JPH05321602A - Gas turbine rotor blade - Google Patents
Gas turbine rotor bladeInfo
- Publication number
- JPH05321602A JPH05321602A JP13244192A JP13244192A JPH05321602A JP H05321602 A JPH05321602 A JP H05321602A JP 13244192 A JP13244192 A JP 13244192A JP 13244192 A JP13244192 A JP 13244192A JP H05321602 A JPH05321602 A JP H05321602A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- sleeve
- ceramic sleeve
- gas turbine
- ceramic
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P6/00—Restoring or reconditioning objects
- B23P6/002—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors
- B23P6/005—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors using only replacement pieces of a particular form
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明はガスタービンに用いられ
るガスタービン動翼に係り、特に金属製芯金とセラミッ
クスリーブとを組み合せたガスタービン動翼に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine moving blade used in a gas turbine, and more particularly to a gas turbine moving blade in which a metal cored bar and a ceramic sleeve are combined.
【０００２】[0002]
【従来の技術】一般に、ガスタービンは図１２に示すよ
うに構成され、ガスタービン２と同軸に設けられた圧縮
機１によって圧縮された吐出空気をガスタービン燃焼器
３に案内し、燃焼器３のライナー４の部分で燃料を燃焼
させ、その燃焼ガスをライナー４からトランジションピ
ース５、静翼６を経て動翼７に導き、ガスタービン２を
駆動して仕事をするようになっている。2. Description of the Related Art Generally, a gas turbine is constructed as shown in FIG. 12, and discharge air compressed by a compressor 1 provided coaxially with a gas turbine 2 is guided to a gas turbine combustor 3 and a combustor 3 The fuel is burned in the liner 4 part of the above, and the combustion gas is guided from the liner 4 to the moving blade 7 through the transition piece 5 and the stationary blade 6, and the gas turbine 2 is driven to perform work.
【０００３】この種のガスタービンにおいては、タービ
ン入口ガス温度を上昇させるとタービン熱効率が上昇す
ることが知られており、ガスタービン入口温度を上昇さ
せるために、ガスタービン部品の材料としては従来、耐
熱性超合金が使用されている。しかし、このような超合
金よりさらに耐熱性の優れたセラミック材料をガスター
ビン部品に適用しようとする試みがさなれており、例え
ば特開昭５９−１１９００１号公報や特開昭５９−１６
０００１号公報などが知られている。In this type of gas turbine, it is known that the turbine thermal efficiency increases when the turbine inlet gas temperature is raised. In order to raise the gas turbine inlet temperature, conventionally, the material of the gas turbine component has been A heat resistant superalloy is used. However, attempts have been made to apply a ceramic material having higher heat resistance than such a superalloy to a gas turbine component, for example, Japanese Patent Laid-Open Nos. 59-11001 and 59-16.
The 0001 publication etc. are known.
【０００４】セラミック材料は圧縮荷重には強いが、引
張荷重には弱いという特性があり、この欠点を克服する
ために、金属製芯金とセラミックスリーブを組み合せた
方式のガスタービン動翼が考えられている（特開昭５９
−１１９００１号公報）。図１３および図１４はガスタ
ービン動翼としてのセラミック動翼の一例を示したもの
である。A ceramic material has a characteristic that it is strong against a compressive load but weak against a tensile load, and in order to overcome this drawback, a gas turbine moving blade of a system combining a metal cored bar and a ceramic sleeve is considered. (Japanese Patent Laid-Open No. 59
-11901 publication). 13 and 14 show an example of a ceramic rotor blade as a gas turbine rotor blade.
【０００５】セラミック動翼９は金属製芯金１０とセラ
ミックスリーブ１１とを組み合せたもので、セラミック
スリーブ１１は芯金１０の翼有効部１０ａを覆うように
配設される。芯金１０は翼基部１０ｂ側にロータ８（図
１３参照）に植え込まれる翼植込部１０ｃが形成される
一方、高温燃焼ガスに晒される翼頭部１０ｄ、翼有効部
１０ａおよび翼基部１０ｂの表面には酸化物系セラミッ
クス等の耐熱コーティング１２が施される。The ceramic rotor blade 9 is a combination of a metal cored bar 10 and a ceramic sleeve 11. The ceramic sleeve 11 is arranged so as to cover the blade effective portion 10a of the cored bar 10. The core metal 10 has a blade implanting portion 10c which is implanted in the rotor 8 (see FIG. 13) on the blade base 10b side, while the blade head 10d, the blade effective portion 10a and the blade base 10b exposed to high temperature combustion gas. A heat resistant coating 12 of oxide ceramics or the like is applied to the surface of the.
【０００６】セラミック動翼９の運転中にセラミックス
リーブ１１に発生する遠心力は芯金１０で受け止めら
れ、セラミックスリーブ１１には圧縮荷重のみが発生す
る。引張荷重は芯金１０の翼有効部１０ａおよび植込部
１０ｃで発生するが、この部分は冷却空気孔１３を流れ
る空気により冷却されるため、燃焼ガス温度に比べ温度
は低く、金属材料で充分に使用に耐え得る構造となって
いる。The centrifugal force generated in the ceramic sleeve 11 during the operation of the ceramic rotor blade 9 is received by the core metal 10, and only a compressive load is generated in the ceramic sleeve 11. The tensile load is generated in the blade effective portion 10a and the implantation portion 10c of the cored bar 10, but since this portion is cooled by the air flowing through the cooling air holes 13, the temperature is lower than the combustion gas temperature, and a metal material is sufficient. It has a structure that can withstand use.
【０００７】このように高温となる羽根通路部にセラミ
ックを使用し、比較的温度が低く、高引張応力の発生す
る羽根植込部に金属材料を使用して、両材料の長所を活
かす構造となっている。As described above, a ceramic is used in the blade passage portion which becomes high in temperature, and a metal material is used in the blade implanting portion where the temperature is relatively low and high tensile stress is generated, and the advantages of both materials are utilized. Is becoming
【０００８】[0008]
【発明が解決しようとする課題】金属製芯金１０とセラ
ミックスリーブ１１とを組み合せたセラミック動翼９に
おいては、羽根の製作時において芯金１０を一定の部位
で分割し、セラミックスリーブ１１をその間に挟み込む
必要がある。図１３はその一例として、芯金１０を翼頭
部１０ｄと翼有効部１０ａとの間で分割して製作し、セ
ラミックスリーブ１１を翼有効部１０ａに挿入した後、
翼頭部１０ｄを設置し、２つの芯金部分を拡散接合等の
方法により接合して製作している。拡散接合部１４は比
較的、遠心荷重が小さく、翼有効部１０ａと翼頭部１０
ｄの中間部位である羽根有効部上端部付近の断面が選ば
れる。しかし拡散接合は非常に厳しい温度管理のもとに
金属の融点付近の超高温で実施する必要がある上に、作
業の方法によっては接合部の端部に鋭い切欠が形成さ
れ、接合した場合に比べて著しい強度低下をもたらす場
合がある。In the ceramic rotor blade 9 in which the metal cored bar 10 and the ceramic sleeve 11 are combined, the cored bar 10 is divided at a certain portion when the blade is manufactured, and the ceramic sleeve 11 is placed between them. Need to be sandwiched between. As an example thereof, FIG. 13 shows that the cored bar 10 is manufactured by dividing it between the blade head portion 10d and the blade effective portion 10a, and after inserting the ceramic sleeve 11 into the blade effective portion 10a,
The wing head 10d is installed, and the two cored bar portions are joined together by a method such as diffusion joining. The diffusion bonding portion 14 has a relatively small centrifugal load, and the blade effective portion 10a and the blade head 10 are
A cross section near the upper end of the blade effective portion, which is an intermediate portion of d, is selected. However, diffusion bonding must be carried out at an extremely high temperature near the melting point of the metal under extremely strict temperature control, and depending on the method of operation, a sharp notch is formed at the end of the bonding part, and In some cases, the strength may be remarkably reduced.
【０００９】芯金１０の接合部１４に欠陥が生じた場
合、図１３に示す組合せ方式のセラミック動翼９におい
て、接合部１４がセラミックスリーブ１１に被われるた
めに、目視や染色探傷検査、超音波探傷検査等によって
接合部を直接探傷することができず、欠陥の有無が確認
できない。さらに芯金１０の接合部１４の修正加工等の
加工が全く不可能な構造となっている。When a defect occurs in the joint portion 14 of the cored bar 10, the joint portion 14 is covered with the ceramic sleeve 11 in the combination type ceramic blade 9 shown in FIG. It is not possible to directly detect the joint portion by ultrasonic flaw detection, and it is not possible to confirm the presence or absence of defects. In addition, the structure is such that the joining portion 14 of the cored bar 10 cannot be modified at all.
