JPH07127401A - Turbine moving blade - Google Patents
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンエンジン
等に使用されるタービン動翼に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a turbine rotor blade used in a gas turbine engine or the like.
【０００２】[0002]
【従来の技術】ガスタービンエンジン等に使用されるタ
ービン動翼は、円盤状のディスクの外周面に周方向に間
隔をおいて形成される植込溝にそれぞれ植え込まれ、該
ディスクの外周面に放射状に複数配設される。そして、
その翼部を筒状のケーシング内に形成される筒状のガス
通路に配して、該ガス通路に流通する高速ガスを翼部に
挿通させることによってケーシングの周方向に、５００
ｍ／ｓ程度の周速度で高速回転させられるようになって
いる。2. Description of the Related Art Turbine rotor blades used in gas turbine engines and the like are planted in disc-shaped discs having respective circumferentially spaced studs formed in circumferentially spaced studs. A plurality of them are radially arranged. And
The blade portion is arranged in a tubular gas passage formed in a tubular casing, and the high-speed gas flowing through the gas passage is inserted into the blade portion, so that the circumferential direction of the casing is reduced to 500.
It can be rotated at a high speed at a peripheral speed of about m / s.
【０００３】一方、ガス通路に流通させられる高速ガス
は、例えば、１５００℃程度の高温ガスであるので、該
ガス通路内に配されるタービン動翼が、高温状態に加熱
されることになる。このため、タービン動翼は、例え
ば、ニッケル合金等の耐熱性の高い金属材料により構成
されるとともに、その翼表面に遮熱のための断熱層を形
成している。該断熱層としては、例えば、翼表面にセラ
ミックスを溶射するサーマルバリアコーティング（ＴＢ
Ｃ）が提案されている。On the other hand, the high-speed gas circulated in the gas passage is, for example, a high temperature gas of about 1500 ° C., so that the turbine blades arranged in the gas passage are heated to a high temperature state. For this reason, the turbine rotor blade is made of, for example, a metal material having high heat resistance such as a nickel alloy, and has a heat insulating layer formed on the surface of the blade for heat shielding. The heat insulating layer may be, for example, a thermal barrier coating (TB) for spraying ceramics on the blade surface.
C) is proposed.
【０００４】該サーマルバリアコーティングは、例え
ば、耐蝕性・耐酸化性に優れるＮｉＣｏＣｒＡｌＹを下
地として、耐熱疲労性に優れるＺｒＯ2・Ｙ2Ｏ3を配し
た２層コーティングが採用されることが多い。そして、
このサーマルバリアコーティングをタービン動翼の先端
面を除く翼表面全体に被覆・形成することによって、過
熱状態の高温ガスに対してタービン動翼が健全な状態に
保持されるようになっている。As the thermal barrier coating, for example, a two-layer coating in which ZrO 2 .Y 2 O 3 having excellent heat resistance and fatigue resistance is arranged on the basis of NiCoCrAlY having excellent corrosion resistance and oxidation resistance is often employed. And
By coating and forming this thermal barrier coating on the entire blade surface except the tip surface of the turbine blade, the turbine blade is kept in a healthy state with respect to the overheated high temperature gas.
【０００５】[0005]
【発明が解決しようとする課題】ところで、このような
タービン動翼は、高速ガスのエネルギを有効に回転力に
変換するために、該高速ガスを洩れなく受け止めること
が必要である。このために、ケーシング内面とタービン
動翼の先端面との間隔寸法を小さくしてタービンに回転
力を与えずに通過する高速ガスを極力少なくすることが
行われる。By the way, in order to effectively convert the energy of the high-speed gas into the rotational force, it is necessary for such a turbine rotor blade to receive the high-speed gas without leakage. For this reason, the distance between the inner surface of the casing and the tip end surface of the turbine rotor blade is reduced to minimize the amount of high-speed gas passing through without imparting a rotational force to the turbine.
【０００６】しかしながら、このようにケーシング内面
とタービン動翼の先端面との間隔寸法を小さくすると、
高速回転による振動や偏心等によって、タービン動翼の
先端面がケーシングの内面に接触することが考えられ、
その場合には、該タービン動翼先端部近傍の前記サーマ
ルバリアコーティングが部分的に欠けてしまうことがあ
る。However, if the distance between the inner surface of the casing and the tip surface of the turbine rotor blade is reduced in this way,
It is conceivable that the tip surface of the turbine blade may contact the inner surface of the casing due to vibration or eccentricity due to high-speed rotation.
