JPH0571761B2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- JPH0571761B2 JPH0571761B2 JP60138010A JP13801085A JPH0571761B2 JP H0571761 B2 JPH0571761 B2 JP H0571761B2 JP 60138010 A JP60138010 A JP 60138010A JP 13801085 A JP13801085 A JP 13801085A JP H0571761 B2 JPH0571761 B2 JP H0571761B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- metal
- ceramic
- shroud
- wing
- core
- 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.)
- Expired - Lifetime
Links
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 62
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims description 53
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 10
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 3
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 12
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 8
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 3
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 230000003139 buffering effect Effects 0.000 description 1
- 239000012141 concentrate Substances 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 1
- 238000005553 drilling Methods 0.000 description 1
- 230000005489 elastic deformation Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000012447 hatching Effects 0.000 description 1
- 239000011810 insulating material Substances 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 239000011295 pitch Substances 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
産業上の利用分野
本発明は、ガスタービン静翼に関する。
従来の技術
ガスタービンの性能を向上させる効果的な方法
は、タービン入口ガス温度を上昇さあることにあ
り、そのために、超耐熱合金の開発および冷却方
式の研究が従来からなされているが、これらは現
状ではほぼ限界に達したとされており、近時で
は、耐熱性に優れ、かつ高強度および高靭性をも
つセラミツクスの利用という先端技術が採用され
つつある。
は、タービン入口ガス温度を上昇さあることにあ
り、そのために、超耐熱合金の開発および冷却方
式の研究が従来からなされているが、これらは現
状ではほぼ限界に達したとされており、近時で
は、耐熱性に優れ、かつ高強度および高靭性をも
つセラミツクスの利用という先端技術が採用され
つつある。
発明が解決しようとする課題
しかるに、該セラミツクスは、圧縮応力下では
強さを発揮するが、引張応力に対しては弱いとい
う欠陥があり、そのために、大形ガスタービンの
静翼に適用して良好な成果を得た例は未だ見当ら
ない。いま、前記のセラミツクが引張応力に弱い
理由を考察すると、セラミツクスの微細構造中の
瑕疵(欠陥)に応力が集中して、理論強度よりも
極端に低い応力で破壊することとなるからであ
る。したがつて、セラミツクスには、主に設計上
圧縮応力を分担させ、引張応力を金属部分に負荷
させる構造上の新技が業界の課題になつている。
強さを発揮するが、引張応力に対しては弱いとい
う欠陥があり、そのために、大形ガスタービンの
静翼に適用して良好な成果を得た例は未だ見当ら
ない。いま、前記のセラミツクが引張応力に弱い
理由を考察すると、セラミツクスの微細構造中の
