JPH02140402A - ターボ機械の動翼構造 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 （発明の目的〕 〈産業上の利用分野） 本発明はガスタービンやターボジエン１〜エンジン等に
用いられるターボ機械の動’ＦＭ　ＩＭ造に係り、特に
金属製翼軸部とセラミック製外被とを組み合せたセラミ
ック動翼構造を採用したターボ扛１械の動翼構造に関ケ
る。

（従来の技術） ターボ機械としてのガスタービンを組み込んだガスター
ビン発電プラントは第１５図に示すように構成され、ガ
スクービン１と同軸に設【ノられた圧縮機２の駆動によ
って圧縮された圧縮空気を燃焼器３に案内して燃焼器３
のライナ部分３ａで燃料と共に燃焼せしめる。燃焼によ
るｉｒ！渦の燃焼ガスはトランジションピース４および
静翼５を軽て動翼６に案内され、この動翼６を回転駆動
させてガスタービン１の仕事をさけるようになっている
。

この種のガスタービンにおいては、タービン入口温度を
上界さ−せるとガスタービンの熱効率が上昇することが
知られており、この熱効率向上のため、タービン入口温
度の上昇が図られている。従来のガスタービン１の燃焼
器３や動翼６・静翼５の材料には耐熱性超合金材料が使
用されているが、最近では、耐熱性超合金より耐熱性に
浸れたセラミック材料を、ガスタービン部品として用い
ることが例えば特開昭６２−１７４５０２号公報や特開
昭６２−４１９０２号公報に開示されている。

セラミック材：料は金属材料に比較して強度のバラツキ
が大きく、引張応力に弱く、脆性が高いという問題があ
る。この問題のため、セラミック材料で植込部を備えた
一体構造のガスタービン動翼を製作すると、ガスタービ
ン動翼は遠心力作用による＾い引張応力が植込部の応力
集中部に発生するため、脆性破壊のおそれがある。

この関係から、ガスタービン動ズにセラミックを適用す
る場合、比較的温度の低い植込部を耐熱性金属Ｕ　Ｉ＋
で形成し、高温の燃焼ガスに晒される部分をセラミック
製外被で覆い、このセラミック製外被を芯金としての金
属製翼軸部で保持するセラミックー金属複合羽根構造の
セラミック動翼が特開昭５９−１１９００１号公報に開
示されている。このセラミック動翼は耐熱性に擾れたセ
ラミック製外被と機械的強度部材としての金［ｊ翼軸部
とを組み合せたＷ技術である。

従来のターボ機械に用いられるセラミック動翼は第１６
図に示すようにセラミック製外Ｍ７と機械的強度部材と
しての金属製翼軸部８とから構成され、この金属製１Ａ
軸部８はＮｉ基台金箸で作られる。金属製翼軸部８はロ
ータに植設される内周側植込部８ａと、高温作動ガス（
燃焼ガス）がロータ側に侵入するのを防止するブラット
ボーム８ｂと、セラミック製外被７を外周側に被着した
コア部８Ｃとを有し、コア部８ｃの翼先端側には頂部カ
バー８ｄが一体に接合される。

しかして、金属製翼軸部８にセラミック製外被７を組み
合せることにより、圧縮応ツノに強く引張応力に弱い廿
ラミックの特性を利用しており、セラミック製外被７に
圧縮応力のみを作用させ、セラミック本来の特性である
耐熱性を有効に利用している。第１６図に示ずセラミッ
ク動９７６の場合、内周側植込部８８は金属であるので
、高い引張応力に耐えることができる。

このセラミック動翼６は、金属製ｗ軸部８の翼先端側か
らセラミック製外被７を挿入し、その後金属製翼軸部８
と同一金属製の頂部カバー８ｄで装着し、次に金属＠Ｉ
翼軸部８と頂部カバー８ｄとの接合面Ａを高温雰囲気下
で加圧し、接合一体構造としている。

セラミック動Ｗ６の金属製翼軸部８はセラミック製外被
７や翼軸部自身の遠心ツノ作用により高い応力がかかっ
ている。高い応力が作用する金属製翼軸部８の温度を強
度上許容温度以下に下げるために内部には１個あるいは
複数個の冷ｊＪＩ空気流通孔９が軸方向に穿設されてお
り、冷却空気は内周側植込部８ａから冷却空気流通孔９
に流入し、この冷却空気流通孔９内の空気流路を通って
頂部カバー８ｄに設けた冷却空気抜孔９ａから外部に法
用される。