In that case, the thermal barrier coating near the tip of the turbine blade may be partially chipped.
【０００７】また、高温ガスの流通するガス通路内にお
けるタービン動翼の温度分布は、抽気等により冷却され
かつ周速度の最も高いタービン動翼の先端部近傍で比較
的低く、冷却効果の少ない翼前縁部および翼後縁部で高
い温度を示すことが知られている。この場合の温度差
は、２００〜３００℃程度にも達するため、タービン動
翼には、該温度差による熱的なストレスが発生すること
になる。その結果、該ストレスによる変形を最も生じや
すい自由端であるタービン動翼先端のサーマルバリアコ
ーティングが欠けてしまうことが考えられる。Further, the temperature distribution of the turbine rotor blade in the gas passage through which the high temperature gas flows is relatively low near the tip of the turbine rotor blade which is cooled by bleeding air and has the highest peripheral velocity, and thus the blade having a small cooling effect. It is known to show high temperatures at the leading edge and the trailing edge of the blade. In this case, the temperature difference reaches about 200 to 300 ° C., so that thermal stress is generated in the turbine rotor blade due to the temperature difference. As a result, it is conceivable that the thermal barrier coating on the tip of the turbine rotor blade, which is the free end, is most likely to be deformed by the stress.
【０００８】そして、このようにして欠けたサーマルバ
リアコーティングが、ガス通路中に飛散した場合には、
他のタービン動翼、その他の各部に損傷を与えることが
考えられ、空力特性の変化等が発生してエンジン性能の
低下をきたすという不都合が考えられる。When the chipped thermal barrier coating is scattered in the gas passage,
It is conceivable that other turbine rotor blades and other parts may be damaged, causing a change in aerodynamic characteristics and the like, resulting in a decrease in engine performance.
【０００９】本発明は上述した事情に鑑みてなされたも
のであって、断熱効果を有効に保持しつつ振動、偏心、
熱変形等によっても欠損を生じない断熱層をその表面に
施したタービン動翼を提供することを目的としている。The present invention has been made in view of the above-mentioned circumstances, and it is possible to effectively maintain the heat insulating effect while vibrating, eccentric, and
It is an object of the present invention to provide a turbine rotor blade having a heat insulating layer on its surface that does not cause defects even when it is deformed by heat.
【００１０】[0010]
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明は、次の２つの手段を提案している。第１の
手段は、筒状のケーシング内面に間隔を空けてその先端
面を近接状態に配置されかつ該間隔を保持しつつケーシ
ングの周方向に沿って高速回転させられるタービン動翼
であって、耐熱材よりなる断熱層を翼面に被覆状態に設
けてなり、前記先端面およびその近傍に位置する翼面
に、該翼面を露出状態とする断熱層の無被覆部が形成さ
れているタービン動翼を提案しており、第２の手段は、
筒状のケーシング内面に間隔を空けてその先端面を近接
状態に配置されかつ該間隔を保持しつつケーシングの周
方向に沿って高速回転させられるタービン動翼であっ
て、翼面全体を被覆状態に形成される耐蝕材よりなる耐
蝕層と、該耐蝕層を被覆状態に形成される耐熱材よりな
る耐熱層とを設けてなり、前記先端面の近傍に位置する
耐蝕層表面に、該耐蝕層を露出状態とする耐熱層の無被
覆部が形成されているタービン動翼を提案している。In order to achieve the above object, the present invention proposes the following two means. A first means is a turbine rotor blade which is arranged in a cylindrical casing inner surface with a space between the tip surfaces thereof and which is rotated at high speed along the circumferential direction of the casing while maintaining the space. A turbine in which a heat insulating layer made of a heat-resistant material is provided on a blade surface in a covered state, and an uncovered portion of the heat insulating layer exposing the blade surface is formed on the blade surface located at the tip surface and in the vicinity thereof. We propose a moving blade, and the second means is
A turbine rotor blade having a tip end surface arranged in a close state with an interval on the inner surface of a cylindrical casing and rotating at a high speed along the circumferential direction of the casing while maintaining the interval, and covering the entire blade surface. And a heat-resistant layer made of a heat-resistant material formed to cover the corrosion-resistant layer. The corrosion-resistant layer is formed on the surface of the corrosion-resistant layer near the tip surface. It proposes a turbine blade in which an uncoated portion of the heat-resistant layer that exposes is formed.
