JPH08177401A - セラミック製タービンロータ - Google Patents
セラミック製タービンロータInfo
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- JPH08177401A JPH08177401A JP32333094A JP32333094A JPH08177401A JP H08177401 A JPH08177401 A JP H08177401A JP 32333094 A JP32333094 A JP 32333094A JP 32333094 A JP32333094 A JP 32333094A JP H08177401 A JPH08177401 A JP H08177401A
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- pressure surface
- turbine rotor
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Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【目的】 セラミック製タービンロータの重量増大を抑
えつつ、十分な強度を確保する。 【構成】 翼２を、その上流部から下流部にかけて、回
転後方を向いた正圧面６側が窪むように湾曲して形成
し、翼２の重力中心８を翼厚中心線１０に対して翼２の
負圧面３側にオフセットする。
えつつ、十分な強度を確保する。 【構成】 翼２を、その上流部から下流部にかけて、回
転後方を向いた正圧面６側が窪むように湾曲して形成
し、翼２の重力中心８を翼厚中心線１０に対して翼２の
負圧面３側にオフセットする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、セラミック製タービン
ロータの改良に関するものである。
ロータの改良に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】自動車用エンジンに備えられるターボチ
ャージャやガスタービンエンジンに備えられるタービン
ロータをセラミックスで形成し、タービンロータの耐熱
性を高めるとともに、軽量化がはかられているが、セラ
ミック材を用いて十分な強度を確保することが難しい。
ャージャやガスタービンエンジンに備えられるタービン
ロータをセラミックスで形成し、タービンロータの耐熱
性を高めるとともに、軽量化がはかられているが、セラ
ミック材を用いて十分な強度を確保することが難しい。
【０００３】従来のターボチャージャとして、例えば図
８〜図１１に示すようなものがある(特開昭６１−１４
９５０４号公報、参照)。
８〜図１１に示すようなものがある(特開昭６１−１４
９５０４号公報、参照)。
【０００４】これについて説明すると、タービンロータ
１は、その回転中心部に位置するディスク５と、このデ
ィスク５から径方向に突出する翼２がセラミックにより
一体形成されている。
１は、その回転中心部に位置するディスク５と、このデ
ィスク５から径方向に突出する翼２がセラミックにより
一体形成されている。
【０００５】翼２はその上流部１３から下流部１４にか
けて弓形に湾曲して形成される。翼２は正圧面６が凹状
に窪むように湾曲している。そして、タービンロータ１
は図８、図１１に矢印で示す方向に回転する。
けて弓形に湾曲して形成される。翼２は正圧面６が凹状
に窪むように湾曲している。そして、タービンロータ１
は図８、図１１に矢印で示す方向に回転する。
【０００６】翼２の断面形状は、翼２からディスク５に
かけて漸次肉厚が増大するように滑らか曲面をもってつ
ながり、翼２の翼厚中心線１０について正圧面６と負圧
面３が対称的に形成されている。
かけて漸次肉厚が増大するように滑らか曲面をもってつ
ながり、翼２の翼厚中心線１０について正圧面６と負圧
面３が対称的に形成されている。
【０００７】図９、図１０において、１０は、タービン
ロータ１の回転中心９から放射状に延びて、翼２を略等
分する翼厚中心線である。８は翼２の重力中心である。