（発明が解決しようとする課題） 廿ラミック製外被７と金属製翼軸部８とを組み合ゼた従
来のセラミック動翼６においては、セラミック製外被７
はセラミック動翼６の回転遠心力により頂部カバー８ｄ
側に押し付けられ、頂部カバー８ｄに密着せしめられる
が、セラミック製外被７の翼根元側にはクリアランスδ
が生じる。

また、セラミック動翼６は動翼１）η縁と後縁との間に
２００ＭＫｗクラスで例えば４〜５　Ｋ！ｊ　／　ｃｉ
程度の圧力差が生じ、この圧力差のために高温の作動ガ
ス（燃焼ガス）がセラミック製外被７内に侵入し、通過
する。この作動ガスのリークが生じるとガスタービンは
タービン効率の低下を招くとともに、ｔ４潟の作動ガス
により金属製翼軸部８のコア部８Ｃが加熱されるため、
コア部８Ｃはその表面から中心部にかけて大きな温度変
化が生じ、コア部に大きな熱応力が発生するため、金属
製翼軸部８を効果的に冷却する上で問題があった。

本発明は上述した事情を考慮してなされたもので、高温
の作動ガスがセラミック製外被内に流入り゛るのを未然
にかつ確実に防止し、金属製１　ｆ（１１部を効果的に
冷却してガスタービンの効率を向上させたターボ機械の
ｉ’ｊＪ　ｉ構造を提供することを目的とする。

〔発明の構成〕

〈課題を解決するための手段） 本発明に係るターボ機械の動翼構造は、上述した課題を
達成するために、金属製翼軸部とこの舅軸部に被着され
るセラミック製外被とを備えたターボ機械の動翼構造に
おいて、前記セラミック製外被の翼根元側にシール部材
を設け、このシール部材を介してセラミック製外被の翼
根元側を金属製翼軸部のプラットホーム上に保持したも
のである。

また、本発明のターボ機械の動翼構造は、」二連した課
題を達成するために、金属製Ｍ軸部のコア部に中間スリ
ーブが被着され、この中間スリーブとコア部との間に冷
却空気流路が形成されるーｈ、中間スリーブの翼頂部側
に頂部カバーを覆うヘッドカバーを一体に設け、このヘ
ッドカバーを介して頂部カバーにセラミック製外被の翼
頂部側を保持したものである。

さらに、本発明のターボ機械の動翼構造は、金属製翼軸
部とこのＡ軸部に被着されるセラミック製外被とを備え
たターボ機械の動翼構造において、前記金属製翼軸部の
コア部の翼根元側に弾性を右するスカートを設け、この
スカートをセラミック製外被に内側から密るさせた構成
としで、上述した課題の解決を図っている。

（作用） このターボ機械の動翼構造は、セラミック製外被の翼根
元側にシール部材を設け、このシール部材を介してセラ
ミック製外被の翼根元側を金属ＭＷ翼軸のプラン１〜ボ
ーム上に保持したので、高温の作動ガスがセラミック製
外被内に流入するのを確実に防止できるので、金属製翼
軸部を効果的に冷却でき、ガスタービンのタービン効率
を有効的に向上させることができる。

また、金属製翼軸部のコア部を中間スリーブで被着し、
この中間スリーブとコア部との間に冷却空気流路を形成
したので、金属製翼軸部のコア部を積極的に冷却し、金
属製翼軸部の熱応力が発生するのを有効的に防止し、金
属製翼軸部の損傷を未然に防止でき、信頼性が向上する
。

さらに、金属製翼軸部の翼根元側に弾性変形可能なスカ
ートを設け、このスカートをセラミック製外被に弾性変
形により密着させた場合にも、セラミック製外被内へ高
温の作動ガスが流入するのを確実に防止できる。

（実施例） 以下、本発明に係るターボ機械の動翼構造の一実施例に
ついて添付図面を参照して説明する。

本発明はガスタービンやターボジェットエンジ！ ン等のターボ機械の動翼に適用することができ、第１図
はターボ機械としてガスタービンに適用したセラミック
動翼１０を示ず。このセラミック動翼１０は金ＹＲ’！
Ｉ翼軸部１１とこのｒ４軸部１１に被着された翼形状の
セラミックスリーブとしてのセラミック製外被１２とを
組み合せたものである。

金属！Ｊｌ！Ｉ９１軸部１１はＮｉ塁金合金の耐熱性合
金材料で形成され、図示しないロータに植設される内周
側植込部１３と、高温の作動ガスがロータ側に侵入する
のを防止するプラットホーム１４と、セラミック製外被
１２を外周側に被着したコア部１５とを右し、このコア
部１５の頂部には頂部カバー１６が設けられる。