【００１１】[0011]
【作用】本発明の第１の手段に係るタービン動翼によれ
ば、先端面およびその近傍に位置する翼面に、無被覆部
が形成されているので、ケーシング内面とタービン動翼
の先端面との間隔寸法を小さくして、該タービン動翼の
振動等により両者が接触した場合であっても、その衝撃
が断熱層に直接作用しないことになる。また、熱的なス
トレスによりタービン動翼先端部に変形が発生した場合
であっても、該先端部に断熱層が設けられていないの
で、該変形による断熱層の欠損を回避することが可能と
なる。タービン動翼先端部は、周速度が高く、外部から
も冷却されるので、その温度が比較的低く、断熱層を形
成しない場合であっても、タービン動翼自体の健全性が
維持されることになる。また、第２の手段に係るタービ
ン動翼によれば、タービン動翼の先端面とケーシング内
面とが接触した場合にあっても、その衝撃が耐熱層に直
接作用しないことになり、該耐熱層の欠損が回避される
ことになる。また、耐熱層の無被覆部にあっても、耐蝕
層が翼面に被覆されているので、翼面の耐蝕性を向上す
ることが可能となる。According to the turbine moving blade of the first aspect of the present invention, since the uncovered portion is formed on the tip surface and the blade surface located in the vicinity thereof, the inner surface of the casing and the tip surface of the turbine blade are formed. Even when the two are brought into contact with each other due to the vibration of the turbine rotor blade or the like by reducing the distance between them and the impact, the impact does not directly act on the heat insulating layer. Further, even if the turbine rotor blade tip portion is deformed due to thermal stress, since the tip portion is not provided with the heat insulating layer, it is possible to avoid loss of the heat insulating layer due to the deformation. Become. Since the tip of the turbine blade has a high peripheral speed and is also cooled from the outside, the integrity of the turbine blade itself must be maintained even when the temperature is relatively low and the heat insulating layer is not formed. become. Further, according to the turbine rotor blade of the second means, even if the tip end surface of the turbine rotor blade and the inner surface of the casing come into contact with each other, the impact does not directly act on the heat resistant layer. Will be avoided. Further, even in the uncovered portion of the heat resistant layer, since the corrosion resistant layer is coated on the blade surface, it is possible to improve the corrosion resistance of the blade surface.
【００１２】[0012]
【実施例】以下、本発明に係るタービン動翼の第１実施
例について、図１および図２を参照して説明する。本実
施例のタービン動翼１は、図２に示すように、円盤状の
ディスク２の外周面の植込溝３に植え込まれる翼根部４
と、該翼根部４が植込溝３に植え込まれたときに、ディ
スク２の半径方向に放射状に突出させられる翼部５とを
具備している。該翼部５および翼根部４は、例えば、ニ
ッケル合金等の耐熱性の高い母材よりなり、一体的に成
形されている。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS A first embodiment of a turbine rotor blade according to the present invention will be described below with reference to FIGS. As shown in FIG. 2, the turbine rotor blade 1 of the present embodiment has a blade root portion 4 that is planted in a planting groove 3 on the outer peripheral surface of a disc-shaped disk 2.
And a blade portion 5 that is radially projected in the radial direction of the disk 2 when the blade root portion 4 is implanted in the implantation groove 3. The blade portion 5 and the blade root portion 4 are made of, for example, a highly heat resistant base material such as a nickel alloy, and are integrally formed.
【００１３】前記翼部５は、突出方向に３０〜８０ｍｍ
程度の長さ寸法を有し、翼形の最長寸法は約２０ｍｍ程
度に形成されている。該翼部５の表面には、断熱層６が
形成されている。該断熱層６は、図１に示すように、耐
蝕性・耐酸化性に優れる材料、例えば、ＮｉＣｏＣｒＡ
ｌＹからなる耐蝕コーティング層６ａ（耐蝕層）と、耐
熱疲労性に優れる材料、例えば、ＺｒＯ2・Ｙ2Ｏ3から
なる耐熱コーティング層６ｂ（耐熱層）とを配した２層
に形成されている。これら各コーティング層６ａ・６ｂ
は、それぞれ約０．２ｍｍ程度の厚さに形成されてい
る。The wing portion 5 is 30 to 80 mm in the protruding direction.
