JPH0447101A - ターボ機械の動翼 - Google Patents
ターボ機械の動翼Info
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- JPH0447101A JPH0447101A JP15528890A JP15528890A JPH0447101A JP H0447101 A JPH0447101 A JP H0447101A JP 15528890 A JP15528890 A JP 15528890A JP 15528890 A JP15528890 A JP 15528890A JP H0447101 A JPH0447101 A JP H0447101A
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- ceramic
- metal
- blade
- core
- blade shaft
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2240/00—Components
- F05B2240/80—Platforms for stationary or moving blades
- F05B2240/801—Platforms for stationary or moving blades cooled platforms
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
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。
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ェットエンジン等に用
いられるターボ機械の動翼に係り、特に金属製翼軸部と
セラミック製外被とを組み合せたターボ機械の動翼に関
する。
いられるターボ機械の動翼に係り、特に金属製翼軸部と
セラミック製外被とを組み合せたターボ機械の動翼に関
する。
（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６図に示すように構成され、ガス
タービン１０と同軸に設けられた圧縮機１１の駆動によ
って圧縮された圧縮空気を燃焼器１２に案内して燃焼器
１２のライナ部分１３で燃料と共に燃焼せしめる。燃焼
による高温の燃焼ガスはトランジションピース１４およ
び静翼１５を経て動翼１６に案内され、この動翼１６を
回転駆動させてガスタービン１０の仕事をさせるように
なっている。
ビン発電プラントは第６図に示すように構成され、ガス
タービン１０と同軸に設けられた圧縮機１１の駆動によ
って圧縮された圧縮空気を燃焼器１２に案内して燃焼器
１２のライナ部分１３で燃料と共に燃焼せしめる。燃焼
による高温の燃焼ガスはトランジションピース１４およ
び静翼１５を経て動翼１６に案内され、この動翼１６を
回転駆動させてガスタービン１０の仕事をさせるように
なっている。
この種のガスタービンにおいては、タービン入口温度に
上昇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１０の燃焼
器１２が動再１６、静翼１５の材料には耐熱性超合金材
料が使用されているが。
上昇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１０の燃焼
器１２が動再１６、静翼１５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優れたセラミック
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６２−４１９０
２号公報に開示されている。
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６２−４１９０
２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
。この間顯のため、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高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。
大きく、引張応力に弱く、脆性が高いという問題がある
。この間顯のため、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高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、ガスタービン動翼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材料で形
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優れたセラミ
ック製外被と機械的強度部材としての金属製翼軸部とを
組み合せた翼技術である。
る場合、比較的温度の低い植込部を耐熱性金属材料で形
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優れたセラミ
ック製外被と機械的強度部材としての金属製翼軸部とを
組み合せた翼技術である。
従来のターボ機械に用いられるセラミック動翼は第５図
に示すようにセラミック製外被２と機械的強度部材とし
ての金属製翼軸部３とから構成され、この金属製翼軸部
３はＮｉ基合金等で作られる。
に示すようにセラミック製外被２と機械的強度部材とし
ての金属製翼軸部３とから構成され、この金属製翼軸部
３はＮｉ基合金等で作られる。
金属製翼軸部３はロータに植設される内周側植込部４と
、高温作動ガス（燃焼ガス）がロータ側に侵入するのを
防止するプラットホーム５と、セラミック製外被２を外
周側に被着したコア部６とを有し、コア部６の翼先端側
