JPH0610608A - Turbine cooling blade - Google Patents
Turbine cooling bladeInfo
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- JPH0610608A JPH0610608A JP17127192A JP17127192A JPH0610608A JP H0610608 A JPH0610608 A JP H0610608A JP 17127192 A JP17127192 A JP 17127192A JP 17127192 A JP17127192 A JP 17127192A JP H0610608 A JPH0610608 A JP H0610608A
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Ceramic Products (AREA)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
Abstract
Description
【0001】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は高温下で用いられるガス
タービンに適したタービン冷却翼に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a turbine cooling blade suitable for a gas turbine used under high temperature.
【0002】[0002]
【従来の技術】ガスタービンを用いた発電プラントにお
いては、熱効率の向上を図るために高温化が進められて
いる。この高温化を達成するための方策としては、翼部
材自体の耐熱性の向上や冷却性能の向上が重要な技術的
課題であることは言うまでもないが、他の方策として翼
部材の表面に熱伝導率の低いセラミックをコーティング
し、燃焼ガスからの熱負荷を低減させることにより、発
電プラントの高温化を図る熱遮蔽コーティング(Therma
l Barrier Coating ;以下、TBCと略す)が知られて
いる。2. Description of the Related Art In a power plant using a gas turbine, the temperature is being increased in order to improve the thermal efficiency. It goes without saying that improving the heat resistance and cooling performance of the blade member itself is an important technical issue as a measure for achieving this high temperature, but as another measure, heat conduction to the surface of the blade member is possible. Thermal barrier coating that aims to raise the temperature of a power plant by coating a ceramic with a low rate and reducing the heat load from combustion gas (Therma
l Barrier Coating; hereinafter abbreviated as TBC) is known.
【0003】図8および図9はTBCを設けた従来のタ
ービン冷却翼の斜視図および翼有効部の断面を示す。図
8に示すように、従来のタービン冷却翼は有効部1と、
外輪シュラウド2と、内輪シュラウド3とから大略構成
され、図中斜線部がTBCを施した部分であり、また図
9に示すように基材4の燃焼ガス側の面にTBCが設け
られている。8 and 9 show a perspective view of a conventional turbine cooling blade provided with a TBC and a cross section of an effective portion of the blade. As shown in FIG. 8, the conventional turbine cooling blade includes an effective portion 1,
The outer ring shroud 2 and the inner ring shroud 3 are roughly formed, and the shaded portion in the figure is the portion to which TBC is applied, and as shown in FIG. 9, the surface of the base material 4 on the combustion gas side is provided with TBC. .
【0004】図9において、翼中空部のインサート5に
穿設された冷却孔6から冷却空気7が噴き出して基材4
を内面からインピンジメント冷却する。この冷却空気7
は図10に示すように後縁部の冷却通路8を通り基材4
を冷却して後縁9から燃焼ガス中に噴き出される。In FIG. 9, cooling air 7 is blown out from a cooling hole 6 formed in an insert 5 in the hollow portion of the blade and a base material 4 is ejected.
Cool the impingement from the inside. This cooling air 7
Passes through the cooling passage 8 at the trailing edge as shown in FIG.
And is jetted from the trailing edge 9 into the combustion gas.
【0005】ところで、TBCは基材4上に合金層を介
してセラミック層が被着され、このセラミック層は耐熱
合金からなる基材4に比べ線膨張係数が小さく物性値が
異なる。また、TBCは通常溶射により翼面に形成さ
れ、溶射時の入熱により製造過程で残留応力が生じると
ともに、ガスタービンの運転で起動、停止により熱サイ
クルがかかるため熱応力が発生する。By the way, in TBC, a ceramic layer is deposited on a base material 4 via an alloy layer, and this ceramic layer has a smaller linear expansion coefficient and a different physical property value than the base material 4 made of a heat-resistant alloy. Further, TBC is usually formed on the blade surface by thermal spraying, and residual stress is generated in the manufacturing process due to heat input during thermal spraying, and thermal stress is generated because a thermal cycle is applied by starting and stopping the operation of the gas turbine.
【0006】上記耐熱合金、合金層、およびセラミック
層はそれぞれ線膨張係数が異なり、且つ各層で組成が不
連続に変化するので、セラミック層の厚さを増すと、熱
遮蔽効率は当然上昇するものの、残留応力も増大し、製
造過程での剥離やガスタービン運転時の少ない熱サイク
ル回数でセラミック層の剥離による損傷が生じる可能性
が大きくなり、この場合は実用に供することはできなく
なる。The above heat-resistant alloys, alloy layers, and ceramic layers have different linear expansion coefficients, and the composition of each layer changes discontinuously. Therefore, if the thickness of the ceramic layer is increased, the heat shield efficiency naturally increases. However, the residual stress also increases, and the possibility of damage due to peeling in the manufacturing process or peeling of the ceramic layer with a small number of heat cycles during gas turbine operation becomes large, and in this case it cannot be put to practical use.
【0007】TBCの厚さは、上記理由により厚く被着
することが困難であり、合金層を含めてその厚さは通常
0.3〜0.5mmに設定されている。ところが、TBC
が被着されていると、翼の後縁厚さはTBC厚さの2倍
の厚さ0.6〜1.0mmが追加されることになるため、
タービンの空力性能は著しく低下してしまい、TBCを
設けて高温化を図っても、その効果が相殺される場合が
ある。The thickness of TBC is difficult to deposit due to the above reasons, and the thickness thereof including the alloy layer is usually set to 0.3 to 0.5 mm. However, TBC
Is applied, the trailing edge thickness of the blade will be twice the TBC thickness, which is 0.6 to 1.0 mm.
