JP2012163019A - High temperature member for turbine - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、ガスタービンや蒸気タービン等に適用されるタービン用高温部材に関するものである。 The present invention relates to a high-temperature member for a turbine that is applied to a gas turbine, a steam turbine, or the like.
タービン用高温部材のうち、ガスタービンのタービン部後方段に設置される翼高さの高いガスタービンの動翼としては、例えば、特許文献1に開示されたものが知られている。
Among the high temperature members for turbines, as a moving blade of a gas turbine having a high blade height installed in the rear stage of the turbine portion of the gas turbine, for example, one disclosed in
さて、上記特許文献1に開示されているガスタービンの動翼において、プラグ6は、シュラウド1に形成された二段溝4の翼端側に位置する凹所内に、ロウ付けにて取り付けられる。
しかしながら、プラグ6をロウ付けする際、ロウ材が二段溝4の翼根側に位置する凹所(「キャビティ」ともいう。)内に流れ落ち、冷却穴(「マルチホール」ともいう。)3の出口が、ロウ材によって閉塞されてしまうおそれがあった。
Now, in the moving blade of the gas turbine disclosed in
However, when the
そこで、近年では、例えば、特開2004−174580号公報に開示されたストップオフ剤を、冷却穴3の出口に周方向に沿って環状の堰を形成するようにして塗布し、ロウ材によって冷却穴3の出口が閉塞されないような対策がなされている。
しかしながら、冷却穴3の出口に塗布されたストップオフ剤により、冷却穴3の出口におけるロウ材による閉塞が完全に防止(回避)されるという保証はなく、ロウ材によって冷却穴3の出口が閉塞され、冷却穴(「冷却通路」ともいう。)5から所定流量の冷却用空気を噴き出させることができないおそれがある。そのため、ロウ材によって冷却穴3の出口が閉塞されていないことを確認したいとの要望があった。
また、冷却穴3の出口に塗布されたストップオフ剤は、冷却穴3から流出する冷却用空気の流路抵抗となるため、プラグ6をロウ付けした後、ストップオフ剤をできるだけ除去したいとの要望があった。
Therefore, in recent years, for example, a stop-off agent disclosed in Japanese Patent Application Laid-Open No. 2004-174580 is applied so as to form an annular weir along the circumferential direction at the outlet of the
However, there is no guarantee that the stop-off agent applied to the outlet of the
Further, since the stop-off agent applied to the outlet of the
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、プラグをロウ付けした後、マルチホールの出口がロウ材によって閉塞されているか否かを確認することができ、マルチホールの出口に塗布されたストップオフ剤を除去することができるタービン用高温部材を提供することを目的とする。 The present invention has been made in view of such circumstances, and after brazing the plug, it can be confirmed whether or not the outlet of the multi-hole is blocked by the brazing material, the outlet of the multi-hole It aims at providing the high temperature member for turbines which can remove the stop-off agent applied to.
本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明に係るタービン用高温部材は、冷却穴となって冷却媒体が通される複数の第1冷却通路と、前記第1冷却通路に連通するキャビティと、前記キャビティの開口を塞ぐプラグと、を備えたタービン用高温部材であって、前記プラグの、前記第1冷却通路の各出口と対応する各位置に、前記第1冷却通路の内径よりも小さい内径を有する貫通孔が設けられている。
The present invention employs the following means in order to solve the above problems.
A turbine high temperature member according to the present invention includes a plurality of first cooling passages through which a cooling medium passes as cooling holes, a cavity communicating with the first cooling passage, and a plug that closes the opening of the cavity. A high temperature member for a turbine provided, wherein a through hole having an inner diameter smaller than an inner diameter of the first cooling passage is provided at each position of the plug corresponding to each outlet of the first cooling passage.
本発明に係るタービン用高温部材によれば、プラグをシュラウドにロウ付けした後、第1冷却通路の出口がロウ材によって閉塞されているか否かを、貫通孔から棒状部材の先端部を挿入することにより確認することができ、第1冷却通路の出口に塗布されたストップオフ剤を、貫通孔から挿入された棒状部材の先端で削り落とすことにより除去することができる。 According to the high temperature turbine member of the present invention, after the plug is brazed to the shroud, whether the outlet of the first cooling passage is blocked by the brazing material is inserted through the through hole. The stop-off agent applied to the outlet of the first cooling passage can be removed by scraping off the tip of the rod-shaped member inserted from the through hole.
上記タービン用高温部材において、前記貫通孔は、その中心を前記第1冷却通路の出口を含む平面に投影したときに、その中心が、前記第1冷却通路の出口の輪郭よりも内側に位置するようにして設けられているとさらに好適である。 In the high temperature member for turbine, when the center of the through hole is projected onto a plane including the outlet of the first cooling passage, the center thereof is located inside the outline of the outlet of the first cooling passage. It is more preferable that it is provided as described above.
このようなタービン用高温部材によれば、貫通孔の奥側には、第1冷却通路の出口が必ず位置することになるので、第1冷却通路の出口がロウ材によって閉塞されているか否かの確認作業、および第1冷却通路の出口に塗布されたストップオフ剤を削り落として除去する作業を効率よく、かつ、迅速に行うことができる。 According to such a high temperature member for turbine, since the outlet of the first cooling passage is necessarily located at the back side of the through hole, whether or not the outlet of the first cooling passage is blocked by the brazing material is determined. It is possible to efficiently and quickly perform the confirmation work and the work of scraping off and removing the stop-off agent applied to the outlet of the first cooling passage.