【００１０】また、拡散接合によって芯金１０を接合し
た場合には、羽根の供用中に羽根を構成する部品の一
部、例えばセラミックスリーブ１１等が異常過熱等によ
り溶融したり、酸化した場合には、羽根全体を新製交換
する必要がある。特にセラミックスリーブ１１は脆性材
料で構成されているために、燃焼ガス中の小さな異物の
衝突や、羽根製造時や組立時の取扱いミスによっては容
易に破損するおそれがあり、羽根が一部破損した場合で
も、局部的に交換可能な構造として、羽根の再生を容易
にする必要がある。Further, when the core metal 10 is joined by diffusion joining, when a part of the components forming the blade, for example, the ceramic sleeve 11 is melted or oxidized by abnormal overheating during the service of the blade. Requires new replacement of the entire blade. In particular, since the ceramic sleeve 11 is made of a brittle material, it may be easily damaged due to collision of small foreign matter in the combustion gas or mishandling during manufacture or assembly of the blade, and the blade is partially damaged. Even then, it is necessary to have a locally replaceable structure to facilitate blade regeneration.
【００１１】さらに、金属製芯金１０とセラミックスリ
ーブ１１の組合せ方式のガスタービン動翼において、セ
ラミックスリーブ１１に作用する応力は、遠心力による
圧縮応力以外に、金属製芯金との熱伸び（熱膨脹）差に
より発生する応力と、セラミックスリーブ１１内の温度
分布によって発生する熱応力とがある。Furthermore, in the gas turbine blade of the combination type of the metal cored bar 10 and the ceramic sleeve 11, the stress acting on the ceramic sleeve 11 is not only the compressive stress due to the centrifugal force but also the thermal expansion with the metal cored bar ( There is a stress caused by a difference in thermal expansion) and a thermal stress caused by a temperature distribution in the ceramic sleeve 11.
【００１２】組合せ方式のガスタービン動翼では、運転
中の遠心力によってセラミックスリーブ１１が芯金１０
の翼頭部１０ｄに強く押し付けられた状態となる。特に
ガスタービンの起動時には、図１２に示すロータ８を回
転させた状態で燃焼器３に着火が行なわれるので、芯金
１０の翼頭部１０ｄとセラミックスリーブ１１とが接触
し、拘束された状態でガス温度が上昇していくこととな
る。In the combined type gas turbine rotor blade, the ceramic sleeve 11 is made to have a core metal 10 by centrifugal force during operation.
It is in a state of being strongly pressed against the wing head 10d. Particularly when the gas turbine is started, the combustor 3 is ignited with the rotor 8 shown in FIG. 12 being rotated, so that the blade head 10d of the cored bar 10 and the ceramic sleeve 11 are in contact with each other and are restrained. Then, the gas temperature rises.
【００１３】一般に、金属材料の熱膨脹率はセラミック
ス材料の３〜５倍程度である。このため、ガスタービン
の起動時には、芯金１０とセラミックスリーブ１１との
熱伸び（熱膨脹）差により、翼頭部１０ｄに接触するセ
ラミックスリーブ１１が押し拡げられる力を受ける。図
１４は図１３のガスタービン動翼９のＢ−Ｂ線に沿う断
面図を示したものであるが、熱伸び差によって発生する
応力は、翼腹側と翼背側との温度分布や翼形状により、
セラミックスリーブ後縁部の曲率半径の小さな内面側上
端部１５で最大となる。Generally, the coefficient of thermal expansion of metal materials is about 3 to 5 times that of ceramic materials. Therefore, at the time of starting the gas turbine, due to the difference in thermal expansion (thermal expansion) between the core metal 10 and the ceramic sleeve 11, the ceramic sleeve 11 in contact with the blade head portion 10d receives a force to be expanded. FIG. 14 shows a cross-sectional view of the gas turbine rotor blade 9 of FIG. 13 taken along the line BB. The stress generated by the difference in thermal expansion is the temperature distribution between the ventral side and the backside of the blade and the blade. Depending on the shape
It becomes maximum at the upper end 15 on the inner surface side where the radius of curvature of the rear edge of the ceramic sleeve is small.
【００１４】同様にしてガスタービンの定常運転時にセ
ラミックスリーブ１１に発生する熱応力は、セラミック
スリーブ１１の後縁部内面側上端部１５で最大となる。
セラミックスリーブ１１は上端部が温度の低い芯金１０
の翼頭部１０ｄと接触しているため、スリーブ温度が低
くなるのに対し、翼有効部付近では温度が高くなること
によってセラミックスリーブ１１の軸方向に温度分布が
生じる。この温度分布によってセラミックスリーブ１１
の翼頭部１０ｄ側に大きな熱応力が発生する。Similarly, the thermal stress generated in the ceramic sleeve 11 during the steady operation of the gas turbine becomes maximum at the upper end portion 15 on the inner surface side of the rear edge portion of the ceramic sleeve 11.
The ceramic sleeve 11 has a core bar 10 whose upper end has a low temperature.
Since the temperature of the sleeve is low because it is in contact with the blade head 10d, the temperature distribution in the axial direction of the ceramic sleeve 11 is increased due to the temperature rise near the blade effective portion. Due to this temperature distribution, the ceramic sleeve 11
A large thermal stress is generated on the blade head 10d side.
【００１５】このように、セラミックスリーブ１１に発
生する応力は、ガスタービンの定常運転時の熱応力と熱
膨脹差に起因する応力であるが、いずれの応力もセラミ
ックスリーブ１１の後縁部内面側上端部で最大となる。
図１５はセラミックスリーブ１１に発生する代表的な割
れ（クラック）１６の形態を模式的に示したものであ
る。図１５に示す割れ１６はセラミックスリーブ１１の
後縁部内面側上端部１５を起点として発生する。As described above, the stress generated in the ceramic sleeve 11 is the stress caused by the thermal stress and the thermal expansion difference during the steady operation of the gas turbine. It is the largest in the section.
FIG. 15 schematically shows the form of a typical crack 16 generated in the ceramic sleeve 11. The crack 16 shown in FIG. 15 originates from the upper end 15 on the inner surface side of the rear edge of the ceramic sleeve 11.
【００１６】セラミックスリーブ１１に割れ１６が発生
すると、ガスタービンの運転継続によりセラミックスリ
ーブ１１に欠損が生じ、重大な損傷へと発展する可能性
がある。When the crack 16 is generated in the ceramic sleeve 11, the ceramic sleeve 11 may be damaged due to the continuous operation of the gas turbine, and may be seriously damaged.
【００１７】本発明は上述した事情を考慮してなされた
もので、セラミックスリーブを２分割構造として着脱交
換を可能とし、局部的な交換で羽根の再生を容易にした
ガスタービン動翼を提供することを目的とする。The present invention has been made in consideration of the above-mentioned circumstances, and provides a gas turbine moving blade in which a ceramic sleeve has a two-part structure and can be attached / detached and replaced, and blades can be easily regenerated by local replacement. The purpose is to
【００１８】本発明の他の目的は、セラミックスリーブ
後縁部での応力発生を防止したり、またスリーブ後縁部
で発生する割れの進展方向を制御可能にして信頼性を向
上させたガスタービン動翼を提供することにある。Another object of the present invention is to prevent the occurrence of stress at the trailing edge of the ceramic sleeve, and to control the propagation direction of cracks occurring at the trailing edge of the sleeve to improve the reliability of the gas turbine. To provide moving blades.
【００１９】[0019]
【課題を解決するための手段】本発明に係るガスタービ
ン動翼は、上述した課題を解決するために、請求項１に
記載したように、金属製芯金の翼有効部を覆うようにセ
ラミックスリーブを配設したガスタービン動翼におい
て、前記セラミックスリーブは翼前縁側スリーブエレメ
ントと翼後縁側スリーブエレメントの２分割構造に構成
し、前記芯金の翼有効部に脱着可能に設けたものであ
る。In order to solve the above-mentioned problems, a gas turbine rotor blade according to the present invention is, as described in claim 1, a ceramic so as to cover a blade effective portion of a metal cored bar. In a gas turbine moving blade having a sleeve, the ceramic sleeve has a structure in which the blade element on the blade leading edge side and the sleeve element on the blade trailing edge side are divided into two parts, and the ceramic sleeve is detachably attached to the blade effective portion of the core metal. ..
【００２０】上述した課題を解決するために、本発明の
ガスタービン動翼は、請求項２に記載したように、芯金
は翼頭部側にスリーブ係合溝を、翼基部側にスリーブ保
持リングをばね付勢状態で収容するリングガイド溝をそ
れぞれ対向して設ける一方、セラミックスリーブはその
翼頭部側をスリーブ係合溝に、その翼基部側をスリーブ
保持リングにそれぞれ係合させて保持したり、さらに、
請求項３に記載したように、芯金には翼植込部から軸方
向に延び、翼頭部から外部に開口する冷却空気孔を形成
する一方、この冷却空気孔からセラミックスリーブと翼
有効部との隙間やリングガイド溝にそれぞれ開口する空
気分岐孔をそれぞれ分岐させたものである。In order to solve the above-mentioned problems, a gas turbine rotor blade according to the present invention has a core metal having a sleeve engaging groove on the blade head side and a sleeve holding groove on the blade base side as described in claim 2. The ring guide grooves that accommodate the rings in a spring-biased state are provided facing each other, while the ceramic sleeve is held by engaging the blade head side with the sleeve engaging groove and the blade base side with the sleeve retaining ring. Or even
As described in claim 3, a core metal is formed with a cooling air hole extending axially from the blade-implanted portion and opening to the outside from the blade head, and from this cooling air hole, the ceramic sleeve and the blade effective portion are formed. The air branch holes that open to the gap and the ring guide groove are branched.
