JPS5820902A - 熱遮へいコ−テイング冷却翼 - Google Patents
熱遮へいコ−テイング冷却翼Info
- Publication number
- JPS5820902A JPS5820902A JP11772681A JP11772681A JPS5820902A JP S5820902 A JPS5820902 A JP S5820902A JP 11772681 A JP11772681 A JP 11772681A JP 11772681 A JP11772681 A JP 11772681A JP S5820902 A JPS5820902 A JP S5820902A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- heat
- coefficient
- shielding coating
- thickness
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/288—Protective coatings for blades
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明はガスタービン翼に係り、特に、高温ガスタービ
ン冷却翼に好適な熟達へいコーティング冷却翼に関する
。
ン冷却翼に好適な熟達へいコーティング冷却翼に関する
。
ガスタービンの熱効率向上を図るため、タービン入口燃
焼ガス温度は年々上昇し、現在、産業用ガスタービンで
はその＠度は１２００ｔｌ：に近づいている。このよう
な高温ガスタービンには、コンプレッサー吐出空気によ
る冷却翼が採用されているが、さらに高温のガスタービ
ン冷却翼では空気冷却だけ゛でなく、熱伝導率の小さな
、しかも耐熱材料、例えばセラミックｉどで翼表面金コ
ーティングし、翼強度を保つ耐熱合金の温度をその許容
値以下に下げる熟達へいコーティングが必要となる。第
１図は従来例の翼列を示し、耐熱合金で精密鋳造あるい
は鍛造で作られた冷却翼４０に一様な熟達へいコーティ
ング層６０．例えばジルコニア、アルミナなどが溶射に
より接合されている。
焼ガス温度は年々上昇し、現在、産業用ガスタービンで
はその＠度は１２００ｔｌ：に近づいている。このよう
な高温ガスタービンには、コンプレッサー吐出空気によ
る冷却翼が採用されているが、さらに高温のガスタービ
ン冷却翼では空気冷却だけ゛でなく、熱伝導率の小さな
、しかも耐熱材料、例えばセラミックｉどで翼表面金コ
ーティングし、翼強度を保つ耐熱合金の温度をその許容
値以下に下げる熟達へいコーティングが必要となる。第
１図は従来例の翼列を示し、耐熱合金で精密鋳造あるい
は鍛造で作られた冷却翼４０に一様な熟達へいコーティ
ング層６０．例えばジルコニア、アルミナなどが溶射に
より接合されている。
一般に高温ガスから冷却翼への熱負荷分布は一様でなく
、翼面の位置によって大きく異っている。
、翼面の位置によって大きく異っている。
従って、熟達へいコーティング層６０の厚さｉ 一様に
して接合した場合、熱負荷分布により、耐熱合金表面４
１に大きな不均一温度分布が発生する。
して接合した場合、熱負荷分布により、耐熱合金表面４
１に大きな不均一温度分布が発生する。
この不均一温度分布は熱応力発生の原因となり、熟達へ
いコーティング技術で難しいとされている金属面とセラ
ミック層その接合を不安定なものにし、熟達へい効果の
信頼性全署しく低下させることになる。一方、空力、性
能的に扛翼間の高温ガス流路形状が非常に重要な設計要
素である。−あらかじめ空力設計によって決められた翼
形状４１へ、０．１〜０１．７■の熟達へいコーティン
グ層６０を接合させることは、真形状が変化も結局、翼
間流路形状３０が設計値からずれ、空力性能の低下をま
ねくことになる。その他にも、人口、出口・ガス流１０
．２０の流入、流出角度も設計値からずれ、タービン全
体の性能に悪影響を及ぼすことにもなる。第２図は第１
図の■−■断面図を示し、耐熱合金４０の表面にコーテ