上記タービン用高温部材において、前記貫通孔は、その中心が、前記第1冷却通路の中心軸線上に位置するようにして設けられているとさらに好適である。 In the turbine high temperature member, it is more preferable that the through hole is provided so that a center thereof is located on a central axis of the first cooling passage.
このようなタービン用高温部材によれば、貫通孔の奥側には、第1冷却通路の出口が必ず位置することになるので、第1冷却通路の出口がロウ材によって閉塞されているか否かの確認作業、および第1冷却通路の出口に塗布されたストップオフ剤を削り落として除去する作業を効率よく、かつ、迅速に行うことができる。 According to such a high temperature member for turbine, since the outlet of the first cooling passage is necessarily located at the back side of the through hole, whether or not the outlet of the first cooling passage is blocked by the brazing material is determined. It is possible to efficiently and quickly perform the confirmation work and the work of scraping off and removing the stop-off agent applied to the outlet of the first cooling passage.
上記タービン用高温部材において、前記貫通孔は、その中心を前記第1冷却通路の出口を含む平面に投影したときに、その中心が、前記第1冷却通路の出口の輪郭よりも外側に位置するようにして設けられているとさらに好適である。 In the turbine high temperature member, when the center of the through hole is projected onto a plane including the outlet of the first cooling passage, the center is located outside the outline of the outlet of the first cooling passage. It is more preferable that it is provided as described above.
このようなタービン用高温部材によれば、第1冷却通路の出口の先には、貫通孔が位置しないようになっており、第1冷却通路の出口から流出した冷却媒体が、プラグの下面(キャビティと対向する面)に一旦衝突した後、下流側に流れていくようになっている。
これにより、冷却媒体の貫通孔からの漏洩を低減させることができ、冷却媒体の消費量を低減させることができる。
According to such a high-temperature member for turbine, the through hole is not located at the tip of the outlet of the first cooling passage, and the cooling medium flowing out from the outlet of the first cooling passage is transferred to the lower surface ( After colliding once with the surface facing the cavity), it flows downstream.
Thereby, the leakage from the through-hole of a cooling medium can be reduced, and the consumption of a cooling medium can be reduced.
本発明に係るガスタービンは、上記いずれかのタービン用高温部材を具備している。 A gas turbine according to the present invention includes any one of the above-described high-temperature members for turbines.
本発明に係るガスタービンによれば、プラグをシュラウドにロウ付けした後、第1冷却通路の出口がロウ材によって閉塞されているか否かの確認がなされたタービン用高温部材を具備しているので、第1冷却通路が閉塞していることによるタービン用高温部材の熱損傷を確実に防止することができる。
また、本発明に係るガスタービンによれば、第1冷却通路の出口に塗布されたストップオフ剤が除去されたタービン用高温部材を具備しているので、第1冷却通路の流路抵抗を低減させることができ、冷却媒体の消費量を低減させることができる。
According to the gas turbine of the present invention, since the plug is brazed to the shroud, it is provided with the high-temperature member for turbine in which it is confirmed whether or not the outlet of the first cooling passage is blocked by the brazing material. Further, it is possible to reliably prevent thermal damage to the turbine high temperature member due to the first cooling passage being closed.
Further, according to the gas turbine of the present invention, since the turbine high temperature member from which the stop-off agent applied to the outlet of the first cooling passage is removed is provided, the flow resistance of the first cooling passage is reduced. The consumption of the cooling medium can be reduced.
本発明に係るタービン用高温部材の製造方法は、冷却穴となって冷却媒体が通される複数の第1冷却通路と、前記第1冷却通路に連通するキャビティと、前記キャビティの開口を塞ぐプラグと、を備えたタービン用高温部材の製造方法であって、前記キャビティ、および前記プラグを収容する凹所を放電加工する段階と、前記第1冷却通路を加工する段階と、ロウ流れ防止剤を、前記第1冷却通路の出口に周方向に沿って環状の堰を形成するようにして塗布する段階と、前記凹所の内周面全体にロウ材を塗布して、前記凹所に前記プラグを挿入し、熱処理して前記プラグをロウ付けする段階と、前記貫通孔から棒状部材の先端部を挿入して、当該貫通孔と対応する位置にある前記第1の冷却通路が前記ロウ材で閉塞していないかを確認するとともに、前記ストップオフ剤を、前記棒状部材の先端で削り落として除去する段階と、を備えている。 The method for manufacturing a high-temperature member for turbine according to the present invention includes a plurality of first cooling passages that serve as cooling holes and through which a cooling medium passes, a cavity that communicates with the first cooling passage, and a plug that closes the opening of the cavity. A method for producing a high temperature member for a turbine, comprising: electric discharge machining the cavity and the recess accommodating the plug; machining the first cooling passage; and Applying an annular weir along the circumferential direction at the outlet of the first cooling passage, applying a brazing material to the entire inner peripheral surface of the recess, and plugging the plug into the recess Inserting and heat-treating the plug, brazing the plug, inserting the tip of the rod-like member from the through hole, and the first cooling passage at a position corresponding to the through hole is the brazing material If you check for blockage Moni, the stop-off material, and a, and removing by scraping with the tip of the rod-shaped member.
