JPS6217307A - 空冷翼 - Google Patents
空冷翼Info
- Publication number
- JPS6217307A JPS6217307A JP15608985A JP15608985A JPS6217307A JP S6217307 A JPS6217307 A JP S6217307A JP 15608985 A JP15608985 A JP 15608985A JP 15608985 A JP15608985 A JP 15608985A JP S6217307 A JPS6217307 A JP S6217307A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- ceramic layer
- blade body
- air
- cooled air
- cooling
- 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
Landscapes
- 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、高温タービン等に用いられる空冷翼の改良に
関する。
関する。
耐熱合金部品に要求される高温特性は、年々苛酷になっ
ている。中でも、ガスタービン部材としての耐熱合金部
品は、ガスタービンの高温化に伴い、１４００℃以上の
ガス温度に耐えることも要求され始めている。しかしな
がら、従来の耐熱合金では、１４００℃以上の高温に耐
える−ことは難しい。このため、タービン部材として５
ｉａＮ＋、ＳｉＣのセラミック材料が考えられているが
、その実用化には未だ時間を必要とする。しかるに、耐
熱合金を冷却しながら、高温部材として使用する方法が
とられているが、冷却に伴う熱効率低下が問題となって
いる。
ている。中でも、ガスタービン部材としての耐熱合金部
品は、ガスタービンの高温化に伴い、１４００℃以上の
ガス温度に耐えることも要求され始めている。しかしな
がら、従来の耐熱合金では、１４００℃以上の高温に耐
える−ことは難しい。このため、タービン部材として５
ｉａＮ＋、ＳｉＣのセラミック材料が考えられているが
、その実用化には未だ時間を必要とする。しかるに、耐
熱合金を冷却しながら、高温部材として使用する方法が
とられているが、冷却に伴う熱効率低下が問題となって
いる。
このようなことから、耐熱合金製の翼本体にセラミック
ス層を被覆して遮熱した空冷翼が注目されている。遮熱
作用をなすセラミックス層は、一般にプラズマ溶射法に
よって施工されているが、耐熱合金の翼本体に対する付
着力は機械的な結合のみである。セラミックスは、翼本
体を形成する耐熱合金と熱膨張係数が異なるため、常温
と動作時の温度に大きな温度差のあるガスタービンにお
いて、それらの間に大きな熱応力を生じる。従って、セ
ラミックス層がコーティングされた空冷翼を長時間使用
すると、セラミックス層が翼本体から剥離する現象が現
われ、その遮熱機能を失う。
ス層を被覆して遮熱した空冷翼が注目されている。遮熱
作用をなすセラミックス層は、一般にプラズマ溶射法に
よって施工されているが、耐熱合金の翼本体に対する付
着力は機械的な結合のみである。セラミックスは、翼本
体を形成する耐熱合金と熱膨張係数が異なるため、常温
と動作時の温度に大きな温度差のあるガスタービンにお
いて、それらの間に大きな熱応力を生じる。従って、セ
ラミックス層がコーティングされた空冷翼を長時間使用
すると、セラミックス層が翼本体から剥離する現象が現
われ、その遮熱機能を失う。
そこで、耐熱合金製の翼本体とセラミックス層との間に
金属結合層を配置して、それらの間の付着力の向上、熱
応力の緩和等によりセラミックス層の遮熱作用の延長化
を図っていた。しかしながら、現状では発電用タービン
のように高度の信頼性を要求されるシステムでの使用に
は不充分であった。
金属結合層を配置して、それらの間の付着力の向上、熱
応力の緩和等によりセラミックス層の遮熱作用の延長化
を図っていた。しかしながら、現状では発電用タービン
のように高度の信頼性を要求されるシステムでの使用に
は不充分であった。
本発明は、冷却性能の優れたセラミックス層が被覆され
、かつ該セラミックス層が損傷を受けてもガスタービン
の機能を損うような翼の破損が、少なくとも急速には生
じない補償機能を具備し、た空冷翼を提供しようとする
ものである。
、かつ該セラミックス層が損傷を受けてもガスタービン
の機能を損うような翼の破損が、少なくとも急速には生
じない補償機能を具備し、た空冷翼を提供しようとする
ものである。
本発明は、内部に冷却空気の流通路を有し、かつ外部表
面を冷却するための冷却空気噴出孔が開孔された耐熱合
金からなる翼本体と、この本体の外部表面に前記噴出孔