【００２１】一方、本発明に係るガスタービン動翼は、
上述した他の目的を達成するために、請求項４に記載し
たように、金属製芯金の翼有効部を覆うようにセラミッ
クスリーブを配設したガスタービン動翼において、前記
セラミックスリーブの翼後縁部に軸方向に延びるスリッ
トを形成したものである。On the other hand, the gas turbine blade according to the present invention is
In order to achieve the above-mentioned other object, as described in claim 4, in a gas turbine moving blade in which a ceramic sleeve is disposed so as to cover an effective blade portion of a metal cored bar, a rear portion of the ceramic sleeve is provided. A slit extending in the axial direction is formed at the edge portion.
【００２２】さらに、上述した他の目的を達成するため
に、本発明のガスタービン動翼は、請求項５に記載した
ように、セラミックスリーブはセラミック母材に強化長
繊維を複合させた長繊維複合セラミックスにより形成さ
れ、前記セラミックスリーブの翼後縁部は、強化長繊維
を周方向に非配向としたものである。Further, in order to achieve the above-mentioned other object, in the gas turbine blade of the present invention, as described in claim 5, the ceramic sleeve is a long fiber obtained by compounding a reinforcing long fiber with a ceramic base material. The wing trailing edge portion of the ceramic sleeve is made of a composite ceramic, and the reinforcing long fibers are not oriented in the circumferential direction.
【００２３】[0023]
【作用】請求項１〜３に記載したガスタービン動翼で
は、セラミックスリーブを翼前縁側と翼後縁側とに２分
割構造に構成し、このセラミックスリーブを金属製芯金
の翼有効部を覆うように脱着自在に設けたので、金属製
芯金は翼基部側の翼植込部から翼有効部を経て翼頂部に
亘って一体に製作することができ、金属製芯金を一体成
形してもセラミックスリーブを脱着交換可能としたの
で、スリーブエレメントを交換する局所的な交換で羽根
の再生を容易に行なうことができる。In the gas turbine moving blade according to any one of claims 1 to 3, the ceramic sleeve has a two-part structure on the blade leading edge side and the blade trailing edge side, and the ceramic sleeve covers the blade effective portion of the metal cored bar. Since it is detachably installed, the metal cored bar can be integrally manufactured from the blade base part on the blade base side to the blade top through the blade effective part, and the metal cored bar is integrally molded. Since the ceramic sleeve is detachable and replaceable, the blade can be easily regenerated by locally replacing the sleeve element.
【００２４】また、セラミックスリーブは金属製芯金の
翼頭部側に形成したスリーブ係合溝と翼基部側に設けた
スリーブ保持リングとにより拘束して安定的に保持する
ことができる。Further, the ceramic sleeve can be held stably by being constrained by the sleeve engaging groove formed on the blade head side of the metal cored bar and the sleeve retaining ring provided on the blade base side.
【００２５】さらに、セラミックスリーブと金属製芯金
の翼有効部との間隙にリングガイド溝に冷却空気を案内
して芯金とセラミックスリーブ、スリーブ保持リングを
冷却するとともに、セラミックスリーブのスリーブ合せ
部から冷却空気を噴出させることにより、燃焼ガスが前
記間隙やリングガイド溝に侵入するのを防止してガスタ
ービン動翼の信頼性を向上させている。Further, cooling air is guided through the ring guide groove into the gap between the ceramic sleeve and the blade effective portion of the metal cored bar to cool the cored bar, the ceramic sleeve and the sleeve holding ring, and the sleeve mating part of the ceramic sleeve. By ejecting the cooling air from the inside, the combustion gas is prevented from entering the gap and the ring guide groove, and the reliability of the gas turbine rotor blade is improved.
【００２６】一方、金属製芯金とセラミックスリーブを
組み合せたガスタービン動翼において、上記セラミック
スリーブに割れ（クラック）の発生が予想される翼後縁
部に軸方向に延びるスリットを入れたので、この部分の
応力発生を有効に防止することができ、割れ等の発生を
防止して信頼性を向上させることができる。On the other hand, in a gas turbine rotor blade in which a metal cored bar and a ceramic sleeve are combined, a slit extending in the axial direction is formed in the blade trailing edge portion where cracks are expected to occur in the ceramic sleeve. It is possible to effectively prevent the generation of stress in this portion, prevent the occurrence of cracks, etc., and improve the reliability.
【００２７】さらに、セラミックスリーブを長繊維複合
セラミックスにより形成し、セラミックスリーブの翼後
縁部に強化長繊維を周方向に配向しないようにしたの
で、熱応力などにより、セラミックスリーブの後縁部内
面側を起点とする割れが生じても、この割れは燃焼ガス
に悪影響を与えない一方向にのみ進展するので、この後
縁部分での熱応力の発生が回避され、新たな割れが生じ
ないので、欠損や折損に発展することもなく、信頼性の
高いセラミックスリーブとして使用し続けることができ
る。Furthermore, since the ceramic sleeve is made of long-fiber composite ceramics and the reinforcing long fibers are not oriented in the circumferential direction of the blade rear edge of the ceramic sleeve, the inner surface of the rear edge of the ceramic sleeve is affected by thermal stress. Even if a crack originates from the side, this crack propagates in only one direction that does not adversely affect the combustion gas, so the occurrence of thermal stress at this trailing edge is avoided, and no new crack occurs. The ceramic sleeve can be continuously used as a highly reliable ceramic sleeve without any damage or breakage.
【００２８】[0028]
【実施例】以下、本発明の一実施例について添付図面を
参照して説明する。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS An embodiment of the present invention will be described below with reference to the accompanying drawings.
【００２９】図１は本発明に係るガスタービン動翼の一
例を示す縦断面図である。ガスタービン動翼２０は基本
的にはＮｉ基耐熱超合金等で作られた金属製芯金２１
と、Ｓｉ3 Ｎ4 あるいはＳｉＣ等からなるセラミックス
リーブ２２とを組み合せたものである。FIG. 1 is a longitudinal sectional view showing an example of a gas turbine rotor blade according to the present invention. The gas turbine blade 20 is basically a metal cored bar 21 made of a Ni-base heat-resistant superalloy or the like.
And a ceramic sleeve 22 made of Si 3 N 4 or SiC.
【００３０】金属製芯金２１は羽根通路部を形成する翼
有効部２１ａと翼基部２１ｂ側に形成される翼植込部２
１ｃと翼先端側の翼頭部２１ｄとを分割せず一体に製造
される。金属製芯金２１の翼頭部２１ｄにはスリーブ係
合溝２３が、翼基部２１ｂにはリングガイド溝２４がそ
れぞれ対向して周方向に設けられ、上記リングガイド溝
２４にスプリング２５によりばね付勢されたスリーブ保
持リング２６が突設可能に収容される。金属製芯金２１
は高温燃焼ガスに露呈される翼有効部２１ａ、翼基部２
１ｂおよび翼頭部２１ｄの外表面には図示しない耐熱コ
ーティングが施される。The metal cored bar 21 is composed of a blade effective portion 21a forming a blade passage portion and a blade implanting portion 2 formed on the blade base portion 21b side.
1c and the blade head 21d on the blade tip side are integrally manufactured without being divided. A sleeve engaging groove 23 is provided in the blade head portion 21d of the metal cored bar 21 and a ring guide groove 24 is provided in the blade base portion 21b so as to face each other in the circumferential direction, and a spring 25 is attached to the ring guide groove 24 by a spring 25. The energized sleeve retaining ring 26 is housed so as to be projectable. Metal core bar 21
Is a blade effective portion 21a and a blade base 2 exposed to high temperature combustion gas
A heat resistant coating (not shown) is applied to the outer surfaces of 1b and the wing head 21d.
【００３１】一方、セラミックスリーブ２２は金属製芯
金２１の翼有効部２１ａを外側から覆うように配設され
る。セラミックスリーブ２２は、図２に示すように、翼
前縁側スリーブエレメント２２ａと翼後縁側スリーブエ
レメント２２ｂの２分割構造に形成される。２分割され
た翼前縁側スリーブエレメント２２ａと翼後縁側スリー
ブエレメント２２ｂの合せ部には段差２８が形成され、
この段差２８により、翼前縁側スリーブエレメント２２
ａと翼後縁側スリーブエレメント２２ｂとを組み合せた
とき、スリーブエレメント２２の合せ面のずれを防止
し、合せ面が連続面となって羽根通路部に不連続面が生
じないように構成している。On the other hand, the ceramic sleeve 22 is arranged so as to cover the blade effective portion 21a of the metal cored bar 21 from the outside. As shown in FIG. 2, the ceramic sleeve 22 is formed in a two-part structure of a blade leading edge side sleeve element 22a and a blade trailing edge side sleeve element 22b. A step 28 is formed at the joining portion of the blade leading edge side sleeve element 22a and the blade trailing edge side sleeve element 22b which are divided into two parts.
Due to the step 28, the blade element 22 on the blade leading edge side is formed.