本発明に係るタービン用高温部材の製造方法によれば、プラグをシュラウドにロウ付けした後、第1冷却通路の出口がロウ材によって閉塞されているか否かを、貫通孔から棒状部材の先端部を挿入することにより確認することができ、第1冷却通路の出口に塗布されたストップオフ剤を、貫通孔から挿入された棒状部材の先端で削り落とすことにより除去することができる。 According to the method for manufacturing a high temperature member for a turbine according to the present invention, it is determined whether or not the outlet of the first cooling passage is blocked by the brazing material after the plug is brazed to the shroud from the through hole to the tip of the rod-shaped member. The stop-off agent applied to the outlet of the first cooling passage can be removed by scraping off the tip of the rod-shaped member inserted from the through hole.
上記タービン用高温部材の製造方法において、前記第1冷却通路の入口から所定圧力の空気を注入し、削り落とされた細かい前記ストップオフ剤をエアブローするとともに、前記第1冷却通路の出口から所定流量の空気が噴き出しているか否かを確認する段階をさらに備えているとより好適である。 In the method for manufacturing a high temperature member for turbine, air having a predetermined pressure is injected from an inlet of the first cooling passage, air is blown out of the finely cut off stop-off agent, and a predetermined flow rate is discharged from the outlet of the first cooling passage. It is more preferable to further include a step of confirming whether or not the air is blown out.
このようなタービン用高温部材の製造方法によれば、削り落とされた細かいストップオフ剤が、タービン用高温部材の外部に確実に排出されたタービン用高温部材が製造されることになるので、このタービン用高温部材が取り付けられたタービンの内部に、削り落とされた細かいストップオフ剤が飛散するのを確実に防止することができる。
また、このようなタービン用高温部材の製造方法によれば、第1冷却通路の出口から所定流量の空気が確実に噴き出すタービン用高温部材が製造されることになるので、このタービン用高温部材が取り付けられたタービンを効率よく運転することができ、タービンの信頼性を向上させることができる。
According to such a method for manufacturing a high temperature member for turbines, a fine component of the stop-off agent that has been scraped off is reliably discharged to the outside of the high temperature member for turbines. It is possible to reliably prevent the finely cut off stop-off agent from being scattered inside the turbine to which the turbine high temperature member is attached.
Further, according to such a method for manufacturing a high-temperature member for turbines, a high-temperature member for turbines in which air of a predetermined flow rate is surely ejected from the outlet of the first cooling passage is manufactured. The attached turbine can be operated efficiently, and the reliability of the turbine can be improved.
本発明に係るタービン用高温部材によれば、プラグをシュラウドにロウ付けした後、マルチホールの出口がロウ材によって閉塞されているか否かを確認することができ、マルチホールの出口に塗布されたストップオフ剤を除去することができるという効果を奏する。 According to the high-temperature member for turbine according to the present invention, after brazing the plug to the shroud, it can be confirmed whether or not the outlet of the multihole is blocked by the brazing material, and applied to the outlet of the multihole. There is an effect that the stop-off agent can be removed.
〔第1実施形態〕
以下、本発明の第1実施形態に係るタービン用高温部材について、図1から図5を参照しながら説明する。
図1は本実施形態に係るタービン用高温部材の縦断面図、図2は図1のA−A矢視断面図、図3はシュラウドをタービン用高温部材の翼端側(図1において上側)から見た図、図4は図3のB−B矢視断面図、図5は本実施形態に係るタービン用高温部材の製造工程を説明するためのフローチャートである。
[First Embodiment]
Hereinafter, the high temperature member for turbines according to the first embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 1 to 5.
1 is a longitudinal sectional view of a high temperature member for turbines according to the present embodiment, FIG. 2 is a sectional view taken along the line AA in FIG. 1, and FIG. 3 is a blade end side of the high temperature member for turbines (upper side in FIG. 1). FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line B-B of FIG. 3, and FIG. 5 is a flowchart for explaining a manufacturing process of the high-temperature member for turbine according to the present embodiment.