ロータ１の回転中心９から放射状に延びて、翼２を略等
分する翼厚中心線である。８は翼２の重力中心である。
【０００８】翼２の重力中心８は翼厚中心線１０上に配
置されるように、翼２の断面形状は、翼厚中心線１０に
ついて負圧面３と正圧面６が対称的に形成される。
置されるように、翼２の断面形状は、翼厚中心線１０に
ついて負圧面３と正圧面６が対称的に形成される。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、このよ
うな従来のセラミック製タービンロータ１にあっては、
遠心力によって翼２を弓形に強く湾曲させようとする力
によって、図７に実線で示すように、翼２が正圧面６側
へ倒れるように変形し、負圧面３側の翼付け根部４に引
張応力が集中する可能性がある。このため、十分な強度
を確保することが難しいという問題点があった。
うな従来のセラミック製タービンロータ１にあっては、
遠心力によって翼２を弓形に強く湾曲させようとする力
によって、図７に実線で示すように、翼２が正圧面６側
へ倒れるように変形し、負圧面３側の翼付け根部４に引
張応力が集中する可能性がある。このため、十分な強度
を確保することが難しいという問題点があった。
【００１０】本発明は上記の問題点を解消し、セラミッ
ク製タービンロータの重量増大を抑えつつ、十分な強度
を確保することを目的とする。
ク製タービンロータの重量増大を抑えつつ、十分な強度
を確保することを目的とする。
【００１１】
【課題を解決するための手段】請求項１記載の発明は、
回転中心部に位置するディスクと、ディスクから径方向
に突出する複数の翼がセラミックにより一体形成される
セラミック製タービンロータにおいて、翼を、その上流
部から下流部にかけて、回転後方を向いた正圧面側が窪
むように湾曲して形成し、翼の重力中心を翼厚中心線に
対して、回転前方を向いた負圧面側にオフセットする。
回転中心部に位置するディスクと、ディスクから径方向
に突出する複数の翼がセラミックにより一体形成される
セラミック製タービンロータにおいて、翼を、その上流
部から下流部にかけて、回転後方を向いた正圧面側が窪
むように湾曲して形成し、翼の重力中心を翼厚中心線に
対して、回転前方を向いた負圧面側にオフセットする。
【００１２】請求項２記載のセラミック製タービンロー
タは、請求項１記載の発明において、翼の負圧面の付け
根部の肉厚を、翼の正圧面の付け根部の肉厚より大きく
形成する。
タは、請求項１記載の発明において、翼の負圧面の付け
根部の肉厚を、翼の正圧面の付け根部の肉厚より大きく
形成する。
【００１３】請求項３記載のセラミック製タービンロー
タは、請求項１記載の発明において、翼の負圧面の先端
部の肉厚を、翼の正圧面の先端部の肉厚より大きく形成
する。
タは、請求項１記載の発明において、翼の負圧面の先端
部の肉厚を、翼の正圧面の先端部の肉厚より大きく形成
する。
【００１４】請求項４記載のセラミック製タービンロー
タは、請求項１から３のいずれかに記載の発明におい
て、翼の上流側に位置する部位を、翼厚中心線について
負圧面と正圧面を非対称的に形成し、翼の下流側に位置
する部位を、翼厚中心線について負圧面と正圧面を対称
的に形成する。
タは、請求項１から３のいずれかに記載の発明におい
て、翼の上流側に位置する部位を、翼厚中心線について
負圧面と正圧面を非対称的に形成し、翼の下流側に位置
する部位を、翼厚中心線について負圧面と正圧面を対称
的に形成する。
【００１５】
【作用】請求項１に記載のセラミック製タービンロータ
において、タービンロータは例えばレシプロエンジンの
燃焼室またはガスタービンエンジンの燃焼器等から送ら
れるガスが回転径方向から導かれることにより、ガスの
流れを回転軸方向に換えながら回転力を取出し、高速回
転する。
において、タービンロータは例えばレシプロエンジンの
燃焼室またはガスタービンエンジンの燃焼器等から送ら
れるガスが回転径方向から導かれることにより、ガスの
流れを回転軸方向に換えながら回転力を取出し、高速回
転する。
【００１６】翼を弓形に強く湾曲させようとする力が、