を覆うようにコーティングされたセラミックス層とを具
備したことを特徴とするものである。かかる本発明の空
冷翼によれば、翼本体にコーティングされたセラミック
ス層が健全である時には、そのセラミックス層の遮熱作
用により内部の僅かな冷却で充分な高温状態での使用が
可能となり、結果的には高効率ガスタービンとして動作
できる。一方、空冷翼の使用中に何等かの要因によって
セラミックス層の一部又は全面が耐熱合金製の翼本体か
ら剥離した場合、翼本体の冷却空気の流通路と連通した
冷却空気噴出孔から冷却空気が流出し、翼本体の表面に
その冷却空気の膜が形成されて、冷却される。冷却空気
量の増加により効率は低減されるものの、空冷翼としの
機能は維持され、安全な運転を続行できる。従？で、高
効率が得られる高温動作タービンに有効に適用できる高
信頼性の空冷翼を得ることができる。
面を冷却するための冷却空気噴出孔が開孔された耐熱合
金からなる翼本体と、この本体の外部表面に前記噴出孔
を覆うようにコーティングされたセラミックス層とを具
備したことを特徴とするものである。かかる本発明の空
冷翼によれば、翼本体にコーティングされたセラミック
ス層が健全である時には、そのセラミックス層の遮熱作
用により内部の僅かな冷却で充分な高温状態での使用が
可能となり、結果的には高効率ガスタービンとして動作
できる。一方、空冷翼の使用中に何等かの要因によって
セラミックス層の一部又は全面が耐熱合金製の翼本体か
ら剥離した場合、翼本体の冷却空気の流通路と連通した
冷却空気噴出孔から冷却空気が流出し、翼本体の表面に
その冷却空気の膜が形成されて、冷却される。冷却空気
量の増加により効率は低減されるものの、空冷翼としの
機能は維持され、安全な運転を続行できる。従？で、高
効率が得られる高温動作タービンに有効に適用できる高
信頼性の空冷翼を得ることができる。
この際、補償機能によりセラミックス層が健全に存在し
ている場合の冷却状態を実現して、翼の □設
計寿命を全うすることも期待できる。この場合、
：少なくともセラミックス層の剥離による急速な損
傷が生じて、前兆なしに事故が発生することがない程度
の効果であっても、実用上は大きな意義がある。従って
、セラミックス層が剥離した後の冷却空気の膜の形成が
、不規則状に残余するセラミックスの付着物の存在等の
ために、たとえ不完全なものであったとしても、本発明
の空冷翼は信頼性の向上に役立つものである。
ている場合の冷却状態を実現して、翼の □設
計寿命を全うすることも期待できる。この場合、
：少なくともセラミックス層の剥離による急速な損
傷が生じて、前兆なしに事故が発生することがない程度
の効果であっても、実用上は大きな意義がある。従って
、セラミックス層が剥離した後の冷却空気の膜の形成が
、不規則状に残余するセラミックスの付着物の存在等の
ために、たとえ不完全なものであったとしても、本発明
の空冷翼は信頼性の向上に役立つものである。
なお、セラミックス層が全面的に剥離することは考え難
く、実際には熱歪の大きいところが部分的に剥離する場
合が多いいと考えられる。この場合、部分的に剥離した
箇所はたとえ空冷空気の膜の形成がなくとも、他部分の
遮熱効果の存在のため、セラミックス層が全体的に存在
していない場合に比べて低温になる。その結果、更に本
発明による冷却効果が加わることによって、胃の破損が
一層有効に防止される。
く、実際には熱歪の大きいところが部分的に剥離する場
合が多いいと考えられる。この場合、部分的に剥離した
箇所はたとえ空冷空気の膜の形成がなくとも、他部分の
遮熱効果の存在のため、セラミックス層が全体的に存在
していない場合に比べて低温になる。その結果、更に本
発明による冷却効果が加わることによって、胃の破損が
一層有効に防止される。
また、セラミックス層が剥離した場合、空気の流量、圧
力等が変化するため、逆に前記空気の流量、圧−力等を
測定することによって、セラミックス層の剥離を検知す
ることができ、事故発生を未然に防止することができる
。
力等が変化するため、逆に前記空気の流量、圧−力等を
測定することによって、セラミックス層の剥離を検知す
ることができ、事故発生を未然に防止することができる
。
以下、本発明の実施例を詳細に説明する。
まず、インピンジ冷却を冷却基本としたＮｉ基超超合金
インコ社製商品名： ｌＮ−７３８＞からなる翼本体に
、０．５リミ径の冷却空気噴出孔を該本体内部の冷却空
気流通路と連通ずるように複数開孔した。つづいて、前
記噴出孔を石膏で封孔し、該翼本体をブラスト処理した
後、プラズマ溶射によって金属結合層としてのＮ ｉ
Ｃ０ＣｒＡｊ２Ｙｌを１００μｍの厚さでコーティング
した。次いで、プラズマ溶射によってＺｒＯ２−８Ｙ２
０３のセラミックス層を２００μｍの厚さでコーティン