本実施形態に係るタービン用高温部材1は、例えば、燃焼用空気を圧縮する圧縮部(図示せず)と、この圧縮部から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部(図示せず)と、この燃焼部の下流側に位置し、燃焼部を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部(図示せず)とを主たる要素として構成されたガスタービンの、タービン部後方段に設置される翼高さの高い長大化されたタービン動翼に適用され得るものである。
The turbine high-
図1において、符号2はタービン用高温部材1の先端に設けられたシュラウド、符号3はシュラウド2に設けられたフィンである。また、符号4はタービン用高温部材(以下「タービン動翼」という。)1の内部に穿設されたマルチホール(複数の第1冷却通路)、符号5はタービン動翼1の内壁に設けられたピンフィン、符号6は空胴7を支持するリブ、符号8はハブ部、符号9は翼根部である。
In FIG. 1,
図4に示すように、シュラウド2の内部には、キャビティ11が形成されており、キャビティ11には、プラグ(キャップ)12が上面側より挿入されて、シュラウド2の内部に空間が形成されるようになっている。そして、キャビティ11には、マルチホール4がそれぞれ連通し、後述する冷却媒体(空気や蒸気等)13(図1参照)が供給されるようになっている。
なお、冷却媒体13は、例えば、圧縮部(図示せず)からの抽気空気を供給源としている。また、キャビティ11にはそれぞれ、対向する両側に向かって複数の冷却通路(第2冷却通路)14が連通しており、冷却通路14はそれぞれシュラウド2の両端面で開口し、これら開口から冷却媒体13が流出されるようになっている。
As shown in FIG. 4, a
The cooling
冷却媒体13は、図1において実線矢印で示すように、翼根部9より空胴7に流入し、ピンフィン5により熱伝達率を向上させて基部を冷却してマルチホール4を流れて先端部へ導かれる。先端部に導かれた冷却媒体13は、シュラウド2のキャビティ11に流入して、キャビティ11から各冷却通路14を通り、図3において実線矢印で示すように、シュラウド2の両端面に形成された開口から流出して、シュラウド2の全体を冷却する。
The cooling
また、タービン動翼1の先端には、インテグラル状をなすシュラウド2がタービン用高温部材1と一体に形成されている。シュラウド2は、タービン動翼1の先端から漏洩するガスを減少させるとともに、シュラウド2の端面を隣接するシュラウド2の端面に圧接させて一連のグループ翼を形成することにより、タービン動翼1の耐振動強度を向上させている。タービン動翼1には、回転軸方向と円周方向との2方向の振動が発生するが、シュラウド2の端面を図3に示すように斜めに形成することにより、両方向の振動が抑制される。また、シュラウド2には、タービン動翼1の先端部から漏洩するガスを減少させるためとケーシング側との接触を防止するため、一体鋳造や削り出し等により形成されたフィン3が設けられている。
An
さて、本実施形態に係るタービン動翼1では、プラグ12に、図3および図4に示すような、板厚方向(図3において紙面に垂直な方向、図4において上下方向)に貫通する貫通孔21が設けられている。
貫通孔21の内径は、マルチホール4の内径が2.0mm〜2.5mm程度であるのに対して、0.5mm程度、すなわち、マルチホール4の内径の1/4〜1/5程度に設定されている。また、貫通孔21は、その中心が、マルチホール4の中心軸線C上、すなわち、マルチホール4の出口端を形成する円の中心の直上に位置するようにして設けられている。言い換えれば、貫通孔21は、貫通孔21とマルチホール4とを、タービン動翼1の翼端側(図1において上側)から見たとき、図3に示すように、貫通孔21の輪郭とマルチホール4の輪郭とが同心円をなすようにして形成されている。
Now, in the
The inner diameter of the through
つぎに、本実施形態に係るタービン動翼1の製造方法を、図5を用いて説明する。
まず、タービン動翼1の本体全体を精密鋳造する。
シュラウド(図5には「チップシュラウド」として表記)2および翼根部(図5には「翼根」として表記)9が所定の形状となるように、シュラウド2および翼根部9を機械加工する。
つぎに、キャビティ11、およびプラグ12を収容する(受け入れる)凹所22を、シュラウド2の翼端側から放電加工する。
つづいて、冷却穴となるマルチホール4を翼プロファイル(翼部)に加工し、冷却穴となる冷却通路14をシュラウド2に加工する。
Next, a method for manufacturing the
First, the entire main body of the
The
Next, the
Subsequently, the
つぎに、図4に符号31で示すストップオフ剤(例えば、特開2004−174580号公報に開示されたストップオフ剤、「ロウ流れ防止剤」ともいう。)を、マルチホール4の出口に周方向に沿って環状の堰を形成するようにして塗布する。
つづいて、凹所22の内周面全体にロウ材32を塗布して、プラグ(図5には「チッププラグ」として表記)12を挿入し、熱処理してプラグ12をロウ付けする。
なお、図4においてキャビティ11の内周面および底面に示しているロウ材32は、熱処理の際に凹所22内から流れ落ちたロウ材32である。図4に示すように、熱処理の際に凹所22内からロウ材32が流れ落ちた場合でも、ストップオフ剤31によりロウ材32がマルチホール4内に流れ込むのが防止される(堰き止められる)ようになっている。
Next, a stop-off agent indicated by
Subsequently, a
Note that the
つぎに、貫通孔(図5には「検査孔」として表記)21から金属製の棒状部材91(図11参照)の先端部を挿入して、当該貫通孔21の直下にあるマルチホール4がロウ材32で閉塞していないかを確認するとともに、マルチホール4の出口に塗布されたストップオフ剤31を、金属製の棒状部材の先端で削り落として除去する。
つづいて、翼根部9の空胴7から所定圧力の空気を注入(供給)し、冷却通路14を介して削り落とされた細かい(微細な)ストップオフ剤31をエアブローするとともに、各冷却通路14の出口から所定流量の空気が噴き出しているか否かを試験(確認)する。
なお、図4に示すように、冷却通路14の入口(の大半)がロウ材32で閉塞されている場合には、上述の金属製の棒状部材よりも太い金属製の棒状部材の先端部を、当該冷却通路14の出口から挿入して、冷却通路14の入口を閉塞しているロウ材32を削り落とし、当該冷却通路14から所定流量の空気が噴き出すようにする。
Next, the tip of the metal rod-shaped member 91 (see FIG. 11) is inserted from the through hole (indicated as “inspection hole” in FIG. 5) 21, and the multihole 4 directly below the through
Subsequently, air of a predetermined pressure is injected (supplied) from the
In addition, as shown in FIG. 4, when the inlet (most part) of the
本実施形態に係るタービン動翼1によれば、プラグ12をシュラウド2にロウ付けした後、マルチホール4の出口がロウ材32によって閉塞されているか否かを、貫通孔21から棒状部材の先端部を挿入することにより確認することができ、マルチホール4の出口に塗布されたストップオフ剤31を、貫通孔21から挿入された棒状部材の先端で削り落とすことにより除去することができる。
According to the
また、本実施形態に係るタービン動翼1によれば、貫通孔21は、その中心が、マルチホール4の中心軸線C上に位置するようにして設けられており、貫通孔21の直下には、マルチホール4の出口が必ず位置することになるので、マルチホール4の出口がロウ材32によって閉塞されているか否かの確認作業、およびマルチホール4の出口に塗布されたストップオフ剤31を削り落として除去する作業を効率よく、かつ、迅速に行うことができる。
Further, according to the
本実施形態に係るタービン動翼1を具備したガスタービンによれば、プラグ12をシュラウド2にロウ付けした後、マルチホール4の出口がロウ材32によって閉塞されているか否かの確認がなされたタービン動翼1を具備していることになるので、マルチホール4が閉塞していることによるタービン動翼1の熱損傷を確実に防止することができる。
また、本実施形態に係るタービン動翼1を具備したガスタービンによれば、マルチホール4の出口に塗布されたストップオフ剤31が除去されたタービン動翼1を具備していることになるので、マルチホール4の流路抵抗を低減させることができ、冷却媒体の消費量を低減させることができる。
According to the gas turbine provided with the
Moreover, according to the gas turbine provided with the
本実施形態に係るタービン動翼1の製造方法によれば、プラグ12をシュラウド2にロウ付けした後、マルチホール4の出口がロウ材32によって閉塞されているか否かを、貫通孔21から棒状部材の先端部を挿入することにより確認することができ、マルチホール4の出口に塗布されたストップオフ剤31を、貫通孔21から挿入された棒状部材の先端で削り落とすことにより除去することができる。
According to the method for manufacturing the
本実施形態に係るタービン動翼1の製造方法によれば、冷却通路14を介して削り落とされた細かいストップオフ剤31が、タービン動翼1の外部に確実に排出されたタービン動翼1が製造されることになるので、このタービン動翼1が取り付けられたタービンの内部に、削り落とされた細かいストップオフ剤31が飛散するのを確実に防止することができる。
また、本実施形態に係るタービン動翼1の製造方法によれば、冷却通路14の各出口から所定流量の空気が確実に噴き出すタービン動翼1が製造されることになるので、このタービン動翼1が取り付けられたタービンを効率よく運転することができ、タービンの信頼性を向上させることができる。
According to the method for manufacturing the
Further, according to the method for manufacturing the
〔第2実施形態〕
つぎに、本発明の第2実施形態に係るタービン用高温部材について、図6から図8を参照しながら説明する。
図6は本実施形態に係るタービン用高温部材の斜視図、図7は図6のC−C矢視断面図、図8は図7のD−D矢視断面図である。
[Second Embodiment]
Next, a high temperature member for turbines according to a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
6 is a perspective view of the turbine high-temperature member according to the present embodiment, FIG. 7 is a cross-sectional view taken along the line CC in FIG. 6, and FIG. 8 is a cross-sectional view taken along the line DD in FIG.