負圧面側の翼付け根部へ引張応力として作用する。この
引張応力に対して、翼の重力中心を負圧面側にオフセッ
トしているために発生する遠心力が、負圧面側の翼付け
根部へ圧縮応力として作用して相殺するため、負圧面側
の翼付け根部に生じる最大応力を低減することができ
る。
負圧面側の翼付け根部へ引張応力として作用する。この
引張応力に対して、翼の重力中心を負圧面側にオフセッ
トしているために発生する遠心力が、負圧面側の翼付け
根部へ圧縮応力として作用して相殺するため、負圧面側
の翼付け根部に生じる最大応力を低減することができ
る。
【００１７】脆性材料であるセラミックを用いたタービ
ンロータでは、金属材料のように過度な応力下で塑性変
形ができないため、材料強度以上の応力が発生すると直
ちに破壊に至るため、セラミック製タービンロータの最
大応力を低下させることにより破壊に至ることを回避で
きる。
ンロータでは、金属材料のように過度な応力下で塑性変
形ができないため、材料強度以上の応力が発生すると直
ちに破壊に至るため、セラミック製タービンロータの最
大応力を低下させることにより破壊に至ることを回避で
きる。
【００１８】請求項２に記載のセラミック製タービンロ
ータにおいて、翼の付け根部に余肉を形成する構造によ
り、タービンロータの鋳造時に用いられる翼型の製作お
よび型抜きが容易に行え、生産性を高められる。
ータにおいて、翼の付け根部に余肉を形成する構造によ
り、タービンロータの鋳造時に用いられる翼型の製作お
よび型抜きが容易に行え、生産性を高められる。
【００１９】請求項３に記載のセラミック製タービンロ
ータにおいて、翼の先端部に余肉を形成する構造によ
り、翼の付け根部の断面形状が非対称的に形成される構
造に比べて、翼に加えられる余肉が少なくて済み、翼の
重量増加を抑えて慣性モーメントの増加を抑えられる。
ータにおいて、翼の先端部に余肉を形成する構造によ
り、翼の付け根部の断面形状が非対称的に形成される構
造に比べて、翼に加えられる余肉が少なくて済み、翼の
重量増加を抑えて慣性モーメントの増加を抑えられる。
【００２０】請求項４に記載のセラミック製タービンロ
ータにおいて、翼が回転中心軸に対して弓形に湾曲して
いるために発生する遠心応力は、翼の下流部より上流部
で大きくなるが、上流部に限定して翼を翼厚中心線につ
いて非対称的に形成し、下流部を翼厚中心線について対
称的に形成する構造により、翼に加えられる余肉が少な
くて済み、タービンロータの重量増大を抑えつつ、十分
な強度を確保することができる。
ータにおいて、翼が回転中心軸に対して弓形に湾曲して
いるために発生する遠心応力は、翼の下流部より上流部
で大きくなるが、上流部に限定して翼を翼厚中心線につ
いて非対称的に形成し、下流部を翼厚中心線について対
称的に形成する構造により、翼に加えられる余肉が少な
くて済み、タービンロータの重量増大を抑えつつ、十分
な強度を確保することができる。
【００２１】
【実施例】以下、本発明の実施例を添付図面に基づいて
説明する。
説明する。
【００２２】図２に示すように、タービンロータ１は、
その回転中心部に位置するディスク５と、このディスク
５から径方向に突出する複数の翼２がセラミックにより
一体形成されている。
その回転中心部に位置するディスク５と、このディスク
５から径方向に突出する複数の翼２がセラミックにより
一体形成されている。
【００２３】図１において、タービンロータ１は図中矢
印で示すように回転し、翼２は回転前方向に向いた負圧
面３と、回転後方向を向いた正圧面６を有する。
印で示すように回転し、翼２は回転前方向に向いた負圧
面３と、回転後方向を向いた正圧面６を有する。
【００２４】図３に示すように、翼２はその上流部１３
から下流部１４にかけて弓形に湾曲して形成される。翼
２は正圧面６が凹状に窪むように湾曲している。
から下流部１４にかけて弓形に湾曲して形成される。翼
２は正圧面６が凹状に窪むように湾曲している。
【００２５】負圧面３と正圧面６の各付け根部４，７は
その翼端部からディスク５にかけて漸次肉厚が増大する
ように円弧状に湾曲する曲面をもってつながっている。
また、各付け根部はその翼端部からディスク５にかけて