The length of the airfoil is about 20 mm, and the longest dimension of the airfoil is about 20 mm. A heat insulating layer 6 is formed on the surface of the wing portion 5. As shown in FIG. 1, the heat insulating layer 6 is made of a material having excellent corrosion resistance and oxidation resistance, such as NiCoCrA.
It is formed in two layers including a corrosion-resistant coating layer 6a (corrosion-resistant layer) made of 1Y and a heat-resistant coating layer 6b (heat-resistant layer) made of a material having excellent heat fatigue resistance, for example, ZrO 2 · Y 2 O 3 . . Each of these coating layers 6a and 6b
Are each formed to have a thickness of about 0.2 mm.
【００１４】本実施例のタービン動翼１は、上述した点
において従来例と共通しているが、断熱層６の被覆範囲
において従来例と相違している。すなわち、本実施例に
おけるタービン動翼１の断熱層６は、図１に示すよう
に、タービン動翼１の先端面５ａおよび該先端面５ａに
接続する翼面５ｂにおいて、母材が露出させられる部分
（無被覆部）が形成されている。該無被覆部７は、ター
ビン動翼１の長手方向（前記突出方向）に１〜５ｍｍ程
度の長さに形成されている。The turbine rotor blade 1 of this embodiment is common to the conventional example in the above-mentioned points, but is different from the conventional example in the coverage of the heat insulating layer 6. That is, as shown in FIG. 1, in the heat insulating layer 6 of the turbine rotor blade 1 in the present embodiment, the base material is exposed at the tip surface 5a of the turbine rotor blade 1 and the blade surface 5b connected to the tip surface 5a. A part (uncoated part) is formed. The uncoated portion 7 is formed to have a length of about 1 to 5 mm in the longitudinal direction of the turbine rotor blade 1 (the protruding direction).
【００１５】前記耐蝕コーティング層６ａは、前記翼部
５表面に滑らかに接続する形状に形成され、耐熱コーテ
ィング層６ｂは該耐蝕コーティング層６ａの表面に滑ら
かに接続する形状に形成されており、これによって、空
力特性が悪化しないように配慮されている。The corrosion resistant coating layer 6a is formed in a shape that smoothly connects to the surface of the wing portion 5, and the heat resistant coating layer 6b is formed in a shape that smoothly connects to the surface of the corrosion resistant coating layer 6a. It is considered that the aerodynamic characteristics do not deteriorate.
【００１６】このように構成されたタービン動翼１は、
燃焼器（図示略）からの高速ガスを流通させるガス通路
Ａ内に配置され、該ガス通路Ａを形成するケーシングＸ
内面にその先端面５ａが近接状態に配される。そして、
高速ガスによって回転力を付与され、ディスク２の軸心
回りに先端部の周速度約５００ｍ／ｓで高速回転させら
れる。The turbine rotor blade 1 thus constructed is
A casing X which is arranged in a gas passage A through which high-speed gas from a combustor (not shown) flows and which forms the gas passage A.
The tip surface 5a is arranged in close proximity to the inner surface. And
A rotational force is applied by the high-speed gas, and the disk 2 is rotated at high speed around the axis of the disk 2 at a peripheral speed of about 500 m / s.
【００１７】この場合にあって、本実施例のタービン動
翼１であると、高速回転による振動等により、その先端
面５ａとケーシングＸ内面とが接触した場合であって
も、接触の発生する先端面５ａ近傍に断熱層６が設けら
れていないので、該接触による衝撃が直接断熱層６に伝
達されることがなく、該断熱層６の欠損の発生が回避さ
れることになる。また、当該断熱層６の無被覆部７は、
周速度が速いタービン動翼１の先端に設けられ、かつ、
該先端が配されるケーシングＸ内面近傍は、外部からの
冷却により比較的低温状態におかれるため、その部分に
断熱層６が形成されていない状態であっても、母材自体
の耐熱強度によって十分に健全性が保持されることにな
る。In this case, in the turbine rotor blade 1 of this embodiment, even if the tip surface 5a of the turbine rotor blade 1 comes into contact with the inner surface of the casing X due to vibration or the like due to high speed rotation, contact occurs. Since the heat insulating layer 6 is not provided in the vicinity of the tip surface 5a, the impact due to the contact is not directly transmitted to the heat insulating layer 6, and the occurrence of the loss of the heat insulating layer 6 is avoided. Further, the uncovered portion 7 of the heat insulating layer 6 is
It is provided at the tip of the turbine blade 1 having a high peripheral speed, and
Since the vicinity of the inner surface of the casing X where the tip is arranged is kept at a relatively low temperature due to cooling from the outside, even if the heat insulating layer 6 is not formed in that portion, due to the heat resistance strength of the base material itself. Sufficient soundness will be maintained.