When a is combined with the blade trailing edge side sleeve element 22b, the sleeve element 22 is prevented from shifting the mating surface, and the mating surface is a continuous surface so that no discontinuous surface is formed in the blade passage portion. ..
【００３２】このセラミックスリーブ２２は金属製芯金
２１の翼頭部２１ｄに形成されるリングガイド溝２４に
先端が挿入されて拘束保持される一方、セラミックスリ
ーブ２２の後端（下端）側はスリーブ保持リング２６の
係合段部に保持されて拘束される。スリーブ保持リング
２６は２分割構造で溶接や拡散接合によりリング状に形
成しても、予めリング状に形成しておいてもよい。スリ
ーブ保持リング２６を予めリング状に成形した場合に
は、スリーブ保持リング２６を金属製芯金２１に外嵌さ
せた後に、芯金２１の翼頭部２１ｄ等の加工が必要とな
る。The ceramic sleeve 22 has its tip inserted into a ring guide groove 24 formed in the blade head 21d of the metal cored bar 21 to be restrained and held, while the rear end (lower end) side of the ceramic sleeve 22 is a sleeve. The holding ring 26 is held and restrained by the engagement step portion. The sleeve retaining ring 26 has a two-part structure and may be formed into a ring shape by welding or diffusion bonding, or may be formed into a ring shape in advance. When the sleeve holding ring 26 is formed in a ring shape in advance, after the sleeve holding ring 26 is externally fitted to the metal cored bar 21, it is necessary to process the wing head 21d of the cored bar 21 and the like.
【００３３】また、金属製芯金２１には翼基部２１ｂ側
の翼植込部２１ｃから翼有効部２１ａを経て翼頭部２１
ｄ側に軸方向に延びる複数の冷却空気孔３０が形成され
る。この冷却空気孔３０は図示しないロータ内に入口側
が開口する一方、冷却空気孔３０の出口は翼頭部２１ｄ
から外部に開口している。Further, in the metal cored bar 21, the blade base 21b side blade implantation portion 21c is passed through the blade effective portion 21a to the blade head 21.
A plurality of cooling air holes 30 extending in the axial direction are formed on the d side. The cooling air hole 30 is opened on the inlet side in the rotor (not shown), while the outlet of the cooling air hole 30 is at the blade head portion 21d.
It is open to the outside.
【００３４】さらに、金属製芯金２１に形成される冷却
空気孔３０からセラミックスリーブ２２と翼有効部２１
ａの間隙やリングガイド溝２３に通じる空気分岐孔３
１，３２が分岐されており、冷却空気孔３０を通って送
られる冷却空気の一部を前記間隙やリングガイド溝２４
に案内している。Further, from the cooling air holes 30 formed in the metal cored bar 21 to the ceramic sleeve 22 and the blade effective portion 21.
Air branch hole 3 leading to the gap a and the ring guide groove 23
1 and 32 are branched, and a part of the cooling air sent through the cooling air hole 30 is used for the gap and the ring guide groove 24.
To guide you.
【００３５】芯金２１の翼有効部２１ａを貫通してセラ
ミックスリーブ２２の内面に開口する空気分岐孔３１は
冷却空気の一部を間隙に案内して翼有効部２１ａの外表
面やセラミックスリーブ２２の内面を積極的に冷却する
一方、セラミックスリーブ２２の合せ面から燃焼ガスの
進入を防止している。An air branch hole 31 penetrating the blade effective portion 21a of the cored bar 21 and opening to the inner surface of the ceramic sleeve 22 guides a part of the cooling air into the gap to guide the outer surface of the blade effective portion 21a and the ceramic sleeve 22. While actively cooling the inner surface of the, the combustion gas is prevented from entering from the mating surface of the ceramic sleeve 22.
【００３６】また、リングガイド溝２４に開口する空気
分岐孔３２から供給される空気によってスリーブ保持リ
ング２６をセラミックスリーブ２２側に接触させ、スリ
ーブ保持リング２６をセラミックスリーブ２２に押圧さ
せてセラミックスリーブ２２からの離脱を防止し、セラ
ミックスリーブ２２のスリーブ構造の一体性が損われる
のを防止している。Further, the sleeve holding ring 26 is brought into contact with the ceramic sleeve 22 side by the air supplied from the air branch hole 32 opening to the ring guide groove 24, and the sleeve holding ring 26 is pressed against the ceramic sleeve 22 to make the ceramic sleeve 22. Of the ceramic sleeve 22 and the integrity of the sleeve structure of the ceramic sleeve 22 is prevented from being impaired.
【００３７】次に、ガスタービン動翼２０の作用を説明
する。Next, the operation of the gas turbine rotor blade 20 will be described.
【００３８】図３はガスタービン動翼２０の組立方法を
説明する図である。一体に成形された金属製芯金２１の
翼有効部２１ａを翼前縁側と翼後縁側から挟み付けるよ
うにして翼前縁側スリーブエレメント２２ａおよび翼後
縁側スリーブエレメント２２ｂを装着する。各スリーブ
エレメント２２ａ，２２ｂの合せ部には図２に示すよう
に段差２８が設けられているため、各スリーブエレメン
ト２２ａ，２２ｂが相互に進退する組付方向以外に動く
ことができず、合せ部がずれことがない。FIG. 3 is a diagram for explaining a method of assembling the gas turbine moving blade 20. The blade leading edge side sleeve element 22a and the blade trailing edge side sleeve element 22b are mounted so that the blade effective portion 21a of the integrally formed metal cored bar 21 is sandwiched from the blade leading edge side and the blade trailing edge side. Since a step 28 is provided at the mating portion of each sleeve element 22a, 22b as shown in FIG. 2, each sleeve element 22a, 22b cannot move in a direction other than the assembling direction in which the sleeve elements 22a, 22b mutually reciprocate. There is no slippage.
【００３９】組み立てられたセラミックスリーブ２２は
金属製芯金２１の翼頭部２１ａ側に押し上げてスリーブ
係合溝２３に挿入し、セラミックスリーブ２２の先端側
を拘束保持する。The assembled ceramic sleeve 22 is pushed up to the blade head 21a side of the metal cored bar 21 and inserted into the sleeve engagement groove 23, and the tip end side of the ceramic sleeve 22 is restrained and held.
【００４０】その後、リングガイド溝２４に収納された
スリーブ保持リング２６を図示しないストッパや外圧作
用の解除により、スプリング２５のばね力で上動させ、
この保持リング２６でセラミックスリーブ２２の後端
（下端）側を保持する。Thereafter, the sleeve holding ring 26 housed in the ring guide groove 24 is moved upward by the spring force of the spring 25 by releasing a stopper or an external pressure action (not shown),
The holding ring 26 holds the rear end (lower end) side of the ceramic sleeve 22.
【００４１】このようにして、２分割構造のセラミック
スリーブ２２は先端と後端側が拘束作用を受け、一体型
セラミックスリーブと同等に機能させることができる。In this way, the ceramic sleeve 22 having the two-divided structure is constrained at the front end side and the rear end side, and can function as an integrated ceramic sleeve.
【００４２】セラミックスリーブ２２の金属製芯金２１
への装着は、先にセラミックスリーブ２２の基部側（後
端側）をスリーブ保持リング２６に係合させて押し下
げ、次にセラミックスリーブ２２の先端側をスリーブ係
合溝２３に上動させつつ係合保持させてもよい。Metal core bar 21 of ceramic sleeve 22
The ceramic sleeve 22 is engaged with the sleeve holding ring 26 by pushing the base side (rear end side) of the ceramic sleeve 22 down first, and then the tip end side of the ceramic sleeve 22 is moved upward into the sleeve engaging groove 23. It may be held together.
【００４３】そして、ガスタービンの運転中には、ロー
タの回転により、ガスタービン動翼２０のセラミックス
リーブ２２に作用するのは遠心力による圧縮作用だけで
あるため、セラミックスリーブ２２はこの圧縮荷重を翼
頭部２１ｄとの接触部で受け、スリーブ構造が維持され
る。During operation of the gas turbine, the rotor sleeve rotates, and only the compression action due to the centrifugal force acts on the ceramic sleeve 22 of the gas turbine rotor blade 20, so that the ceramic sleeve 22 receives this compression load. The sleeve structure is maintained by receiving at the contact portion with the wing head 21d.
【００４４】その際、セラミックスリーブ２２の両端部
の拘束は外面側から行ない、ガスタービンの運転中、動
翼の温度が上昇して、金属製芯金２１とセラミックスリ
ーブ２２が熱膨脹した場合にも、その拘束部において接
触応力が増大しないようにしている。すなわち芯金２１
をセラミックスリーブ２２の外側から拘束させることに
より、温度上昇とともに熱膨脹の大きな芯金２１はセラ
ミックスリーブ２２から離れる方向に動くため、セラミ
ックスリーブ２２には外側から何等の干渉による応力は
生じないことになる。図４にセラミックスリーブ２２の
先端部における保持構造を示す。At this time, both ends of the ceramic sleeve 22 are restrained from the outer surface side, and even when the temperature of the moving blade rises during the operation of the gas turbine, the metal cored bar 21 and the ceramic sleeve 22 are thermally expanded. , The contact stress is prevented from increasing in the restraint portion. That is, the core metal 21
Since the core metal 21 having a large thermal expansion moves in a direction away from the ceramic sleeve 22 as the temperature rises, the stress due to any interference from the outside is not generated in the ceramic sleeve 22. .. FIG. 4 shows a holding structure at the tip of the ceramic sleeve 22.