楕円弧状に湾曲する曲面をもってつながるように形成し
てもよい。
その翼端部からディスク５にかけて漸次肉厚が増大する
ように円弧状に湾曲する曲面をもってつながっている。
また、各付け根部はその翼端部からディスク５にかけて
楕円弧状に湾曲する曲面をもってつながるように形成し
てもよい。
【００２６】図１において、１０は、タービンロータ１
の回転中心軸９から放射状に延びて、翼２を略等分する
翼厚中心線である。８は翼２の重力中心である。
の回転中心軸９から放射状に延びて、翼２を略等分する
翼厚中心線である。８は翼２の重力中心である。
【００２７】本発明の要旨とするところであるが、翼２
の重力中心８は翼厚中心線１０に対して翼２の負圧面３
側にオフセットされるように、翼２の断面形状は、翼厚
中心線１０について負圧面３と正圧面６が非対称的に形
成される。
の重力中心８は翼厚中心線１０に対して翼２の負圧面３
側にオフセットされるように、翼２の断面形状は、翼厚
中心線１０について負圧面３と正圧面６が非対称的に形
成される。
【００２８】翼厚中心線１０に対する翼２の重力中心８
の位置は、翼２が弓形に湾曲する度合い、翼２の外径、
翼２の厚さ等に応じて決定される。
の位置は、翼２が弓形に湾曲する度合い、翼２の外径、
翼２の厚さ等に応じて決定される。
【００２９】この実施例では、翼２の付け根部分の断面
形状が非対称的に形成されている。すなわち、負圧面３
の付け根部４の肉厚が、正圧面６の付け根部７の肉厚よ
り大きくなるように形成される。図１において、破線は
負圧面３の付け根部４を正圧面６の付け根部７について
翼厚中心線１０に対して対称的に形成した場合の表面を
表しており、負圧面３の付け根部４は、正圧面６の付け
根部７の肉厚に対して、翼２とディスク５のつくる隅部
を埋めるように分布している。
形状が非対称的に形成されている。すなわち、負圧面３
の付け根部４の肉厚が、正圧面６の付け根部７の肉厚よ
り大きくなるように形成される。図１において、破線は
負圧面３の付け根部４を正圧面６の付け根部７について
翼厚中心線１０に対して対称的に形成した場合の表面を
表しており、負圧面３の付け根部４は、正圧面６の付け
根部７の肉厚に対して、翼２とディスク５のつくる隅部
を埋めるように分布している。
【００３０】図４に示すように、翼２の中心軸９方向に
ついて中間部より上流側に位置する上流部１３は、翼厚
中心線１０について負圧面３と正圧面６が非対称的に形
成される。図５に示すように、翼２の中心軸９方向につ
いて中間部より下流側に位置する下流部１４は、翼厚中
心線１０について負圧面３と正圧面６が対称的に形成さ
れる。
ついて中間部より上流側に位置する上流部１３は、翼厚
中心線１０について負圧面３と正圧面６が非対称的に形
成される。図５に示すように、翼２の中心軸９方向につ
いて中間部より下流側に位置する下流部１４は、翼厚中
心線１０について負圧面３と正圧面６が対称的に形成さ
れる。
【００３１】以上のように構成され、次に作用について
説明する。
説明する。
【００３２】タービンロータ１はレシプロエンジンの燃
焼室またはガスタービンエンジンの燃焼器等から送られ
るガスが回転径方向から導かれることにより、ガスの流
れを回転軸９方向に換えながら回転力を取出し、高速回
転する。
焼室またはガスタービンエンジンの燃焼器等から送られ
るガスが回転径方向から導かれることにより、ガスの流
れを回転軸９方向に換えながら回転力を取出し、高速回
転する。
【００３３】図６は本実施例における翼２について、解
析計算による応力分布と、翼２の変形図とを示してい
る。解析は、ヤング率３１０ＧＰａ、翼２の周速度を７
００ｍ／ｓｅｃとした時の遠心応力を表している。
析計算による応力分布と、翼２の変形図とを示してい
る。解析は、ヤング率３１０ＧＰａ、翼２の周速度を７
００ｍ／ｓｅｃとした時の遠心応力を表している。
【００３４】この場合、翼２を弓形に強く湾曲させよう
とする力が、負圧面３側の翼付け根部４へ引張応力とし
て作用するのに対して、翼２の重力中心８を負圧面３側
にオフセットしているために発生する遠心力が、負圧面
３側の翼付け根部４へ圧縮応力として作用して相殺する