グした。この後、コーティング済みの翼本体をＨ（ｌ水
溶液中に浸漬し、噴出孔中の石膏を溶解除去した。こう
した工程により、図面に示すような内部に冷却空気の流
通路１を有し、かつ該流通路１と連通した複数の冷却空
気噴出孔２が開孔された翼本体３と、該本体３の表面に Ｎ ｉ Ｃ０ＣｒＡＪ２Ｙ層４を介してコーティングさ
れ、各噴出孔２ ’Ｅ：ＮつＺ ｒ ０２−８ Ｙ２０
３１Ｊ（７）セラミックス層５とからなる空冷翼が作製
された。
インコ社製商品名： ｌＮ−７３８＞からなる翼本体に
、０．５リミ径の冷却空気噴出孔を該本体内部の冷却空
気流通路と連通ずるように複数開孔した。つづいて、前
記噴出孔を石膏で封孔し、該翼本体をブラスト処理した
後、プラズマ溶射によって金属結合層としてのＮ ｉ
Ｃ０ＣｒＡｊ２Ｙｌを１００μｍの厚さでコーティング
した。次いで、プラズマ溶射によってＺｒＯ２−８Ｙ２
０３のセラミックス層を２００μｍの厚さでコーティン
グした。この後、コーティング済みの翼本体をＨ（ｌ水
溶液中に浸漬し、噴出孔中の石膏を溶解除去した。こう
した工程により、図面に示すような内部に冷却空気の流
通路１を有し、かつ該流通路１と連通した複数の冷却空
気噴出孔２が開孔された翼本体３と、該本体３の表面に Ｎ ｉ Ｃ０ＣｒＡＪ２Ｙ層４を介してコーティングさ
れ、各噴出孔２ ’Ｅ：ＮつＺ ｒ ０２−８ Ｙ２０
３１Ｊ（７）セラミックス層５とからなる空冷翼が作製
された。
しかして、本実施例で得た空冷翼をガス温度；１４５０
℃、流速＋０．８５マツハ、 圧カニ５ａｔａの高温風洞試験を行なったところ、翼本
体３の温度を９００℃以下に押えることができた。
℃、流速＋０．８５マツハ、 圧カニ５ａｔａの高温風洞試験を行なったところ、翼本
体３の温度を９００℃以下に押えることができた。
更に、同一条件で冷却空気層を減らし、結合層としての
Ｎ ｉ ＣｏＣｒＡ／！、Ｙ層４の温度が１２７５℃に
なるように設定し、該結合層の酸化劣化を生じせしめ、
しかる後にセラミックス層５に機械的衝撃を与えて強制
的に剥離を起こさせた。
Ｎ ｉ ＣｏＣｒＡ／！、Ｙ層４の温度が１２７５℃に
なるように設定し、該結合層の酸化劣化を生じせしめ、
しかる後にセラミックス層５に機械的衝撃を与えて強制
的に剥離を起こさせた。
その結果、セラミックス層が剥離した部分は、その下地
に存在する翼本体３の噴出孔２からの冷却空気の流出に
より、冷却空気量の増大は見られたものの、翼本体３の
温度上昇は見られず、健全なままの状態を維持された。
に存在する翼本体３の噴出孔２からの冷却空気の流出に
より、冷却空気量の増大は見られたものの、翼本体３の
温度上昇は見られず、健全なままの状態を維持された。
以上詳述した如く、本発明によれば冷却性能の浸れたセ
ラミックス層が被覆され、かつ該セラミックス層が損傷
を受けても翼本体の破損に至らないよう補償機能を有し
、高効率のガスタービンに有効で高信頼性の空冷翼を提
供できる。
ラミックス層が被覆され、かつ該セラミックス層が損傷
を受けても翼本体の破損に至らないよう補償機能を有し
、高効率のガスタービンに有効で高信頼性の空冷翼を提
供できる。
図面は、本発明の実施例における空冷翼の要部を示す断
面図である。 １・・・冷却空気の流通路、２・・・冷却空気噴出孔、
３・・・翼本体、４・・・Ｎ１ＣｏＣｒＡｃＹ層（結合
層）、５・・・セラミックス層。
面図である。 １・・・冷却空気の流通路、２・・・冷却空気噴出孔、
３・・・翼本体、４・・・Ｎ１ＣｏＣｒＡｃＹ層（結合
層）、５・・・セラミックス層。
Claims (1)
- 内部に冷却空気の流通路を有し、かつ外部表面を冷却す
るための冷却空気噴出孔が開孔された耐熱合金からなる
翼本体と、この本体の外部表面に前記噴出孔を覆うよう
にコーティングされたセラミックス層とを具備したこと
を特徴とする空冷翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15608985A JPS6217307A (ja) | 1985-07-17 | 1985-07-17 | 空冷翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP15608985A JPS6217307A (ja) | 1985-07-17 | 1985-07-17 | 空冷翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6217307A true JPS6217307A (ja) | 1987-01-26 |
| JPH0478802B2 JPH0478802B2 (ja) | 1992-12-14 |
Family
ID=15620064