【００４５】また、金属製芯金２１には空気冷却孔３０
から分岐された空気分岐孔３１，３２が設けられてい
る。一方の空気分岐孔３１は、冷却空気の一部をセラミ
ックスリーブ２２の内面側に案内して芯金２１の翼有効
部２１ａの表面やセラミックスリーブ２２の内面を冷却
して高温燃焼ガス中での羽根の使用を可能にさせる一
方、セラミックスリーブ２２の合せ部からの燃焼ガスの
進入を防止し、逆に冷却空気をその空気圧により合せ部
の隙間から燃焼ガス中に流出させ、金属製芯金２１の損
傷を防止している。The metal cored bar 21 has an air cooling hole 30.
Air branch holes 31 and 32 branched from are provided. One of the air branch holes 31 guides a part of the cooling air to the inner surface side of the ceramic sleeve 22 to cool the surface of the blade effective portion 21a of the cored bar 21 and the inner surface of the ceramic sleeve 22 so as to cool the high temperature combustion gas While permitting the use of the blades, the combustion gas is prevented from entering from the mating portion of the ceramic sleeve 22, and conversely, the cooling air is caused to flow out into the combustion gas from the gap of the mating portion by its air pressure, and the metal core bar 21 To prevent damage.
【００４６】また、リングガイド溝２４に保持されたス
リーブ保持リング２６をスプリング２５のばね力で押圧
することにより、一定の圧力でスリーブ保持リング２６
とセラミックスリーブ２２が接触するようになってい
る。Further, the sleeve holding ring 26 held in the ring guide groove 24 is pressed by the spring force of the spring 25, so that the sleeve holding ring 26 is kept at a constant pressure.
And the ceramic sleeve 22 are in contact with each other.
【００４７】ガスタービン運転中には、スリーブ保持リ
ング２６が設置されていたリングガイド溝２４の下部に
設けられていた空気分岐孔３２に冷却空気を流すことに
より、スリーブ保持リング２６には回転による遠心力の
他に空気圧による力がセラミックスリーブ２２を保持さ
せるように作用する。このためスリーブ保持リング２６
によるセラミックスリーブ２２の形状保持は確実にな
る。さらにこの空気はスリーブ保持リング２６と芯金２
１の隙間から燃焼ガス中に流出することにより、セラミ
ックスリーブ２２と接触して高温に加熱されるスリーブ
保持リング２６を冷却することができる。During operation of the gas turbine, cooling air is caused to flow through the air branch hole 32 provided in the lower portion of the ring guide groove 24 in which the sleeve holding ring 26 is installed, so that the sleeve holding ring 26 is rotated. In addition to centrifugal force, a force due to air pressure acts to hold the ceramic sleeve 22. Therefore, the sleeve retaining ring 26
Therefore, the shape of the ceramic sleeve 22 can be reliably maintained. Further, this air is supplied to the sleeve retaining ring 26 and the core metal 2.
By flowing into the combustion gas through the gap of No. 1, the sleeve retaining ring 26 which is brought into contact with the ceramic sleeve 22 and heated to a high temperature can be cooled.
【００４８】このガスタービン動翼２０は金属製芯金２
１とセラミックスリーブ２２とを組み合せたもので、セ
ラミックスリーブ２２を２分割構造とすることにより、
金属製芯金２１を一体構造に成形することができる。芯
金２１は一体で製作するため、拡散接合等で接合する必
要がなく、接合欠陥の全くない芯金２１を使用して羽根
を製作することができ、羽根を使用する上での信頼性を
大幅に向上させることができる。This gas turbine rotor blade 20 has a metal core 2
1 and a ceramic sleeve 22 are combined, and the ceramic sleeve 22 has a two-part structure,
The metal cored bar 21 can be molded into an integral structure. Since the cored bar 21 is integrally manufactured, it is not necessary to bond the cored bar 21 by diffusion bonding or the like, and the blade can be manufactured using the cored bar 21 having no bonding defect, and the reliability in using the blade is improved. It can be greatly improved.
【００４９】また接合方式の芯金２１では、羽根の供用
中にセラミックスリーブ２２が燃焼ガス中の異物の衝突
等によって一部が破損した場合には、羽根全体を新製交
換する必要があるが、本実施例ではセラミックスリーブ
のみを交換して、羽根を容易に再生することができる。In the case of the joining type cored bar 21, if the ceramic sleeve 22 is partially damaged by collision of foreign matter in the combustion gas while the blade is in service, it is necessary to replace the entire blade with a new one. In this embodiment, the blade can be easily regenerated by replacing only the ceramic sleeve.
【００５０】この他の効果としてセラミックスリーブ２
２に作用する熱応力の軽減が上げられる。図６は一体型
のセラミックスリーブ３４に作用する最大熱応力部３５
を表示する図である。最大応力は羽根の前縁部と羽根の
中央部で生じている。この羽根中央部の最大応力部３５
は本実施例では２分割したセラミックスリーブ２２の合
せ部に相当し、最大応力部においてセラミックスリーブ
の微小変位が許容されるため、この部分に発生する熱応
力が低く抑えられる。セラミックスリーブ２２には燃焼
ガスによる熱応力の他に翼頭部２１ｄとの接触部におい
て芯金２１との熱膨脹差によって生ずる応力も発生する
が、上記と同様の理由によりその応力も軽減される。As another effect, the ceramic sleeve 2
The thermal stress acting on 2 can be reduced. FIG. 6 shows the maximum thermal stress portion 35 acting on the integrated ceramic sleeve 34.
It is a figure which displays. The maximum stress occurs at the leading edge of the blade and the center of the blade. The maximum stress portion 35 at the center of the blade
In the present embodiment, corresponds to the mating portion of the ceramic sleeve 22 divided into two parts, and since minute displacement of the ceramic sleeve is allowed in the maximum stress portion, the thermal stress generated in this portion can be suppressed low. In the ceramic sleeve 22, in addition to the thermal stress due to the combustion gas, a stress caused by a difference in thermal expansion with the cored bar 21 is also generated at a contact portion with the blade head portion 21d, but the stress is reduced for the same reason as above.
【００５１】さらに二次的効果として、冷却空気をセラ
ミックスリーブ２２の内面およびスリーブ保持リング２
６の下部に流すことにより、燃焼ガスの羽根内部への進
入を防ぐとともに、セラミックスリーブ２２、芯金２１
およびスリーブ保持リング２６の冷却が可能となるた
め、従来以上の高温の燃焼ガス中での使用が可能とな
り、ガスタービン効率をも向上できる。As a further secondary effect, cooling air is introduced into the inner surface of the ceramic sleeve 22 and the sleeve retaining ring 2.
By flowing into the lower part of 6, the combustion gas is prevented from entering the inside of the blade, and the ceramic sleeve 22 and the cored bar 21
Further, since the sleeve holding ring 26 can be cooled, it can be used in a combustion gas having a higher temperature than in the conventional case, and the gas turbine efficiency can be improved.
【００５２】図７および図８は本発明に係るガスタービ
ン動翼の他の実施例を示すものである。7 and 8 show another embodiment of the gas turbine moving blade according to the present invention.
【００５３】このガスタービン動翼４０はＮｉ基耐熱超
合金等で形成された金属製芯金４１とＳｉ3 Ｎ4 あるい
はＳｉＣなどのセラミックスリーブ４２とを組み合せた
もので、セラミックスリーブ４２は芯金４１の翼有効部
４１ａを覆うように設けられる。金属製芯金４１は翼有
効部４１ａと翼基部４１ｂ側の翼植込部４１ｃと翼頭部
４１ｄとから構成され、高温の燃焼ガスに晒されるおそ
れがある翼頭部４１ｄ、翼有効部４１ａおよび翼基部４
１ｂには耐熱コーティング４４が施されている。耐熱コ
ーティング４４は、Ｚｒ2 Ｏ3 セラミック等を溶射する
ことにより形成される。This gas turbine rotor blade 40 is a combination of a metal cored bar 41 made of a Ni-base heat-resistant superalloy or the like and a ceramic sleeve 42 such as Si 3 N 4 or SiC. The ceramic sleeve 42 is a cored bar. It is provided so as to cover the blade effective portion 41a of 41. The metal cored bar 41 is composed of a blade effective portion 41a, a blade implanting portion 41c on the blade base portion 41b side, and a blade head 41d, and the blade head 41d and blade effective portion 41a may be exposed to high temperature combustion gas. And wing base 4
A heat resistant coating 44 is applied to 1b. The heat resistant coating 44 is formed by spraying Zr 2 O 3 ceramic or the like.
【００５４】金属製芯金４１には翼植込部４１ｃから翼
有効部４１ａを経て翼頭部４１ｄから外部に開口する空
気冷却孔４５が形成されており、この空気冷却孔４５内
に冷却空気を通すことにより、金属製芯金４１を内部か
ら冷却している。The metal cored bar 41 is formed with an air cooling hole 45 opening from the blade implanting portion 41c to the blade effective portion 41a to the outside from the blade head 41d. The metal cored bar 41 is cooled from the inside by passing through.
