JPH11343804A - Turbine blade - Google Patents
Turbine bladeInfo
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- JPH11343804A JPH11343804A JP16433898A JP16433898A JPH11343804A JP H11343804 A JPH11343804 A JP H11343804A JP 16433898 A JP16433898 A JP 16433898A JP 16433898 A JP16433898 A JP 16433898A JP H11343804 A JPH11343804 A JP H11343804A
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- Pending
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、燃焼器からの燃焼
ガスのエネルギーを回転機械仕事として取り出すガスタ
ービンのタービン翼に関する。The present invention relates to a turbine blade of a gas turbine for extracting energy of combustion gas from a combustor as rotary machine work.
【０００２】[0002]
【従来の技術】燃焼器からの燃焼ガスを作動流体として
そのエネルギーを回転機械仕事として取り出すガスター
ビンに用いられる軸流タービンでは、燃焼器によって発
生された作動流体（燃焼ガス）の熱エネルギーを運動エ
ネルギーに変える静翼と、その運動エネルギーを機械エ
ネルギー（回転力）に変える動翼との対（段）が、必要
に応じて複数段設けられて構成される。2. Description of the Related Art In an axial flow turbine used for a gas turbine that takes combustion gas from a combustor as a working fluid and extracts its energy as rotary machine work, thermal energy of a working fluid (combustion gas) generated by the combustor is moved. Pairs (stages) of stationary blades that convert energy into energy and blades that convert kinetic energy into mechanical energy (rotational force) are provided in a plurality of stages as necessary.
【０００３】このようなガスタービンでは、段を構成す
るタービン翼（静翼及び動翼）は高温高圧で長時間使用
されるために高い高温強度が必要とされ、Ｎｉ基又はＣ
ｏ基の合金が用いられる。[0003] In such a gas turbine, the turbine blades (stationary blades and moving blades) constituting the stages are required to be used at a high temperature and a high pressure for a long time, so that a high high-temperature strength is required.
An o-based alloy is used.
【０００４】また、燃焼ガスの含有成分（硫黄酸化物
等）に起因する腐食（サルファイデーション）や酸化に
対する耐久性が要求され、そのために表面にＡｌやＣｒ
等の保護皮膜が形成される。酸化にはＡｌ皮膜が、腐食
にはＣｒ皮膜が有効であり、それぞれ高温拡散等の方法
によって形成される。In addition, durability against corrosion (sulfidation) and oxidation caused by components (such as sulfur oxides) contained in the combustion gas is required.
Is formed. An Al film is effective for oxidation and a Cr film is effective for corrosion, and each is formed by a method such as high-temperature diffusion.
【０００５】ここで酸化と腐食は異なるメカニズムで生
じ、その生ずる温度域も異なる。即ち、図４に作動流体
の温度に対する酸化又は腐食の割合を概念的に示すよう
に、酸化は温度上昇に伴って二次関数的に増大するため
により高温域で著しく、これに対して腐食は約９００℃
以下の温度域で生ずる。[0005] Here, oxidation and corrosion occur by different mechanisms, and the temperature range in which they occur differs. That is, as shown conceptually in FIG. 4, the rate of oxidation or corrosion with respect to the temperature of the working fluid, oxidation increases remarkably in a higher temperature region because it increases quadratically as the temperature rises, whereas corrosion increases. About 900 ° C
It occurs in the following temperature range.
【０００６】複数段を有するガスタービンでは、燃焼ガ
スの温度は段毎に徐々に低下し、燃焼器の直後に位置す
る初段と、膨張して温度の低下した燃焼ガスの作用する
後段とでは温度が異なる。このため、タービン翼には当
該部位における燃焼ガスの温度に対応した一種類の保護
皮膜が形成される。[0006] In a gas turbine having a plurality of stages, the temperature of the combustion gas gradually decreases in each stage, and the temperature of the first stage located immediately after the combustor and the temperature of the subsequent stage in which the combustion gas whose temperature has been expanded and reduced in temperature acts on the stage. Are different. For this reason, one kind of protective film corresponding to the temperature of the combustion gas at the site is formed on the turbine blade.
【０００７】即ち、例えば、燃焼器直後に位置して燃焼
ガスの温度が約９００℃以上の初段のタービン翼には耐
酸化性の高いＡｌ皮膜が形成され、燃焼ガスの温度が約
９００℃未満となる後段のタービン翼には耐食性の高い
Ｃｒ皮膜が形成される。That is, for example, an Al film having high oxidation resistance is formed on the first stage turbine blade located immediately after the combustor and having a combustion gas temperature of about 900 ° C. or higher, and the temperature of the combustion gas is lower than about 900 ° C. A Cr coating having high corrosion resistance is formed on the turbine blade at the subsequent stage.
