼部本体２７と蓋２８から構成されており、外側埋め込み部３１には、外側埋め込み部３１の内部空間３１ａに連通する通孔３１ｄが形成されている。内部空間２５ａと内部空間３１ａは、通孔３１ｄを通じて連通している。 17 is a perspective view showing still another embodiment of the rotor blade 15. FIG. The configuration of this embodiment, which is not particularly described, is the same as that of the embodiment described with reference to FIGS. 15 and 16, so redundant description thereof will be omitted. The wing portion 25 of this embodiment is composed of a wing portion main body 27 and a lid 28 , and the outer embedded portion 31 is formed with a through hole 31 d that communicates with the internal space 31 a of the outer embedded portion 31 . The internal space 25a and the internal space 31a communicate through the through hole 31d.

本実施形態の動翼１５は、図５、図８、図１０、図１１を参照して説明した製造方法と同様の方法で製造することができる。次に、本実施形態の動翼１５の製造方法の他の実施形態について、図１８に示すフローチャートに沿って説明する。 The moving blade 15 of this embodiment can be manufactured by the same manufacturing method as described with reference to FIGS. 5, 8, 10, and 11. FIG. Next, another embodiment of the method for manufacturing the moving blade 15 of this embodiment will be described along the flowchart shown in FIG.

ステップ５－１では、図５を参照して説明したステップ１－１と同様の方法で、翼部本体２７および外側埋め込み部３１を成形する。外側埋め込み部３１は、外側埋め込み部３１を構成するＮｉ基超合金を中空状に成形することによって成形される。翼部本体２７は、翼部２５を構成するＮｉ基超合金を中空状に成形することによって成形される。 In step 5-1, the wing portion main body 27 and the outer embedding portion 31 are molded in the same manner as in step 1-1 described with reference to FIG. The outer embedded portion 31 is formed by molding the Ni-based superalloy constituting the outer embedded portion 31 into a hollow shape. The wing portion main body 27 is formed by forming the Ni-based superalloy forming the wing portion 25 into a hollow shape.

ステップ５－２では、内側埋め込み部３９を構成する溶解されたＴｉＡｌ合金を、外側埋め込み部３１の内部空間３１ａに流し込む。具体的には、溶解されたＴｉＡｌ合金を、内部空間２５ａおよび通孔３１ｄを通じて、内部空間３１ａに流し込む。 In step 5-2, the melted TiAl alloy forming the inner embedded portion 39 is poured into the inner space 31a of the outer embedded portion 31. As shown in FIG. Specifically, the melted TiAl alloy is poured into the internal space 31a through the internal space 25a and the through holes 31d.

ステップ５－３では、ＴｉＡｌ合金が流し込まれた動翼１５を冷却し、ＴｉＡｌ合金を凝固させる。ＴｉＡｌ合金を凝固させることによって、内部空間３１ａの形状に沿って内側埋め込み部３９が成形される。上記ステップ５－１～５－３により、埋め込み部３０が翼部２５の基端２６に成形される。 In step 5-3, the moving blade 15 into which the TiAl alloy has been poured is cooled to solidify the TiAl alloy. By solidifying the TiAl alloy, the inner embedded portion 39 is formed along the shape of the internal space 31a. Through steps 5-1 to 5-3, the embedded portion 30 is formed on the proximal end 26 of the wing portion 25. As shown in FIG.

ステップ５－４では、蓋２８を翼部本体２７の端面２７ｂに固定する。蓋２８は、Ｎｉ基超合金によって成形される。蓋２８の成型方法の例として、鋳造や、三次元造形機による造形等が挙げられる。一実施形態では、ステップ５－４を実施しなくてもよい。ステップ５－４を実施しない場合、翼部２５は、翼部本体２７のみから構成される。 At step 5-4, the lid 28 is fixed to the end surface 27b of the wing body 27. As shown in FIG. Lid 28 is molded from a Ni-based superalloy. Examples of the molding method of the lid 28 include casting, molding with a three-dimensional molding machine, and the like. In one embodiment, steps 5-4 may not be performed. If step 5-4 is not performed, the wing portion 25 is composed only of the wing portion main body 27. FIG.