瑕疵(欠陥)に応力が集中して、理論強度よりも
極端に低い応力で破壊することとなるからであ
る。したがつて、セラミツクスには、主に設計上
圧縮応力を分担させ、引張応力を金属部分に負荷
させる構造上の新技が業界の課題になつている。
本発明は、このような課題を解決するためにな
されたもので、セラミツクスおよび金属材を適所
に混用してガスタービンの性能を格段に向上させ
ることができるガスタービン静翼を提供すること
を目的とする。
されたもので、セラミツクスおよび金属材を適所
に混用してガスタービンの性能を格段に向上させ
ることができるガスタービン静翼を提供すること
を目的とする。
課題を解決するための手段
上記の課題を解決するために、本発明は、ガス
タービン静翼において、内側金属製シユラウドと
一体の金属製芯金と、この芯金に対し間〓を設け
た状態で挿入され、翼部内側および外側セラミツ
クス製シユラウドと一体のセラミツクス製翼部と
を、前記金属製芯金に嵌め合わせた外側金属製シ
ユラウドおよび前記金属製芯金の先端に設けられ
たT字状の溝に嵌めたT形根部を有する止め金具
で固定したものである。
タービン静翼において、内側金属製シユラウドと
一体の金属製芯金と、この芯金に対し間〓を設け
た状態で挿入され、翼部内側および外側セラミツ
クス製シユラウドと一体のセラミツクス製翼部と
を、前記金属製芯金に嵌め合わせた外側金属製シ
ユラウドおよび前記金属製芯金の先端に設けられ
たT字状の溝に嵌めたT形根部を有する止め金具
で固定したものである。
作 用
上記の手段によれば、セラミツクス部分すなわ
ちセラミツクス製の翼部およびその翼部内外側シ
ユラウドと金属製芯金との間〓に空気が停滞して
空気層が形成され、その断熱効果のためにセラミ
ツクス部分の温度が均一になつて熱応力の発生を
防ぐとともに、金属製芯金の温度の上昇を低減さ
せ、さらに金属部分すなわち金属製の芯金および
内外側シユラウドが一体の剛性部品を構成して各
種外力の大部分を負担するのでセラミツクス部分
の引張応力が減少にさせられる。
ちセラミツクス製の翼部およびその翼部内外側シ
ユラウドと金属製芯金との間〓に空気が停滞して
空気層が形成され、その断熱効果のためにセラミ
ツクス部分の温度が均一になつて熱応力の発生を
防ぐとともに、金属製芯金の温度の上昇を低減さ
せ、さらに金属部分すなわち金属製の芯金および
内外側シユラウドが一体の剛性部品を構成して各
種外力の大部分を負担するのでセラミツクス部分
の引張応力が減少にさせられる。
また、T字状溝のひつかかり部を止め金具にて
締めあげることで金属部分を強固に固定しながら
セラミツクス部分には過度の締め付け力を与えな
いことができる。そして、金属製の芯金と外側シ
ユラウドとは嵌め合い構造とされているので、組
合せにおいて十分な強度が与えられ、この部分で
ガス流体より受ける力を十分に支えることができ
る。
締めあげることで金属部分を強固に固定しながら
セラミツクス部分には過度の締め付け力を与えな
いことができる。そして、金属製の芯金と外側シ
ユラウドとは嵌め合い構造とされているので、組
合せにおいて十分な強度が与えられ、この部分で
ガス流体より受ける力を十分に支えることができ
る。
実施例
以下、図面を参照して本発明の実施例について
詳細に説明する。
詳細に説明する。
まず、本発明の第1実施例について説明すれ
ば、第1,2,3および4図において、金属部分
は、内側シユラウド1、この内側シユラウド1に
個所aで全周にわたつて隅肉溶接された芯金2、
および外側シユラウド5の部分である。そして、
芯金2の頂部にはT字状の溝bを配設してあり、
該溝b内に止め金具3のT形根部cを挿入させる
とともに、そのねじ部3aに上部から外側シユラ
ウド5の頂部孔を嵌入させ、該ねじ部3aに回り
止め金具10を介装してナツト4を緊締させるこ
とによつて、芯金2と外側シユラウド5とが一体
構造になつている。
ば、第1,2,3および4図において、金属部分
は、内側シユラウド1、この内側シユラウド1に
個所aで全周にわたつて隅肉溶接された芯金2、
および外側シユラウド5の部分である。そして、
芯金2の頂部にはT字状の溝bを配設してあり、
該溝b内に止め金具3のT形根部cを挿入させる
とともに、そのねじ部3aに上部から外側シユラ
ウド5の頂部孔を嵌入させ、該ねじ部3aに回り
止め金具10を介装してナツト4を緊締させるこ
とによつて、芯金2と外側シユラウド5とが一体
構造になつている。
一方、セラミツクス部分は、翼部内側シユラウ
ド6、翼部7および翼部外側シユラウド8の部分
であり、これらは一体に成形し、あるいは翼部7
に翼部内外側シユラウド6,8を接着させて成形
してもよい。このセラミツクス部分の翼部7を前
記金属部分の芯金2に上方から挿嵌し、さらに金
属部分の外側シユラウド5を挿入して止め金具3
にナツト4を締結させると、セラミツクス部分
6,7,8が金属部分の内外側シユラウド1,5
間に挟まれて固定されて、ガスタービン静翼が形
成されることになる。