金属製Ｗ４軸部１１とヒラミック製外被１２との間に耐
熱性に優れた中間スリーブ１８が配置される。この中間
スリーブ１８はＦＳＸ−４１４などのＣｏ基合金や酸化
物分散強化Ｎｉｌ超合金等の耐熱性強度材料で形成され
る。中間スリーブ１８はスリーブ自身の遠心力が圧縮応
力として作用している。

中間スリーブ１８は第２図に示すように構成され、翼根
元側が金属製ＴＡ軸部１１のコア部１５の段部に嵌装さ
れて装着され、その翼頂部側にはヘッドカバー１９が一
体に成形され、このヘッドカバー１９が頂部カバー１６
を外周側からｍつでいる。ヘッドカバー１９はｌｊｔ　
ｍ　後縁側が切欠かれ、開口している。

また、中間スリーブ１８は金属製翼軸部１１のコア部１
５との間に冷却空気流路２０が形成され、この冷却空気
流路２０を流れる冷却空気によりコア部１５は外表面側
が冷却される。

一方、金属製翼軸部１１に形成される冷却空気流通孔２
１はその長手方向に延びて頂部カバー１６の冷却キＰビ
ティ２２内に連通ずる一方、この冷却キャビティ２２か
ら多数の冷７Ｊ１空気孔２３゜２４．２５に分岐される
。各冷却空気孔には、萌述した冷却空気流路２０に連通
する冷却空気孔２３と、ヘッドカバー１９と頂部カバー
１６との間隙２６に案内される冷却空気孔２４と、頂部
カバー１６の後縁側に開口する冷却空気孔２５とに人別
される。

一方、金属製翼軸部１１の冷却空気流通孔２１は翼根元
側がロータ′内の空気流路を介して圧縮機に連通され、
この冷却空気流通孔２１内に圧縮機にて圧縮された圧縮
空気の抽気が案内されるようになっている。

また、金属製翼軸部１１の頂部に設けられる頂部カバー
１６はコア部１５に高温雰囲気下において加圧され、拡
散接合等により一体接合される。

使方、金属製翼軸部１１に被着される中間スリーブ１８
はそのヘッドカバー１９の底部がセラミックスリーブと
してのセラミック製外被１２に当接し、支持される一方
、セラミック製外被１２の翼根元側はシール部材２７を
介してブラットホーム１４に支持される。シールバエ２
７はプラットホーム１４に設けられた収容溝２８に嵌合
せしめられる。このようにしてセラミック製外被１２は
ヘッドカバー１９とブラフ］・ホーム１４との間に挟持
され、固定される。上記収容溝２８には冷却空気流通孔
２１から冷却分岐孔２９を介して冷却空気が案内され、
案内された冷７Ｊ１空気は図示しないガイド溝を介して
外部に放出される。

また、セラミック製外被１２に接触するヘッドカバー１
９の底部表面やシール部材２７の上側表面には７ｒｏ２
コーテイング等による遮熱層３０が付着される。ヒラミ
ック製外被１２は、Ｓ　＋　３Ｎ４やＳｉＣゼラミック
材料等で作られる。

次に、このけラミック動翼の組立手順を説明する。

このセラミック動翼１０を組み立てる場合、金属製翼軸
部１１にシール部材２７を介装するとともに、このシー
ル部材２７に嵌合するように中間スリーブ１８を装着す
る。このスリーブ装着時にはヒラミック製外被１２を外
嵌させておき、このセラミック製外被１２をシール部材
２７のシール而に密着するように接合させる。

その後、金属Ｉ！！１Ｍ軸部１１の頂部側にＩｆｊ部カ
バカバー１６け、この頂部カバー１６をコア部１５に高
温雰囲気下において加圧し、一体に接合させる。

次にセラミックｅ苦の作用を説明する。

ガスタービンの運転時にはセラミック１ＦＩＩ翼１０の
ヘッドカバー１６やセラミック製外被１２に遠心力が作
用覆るが、このセラミック製外被１２は金属製翼軸部１
１の頭部を形成する頂部カバー１６にヘッドカバー１９
を介して密着して保持され、この頂部カバー１６が遠心
ｉ’、７ｉ　Ｉを受けるようになっている。セラミック
製外被１２の翼根元側はシール部材２７が遠心力作用に
より密着・保持される。

一方、金属製翼軸部１１の翼根元側から供給された冷却
空気は冷却空気流通孔２１を経て冷却ギャビティ２２に
案内され、この冷却キャビティ２２から各冷却空気孔２
４を通ってヘッドカバ−１９内周面に吹き出され、イン
ピンジ冷却され、ヘッドカバー１９を冷却している。