【００５５】また、金属製芯金４１の翼有効部４１ａを
覆うセラミックスリーブ４２は、図８および図９に示す
ように翼後縁側にスリット４６が形成される。スリット
４６はセラミックスリーブ４２の軸方向全体に亘って形
成され、羽根の翼周りを流れる燃焼ガスの流れや遠心力
に対する圧縮強度を妨げない位置に設けられる。Further, the ceramic sleeve 42 covering the blade effective portion 41a of the metal cored bar 41 is provided with a slit 46 on the blade trailing edge side as shown in FIGS. The slit 46 is formed over the entire axial direction of the ceramic sleeve 42, and is provided at a position where the compression strength against the flow of the combustion gas flowing around the blade of the blade and the centrifugal force is not hindered.
【００５６】セラミックスリーブ４２は翼頂部側が金属
製芯金４１の翼頭部４１ｄに拘束保持され、翼根元側は
翼基部４１ｂに非拘束状態で接触している。このため、
ガスタービン動翼４０の起動時や運転時に高温燃焼ガス
がセラミックスリーブ４２に作用すると、セラミックス
リーブ４２は翼腹側と翼背側の温度分布や、金属とセラ
ミックとの熱膨脹差（熱伸び差）により生じる応力、セ
ラミックスリーブの翼形状に起因して、スリーブ後縁部
の曲率半径の小さな内面側上端部で最大になろうとする
が、この部分にスリット４６が加工されているため、ス
リット部分での応力発生を防止できる。すなわち、セラ
ミックスリーブ４２の後縁部に割れが生じるのを防止で
きる。The blade top side of the ceramic sleeve 42 is restrained and held by the blade head 41d of the metal cored bar 41, and the blade root side is in contact with the blade base 41b in an unconstrained state. For this reason,
When the high temperature combustion gas acts on the ceramic sleeve 42 at the time of starting or operating the gas turbine rotor blade 40, the ceramic sleeve 42 causes the temperature distribution on the blade vent side and the blade back side, and the thermal expansion difference (thermal expansion difference) between metal and ceramic. Due to the stress caused by the above and the blade shape of the ceramic sleeve, an attempt is made to reach a maximum at the upper end of the inner surface side where the radius of curvature of the sleeve trailing edge is small. It is possible to prevent stress generation. That is, it is possible to prevent the rear edge portion of the ceramic sleeve 42 from being cracked.
【００５７】また、セラミックスリーブ４２は、Ｓｉ3
Ｎ4 あるいはＳｉＣなど構造材料セラミックスで製造し
た例を示したが、セラミックスリーブ４２Ａは図１０に
示すように、長繊維複合セラミックス製としてもよい。
この場合、セラミックスリーブ４２ＡはＳｉ3 Ｎ4 やＳ
ｉＣなどのセラミック母材中に強化長繊維としてSiC長
繊維や炭素繊維などのセラミックス繊維４８を複合させ
て構成される。The ceramic sleeve 42 is made of Si 3
Although an example in which the ceramic sleeve 42A is made of a structural material ceramic such as N 4 or SiC is shown, the ceramic sleeve 42A may be made of a long fiber composite ceramic as shown in FIG.
In this case, the ceramic sleeve 42A is made of Si 3 N 4 or S.
It is configured by compounding ceramic fibers 48 such as SiC long fibers or carbon fibers as reinforcing long fibers in a ceramic base material such as iC.
【００５８】セラミックスリーブ４２Ａに配設される強
化長繊維４８は、図１０に示すようにスリーブ周方向に
配向（配設）される一方、この強化長繊維４８はスリー
ブ軸方向にも配向される。しかし、セラミックスリーブ
４２Ａの翼後縁側では、強化長繊維４８は翼腹側や翼背
側から翼後縁に延びるように一方向に配設され、この翼
後縁部分ではスリーブ周方向に強化長繊維が配向され
ず、スリーブ後縁側内面から翼後縁方向に強度的な弱化
領域を形成している。The reinforcing long fibers 48 arranged in the ceramic sleeve 42A are oriented (arranged) in the sleeve circumferential direction as shown in FIG. 10, while the reinforcing long fibers 48 are also oriented in the sleeve axial direction. .. However, on the blade trailing edge side of the ceramic sleeve 42A, the reinforcing long fibers 48 are arranged in one direction so as to extend from the blade ventral side or the blade back side to the blade trailing edge, and at the blade trailing edge portion, the reinforcing length is increased in the sleeve circumferential direction. The fibers are not oriented and form a weakened region in strength from the inner surface of the sleeve trailing edge side toward the blade trailing edge.
【００５９】この長繊維複合セラミックス材料を用いた
セラミックスリーブ４２Ａを使用すると、セラミックス
リーブ４２Ａに生じる割れは、強化長繊維を横切る方向
よりも、強化長繊維と同じ方向に進展し易い。When the ceramic sleeve 42A using this long fiber composite ceramic material is used, cracks generated in the ceramic sleeve 42A are more likely to propagate in the same direction as the reinforced long fibers than in the direction crossing the reinforced long fibers.
【００６０】図１１は、図１０に示す強化長繊維を使用
したセラミックスリーブ４２Ａに割れ（クラック）４９
が発生した場合、この割れ４９の進展方向を示したもの
である。熱応力などによりセラミックスリーブ４２Ａに
生じた割れ４９は、強化長繊維の配向方向に従って一方
向にのみ進展し、この割れ４９が最終的に貫通した後
は、スリット加工した場合と同様となり、この部分から
新たな割れが発生するおそれがない。FIG. 11 shows a crack 49 in the ceramic sleeve 42A using the reinforced long fibers shown in FIG.
When the crack occurs, it indicates the direction in which the crack 49 propagates. The crack 49 generated in the ceramic sleeve 42A due to thermal stress propagates in only one direction according to the orientation direction of the reinforcing long fibers, and after the crack 49 finally penetrates, it becomes the same as in the slit processing. There is no risk of new cracks from occurring.
【００６１】したがって、図１０に示すセラミックスリ
ーブ４２Ａでは、割れ４９が発生しても、割れの進展方
向を制御でき、最終的にはスリット加工した場合と同等
となり、割れ４９がセラミックスリーブ４２Ａの流体的
機能や強度的機能を損うことがない。Therefore, in the ceramic sleeve 42A shown in FIG. 10, even if a crack 49 is generated, the progress direction of the crack can be controlled, and finally, it becomes the same as when slitting is performed, and the crack 49 is the fluid of the ceramic sleeve 42A. Function and strength function are not impaired.
【００６２】[0062]
【発明の効果】以上に述べたように本発明に係るガスタ
ービン動翼においては、セラミックスリーブを翼前縁側
と翼後縁側とに２分割構造に構成し、このセラミックス
リーブを金属製芯金の翼有効部を覆うように脱着自在に
設けたので、金属製芯金は翼基部側の翼植込部から翼有
効部を経て翼頂部に亘って一体に製作することができ、
金属製芯金を一体成形してもセラミックスリーブを脱着
交換可能としたので、スリーブエレメントを交換する局
所的な交換で羽根の再生を容易に行なうことができる。As described above, in the gas turbine rotor blade according to the present invention, the ceramic sleeve has a two-part structure on the blade leading edge side and the blade trailing edge side, and the ceramic sleeve is made of a metal cored bar. Since it is detachably provided so as to cover the blade effective portion, the metal core metal can be integrally manufactured from the blade implantation portion on the blade base side to the blade top portion through the blade effective portion,
Since the ceramic sleeve can be detached and replaced even if the metal cored bar is integrally formed, the blade can be easily regenerated by local replacement of the sleeve element.
【００６３】また、セラミックスリーブは金属製芯金の
翼頭部側に形成したスリーブ係合溝と翼基部側に設けた
スリーブ保持リングとにより拘束して安定的に保持する
ことができる。Further, the ceramic sleeve can be held stably by being constrained by the sleeve engaging groove formed on the blade head side of the metal cored bar and the sleeve holding ring provided on the blade base side.
【００６４】さらに、セラミックスリーブと金属製芯金
の翼有効部との間隙にリングガイド溝に冷却空気を案内
して芯金とセラミックスリーブ、スリーブ保持リングを
冷却するとともに、セラミックスリーブのスリーブ合せ
部から冷却空気を噴出させることにより、燃焼ガスが前
記間隙やリングガイド溝に侵入するのを防止してガスタ
ービン動翼の信頼性を向上させている。Further, cooling air is guided to the ring guide groove in the gap between the ceramic sleeve and the blade effective portion of the metal cored bar to cool the cored bar, the ceramic sleeve and the sleeve holding ring, and the sleeve mating part of the ceramic sleeve. By ejecting the cooling air from the inside, the combustion gas is prevented from entering the gap and the ring guide groove, and the reliability of the gas turbine rotor blade is improved.