【００１８】次に、本発明に係るタービン動翼の第２実
施例について図３を参照して説明する。本実施例のター
ビン動翼１０は、翼部５の表面に、断熱層６が形成され
ており、該断熱層６が、耐蝕性・耐酸化性に優れる材
料、例えば、ＮｉＣｏＣｒＡｌＹからなる耐蝕コーティ
ング層６ａと、耐熱疲労性に優れる材料、例えば、Ｚｒ
Ｏ2・Ｙ2Ｏ3からなる耐熱コーティング層６ｂとを配し
た２層に形成されている点で第１実施例と共通してい
る。しかし、本実施例のタービン動翼１０にあっては、
耐蝕コーティング層６ａが翼部５の表面全体を被覆する
ように形成され、先端面５ａ近傍の翼面５ｂにおいて、
該耐蝕コーティング層６ａが露出させられる部分（無被
覆部）１１を形成するように耐熱コーティング層６ｂが
配設されている点で、上記第１実施例と相違している。Next, a second embodiment of the turbine rotor blade according to the present invention will be described with reference to FIG. In the turbine rotor blade 10 of this embodiment, a heat insulating layer 6 is formed on the surface of the blade portion 5, and the heat insulating layer 6 is made of a material having excellent corrosion resistance and oxidation resistance, for example, a NiCoCrAlY corrosion resistant coating layer. 6a and a material excellent in heat fatigue resistance, for example, Zr
It is common to the first embodiment in that it is formed in two layers including a heat resistant coating layer 6b made of O 2 · Y 2 O 3 . However, in the turbine rotor blade 10 of this embodiment,
The corrosion-resistant coating layer 6a is formed so as to cover the entire surface of the blade portion 5, and in the blade surface 5b near the tip surface 5a,
This is different from the first embodiment in that the heat-resistant coating layer 6b is disposed so as to form the exposed portion (uncoated portion) 11 of the corrosion-resistant coating layer 6a.
【００１９】このように構成されたタービン動翼１０で
あると、その先端面５ａがケーシングＸ内面に接触した
場合であっても、先端面５ａ近傍に耐熱コーティング層
６ｂが形成されていないので、該耐熱コーティング層６
ｂに接触による衝撃が作用することがないことになる。
したがって、本実施例のタービン動翼１０によれば、無
被覆部１１によって、比較的剥落し易い耐熱コーティン
グ層６ｂの健全性が保持されるとともに、該無被覆部１
１にあっても、耐蝕コーティング層６ａが形成されてい
るので、タービン翼１０自体の耐食性を向上することが
できるという利点がある。In the turbine rotor blade 10 thus constructed, the heat resistant coating layer 6b is not formed in the vicinity of the tip surface 5a even when the tip surface 5a contacts the inner surface of the casing X. The heat resistant coating layer 6
The impact due to the contact does not act on b.
Therefore, according to the turbine rotor blade 10 of the present embodiment, the uncoated portion 11 maintains the soundness of the heat-resistant coating layer 6b that is relatively easy to peel off, and the uncoated portion 1
1 has the advantage that the corrosion resistance of the turbine blade 10 itself can be improved because the corrosion-resistant coating layer 6a is formed.
【００２０】なお、本発明のタービン動翼１・１０にあ
っては、以下の技術を採用することができる。 タービン動翼１・１０をニッケル合金よりなること
としたが、これに代えて、他の任意の耐熱材料を使用す
ること。また、各部の寸法を任意に調整すること。 各コーティング層６ａ・６ｂの厚さを０．２ｍｍ程
度としたが、タービン動翼１・１０の大きさに合わせ
て、任意に調整すること。 ２層よりなる断熱層６を採用したが、これに代え
て、１層あるいは３層以上の多層構造とすること。 無被覆部７・１１の寸法を任意に調整すること。The turbine rotor blades 1 and 10 of the present invention can employ the following techniques. Although the turbine rotor blades 1 and 10 are made of a nickel alloy, any other heat resistant material may be used instead. Also, adjust the dimensions of each part. The thickness of each of the coating layers 6a and 6b is set to about 0.2 mm, but may be arbitrarily adjusted according to the size of the turbine rotor blades 1.10. Although the heat insulating layer 6 composed of two layers is adopted, it should be replaced with a heat insulating layer 6 having a single layer or a multilayer structure of three or more layers. Adjust the dimensions of the uncovered parts 7 and 11 arbitrarily.
【００２１】[0021]
【発明の効果】以上詳述したように、本発明の第１の手
段に係るタービン動翼は、耐熱材よりなる断熱層を翼面
に被覆状態に設けてなり、先端面およびその近傍に位置
する翼面に、断熱層の無被覆部が形成されているので、
以下の効果を奏する。 タービン動翼の先端部のケーシング内面との接触に
よる衝撃が直接断熱層に伝達されることが回避され、タ
ービン動翼自体およびエンジン全体の健全性を維持する
ことができる。 翼面の先端部を除く遮熱の必要な部分のみに断熱層
を形成したので、断熱層の内部に配されるタービン動翼
の母材の健全性を向上することができる。また、第２の
手段に係るタービン動翼は、翼面全体を被覆状態に形成
される耐蝕材よりなる耐蝕層と、耐蝕層を被覆状態に形
成される耐熱材よりなる耐熱層とを設けてなり、先端面
の近傍に位置する耐蝕層表面に、耐熱層の無被覆部が形
成されているので、上記効果に加えて、タービン動翼の
翼面を露出させることがなく、タービン動翼自体の耐食
性を向上することができるという効果を奏する。As described in detail above, in the turbine rotor blade according to the first means of the present invention, a heat insulating layer made of a heat-resistant material is provided on the blade surface so as to cover the tip surface and its vicinity. Since the uncovered part of the heat insulating layer is formed on the wing surface to be
The following effects are achieved. It is possible to prevent the impact due to the contact of the tip end portion of the turbine blade with the inner surface of the casing from being directly transmitted to the heat insulating layer, and maintain the soundness of the turbine blade itself and the entire engine. Since the heat insulating layer is formed only in the portion where heat shielding is required, excluding the tip portion of the blade surface, the soundness of the base material of the turbine rotor blade arranged inside the heat insulating layer can be improved. Further, the turbine rotor blade according to the second means is provided with a corrosion resistant layer made of a corrosion resistant material formed to cover the entire blade surface and a heat resistant layer made of a heat resistant material formed to cover the corrosion resistant layer. In addition to the above effects, the turbine rotor blade itself does not have to be exposed because the uncoated portion of the heat resistant layer is formed on the surface of the corrosion resistant layer located near the tip surface. The effect that the corrosion resistance of can be improved.
【図１】本発明に係るタービン動翼の第１実施例を示す
縦断面図である。FIG. 1 is a vertical sectional view showing a first embodiment of a turbine rotor blade according to the present invention.
【図２】図１のタービン動翼の適用例を示す縦断面図で
ある。FIG. 2 is a vertical cross-sectional view showing an application example of the turbine rotor blade shown in FIG.
【図３】本発明に係るタービン動翼の第２実施例を示す
縦断面図である。FIG. 3 is a vertical sectional view showing a second embodiment of the turbine rotor blade according to the present invention.
