JPS6327522B2 - - Google Patents

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、ガ
スタービン用に好適するタービンの翼に関する。

〔発明の技術的背景〕

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
軸に圧縮機とパ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、
この燃焼によつて生じた高温、高圧のガスをパワ
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、案内翼と回転翼とを軸方向に配列した軸流型
に構成され、また、パ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パ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、パワータービン
の入口ガス温度を高めていくと、高温の燃焼ガス
によつて翼温度が上昇することになる。翼は、一
般に鋳造によつて形成されており、鋳造で形成さ
れた現用の耐熱金属翼では、連続運転可能な許容
温度が500℃程度である。したがつて、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。

〔背景技術の問題点〕

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つては、翼本体を耐熱金属
材を使つ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つた。

〔発明の目的〕

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械的強度
の低下を抑制でき、もつ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。

〔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ツクで形成される。そし
て、翼本体内に、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。

〔発明の効果〕

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
ツクで形成されている。セラミツク、たとえば
Si₃N₄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。したがつて、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り高い
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、これによつて、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、この急変によつ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り易い熱応力破
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
つて形成された腹側の壁と背側の壁との熱膨張差
によつ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
かも熱シヨツクに強い翼を提供できる。

〔発明の実施例〕

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。

翼本体１は、Si₃N₄等の耐熱性および機械的強
度性に富んだセラミツクで、公知の翼周面形状と
同様な形状に形成されており、その内部で前縁部
寄りの部分には、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が翼先
端を開口して形成されている。中空部３は、この
中空部３の存在によつて形成される翼本体１の腹
側の壁４の肉厚t₁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
に亘つ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，７
ｂの翼本体１側に位置する部分には、両要素７
ａ，７ｂ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８ａ，８ｂが
形成されている。そして、上記両要素７ａ，７ｂ
は、翼本体１の根元部を挾持した状態で図示しな
い連結手段によつ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ツクで形成して
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を形成しているので翼
本体１の実質的な肉厚を減少させることができ、
これによつて熱シヨツクが加わつたときに起こり
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。すなわち、同一の熱シヨツクが加わつ
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Ａ曲線は中実翼の場合を示し、Ｂ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。したがつて、熱シヨツ
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t₁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、熱シヨツクが加わつたときに両壁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。また翼本体の中空部が先端で開口している
為、先端での拘束がなくなり、又内外の温度差が
緩和し、熱応力破壊の防止により効果的である。

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、これは鋳造によつて形成さ
れた耐熱金属材あるいはセラミツクで形成しても
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ず
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。

【図面の簡単な説明】

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線に沿つて切断し
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図は熱シヨツ
クが加わつ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。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １ 翼本体が耐熱性および機械的強度性に富んだ
   セラミツスで形成され、かつ翼本体内に、この翼
   本体の高さ方向に延び翼先端で開口する中空部が
   設けられ、この中空部の存在によつて少なくとも
   高温流体に接触する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タービンの翼。