には頂部カバー７が一体に接合される。
、高温作動ガス（燃焼ガス）がロータ側に侵入するのを
防止するプラットホーム５と、セラミック製外被２を外
周側に被着したコア部６とを有し、コア部６の翼先端側
には頂部カバー７が一体に接合される。
金属製翼軸部３にセラミック製外被２を組み合せること
により、圧縮応力に強く引張応力に弱いセラミックの特
性を利用しており、セラミック製外被２に圧縮応力のみ
を作用せさ、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５図に示すセラミック動翼１の内周
側植込部４は金属であるので、高い引張応力に耐えるこ
とができる。
により、圧縮応力に強く引張応力に弱いセラミックの特
性を利用しており、セラミック製外被２に圧縮応力のみ
を作用せさ、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５図に示すセラミック動翼１の内周
側植込部４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１は、金属製翼軸部３の翼先端側か
らセラミック製外被２を挿入し、その後金属製翼軸部３
と同一金属製の頂部カバー７を装着し、次に金属製翼軸
部３と頂部カバー７を接合し、接合一体構造としている
。
らセラミック製外被２を挿入し、その後金属製翼軸部３
と同一金属製の頂部カバー７を装着し、次に金属製翼軸
部３と頂部カバー７を接合し、接合一体構造としている
。
セラミック動翼１の金属製翼軸部３はセラミック製外被
２や翼軸部自身の遠心力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３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
数個の冷却空気流通孔８が軸方向に穿設されており、冷
却空気は内周側植込部４から冷却空気流通孔８を流入し
、この冷却空気流通孔８内の空気流路を通って頂部カバ
ー７に設けた冷却空気抜孔９から外部に抜出される。
２や翼軸部自身の遠心力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３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
数個の冷却空気流通孔８が軸方向に穿設されており、冷
却空気は内周側植込部４から冷却空気流通孔８を流入し
、この冷却空気流通孔８内の空気流路を通って頂部カバ
ー７に設けた冷却空気抜孔９から外部に抜出される。
（発明が解決しようとする課題）
セラミック製外被２と金属製翼軸部３とを組み合せた従
来のセラミック動翼において、頂部カバー７が金属製翼
軸部３に接合一体化された後。
来のセラミック動翼において、頂部カバー７が金属製翼
軸部３に接合一体化された後。
この接合状態を検査する場合、検査は構造上著しく困難
である。加えて、セラミック製外被２が高温の燃焼ガス
に晒された後、金属製翼軸部３及び接合部を検査または
補修する場合も金属製翼軸部３を切断しない限り、著し
く困難である。
である。加えて、セラミック製外被２が高温の燃焼ガス
に晒された後、金属製翼軸部３及び接合部を検査または
補修する場合も金属製翼軸部３を切断しない限り、著し
く困難である。
本発明は上述した事情を考慮してなされたもので、拡散
接合時の接合不良をなくシ、検査をしなくても信頼性の
高いターボ機械の動翼を提供することを目的とする。
接合時の接合不良をなくシ、検査をしなくても信頼性の
高いターボ機械の動翼を提供することを目的とする。
（１１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は、上述した課題を達成
するために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において、金
属製翼軸部のコア部と頂部カバーを拡散接合し、さらに
熱間静水圧プレス（ＨＩＰ）を施し、上述した課題の解
決を図っている。
するために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において、金
属製翼軸部のコア部と頂部カバーを拡散接合し、さらに
熱間静水圧プレス（ＨＩＰ）を施し、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は金属製翼軸部のコア部と頂部カ
バーを拡散接合し、さらに熱間静水圧プレス（ＨＩＰ）
を施すことにより、金属製翼軸部のコア部と頂部カバー
の拡散接合時の接合不良をなくし、優れた接合強度を得
ることが可能である。
バーを拡散接合し、さらに熱間静水圧プレス（ＨＩＰ）
を施すことにより、金属製翼軸部のコア部と頂部カバー
の拡散接合時の接合不良をなくし、優れた接合強度を得
ることが可能である。
（実施例）
以下１本発明に係るターボ機械の動翼の実施例について
添付図面を参照して説明する。
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る。
ーボ機械の動翼に適用することができる。
第５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１を示す、このセラミック動翼１は金属製翼
軸部３とこの翼軸部３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２とを組み合わせ、
セラミック製外被２を外周側に被着したコア部６へ頂部
カバー７を拡散接合した後、熱間静水圧プレス（ＨＩＰ
）Ｌ、たものである、金属製翼軸部３及び頂部カバー７
はＮｉ基合金のＭａｒ−Ｍ２４７の耐熱性合金材料であ
り、セラミック製外被２はＳｉ、 Ｎ４やＳｉＣのセラ
ミック材料である。
ミック動翼１を示す、このセラミック動翼１は金属製翼
