JPH03294602A

JPH03294602A - タービン動翼

Info

Publication number: JPH03294602A
Application number: JP9515090A
Authority: JP
Inventors: Hiroaki Nakano; 宏明中野
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 1990-04-12
Filing date: 1990-04-12
Publication date: 1991-12-25

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、ガスタービンなどに用いられるタビン動翼に
係り、特に高速で回転する翼軸を被覆するスリーブが高
温の作動ガス環境下でも破損するおそれのないタービン
動翼に関する。

（従来の技術）第４図は、ガスタービン発電プラントなどで使用される
ガスタービン１の切欠断面図である。

タービン軸２と同軸に設けられた圧縮機３は、空気を取
り込んでこれを圧縮し、圧縮空気として燃焼器４へ送る
。燃焼器４ではこの圧縮空気と、燃焼器４に導入される
燃料を混合して混合気を形成し、さらにこの混合気に点
火して燃焼させる。燃焼によって生した高温・高圧の燃
焼ガス（破線矢印で示す）は、ｌ・ランジションピース
５を通過して、タービン静翼６、次いでタービン動翼７
に導入され、以下その先に同じように交互に設けられた
タービン静翼６とタービン動翼７に案内される。

そしてこの過程で、燃焼ガスは作動ガスとしてタビン動
翼７をタービン軸２の周方向に移動させることにより、
タービン軸２を回転駆動させる。

なお、タービン動翼７は、燃焼ガスが衝突する側が高圧
側、その反対側が低圧側となる。また、タービン軸２内
には、圧縮機３て得られた圧縮空気を冷却空気として通
過させる通気管（図示せず）か埋設される。さらに、こ
の種のガスタービン１においては、タービン入口温度を
上昇させるとカスタービン１の熱効率が向上することが
知られている。

第５図は第４図に示したタービン動翼７の断面図、第６
図は第５図のＶＩ−ＶＩ線断面図である。

翼軸８は、前述のタービン軸通気管に連通ずる冷却空気
流路９が複数個軸方向に貫通し、タービン軸２に植設さ
れる植込部８ａとタービン軸２から突出し軸径方向の断
面が翼形状のコア部８ｂを有する。そして翼軸コア部８
ｂの根元にはフランジ］−〇が形成される。このフラン
ジ１０は、高温の作動ガスが、タービン軸２における翼
軸植込部８ａの植設箇所に浸入してこれを熱損傷するの
を防止する。

ところで、翼軸８は、回転時の遠心力に伴う弓張り応力
にも耐えられるように、金属（Ｎｉ基合金等の耐熱性超
合金）製にせざるを得ない。しかし、いくら耐熱性超合
金でも１３００°Ｃにも上る高温の燃焼ガス（作動ガス
）に直接吹き付けられながら、高速で回転すると損傷す
るおそれが出てくる。そこでこのタービン動翼７ては、
タービン軸２から冷却空気流路９を通して冷却空気を送
り、タービン動翼７外に放出させる。冷却空気は冷却空
気流路９を通る間翼軸８を冷却するため、翼軸コア部８
ｂを熱損傷から保護する。

（発明が解決しようとする課題）ところが、冷却空気流路９は、数が多く形状も複雑で製
造に手間がかかる。また、この冷却空気流路９を通じて
大量の冷却空気がタルビン動翼７の周囲に放出されると
、タービン動翼７を動かす作動ガスの空力が損失する。

このため、上述のような金属冷却翼では、燃焼ガスをい
くら高温化しても熱効率の向上には限界があった。

この欠点を解消するため、西独特許第８４８８８３号に
は、第７図に示すような断面を有するタビン動翼１１が
提案されている。

このタービン動翼Ｊ１は、先のタービン動翼７と同様に
、植込部８ａと径が軸方向において等しいコア部８ｂか
らなる翼軸８を有するが、この他に翼軸コア部８ｂの周
面の回りに同心的に被せられるスリーブ］２と、翼軸８
を被蓋する頂部カバ−１３を備える。スリーブ１２は、
翼軸植込部８ａに下端を抑えられるが、他方上端も翼軸
コア部８ｂと接触部１４を有する。

頂部カバー１３には、翼軸８と同様Ｎｉ基合金等の耐熱
性超合金が用いられ、翼軸コア部８ｂとは拡散接合など
によって接合されるが、スリーブ１２はＳｉ３Ｎ４やＳ
ｉＣなどのセラミックスでつくられる。これらのセラミ
ックスは靭性には欠けるが、翼軸８や頂部カバー１３を
つくる耐熱性超合金よりもさらに耐熱性に富む。このた
め、スリーブ１２は、表面積の大きい翼軸コア部８ｂが
高温の燃焼ガス（作動ガス）に直接晒されるのを防１１
−シて冷却空気導入の必要をなくし、ガスタビンの熱効
率を高める。

ところが、タービン動翼１１は、回転させると、翼軸８
、スリーブ１２および頂部カバー１３に遠心力が働く。

したがってスリーブ１２の接触部１４は、翼軸コア部８
ｂに押し付けられるが、接触部１４の面積は小さい。こ
のため、接触部１４に作用する応力はきわめて大きくな
って、靭性が弱くかつ薄肉のスリーブ１２は破損してし
まう。

