JPS5979008A - タ−ビンの翼 - Google Patents
タ−ビンの翼Info
- Publication number
- JPS5979008A JPS5979008A JP18761682A JP18761682A JPS5979008A JP S5979008 A JPS5979008 A JP S5979008A JP 18761682 A JP18761682 A JP 18761682A JP 18761682 A JP18761682 A JP 18761682A JP S5979008 A JPS5979008 A JP S5979008A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- folded
- twice
- ceramic material
- temperature
- 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、タービンの翼に係り、たとえば、全高め、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、高圧ビンも動翼と静翼とを軸方向
に父互に配列して構成されている。
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、高圧ビンも動翼と静翼とを軸方向
に父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ｌｊ Ａｌシワ−−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、パワーターピ／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異温度が上昇すること
になる。
率を高めるにｌｊ Ａｌシワ−−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、パワーターピ／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異温度が上昇すること
になる。
翼法、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翼では、連続運血−制冷却する手
段としては、従来、補々提案さ上記のように、従来のタ
ービンの翼たとえばガスタービンの興におっては、翼本
体全耐熱金属材ケ使って構造で形成丁ゐとともに翼本体
を流体で強制冷却する構造上採用している。し力為し、
強制冷却手段を施しても、通常、翼本体の温度ケそれ程
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窒力損失も無視できないも
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【妬くすることが
できず、この結果、ガスタービンの効率同上化にそれ程
寄与できないと云う問題があった。
された現用の耐熱金属翼では、連続運血−制冷却する手
段としては、従来、補々提案さ上記のように、従来のタ
ービンの翼たとえばガスタービンの興におっては、翼本
体全耐熱金属材ケ使って構造で形成丁ゐとともに翼本体
を流体で強制冷却する構造上採用している。し力為し、
強制冷却手段を施しても、通常、翼本体の温度ケそれ程
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窒力損失も無視できないも
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【妬くすることが
できず、この結果、ガスタービンの効率同上化にそれ程
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１ｉ＃に鑑みてなされた虻ので
、その目的とするところは、無冷却下で砿的強度の低下
を抑制でき、もってガスタービ本発明によれば、翼本体
が耐熱性および機械的強度性に富んだセラミックで形成
される。そして、翼本体内には、この翼本体の横断面形
状全翼本体の前縁部側のみでつながった２つ折シ状とす
る空間部が形成される。
、その目的とするところは、無冷却下で砿的強度の低下
を抑制でき、もってガスタービ本発明によれば、翼本体
が耐熱性および機械的強度性に富んだセラミックで形成
される。そして、翼本体内には、この翼本体の横断面形
状全翼本体の前縁部側のみでつながった２つ折シ状とす
る空間部が形成される。
本発明に係るタービンの興は、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Ｓｉ３Ｎ４は、１０００
〜１２００℃の高温下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
制冷却の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、このガスタービンの
効率向上化に寄与できる。また、翼本体内に空間部を設
けているので、実質−熱応力を低減でき、温度条件急変
時に起こシ易設けているので、温度条件が急変したとき
の熱ｊ、６カを、尚一層低減することができる。すなわ
ち、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、上記のように空間部金膜けると、温度
条件が急変したときに、上記空間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基づく応力が
心配されるが、前述の如く空間部が設けられているので
、１尿側の壁と背側の壁とは前縁部側のみでつながって
いることになシ、このため、両壁間に熱膨張差が生じて
も、この熱膨張差が両壁を破壊させる応力となって表わ
れるのを防止できる。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
クに対して強い構造の翼上提供できる。
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Ｓｉ３Ｎ４は、１０００
〜１２００℃の高温下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
制冷却の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、このガスタービンの
効率向上化に寄与できる。また、翼本体内に空間部を設
けているので、実質−熱応力を低減でき、温度条件急変
時に起こシ易設けているので、温度条件が急変したとき
の熱ｊ、６カを、尚一層低減することができる。すなわ
ち、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、上記のように空間部金膜けると、温度
条件が急変したときに、上記空間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基づく応力が
心配されるが、前述の如く空間部が設けられているので
、１尿側の壁と背側の壁とは前縁部側のみでつながって
いることになシ、このため、両壁間に熱膨張差が生じて
も、この熱膨張差が両壁を破壊させる応力となって表わ
れるのを防止できる。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
クに対して強い構造の翼上提供できる。
以下、本発明の一実施例を図面を参照しなかと同様な形
状に形成されてお夛、その内部には、第２図および第３
図に示すように翼本体１の横断面形状が翼本体１の前縁