【００６５】また、本発明に係るガスタービン動翼は、
金属製芯金とセラミックスリーブを組み合せたものにお
いて、上記セラミックスリーブに割れ（クラック）の発
生が予想される翼後縁部に軸方向に延びるスリットを入
れたので、この部分の応力発生を有効に防止することが
でき、割れ等の発生を防止して信頼性を向上させること
ができる。Further, the gas turbine blade according to the present invention is
In a combination of a metal cored bar and a ceramic sleeve, a slit extending in the axial direction is inserted in the blade trailing edge portion where cracks are expected to occur in the ceramic sleeve, so stress generation in this portion is effective. It is possible to prevent the occurrence of cracks and improve reliability.
【００６６】さらに、セラミックスリーブを長繊維複合
セラミックスにより形成し、セラミックスリーブの翼後
縁部に強化長繊維を周方向に配向しないようにしたの
で、熱応力などにより、セラミックスリーブの後縁部内
面側を起点とする割れが生じても、この割れは流体的機
能や強度的機能を損わない一方向にのみ進展するので、
この後縁部分での熱応力の発生が回避され、新たな割れ
が生じないので、欠損や折損に発展することもなく、信
頼性の高いセラミックスリーブとして使用し続けること
ができる。Furthermore, since the ceramic sleeve is made of long-fiber composite ceramics and the reinforcing long fibers are not oriented in the circumferential direction at the blade trailing edge portion of the ceramic sleeve, the inner surface of the trailing edge portion of the ceramic sleeve is affected by thermal stress. Even if a crack starts from the side, this crack propagates in only one direction that does not impair the fluid function and strength function.
Generation of thermal stress at the trailing edge portion is avoided, and new cracks do not occur, so that the ceramic sleeve can continue to be used as a highly reliable ceramic sleeve without developing defects or breakage.
【図１】本発明に係るガスタービン動翼の一実施例を示
す断面図。FIG. 1 is a sectional view showing an embodiment of a gas turbine rotor blade according to the present invention.
【図２】図１のII−II線に沿う断面図。FIG. 2 is a sectional view taken along line II-II in FIG.
【図３】本発明に係るガスタービン動翼の構成例を示す
分解斜視図。FIG. 3 is an exploded perspective view showing a configuration example of a gas turbine rotor blade according to the present invention.
【図４】図１に示すガスタービン動翼の翼頂側を示す部
分断面図。FIG. 4 is a partial cross-sectional view showing a blade top side of the gas turbine moving blade shown in FIG.
【図５】図１に示すガスタービン動翼に組み付けられる
セラミックスリーブの組付前後を示す部分断面図。5 is a partial cross-sectional view showing before and after the assembling of the ceramic sleeve assembled to the gas turbine moving blade shown in FIG.
【図６】一体型セラミックスリーブに生じる最大熱応力
部分を示す図。FIG. 6 is a view showing a portion of maximum thermal stress generated in the integrated ceramic sleeve.
【図７】本発明に係るガスタービン動翼の他の実施例を
示す縦断面図。FIG. 7 is a vertical cross-sectional view showing another embodiment of the gas turbine rotor blade according to the present invention.
【図８】図７のVIII−VIII線に沿う断面図。8 is a sectional view taken along the line VIII-VIII in FIG.
【図９】図７のガスタービン動翼に組み付けられるセラ
ミックスリーブの斜視図。9 is a perspective view of a ceramic sleeve assembled to the gas turbine blade of FIG. 7.
【図１０】セラミックスリーブの他の実施例を示す図。FIG. 10 is a view showing another embodiment of the ceramic sleeve.
【図１１】図１０に示したセラミックスリーブに発生す
る割れの進展方向を示す図。FIG. 11 is a diagram showing a propagation direction of cracks generated in the ceramic sleeve shown in FIG.
【図１２】一般的なガスタービンを示す断面図。FIG. 12 is a sectional view showing a general gas turbine.
【図１３】従来のガスタービン動翼を示す縦断面図。FIG. 13 is a vertical sectional view showing a conventional gas turbine blade.
【図１４】図１３のＡ−Ａ線に沿う断面図。14 is a sectional view taken along the line AA of FIG.
【図１５】従来のガスタービン動翼に組み付けられるセ
ラミックスリーブの斜視図。FIG. 15 is a perspective view of a ceramic sleeve assembled to a conventional gas turbine rotor blade.
２０，４０ ガスタービン動翼 ２１，４１ 金属製芯金 ２１ａ，４１ａ 翼有効部 ２１ａ，４１ａ 翼基部 ２１ｃ，４１ｃ 翼植込部 ２１ｄ，４１ｄ 翼頭部 ２２，４２ セラミックスリーブ ２２ａ 翼前縁側スリーブエレメント ２２ｂ 翼後縁側スリーブエレメント ２３ スリーブ係合溝 ２４ リングガイド溝 ２５ スプリング ２６ スリーブ保持リング ２８ 段差 ３０，４５ 空気冷却孔 ３１，３２ 空気分岐孔 ４６ スリット ４８ 強化長繊維 ４９ 割れ 20, 40 Gas turbine moving blade 21, 41 Metal core bar 21a, 41a Blade effective portion 21a, 41a Blade base portion 21c, 41c Blade implantation portion 21d, 41d Blade head portion 22, 42 Ceramic sleeve 22a Blade leading edge side sleeve element 22b Blade trailing edge side sleeve element 23 Sleeve engaging groove 24 Ring guide groove 25 Spring 26 Sleeve retaining ring 28 Step 30,45 Air cooling hole 31,32 Air branch hole 46 Slit 48 Reinforced long fiber 49 Crack
Claims (5)
ミックスリーブを配設したガスタービン動翼において、
前記セラミックスリーブは翼前縁側スリーブエレメント
と翼後縁側スリーブエレメントの２分割構造に構成し、
前記芯金の翼有効部に脱着可能に設けたことを特徴とす
るガスタービン動翼。1. A gas turbine rotor blade in which a ceramic sleeve is disposed so as to cover a blade effective portion of a metal cored bar,
The ceramic sleeve is configured in a two-part structure of a blade leading edge side sleeve element and a blade trailing edge side sleeve element,
A gas turbine rotor blade, which is detachably provided in the blade effective portion of the core metal.
基部側にスリーブ保持リングをばね付勢状態で収容する
リングガイド溝をそれぞれ対向して設ける一方、セラミ
ックスリーブはその翼頭部側をスリーブ係合溝に、その
翼基部側をスリーブ保持リングにそれぞれ係合させて保
持した請求項１記載のガスタービン動翼。2. The core metal is provided with a sleeve engaging groove on the blade head side and a ring guide groove for accommodating the sleeve holding ring in a spring-biased state on the blade base side, respectively, while the ceramic sleeve has its blades. The gas turbine moving blade according to claim 1, wherein the head side is engaged with the sleeve engaging groove and the blade base side is engaged with and retained by the sleeve retaining ring.
頭部から外部に開口する冷却空気孔を形成する一方、こ
の冷却空気孔からセラミックスリーブと翼有効部との隙
間やリングガイド溝にそれぞれ開口する空気分岐孔をそ
れぞれ分岐させた請求項１記載のガスタービン動翼。3. A core metal is formed with a cooling air hole that extends in the axial direction from the blade-implanted portion and opens from the blade head to the outside, and a gap between the ceramic sleeve and the blade effective portion is formed from this cooling air hole. The gas turbine rotor blade according to claim 1, wherein the air branch holes that respectively open into the ring guide grooves are branched.
ミックスリーブを配設したガスタービン動翼において、
前記セラミックスリーブの翼後縁部に軸方向に延びるス
リットを形成したことを特徴とするガスタービン動翼。4. A gas turbine rotor blade in which a ceramic sleeve is disposed so as to cover a blade effective portion of a metal cored bar,
A gas turbine rotor blade, wherein a slit extending in an axial direction is formed at a trailing edge portion of the blade of the ceramic sleeve.