この冷却空気はヘッドカバー１９と頂部カバー１６どの
間の間隙より外周側に吹き出される一方、一部は第３図
に示すように翼後縁側の開口から吹ぎ出される。

また、冷却空気の一部は第４図に示すように冷却空気孔
２３を経て中間スリーブ１８と金属製翼軸部１１との間
の冷ｌＪ１空気流路２０に吹き出される。この冷却空気
は第４図に示すように中間スリーブ１８の下部に向って
流れ、プラットホーム１４の上面に流出する。一方、シ
ール部材２７の下部には特に高圧側に多く設けられた冷
却空気分岐孔２９を経て冷却空気が流入し、この冷却空
気はシール部材２７とプラットホーム１４との間に形成
されるガイド溝３３を経て外部に吹き出される。

第７図および第８図はセラミック動ｍｌ　ＯＡ。

１０Ｂのシール構造の各変形例をそれぞれ示す概略図で
ある。このシール構造は第７図に示すように円形断面の
シール部材３５を用いても、第８図に示すように矩形断
面のシール部材３６を用いてもよい。

また、第９図に示すように中間スリーブ３７を金属製翼
軸部１１のコア部１５の中間付近でｎ喘させて内部に冷
却空気流路３８を形成し、セラミック製外被１２の内側
から積極的に冷却し、温度を一様化さば、セラミック製
外被１２に発生ずる熱応力を低減させるようにしてもよ
い。

セラミック製外被１２は一般には冷７ＪＩ　）Ｊ不要で
あるが、セラミック製外被１２の中央部近傍は作動ガス
温度が高いのでセラミック製外′Ｉｅｉ１２１．．熱応
力が発生する。この熱応力の発生を緩和さけるために、
セラミック製外被１２を内側から冷ｊＪｌさせるように
したものである。セラミック製外被１２の内表面や金属
製ｒＡ軸部１１の外表面を冷却した冷Ｗ空気はプラット
ホーム１４に形成されるガイド溝３３．３９を経て外部
に放出される。

第１０図および第１１図はセラミック動翼のさらに他の
実施例を示すものである。

この実茄例に示されたセラミック動翼１０Ｄは金属製翼
軸部１１のコア部１５の翼根元側に弾力性を有するスカ
ート４０を一体に設け、このスカート４０をセラミック
スリーブとしてのセラミック製外被１２の翼根元側に弾
性変形により密着させるものであり、その密着部分、例
えばスカート４０の外表面にセラミックコーティングが
施され、遮熱層４１が形成される。

このセラミックＭｖＪ１０Ｄはセラミツク製外被１２下
部のシール構造に特徴を有し、他の構造は一実施例で示
したセラミック動翼と基本的に異ならないので同一符号
を付して説明を省略する。

次に、セラミック動ＭＩＯＤの組立て手順を説明する。

このセラミック動ＩＮＩ　００を組み立てる場合、金属
製翼軸部１１に中間スリーブ１８を被着させるとともに
、上記金属製？２＠部１１の頂部側からセラミック製外
被１２を挿入し、このセラミック製外被１２の下部をス
カート／ＩＯの弾性変形により保持させる。第１２図は
スカート４０の弾性変形前の状態を、第１３図はスカー
ト４ｏの弾性変形後の状態を示す。

金属製翼軸部１１に中間スリーブ１８とセラミック製外
被１２を装着し、設けた後、そのコア部１５に頂部カバ
ー１６を一体に接合させ、これによりセラミック動ｍ１
０ＤＮ組み立てられる。その際、スカート４０の外径は
セラミック製外被１２の内径より大きく、セラミック製
外被１２の装着によりスカート４０は弾性変形してセラ
ミック製外被１２に密着し、セラミック製外１１１１２
内に高温の作動ガスの侵入するのを防止し、金属製苦＠
８Ｉ１１１の昇温を防止している。

第１４図は、セラミックｅ　！ａのさらに他の実施例を
示ず。

この実施例に示されたセラミック１ＦＩＩ’Ｉｌｌ　１
０　Ｅはセラミック製外被１２から金属製翼軸部１１の
ニー」ア部１５への伝熱を防止するため、断熱用多孔質
セラミックブロック４３をスカート４０とヒラミック製
外被１２との間に挟持させる。このセラミックブロック
４３はスカート４０の弾性変形によってセラミック製外
被１２に密着する構造となっている。

この密着ｈｌ　３Ａにおいては、リング状のセラミック
ブロック４３をスカート４０とセラミック製外被１２と
の間に挿入するのが困ｆｆ１ｆｉであるので、半円周形
状に２分割し、廿ラミックｉＰＩ［１０Ｅの前縁部分に
半円周状のセラミックブロックを挿入し、後縁部に位置
決めのためのセラミックブロックを隙間を設けて挿入し
てらよい。