図１９は、動翼１５のさらに他の実施形態を示す埋め込み部３０の断面図である。図１９の切断方向は、図３の模式図におけるディスク１２の半径方向である。特に説明しない本実施形態の構成は、図２乃至図４を参照して説明した実施形態と同じであるので、その重複する説明を省略する。本実施形態の埋め込み部３０は、翼部２５の基端２６に形成されたプラットフォーム部４０と、先端部５０と、プラットフォーム部４０と先端部５０との間に形成された中間部６０から構成されている。 FIG. 19 is a cross-sectional view of the embedded portion 30 showing still another embodiment of the moving blade 15. As shown in FIG. The cutting direction in FIG. 19 is the radial direction of the disk 12 in the schematic diagram of FIG. The configuration of this embodiment, which is not particularly described, is the same as that of the embodiment described with reference to FIGS. 2 to 4, so redundant description thereof will be omitted. The embedded portion 30 of this embodiment is composed of a platform portion 40 formed at the proximal end 26 of the wing portion 25, a distal portion 50, and an intermediate portion 60 formed between the platform portion 40 and the distal portion 50. ing.

プラットフォーム部４０は、プラットフォーム部４０の表面を含む外側プラットフォーム部４１と、外側プラットフォーム部４１の内側に位置する内側プラットフォーム部４９とを備えている。先端部５０は、先端部５０の表面を含む外側先端部５１と、外側先端部５１の内側に位置する内側先端部５９とを備えている。中間部６０は、中間部６０の表面を含む外側中間部６１と、外側中間部６１の内側に位置する内側中間部６９とを備えている。 The platform section 40 includes an outer platform section 41 including the surface of the platform section 40 and an inner platform section 49 positioned inside the outer platform section 41 . The tip 50 has an outer tip 51 that includes the surface of the tip 50 and an inner tip 59 positioned inside the outer tip 51 . The intermediate portion 60 includes an outer intermediate portion 61 including the surface of the intermediate portion 60 and an inner intermediate portion 69 positioned inside the outer intermediate portion 61 .

内側プラットフォーム部４９と、内側中間部６９とは第１接続部７９によって接続されており、内側中間部６９と内側先端部５９とは第２接続部８９によって接続されている。言い換えれば、外側埋め込み部３１は、外側プラットフォーム部４１と、外側先端部５１と、外側中間部６１から一体に構成されており、内側埋め込み部３９は、内側プラットフォーム部４９と、内側先端部５９と、内側中間部６９と、第１接続部７９と、第２接続部８９から一体に構成されている。 The inner platform portion 49 and the inner intermediate portion 69 are connected by a first connecting portion 79 , and the inner intermediate portion 69 and the inner tip portion 59 are connected by a second connecting portion 89 . In other words, the outer implant portion 31 is integrally formed from the outer platform portion 41, the outer tip portion 51, and the outer intermediate portion 61, and the inner implant portion 39 is integrally formed from the inner platform portion 49 and the inner tip portion 59. , an inner intermediate portion 69 , a first connection portion 79 and a second connection portion 89 .

内側プラットフォーム部４９は、内側プラットフォーム部４９の断面４９ａの重心位置Ｒが、内側プラットフォーム部４９を含むプラットフォーム部４０全体の断面４０ａの重心位置Ｓに一致するように配置されている。さらに、断面４９ａの断面積は、断面４０ａの断面積より、５％～２０％小さい。 The inner platform portion 49 is arranged such that the center of gravity position R of the cross section 49 a of the inner platform portion 49 coincides with the center of gravity position S of the cross section 40 a of the entire platform portion 40 including the inner platform portion 49 . Further, the cross-sectional area of cross-section 49a is 5% to 20% smaller than the cross-sectional area of cross-section 40a.