【０００８】[0008]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、タービ
ン翼に作用する燃焼ガスの温度は必ずしも一定ではな
く、例えば中間段のタービン翼には両者の温度域にまた
がることがあり、また、高温の燃焼ガスが作用する初段
の静翼でも燃焼器の配置等に起因する周方向の温度ムラ
が生ずることがある。However, the temperature of the combustion gas acting on the turbine blades is not always constant. For example, the intermediate stage turbine blades may extend over both temperature ranges. Even in the first stage of the stationary vane, the temperature unevenness in the circumferential direction due to the arrangement of the combustor may occur.
【０００９】このため、上記従来のごとくタービン翼の
表面に一種類の保護皮膜を形成したものでは、十分な耐
酸化性及び耐食性が得られないという問題があった。つ
まり、高温の燃焼ガスが作用するために耐酸化性の高い
Ａｌ皮膜を形成したタービン翼に予定より低温で腐食性
の高い燃焼ガスが作用した場合、Ａｌ皮膜が腐食される
といった事態が生ずる虞があるものである。[0009] For this reason, there is a problem in that, when one kind of protective film is formed on the surface of the turbine blade as in the prior art, sufficient oxidation resistance and corrosion resistance cannot be obtained. That is, when a highly corrosive combustion gas acts at a lower temperature than expected on a turbine blade on which an Al film having high oxidation resistance is formed due to the action of a high-temperature combustion gas, the Al film may be corroded. There is something.
【００１０】本発明は、上記問題に鑑みてなされたもの
であって、酸化性と腐食性の両方の温度域にまたがるタ
ービン翼の耐酸化性及び耐食性を向上することのできる
タービン翼を提供することを目的とする。The present invention has been made in view of the above problems, and provides a turbine blade capable of improving oxidation resistance and corrosion resistance of a turbine blade over both oxidizing and corrosive temperature ranges. The purpose is to:
【００１１】[0011]
【課題を解決するための手段】上記目的を達成する本発
明のタービン翼は、ガスタービンのタービンに用いられ
るタービン翼において、その表面が燃焼ガスによる温度
分布に応じて領域分けされ、それぞれの領域にその温度
に対応した保護皮膜が形成されて構成されていることを
特徴とする。According to the present invention, a turbine blade used for a gas turbine has a surface divided into regions according to a temperature distribution of a combustion gas. A protective film corresponding to the temperature is formed.
【００１２】また、上記タービン翼の外面は高低二つの
温度領域に領域分けされ、その高温領域に耐酸化性の高
い保護皮膜が形成されると共に、低温領域に耐食性の高
い保護皮膜が形成されて構成されていることを特徴とす
る。Further, the outer surface of the turbine blade is divided into two high and low temperature regions, and a protective film having high oxidation resistance is formed in the high temperature region, and a protective film having high corrosion resistance is formed in the low temperature region. It is characterized by comprising.
【００１３】また、上記タービン翼の外面全体に一種類
の保護皮膜が形成されると共に、その部分領域の上面に
異なる保護皮膜が形成されて構成されていることを特徴
とする。Further, one kind of protective film is formed on the entire outer surface of the turbine blade, and a different protective film is formed on the upper surface of the partial region.
【００１４】[0014]
【発明の実施の形態】以下、添付図面を参照して本願発
明の実施の形態について説明する。図１は本発明に係る
タービン翼の一構成例であるジェットエンジンのタービ
ン動翼の斜視図である。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the accompanying drawings. FIG. 1 is a perspective view of a turbine rotor blade of a jet engine, which is one configuration example of the turbine blade according to the present invention.
【００１５】図示タービン翼１０は、多段式軸流タービ
ンの中間段のタービン動翼であって、その翼部の下端部
にはテール１０Ａが形成されており、図２に示すように
そのテール１０Ａがタービンディスク２１に嵌合して固
定され、タービン動翼ディスク２０を構成するものであ
る。尚、本願は動翼に限るものではなく静翼にも適用可
能であることは言うまでもない。The illustrated turbine blade 10 is an intermediate stage turbine rotor blade of a multi-stage axial flow turbine, and has a tail 10A formed at the lower end of the blade, and as shown in FIG. Are fitted and fixed to the turbine disk 21 to constitute the turbine blade disk 20. It is needless to say that the present invention is not limited to the moving blade, but can be applied to the stationary blade.