この密着構造では、セラミック製外被１２と金属製翼軸
部１１の後縁部にＩｎ間が生じるが、圧力が高いのは翼
前縁部側であるので、作動ガスがセラミック製外被１２
内に流入するのを防止できる。

（発明の効果〕 以上に述べたように本発明に係るターボ機械の動Ｎ構造
においては、セラミック製外被の翼根元側にシール部材
を設け、このシール部材を介してセラミック製外被の翼
根元側を金属製翼軸部のプラットホーム上に保持するの
で、セラミック製外液に回転遠心力が作用しても、高温
の作動ガスがヒラミック製外被内に流入するのを確実に
防止できる。

また、金属製翼軸部のコア部の翼根元側に弾性を右づ゛
るスカートを設け、このスカートをセラミック製外被に
内側から密着させた場合にも、セラミック製外被内へ高
温の作動ガスが流入するのを防止できる。

したがって、金属製ｙ４軸部を効果的に冷却でき、冷却
空気量を少なくすることができるので、ガスタービンの
タービン効率を向上さけることができる。

さらに、金属ｌ１ｌＲ軸部のコア部を中間スリー・ブで
被着し、この中間スリーブとコア部との間に冷却空気流
路を形成したので、金属製翼軸部の外表面を有効的に冷
却し、冷却効率を高めることができ、金属！１１１１軸
部に発生ずる熱応力を有効的に防止し、金属製翼軸部の
損傷を未然に防止でき、信頼性が向上する。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明に係るターボ機械のｅ胃構造の一実施例
を示すセラミック動翼の構造断面図、第２図は上記セラ
ミック動翼に組み込まれる中間スリーブの斜視図、第３
図（よ第１図の■−■線に沿う平面図、第４図は第３図
のＩＶ−ＩＶ線に沿う縦断面図、第５図は第１図のＶ−
ｖ線に沿う断面図、第６図は第３図の８矢視図、第７図
および第８図は本発明に係るターボ機械の！１７１ｍ構
造の他の変形例をそれぞれ示す概略図、第９図は本発明
の他の実施例を示す縦断面図、第１０図は本発明のさら
に伯の実施例を示す縦断面図、第１１図は第１０図の刈
−ＸＩ線に沿う平断面図、第１２図および第１３図は金
属製翼軸部に設（〕られるスカートの変形前と変形後の
状態をそれぞれ示す図、第１４図は本発明のさらに他の
実施例を示ず縦断面図、第１５図は従来のガスタービン
発電プラントに組み込まれるガスタービンを示す図、第
１６図は従来のガスタービン動翼を示す縦断面図である
。 １０、ＩＯＡ、１０Ｂ、１０Ｃ，１０Ｄ、１０Ｆ・・・
廿ラミック動翼、１１・・・金属製翼軸部、１２・・・
セラミック製外被（セラミックスリーブ）、１３・・・
植込部、１４・・・プラットホーム、１５・・・コア部
、１６・・・頂部カバー　１８．３７・・・中間スリー
ブ、１９・・・ヘッドカバー　２０・・・冷却空気流路
、２１・・・冷却空気流通孔、２２・・・冷却キｔνビ
ティ、２３．２４．２５・・・冷却空気孔、２７，３５
．３６・・・シール部材、４０・・・スカート、４１・
・・遮熱層、４３・・・セラミックブロック。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、金属製翼軸部とこの翼軸部に被着されるセラミック
   製外被とを備えたターボ機械の動翼構造において、前記
   セラミック製外被の翼機元側にシール部材を設け、この
   シール部材を介してセラミック製外被の翼根元側を金属
   製翼軸部のプラットホーム上に保持したことを特徴とす
   るターボ機械の動翼構造。 ２、金属製翼軸部のコア部に中間スリーブが被着され、
   この中間スリーブとコア部との間に冷却空気流路が形成
   される一方、中間スリーブの翼頂部側に頂部カバーを覆
   うヘッドカバーを一体に設け、このヘッドカバーを介し
   て頂部カバーにセラミック製外被の翼頂部側を保持した
   請求項１記載のターボ機械の動翼構造。 ３、金属製翼軸部とこの翼軸部に被着されるセラミック
   製外被とを備えたターボ機械の動翼構造において、前記
   金属製翼軸部のコア部の翼根元側に弾性を有するスカー
   トを設け、このスカートをセラミック製外被に内側から
   密着させたことを特徴とするターボ機械の動翼構造。