内側先端部５９は、内側先端部５９の断面５９ａの重心位置Ｔが、内側先端部５９を含む先端部５０全体の断面５０ａの重心位置Ｕに一致するように配置されている。さらに、断面５９ａの断面積は、断面５０ａの断面積より、５％～２０％小さい。 The inner tip portion 59 is arranged such that the center of gravity position T of the cross section 59 a of the inner tip portion 59 coincides with the center of gravity position U of the cross section 50 a of the entire tip portion 50 including the inner tip portion 59 . Further, the cross-sectional area of cross-section 59a is 5% to 20% smaller than the cross-sectional area of cross-section 50a.

内側中間部６９は、内側中間部６９の断面６９ａの重心位置Ｖが、内側中間部６９を含む中間部６０全体の断面６０ａの重心位置Ｗに一致するように配置されている。さらに、断面６９ａの幅方向の長さＬ１は、断面６０ａの幅方向の長さＬ２より、５％～２０％短い。 The inner intermediate portion 69 is arranged such that the center-of-gravity position V of the cross section 69 a of the inner intermediate portion 69 coincides with the center-of-gravity position W of the cross section 60 a of the entire intermediate portion 60 including the inner intermediate portion 69 . Further, the widthwise length L1 of the cross section 69a is 5% to 20% shorter than the widthwise length L2 of the cross section 60a.

本実施形態では、埋め込み部３０を上述の構成とすることによって、動翼１５の機械的強度を保ちつつ、効率的に動翼１５を軽量化することができる。本実施形態の埋め込み部３０は、図１５乃至図１７を参照して説明した動翼１５にも適用することができる。図１９と、図１５、図１７のいずれかとの組み合わせは、埋め込み部３０の応力集中部Ｐに発生する応力を２５％程度低下させることができる。結果として、動翼１５が固定されたディスク１２は、より高速で回転することができる。図１９を参照して説明した動翼１５は、図５、図８、図１０、図１１を参照して説明した製造方法と同様の方法で製造することができる。 In this embodiment, by configuring the embedded portion 30 as described above, the weight of the rotor blade 15 can be efficiently reduced while maintaining the mechanical strength of the rotor blade 15 . The embedded portion 30 of the present embodiment can also be applied to the rotor blade 15 described with reference to FIGS. 15 to 17. FIG. A combination of FIG. 19 and any of FIGS. 15 and 17 can reduce the stress generated in the stress concentrated portion P of the embedded portion 30 by approximately 25%. As a result, the disk 12 to which the moving blades 15 are fixed can rotate at a higher speed. The rotor blade 15 described with reference to FIG. 19 can be manufactured by a method similar to the manufacturing method described with reference to FIGS.

上述した各実施形態の動翼１５の構成は、回転機械全般に適用することができる。一例として、原動機により発生したトルクを羽根車に伝達し、羽根車を回転させることで液体を移送するポンプ装置の羽根車の構造に適用してもよい。 The configuration of the rotor blade 15 of each embodiment described above can be applied to rotary machines in general. As an example, the present invention may be applied to an impeller structure of a pump device that transfers liquid by transmitting torque generated by a prime mover to an impeller and rotating the impeller.

上述した実施形態は、本発明が属する技術分野における通常の知識を有する者が本発明を実施できることを目的として記載されたものである。上記実施形態の種々の変形例は、当業者であれば当然になしうることであり、本発明の技術的思想は他の実施形態にも適用しうる。したがって、本発明は、記載された実施形態に限定されることはなく、特許請求の範囲によって定義される技術的思想に従った最も広い範囲に解釈されるものである。 The above-described embodiments are described for the purpose of enabling a person having ordinary knowledge in the technical field to which the present invention belongs to implement the present invention. Various modifications of the above embodiments can be made by those skilled in the art, and the technical idea of the present invention can be applied to other embodiments. Accordingly, the present invention is not limited to the described embodiments, but is to be construed in its broadest scope in accordance with the technical spirit defined by the claims.