軸部３とこの翼軸部３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２とを組み合わせ、
セラミック製外被２を外周側に被着したコア部６へ頂部
カバー７を拡散接合した後、熱間静水圧プレス（ＨＩＰ
）Ｌ、たものである、金属製翼軸部３及び頂部カバー７
はＮｉ基合金のＭａｒ−Ｍ２４７の耐熱性合金材料であ
り、セラミック製外被２はＳｉ、 Ｎ４やＳｉＣのセラ
ミック材料である。
次に金属製翼軸部３とコア部６の拡散接合及び熱間静水
圧プレス（ＨＩＰ）の接合について述べる。金属製翼軸
部３とコア部６の接合面を６００番程度に表面仕上げし
た後、脱脂洗浄した。脱脂洗浄の後、金属製翼軸部３と
コア部６の間にフィラーメタル１７を装入、固定し、第
１の実施例として、第１図に示す拡散接合熱処理、拡散
熱処理、熱間静水圧プレス（ＨＩＰ）、溶体化熱処理１
時効処理を施した。まず第１段階の拡散接合熱処理とし
て金属製翼軸部３、フィラーメタル１７、コア部６の各
材料が三層構造をなした状態で固定し、１０″″４ｔｏ
ｒｒの真空度において１２００℃で１０分間保持した後
、Ａｒガスにより急冷した。第２段階の拡散熱処理とし
て金属製翼軸部３、フィラーメタル１７、コア部６の間
での相互拡散を進行させ、各相の境界が連続かつ均一な
組成とし拡散接合を完了させるためＡｒガス雰囲気にお
いて１２３０℃で２４時間保持し、 Ａｒガスによって
急冷した。第３段階の熱間静水圧プレス（ＨＩＰ）は元
素の拡散を促進し、同時に接合部の圧縮を行い１部材の
緻密化、均質化をいっそう促進し、接合状態の向上を図
るためＡｒガスを加圧媒体として１１８５℃において４
時間・＋７５００ｋｇｆ／ｃｉの圧力下で行った。第４
段階はＭａｒ−Ｍ２４７材として通常の溶体化熱処理で
あり、Ａｒガス雰囲気において１１８５℃で２時間保持
し、Ａｒガスによる急冷を行った。最後に第５段階とし
てＡｒガス雰囲気において８７０℃で２０時間保持し、
Ａｒガスによって急冷する時効処理を行った。
圧プレス（ＨＩＰ）の接合について述べる。金属製翼軸
部３とコア部６の接合面を６００番程度に表面仕上げし
た後、脱脂洗浄した。脱脂洗浄の後、金属製翼軸部３と
コア部６の間にフィラーメタル１７を装入、固定し、第
１の実施例として、第１図に示す拡散接合熱処理、拡散
熱処理、熱間静水圧プレス（ＨＩＰ）、溶体化熱処理１
時効処理を施した。まず第１段階の拡散接合熱処理とし
て金属製翼軸部３、フィラーメタル１７、コア部６の各
材料が三層構造をなした状態で固定し、１０″″４ｔｏ
ｒｒの真空度において１２００℃で１０分間保持した後
、Ａｒガスにより急冷した。第２段階の拡散熱処理とし
て金属製翼軸部３、フィラーメタル１７、コア部６の間
での相互拡散を進行させ、各相の境界が連続かつ均一な
組成とし拡散接合を完了させるためＡｒガス雰囲気にお
いて１２３０℃で２４時間保持し、 Ａｒガスによって
急冷した。第３段階の熱間静水圧プレス（ＨＩＰ）は元
素の拡散を促進し、同時に接合部の圧縮を行い１部材の
緻密化、均質化をいっそう促進し、接合状態の向上を図
るためＡｒガスを加圧媒体として１１８５℃において４
時間・＋７５００ｋｇｆ／ｃｉの圧力下で行った。第４
段階はＭａｒ−Ｍ２４７材として通常の溶体化熱処理で
あり、Ａｒガス雰囲気において１１８５℃で２時間保持
し、Ａｒガスによる急冷を行った。最後に第５段階とし
てＡｒガス雰囲気において８７０℃で２０時間保持し、
Ａｒガスによって急冷する時効処理を行った。
また、第２の実施例として、第１の実施例１と同様に、
金属製翼軸部３とコア部６の間にフィラーメタル１７を
装入、固定した後、第２図に示すように拡散熱処理とＨ
ＩＰと同一炉にて連続して行った。各々の熱処理温度及
び保持時間は第１の実施例と同様である。
金属製翼軸部３とコア部６の間にフィラーメタル１７を
装入、固定した後、第２図に示すように拡散熱処理とＨ
ＩＰと同一炉にて連続して行った。各々の熱処理温度及
び保持時間は第１の実施例と同様である。
第１の実施例及び第２の実施例で行った熱処理の後、金
属製翼軸部３とコア部６の接合部が含まれた引張試験材
を各々１０本づつ採取した。第３図及び第４図は引張試
験で得られたＨＩＰ処理を施したものと従来方法である
拡散接合だけの接合法で得られたものの引張強さの強度
分布を比較した図である。第１．第２の実施例とも熱間
静水圧プレス（ＨＩＰ）を施したことによって、従来材
よりもばらつきが少なく安定した接合強度が得られてい
た。
属製翼軸部３とコア部６の接合部が含まれた引張試験材
を各々１０本づつ採取した。第３図及び第４図は引張試
験で得られたＨＩＰ処理を施したものと従来方法である
拡散接合だけの接合法で得られたものの引張強さの強度
分布を比較した図である。第１．第２の実施例とも熱間
静水圧プレス（ＨＩＰ）を施したことによって、従来材
よりもばらつきが少なく安定した接合強度が得られてい
た。
本発明に係るターボ機械の動翼において、金属製翼軸部
のコア部と頂部カバーを拡散接合し。
のコア部と頂部カバーを拡散接合し。
さらに熱間静水圧プレス（ＨＩＰ）を施すことによって
、優れた接合が可能になる。従って拡散接合時の接合不
良をなくし、検査をしなくても、遠心応力による損傷を
未然に防止でき、信頼性が向上する。
、優れた接合が可能になる。従って拡散接合時の接合不
良をなくし、検査をしなくても、遠心応力による損傷を
未然に防止でき、信頼性が向上する。
第１図は本発明に係るターボ機械の動翼の第１の実施例
の熱処理図、第２図は第２の実施例の熱処理図、第３図
および第４図はそれぞれ第１゜第２の実施例によって得
られた引張試験結果を引張強さ毎に整理した図で、第５
図は本発明に係るセラミック動翼の断面図、第６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
ビンの断面図である。 １ セラミック動翼 ２・・・セラミック製外被３・
・金属製翼軸部 ４・内周側植込部５・・・プラッ
トホーム ６・・コア部７ 、頂部カバー ８