The aerodynamic performance of the turbine is significantly deteriorated, and even if a TBC is provided to increase the temperature, the effect may be offset.
【0008】[0008]
【発明が解決しようとする課題】ところで、高温化に適
し優れたタービン空冷翼を得るためには、遮熱特性が高
く、高温耐久性に優れ、且つ空力性能にも優れているこ
とが必要である。TBCのセラミック特性として、熱伝
導率が小さくて遮熱特性が高く、さらに耐熱性に優れた
材料が使用されている。そして、遮熱特性はセラミック
層の厚さを厚くすることにより向上する。By the way, in order to obtain a turbine air-cooling blade suitable for high temperature, it is necessary to have high heat-shielding characteristics, high-temperature durability and excellent aerodynamic performance. is there. As a ceramic property of TBC, a material having a small thermal conductivity, a high heat shielding property, and an excellent heat resistance is used. And, the heat shield property is improved by increasing the thickness of the ceramic layer.
【0009】しかしながら、中間に合金層を介している
にも拘らず、セラミック層と基材の耐熱合金との線膨張
係数などの物性値が異なるために、製造時に残留応力
が、使用時に熱応力がそれぞれ発生し、セラミック層の
剥離による損傷を引き起こす場合がある。遮熱特性を重
視してセラミック層を厚くすると、高温耐久性は低下す
る。However, despite the intervening alloy layer, the ceramic layer and the heat-resistant alloy of the base material have different physical expansion coefficient and other physical properties, so that the residual stress during production is different from the thermal stress during use. May occur, causing damage due to peeling of the ceramic layer. If the thickness of the ceramic layer is increased with an emphasis on the heat shield property, the high temperature durability will decrease.
【0010】逆に、耐久性を重視してセラミック層を薄
くすると、遮熱特性が低下し、発電プラントの高温化を
達成することができず、TBCはこれら双方を両立させ
るには必ずしも充分なものではない。また、TBCが後
縁噴出し部の背側面および腹側面に被着されると、TB
Cの厚さ分だけ後縁厚さが厚くなり、空力性能の低下を
招く問題点がある。On the other hand, if the ceramic layer is made thinner with emphasis on durability, the heat-shielding property will be deteriorated and the temperature of the power plant cannot be raised, and TBC is not always sufficient to make both of them compatible. Not a thing. Also, if TBC is applied to the dorsal and ventral sides of the trailing edge ejection part, TB
There is a problem in that the trailing edge thickness becomes thicker by the thickness of C, which causes deterioration of aerodynamic performance.
【0011】本発明は上述した事情を考慮してなされた
もので、遮熱特性を高め、ガスタービンが長期間安定し
て運転できる耐久性を有し、且つ空力性能に優れたター
ビン冷却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 turbine cooling blade having improved adiabatic characteristics, durability that allows a gas turbine to be stably operated for a long period of time, and excellent aerodynamic performance. The purpose is to provide.
【0012】[0012]
【課題を解決するための手段】本発明に係るタービン冷
却翼は、上述した課題を解決するために、翼前縁部およ
び背側面、腹側面にセラミックと金属との組成比率が厚
さ方向に連続的に変化する被覆厚さの厚い組成変化層を
設けた第1の被覆層と、翼後縁部の背側面および腹側面
に薄いセラミック層を設けた第2の被覆層とを備えたも
のである。In order to solve the above-mentioned problems, the turbine cooling blade according to the present invention has a composition ratio of ceramic and metal in the thickness direction in the blade leading edge portion, the back side surface and the ventral side surface. A first coating layer provided with a composition change layer having a continuously changing thick coating thickness, and a second coating layer provided with thin ceramic layers on the dorsal and ventral sides of the trailing edge of the blade. Is.
【0013】また、上記第1の被覆層と上記第2の被覆
層との境界部において、上記第1の被覆層を被覆した基
材面の高さが上記第2の被覆層を被覆した基材面高さよ
り被覆層の厚さの相違分だけ低く、且つ両者の基材面を
緩やかな傾斜で接続し、上記境界部における被覆面間を
平滑な翼表面に形成した。At the boundary between the first coating layer and the second coating layer, the height of the surface of the base material coated with the first coating layer is the base coated with the second coating layer. The height of the covering layer was lower than the height of the material surface by the difference in the thickness of the covering layer, and both base material surfaces were connected with a gradual inclination to form a smooth blade surface between the covering surfaces at the boundary.
【0014】さらに、上記第2の被覆層を設けた翼後縁
部は、その背側面、腹側面をフィルム冷却するフィルム
冷却部を有している。Further, the blade trailing edge portion provided with the second coating layer has a film cooling portion for film cooling the back side surface and the ventral side surface thereof.
【0015】さらにまた、上記組成変化層を有する第1
の被覆層を外輪シュラウドおよび内輪シュラウドに設け
てもよい。Furthermore, a first layer having the above composition change layer
The coating layer may be provided on the outer ring shroud and the inner ring shroud.
【0016】そして、上記第1の被覆層は0.4mm以上
の厚さに設定することが好ましい。The first coating layer is preferably set to have a thickness of 0.4 mm or more.
【0017】[0017]
【作用】上記の構成を有する本発明においては、翼前縁
部および背側面、腹側面にセラミックと金属との組成比
率が厚さ方向に連続的に変化する被覆厚さの厚い組成変
化層を設けた第1の被覆層と、翼後縁部の背側面および
腹側面に薄いセラミック層を設けた第2の被覆層とを備
えたので、燃焼ガスからの熱負荷を著しく低減させ、高
温化あるいは冷却空気流量を低減することができる。According to the present invention having the above-mentioned structure, the composition change layer having a thick coating thickness, in which the composition ratio of ceramic and metal continuously changes in the thickness direction, is provided on the blade leading edge portion, the dorsal side surface and the ventral side surface. Since the first coating layer provided and the second coating layer having the thin ceramic layer on the dorsal and ventral side surfaces of the trailing edge of the blade are provided, the heat load from the combustion gas is significantly reduced and the temperature is increased. Alternatively, the cooling air flow rate can be reduced.
【0018】また、第2の被覆層を設けた翼後縁部の背
側面、腹側面をフィルム冷却するようにしたので、冷却
効率が高く、セラミック層を有する第2の被覆層が設け
られているにも拘らず、後縁厚さを薄くすることができ
る。Further, since the back side and ventral side of the blade trailing edge portion provided with the second coating layer are film-cooled, the cooling efficiency is high and the second coating layer having the ceramic layer is provided. Despite this, the trailing edge thickness can be reduced.
【0019】さらに、翼後縁部で厚い第1の被覆層と薄
い第2の被覆層との境界部において段差がなく、滑らか
な翼表面を形成し、優れた空力性能を具備することによ
り、ガスタービンの高効率化を図ることができる。Further, there is no step at the boundary between the thick first coating layer and the thin second coating layer at the trailing edge of the blade, a smooth blade surface is formed, and excellent aerodynamic performance is provided. It is possible to improve the efficiency of the gas turbine.
【0020】そして、第1の被覆層はセラミックと金属
との組成比率を厚さ方向に連続的に変化させることによ
り、熱応力の緩和作用を有し、且つ燃焼ガスからの熱負
荷を低減させることができる。その結果、基材自体の温
度上昇も低減され、ガスタービンは長期間安定して運転
できる耐久性を有する。The first coating layer has the effect of relaxing the thermal stress by continuously changing the composition ratio of the ceramic and the metal in the thickness direction and reduces the heat load from the combustion gas. be able to. As a result, the temperature rise of the base material itself is also reduced, and the gas turbine has the durability that enables stable operation for a long period of time.
【0021】[0021]
【実施例】以下、本発明の実施例を図面に基づいて説明
する。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings.
【0022】図1は本発明に係るタービン冷却翼の一実
施例を示す斜視図である。図1に示すように、本実施例
のタービン冷却翼は有効部11と、外輪シュラウド12
と、内輪シュラウド13とから大略構成され、燃焼ガス
側の翼面に斜線で示す被覆層14が形成されている。FIG. 1 is a perspective view showing an embodiment of a turbine cooling blade according to the present invention. As shown in FIG. 1, the turbine cooling blade of this embodiment includes an effective portion 11 and an outer ring shroud 12.
And an inner ring shroud 13, and a coating layer 14 indicated by diagonal lines is formed on the blade surface on the combustion gas side.
【0023】図2は図1に示す有効部11の断面を示
し、前縁部15、背側面16および腹側面17の基材2
5上には、被覆厚さの厚い組成変化層21(図3に示
す)を有する第1の被覆層20が形成されており、一部
後縁部の背側面18、腹側面19には被覆厚さの薄いセ
ラミック層23(図4に示す)を有する第2の被覆層3
0が形成されている。FIG. 2 shows a cross section of the effective portion 11 shown in FIG.
A first coating layer 20 having a composition-changing layer 21 (shown in FIG. 3) having a large coating thickness is formed on the surface 5, and the dorsal side surface 18 and the ventral side surface 19 at a part of the rear edge part are covered with the coating. Second coating layer 3 having a thin ceramic layer 23 (shown in FIG. 4)
0 is formed.
【0024】基材25の中空部にはインサート26が装
着され、このインサート26には多数の小さな冷却孔2
6aが穿設されており、ガスタービンの圧縮機から供給
された冷却空気27がインサート26内部に送り込ま
れ、冷却孔26aから噴出して基材25の内部からイン
ピンジメント冷却する。An insert 26 is mounted in the hollow portion of the substrate 25, and the insert 26 has a large number of small cooling holes 2.
6a is bored, and the cooling air 27 supplied from the compressor of the gas turbine is sent into the inside of the insert 26, and is jetted from the cooling hole 26a to perform impingement cooling from the inside of the base material 25.
【0025】この冷却空気27は基材25とインサート
26との間隙を通って翼の後縁側に流れる。この後縁側
には図2および図6に示すように冷却通路25a,25
bおよび25cが形成され、冷却空気27はこれらの冷
却通路25a,25bおよび25cを通って基材25の
後縁部を冷却して燃焼ガス中に混入する。The cooling air 27 flows to the trailing edge side of the blade through the gap between the base material 25 and the insert 26. As shown in FIGS. 2 and 6, cooling passages 25a, 25a are provided on the trailing edge side.
b and 25c are formed, and the cooling air 27 passes through these cooling passages 25a, 25b and 25c to cool the trailing edge of the base material 25 and mix in the combustion gas.
【0026】図3は図2で示したタービン冷却翼の前縁
部15、背側面16および腹側面17に組成変化層21
を有する厚い第1の被覆層20の断面を示す。この被覆
層20は耐熱合金からなる基材25上に、高温耐酸化性
に優れた合金からなる合金層22と、上記合金および熱
伝導率の小さいZrO2 を主成分とするセラミックの組
成が厚さ方向に連続的に変化する組成変化層21と、Z
rO2 を主成分とするセラミック層23とを備えてい
る。そして、組成変化層21はそのセラミック組成比率
が基材25側の面で0%であり、翼表面に向ってその比
率が次第に増加し翼表面側の面で100%となる。FIG. 3 shows the composition change layer 21 on the front edge portion 15, the back side surface 16 and the ventral side surface 17 of the turbine cooling blade shown in FIG.
2 shows a cross section of a thick first coating layer 20 having The coating layer 20 includes a base material 25 made of a heat-resistant alloy, an alloy layer 22 made of an alloy excellent in high-temperature oxidation resistance, a thick composition of the above-mentioned alloy and a ceramic mainly composed of ZrO 2 having a small thermal conductivity. A composition change layer 21 that continuously changes in the vertical direction, and Z
and a ceramic layer 23 containing rO 2 as a main component. The ceramic composition ratio of the composition change layer 21 is 0% on the surface of the base material 25 side, and the ratio gradually increases toward the blade surface to 100% on the blade surface side.
【0027】図4は翼後縁部の被覆層30の断面を示
し、この薄い第2の被覆層30は、いわゆるサーマルバ
リアコーティングで、耐熱合金からなる基材25上に高
温耐酸化性に優れた合金からなる合金層22と、ZrO
2 を主成分とするセラミック層23とを備えている。FIG. 4 shows a cross section of the coating layer 30 at the trailing edge of the blade. This thin second coating layer 30 is a so-called thermal barrier coating and has excellent high temperature oxidation resistance on the base material 25 made of a heat resistant alloy. Alloy layer 22 composed of
And a ceramic layer 23 containing 2 as a main component.
【0028】図5は翼後縁部近傍において、組成変化層
21を有する厚い第1の被覆層20と、薄い第2の被覆
層30との境界部28の被覆層の断面を示し、厚い第1
の被覆層20が設けられる範囲の基材25の高さは後縁
部の基材25よりも組成変化層21の厚さ分だけ低く形
成されており、この境界部28における基材25の面は
緩やかな傾斜で接続されている。FIG. 5 shows a cross section of the coating layer at the boundary 28 between the thick first coating layer 20 having the composition change layer 21 and the thin second coating layer 30 in the vicinity of the blade trailing edge portion. 1
The height of the base material 25 in the range where the coating layer 20 is provided is lower than that of the base material 25 at the trailing edge portion by the thickness of the composition change layer 21. Are connected with a gentle slope.
【0029】上記第1,第2の被覆層20,30の形成
はプラズマ溶射法により行われ、組成変化層21はセラ
ミックと合金との組成の比率を変えながら被着すること
により形成することができる。また、合金層22は前縁
部15、背側面16、腹側面17と、後縁部の背側面1
8、腹側面19と、外輪シュラウド12および内輪シュ
ラウド13の翼全体で同じ被覆厚さに被着されている。The formation of the first and second coating layers 20 and 30 is performed by plasma spraying, and the composition change layer 21 can be formed by depositing while changing the composition ratio of ceramic and alloy. it can. Further, the alloy layer 22 includes the front edge portion 15, the back side surface 16, the ventral side surface 17, and the back edge surface 1 at the rear edge portion.
8, the ventral side surface 19 and the entire blades of the outer ring shroud 12 and the inner ring shroud 13 are coated with the same coating thickness.
【0030】すなわち、組成変化層21は有効部11の
前縁部15、背側面16、腹側面17で一部後縁部の背
側面18、腹側面19を除いた境界まで外輪シュラウド
12と内輪シュラウド13に被着される。施工時には一
部後縁部の背側面18、腹側面19の境界までマスキン
グを施しておく。この組成変化層21の上面はマスキン
グされた翼後縁部の背側面18および腹側面19の合金
層22の面と同一面上にあるため、境界部28での段差
はなく滑らかな面が形成される。That is, the composition change layer 21 includes the outer ring shroud 12 and the inner ring up to the boundary except for the front edge portion 15, the back side surface 16 and the ventral side surface 17 of the effective portion 11 except for the back side surface 18 and the ventral side surface 19, which are part of the rear edges. It is attached to the shroud 13. At the time of construction, masking is applied to the boundary between the back side surface 18 and the ventral side surface 19 at a part of the rear edge. Since the upper surface of the composition change layer 21 is on the same surface as the surface of the alloy layer 22 on the back side 18 and the vent side 19 of the trailing edge of the blade that is masked, there is no step at the boundary 28 and a smooth surface is formed. To be done.
【0031】また、セラミック層23は合金層22の施
工時と同様に、有効部11の前縁部15、背側面16、
腹側面17と、一部後縁部の背側面18、腹側面19
と、外輪シュラウド12および内輪シュラウド13の翼
全体で同じ被覆厚さで被着される。したがって、組成変
化層21の施工時に後縁部との境界部で滑らかな面を形
成しているので、セラミック層23はこの境界部で当然
滑らかな面を得ることができる。The ceramic layer 23 has the front edge portion 15, the back side surface 16, and the back side surface 16 of the effective portion 11 as in the case of applying the alloy layer 22.
Ventral surface 17, dorsal lateral surface 18, ventral lateral surface 19 at a part of the rear edge
The outer vane shroud 12 and the inner vane shroud 13 are coated with the same coating thickness on the entire blades. Therefore, since a smooth surface is formed at the boundary with the trailing edge when the composition change layer 21 is applied, the ceramic layer 23 can naturally obtain a smooth surface at this boundary.
【0032】図6は翼後縁部の詳細を示す。図2で示し
たように冷却通路は3種類あり、冷却孔出口が後縁24
に対して最近傍に位置する冷却通路25aには、インピ
ンジメント冷却を終了した冷却空気27がこの冷却通路
25aを通って後縁部を冷却して燃焼ガス中に噴き出さ
れる。FIG. 6 shows details of the trailing edge of the blade. As shown in FIG. 2, there are three types of cooling passages, and the cooling hole outlet is the trailing edge 24.
On the other hand, in the cooling passage 25a located closest to the cooling passage 25a, the cooling air 27 which has completed the impingement cooling passes through the cooling passage 25a to cool the trailing edge portion and is ejected into the combustion gas.
【0033】また、背側面18に設けられた冷却通路2
5bでは、冷却空気27がこの通路を通って背側面18
を冷却し、さらに冷却通路25bから噴き出されて翼面
に沿って膜状に流れ、後縁部をフィルム冷却する。この
冷却孔出口は後縁24の近傍に設けられているので、冷
却孔出口と後縁24までの距離が短く、フィルム冷却は
噴き出し後の翼面を全域カバーしている。他方、腹側面
19に設けられた冷却通路25cでも背側面18と同様
の構造が採られている。また、冷却通路25b,25c
は境界部28に可及的に近い位置に穿設され、被覆層2
0と冷却通路25b,25cとで挟まれた境界部28の
温度上昇を防止している。Further, the cooling passage 2 provided on the back side surface 18
In 5b, the cooling air 27 passes through this passage and
Is further discharged from the cooling passage 25b and flows in a film shape along the blade surface to cool the trailing edge film. Since this cooling hole outlet is provided in the vicinity of the trailing edge 24, the distance between the cooling hole outlet and the trailing edge 24 is short, and the film cooling covers the entire blade surface after being jetted. On the other hand, the cooling passage 25c provided on the ventral side surface 19 also has the same structure as the back side surface 18. In addition, the cooling passages 25b and 25c
Is formed at a position as close as possible to the boundary portion 28, and the coating layer 2
The temperature of the boundary portion 28 sandwiched between 0 and the cooling passages 25b and 25c is prevented from rising.
【0034】ところで、後縁部の冷却は図10に示した
ような後縁噴き出しが一般的であった。これは後縁部の
背側面、腹側面を同時に冷却するために、このような方
策が採用されていたが、この方策は後縁厚さが比較的厚
くなる傾向があった。By the way, the trailing edge portion is generally cooled by the trailing edge jetting as shown in FIG. This method has been adopted in order to cool the dorsal and ventral surfaces of the trailing edge portion at the same time, but this method tends to have a relatively large trailing edge thickness.
【0035】その点、図6では冷却通路25aの出口を
後縁24の最近傍の腹側面19(背側面18でもよい)
にずらして位置させることにより、後縁厚さを薄くして
いる。この場合、腹側面19は効果的に冷却されるが、
背側面18は腹側面19に比べて冷却されにくくなる。
そのため、後縁部の温度が高くなるのを防止するため
に、冷却通路25b,25cを設け、後縁部の冷却効果
を高めている。In that respect, in FIG. 6, the outlet of the cooling passage 25a is located at the ventral side surface 19 (or the back side surface 18) closest to the trailing edge 24.
The trailing edge thickness is made thinner by shifting the position. In this case, the ventral side surface 19 is effectively cooled,
The back side surface 18 is less likely to be cooled than the ventral side surface 19.
Therefore, in order to prevent the temperature of the trailing edge portion from increasing, cooling passages 25b and 25c are provided to enhance the cooling effect of the trailing edge portion.
【0036】次に、本実施例の作用について説明する。Next, the operation of this embodiment will be described.
【0037】図7は被覆層の厚さと燃焼ガス温度上昇分
との関係を示す。この関係は次の条件下で得られたもの
である。FIG. 7 shows the relationship between the thickness of the coating layer and the rise in combustion gas temperature. This relationship was obtained under the following conditions.
【0038】まず、基材25の温度はいずれの場合も同
じとし、基材25上に設けられる合金層22の厚さを
0.1mmに設定している。翼中空部の冷却側の条件とし
ては、冷却空気温度および内面熱伝達率は同じであり、
燃焼ガス側の条件は外面熱伝達率と同じである。図中、
AはZrO2 を主成分とするセラミック層23を有する
被覆層30の場合を示している。実線は使用可能な範囲
を、破線は使用不可能な範囲である。First, the temperature of the base material 25 is the same in all cases, and the thickness of the alloy layer 22 provided on the base material 25 is set to 0.1 mm. As the condition of the cooling side of the blade hollow part, the cooling air temperature and the inner surface heat transfer coefficient are the same,
The conditions on the combustion gas side are the same as the external heat transfer coefficient. In the figure,
A shows the case of the coating layer 30 having the ceramic layer 23 containing ZrO 2 as a main component. The solid line indicates the usable range, and the broken line indicates the unusable range.
【0039】ここで、使用不可能な範囲とは、被覆層の
製造過程での剥離、あるいはガスタービンの運転で起
動、停止の熱サイクルがかかり、少ない熱サイクル回数
で被覆層が剥離を起こし、長期間安定して運転できない
状態を言う。The term "unusable range" means that the coating layer is peeled off during the manufacturing process, or is started and stopped during the operation of the gas turbine, and the coating layer peels off after a small number of heat cycles. It means a state where the vehicle cannot be operated stably for a long period of time.
【0040】一方、Bはセラミックと合金の組成が連続
的に変化する組成変化層21を有する被覆層20の場合
を示している。被覆層表面のセラミック層23の厚さは
0.2mmに設定されている。On the other hand, B shows the case of the coating layer 20 having the composition change layer 21 in which the composition of the ceramic and the alloy continuously changes. The thickness of the ceramic layer 23 on the surface of the coating layer is set to 0.2 mm.
【0041】この図によると、Aは被覆の単位厚さに対
して優れた遮熱特性を有していることが判る。但し、被
覆厚さに制限があり、薄い範囲でしか使用できない。B
においては、被覆の単位厚さに対する遮熱特性はAに比
べて約1/2程度と劣るが、被覆厚さを充分厚く設定で
きるので、燃焼ガス温度の上昇には極めて優れた特性を
発揮する。From this figure, it can be seen that A has an excellent heat shield property with respect to the unit thickness of the coating. However, since the coating thickness is limited, it can be used only in a thin range. B
In comparison with A, the heat-shielding property per unit thickness of the coating is inferior to about 1/2, but since the coating thickness can be set to be sufficiently thick, it exhibits extremely excellent characteristics in raising the combustion gas temperature. .
【0042】Aのセラミック層の使用限界厚さが0.3
mmとすると、この厚さでの燃焼ガス温度上昇分と同じ温
度になるBの被覆層の厚さは0.4mmに対応しており、
Bの被覆層の厚さが0.4mm以上の厚さになれば、燃焼
ガス温度の上昇に対してはAよりも有効になることが判
る。The maximum usable thickness of the ceramic layer A is 0.3
If the thickness is mm, the thickness of the coating layer of B, which has the same temperature as the combustion gas temperature increase at this thickness, corresponds to 0.4 mm,
It can be seen that when the thickness of the coating layer of B is 0.4 mm or more, it is more effective than that of A for increasing the combustion gas temperature.
【0043】Bにおいて、ガスタービンの起動、停止に
よる熱サイクルで発生する熱応力は、組成変化層21を
有する被覆層20であるため、緩和作用により長期安定
運転ができることは言うまでもないが、被覆層20の厚
さを増していくと、熱応力の緩和作用が低下することは
否めない。In B, it is needless to say that the thermal stress generated in the thermal cycle due to the start and stop of the gas turbine is the coating layer 20 having the composition change layer 21, so that the stable operation can be performed for a long period of time by the relaxation action. It cannot be denied that as the thickness of 20 is increased, the effect of relaxing thermal stress is reduced.
【0044】被覆層20の厚さの制限はガスタービンの
容量によるタービン冷却翼の寸法に影響され、大容量機
になれば、翼部材の厚さも当然厚くなり、相対的に被覆
層の厚さを増すことができるので、大容量機でより有効
となる。The limitation of the thickness of the coating layer 20 is influenced by the size of the turbine cooling blade due to the capacity of the gas turbine, and in the case of a large-capacity machine, the thickness of the blade member naturally increases, and the thickness of the coating layer is relatively large. Since it can be increased, it is more effective for large capacity machines.
【0045】本実施例では、タービン翼面のほとんどの
領域で、Bの厚い第1の被覆層20が設けられている
が、一部翼後縁部の背側面18、腹側面19にはAの薄
い第2の被覆層30が設けられている。この翼後縁部は
被覆層の遮熱効果による燃焼ガス温度上昇分は少ない
が、背側面18、腹側面19のフィルム冷却と組合せる
ことにより、Bの厚い遮熱層を有する領域と同じように
燃焼ガス温度を上昇させることができる。In the present embodiment, the first coating layer 20 having a thick B is provided in almost all areas of the turbine blade surface, but A is provided on the dorsal side surface 18 and the ventral side surface 19 of the trailing edge part of the blade. A thin second cover layer 30 of The trailing edge portion of this blade has a small increase in combustion gas temperature due to the heat shield effect of the coating layer, but by combining with the film cooling of the back side surface 18 and the ventral side surface 19, it becomes similar to the area having a thick heat shield layer of B. The combustion gas temperature can be raised.