ド6、翼部7および翼部外側シユラウド8の部分
であり、これらは一体に成形し、あるいは翼部7
に翼部内外側シユラウド6,8を接着させて成形
してもよい。このセラミツクス部分の翼部7を前
記金属部分の芯金2に上方から挿嵌し、さらに金
属部分の外側シユラウド5を挿入して止め金具3
にナツト4を締結させると、セラミツクス部分
6,7,8が金属部分の内外側シユラウド1,5
間に挟まれて固定されて、ガスタービン静翼が形
成されることになる。
なお、外側シユラウド5にはT字状溝が、第2
および3図において、ほぼ翼弦方向に直交して配
設してあり、芯金2のT字状溝bに止め金具3の
T形根部cを嵌入させてナツト4を緊締させるこ
とによつて、芯金2の係止部dを介して静翼の構
成部品が所定の面圧の下で組立てられる。
および3図において、ほぼ翼弦方向に直交して配
設してあり、芯金2のT字状溝bに止め金具3の
T形根部cを嵌入させてナツト4を緊締させるこ
とによつて、芯金2の係止部dを介して静翼の構
成部品が所定の面圧の下で組立てられる。
また、外側シユラウド5には第2図に示す空間
部eを配設してあり、この空間部eは止め金具3
を芯金2のT字状溝b内に挿入するときに使用さ
れる。
部eを配設してあり、この空間部eは止め金具3
を芯金2のT字状溝b内に挿入するときに使用さ
れる。
さらに、外側シユラウド5と芯金2との間の相
対位置は第3図に示す面部fの嵌合、また金属部
分とセラミツクス部分との間の相対位置は第1図
に示す円周方向側面gおよびhによつて夫々決定
され、該面は運転中もセラミツクス製の翼部7に
負荷される軸方向推力によつて密着する。
対位置は第3図に示す面部fの嵌合、また金属部
分とセラミツクス部分との間の相対位置は第1図
に示す円周方向側面gおよびhによつて夫々決定
され、該面は運転中もセラミツクス製の翼部7に
負荷される軸方向推力によつて密着する。
また、セラミツクス部分すなわちセラミツクス
製の翼部7および翼部内外側シユラウド6,8と
金属製の芯部2との間には、特に第4図に詳細に
示すように、間〓iが芯金全周にわたつて設けら
れている。そして、この間〓iに空気が停滞して
空気層が形成され、その断熱効果のためにセラミ
ツクス部品6,7,8の温度が均一になつて熱応
力の発生を防ぐとともに、金属製芯金2の温度の
上昇を低減させる。
製の翼部7および翼部内外側シユラウド6,8と
金属製の芯部2との間には、特に第4図に詳細に
示すように、間〓iが芯金全周にわたつて設けら
れている。そして、この間〓iに空気が停滞して
空気層が形成され、その断熱効果のためにセラミ
ツクス部品6,7,8の温度が均一になつて熱応
力の発生を防ぐとともに、金属製芯金2の温度の
上昇を低減させる。
さらに、金属部分すなわち金属製の芯金2およ
び内外側シユラウド1,5が一体の剛性部品を構
成して各種外力の大部分を負担するので、セラミ
ツクス部分の引張応力が極少にさせられる。
び内外側シユラウド1,5が一体の剛性部品を構
成して各種外力の大部分を負担するので、セラミ
ツクス部分の引張応力が極少にさせられる。
したがつて、本実施例によれば、セラミツクス
の欠点とされる引張応力および脆弱性破壊の問題
を解決することができ、よつてガスタービン入口
ガス温度を上昇させることができて熱効率の向上
を実現させられる。
の欠点とされる引張応力および脆弱性破壊の問題
を解決することができ、よつてガスタービン入口
ガス温度を上昇させることができて熱効率の向上
を実現させられる。
また、T字状溝bのひつかかり部を止め金具3
にて締めあげることで金属部分を強固に固定しな
がら、セラミツクス部分には角の締め付け力を与
えないことができる。そして、金属製の芯金2と
外側シユラウド5とは嵌め合い構造とされている
ので、組合せにおいて十分な強度が与えられ、こ
の部分でガス流体より受ける力を十分に支えるこ
とができる。
にて締めあげることで金属部分を強固に固定しな
がら、セラミツクス部分には角の締め付け力を与
えないことができる。そして、金属製の芯金2と
外側シユラウド5とは嵌め合い構造とされている
ので、組合せにおいて十分な強度が与えられ、こ
の部分でガス流体より受ける力を十分に支えるこ
とができる。
さらに、翼部内側シユラウド6、翼部7および
翼部外側のシユラウド8が一体のセラミツクス静
翼となつているので、構造が簡単で一番望ましい
形となる。したがつて、本実施例は小型翼および
熱応力的に厳しくない箇所、ガス濃度の比較的低
い箇所、並びにSi3N4材等に有効である。
翼部外側のシユラウド8が一体のセラミツクス静
翼となつているので、構造が簡単で一番望ましい
形となる。したがつて、本実施例は小型翼および
熱応力的に厳しくない箇所、ガス濃度の比較的低
い箇所、並びにSi3N4材等に有効である。
次に、本発明の第2実施例について説明する
と、第5,6および7図において、第1図に示し
たセラミツクス部分の翼部内側シユラウド6、翼
部7および翼部外側のシユラウド8を夫々別々に
セラミツクス成形品で製作し、翼部外側シユラウ