本実施形態に係るタービン用高温部材41は、例えば、燃焼用空気を圧縮する圧縮部(図示せず)と、この圧縮部から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部(図示せず)と、この燃焼部の下流側に位置し、燃焼部を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部(図示せず)とを主たる要素として構成されたガスタービンの、タービン部に設置されるタービン静翼(例えば、2段静翼)に適用され得るものである。
The high temperature member for
図6に示すように、タービン用高温部材(以下「タービン静翼」という。)41は、外側シュラウド42と、内側シュラウド43と、翼本体44とを備えている。外側シュラウド42は、四方の周囲が端部フランジ42a,42b,42c,42dで囲まれており、その内部には底面42eが設けられている。また、内側シュラウド43も外側シュラウド42と同様に、四方の周囲が端部フランジ43a,43b,43c,43dで囲まれており、その下側(内側)には取付フランジ51,52が設けられ、その上側(外側)には底面43eが設けられている。
As shown in FIG. 6, the high-temperature turbine member (hereinafter referred to as “turbine stationary blade”) 41 includes an
図7および図8に示すように、内側シュラウド43の内部には、キャビティ44が形成されており、キャビティ44には、プラグ(キャップ)45が側面側より挿入されて、内側シュラウド43の内部に空間が形成されるようになっている。また、キャビティ44には、マルチホール(複数の第1冷却通路)46がそれぞれ連通し、冷却媒体13(図7参照)が供給されるようになっている。
As shown in FIG. 7 and FIG. 8, a
そして、タービン静翼41には、外側シュラウド42の側からインピンジ板(図示せず)を介して冷却媒体13が外側シュラウド42内へ流入し、外側シュラウド42の内面を冷却するとともに、翼本体47の上部開口48から翼本体47内に流入し、翼本体47の内部に設けられた通路(図示せず)を流れて翼本体47を冷却する。翼本体47を冷却した空気は、内側シュラウド43の内部に穿設されたマルチホール46を介して、内側シュラウド43の内部に形成されたキャビティ44内へ流入し、内側シュラウド43の内面を冷却した後、タービン静翼41外へ流出するようになっている。
The cooling
また、プラグ45には、図8に示すような、板厚方向(図8において左右方向)に貫通する貫通孔49が設けられている。
貫通孔49の内径は、マルチホール46の内径が2.0mm〜2.5mm程度であるのに対して、0.5mm程度、すなわち、マルチホール46の内径の1/4〜1/5程度に設定されている。また、貫通孔49は、その中心が、マルチホール46の中心軸線C1上、すなわち、マルチホール46の出口端を形成する円の中心の直上に位置するようにして設けられている。言い換えれば、貫通孔49は、貫通孔49とマルチホール46とを、内側シュラウド43の側面側(図8において右側)から見たとき、貫通孔49の輪郭とマルチホール46の輪郭とが同心円をなすようにして形成されている。
Further, the
The inner diameter of the through
ここで、本実施形態に係るマルチホール46、キャビティ44、プラグ45、貫通孔49はそれぞれ、第1実施形態のところで説明したマルチホール4、キャビティ11、プラグ12、貫通孔21に対応するものである。
また、本実施形態に係るタービン静翼41の製造方法のうち、主たる特徴部となるキャビティ44、およびプラグ45を収容する(受け入れる)凹所50を、内側シュラウド43の側面側から放電加工し、冷却穴となるマルチホール46を内側シュラウド43の内部に加工する段階(工程)から、翼本体47の上部開口48から所定圧力の空気を注入(供給)し、キャビティ44を介して削り落とされた細かい(微細な)ストップオフ剤31(図4参照)をエアブローするとともに、キャビティ44の出口から所定流量の空気が噴き出しているか否かを試験(確認)する段階(工程)までは、第1実施形態のところで説明したキャビティ11、およびプラグ12を収容する(受け入れる)凹所22を、シュラウド2の翼端側から放電加工し、冷却穴となるマルチホール4を翼プロファイル(翼部)に加工する段階(工程)から、翼根部9の空胴7から所定圧力の空気を注入(供給)し、冷却通路14を介して削り落とされた細かい(微細な)ストップオフ剤31をエアブローするとともに、各冷却通路14の出口から所定流量の空気が噴き出しているか否かを試験(確認)する段階(工程)と同じであるので、ここではその説明を省略する。
Here, the multihole 46, the
Further, in the method for manufacturing the
本実施形態に係るタービン静翼41、本実施形態に係るタービン静翼41を具備したガスタービン、および本実施形態に係るタービン静翼41の製造方法に係る作用効果は、上述した実施形態に係るタービン動翼1、上述した実施形態に係るタービン動翼1を具備したガスタービン、および上述した実施形態に係るタービン動翼1の製造方法に係る作用効果と同様であるので、ここではその説明を省略する。
The effects of the turbine
〔第3実施形態〕
つぎに、本発明の第3実施形態に係るタービン用高温部材について、図9および図10を参照しながら説明する。
図9は本実施形態に係るタービン用高温部材の断面図、図10は本実施形態に係るタービン用高温部材の断面図であって、図9とは異なる位置で切った図である。
[Third Embodiment]
Next, a high temperature member for turbine according to a third embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 9 and 10.
FIG. 9 is a cross-sectional view of the high-temperature member for turbines according to the present embodiment, and FIG. 10 is a cross-sectional view of the high-temperature member for turbines according to the present embodiment, which is cut at a position different from FIG.