１タービン
５動翼列
６静翼列
１１シャフト
１２ディスク
１２ａ凹部
１５動翼
１６静翼
１９ケーシング
１９ａ上流側ケーシング
１９ｂ下流側ケーシング
２１ノーズコーン
２２排気ノズル
２５翼部
２５ａ内部空間
２５ｃ断面
２５ｄ断面
２６基端
２７翼部本体
２７ｂ端面
２８蓋
３０埋め込み部
３１外側埋め込み部
３１ａ内部空間
３１ｂ開口
３１ｃ通孔
３１ｄ通孔
３２外側埋め込み部本体
３４蓋
３６端面
３９内側埋め込み部
４０プラットフォーム部
４０ａ断面
４１外側プラットフォーム部
４９内側プラットフォーム部
４９ａ断面
５０先端部
５０ａ断面
５１外側先端部
５９内側先端部
５９ａ断面
６０中間部
６０ａ断面
６１外側中間部
６９内側中間部
６９ａ断面
７９第１接続部
８９第２接続部
９０鋳型
９０ａ内部空間
９０ｂ流入口 1 Turbine 5 Rotor Blade Row 6 Stator Blade Row 11 Shaft 12 Disk 12a Recess 15 Rotor Blade 16 Stator Blade 19 Casing 19a Upstream Casing 19b Downstream Casing 21 Nosecone 22 Exhaust Nozzle 25 Blade 25a Internal Space 25c Section 25d Section 26 Base End 27 Wing body 27b End face 28 Lid 30 Embedding part 31 Outer embedding part 31a Internal space 31b Opening 31c Through hole 31d Through hole 32 Outer embedding part main body 34 Lid 36 End surface 39 Inner embedding part 40 Platform part 40a Cross section 41 Outer platform part 49 Inner platform part 49a Cross section 50 Tip part 50a Cross section 51 Outer tip part 59 Inner tip part 59a Cross section 60 Intermediate part 60a Cross section 61 Outer intermediate part 69 Inner intermediate part 69a Cross section 79 First connecting part 89 Second connecting part 90 Mold 90a Internal space 90b inlet

Claims

A rotor blade for a turbine, comprising:
a wing;
an embedment formed at the proximal end of the airfoil and embeddable in the disk of the turbine;
The embedded portion is
an outer embedded portion including a surface of the embedded portion;
an inner embedding portion positioned inside the outer embedding portion,
The outer embedded portion is made of a Ni-based superalloy,
The inner buried portion is made of a TiAl alloy ,
The embedded portion is composed of a platform portion formed at the base end of the wing portion, a tip portion, and an intermediate portion formed between the platform portion and the tip portion,
said platform portion comprising an outer platform portion including a surface of said platform portion; and an inner platform portion located inside said outer platform portion;
the tip comprises an outer tip including a surface of the tip and an inner tip located inside the outer tip;
The intermediate portion comprises an outer intermediate portion including a surface of the intermediate portion and an inner intermediate portion located inside the outer intermediate portion,
The inner platform portion is arranged so that the center of gravity of its cross section coincides with the center of gravity of the cross section of the entire platform portion, and the cross-sectional area of the inner platform portion is larger than the cross-sectional area of the entire platform portion. , 5% to 20% smaller,
The inner tip portion is arranged so that the center of gravity of its cross section coincides with the center of gravity of the entire tip portion, and the cross-sectional area of the inner tip portion is larger than the cross-sectional area of the entire tip portion. , 5% to 20% smaller,
The inner intermediate portion is arranged such that the center of gravity of the cross section thereof coincides with the center of gravity of the cross section of the entire intermediate portion, and the length of the cross section of the inner intermediate portion in the width direction A blade that is 5% to 20% shorter than the widthwise length of the overall cross section .