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP15608985A Granted JPS6217307A (ja) | 1985-07-17 | 1985-07-17 | 空冷翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6217307A (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH02215903A (ja) * | 1989-02-13 | 1990-08-28 | Toshiba Corp | ターボ機械の動翼構造 |
| JPH06212903A (ja) * | 1992-08-27 | 1994-08-02 | Inco Ltd | ガスタービンの冷却 |
| JP2009063072A (ja) * | 2007-09-06 | 2009-03-26 | Railway Technical Res Inst | ブレーキディスクとその表面改質方法及びブレーキディスクの表面改質装置 |
| US7909581B2 (en) * | 2004-12-08 | 2011-03-22 | Siemens Aktiengesellschaft | Layer system, use and process for producing a layer system |
| US20160221881A1 (en) * | 2015-02-03 | 2016-08-04 | General Electric Company | Cmc turbine components and methods of forming cmc turbine components |
| JP2019015285A (ja) * | 2017-05-31 | 2019-01-31 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 付加製造による冷却経路用の適応カバー |
| JP2021508361A (ja) * | 2017-10-13 | 2021-03-04 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 適応冷却開口部を有するコーティングされた構成部品及びその製造方法 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5121010A (ja) * | 1974-08-14 | 1976-02-19 | Tokyo Shibaura Electric Co | Gasutaabinyoku |
| JPS6045703A (ja) * | 1983-07-28 | 1985-03-12 | エム・テ−・ウ−・モト−レン−・ウント・ツルビ−ネン−ウニオ−ン・ミユンヘン・ゲゼルシヤフト・ミツト・ベシユレンクテル・ハフツング | 熱的に高負荷され冷却される構成部材 |
-
1985
- 1985-07-17 JP JP15608985A patent/JPS6217307A/ja active Granted
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5121010A (ja) * | 1974-08-14 | 1976-02-19 | Tokyo Shibaura Electric Co | Gasutaabinyoku |
| JPS6045703A (ja) * | 1983-07-28 | 1985-03-12 | エム・テ−・ウ−・モト−レン−・ウント・ツルビ−ネン−ウニオ−ン・ミユンヘン・ゲゼルシヤフト・ミツト・ベシユレンクテル・ハフツング | 熱的に高負荷され冷却される構成部材 |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH02215903A (ja) * | 1989-02-13 | 1990-08-28 | Toshiba Corp | ターボ機械の動翼構造 |
| JPH06212903A (ja) * | 1992-08-27 | 1994-08-02 | Inco Ltd | ガスタービンの冷却 |
| US7909581B2 (en) * | 2004-12-08 | 2011-03-22 | Siemens Aktiengesellschaft | Layer system, use and process for producing a layer system |
| JP2009063072A (ja) * | 2007-09-06 | 2009-03-26 | Railway Technical Res Inst | ブレーキディスクとその表面改質方法及びブレーキディスクの表面改質装置 |