Ｘ ケーシング Ａ ガス通路 １・１０ タービン動翼 ２ ディスク ３ 植込溝 ４ 翼根部 ５ 翼部 ５ａ 先端面 ５ｂ 翼面 ６ 断熱層 ６ａ 耐蝕コーティング層（耐蝕層） ６ｂ 耐熱コーティング層（耐熱層） ７・１１ 無被覆部 X casing A gas passage 1 ・ 10 turbine blade 2 disk 3 implant groove 4 blade root 5 blade 5a tip surface 5b blade surface 6 heat insulating layer 6a corrosion resistant coating layer (corrosion resistant layer) 6b heat resistant coating layer (heat resistant layer) 7 ・11 Uncoated part
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 永井 正夫 東京都目黒区目黒本町６−21−15 (72)発明者 真家 孝 東京都西多摩郡瑞穂町殿ケ谷229番地 石 川島播磨重工業株式会社瑞穂工場内 (72)発明者 石井 潔 東京都田無市向台町三丁目５番１号 石川 島播磨重工業株式会社田無工場内 (72)発明者 正木 彰樹 東京都田無市向台町三丁目５番１号 石川 島播磨重工業株式会社田無工場内 ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of front page (72) Masao Nagai 6-21-15 Meguro Honcho, Meguro-ku, Tokyo (72) Inventor Takashi Mae 229 Tonogaya, Mizuho-cho, Nishitama-gun, Tokyo Ishikawajima Harima Heavy Industries Ltd. Mizuho Plant (72) Inventor Kiyoshi Ishii, 3-5-1, Mukaidai-cho, Tanashi-shi, Tokyo Ishikawa Shima Harima Heavy Industries, Ltd. Tanashi factory (72) Akiki Masaki 3-5-1, Mukaidai-cho, Tanashi-shi, Tokyo Ishikawa Shimaharima Heavy Industries Ltd. Tanashi factory
Claims (2)
の先端面を近接状態に配置されかつ該間隔を保持しつつ
ケーシングの周方向に沿って高速回転させられるタービ
ン動翼であって、耐熱材よりなる断熱層を翼面に被覆状
態に設けてなり、前記先端面およびその近傍に位置する
翼面に、該翼面を露出状態とする断熱層の無被覆部が形
成されていることを特徴とするタービン動翼。1. A turbine rotor blade which has a distal end surface arranged in close proximity to an inner surface of a cylindrical casing and is rotated at a high speed along the circumferential direction of the casing while maintaining the distance. A heat insulating layer made of a material is provided on the blade surface in a covered state, and the blade surface located at the tip surface and in the vicinity thereof has an uncovered portion of the heat insulating layer exposing the blade surface. Features turbine blades.
の先端面を近接状態に配置されかつ該間隔を保持しつつ
ケーシングの周方向に沿って高速回転させられるタービ
ン動翼であって、翼面全体を被覆状態に形成される耐蝕
材よりなる耐蝕層と、該耐蝕層を被覆状態に形成される
耐熱材よりなる耐熱層とを設けてなり、前記先端面の近
傍に位置する耐蝕層表面に、該耐蝕層を露出状態とする
耐熱層の無被覆部が形成されていることを特徴とするタ
ービン動翼。2. A turbine rotor blade, which is arranged in a cylindrical casing inner surface with a space therebetween so that its tip faces are in a close state and which is rotated at a high speed along the circumferential direction of the casing while maintaining the space. A corrosion-resistant layer formed of a corrosion-resistant material formed to cover the entire surface and a heat-resistant layer formed of a heat-resistant material formed to cover the corrosion-resistant layer, the corrosion-resistant layer surface located in the vicinity of the tip surface. The turbine rotor blade is characterized in that an uncoated portion of the heat-resistant layer, which exposes the corrosion-resistant layer, is formed on the.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP27715093A JP2851518B2 (en) | 1993-11-05 | 1993-11-05 | Turbine blade |
Applications Claiming Priority (1)
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| JP27715093A JP2851518B2 (en) | 1993-11-05 | 1993-11-05 | Turbine blade |
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| JP2851518B2 JP2851518B2 (en) | 1999-01-27 |
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ID=17579502
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| Country | Link |
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| JP (1) | JP2851518B2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0980960A2 (en) * | 1998-08-20 | 2000-02-23 | General Electric Company | Bowed nozzle vane with selective thermal barrier coating |
| JP2015523488A (en) * | 2012-05-09 | 2015-08-13 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | Airfoil structure with PTAL bond coating and thermal barrier coating and corresponding manufacturing method |
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-
1993
- 1993-11-05 JP JP27715093A patent/JP2851518B2/en not_active Expired - Lifetime
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| EP0980960A3 (en) * | 1998-08-20 | 2001-04-11 | General Electric Company | Bowed nozzle vane with selective thermal barrier coating |
| US6345955B1 (en) | 1998-08-20 | 2002-02-12 | General Electric Company | Bowed nozzle vane with selective TBC |
| JP2015523488A (en) * | 2012-05-09 | 2015-08-13 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | Airfoil structure with PTAL bond coating and thermal barrier coating and corresponding manufacturing method |
| JP2017061934A (en) * | 2012-05-09 | 2017-03-30 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | Airfoil structure with ptal bond coating and thermal barrier coating, and corresponding manufacturing method |
| US9719371B2 (en) | 2012-12-20 | 2017-08-01 | Siemens Aktiengesellschaft | Vane segment for a gas turbine coated with a MCrAlY coating and TBC patches |
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| JP2851518B2 (en) | 1999-01-27 |
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