【００１６】タービン翼１０の外面には、作動流体であ
る燃焼ガスによって図３にその一例を概念的に示すよう
な温度分布を生ずる。即ち、図示例では、前方翼端部及
び外端部が９００℃以上の高温域となり、後方翼端部及
び基端部が９００℃未満の低温域となる。A temperature distribution is generated on the outer surface of the turbine blade 10 by the combustion gas as a working fluid, as schematically shown in FIG. That is, in the illustrated example, the front wing tip and the outer end have a high temperature range of 900 ° C. or more, and the rear wing tip and the base end have a low temperature range of less than 900 ° C.
【００１７】タービン翼１０は、このような温度分布に
基づいて、その表面が高温域１１と低温域１２の二つの
領域に領域分けされ、その高温域１１には耐酸化性の高
いＡｌ皮膜が形成され、低温域１２には耐食性の高いＣ
ｒ皮膜が形成されている。The surface of the turbine blade 10 is divided into two regions, a high temperature region 11 and a low temperature region 12, based on such a temperature distribution. C is formed in the low temperature region 12 with high corrosion resistance.
An r film is formed.
【００１８】領域１１，１２毎に異なる皮膜の形成は、
セラミックス等によって高温域１１と低温域１２のみを
覆うそれぞれのマスクを作成し、これらマスクを用いて
低温域１２をマスキングして高温域１１にＡｌ皮膜を高
温拡散等によって形成し、高温域１１をマスキングして
低温域１２にＣｒ皮膜を高温拡散等によって形成するこ
とで行うことができる。The formation of a film different for each of the regions 11 and 12 is as follows.
Masks are formed to cover only the high-temperature region 11 and the low-temperature region 12 with ceramics or the like, and the low-temperature region 12 is masked using these masks to form an Al film on the high-temperature region 11 by high-temperature diffusion or the like. The masking can be performed by forming a Cr film in the low temperature region 12 by high temperature diffusion or the like.
【００１９】上記のごとく構成されたタービン翼１０で
は、９００℃以上の高温となって酸化作用の著しい部位
（高温域１１）には形成されている耐酸化性の高いＡｌ
皮膜がこれを防ぎ、一方、９００℃未満で酸化作用以上
に燃焼ガスに含まれる硫黄酸化物等の成分に起因する腐
食作用が著しい部位（低温域１２）では、形成されてい
る耐食性の高いＣｒ皮膜がこれを防ぐ。即ち、酸化又は
腐食のそれぞれの生じ易い部位に対応した保護皮膜が形
成されており、全体として酸化及び腐食に対して高い耐
久性を得ることができるものである。In the turbine blade 10 configured as described above, the high temperature of 900 ° C. or higher and the highly oxidized Al (high-temperature region 11) formed at a portion where the oxidizing action is remarkable have a high oxidation resistance.
On the other hand, the coating prevents the corrosion at a temperature lower than 900 ° C. where the corrosion action due to components such as sulfur oxides contained in the combustion gas is more than the oxidation action (low temperature region 12). The film prevents this. That is, a protective film corresponding to each of the sites where oxidation or corrosion easily occurs is formed, and as a whole, high durability against oxidation and corrosion can be obtained.
【００２０】尚、領域分けして異なる保護皮膜を形成す
る方法としては、上記のごとく領域１１，１２それぞれ
に異なる保護皮膜を形成する他に、例えば、タービン翼
１０の表面全体に耐酸化性の高いＡｌ皮膜を形成すると
共に、低温域１２のみＡｌ皮膜の上にＣｒ皮膜を重合状
態で形成するようにしても良いものである。この構成で
は、マスキングのためのマスクは一つで良く、皮膜形成
をより合理的に行うことができる。As a method of forming different protective films by dividing the regions, in addition to forming a different protective film on each of the regions 11 and 12 as described above, for example, an oxidation resistant film is formed on the entire surface of the turbine blade 10. A high Al film may be formed, and a Cr film may be formed on the Al film only in the low temperature region 12 in a polymerized state. In this configuration, only one mask is required for masking, and film formation can be performed more rationally.
【００２１】[0021]
【発明の効果】以上述べたように、本発明に係る表面が
燃焼ガスによる温度分布に応じて領域分けされ、それぞ
れの領域にその温度に対応した保護皮膜が形成されて構
成されていることにより、酸化又は腐食のそれぞれの生
じ易い部位に対応した保護皮膜を形成することで、酸化
性と腐食性の両方の温度域にまたがるタービン翼の耐酸
化性及び耐食性を向上することができ、全体として酸化
及び腐食に対して高い耐久性を得ることができるもので
ある。As described above, the surface according to the present invention is divided into regions according to the temperature distribution by the combustion gas, and the protective film corresponding to the temperature is formed in each region. , By forming a protective film corresponding to each site where oxidation or corrosion is likely to occur, it is possible to improve the oxidation resistance and corrosion resistance of the turbine blade over both the oxidizing and corrosive temperature ranges, and as a whole High durability against oxidation and corrosion can be obtained.