ド8には第6図に示すように翼プロフイルp−1
形状をもつた深さs(第5図)の窪みを設け、ま
た翼部内側シユラウド6には第7図に示すように
翼プロフイルP−2形状をもつた深さs(第5図)
の窪みを設け、これら翼部内外側シユラウド6,
8を翼部7に組付けてから、前述第1実施例同様
に組立てを行なうもので、その効果はまた同様で
あるが、一体成形によるものに比較すると製作が
容易となる利点がある。またこれは、大型翼およ
び熱応力的に厳しい箇所、並びにSiC材等への適
用に有利である。
と、第5,6および7図において、第1図に示し
たセラミツクス部分の翼部内側シユラウド6、翼
部7および翼部外側のシユラウド8を夫々別々に
セラミツクス成形品で製作し、翼部外側シユラウ
ド8には第6図に示すように翼プロフイルp−1
形状をもつた深さs(第5図)の窪みを設け、ま
た翼部内側シユラウド6には第7図に示すように
翼プロフイルP−2形状をもつた深さs(第5図)
の窪みを設け、これら翼部内外側シユラウド6,
8を翼部7に組付けてから、前述第1実施例同様
に組立てを行なうもので、その効果はまた同様で
あるが、一体成形によるものに比較すると製作が
容易となる利点がある。またこれは、大型翼およ
び熱応力的に厳しい箇所、並びにSiC材等への適
用に有利である。
次に、本発明の第3実施例について説明する
と、第8,9および10図に示すように、金属部
分の内外側シユラウド1および5の夫々とセラミ
ツクス部分の翼部内外側シユラウド6および8の
夫々との間に、それれ緩衝材11および12を介
装したもので、これら緩衝材11,12の平面形
状は夫々第9および10図において格子状ハツチ
ングによつて例示してある。
と、第8,9および10図に示すように、金属部
分の内外側シユラウド1および5の夫々とセラミ
ツクス部分の翼部内外側シユラウド6および8の
夫々との間に、それれ緩衝材11および12を介
装したもので、これら緩衝材11,12の平面形
状は夫々第9および10図において格子状ハツチ
ングによつて例示してある。
したがつて、この第3実施例によれば、前述し
た第1および2実施例による効果に加えて、セラ
ミツクス部材の熱応力および金属部分から伝達さ
れる振動をともなつた外力を緩衝材により除去す
る効果があるから、極めて高信頼性のセラミツク
スを使用したガスタービン静翼が得られる。
た第1および2実施例による効果に加えて、セラ
ミツクス部材の熱応力および金属部分から伝達さ
れる振動をともなつた外力を緩衝材により除去す
る効果があるから、極めて高信頼性のセラミツク
スを使用したガスタービン静翼が得られる。
また、緩衝材の弾性変形を利用することにより
セラミツクス部材を固定する方法として過度な締
め付けを防止でき、さらに緩衝材に断熱材として
の目的をもたせ遮熱を行い、かつセラミツクスの
固定は広い面にて行うため、セラミツクスの破損
する恐れを少なくすることができる。
セラミツクス部材を固定する方法として過度な締
め付けを防止でき、さらに緩衝材に断熱材として
の目的をもたせ遮熱を行い、かつセラミツクスの
固定は広い面にて行うため、セラミツクスの破損
する恐れを少なくすることができる。
最後に、本発明の第4実施例について説明する
と、第11,12,13および14図において、
芯金2の内部にほぼ等ピツチに複数の空気孔tを
上下方向に貫設させ、その両外側の該空気孔tを
外側シユラウド5に貫設させてある空気孔uに連
通させるとともに、内側の空気孔tは芯金2の頂
部に配設してあるT字状溝b内に開口させ、また
該芯金2の底部には翼外に連通する空気穴集合溝
vを削設させて前記空気孔tを該溝v内に開口さ
せたものである。
と、第11,12,13および14図において、
芯金2の内部にほぼ等ピツチに複数の空気孔tを
上下方向に貫設させ、その両外側の該空気孔tを
外側シユラウド5に貫設させてある空気孔uに連
通させるとともに、内側の空気孔tは芯金2の頂
部に配設してあるT字状溝b内に開口させ、また
該芯金2の底部には翼外に連通する空気穴集合溝
vを削設させて前記空気孔tを該溝v内に開口さ
せたものである。
そして、外側シユラウド5の空気孔uおよびT
字状溝bに例えば軸流圧縮機の吐出空気あるいは
冷却処理した該吐出空気を供給し、それから芯金
2の各空気孔tを通過させて空気穴集合溝vから
排出することにより、金属製の芯金2は冷却され
るので、該芯金2の熱膨張が低減させられてセラ
ミツクス部材の熱膨張量を下回ることになり、前
記金属およびセラミツクス両部材間接合面の間〓
が増すことがなくなるから、該間〓内に挿設させ
た緩衝材11,12が緩衝機能を失うことがなく
なる上に、止め金具3のねじ部の焼付きが防止さ
れ、さらに内側シユラウド1に突設させてある翼
支持部9をも冷却することになり、信頼性が格段
に向上する。
字状溝bに例えば軸流圧縮機の吐出空気あるいは
冷却処理した該吐出空気を供給し、それから芯金
2の各空気孔tを通過させて空気穴集合溝vから
