JPS5979007A - タ−ビンの翼 - Google Patents
タ−ビンの翼Info
- Publication number
- JPS5979007A JPS5979007A JP18761582A JP18761582A JPS5979007A JP S5979007 A JPS5979007 A JP S5979007A JP 18761582 A JP18761582 A JP 18761582A JP 18761582 A JP18761582 A JP 18761582A JP S5979007 A JPS5979007 A JP S5979007A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- turbine
- temperature
- wing
- blades
- 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.)
- Granted
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
- F01D5/284—Selection of ceramic materials
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Ceramic Engineering (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】
〔発明の技術分野〕
本発明は、タービンの翼に係）、たとえば、ガスタービ
ン用に好適するタービンの翼に関する、。
ン用に好適するタービンの翼に関する、。
タービン、たとえばガスタービンは、往復機関に比較し
て小型軽量で大馬力が得られるなどの利点を備えている
。ガスタービンは、通常、１つの軸に圧縮機とノＪ？ワ
ータービンとを連結し、圧縮機で圧縮された高圧空気で
燃焼器内の圧力を高め、この状態で燃焼器内に燃料を噴
射して燃焼させ、この燃焼によって生じた高温、高圧の
ガスを？４ワータービンに導いて膨張させることにより
回転動力を得るように構成されている。
て小型軽量で大馬力が得られるなどの利点を備えている
。ガスタービンは、通常、１つの軸に圧縮機とノＪ？ワ
ータービンとを連結し、圧縮機で圧縮された高圧空気で
燃焼器内の圧力を高め、この状態で燃焼器内に燃料を噴
射して燃焼させ、この燃焼によって生じた高温、高圧の
ガスを？４ワータービンに導いて膨張させることにより
回転動力を得るように構成されている。
圧縮機は、通常、案内翼と回転翼と全軸方向に配列した
軸流型に構成され、また、・ゼワータービンも動翼と静
翼とを軸方向に交互に配列して構成されている。
軸流型に構成され、また、・ゼワータービンも動翼と静
翼とを軸方向に交互に配列して構成されている。
ところで、上記のようなガスタービンにおいて、出力効
率を高めるには・♀ワータービンの入口における燃焼ガ
スの温度を高めることが最も有効であると云われている
。しかし、・卆ワータービンの入口ガス温度を高めてい
くと、高温の燃焼ガスによって真温度が上昇することに
なる。
率を高めるには・♀ワータービンの入口における燃焼ガ
スの温度を高めることが最も有効であると云われている
。しかし、・卆ワータービンの入口ガス温度を高めてい
くと、高温の燃焼ガスによって真温度が上昇することに
なる。
翼は、一般に鋳造によって形成されておシ、鋳造で形成
された現用の耐熱金属具では、連続運転可能な許容温度
が５００℃程度である。したがって、ガス温度をそれ以
上に上げようとする場合には、翼を強制冷却する必要が
ある。翼を強制冷却する手段としては、従来、種々提案
されている。
された現用の耐熱金属具では、連続運転可能な許容温度
が５００℃程度である。したがって、ガス温度をそれ以
上に上げようとする場合には、翼を強制冷却する必要が
ある。翼を強制冷却する手段としては、従来、種々提案
されている。
上記のように、従来のタービンの翼、たとえばガスター
ビンの翼にあっては、翼本体を耐熱金属材を使って鋳造
で形成するとともに翼本体を流体で強制冷却する構造を
採用している。しかし、強制冷却手段を施しても、通常
、翼本体の温度をそれ程低下させることはできない。そ
して、ある程度の冷却特性を発揮させようとすると、翼
本体内に設けられる冷却に必要な構成要素が複雑化し、
翼が高価格化するばかりか、冷却に必要な流体による空
力損失も無況できないものとなる。このようなことから
、従来の翼構造では、連続運転の可能な許容ガス温度を
それ程高くすることができず、この結果、ガスタービン
の効率向上化にそれ程寄与できないと云う問題があった
。
ビンの翼にあっては、翼本体を耐熱金属材を使って鋳造
で形成するとともに翼本体を流体で強制冷却する構造を
採用している。しかし、強制冷却手段を施しても、通常
、翼本体の温度をそれ程低下させることはできない。そ
して、ある程度の冷却特性を発揮させようとすると、翼
本体内に設けられる冷却に必要な構成要素が複雑化し、