・・冷却空気流通孔９−・冷却空気抜孔 １０・・
ガスタービン１１ 圧縮機 １２・・・燃
焼器１３・・ライナ １４・・・トランジションピース １５・・・静翼 １６・・・動翼１７・・
・フィラーメタル １８・・・中間スリーブ１９・・
・ヘッドカバー ｚＯ・・・冷却空気流路２１・・
・冷却空気孔 ２２・・・冷却キャビティ２３・
・・頂部との間隙 ２４・・・シール部材２５・・
・収容溝 ２６・・・冷却分岐孔２７・・・
遮熱層 ２８・・・拡散接合熱処理２９・・
・拡散熱処理 ３０・・・熱間静水圧プレス３１
・・・溶体化熱処理 ３２・・・時効処理３３・・
・拡散熱処理時間静水圧プレス代理人 弁理士 則 近
憲 佑 ／２３０”ｃ 第 図 ｆ ３ｆ ３２ 第 図 第 図 ンへ仁灯ｚら策
の熱処理図、第２図は第２の実施例の熱処理図、第３図
および第４図はそれぞれ第１゜第２の実施例によって得
られた引張試験結果を引張強さ毎に整理した図で、第５
図は本発明に係るセラミック動翼の断面図、第６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
ビンの断面図である。 １ セラミック動翼 ２・・・セラミック製外被３・
・金属製翼軸部 ４・内周側植込部５・・・プラッ
トホーム ６・・コア部７ 、頂部カバー ８
・・冷却空気流通孔９−・冷却空気抜孔 １０・・
ガスタービン１１ 圧縮機 １２・・・燃
焼器１３・・ライナ １４・・・トランジションピース １５・・・静翼 １６・・・動翼１７・・
・フィラーメタル １８・・・中間スリーブ１９・・
・ヘッドカバー ｚＯ・・・冷却空気流路２１・・
・冷却空気孔 ２２・・・冷却キャビティ２３・
・・頂部との間隙 ２４・・・シール部材２５・・
・収容溝 ２６・・・冷却分岐孔２７・・・
遮熱層 ２８・・・拡散接合熱処理２９・・
・拡散熱処理 ３０・・・熱間静水圧プレス３１
・・・溶体化熱処理 ３２・・・時効処理３３・・
・拡散熱処理時間静水圧プレス代理人 弁理士 則 近
憲 佑 ／２３０”ｃ 第 図 ｆ ３ｆ ３２ 第 図 第 図 ンへ仁灯ｚら策
Claims (1)
- 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において、上記金属
製翼軸部のコア部とセラミック製外被を保持する頂部カ
バーを拡散接合し、その後、さらに熱間静水圧プレスを
施すことを特徴とするターボ機械の動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15528890A JPH0447101A (ja) | 1990-06-15 | 1990-06-15 | ターボ機械の動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15528890A JPH0447101A (ja) | 1990-06-15 | 1990-06-15 | ターボ機械の動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0447101A true JPH0447101A (ja) | 1992-02-17 |
Family
ID=15602623
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP15528890A Pending JPH0447101A (ja) | 1990-06-15 | 1990-06-15 | ターボ機械の動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0447101A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH06212903A (ja) * | 1992-08-27 | 1994-08-02 | Inco Ltd | ガスタービンの冷却 |
| WO1999000584A1 (fr) * | 1997-06-26 | 1999-01-07 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Carenage d'extremite pour aubes mobiles de turbine a gaz |
| EP1041247A3 (en) * | 1999-04-01 | 2002-08-21 | General Electric Company | Cooling circuit for a gas turbine bucket and tip shroud |
| JP2003524104A (ja) * | 2000-02-25 | 2003-08-12 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | タービン翼 |
| JP2009529113A (ja) * | 2006-03-06 | 2009-08-13 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | タービン構成要素又は圧縮機構成要素の製造方法並びにタービン構成要素又は圧縮機構成要素 |
-
1990
- 1990-06-15 JP JP15528890A patent/JPH0447101A/ja active Pending
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| JP2009529113A (ja) * | 2006-03-06 | 2009-08-13 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | タービン構成要素又は圧縮機構成要素の製造方法並びにタービン構成要素又は圧縮機構成要素 |
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