2. The rotor blade of claim 1, wherein the airfoil portion has a hollow shape.

The position of the center of gravity of the cross section of the internal space of the wing coincides with the position of the center of gravity of the cross section of the entire wing, and the cross-sectional area of the internal space of the wing is 5 times the cross-sectional area of the entire wing. % to 20% smaller.

a shaft;
a disc secured to the shaft;
A rotor blade according to any one of claims 1 to 3 , extending radially outwardly of the disk;
a stationary blade disposed adjacent to the moving blade;
A turbine comprising a casing containing the shaft, the discs, the rotor blades and the stator vanes.

A method of manufacturing a rotor blade for a turbine, comprising:
molding the wings,
molding an embedment into the proximal end of the airfoil that is embeddable in the disk of the turbine;
The step of forming the embedded portion includes forming an outer embedded portion with a Ni-based superalloy and forming an inner embedded portion with a TiAl alloy,
the outer embedded portion includes a surface of the embedded portion;
The inner embedding portion is positioned inside the outer embedding portion ,
The step of forming the embedding portion includes forming a platform portion formed at the base end of the wing portion, forming a tip portion, and forming an intermediate portion formed between the platform portion and the tip portion. molding the part,
molding the platform portion includes molding an outer platform portion including a surface of the platform portion; and molding an inner platform portion positioned inside the outer platform portion;
The step of molding the tip comprises: molding an outer tip including a surface of the tip; and molding an inner tip located inside the outer tip,
The step of molding the intermediate portion includes molding an outer intermediate portion including the surface of the intermediate portion, and molding an inner intermediate portion located inside the outer intermediate portion,
In the step of molding the inner platform portion, the center of gravity of the cross section of the inner platform portion is arranged to coincide with the center of gravity of the cross section of the entire platform portion, and the cross-sectional area of the inner platform portion is set to the platform. 5% to 20% smaller than the cross-sectional area of the entire part,
In the step of forming the inner tip portion, the center of gravity of the cross section of the inner tip portion is arranged to coincide with the center of gravity of the cross section of the entire tip portion, and the cross-sectional area of the inner tip portion is set to the tip. 5% to 20% smaller than the cross-sectional area of the entire part,
In the step of forming the inner intermediate portion, the center of gravity of the cross section of the inner intermediate portion is arranged so as to coincide with the center of gravity of the cross section of the entire intermediate portion, and the length of the cross section of the inner intermediate portion in the width direction is The manufacturing method , wherein the length is 5% to 20% shorter than the length in the width direction of the cross section of the entire intermediate portion .

The step of forming the embedded portion includes the step of forming the Ni-based superalloy forming the outer embedded portion into a hollow shape, and the step of inserting the inner embedded portion into the internal space of the outer embedded portion. The manufacturing method according to claim 5 .

The step of inserting the inner embedding portion into the inner space of the outer embedding portion includes inserting the inner embedding portion into the outer embedding portion through an opening formed in the outer embedding portion and communicating with the inner space of the outer embedding portion. 7. The manufacturing method according to claim 6 , including the step of inserting into the internal space of the part.

The step of forming the embedded portion comprises: forming the Ni-based superalloy constituting the outer embedded portion into a hollow shape; 6. The manufacturing method according to claim 5 , including the step of pouring into a space.

The step of pouring the melted TiAl alloy into the inner space of the outer embedded portion includes passing the melted TiAl alloy through a through hole formed in the outer embedded portion and communicating with the inner space of the outer embedded portion. 9. The manufacturing method according to claim 8 , comprising the step of pouring into the inner space of said outer embedding portion.

The step of molding the embedded portion includes:
6. The manufacturing method according to claim 5 , comprising the step of modeling the outer embedding portion and the inner embedding portion by a three-dimensional modeling machine.

The step of molding the embedded portion includes:
preparing a mold having an inner surface shape along the surface of the embedded portion;
placing the inner embedding portion in the interior space of the mold;
6. A method according to claim 5 , comprising the step of pouring molten Ni-base superalloy into the interior space of said mold.