翼が高価格化するばかりか、冷却に必要な流体による空
力損失も無況できないものとなる。このようなことから
、従来の翼構造では、連続運転の可能な許容ガス温度を
それ程高くすることができず、この結果、ガスタービン
の効率向上化にそれ程寄与できないと云う問題があった
。
本発明は、このような事情に鑑みてなされたもので、そ
の目的とするところは、無冷却下での連続運転可能な許
容温度を大幅に向上させることができ、しかも温度条件
急変下における機洋的強度の低下を抑制でき、もってガ
スタービンの効率向上化に寄与できるタービンの翼を提
供することにある０ 〔発明の概要〕 本発明によれば、翼本体が耐熱性および機械的強度性に
富んだセラミ５’りで形成される。そして、具本体内に
、この翼本体の高さ方向に、好ましくは翼本体の腹側お
よび背側に形成される壁の肉厚がほぼ等しくなる関係に
中空部が設けられる。
の目的とするところは、無冷却下での連続運転可能な許
容温度を大幅に向上させることができ、しかも温度条件
急変下における機洋的強度の低下を抑制でき、もってガ
スタービンの効率向上化に寄与できるタービンの翼を提
供することにある０ 〔発明の概要〕 本発明によれば、翼本体が耐熱性および機械的強度性に
富んだセラミ５’りで形成される。そして、具本体内に
、この翼本体の高さ方向に、好ましくは翼本体の腹側お
よび背側に形成される壁の肉厚がほぼ等しくなる関係に
中空部が設けられる。
本発明に係るタービンの翼は、上述の如く、翼本体が耐
熱性および機械的強度性に富んだセラミックで形成され
ている。セラミック、たとえば５ｔ３Ｎ４は、１０００
〜１２００℃の高温化においても使用できることが知ら
れている。したがって、このような材料で形成されてい
る本発明の翼では、強制冷却を行なわなくても従来の強
制冷却翼よシ高い温度条件下で支障なく運転でき、結局
、ガスタービンに組込んだ場合、このがスタービンの効
率向上化に寄与できる。また、翼本体内に翼本体の高さ
方向に延びる中空部を設けているので、実質的に翼本体
の肉厚を薄くでき、これによって、たとえば緊急停止時
のように温度条件が急変した場合でも、この急変によっ
て翼本体に加わる熱応力を低減でき、温度条件急変時に
起こシ易い熱応力破壊の発生を防止することができる。
熱性および機械的強度性に富んだセラミックで形成され
ている。セラミック、たとえば５ｔ３Ｎ４は、１０００
〜１２００℃の高温化においても使用できることが知ら
れている。したがって、このような材料で形成されてい
る本発明の翼では、強制冷却を行なわなくても従来の強
制冷却翼よシ高い温度条件下で支障なく運転でき、結局
、ガスタービンに組込んだ場合、このがスタービンの効
率向上化に寄与できる。また、翼本体内に翼本体の高さ
方向に延びる中空部を設けているので、実質的に翼本体
の肉厚を薄くでき、これによって、たとえば緊急停止時
のように温度条件が急変した場合でも、この急変によっ
て翼本体に加わる熱応力を低減でき、温度条件急変時に
起こシ易い熱応力破壊の発生を防止することができる。
なお、翼本体の腹側と背側とでは、一般に熱伝達率に大
きな差があるので、上記のように中空部を設けると、温
度条件が急変したときに、上記中空部の存在によって形
成された腹側の壁と背側の壁との熱膨張差によって大き
な応力が発生する虞れがあるが、腹側の壁の肉厚と背側
の壁の肉厚とがほぼ等しくなるように中空部を設けてお
けば、上記応力を最小に抑えることができ、この応力に
よる破壊を防止することができる。このように、本発明
によれば、無冷却下で十分に高い温度まで使用でき、し
かも熱ショックに強い翼を提供できる。
きな差があるので、上記のように中空部を設けると、温
度条件が急変したときに、上記中空部の存在によって形
成された腹側の壁と背側の壁との熱膨張差によって大き
な応力が発生する虞れがあるが、腹側の壁の肉厚と背側
の壁の肉厚とがほぼ等しくなるように中空部を設けてお
けば、上記応力を最小に抑えることができ、この応力に
よる破壊を防止することができる。このように、本発明
によれば、無冷却下で十分に高い温度まで使用でき、し
かも熱ショックに強い翼を提供できる。
以下、本発明の一実施例を図面を参照しながら説明する
。
。
第１図は、本発明をガスタービンの動翼に適用した例を
示すもので、この動翼は、翼本体１と、この翼本体１を
図示しない回転軸に固定する翼根部２とで構成されてい
る。
示すもので、この動翼は、翼本体１と、この翼本体１を
図示しない回転軸に固定する翼根部２とで構成されてい
る。
翼本体１は、８１５Ｎ４等の耐熱性および機械的強度性
に富んだセラミックで、公知の累月面形状と同様な形状
に形成されており、その内部で前縁部寄シの部分には、
第２図および第３図にも示すように翼本体１の高さ方向
に延びる中空部３が形成されている。中空部３は、この
中空部３の存在によって形成される翼本体１の腹側の壁
４の肉厚１．と、背側の壁５の肉厚ｔ２とが高温流体に
接触する範囲では高さ方向及び厚さ方向に亘ってほぼ等