部Ａ側のみでつながる２つ折り形状となるように空間部
３が形成されている。したがって、空間部３の存在によ
って形成され７′ｃ腹側の壁４と背□ｔｔｔｏの壁５と
に前轍部Ａ側のみでつながっている。なお、空間部３は
、第２図に示すように翼厚の厚い部分では広く、ま１こ
翼厚の薄い後縁部Ｂ側ではスリット状にＶく形成されて
いる。そして、翼本体１の根元部外面Ｖこは、第３図に
示すよ′ｊに突ｓ６が一体的に形成されている。
状に形成されてお夛、その内部には、第２図および第３
図に示すように翼本体１の横断面形状が翼本体１の前縁
部Ａ側のみでつながる２つ折り形状となるように空間部
３が形成されている。したがって、空間部３の存在によ
って形成され７′ｃ腹側の壁４と背□ｔｔｔｏの壁５と
に前轍部Ａ側のみでつながっている。なお、空間部３は
、第２図に示すように翼厚の厚い部分では広く、ま１こ
翼厚の薄い後縁部Ｂ側ではスリット状にＶく形成されて
いる。そして、翼本体１の根元部外面Ｖこは、第３図に
示すよ′ｊに突ｓ６が一体的に形成されている。
一方、翼根部２は、要素７ａ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＋７ｂの翼本体１１
ｌｆｌｌに位置する部分には、両要素７ａ 、７ｂｆ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８ａ＋具より ；ｔ６いＩ！！度下で支
障なく運転することができる。−また、翼本体１内に空
間部３を形成しているので翼本体１の実質的な肉厚？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
たときに起こり易い翼本体１の熱応力破壊の発生を防止
することができる。また、空間部３を、この空間部３の
存在によって形成される腹側の壁４と背側の壁５とが前
縁部Ａ側のみでつながるように設けているので、熱ショ
ックが加わったとき、両壁４，５は相互にあまシ干渉し
ない状態で自由に収縮し、このため、これら収縮の差が
翼本体１を破壊させる応力となって表われるのを防止で
き、結局、前述した効果が得られることになる。
せて形成されたもので、各要素７ａ＋７ｂの翼本体１１
ｌｆｌｌに位置する部分には、両要素７ａ 、７ｂｆ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８ａ＋具より ；ｔ６いＩ！！度下で支
障なく運転することができる。−また、翼本体１内に空
間部３を形成しているので翼本体１の実質的な肉厚？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
たときに起こり易い翼本体１の熱応力破壊の発生を防止
することができる。また、空間部３を、この空間部３の
存在によって形成される腹側の壁４と背側の壁５とが前
縁部Ａ側のみでつながるように設けているので、熱ショ
ックが加わったとき、両壁４，５は相互にあまシ干渉し
ない状態で自由に収縮し、このため、これら収縮の差が
翼本体１を破壊させる応力となって表われるのを防止で
き、結局、前述した効果が得られることになる。
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ことは勿論である。
ていないが、これは鋳造によって形ことは勿論である。
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−Ｘ線に沿って切断し矢印方向にみた
具本体の断面図、第３図は第１図におけるＹ−Ｙ線切断
矢視図である。 １・・・具本体、２・・・翼根部、３・・・空間部、４
・・・腹側の壁、５・・・背■ｕの壁。 出願人 工業技術院長 石 坂 誠 −第１図
第１図におけるＸ−Ｘ線に沿って切断し矢印方向にみた
具本体の断面図、第３図は第１図におけるＹ−Ｙ線切断
矢視図である。 １・・・具本体、２・・・翼根部、３・・・空間部、４
・・・腹側の壁、５・・・背■ｕの壁。 出願人 工業技術院長 石 坂 誠 −第１図
Claims (1)
- 翼本体が耐熱性および機械的強度性に冨んだセラミック
で形成され、かつ上記翼本体内に、この翼本体の横断面
形状ヲ翼本体の前縁部側のみでつながっ７’ｃ２つ折シ
状とする空間部が形成されてなることｔ％徴とするター
ビンの翼＠
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18761682A JPS5979008A (ja) | 1982-10-27 | 1982-10-27 | タ−ビンの翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18761682A JPS5979008A (ja) | 1982-10-27 | 1982-10-27 | タ−ビンの翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5979008A true JPS5979008A (ja) | 1984-05-08 |
| JPS6327523B2 JPS6327523B2 (ja) | 1988-06-03 |
Family
ID=16209220
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18761682A Granted JPS5979008A (ja) | 1982-10-27 | 1982-10-27 | タ−ビンの翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5979008A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20100322760A1 (en) * | 2009-06-17 | 2010-12-23 | Morrison Jay A | Interlocked CMC Airfoil |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS54172105U (ja) * | 1978-05-26 | 1979-12-05 | ||
| JPS5642401U (ja) * | 1979-09-07 | 1981-04-18 |
-
1982
- 1982-10-27 JP JP18761682A patent/JPS5979008A/ja active Granted
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS54172105U (ja) * | 1978-05-26 | 1979-12-05 | ||
| JPS5642401U (ja) * | 1979-09-07 | 1981-04-18 |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20100322760A1 (en) * | 2009-06-17 | 2010-12-23 | Morrison Jay A | Interlocked CMC Airfoil |
| US8235670B2 (en) * | 2009-06-17 | 2012-08-07 | Siemens Energy, Inc. | Interlocked CMC airfoil |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6327523B2 (ja) | 1988-06-03 |
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