【0046】このように本実施例では、前縁部15およ
び背側面16、腹側面17にセラミックと金属との組成
比率が厚さ方向に連続的に変化する被覆厚さの厚い組成
変化層21を有する第1の被覆層20と、翼後縁部の背
側面18および腹側面19に薄いセラミック層23を有
する第2の被覆層30とを備えたので、燃焼ガスからの
熱負荷を著しく低減させ、高温化あるいは冷却空気流量
を低減することができる。As described above, in the present embodiment, the composition change layer 21 having a thick coating thickness, in which the composition ratio of the ceramic and the metal is continuously changed in the thickness direction on the front edge portion 15, the back side surface 16 and the ventral side surface 17, is provided. And the second coating layer 30 having the thin ceramic layer 23 on the dorsal side surface 18 and the ventral side surface 19 at the trailing edge of the blade, the heat load from the combustion gas is significantly reduced. Therefore, the temperature can be increased or the flow rate of cooling air can be reduced.
【0047】また、第2の被覆層30を設けた翼後縁部
の背側面18、腹側面19をフィルム冷却するようにし
たので、冷却効率が高く、セラミック層23を有する第
2の被覆層30が設けられているにも拘らず、後縁厚さ
を薄くすることができる。Further, since the back side surface 18 and the ventral side surface 19 of the blade trailing edge portion provided with the second coating layer 30 are film-cooled, the cooling efficiency is high and the second coating layer having the ceramic layer 23 is provided. Despite the provision of 30, the trailing edge thickness can be reduced.
【0048】さらに、翼後縁部で厚い第1の被覆層20
と薄い第2の被覆層30との境界部28において段差が
なく、滑らかな翼表面を形成し、優れた空力性能を具備
することにより、ガスタービンの高効率化を図ることが
できる。Further, the first coating layer 20 having a large thickness at the trailing edge of the blade is provided.
By forming a smooth blade surface with no step at the boundary portion 28 between the thin second coating layer 30 and the excellent aerodynamic performance, it is possible to improve the efficiency of the gas turbine.
【0049】そして、第1の被覆層20はセラミックと
金属との組成比率を厚さ方向に連続的に変化させること
により、熱応力の緩和作用を有し、且つ燃焼ガスからの
熱負荷を低減させることができる。その結果、基材25
自体の温度上昇も低減され、ガスタービンは長期間安定
して運転できる耐久性を有する。The first coating layer 20 has the effect of relaxing the thermal stress by continuously changing the composition ratio of the ceramic and the metal in the thickness direction and reduces the heat load from the combustion gas. Can be made. As a result, the base material 25
The temperature rise of itself is also reduced, and the gas turbine has the durability to be able to operate stably for a long period of time.
【0050】[0050]
【発明の効果】以上説明したように、本発明に係るター
ビン冷却翼によれば、翼前縁部および背側面、腹側面に
セラミックと金属の組成が連続的に変化する被覆厚さの
厚い組成変化層を有する第1の被覆層と、一部後縁部の
背側面、腹側面に薄いセラミック層を有する第2の被覆
層とを備えたことにより、燃焼ガスからの熱負荷を著し
く低減させることができる。したがって、高温化あるい
は冷却空気流量を低減させることができる。As described above, according to the turbine cooling blade of the present invention, the composition of the ceramic and the metal in which the composition of the ceramic and the metal changes continuously on the blade leading edge portion, the back side surface and the ventral side surface is thick. By providing the first coating layer having the changing layer and the second coating layer having the thin ceramic layer on the back side and ventral side of the trailing edge part, the heat load from the combustion gas is significantly reduced. be able to. Therefore, it is possible to increase the temperature or reduce the cooling air flow rate.
【0051】また、第1の被覆層と第2の被覆層との境
界部における翼表面は、滑らかな面を形成しているの
で、優れた空力性能を備え、ガスタービンの高効率化を
図ることができる。Further, since the blade surface at the boundary between the first coating layer and the second coating layer forms a smooth surface, excellent aerodynamic performance is provided and the efficiency of the gas turbine is improved. be able to.
【0052】さらに、第2の被覆層を設けた翼後縁部の
背側面、腹側面をフィルム冷却するようにしたので、冷
却効率が高く、セラミック層を有する第2の被覆層が設
けられているにも拘らず、後縁厚さを薄くすることがで
きる。Furthermore, since the back side and ventral side of the blade trailing edge portion provided with the second coating layer are film-cooled, the cooling efficiency is high and the second coating layer having the ceramic layer is provided. Despite this, the trailing edge thickness can be reduced.
【0053】そして、第1の被覆層は組成変化層を有す
るため、熱応力の緩和作用があり、且つ燃焼ガスからの
熱負荷が低減される。その結果、基材自体の温度上昇も
低減され、ガスタービンは長期間安定して運転できる耐
久性を有する。Since the first coating layer has the composition change layer, it has the effect of relaxing the thermal stress and the heat load from the combustion gas is reduced. As a result, the temperature rise of the base material itself is also reduced, and the gas turbine has the durability that enables stable operation for a long period of time.
【図1】本発明に係るタービン冷却翼の一実施例を示す
斜視図。FIG. 1 is a perspective view showing an embodiment of a turbine cooling blade according to the present invention.
【図2】図1における有効部の断面図。FIG. 2 is a sectional view of an effective portion in FIG.
【図3】図2のタービン冷却翼の第1の被覆層を示す拡
大断面図。3 is an enlarged cross-sectional view showing a first coating layer of the turbine cooling blade of FIG.