本実施形態に係るタービン用高温部材61は、例えば、燃焼用空気を圧縮する圧縮部(図示せず)と、この圧縮部から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部(図示せず)と、この燃焼部の下流側に位置し、燃焼部を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部(図示せず)とを主たる要素として構成されたガスタービンのタービン部に設置されて、ガスタービンの運転時(高温時)におけるタービン動翼の先端との間の間隔(チップクリアランス)を適正に確保するタービン分割環に適用され得るものである。
The turbine high-
図9または図10に示すように、タービン用高温部材(以下「タービン分割環」という。)61は、高温ガスである主流ガス62の上流および下流の両側に形成された車室取付用フランジ63,64を介して遮熱環65に取り付けられている。主流ガス62の上流側に位置するタービン分割環61の内部には、キャビティ66が形成されており、キャビティ66には、プラグ(キャップ)67が側面側(上流側)より挿入されて、タービン分割環61の内部に空間が形成されるようになっている。また、キャビティ66には、マルチホール(複数の第1冷却通路)68および複数の冷却通路(第2冷却通路)69がそれぞれ連通している。マルチホール68の一端(上流端)は、車室取付用フランジ63の内側に位置する側面で開口し、マルチホール68の他端(下流端)は、キャビティ66を形成する底面で開口している。また、冷却通路69の一端(上流端)は、キャビティ66を形成する底面で開口し、冷却通路69の他端(下流端)は、主流ガス62の下流側に位置するタービン分割環61の端面で開口している。
As shown in FIG. 9 or FIG. 10, a turbine high-temperature member (hereinafter referred to as “turbine split ring”) 61 has
そして、冷却媒体供給穴70を介して供給された冷却媒体13は、インピンジメント板71の冷却孔72から空間73内に流入し、空間73内に流入した冷却媒体13は、タービン分割環61に衝突してタービン分割環61を強制冷却して、マルチホール68内に流入した後、キャビティ66を通って冷却通路69内に流入して、タービン分割環61をさらに内部から冷却し、下流側の開口から主流ガス62中に放出されるようになっている。
The cooling
また、プラグ67には、板厚方向(図9および図10において左右方向)に貫通する貫通孔(図示せず)が設けられている。
貫通孔の内径は、マルチホール68の内径が2.0mm〜2.5mm程度であるのに対して、0.5mm程度、すなわち、マルチホール68の内径の1/4〜1/5程度に設定されている。また、貫通孔は、その中心が、マルチホール68の中心軸線(図示せず)上、すなわち、マルチホール68の出口端を形成する円の中心の直上に位置するようにして設けられている。言い換えれば、貫通孔は、貫通孔とマルチホール68とを、タービン分割環61の側面側(図9および図10において左側)から見たとき、貫通孔の輪郭とマルチホール68の輪郭とが同心円をなすようにして形成されている。
Further, the
The inner diameter of the through hole is set to about 0.5 mm, that is, about 1/4 to 1/5 of the inner diameter of the multihole 68, whereas the inner diameter of the multihole 68 is about 2.0 mm to 2.5 mm. Has been. The through hole is provided so that the center thereof is located on the central axis (not shown) of the multihole 68, that is, directly above the center of the circle forming the exit end of the multihole 68. In other words, when the through hole and the multi-hole 68 are viewed from the side of the turbine split ring 61 (left side in FIGS. 9 and 10), the outline of the through-hole and the outline of the multi-hole 68 are concentric. Is formed.
ここで、本実施形態に係るマルチホール68、キャビティ66、プラグ67、貫通孔、冷却通路69はそれぞれ、第1実施形態のところで説明したマルチホール4、キャビティ11、プラグ12、貫通孔21、冷却通路14に対応するものである。
また、本実施形態に係るタービン分割環61の製造方法のうち、主たる特徴部となるキャビティ66、およびプラグ67を収容する(受け入れる)凹所80を、タービン分割環61の側面側から放電加工し、冷却穴となるマルチホール68および冷却通路69をタービン分割環61の内部に加工する段階(工程)から、冷却媒体供給穴70から所定圧力の空気を注入(供給)し、キャビティ66を介して削り落とされた細かい(微細な)ストップオフ剤31(図4参照)をエアブローするとともに、冷却通路69の出口から所定流量の空気が噴き出しているか否かを試験(確認)する段階(工程)までは、第1実施形態のところで説明したキャビティ11、およびプラグ12を収容する(受け入れる)凹所22を、シュラウド2の翼端側から放電加工し、冷却穴となるマルチホール4を翼プロファイル(翼部)に加工する段階(工程)から、翼根部9の空胴7から所定圧力の空気を注入(供給)し、冷却通路14を介して削り落とされた細かい(微細な)ストップオフ剤31をエアブローするとともに、各冷却通路14の出口から所定流量の空気が噴き出しているか否かを試験(確認)する段階(工程)と同じであるので、ここではその説明を省略する。
Here, the multihole 68, the
In addition, in the method for manufacturing the
本実施形態に係るタービン分割環61、本実施形態に係るタービン分割環61を具備したガスタービン、および本実施形態に係るタービン分割環61の製造方法に係る作用効果は、上述した実施形態に係るタービン動翼1、上述した実施形態に係るタービン動翼1を具備したガスタービン、および上述した実施形態に係るタービン動翼1の製造方法に係る作用効果と同様であるので、ここではその説明を省略する。
The effects of the
なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、適宜必要に応じて変形・変更実施可能である。
例えば、上述した第1実施形態では、貫通孔21は、その中心が、マルチホール4の中心軸線C上に位置するようにして設けられているが、その中心をマルチホール4の出口を含む平面に投影したときに、その中心が、マルチホール4の出口の輪郭よりも外側に位置するようにして設けるようにしてもよい。
このようにすることにより、マルチホール4の出口の直上には、貫通孔21が位置しないようになり、マルチホール4の出口から流出した冷却媒体13が、プラグ12の下面(キャビティ11と対向する面)に一旦衝突した後、冷却通路14の方に流れていくようになる。
これにより、冷却媒体13の貫通孔21からの漏洩を低減させることができ、冷却媒体13の消費量を低減させることができる。
Note that the present invention is not limited to the above-described embodiment, and can be modified and changed as necessary.
