JPH0223201A - タービン翼 - 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用ＩＪＪ　’Ａ等に適用されるタ
ービンＷに係り、特にフィルム冷却式タービン間の改良
に関する。

（従来の技術） 近年、発電用の大型ガスタービン等では作動ガスの高温
化が図られ、高温部材、特に初段の動翼等は厳しい熱的
環境に置かれるようになっている。そこでこのようなガ
スタービン用タービン翼の耐熱性向上対策が種々前えら
れ、その１つとしてタービン翼内部から表面部に冷却空
気を吹出し、１ｍ表面を膜状空気層で冷却するフィルム
冷却式の構成が開発されている。

第５図および第６図はフィルム冷却式タービン間の従来
例を示している。このタービンＷ１は作動ガスの初段動
翼入口温度が１１００〜１３５０℃のタービンの初段ａ
ｍとして適用されるもので、翼全体が耐熱合金で製作さ
れている。このタービン翼１には、内周側植込部１ａか
ら外周側先端部１ｂに亘って冷却空気流通孔２が形成さ
れており、この冷却空気流通孔２に例えば３００〜４５
０℃の空気が供給されるようになっている。なお、冷Ｗ
空気流通孔２には多数のリブ３が設けられ、また冷却空
気は第５図の矢印の如く蛇行して流通するようになって
いる。そして翼外壁部１Ｃに設けられた多数の冷却空気
吹出し孔４から冷却空気が免外面に沿って層状に吹出し
、フィルム冷却作用が行なわれる。

（発明が解決しようとする課題） このようなタービン翼を有するガスタービンにおいて、
熱効率を向上さ一μるために作動ガス温度を高めること
が考えられる。ところが、単に作動ガス温度を高めた場
合には、フィルム冷却用の必要冷却空気量が増大し、却
ってガスタービンの熱効率が低下する問題がある。

また、タービン翼の外周面部を耐熱性セラミックス等で
構成し、作動ガスの高温化に対処することも考えられる
。しかし、セラミックスは一ρに引張り強痕が低く、タ
ービン翼回転時の高遠心力による引張り荷重によって破
損する可能性がある。

本発明はこのような事情に鑑みてなされたもので、必要
空気量を減少させてガスタービンの熱効率向上が図れる
とともに、セラミックスを利用した場合にも引張り荷重
を防止して信頼性向上が図れるタービン翼を提供するこ
とを目的とする。

（発明の構成） （課題を解決するための手段） 本発明は、ガスタービン用タービン翼であって、内部に
設けられた冷部空気流通孔から表面部に冷却空気を吹出
してフィルム冷却を行なうものにおいて、冷却空気流通
孔を内部に有する芯部材と、この芯部材の外周側に被着
した翼部材と、これら芯部材と翼部材との間に半径方向
全体に亘って介在する所熱性および緩衝性を有する中間
部材とを備え、前記芯部材の鍔状部分によって前記翼部
材を半径方向に支持してなることを特徴とする。

（作用） 本発明によれば、芯部材と翼部Ｉとの間に介在する中間
部材の遮熱作用によって、翼外面を流れる高温の作動ガ
スからの熱が芯部材に伝りにくくなり、これにより必要
空気量を減少することが可能となる。

また、中間部材の緩衝作用により、翼部材の芯部材に対
する運転時の衝突等に基づく衝撃発生が抑制できるとと
もに、芯部材の鍔状部分によって翼部材を半径方向に支
持することにより、翼部材には遠心力に基づいて圧縮荷
重が作用するようになる。したがって、翼部材を耐熱性
セラミックス等で構成した場合にも破損防止が図れ、信
頼性を向上することができる。

（実施例） 以下、本発明の一実施例を第１図〜第４図を参照して説
明する。

この実施例のタービン翼はガスタービンの初段動翼とし
て適用されるもので、耐熱金属、例えば耐熱鋼製の芯部
材１１と、この芯部材１１の外周側に被着した耐熱セラ
ミックス製の翼部材１２と、これらの間に介在する耐熱
４１ｍ製の中間部＠１３とからなっている。

芯部材１１は図示しないロータ部への植込部１１ａと、
この植込部１１ａから段部１１ｂを介してガス流路側に
突出する中間部分１１ｃと、この中間部分１１Ｃの先端
に連設した鍔状部分１１ｄとにより一体的に構成されて
いる。なお、中間部分１１ｃと鍔状部分１１（ｊとは、
翼部材１２を中間部分１１ｃに被着した後に拡散接合に
よって一体化したものである。

この芯部材１１の内部に、植込部１１ａから先端側に向
って冷却空気流通孔１４が形成されている。冷却空気流
通孔１４はタービン軸の半径方向に沿って延在する複数
の平行な孔からなり、芯部材１１の中間部分１１Ｇの先
端部に形成されたキャビティ１５で連通している。この
キャビティ１５の周囲部から鍔状部分１１ｄを穿って複
数の冷却空気吹出孔１６が設けられ、冷却空気が翼外面
に吹出すようになっている。