【００２２】また、タービン翼の外面は高低二つの温度
領域に領域分けされ、その高温領域に耐酸化性の高い保
護皮膜が形成されると共に、低温領域に耐食性の高い保
護皮膜が形成されて構成されていることにより、酸化作
用の著しい高温領域では耐酸化性の高い保護皮膜がこれ
を防ぐと共に腐食作用の著しい低温領域では耐食性の高
い保護皮膜がこれを防ぎ、全体として酸化及び腐食に対
して高い耐久性を得ることができるものである。The outer surface of the turbine blade is divided into two high and low temperature regions, and a protective film having high oxidation resistance is formed in the high temperature region, and a protective film having high corrosion resistance is formed in the low temperature region. As a result, a protective film with high oxidation resistance prevents this in a high-temperature region where oxidizing action is remarkable, and a protective coating with high corrosion resistance prevents it in a low-temperature region where remarkable corrosive action occurs. High durability can be obtained.
【００２３】また、タービン翼の外面全体に一種類の保
護皮膜が形成されると共に、その部分領域の上面に異な
る保護皮膜が形成されて構成されていることにより、領
域分けした複数種類の保護皮膜の形成を容易に行うこと
ができるものである。Further, since one kind of protective film is formed on the entire outer surface of the turbine blade and different protective films are formed on the upper surface of the partial region, a plurality of types of protective films divided into regions are formed. Can be easily formed.
【図１】本発明に係るタービン翼の一構成例であるジェ
ットエンジンのタービン動翼の斜視図である。FIG. 1 is a perspective view of a turbine rotor blade of a jet engine, which is one configuration example of a turbine blade according to the present invention.
【図２】動翼タービンディスクの斜視図である。FIG. 2 is a perspective view of a rotor blade turbine disk.
【図３】燃焼ガスによるタービン翼の外面の温度分布の
一例を概念的に示す図である。FIG. 3 is a diagram conceptually illustrating an example of a temperature distribution on an outer surface of a turbine blade due to combustion gas.
【図４】作動流体の温度に対する酸化又は腐食の割合を
概念的に示すグラフである。FIG. 4 is a graph conceptually showing a ratio of oxidation or corrosion with respect to a temperature of a working fluid.
１０ タービン翼 １１ 高温域（領域） １２ 低温域（領域） 10 Turbine blade 11 High temperature area (area) 12 Low temperature area (area)
Claims (3)
ービン翼において、 その表面が燃焼ガスによる温度分布に応じて領域分けさ
れ、それぞれの領域にその温度に対応した保護皮膜が形
成されて構成されていることを特徴とするタービン翼。1. A turbine blade used for a gas turbine, the surface of which is divided into regions according to a temperature distribution of a combustion gas, and a protective film corresponding to the temperature is formed in each region. A turbine blade characterized by the above-mentioned.
領域に領域分けされ、その高温領域に耐酸化性の高い保
護皮膜が形成されると共に、低温領域に耐食性の高い保
護皮膜が形成されて構成されていることを特徴とする請
求項１に記載のタービン翼。2. The outer surface of the turbine blade is divided into two high and low temperature regions, and a protective film having high oxidation resistance is formed in the high temperature region and a protective film having high corrosion resistance is formed in the low temperature region. The turbine blade according to claim 1, wherein the turbine blade is configured.
護皮膜が形成されると共に、その部分領域の上面に異な
る保護皮膜が形成されて構成されていることを特徴とす
る請求項１に記載のタービン翼。3. The turbine blade according to claim 1, wherein one kind of protective film is formed on the entire outer surface of the turbine blade, and a different protective film is formed on the upper surface of the partial region. Turbine blades.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16433898A JPH11343804A (en) | 1998-05-28 | 1998-05-28 | Turbine blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP16433898A JPH11343804A (en) | 1998-05-28 | 1998-05-28 | Turbine blade |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11343804A true JPH11343804A (en) | 1999-12-14 |
Family
ID=15791283
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP16433898A Pending JPH11343804A (en) | 1998-05-28 | 1998-05-28 | Turbine blade |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH11343804A (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008150702A (en) * | 2006-11-14 | 2008-07-03 | United Technol Corp <Utc> | Method for suppressing temperature gradient in substrate surface and turbine engine part |
-
1998
- 1998-05-28 JP JP16433898A patent/JPH11343804A/en active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008150702A (en) * | 2006-11-14 | 2008-07-03 | United Technol Corp <Utc> | Method for suppressing temperature gradient in substrate surface and turbine engine part |
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