強化長繊維を複合させた長繊維複合セラミックスにより
形成され、前記セラミックスリーブの翼後縁部は、強化
長繊維を周方向に非配向とした請求項４記載のガスター
ビン動翼。5. The ceramic sleeve is formed of a long fiber composite ceramic in which a reinforced long fiber is compounded with a ceramic base material, and the blade trailing edge portion of the ceramic sleeve has the reinforced long fiber not oriented in the circumferential direction. 4. The gas turbine rotor blade according to item 4.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13244192A JPH05321602A (en) | 1992-05-25 | 1992-05-25 | Gas turbine rotor blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13244192A JPH05321602A (en) | 1992-05-25 | 1992-05-25 | Gas turbine rotor blade |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05321602A true JPH05321602A (en) | 1993-12-07 |
Family
ID=15081443
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP13244192A Pending JPH05321602A (en) | 1992-05-25 | 1992-05-25 | Gas turbine rotor blade |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05321602A (en) |
Cited By (34)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4824760A (en) * | 1986-04-11 | 1989-04-25 | Mitsubishi Paper Mills, Ltd. | Lithographic printing plate with benzotriazoles improved in printing endurance |
| JPWO2003048528A1 (en) * | 2001-11-30 | 2005-04-14 | 株式会社日立製作所 | Method for repairing blades of gas turbine for power generation and turbine blades after repair |
| JP2006527806A (en) * | 2003-06-18 | 2006-12-07 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | Blade and gas turbine |
| WO2014011242A3 (en) * | 2012-03-26 | 2014-03-27 | United Technologies Corporation | Hybrid airfoil for a gas turbine engine |
| WO2015041794A1 (en) | 2013-09-17 | 2015-03-26 | United Technologies Corporation | Airfoil assembly formed of high temperature-resistant material |
| JP2018529044A (en) * | 2015-08-28 | 2018-10-04 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ | Interlocking modular blades for gas turbines |
| US10309238B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-06-04 | United Technologies Corporation | Turbine engine component with geometrically segmented coating section and cooling passage |
| US10309226B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-06-04 | United Technologies Corporation | Airfoil having panels |
| US10408082B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-09-10 | United Technologies Corporation | Airfoil with retention pocket holding airfoil piece |
| US10408090B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-09-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine article with panel retained by preloaded compliant member |
| US10415407B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-09-17 | United Technologies Corporation | Airfoil pieces secured with endwall section |
| US10428658B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-10-01 | United Technologies Corporation | Airfoil with panel fastened to core structure |
| US10428663B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-10-01 | United Technologies Corporation | Airfoil with tie member and spring |
| US10436062B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-10-08 | United Technologies Corporation | Article having ceramic wall with flow turbulators |
| US10458262B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-10-29 | United Technologies Corporation | Airfoil with seal between endwall and airfoil section |
| US10480331B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-11-19 | United Technologies Corporation | Airfoil having panel with geometrically segmented coating |
| US10480334B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-11-19 | United Technologies Corporation | Airfoil with geometrically segmented coating section |
| US10502070B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Airfoil with laterally insertable baffle |
| US10570765B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-02-25 | United Technologies Corporation | Endwall arc segments with cover across joint |
| US10598025B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-03-24 | United Technologies Corporation | Airfoil with rods adjacent a core structure |
| US10598029B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-03-24 | United Technologies Corporation | Airfoil with panel and side edge cooling |
| US10605088B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | Airfoil endwall with partial integral airfoil wall |
| US10662779B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-05-26 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine component with degradation cooling scheme |
| US10662782B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-05-26 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with airfoil piece having axial seal |
| US10677079B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-06-09 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with ceramic airfoil piece having internal cooling circuit |
| US10677091B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-06-09 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with sealed baffle |
| US10711794B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-07-14 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with geometrically segmented coating section having mechanical secondary bonding feature |
| US10711616B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-07-14 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil having endwall panels |
| US10711624B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-07-14 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with geometrically segmented coating section |
| US10731495B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-08-04 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with panel having perimeter seal |
| US10746038B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-08-18 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with airfoil piece having radial seal |
| US10767487B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-09-08 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with panel having flow guide |
| US10808554B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-10-20 | Raytheon Technologies Corporation | Method for making ceramic turbine engine article |
| US11092016B2 (en) | 2016-11-17 | 2021-08-17 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with dual profile leading end |
-
1992
- 1992-05-25 JP JP13244192A patent/JPH05321602A/en active Pending
Cited By (40)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4824760A (en) * | 1986-04-11 | 1989-04-25 | Mitsubishi Paper Mills, Ltd. | Lithographic printing plate with benzotriazoles improved in printing endurance |
| JPWO2003048528A1 (en) * | 2001-11-30 | 2005-04-14 | 株式会社日立製作所 | Method for repairing blades of gas turbine for power generation and turbine blades after repair |
| JP2006527806A (en) * | 2003-06-18 | 2006-12-07 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | Blade and gas turbine |
| WO2014011242A3 (en) * | 2012-03-26 | 2014-03-27 | United Technologies Corporation | Hybrid airfoil for a gas turbine engine |
| US9011087B2 (en) | 2012-03-26 | 2015-04-21 | United Technologies Corporation | Hybrid airfoil for a gas turbine engine |
| US9835033B2 (en) | 2012-03-26 | 2017-12-05 | United Technologies Corporation | Hybrid airfoil for a gas turbine engine |
| WO2015041794A1 (en) | 2013-09-17 | 2015-03-26 | United Technologies Corporation | Airfoil assembly formed of high temperature-resistant material |
| US11268401B2 (en) | 2013-09-17 | 2022-03-08 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil assembly formed of high temperature-resistant material |
| JP2018529044A (en) * | 2015-08-28 | 2018-10-04 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ | Interlocking modular blades for gas turbines |
| US10570765B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-02-25 | United Technologies Corporation | Endwall arc segments with cover across joint |
| US10662779B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-05-26 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine component with degradation cooling scheme |
| US10408090B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-09-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine article with panel retained by preloaded compliant member |
| US10415407B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-09-17 | United Technologies Corporation | Airfoil pieces secured with endwall section |
| US10428658B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-10-01 | United Technologies Corporation | Airfoil with panel fastened to core structure |
| US10428663B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-10-01 | United Technologies Corporation | Airfoil with tie member and spring |
| US10436062B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-10-08 | United Technologies Corporation | Article having ceramic wall with flow turbulators |
| US10458262B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-10-29 | United Technologies Corporation | Airfoil with seal between endwall and airfoil section |
| US10480331B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-11-19 | United Technologies Corporation | Airfoil having panel with geometrically segmented coating |
| US10480334B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-11-19 | United Technologies Corporation | Airfoil with geometrically segmented coating section |
| US10502070B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Airfoil with laterally insertable baffle |
| US10309226B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-06-04 | United Technologies Corporation | Airfoil having panels |
| US10598025B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-03-24 | United Technologies Corporation | Airfoil with rods adjacent a core structure |
| US10598029B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-03-24 | United Technologies Corporation | Airfoil with panel and side edge cooling |
| US10605088B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | Airfoil endwall with partial integral airfoil wall |
| US10408082B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-09-10 | United Technologies Corporation | Airfoil with retention pocket holding airfoil piece |
| US10662782B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-05-26 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with airfoil piece having axial seal |
| US10677079B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-06-09 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with ceramic airfoil piece having internal cooling circuit |
| US10677091B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-06-09 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with sealed baffle |
| US10711794B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-07-14 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with geometrically segmented coating section having mechanical secondary bonding feature |
| US10711616B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-07-14 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil having endwall panels |
| US10711624B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-07-14 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with geometrically segmented coating section |
| US10731495B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-08-04 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with panel having perimeter seal |
| US10746038B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-08-18 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with airfoil piece having radial seal |
| US10767487B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-09-08 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with panel having flow guide |
| US10808554B2 (en) | 2016-11-17 | 2020-10-20 | Raytheon Technologies Corporation | Method for making ceramic turbine engine article |
| US11092016B2 (en) | 2016-11-17 | 2021-08-17 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with dual profile leading end |
| US11149573B2 (en) | 2016-11-17 | 2021-10-19 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with seal between end wall and airfoil section |
| US10309238B2 (en) | 2016-11-17 | 2019-06-04 | United Technologies Corporation | Turbine engine component with geometrically segmented coating section and cooling passage |
| US11319817B2 (en) | 2016-11-17 | 2022-05-03 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with panel and side edge cooling |
| US11333036B2 (en) | 2016-11-17 | 2022-05-17 | Raytheon Technologies | Article having ceramic wall with flow turbulators |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH05321602A (en) | Gas turbine rotor blade | |
| US6000906A (en) | Ceramic airfoil | |
| JP5295627B2 (en) | Turbine blade and method of manufacturing the same | |
| US6334310B1 (en) | Fracture resistant support structure for a hula seal in a turbine combustor and related method | |
| US7044709B2 (en) | Methods and apparatus for coupling ceramic matrix composite turbine components | |
| US7878763B2 (en) | Turbine rotor blade assembly and method of assembling the same | |
| US7147440B2 (en) | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies | |
| JP6310958B2 (en) | Shroud holding system with holding spring | |
| US6920762B2 (en) | Mounting assembly for igniter in a gas turbine engine combustor having a ceramic matrix composite liner | |
| JP4762524B2 (en) | Method and apparatus for cooling a gas turbine engine rotor assembly | |
| EP3023581B1 (en) | Turbine disk assembly including ceramic matrix composite blades and method of manufacture | |
| EP1609952A1 (en) | Turbine vane collar seal | |
| JP4474146B2 (en) | Assembling repair of casting nozzle | |
| JP2004204839A (en) | Shroud segment and assembly with surface recessed seal bridging adjacent member | |
| US8944768B2 (en) | Composite turbine blade and method of manufacture | |
| JP2011058497A (en) | Blade of turbine | |
| EP2626600A2 (en) | Transition piece seal assembly for a turbomachine | |
| CN100371126C (en) | Turbine inlet guiding section and repairing method thereof | |
| US20070269316A1 (en) | Turbine blade with trailing edge cutback and method of making same | |
| JP2007107517A (en) | Turbine shroud assembly and method for assembling gas turbine engine | |
| EP3377819B1 (en) | Method for reconditioning fuel nozzle assemblies | |
| EP2090748A2 (en) | Shroud assembly for a turbomachine | |
| JP7463359B2 (en) | Turbomachinery blade tip installation | |
| JP5214280B2 (en) | Turbine nozzle segment and repair method thereof | |
| US7278254B2 (en) | Cooling system for a transition bracket of a transition in a turbine engine |