翼部材１２は中空筒状のもので、翼先端側が次第に肉厚
となるように、テーパ状断面を有する周壁構造とされて
いる。この翼部材１２が芯部材１１の中ｎ部分１１ｃに
被着され、両端部が段部１１ｂと鍔状部分１１ｄとの間
に挟持状態で支持されている。なお、翼部材１５の先端
部にはスリット孔１７が間隔的に設けられ、また、翼部
材１５の先端と芯部材１１の鍔状部分１１ｄとの間には
遮熱・緩衝材１９が介在されている。

中間部材１３は耐熱繊１１？Ｊの複数のリング状部品１
３ａからなり、この各リング状部品１３ａが、芯部材１
１の外面に半径方向に間隔的に突出した突起１８に支持
されて、芯部材１１と翼部材１２との間に圧接保持され
ている。

このような構成によれば、芯部材１１の冷却空気流通孔
１４に植込部１１ａ側から供給された冷却空気は図に矢
印ａで示すように、芯部材１１の内部に沿って翼先端側
に流通し、芯部Ｕ１１を冷却した後、冷却空気吹出し孔
１６から舅外面に流出してフィルム冷却に供される。こ
の場合、芯部材１１と間部材１２との間には断熱性を有
する中間部材１３が介在しているので、翼外面を流れる
九温の作動ガス（矢印す参照）からの熱が芯部材１１側
に遮断されて伝りにくくなり、これにより必要空気量は
大幅に減少することが可能となる。

発明者の検討によれば、従来に比して半減することがで
きる。

また、中・間部材１３は緩衝作用を有するものであるか
ら、１ｌｌｉ部材１２の芯部材１１に対する運転時の衝
突等による衝撃を抑ｉ、ＩＩすることができる。

しかも芯部材１１の鍔状部分１１ｄによって翼部材１２
は半径方向外側から支持されるので、翼部材１２は遠心
力によって鍔状部分１１ｄに圧接することになり、圧縮
・荷重のみ発生して引張り作用は発生しない。したがっ
て、翼部材１２がセラミックス製であるにも拘らず、引
張り荷重を回避できることにより強度上の信頼性が得ら
れるようになる。

さらに前記実ｍ例によると、ｙＡ部材１２は半径方向外
周側が肉厚となるテーバ状のものであるから、遠心力に
基づく圧縮荷重に十分対処することができる。

また、中ＩＮ部材１３の存在により、芯部材１１と翼部
材１２とが響周囲で非接触となり、さらに翼部材１２先
端のスリット１７および遮熱・緩衝材１９により芯部材
１１と翼部材１２との半径方向での接触面積が減少する
。よって、間部材１２の芯部材１１への接触による局部
的冷却による熱応力の発生も最小限度に抑制される。

ざらにまた、中間部材１３は動翼としてのタービン響回
転時の振動吸収の機能も発揮できる等の利点もある。

なお、前記実茄例では芯部材１１を耐熱鋼、翼部材を耐
熱セラミックス製としたが、本発明はこれに限らず、芯
部材および翼部材として同一材を含む種々の材料を適用
できるものである。

〔発明の効果〕

以上のように、本発明によれば、芯部材と翼部材との間
に中間部材を介在させことにより、必要空気量を減少さ
せてガスタービンの熱効率を向上できるとともに、翼部
材としてセラミックス等を利用した場合にも半径方向か
らの支持によ１り圧縮荷重の発生状態として信頼性向上
が図れる等の効果が奏される。

第１図は本発明（係るタービン翼の一実施例を示す側断
面図（？ｊ４３図のＩ−Ｉ線断面図）、第２図は第１図
の■−■線断面図、第３図は正面図、第４図は第３図の
平面図、第５図は従来例を示す正断面図、第６図は第５
図の横断面図である。

１１・・・芯部材、１１ｄ・・・鍔状部分、１２・・・
翼部材、１３・・・中間部材１．１４・・・冷却空気流
通孔、１６・・・冷却空気吹出し孔。

出願人代理人　　　波　多　野　　　久

【図面の簡単な説明】

第 図 １１α 第 図 １に／ 第 図

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. ガスタービン用タービン翼であつて、内部に設けられた
   冷却空気流通孔から表面部に冷却空気を吹出してフィル
   ム冷却を行なうものにおいて、冷却空気流通孔を内部に
   有する芯部材と、この芯部材の外周側に被着した翼部材
   と、これら芯部材と翼部材との間に半径方向全体に亘つ
   て介在する断熱性および緩衝性を有する中間部材とを備
   え、前記芯部材の鍔状部分によって前記翼部材を半径方
   向に支持してなることを特徴とするタービン翼。