ため、負圧面３側の翼付け根部４に生じる最大応力を２
９３ＭＰａとすることができる。
とする力が、負圧面３側の翼付け根部４へ引張応力とし
て作用するのに対して、翼２の重力中心８を負圧面３側
にオフセットしているために発生する遠心力が、負圧面
３側の翼付け根部４へ圧縮応力として作用して相殺する
ため、負圧面３側の翼付け根部４に生じる最大応力を２
９３ＭＰａとすることができる。
【００３５】図７は翼２の重力中心８を翼厚中心線１０
に配置した従来例について、解析計算による応力分布
と、翼２の変形図とを示している。
に配置した従来例について、解析計算による応力分布
と、翼２の変形図とを示している。
【００３６】この場合、翼２を弓形に強く湾曲させよう
とする遠心力が、負圧面３側の翼付け根部４へ引張とし
て作用するため、最大応力は３４６ＭＰａとなる。
とする遠心力が、負圧面３側の翼付け根部４へ引張とし
て作用するため、最大応力は３４６ＭＰａとなる。
【００３７】すなわち本発明は、翼２の重力中心８を翼
厚中心線１０について負圧面３側へオフセットすること
により、翼２に発生する最大応力を１５％程度低減する
ことができる。
厚中心線１０について負圧面３側へオフセットすること
により、翼２に発生する最大応力を１５％程度低減する
ことができる。
【００３８】また、正圧面６と負圧面３とでの応力を平
均化し、かつ高応力が占める部位を減らすため、脆性材
料であるセラミック製ロータの破壊確率を１／１０4か
ら１／１０6へと改善して、信頼性を高められる。
均化し、かつ高応力が占める部位を減らすため、脆性材
料であるセラミック製ロータの破壊確率を１／１０4か
ら１／１０6へと改善して、信頼性を高められる。
【００３９】翼２が回転中心軸９に対して弓形に湾曲し
ているために発生する遠心応力は、翼２の下流部１４よ
り上流部１３で大きくなるが、上流部１３に限定して翼
２を翼厚中心線１０について非対称的に形成し、下流部
１４を翼厚中心線１０について対称的に形成する構造に
より、翼２に加えられる余肉が少なくて済み、タービン
ロータ１の重量増大を抑えつつ、十分な強度を確保する
ことができる。
ているために発生する遠心応力は、翼２の下流部１４よ
り上流部１３で大きくなるが、上流部１３に限定して翼
２を翼厚中心線１０について非対称的に形成し、下流部
１４を翼厚中心線１０について対称的に形成する構造に
より、翼２に加えられる余肉が少なくて済み、タービン
ロータ１の重量増大を抑えつつ、十分な強度を確保する
ことができる。
【００４０】他の実施例として、翼２の先端部の断面形
状を非対称的に形成してもよい。すなわち、翼２の高さ
（回転中心軸９に対する半径方向の距離）が中間部より
高い位置において、負圧面３の肉厚が、正圧面６の肉厚
より大きくなるように形成される。
状を非対称的に形成してもよい。すなわち、翼２の高さ
（回転中心軸９に対する半径方向の距離）が中間部より
高い位置において、負圧面３の肉厚が、正圧面６の肉厚
より大きくなるように形成される。
【００４１】この場合、翼２の付け根部分の断面形状が
非対称的に形成される前記実施例に比べて、翼２に加え
られる余肉が少なくて済み、翼２の重量増加を抑えて慣
性モーメントの増加を抑えられる。
非対称的に形成される前記実施例に比べて、翼２に加え
られる余肉が少なくて済み、翼２の重量増加を抑えて慣
性モーメントの増加を抑えられる。
【００４２】また、前記実施例の場合、翼２の付け根部
に余肉を形成する構造により、ロータ１の鋳造時に用い
られる翼型の製作および型抜きが容易に行え、生産性を
高められる。
に余肉を形成する構造により、ロータ１の鋳造時に用い
られる翼型の製作および型抜きが容易に行え、生産性を
高められる。
【００４３】
【発明の効果】以上説明したように請求項１記載の発明
は、回転中心部に位置するディスクと、ディスクから径
方向に突出する複数の翼がセラミックにより一体形成さ
れるセラミック製タービンロータにおいて、翼を、その
上流部から下流部にかけて、回転後方を向い正負圧面側
が窪むように湾曲して形成し、翼の重力中心を翼厚中心
線に対して、回転前方を向いた負圧面側にオフセットし