本発明は上記事情に鑑みてなされたものであり、特に高
速で回転する翼軸を被覆するスリーブが高温の作動ガス
環境下でも破損するおそれがなく、熱効率を高めること
ができるタービン動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）本発明は上記課題を解決するために、タービン軸から突
設され、周面が先太り構造の翼軸と、この翼軸を覆うス
リーブとを有し、このスリーブは内周面が前記翼軸の周
面に接することを特徴とするタービン動翼を提供する。

（作用）本発明のタービン動翼は、翼軸が先太り構造となってス
リーブの遠心力による離脱を防止するが、スリーブはそ
の内周面が翼軸の周面と面接触するため接触部の面積は
大きい。したがって、遠心力によってスリーブが翼軸に
押圧されても、発生する応力は小さくてすむ。

（実施例）以下第１図ないし第３図を参照して本発明の詳細な説明
する。

第１図は本発明の第１実施例に係るタービン動翼２０の
断面図、第２図は第１図の■−■線断面図である。

本実施例のタービン動翼２０は、植込部２１．　ａとコ
ア部２１．　ｂを有する翼軸２１と、この翼軸コア部２
　］、　ｂを面接触して同心的に覆うスリーブ２２を備
える。したがって、スリーブ２２の内周面全体が翼軸コ
ア部２１ｂとの接触部２３となる。

翼軸コア部２１ｂは、軸径方向の断面が翼形状であるが
、翼軸植込部２１ａからみて先太り（または翼軸植込部
２１ａに向けて楔形）になっている。

翼軸植込部２１ａと翼軸コア部２１ｂの材質はＮｊ基合
金等の耐熱性超合金、またスリーブ２２の祠質は、この
耐熱性超合金よりもさらに熱に強いＳｉ３Ｎ４やＳｉＣ
などのセラミックスである。

翼軸植込部２１ａと翼軸コア部２１ｂは、翼軸コア部２
１．　ｂをスリーブ２２に通した後、例えば拡散結合に
よって結合される。翼軸植込部２１ａは、タービン軸２
４に植え込まれて、翼軸２１を固定する。

このタービン動翼２０は、タービン軸２４が回転すると
遠心力を受ける。その結果スリーブ２２は、この遠心作
用によってタービン軸２４から遠ざけられるが、このス
リーブ２２に挿入された翼軸コア部２１ｂが先太りのた
め翼軸コア部２１ｂから離脱することはない。

このとき、スリーブ２２は翼軸コア部２１ｂに強く押し
付けられ、接触部２３には接触応力σが生ずるが、この
接触応力σは次式（１）で表される。

σ＝Ｆ／Ａ　　　　　　　　　　　　　・・・・・・（
１）ここでＦはスリーブ２２に働く遠心力、Ａは接触部
２３の面積である。

式（１）から明らかなように、接触応力σは、接触部２
３の面積Ａか大きくなればなるほど小さくなる。本実施
例においては、接触部２３の面積Ａはスリーブ２２の内
周面全体の面積であるため、例えば第７図に示すような
従来の接触部１−４と比べてはるかに大きい。

したがって、本実施例によれば、耐熱性ではあるが靭性
の小さいセラミックスでできたスリーブ２２であっても
、接触応力が小さいため破損することはない。よってス
リーブ２２は、翼軸コア部２１−ｂが高温の作動ガスで
熱損傷するのを防ぐという機能を確実に果すことができ
る。このため本実施例においては、翼軸を冷却空気で強
制冷却する必要もない。

なお翼軸コア部２１ｂと翼軸植込部２１ａは、鋳造によ
って一体形成することもできる。また翼軸２１およびス
リーブ２２の断面形状は第２図に示したものに限られな
い。

さらに、翼軸コア部２１ｂと翼軸植込部２１ａの結合形
式も、この実施例に示したものに限られない。第３図は
本発明の第２実施例に係るタービン動翼２５の断面図で
ある。第１図と対応する箇所には同一の符号を付す。

このタービン動翼２５においては、翼軸コア部２１ｂは
フック２６を有し、このフック２６が翼軸植込部２１．
　ｃと２１．　ｄに挟み込まれる。したがって、翼軸コ
ア部２１ｂと翼軸植込部２１ｃ、２１ｄの結合は強固な
ものになり、遠心力が強い場合にも翼軸コア部２１ｂが
翼軸植込部２１ｃ、２１ｄから離脱することはない。

〔発明の効果〕

以上説明したように、本発明のタービン動翼は、翼軸を
覆うスリーブが高速回転中でも離脱せず、かつ破損のお
それもないため、スリーブによって翼軸を確実に熱損傷
から保護することができる。そして、作動ガスを高温に
してこのタービン動翼を用いるガスタービンなどの熱効
率向上を図ることができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の第１実施例に係るタービン動翼の断面
図、第２図は第１図のｍ−ｎ線断面図、第３図は本発明
の第２実施例に係るタービン動翼の断面図、第４図はガ
スタービンの切欠断面図、０第５図は従来のタービン動翼の断面図、第６図は第５図
のｖｉ−ｖｉ線断面図、第７図は従来の他のタビン動翼
の断面図である。２１、　ａ・・・翼軸植込部、２１ｂ・・・翼軸コア部
、２２・・・スリーブ、２４・・・タービン軸。

Claims

【特許請求の範囲】

　タービン軸から突設され、周面が先太り構造の翼軸と
、この翼軸を覆うスリーブとを有し、このスリーブは内
周面が前記翼軸の周面に接することを特徴とするタービ
ン動翼。