ィング層６０が接合され）コーティング層は金属に接合
する結合層６１とそれを覆うセラミック層６２からなり
、最終的な翼形状はセラミック層表面６３になる。
いコーティング技術で難しいとされている金属面とセラ
ミック層その接合を不安定なものにし、熟達へい効果の
信頼性全署しく低下させることになる。一方、空力、性
能的に扛翼間の高温ガス流路形状が非常に重要な設計要
素である。−あらかじめ空力設計によって決められた翼
形状４１へ、０．１〜０１．７■の熟達へいコーティン
グ層６０を接合させることは、真形状が変化も結局、翼
間流路形状３０が設計値からずれ、空力性能の低下をま
ねくことになる。その他にも、人口、出口・ガス流１０
．２０の流入、流出角度も設計値からずれ、タービン全
体の性能に悪影響を及ぼすことにもなる。第２図は第１
図の■−■断面図を示し、耐熱合金４０の表面にコーテ
ィング層６０が接合され）コーティング層は金属に接合
する結合層６１とそれを覆うセラミック層６２からなり
、最終的な翼形状はセラミック層表面６３になる。
本発明の目的は、少ない冷却空気流量で耐熱金属翼部の
温度が低く、かつ熱応力も小さく同時に空力性能の良い
高寿命熟達へいコーティング冷却翼を提供することにあ
る。
温度が低く、かつ熱応力も小さく同時に空力性能の良い
高寿命熟達へいコーティング冷却翼を提供することにあ
る。
熟達へいコーティングによる不均一温度分布ｔなくすた
めに、真面熱伝達率に合つ友コーティング厚さを翼面に
形成し、翼全面について熱負荷分布を一様にし、温度分
布の不均一をなりシ、熱応力の発生を小さくする。１次
、翼形状については、・： コーティング厚さ分布ヲ層慮した精鋳、鍛造翼を作り、
コーティング後、翼形状が設計値になるようにし、空力
性能の低下を防止する。
めに、真面熱伝達率に合つ友コーティング厚さを翼面に
形成し、翼全面について熱負荷分布を一様にし、温度分
布の不均一をなりシ、熱応力の発生を小さくする。１次
、翼形状については、・： コーティング厚さ分布ヲ層慮した精鋳、鍛造翼を作り、
コーティング後、翼形状が設計値になるようにし、空力
性能の低下を防止する。
以下、本発明の一実施例を第３図、第４図により説明す
る。熟達へいコーティング厚さ分布ｔ。
る。熟達へいコーティング厚さ分布ｔ。
全考慮した耐熱合金部４０金精鋳、あるいは鍛造で作り
、その翼形状４１の表面に高温ガス側の熱伝達率α。７
０に合わせ、熱通過率に αｑ ：高温ガス側熱伝達率 ｔ、：コーチ１フフ層厚さ λ、：コーティング層熱伝熱伝 導率：翼の厚さく耐熱合金部） λｂ ：耐熱合金熱伝導率 α、：冷却空気側熱伝達率 が一様になるような厚さにコーティング層６０を形成し
、翼形状６３が空力設計部製になるようにする。第４図
は翼腹、背側の高温ガス側熱伝達率分布とその分布にも
とづくコーティング層厚さ分 １布の１例を
示し次もので、Ｆは真前縁、 Ａｔ！翼腹。
、その翼形状４１の表面に高温ガス側の熱伝達率α。７
０に合わせ、熱通過率に αｑ ：高温ガス側熱伝達率 ｔ、：コーチ１フフ層厚さ λ、：コーティング層熱伝熱伝 導率：翼の厚さく耐熱合金部） λｂ ：耐熱合金熱伝導率 α、：冷却空気側熱伝達率 が一様になるような厚さにコーティング層６０を形成し
、翼形状６３が空力設計部製になるようにする。第４図
は翼腹、背側の高温ガス側熱伝達率分布とその分布にも
とづくコーティング層厚さ分 １布の１例を
示し次もので、Ｆは真前縁、 Ａｔ！翼腹。
ｂは翼背、Ｅは翼後縁を示す。熱伝達率は４０００ｋｃ
ａｔ／ｍ” ｈ Ｃ〜ｌ Ｑ ＱＱ ｋｃａｔ／ ｍ”
ｈ Ｃの範皿で変化しており、例えばセラミック・コ
ーティング層の熱伝導率ｔ ０．５ ｋｃａｌ／ｍ ｈ
Ｃとすれば、熱通過率すなわち熱負荷ｑを一様にするた
めにはコーティング厚さｔ、ｔ−ｏ、ｓ〜０．１簡の範
囲で変化させなければならない。セラミック・コーティ
ング層の厚さ全制御しながら翼面へ接合させるには自動
溶射装置による方法がめる。ｔｆｃ、セラミック・コー
ティング層表面の粗さはセラミック粒子径以下であり、
例えば５μｍの粒子を用いれば粗さ社それ以下であり、
空力性能的には問題はない。
ａｔ／ｍ” ｈ Ｃ〜ｌ Ｑ ＱＱ ｋｃａｔ／ ｍ”
ｈ Ｃの範皿で変化しており、例えばセラミック・コ
ーティング層の熱伝導率ｔ ０．５ ｋｃａｌ／ｍ ｈ
Ｃとすれば、熱通過率すなわち熱負荷ｑを一様にするた
めにはコーティング厚さｔ、ｔ−ｏ、ｓ〜０．１簡の範
囲で変化させなければならない。セラミック・コーティ
ング層の厚さ全制御しながら翼面へ接合させるには自動
溶射装置による方法がめる。ｔｆｃ、セラミック・コー
ティング層表面の粗さはセラミック粒子径以下であり、
例えば５μｍの粒子を用いれば粗さ社それ以下であり、
空力性能的には問題はない。
本発明によれば、冷却翼面の熱負荷分布を一様にするこ
とができるので翼内部に発生する熱応力を小さくするこ
とができ、熟達へいコーティングの信頼性が向上し、翼
の長寿命化が可能である。
とができるので翼内部に発生する熱応力を小さくするこ
とができ、熟達へいコーティングの信頼性が向上し、翼
の長寿命化が可能である。
図ｔｌｉｏ簡単な説明
第１図轢従来Ｏ翼列の部分断面図、第２図は第１図のｌ
ｌ−１［１！Ｆｉ面図、第３図は本発吋の翼のコーティ
ング断面図、ｌｌ４図はその熱負荷特性図でおる。
ｌ−１［１！Ｆｉ面図、第３図は本発吋の翼のコーティ
ング断面図、ｌｌ４図はその熱負荷特性図でおる。
４０・・・耐熱合金部、４１・・・耐熱合金翼形状、６
０・・・熟達へいコーティング層、６３・・・コーティ
ング早 Ｉ 国 第 ３ 目 ４ρ
０・・・熟達へいコーティング層、６３・・・コーティ
ング早 Ｉ 国 第 ３ 目 ４ρ
Claims (1)
- １、夕、−ビン冷却翼において、その熟達へいコーティ
ング層の厚さを主流ガスから冷媒までの熱通過率が一様
になるように分布させたことを特徴とする熟達へいコー
ティング冷却翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11772681A JPS5820902A (ja) | 1981-07-29 | 1981-07-29 | 熱遮へいコ−テイング冷却翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11772681A JPS5820902A (ja) | 1981-07-29 | 1981-07-29 | 熱遮へいコ−テイング冷却翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5820902A true JPS5820902A (ja) | 1983-02-07 |
Family
ID=14718760
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11772681A Pending JPS5820902A (ja) | 1981-07-29 | 1981-07-29 | 熱遮へいコ−テイング冷却翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5820902A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2013194667A (ja) * | 2012-03-22 | 2013-09-30 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン冷却翼 |
-
1981
- 1981-07-29 JP JP11772681A patent/JPS5820902A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2013194667A (ja) * | 2012-03-22 | 2013-09-30 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン冷却翼 |
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