たため、負圧面側の翼付け根部に生じる最大応力を低減
し、翼の質量増加を抑えてタービンロータの強度を十分
に確保して、信頼性を高めることができる。
は、回転中心部に位置するディスクと、ディスクから径
方向に突出する複数の翼がセラミックにより一体形成さ
れるセラミック製タービンロータにおいて、翼を、その
上流部から下流部にかけて、回転後方を向い正負圧面側
が窪むように湾曲して形成し、翼の重力中心を翼厚中心
線に対して、回転前方を向いた負圧面側にオフセットし
たため、負圧面側の翼付け根部に生じる最大応力を低減
し、翼の質量増加を抑えてタービンロータの強度を十分
に確保して、信頼性を高めることができる。
【００４４】請求項２記載のセラミック製タービンロー
タは、請求項１記載の発明において、翼の負圧面の付け
根部の肉厚を、翼の正圧面の付け根部の肉厚より大きく
形成したため、タービンロータの鋳造時に用いられる翼
型の製作および型抜きが容易に行え、生産性を高められ
る。。
タは、請求項１記載の発明において、翼の負圧面の付け
根部の肉厚を、翼の正圧面の付け根部の肉厚より大きく
形成したため、タービンロータの鋳造時に用いられる翼
型の製作および型抜きが容易に行え、生産性を高められ
る。。
【００４５】請求項３記載のセラミック製タービンロー
タは、請求項１記載の発明において、翼の負圧面の先端
部の肉厚を、翼の正圧面の先端部の肉厚より大きく形成
したため、翼に加えられる余肉が少なくて済み、翼の重
量増加を抑えて慣性モーメントの増加を抑えられる。
タは、請求項１記載の発明において、翼の負圧面の先端
部の肉厚を、翼の正圧面の先端部の肉厚より大きく形成
したため、翼に加えられる余肉が少なくて済み、翼の重
量増加を抑えて慣性モーメントの増加を抑えられる。
【００４６】請求項４記載のセラミック製タービンロー
タは、請求項１から３のいずれかに記載の発明におい
て、翼の上流側に位置する部位を、翼厚中心線について
負圧面と正圧面を非対称的に形成し、翼の下流側に位置
する部位を、翼厚中心線について負圧面と正圧面を対称
的に形成したため、翼に加えられる余肉が少なくて済
み、タービンロータの重量増大を抑えつつ、十分な強度
を確保して、信頼性を高めることができる。
タは、請求項１から３のいずれかに記載の発明におい
て、翼の上流側に位置する部位を、翼厚中心線について
負圧面と正圧面を非対称的に形成し、翼の下流側に位置
する部位を、翼厚中心線について負圧面と正圧面を対称
的に形成したため、翼に加えられる余肉が少なくて済
み、タービンロータの重量増大を抑えつつ、十分な強度
を確保して、信頼性を高めることができる。
【図１】本発明の実施例を示し、タービンロータを図２
の矢印Ｚ方向から見た図。
の矢印Ｚ方向から見た図。
【図２】同じくタービンロータの断面図。
【図３】同じく翼の断面図。
【図４】同じく図２のＣ−Ｃ線に沿う断面図。
【図５】同じく図２のＤ−Ｄ線に沿う断面図。
【図６】同じく翼の応力分布を示す図。
【図７】比較例の翼の応力分布を示す図。
【図８】従来例を示す翼の断面図。
【図９】同じく図８のＡ−Ａ線に沿う断面図。
【図１０】同じく図８のＢ−Ｂ線に沿う断面図。
【図１１】同じくタービンロータの正面図。
１ タービンロータ ２ 翼 ３ 負圧面 ４ 負圧面付け根部 ５ ディスク ６ 正圧面 ７ 正圧面付け根部 ８ 重力中心 ９ 回転中心軸 １０ 翼厚中心線 １３ 上流部 １４ 下流部
Claims (4)
- 【請求項１】回転中心部に位置するディスクと、 ディスクから径方向に突出する複数の翼がセラミックに
より一体形成されるセラミック製タービンロータにおい
て、 翼を、その上流部から下流部にかけて、回転後方を向い
た正圧面側が窪むように湾曲して形成し、 翼の重力中心を翼厚中心線に対して、回転前方を向いた
負圧面側にオフセットしたことを特徴とするセラミック
製タービンロータ。 - 【請求項２】翼の負圧面の付け根部の肉厚を、翼の正圧
面の付け根部の肉厚より大きく形成したことを特徴とす
る請求項１に記載のセラミック製タービンロータ。 - 【請求項３】翼の負圧面の先端部の肉厚を、翼の正圧面