しくなるように形成されている。そして、翼本体１の根
元部外周面には第３図に示すように環状突部６が一体的
に形成されている。
に富んだセラミックで、公知の累月面形状と同様な形状
に形成されており、その内部で前縁部寄シの部分には、
第２図および第３図にも示すように翼本体１の高さ方向
に延びる中空部３が形成されている。中空部３は、この
中空部３の存在によって形成される翼本体１の腹側の壁
４の肉厚１．と、背側の壁５の肉厚ｔ２とが高温流体に
接触する範囲では高さ方向及び厚さ方向に亘ってほぼ等
しくなるように形成されている。そして、翼本体１の根
元部外周面には第３図に示すように環状突部６が一体的
に形成されている。
一方、翼根部２は、要素７＆と７ｂとを突き合せ結合さ
せて形成されたもので、各要素７ａ。
せて形成されたもので、各要素７ａ。
７ｂの翼本体１側に位置する部分には、両要素７ｇ、７
ｂを第１図に示すように突き合わせたとき翼本体１の根
元部を挾持する切欠部８．。
ｂを第１図に示すように突き合わせたとき翼本体１の根
元部を挾持する切欠部８．。
８ｂが形成されている。そして、上記両要素７ａ 、７
ｂは、翼本体１の根元部を挾持した状要で図示しない連
結手段によって相互が連結されている。
ｂは、翼本体１の根元部を挾持した状要で図示しない連
結手段によって相互が連結されている。
このような構成であると、翼本体１を耐熱性および機械
的強度性に富んだセラミックで形成しているので、無冷
却下でも従来の強制冷却の翼より高い温度下で支障なく
運転することができる。′また、翼本体１内に中空部３
を形成してｈるので翼本体１の実質的な肉厚を減少させ
ることができ、これによって熱ショックが加わったとき
に起こシ易い翼本体１の熱応力破壊の発生を防止するこ
とができる。すなわち、同一の熱ショックが加わったと
きに翼本体の背面側表面に発生する応力分布を中実構成
の翼と本発明のように中空構成の翼とについて解析的に
求めたところ第４図に示す結果を得た。図中へ曲線は中
実翼の場合を示し、８曲線は中空翼の場合を示している
。この図から判るように実質的に肉厚の小さい本発明の
翼の方が応力を非常に小さくできる。したがって、熱シ
ョックに強い翼を得ることができる。また、実施例のよ
うに、腹側の壁４の肉厚ｔｌ と背側の壁５の肉厚ｔ２
とがほぼ等しくなるように中空部３を設けておけば、熱
ショックが加わったときに両壁４．５の熱膨張差による
応力を最小にでき、この応力による破壊も防止でき、結
局、前述した効果が得られる。
的強度性に富んだセラミックで形成しているので、無冷
却下でも従来の強制冷却の翼より高い温度下で支障なく
運転することができる。′また、翼本体１内に中空部３
を形成してｈるので翼本体１の実質的な肉厚を減少させ
ることができ、これによって熱ショックが加わったとき
に起こシ易い翼本体１の熱応力破壊の発生を防止するこ
とができる。すなわち、同一の熱ショックが加わったと
きに翼本体の背面側表面に発生する応力分布を中実構成
の翼と本発明のように中空構成の翼とについて解析的に
求めたところ第４図に示す結果を得た。図中へ曲線は中
実翼の場合を示し、８曲線は中空翼の場合を示している
。この図から判るように実質的に肉厚の小さい本発明の
翼の方が応力を非常に小さくできる。したがって、熱シ
ョックに強い翼を得ることができる。また、実施例のよ
うに、腹側の壁４の肉厚ｔｌ と背側の壁５の肉厚ｔ２
とがほぼ等しくなるように中空部３を設けておけば、熱
ショックが加わったときに両壁４．５の熱膨張差による
応力を最小にでき、この応力による破壊も防止でき、結
局、前述した効果が得られる。
なお、上述した実施例では翼根部２の材質について触れ
ていないが、これは鋳造によって形成された耐熱金属材
あるいはセラミックで形成しても何ら支障がない。また
、中空部３の大きさ、換言すると腹側および背側の壁４
．５の肉厚は熱応力緩和の面から薄い方が好ましいが、
機械的荷重および製造上から制限されることは勿論であ
る。
ていないが、これは鋳造によって形成された耐熱金属材
あるいはセラミックで形成しても何ら支障がない。また
、中空部３の大きさ、換言すると腹側および背側の壁４
．５の肉厚は熱応力緩和の面から薄い方が好ましいが、
機械的荷重および製造上から制限されることは勿論であ
る。
また、本発明は、ガスタービンの動翼に限らす静翼にも
適用でき、さらには、ガスタービン以外のタービンの翼
にも適用できることは勿論である。
適用でき、さらには、ガスタービン以外のタービンの翼
にも適用できることは勿論である。
第１図は本発明の一実施例に係る翼の外観図、第２図は
第１図におけるｘ−ｘｇｔに沿って切断し矢印方向にみ
た翼本体の断面図、第３図は第１図におけるＹ−Ｙ線切
断矢視図、第４図は熱ショックが加わったときにおける
翼本体の肉厚と応力との関係を説明するための図である
。 １・・・翼本体、２・・・翼根部、３・・・中空部、４
・・・腹側の壁、５・・・背側の壁。 才１因 ■ ５ｒ２ Ｎ ｔ？ ３１Ｆ３図 牙４図 う（Ｊζイ本イ）二１
第１図におけるｘ−ｘｇｔに沿って切断し矢印方向にみ