For example, in the first embodiment described above, the through
By doing so, the through
Thereby, the leakage from the through-
ここで、図11に示すように、貫通孔21から金属製の棒状部材91の先端部を挿入して、当該貫通孔21の下方に位置するマルチホール4がロウ材32(図4参照)で閉塞していないかを確認するとともに、マルチホール4の出口に塗布されたストップオフ剤31(図4参照)を、金属製の棒状部材91の先端で削り落として除去するには、図11中の記号δ(マルチホール4の中心軸線Cと、貫通孔21の中心軸線C2とのオフセット量)が、下記式1を満たせばよい。
h×tanθ≧δ−(d1÷2)+(D÷2) (式1)
但し、マルチホール4・貫通穴21・棒状部材91の断面形状が全て円柱状であり、キャビティ11の底面とプラグが平行である場合に限る(式2・式3において同じ)。
Here, as shown in FIG. 11, the tip end portion of the metal rod-shaped
h × tan θ ≧ δ− (d1 ÷ 2) + (D ÷ 2) (Formula 1)
However, this is limited to the case where the cross-sectional shapes of the multi-hole 4, the through-
また、式1をδについて解くと、下記式2のようになる。
δ≦(h×tanθ)+(d1÷2)−(D÷2) (式2)
Further, when
δ ≦ (h × tan θ) + (d1 ÷ 2) − (D ÷ 2) (Formula 2)
さらに、図11に示すように、式1および式2中の記号θは、金属製の棒状部材91と貫通孔21の中心軸線C2とがなす小さい方の角度(鋭角)であり、このθは下記式3を用いて求めることができる。
d1=(d2÷cosθ)+(t×tanθ) (式3)
なお、上記式中の記号Dはマルチホール4の内径、記号d1は貫通孔21の内径、記号d2は金属製の棒状部材91の外径、記号hはキャビティ11の底面からプラグ12の下面までの距離、記号tはプラグ12の板厚である。
Furthermore, as shown in FIG. 11, the symbol θ in the
d1 = (d2 ÷ cos θ) + (t × tan θ) (Formula 3)
In the above formula, symbol D is the inner diameter of the
また、上述した第1実施形態では、冷却通路14がマルチホール4の中心軸線Cと直交する方向に延びるものを一具体例として挙げて説明したが、本発明はこれに限定されるものではなく、冷却通路14が図4において斜め上方や斜め下方に延びるものにも適用可能である。
Further, in the first embodiment described above, the
1 タービン動翼(タービン用高温部材)
4 マルチホール(第1冷却通路)
11 キャビティ
12 プラグ
14 冷却通路(第2冷却通路)
21 貫通孔
41 タービン静翼(タービン用高温部材)
44 キャビティ
45 プラグ
46 マルチホール(第1冷却通路)
49 貫通孔
61 タービン分割環(タービン用高温部材)
66 キャビティ
67 プラグ
68 マルチホール(第1冷却通路)
69 冷却通路(第2冷却通路)
1 Turbine blade (High temperature member for turbine)
4 Multihole (first cooling passage)
11
21 Through-
44
49 Through-
66
69 Cooling passage (second cooling passage)
Claims (7)
前記第1冷却通路に連通するキャビティと、
前記キャビティの開口を塞ぐプラグと、を備えたタービン用高温部材であって、
前記プラグの、前記第1冷却通路の各出口と対応する各位置に、前記第1冷却通路の内径よりも小さい内径を有する貫通孔が設けられていることを特徴とするタービン用高温部材。 A plurality of first cooling passages through which a cooling medium is passed as cooling holes;
A cavity communicating with the first cooling passage;
A plug for closing the opening of the cavity, and a high temperature member for a turbine comprising:
A high-temperature member for turbine, wherein a through hole having an inner diameter smaller than the inner diameter of the first cooling passage is provided at each position of the plug corresponding to each outlet of the first cooling passage.
前記第1冷却通路に連通するキャビティと、
前記キャビティの開口を塞ぐプラグと、を備えたタービン用高温部材の製造方法であって、
前記キャビティ、および前記プラグを収容する凹所を放電加工する段階と、
前記第1冷却通路を加工する段階と、
ロウ流れ防止剤を、前記第1冷却通路の出口に周方向に沿って環状の堰を形成するようにして塗布する段階と、
前記凹所の内周面全体にロウ材を塗布して、前記凹所に前記プラグを挿入し、熱処理して前記プラグをロウ付けする段階と、
前記貫通孔から棒状部材の先端部を挿入して、当該貫通孔と対応する位置にある前記第1の冷却通路が前記ロウ材で閉塞していないかを確認するとともに、前記ストップオフ剤を、前記棒状部材の先端で削り落として除去する段階と、を備えていることを特徴とするタービン用高温部材の製造方法。 A plurality of first cooling passages through which a cooling medium is passed as cooling holes;
A cavity communicating with the first cooling passage;
A plug for closing the opening of the cavity, and a method for producing a high-temperature member for a turbine comprising:
Electric discharge machining the cavity and the recess for receiving the plug;
Machining the first cooling passage;
Applying a wax flow inhibitor to form an annular weir along the circumferential direction at the outlet of the first cooling passage;
Applying a brazing material to the entire inner peripheral surface of the recess, inserting the plug into the recess, and performing heat treatment to braze the plug;
Inserting the tip of the rod-shaped member from the through hole, confirming whether the first cooling passage located at a position corresponding to the through hole is blocked by the brazing material, the stop-off agent, And a step of scraping and removing at the tip of the rod-shaped member.
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