| US20160221881A1 (en) * | 2015-02-03 | 2016-08-04 | General Electric Company | Cmc turbine components and methods of forming cmc turbine components |
| US9718735B2 (en) * | 2015-02-03 | 2017-08-01 | General Electric Company | CMC turbine components and methods of forming CMC turbine components |
| JP2019015285A (ja) * | 2017-05-31 | 2019-01-31 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 付加製造による冷却経路用の適応カバー |
| JP2021508361A (ja) * | 2017-10-13 | 2021-03-04 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 適応冷却開口部を有するコーティングされた構成部品及びその製造方法 |
| US11352886B2 (en) | 2017-10-13 | 2022-06-07 | General Electric Company | Coated components having adaptive cooling openings and methods of making the same |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0478802B2 (ja) | 1992-12-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6224337B1 (en) | Thermal barrier coated squealer tip cavity | |
| JP5517163B2 (ja) | タービン翼の冷却孔加工方法 | |
| EP1647611B1 (en) | Thermal barrier coating | |
| US7140185B2 (en) | Heatshielded article | |
| JP5090686B2 (ja) | 冷却式タービンシュラウド | |
| US6749396B2 (en) | Failsafe film cooled wall | |
| US4594053A (en) | Housing for a fluid flow or jet engine | |
| JP2771430B2 (ja) | ガスタービンおよびタービンブレード | |
| US5039562A (en) | Method and apparatus for cooling high temperature ceramic turbine blade portions | |
| JP7154806B2 (ja) | セグメント化された環境バリアコーティングシステムおよびその形成方法 | |
| US20090108134A1 (en) | Icing protection system and method for enhancing heat transfer | |
| EP2959111B1 (en) | Insulating coating to permit higher operating temperatures | |
| JP2003055756A (ja) | 保護コーティングの形成方法 | |
| KR20070025958A (ko) | 복합 열 장벽 코팅 도포 방법 및 코팅된 제품 | |
| JPH1068089A (ja) | 断熱バリヤコーティングシステム | |
| JPH0251978B2 (ja) | ||
| JPS6217307A (ja) | 空冷翼 | |
| JPH038446B2 (ja) | ||
| JPS5847103A (ja) | ガスタ−ビン翼 | |
| JP3219594B2 (ja) | 高温酸化防止用遮熱コーティング方法 | |
| JPH06256926A (ja) | 遮熱コーティング膜 | |
| JPH04236757A (ja) | タービン翼のマスキング方法 | |
| JPH06101064A (ja) | ウィスカーで固定された断熱被覆 | |
| JP4366710B2 (ja) | 軸流タービンのタービンシュラウド | |
| JPS6153424B2 (ja) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |