JPH0447101A - ターボ機械の動翼 - Google Patents
ターボ機械の動翼Info
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- JPH0447101A JPH0447101A JP15528890A JP15528890A JPH0447101A JP H0447101 A JPH0447101 A JP H0447101A JP 15528890 A JP15528890 A JP 15528890A JP 15528890 A JP15528890 A JP 15528890A JP H0447101 A JPH0447101 A JP H0447101A
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- ceramic
- metal
- blade
- core
- blade shaft
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2240/00—Components
- F05B2240/80—Platforms for stationary or moving blades
- F05B2240/801—Platforms for stationary or moving blades cooled platforms
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】
〔発明の目的〕
(産業上の利用分野)
本発明はガスタービンやターボジェットエンジン等に用
いられるターボ機械の動翼に係り、特に金属製翼軸部と
セラミック製外被とを組み合せたターボ機械の動翼に関
する。
いられるターボ機械の動翼に係り、特に金属製翼軸部と
セラミック製外被とを組み合せたターボ機械の動翼に関
する。
(従来の技術)
ターボ機械としてのガスタービンを組み込んだガスター
ビン発電プラントは第6図に示すように構成され、ガス
タービン10と同軸に設けられた圧縮機11の駆動によ
って圧縮された圧縮空気を燃焼器12に案内して燃焼器
12のライナ部分13で燃料と共に燃焼せしめる。燃焼
による高温の燃焼ガスはトランジションピース14およ
び静翼15を経て動翼16に案内され、この動翼16を
回転駆動させてガスタービン10の仕事をさせるように
なっている。
ビン発電プラントは第6図に示すように構成され、ガス
タービン10と同軸に設けられた圧縮機11の駆動によ
って圧縮された圧縮空気を燃焼器12に案内して燃焼器
12のライナ部分13で燃料と共に燃焼せしめる。燃焼
による高温の燃焼ガスはトランジションピース14およ
び静翼15を経て動翼16に案内され、この動翼16を
回転駆動させてガスタービン10の仕事をさせるように
なっている。
この種のガスタービンにおいては、タービン入口温度に
上昇させるとガスタービンの熱効率が上昇することが知
られており、この熱効率向上のため、タービン入口温度
の上昇が図られている。従来のガスタービン10の燃焼
器12が動再16、静翼15の材料には耐熱性超合金材
料が使用されているが。
上昇させるとガスタービンの熱効率が上昇することが知
られており、この熱効率向上のため、タービン入口温度
の上昇が図られている。従来のガスタービン10の燃焼
器12が動再16、静翼15の材料には耐熱性超合金材
料が使用されているが。
最近では、耐熱性超合金より耐熱性に優れたセラミック
材料を、ガスタービン部品として用いることが例えば特
開昭62−174502号公報や特開昭62−4190
2号公報に開示されている。
材料を、ガスタービン部品として用いることが例えば特
開昭62−174502号公報や特開昭62−4190
2号公報に開示されている。
セラミック材料は金属材料に比較して強度のバラツキが
大きく、引張応力に弱く、脆性が高いという問題がある
。この間顯のため、セラミック材料で植込部を備えた一
体構造のガスタービン動翼を製作すると、ガスタービン
動翼は遠心力作用による高い引張応力が植込部の応力集
中部に発生するため、脆性破壊のおそれがある。
大きく、引張応力に弱く、脆性が高いという問題がある
。この間顯のため、セラミック材料で植込部を備えた一
体構造のガスタービン動翼を製作すると、ガスタービン
動翼は遠心力作用による高い引張応力が植込部の応力集
中部に発生するため、脆性破壊のおそれがある。
この関係から、ガスタービン動翼にセラミックを適用す
る場合、比較的温度の低い植込部を耐熱性金属材料で形
成し、高温の燃焼ガスに晒される部分をセラミック製外
被で覆い、このセラミック製外被を芯金としての金属製
翼軸部で保持するセラミックー金属複合羽根構造のセラ
ミック動翼が特開昭59−119001号公報に開示さ
れている。このセラミック動翼は耐熱性に優れたセラミ
ック製外被と機械的強度部材としての金属製翼軸部とを
組み合せた翼技術である。
る場合、比較的温度の低い植込部を耐熱性金属材料で形
成し、高温の燃焼ガスに晒される部分をセラミック製外
被で覆い、このセラミック製外被を芯金としての金属製
翼軸部で保持するセラミックー金属複合羽根構造のセラ
ミック動翼が特開昭59−119001号公報に開示さ
れている。このセラミック動翼は耐熱性に優れたセラミ
ック製外被と機械的強度部材としての金属製翼軸部とを
組み合せた翼技術である。
従来のターボ機械に用いられるセラミック動翼は第5図
に示すようにセラミック製外被2と機械的強度部材とし
ての金属製翼軸部3とから構成され、この金属製翼軸部
3はNi基合金等で作られる。
に示すようにセラミック製外被2と機械的強度部材とし
ての金属製翼軸部3とから構成され、この金属製翼軸部
3はNi基合金等で作られる。
金属製翼軸部3はロータに植設される内周側植込部4と
、高温作動ガス(燃焼ガス)がロータ側に侵入するのを
防止するプラットホーム5と、セラミック製外被2を外
周側に被着したコア部6とを有し、コア部6の翼先端側
には頂部カバー7が一体に接合される。
、高温作動ガス(燃焼ガス)がロータ側に侵入するのを
防止するプラットホーム5と、セラミック製外被2を外
周側に被着したコア部6とを有し、コア部6の翼先端側
には頂部カバー7が一体に接合される。
金属製翼軸部3にセラミック製外被2を組み合せること
により、圧縮応力に強く引張応力に弱いセラミックの特
性を利用しており、セラミック製外被2に圧縮応力のみ
を作用せさ、セラミック本来の特性である耐熱性を有効
に利用している。第5図に示すセラミック動翼1の内周
側植込部4は金属であるので、高い引張応力に耐えるこ
とができる。
により、圧縮応力に強く引張応力に弱いセラミックの特
性を利用しており、セラミック製外被2に圧縮応力のみ
を作用せさ、セラミック本来の特性である耐熱性を有効
に利用している。第5図に示すセラミック動翼1の内周
側植込部4は金属であるので、高い引張応力に耐えるこ
とができる。
このセラミック動翼1は、金属製翼軸部3の翼先端側か
らセラミック製外被2を挿入し、その後金属製翼軸部3
と同一金属製の頂部カバー7を装着し、次に金属製翼軸
部3と頂部カバー7を接合し、接合一体構造としている
。
らセラミック製外被2を挿入し、その後金属製翼軸部3
と同一金属製の頂部カバー7を装着し、次に金属製翼軸
部3と頂部カバー7を接合し、接合一体構造としている
。
セラミック動翼1の金属製翼軸部3はセラミック製外被
2や翼軸部自身の遠心力作用により高い応力がかかって
いる。高い応力が作用する金属製翼軸部3の温度を強度
上許容温度以下に下げるために内部には1個あるいは複
数個の冷却空気流通孔8が軸方向に穿設されており、冷
却空気は内周側植込部4から冷却空気流通孔8を流入し
、この冷却空気流通孔8内の空気流路を通って頂部カバ
ー7に設けた冷却空気抜孔9から外部に抜出される。
2や翼軸部自身の遠心力作用により高い応力がかかって
いる。高い応力が作用する金属製翼軸部3の温度を強度
上許容温度以下に下げるために内部には1個あるいは複
数個の冷却空気流通孔8が軸方向に穿設されており、冷
却空気は内周側植込部4から冷却空気流通孔8を流入し
、この冷却空気流通孔8内の空気流路を通って頂部カバ
ー7に設けた冷却空気抜孔9から外部に抜出される。
(発明が解決しようとする課題)
セラミック製外被2と金属製翼軸部3とを組み合せた従
来のセラミック動翼において、頂部カバー7が金属製翼
軸部3に接合一体化された後。
来のセラミック動翼において、頂部カバー7が金属製翼
軸部3に接合一体化された後。
この接合状態を検査する場合、検査は構造上著しく困難
である。加えて、セラミック製外被2が高温の燃焼ガス
に晒された後、金属製翼軸部3及び接合部を検査または
補修する場合も金属製翼軸部3を切断しない限り、著し
く困難である。
である。加えて、セラミック製外被2が高温の燃焼ガス
に晒された後、金属製翼軸部3及び接合部を検査または
補修する場合も金属製翼軸部3を切断しない限り、著し
く困難である。
本発明は上述した事情を考慮してなされたもので、拡散
接合時の接合不良をなくシ、検査をしなくても信頼性の
高いターボ機械の動翼を提供することを目的とする。
接合時の接合不良をなくシ、検査をしなくても信頼性の
高いターボ機械の動翼を提供することを目的とする。
(11題を解決するための手段)
本発明に係るターボ機械の動翼は、上述した課題を達成
するために金属製翼軸部とこの翼軸部に被着されるセラ
ミック製外被とを備えたターボ機械の動翼において、金
属製翼軸部のコア部と頂部カバーを拡散接合し、さらに
熱間静水圧プレス(HIP)を施し、上述した課題の解
決を図っている。
するために金属製翼軸部とこの翼軸部に被着されるセラ
ミック製外被とを備えたターボ機械の動翼において、金
属製翼軸部のコア部と頂部カバーを拡散接合し、さらに
熱間静水圧プレス(HIP)を施し、上述した課題の解
決を図っている。
(作用)
このターボ機械の動翼は金属製翼軸部のコア部と頂部カ
バーを拡散接合し、さらに熱間静水圧プレス(HIP)
を施すことにより、金属製翼軸部のコア部と頂部カバー
の拡散接合時の接合不良をなくし、優れた接合強度を得
ることが可能である。
バーを拡散接合し、さらに熱間静水圧プレス(HIP)
を施すことにより、金属製翼軸部のコア部と頂部カバー
の拡散接合時の接合不良をなくし、優れた接合強度を得
ることが可能である。
(実施例)
以下1本発明に係るターボ機械の動翼の実施例について
添付図面を参照して説明する。
添付図面を参照して説明する。
本発明はガスタービンやターボジェットエンジン等のタ
ーボ機械の動翼に適用することができる。
ーボ機械の動翼に適用することができる。
第5図はターボ機械としてガスタービンに適用したセラ
ミック動翼1を示す、このセラミック動翼1は金属製翼
軸部3とこの翼軸部3に被着された翼形状のセラミック
スリーブとしてのセラミック製外被2とを組み合わせ、
セラミック製外被2を外周側に被着したコア部6へ頂部
カバー7を拡散接合した後、熱間静水圧プレス(HIP
)L、たものである、金属製翼軸部3及び頂部カバー7
はNi基合金のMar−M247の耐熱性合金材料であ
り、セラミック製外被2はSi、 N4やSiCのセラ
ミック材料である。
ミック動翼1を示す、このセラミック動翼1は金属製翼
軸部3とこの翼軸部3に被着された翼形状のセラミック
スリーブとしてのセラミック製外被2とを組み合わせ、
セラミック製外被2を外周側に被着したコア部6へ頂部
カバー7を拡散接合した後、熱間静水圧プレス(HIP
)L、たものである、金属製翼軸部3及び頂部カバー7
はNi基合金のMar−M247の耐熱性合金材料であ
り、セラミック製外被2はSi、 N4やSiCのセラ
ミック材料である。
次に金属製翼軸部3とコア部6の拡散接合及び熱間静水
圧プレス(HIP)の接合について述べる。金属製翼軸
部3とコア部6の接合面を600番程度に表面仕上げし
た後、脱脂洗浄した。脱脂洗浄の後、金属製翼軸部3と
コア部6の間にフィラーメタル17を装入、固定し、第
1の実施例として、第1図に示す拡散接合熱処理、拡散
熱処理、熱間静水圧プレス(HIP)、溶体化熱処理1
時効処理を施した。まず第1段階の拡散接合熱処理とし
て金属製翼軸部3、フィラーメタル17、コア部6の各
材料が三層構造をなした状態で固定し、10″″4to
rrの真空度において1200℃で10分間保持した後
、Arガスにより急冷した。第2段階の拡散熱処理とし
て金属製翼軸部3、フィラーメタル17、コア部6の間
での相互拡散を進行させ、各相の境界が連続かつ均一な
組成とし拡散接合を完了させるためArガス雰囲気にお
いて1230℃で24時間保持し、 Arガスによって
急冷した。第3段階の熱間静水圧プレス(HIP)は元
素の拡散を促進し、同時に接合部の圧縮を行い1部材の
緻密化、均質化をいっそう促進し、接合状態の向上を図
るためArガスを加圧媒体として1185℃において4
時間・+7500kgf/ciの圧力下で行った。第4
段階はMar−M247材として通常の溶体化熱処理で
あり、Arガス雰囲気において1185℃で2時間保持
し、Arガスによる急冷を行った。最後に第5段階とし
てArガス雰囲気において870℃で20時間保持し、
Arガスによって急冷する時効処理を行った。
圧プレス(HIP)の接合について述べる。金属製翼軸
部3とコア部6の接合面を600番程度に表面仕上げし
た後、脱脂洗浄した。脱脂洗浄の後、金属製翼軸部3と
コア部6の間にフィラーメタル17を装入、固定し、第
1の実施例として、第1図に示す拡散接合熱処理、拡散
熱処理、熱間静水圧プレス(HIP)、溶体化熱処理1
時効処理を施した。まず第1段階の拡散接合熱処理とし
て金属製翼軸部3、フィラーメタル17、コア部6の各
材料が三層構造をなした状態で固定し、10″″4to
rrの真空度において1200℃で10分間保持した後
、Arガスにより急冷した。第2段階の拡散熱処理とし
て金属製翼軸部3、フィラーメタル17、コア部6の間
での相互拡散を進行させ、各相の境界が連続かつ均一な
組成とし拡散接合を完了させるためArガス雰囲気にお
いて1230℃で24時間保持し、 Arガスによって
急冷した。第3段階の熱間静水圧プレス(HIP)は元
素の拡散を促進し、同時に接合部の圧縮を行い1部材の
緻密化、均質化をいっそう促進し、接合状態の向上を図
るためArガスを加圧媒体として1185℃において4
時間・+7500kgf/ciの圧力下で行った。第4
段階はMar−M247材として通常の溶体化熱処理で
あり、Arガス雰囲気において1185℃で2時間保持
し、Arガスによる急冷を行った。最後に第5段階とし
てArガス雰囲気において870℃で20時間保持し、
Arガスによって急冷する時効処理を行った。
また、第2の実施例として、第1の実施例1と同様に、
金属製翼軸部3とコア部6の間にフィラーメタル17を
装入、固定した後、第2図に示すように拡散熱処理とH
IPと同一炉にて連続して行った。各々の熱処理温度及
び保持時間は第1の実施例と同様である。
金属製翼軸部3とコア部6の間にフィラーメタル17を
装入、固定した後、第2図に示すように拡散熱処理とH
IPと同一炉にて連続して行った。各々の熱処理温度及
び保持時間は第1の実施例と同様である。
第1の実施例及び第2の実施例で行った熱処理の後、金
属製翼軸部3とコア部6の接合部が含まれた引張試験材
を各々10本づつ採取した。第3図及び第4図は引張試
験で得られたHIP処理を施したものと従来方法である
拡散接合だけの接合法で得られたものの引張強さの強度
分布を比較した図である。第1.第2の実施例とも熱間
静水圧プレス(HIP)を施したことによって、従来材
よりもばらつきが少なく安定した接合強度が得られてい
た。
属製翼軸部3とコア部6の接合部が含まれた引張試験材
を各々10本づつ採取した。第3図及び第4図は引張試
験で得られたHIP処理を施したものと従来方法である
拡散接合だけの接合法で得られたものの引張強さの強度
分布を比較した図である。第1.第2の実施例とも熱間
静水圧プレス(HIP)を施したことによって、従来材
よりもばらつきが少なく安定した接合強度が得られてい
た。
本発明に係るターボ機械の動翼において、金属製翼軸部
のコア部と頂部カバーを拡散接合し。
のコア部と頂部カバーを拡散接合し。
さらに熱間静水圧プレス(HIP)を施すことによって
、優れた接合が可能になる。従って拡散接合時の接合不
良をなくし、検査をしなくても、遠心応力による損傷を
未然に防止でき、信頼性が向上する。
、優れた接合が可能になる。従って拡散接合時の接合不
良をなくし、検査をしなくても、遠心応力による損傷を
未然に防止でき、信頼性が向上する。
第1図は本発明に係るターボ機械の動翼の第1の実施例
の熱処理図、第2図は第2の実施例の熱処理図、第3図
および第4図はそれぞれ第1゜第2の実施例によって得
られた引張試験結果を引張強さ毎に整理した図で、第5
図は本発明に係るセラミック動翼の断面図、第6図は従
来のガスタービン発電プラントに組み込まれるガスター
ビンの断面図である。 1 セラミック動翼 2・・・セラミック製外被3・
・金属製翼軸部 4・内周側植込部5・・・プラッ
トホーム 6・・コア部7 、頂部カバー 8
・・冷却空気流通孔9−・冷却空気抜孔 10・・
ガスタービン11 圧縮機 12・・・燃
焼器13・・ライナ 14・・・トランジションピース 15・・・静翼 16・・・動翼17・・
・フィラーメタル 18・・・中間スリーブ19・・
・ヘッドカバー zO・・・冷却空気流路21・・
・冷却空気孔 22・・・冷却キャビティ23・
・・頂部との間隙 24・・・シール部材25・・
・収容溝 26・・・冷却分岐孔27・・・
遮熱層 28・・・拡散接合熱処理29・・
・拡散熱処理 30・・・熱間静水圧プレス31
・・・溶体化熱処理 32・・・時効処理33・・
・拡散熱処理時間静水圧プレス代理人 弁理士 則 近
憲 佑 /230”c 第 図 f 3f 32 第 図 第 図 ンへ仁灯zら策
の熱処理図、第2図は第2の実施例の熱処理図、第3図
および第4図はそれぞれ第1゜第2の実施例によって得
られた引張試験結果を引張強さ毎に整理した図で、第5
図は本発明に係るセラミック動翼の断面図、第6図は従
来のガスタービン発電プラントに組み込まれるガスター
ビンの断面図である。 1 セラミック動翼 2・・・セラミック製外被3・
・金属製翼軸部 4・内周側植込部5・・・プラッ
トホーム 6・・コア部7 、頂部カバー 8
・・冷却空気流通孔9−・冷却空気抜孔 10・・
ガスタービン11 圧縮機 12・・・燃
焼器13・・ライナ 14・・・トランジションピース 15・・・静翼 16・・・動翼17・・
・フィラーメタル 18・・・中間スリーブ19・・
・ヘッドカバー zO・・・冷却空気流路21・・
・冷却空気孔 22・・・冷却キャビティ23・
・・頂部との間隙 24・・・シール部材25・・
・収容溝 26・・・冷却分岐孔27・・・
遮熱層 28・・・拡散接合熱処理29・・
・拡散熱処理 30・・・熱間静水圧プレス31
・・・溶体化熱処理 32・・・時効処理33・・
・拡散熱処理時間静水圧プレス代理人 弁理士 則 近
憲 佑 /230”c 第 図 f 3f 32 第 図 第 図 ンへ仁灯zら策
Claims (1)
- 1、金属製翼軸部とこの翼軸部に被着されるセラミック
製外被とを備えたターボ機械の動翼において、上記金属
製翼軸部のコア部とセラミック製外被を保持する頂部カ
バーを拡散接合し、その後、さらに熱間静水圧プレスを
施すことを特徴とするターボ機械の動翼。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP15528890A JPH0447101A (ja) | 1990-06-15 | 1990-06-15 | ターボ機械の動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP15528890A JPH0447101A (ja) | 1990-06-15 | 1990-06-15 | ターボ機械の動翼 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH0447101A true JPH0447101A (ja) | 1992-02-17 |
Family
ID=15602623
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP15528890A Pending JPH0447101A (ja) | 1990-06-15 | 1990-06-15 | ターボ機械の動翼 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPH0447101A (ja) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH06212903A (ja) * | 1992-08-27 | 1994-08-02 | Inco Ltd | ガスタービンの冷却 |
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1990
- 1990-06-15 JP JP15528890A patent/JPH0447101A/ja active Pending
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