排出することにより、金属製の芯金2は冷却され
るので、該芯金2の熱膨張が低減させられてセラ
ミツクス部材の熱膨張量を下回ることになり、前
記金属およびセラミツクス両部材間接合面の間〓
が増すことがなくなるから、該間〓内に挿設させ
た緩衝材11,12が緩衝機能を失うことがなく
なる上に、止め金具3のねじ部の焼付きが防止さ
れ、さらに内側シユラウド1に突設させてある翼
支持部9をも冷却することになり、信頼性が格段
に向上する。
発明の効果
上述したように、本発明によれば、ガスタービ
ン静翼において、内側金属製シユラウドと一体の
金属製芯金と、この芯金に対し間〓を設けた状態
で挿入され、翼部内側および外側セラミツクス製
シユラウドと一体のセラミツクス製翼部とを、前
記金属製芯金に嵌め合わせた外側金属製シユラウ
ドおよび前記金属製芯金の先端に設けられたT字
状の溝に嵌めたT形根部を有する止め金具で固定
した構成としたことにより、セラミツクス部分す
なわちセラミツクス製の翼部およびその翼部内外
側シユラウドと金属製芯金との間〓に空気が停滞
して空気層が形成され、その断熱効果のためにセ
ラミツクス部分の温度が均一になつて熱応力の発
生を防ぐとともに、金属製芯金の温度の上昇を低
減させ、さらに金属部分すなわち金属製の芯金お
よび内外側シユラウドが一体の剛性部品を構成し
て各種外力の大部分を負担するのでセラミツクス
部分の引張応力が減少にさせられ、したがつてセ
ラミツクスの欠点とされる引張応力および脆弱性
破壊の問題を解決することができ、よつてガスタ
ービン入口ガス温度を上昇させることができて熱
効率の向上を実現させることができる。
ン静翼において、内側金属製シユラウドと一体の
金属製芯金と、この芯金に対し間〓を設けた状態
で挿入され、翼部内側および外側セラミツクス製
シユラウドと一体のセラミツクス製翼部とを、前
記金属製芯金に嵌め合わせた外側金属製シユラウ
ドおよび前記金属製芯金の先端に設けられたT字
状の溝に嵌めたT形根部を有する止め金具で固定
した構成としたことにより、セラミツクス部分す
なわちセラミツクス製の翼部およびその翼部内外
側シユラウドと金属製芯金との間〓に空気が停滞
して空気層が形成され、その断熱効果のためにセ
ラミツクス部分の温度が均一になつて熱応力の発
生を防ぐとともに、金属製芯金の温度の上昇を低
減させ、さらに金属部分すなわち金属製の芯金お
よび内外側シユラウドが一体の剛性部品を構成し
て各種外力の大部分を負担するのでセラミツクス
部分の引張応力が減少にさせられ、したがつてセ
ラミツクスの欠点とされる引張応力および脆弱性
破壊の問題を解決することができ、よつてガスタ
ービン入口ガス温度を上昇させることができて熱
効率の向上を実現させることができる。
また、T字状溝のひつかかり部を止め金具にて
締めあげることで金属部分を強固に固定しながら
セラミツクス部分には過度の締め付け力を与えな
いことができ、かつ金属製の芯金と外側シユラウ
ドとを嵌め合い構造として、組合せにおいて十分
な強度を与え、この部分でガス流体より受ける力
を十分に支えることができるので、ガスタービン
の信頼性を向上させることができる。
締めあげることで金属部分を強固に固定しながら
セラミツクス部分には過度の締め付け力を与えな
いことができ、かつ金属製の芯金と外側シユラウ
ドとを嵌め合い構造として、組合せにおいて十分
な強度を与え、この部分でガス流体より受ける力
を十分に支えることができるので、ガスタービン
の信頼性を向上させることができる。
さらに、セラミツクス部材による部品を組立自
在に分割構成させて製作を容易にさせ、またセラ
ミツクスおよび金属両部材間に緩衝材を介装して
信頼性を一層高め、また金属部分に冷却用空気孔
を穿設してセラミツクス部材間との熱膨張差を低
減させさらに信頼性を向上させるなどによつて、
ガスタービン性能を大幅に増大できるから、その
産業上の利用価値は多大である。
在に分割構成させて製作を容易にさせ、またセラ
ミツクスおよび金属両部材間に緩衝材を介装して
信頼性を一層高め、また金属部分に冷却用空気孔
を穿設してセラミツクス部材間との熱膨張差を低
減させさらに信頼性を向上させるなどによつて、
ガスタービン性能を大幅に増大できるから、その
産業上の利用価値は多大である。
第1図は本発明の第1実施例を示す要部の縦断
側面図、第2図は第1図の−線断面図、第3
図は第2図の−線断面図、第4図は第1図の
−線断面図、第5図は本発明の第2実施例に
係るセラミツクス部材の側面図、第6および7図
はそれぞれ第5図のZ−ZおよびY−Y線矢視
図、第8図は本発明の第3実施例を示す要部の縦
断側面図、第9および10図はそれぞれ第8図の
A−AおよびB−B線断面図、第11図は本発明
の第4実施例を示す要部の縦断側面図、第12図
は第11図のC−C線断面図、第13図は第12
図のD−D線断面図、第14図は第11図のE−
E線断面図である。 1……内側シユラウド、2……芯金、3……止
め金具、5……外側シユラウド、6……翼部内側
シユラウド、7……翼部、8……翼部外側シユラ
ウド、11,12……緩衝材、b……T字状溝、
i……間〓、t……空気孔。
側面図、第2図は第1図の−線断面図、第3
図は第2図の−線断面図、第4図は第1図の
−線断面図、第5図は本発明の第2実施例に
係るセラミツクス部材の側面図、第6および7図
はそれぞれ第5図のZ−ZおよびY−Y線矢視
図、第8図は本発明の第3実施例を示す要部の縦
断側面図、第9および10図はそれぞれ第8図の
A−AおよびB−B線断面図、第11図は本発明
の第4実施例を示す要部の縦断側面図、第12図
は第11図のC−C線断面図、第13図は第12
図のD−D線断面図、第14図は第11図のE−
E線断面図である。 1……内側シユラウド、2……芯金、3……止
め金具、5……外側シユラウド、6……翼部内側
シユラウド、7……翼部、8……翼部外側シユラ
ウド、11,12……緩衝材、b……T字状溝、
i……間〓、t……空気孔。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 1 内側金属製シユラウドと一体の金属製芯金
と、この芯金に対し間〓を設けた状態で挿入さ
れ、翼部内側および外側セラミツクス製シユラウ
ドと一体のセラミツクス製翼部とを、前記金属製
芯金に嵌め合わせた外側金属製シユラウドおよび
前記金属製芯金の先端に設けられたT字状の溝に
嵌めたT形根部を有する止め金具で固定したこと
を特徴とするガスタービン静翼。 2 特許請求の範囲第1項記載のガスタービン静
翼において、前記翼部内側、外側セラミツクス製
シユラウドと前記セラミツクス製翼部とがそれぞ
れ独立であることを特徴とするガスタービン静
翼。 3 特許請求の範囲第1項記載のガスタービン静
翼において、前記翼部内側セラミツクス製シユラ
ウドと前記内側金属製シユラウドとの間と、前記
翼部外側セラミツクス製シユラウドと前記外側金
属製シユラウドとの間に、それぞれ緩衝材を介装
したことを特徴とするガスタービン静翼。 4 特許請求の範囲第1項記載のガスタービン静
翼において、前記金属製芯金に冷却用空気孔を穿
設したことを特徴とするガスタービン静翼。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP13801085A JPS62605A (ja) | 1985-06-26 | 1985-06-26 | ガスタ−ビン静翼 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP13801085A JPS62605A (ja) | 1985-06-26 | 1985-06-26 | ガスタ−ビン静翼 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS62605A JPS62605A (ja) | 1987-01-06 |
JPH0571761B2 true JPH0571761B2 (ja) | 1993-10-07 |
Family
ID=15211947
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP13801085A Granted JPS62605A (ja) | 1985-06-26 | 1985-06-26 | ガスタ−ビン静翼 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPS62605A (ja) |
Families Citing this family (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2807465B2 (ja) * | 1988-05-07 | 1998-10-08 | 株式会社神戸製鋼所 | セラミクス耐熱複合部品 |
GB2234299B (en) * | 1989-07-06 | 1994-01-05 | Rolls Royce Plc | Mounting system for engine components having dissimilar coefficients of thermal expansion |
JP3251759B2 (ja) * | 1994-02-24 | 2002-01-28 | 株式会社東芝 | 可変利得増幅回路 |
EP0977209B8 (en) | 1998-02-13 | 2006-11-15 | The Furukawa Electric Co., Ltd. | Insulated wire |
US9915159B2 (en) | 2014-12-18 | 2018-03-13 | General Electric Company | Ceramic matrix composite nozzle mounted with a strut and concepts thereof |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS6189908A (ja) * | 1984-10-11 | 1986-05-08 | Central Res Inst Of Electric Power Ind | セラミツクス金属複合静翼構造 |
JPS6189904A (ja) * | 1984-10-11 | 1986-05-08 | Central Res Inst Of Electric Power Ind | セラミツク静翼構造 |
-
1985
- 1985-06-26 JP JP13801085A patent/JPS62605A/ja active Granted
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS6189908A (ja) * | 1984-10-11 | 1986-05-08 | Central Res Inst Of Electric Power Ind | セラミツクス金属複合静翼構造 |
JPS6189904A (ja) * | 1984-10-11 | 1986-05-08 | Central Res Inst Of Electric Power Ind | セラミツク静翼構造 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JPS62605A (ja) | 1987-01-06 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JPS6166802A (ja) | ガスタ−ビンのタ−ビン翼 | |
US5295789A (en) | Turbomachine flow-straightener blade | |
US5743713A (en) | Blade, turbine disc and hybrid type gas turbine blade | |
US7104756B2 (en) | Temperature tolerant vane assembly | |
CA1122127A (en) | Transpiration cooled blade for a gas turbine engine | |
US4142836A (en) | Multiple-piece ceramic turbine blade | |
CA1235070A (en) | Coolable seal segment for a rotary machine | |
US8142163B1 (en) | Turbine blade with spar and shell | |
US6273683B1 (en) | Turbine blade platform seal | |
US7435058B2 (en) | Ceramic matrix composite vane with chordwise stiffener | |
US10132171B2 (en) | Rotor disk blade with friction-held root, rotor disk, turbomachine and associated assembly method | |
US6251494B1 (en) | Honeycomb structure seal for a gas turbine and method of making same | |
US20070041841A1 (en) | Methods and apparatus for reducing vibrations induced to airfoils | |
US6398501B1 (en) | Apparatus for reducing thermal stress in turbine airfoils | |
JPH1037701A (ja) | 熱負荷されるターボ機用ブレード | |
JPH0151883B2 (ja) | ||
US3443792A (en) | Gas-turbine rotors | |
US5163770A (en) | Method of bonding members having different coefficients of thermal expansion | |
JPH0571761B2 (ja) | ||
GB2272731A (en) | Hollow blade for the fan or compressor of a turbomachine | |
JPS6241903A (ja) | ガスタ−ビン静翼 | |
US7967565B1 (en) | Low cooling flow turbine blade | |
WO1996015356A1 (en) | An improved airfoil structure | |
JPS63223302A (ja) | ガスタ−ビン用セラミツク静翼 | |
JP2001041003A (ja) | プレストレス型ガスタービンノズル |