の先端部の肉厚より大きく形成したことを特徴とする請
求項１に記載のセラミック製タービンロータ。 - 【請求項４】翼の上流側に位置する部位を、翼厚中心線
について負圧面と正圧面を非対称的に形成し、 翼の下流側に位置する部位を、翼厚中心線について負圧
面と正圧面を対称的に形成したことを特徴とする請求項
１から３のいずれかに記載のセラミック製タービンロー
タ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP32333094A JPH08177401A (ja) | 1994-12-26 | 1994-12-26 | セラミック製タービンロータ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP32333094A JPH08177401A (ja) | 1994-12-26 | 1994-12-26 | セラミック製タービンロータ |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08177401A true JPH08177401A (ja) | 1996-07-09 |
Family
ID=18153595
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP32333094A Pending JPH08177401A (ja) | 1994-12-26 | 1994-12-26 | セラミック製タービンロータ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH08177401A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1998057042A1 (fr) * | 1997-06-12 | 1998-12-17 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Aube mobile refroidie pour turbines a gaz |
| DE19941134C1 (de) * | 1999-08-30 | 2000-12-28 | Mtu Muenchen Gmbh | Schaufelkranz für eine Gasturbine |
-
1994
- 1994-12-26 JP JP32333094A patent/JPH08177401A/ja active Pending
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1998057042A1 (fr) * | 1997-06-12 | 1998-12-17 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Aube mobile refroidie pour turbines a gaz |
| US6190128B1 (en) | 1997-06-12 | 2001-02-20 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooled moving blade for gas turbine |
| DE19941134C1 (de) * | 1999-08-30 | 2000-12-28 | Mtu Muenchen Gmbh | Schaufelkranz für eine Gasturbine |
| FR2797906A1 (fr) | 1999-08-30 | 2001-03-02 | Mtu Muenchen Gmbh | Couronne d'aubes de turbine a gaz |
| US6478539B1 (en) | 1999-08-30 | 2002-11-12 | Mtu Aero Engines Gmbh | Blade structure for a gas turbine engine |
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