【図4】同タービン冷却翼の第2の被覆層を示す拡大断
面図。FIG. 4 is an enlarged cross-sectional view showing a second coating layer of the turbine cooling blade.
【図5】同タービン冷却翼の被覆層の境界部を示す拡大
断面図。FIG. 5 is an enlarged cross-sectional view showing a boundary portion of a coating layer of the turbine cooling blade.
【図6】本実施例のタービン冷却翼の後縁部を示す拡大
断面図。FIG. 6 is an enlarged cross-sectional view showing a trailing edge portion of the turbine cooling blade of this embodiment.
【図7】被覆層の燃焼ガス温度上昇の特性図。FIG. 7 is a characteristic diagram of a combustion gas temperature rise of the coating layer.
【図8】従来のタービン冷却翼を示す斜視図。FIG. 8 is a perspective view showing a conventional turbine cooling blade.
【図9】図8における有効部の断面図。9 is a sectional view of an effective portion in FIG.
【図10】図8における後縁部を示す拡大断面図。10 is an enlarged cross-sectional view showing a trailing edge portion in FIG.
11 有効部 12 外輪シュラウド 13 内輪シュラウド 14 被覆層 15 前縁部 16 背側面 17 腹側面 18 背側面 19 腹側面 20 第1の被覆層 21 組成変化層 22 合金層 23 セラミック層 24 後縁 25 基材 25a,25b25c 冷却通路 28 境界部 30 第2の被覆層 11 Effective Part 12 Outer Ring Shroud 13 Inner Ring Shroud 14 Covering Layer 15 Front Edge 16 Back Side 17 Back Side 18 Back Side 19 Back Side 20 First Covering Layer 21 Composition Change Layer 22 Alloy Layer 23 Ceramic Layer 24 Rear Edge 25 Base Material 25a, 25b25c Cooling passage 28 Boundary 30 Second coating layer
Claims (5)
ックと金属との組成比率が厚さ方向に連続的に変化する
被覆厚さの厚い組成変化層を設けた第1の被覆層と、翼
後縁部の背側面および腹側面に薄いセラミック層を設け
た第2の被覆層とを備えたことを特徴とするタービン冷
却翼。1. A first coating layer having a thick composition change layer having a coating thickness such that the composition ratio of ceramic and metal continuously changes in the thickness direction, on the blade leading edge portion, the back side surface, and the ventral side surface. And a second coating layer provided with a thin ceramic layer on the back side and vent side of the blade trailing edge.
の境界部において、上記第1の被覆層を被覆した基材面
の高さが上記第2の被覆層を被覆した基材面高さより被
覆層の厚さの相違分だけ低く、且つ両者の基材面を緩や
かな傾斜で接続し、上記境界部における被覆面間を平滑
な翼表面に形成した請求項1記載のタービン冷却翼。2. A base having a height of a base material surface coated with the first coating layer at a boundary portion between the first coating layer and the second coating layer and having a height of a surface coated with the second coating layer. The turbine according to claim 1, wherein the height of the coating layer is lower than the height of the material surface by the difference in the thickness of the coating layer, and both base material surfaces are connected with a gradual inclination so that the coating surface at the boundary portion is formed into a smooth blade surface. Cooling wings.
その背側面、腹側面をフィルム冷却するフィルム冷却部
を有する請求項1記載のタービン冷却翼。3. The blade trailing edge portion provided with the second coating layer,
The turbine cooling blade according to claim 1, further comprising a film cooling unit that cools the back side and the vent side of the film.
外輪シュラウドおよび内輪シュラウドに設けた請求項1
記載のタービン冷却翼。4. The outer ring shroud and the inner ring shroud are provided with a first coating layer having the composition change layer.
The turbine cooling blade described.
に設定した請求項1,2または4記載のタービン冷却
翼。5. The turbine cooling blade according to claim 1, wherein the first coating layer has a thickness of 0.4 mm or more.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP17127192A JPH0610608A (en) | 1992-06-29 | 1992-06-29 | Turbine cooling blade |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP17127192A JPH0610608A (en) | 1992-06-29 | 1992-06-29 | Turbine cooling blade |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH0610608A true JPH0610608A (en) | 1994-01-18 |
Family
ID=15920236
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP17127192A Pending JPH0610608A (en) | 1992-06-29 | 1992-06-29 | Turbine cooling blade |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPH0610608A (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH07253004A (en) * | 1994-03-15 | 1995-10-03 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | Gas turbine |
JP2010180827A (en) * | 2009-02-06 | 2010-08-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gas turbine blade and gas turbine |
JP2017150459A (en) * | 2016-02-26 | 2017-08-31 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Turbine blade |
-
1992
- 1992-06-29 JP JP17127192A patent/JPH0610608A/en active Pending
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH07253004A (en) * | 1994-03-15 | 1995-10-03 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | Gas turbine |
JP2010180827A (en) * | 2009-02-06 | 2010-08-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gas turbine blade and gas turbine |
JP2017150459A (en) * | 2016-02-26 | 2017-08-31 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Turbine blade |
EP3211178B1 (en) | 2016-02-26 | 2019-09-04 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Turbine blade |
US10465524B2 (en) | 2016-02-26 | 2019-11-05 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Turbine blade |
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