た翼本体の断面図、第３図は第１図におけるＹ−Ｙ線切
断矢視図、第４図は熱ショックが加わったときにおける
翼本体の肉厚と応力との関係を説明するための図である
。 １・・・翼本体、２・・・翼根部、３・・・中空部、４
・・・腹側の壁、５・・・背側の壁。 才１因 ■ ５ｒ２ Ｎ ｔ？ ３１Ｆ３図 牙４図 う（Ｊζイ本イ）二１
Claims (2)
- （１）Ｒ本体が耐熱性および機械的強度性に富んだセラ
ミックで形成され、かつ翼本体内に、この翼本体の高さ
方向に延びる中空部が設けられてなることを特徴とする
タービンの翼。 - （２） 前記中空部は、この中空部の存在によって翼
本体の腹側および背側に形成される壁の肉厚がほぼ等し
くなるように設けられてなることを特徴とする特許請求
の範囲第１項記載のタービンの翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18761582A JPS5979007A (ja) | 1982-10-27 | 1982-10-27 | タ−ビンの翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18761582A JPS5979007A (ja) | 1982-10-27 | 1982-10-27 | タ−ビンの翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5979007A true JPS5979007A (ja) | 1984-05-08 |
| JPS6327522B2 JPS6327522B2 (ja) | 1988-06-03 |
Family
ID=16209203
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18761582A Granted JPS5979007A (ja) | 1982-10-27 | 1982-10-27 | タ−ビンの翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5979007A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6241902A (ja) * | 1985-08-15 | 1987-02-23 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン用動翼構造 |
| US4650399A (en) * | 1982-06-14 | 1987-03-17 | United Technologies Corporation | Rotor blade for a rotary machine |
| EP2374999A3 (en) * | 2010-04-06 | 2017-06-14 | General Electric Company | Composite turbine bucket assembly |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0284810U (ja) * | 1988-12-17 | 1990-07-02 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5642401U (ja) * | 1979-09-07 | 1981-04-18 |
-
1982
- 1982-10-27 JP JP18761582A patent/JPS5979007A/ja active Granted
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5642401U (ja) * | 1979-09-07 | 1981-04-18 |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4650399A (en) * | 1982-06-14 | 1987-03-17 | United Technologies Corporation | Rotor blade for a rotary machine |
| JPS6241902A (ja) * | 1985-08-15 | 1987-02-23 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン用動翼構造 |
| EP2374999A3 (en) * | 2010-04-06 | 2017-06-14 | General Electric Company | Composite turbine bucket assembly |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6327522B2 (ja) | 1988-06-03 |
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