JPH01285603A - セラミクス耐熱複合部品 - Google Patents

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。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、セラミクス製の被覆部材（シェル）内に金属
製補強部材（芯金）を配設してなるセラミクス耐熱複合
部品に間し、特に耐熱衝撃性を改善できるようにした複
合部品に関する０本発明は、ガスタービン、ジェットエ
ンジン等の各種の耐熱部品に適用されるが、ガスタービ
ン翼に好適であるので、以下、このガスタービン翼を例
にとって説明する。

〔従来の技術〕

従来から、ガスタービン等の熱機関では、燃焼ガス温度
が高いほど熱効率が向上することが知られているが、現
状ではタービン翼等の構成部品の耐熱性に限度があるこ
とから、燃焼ガスは８００℃程度以下の温度で使用され
ている。このタービン翼等にセラミクスを用いることが
可能となれば、ガス温度を１４００℃程度に高めること
ができ、熱効率を著しく向上できることが期待される。

このセラミクス製タービン翼を実現するには、翼の構造
設計と材料選定の最適化を計り、部品としての信頼性を
確保することが不可欠である。

ところでセラミクスは耐熱性に優れているが、反面変形
能が低いために、大きな熱歪や衝撃１局部的な接触によ
って破壊し易い欠点を有している。

このため、セラミクスをタービン翼部材に用いると、昇
温過程における急速加熱、及び緊急停止時の急速冷却に
起因する各部の温度差による熱応力で破損し易い点が問
題となる。また、セラミクス製タービン舅をロータある
いはステータに取り付けるには、従来、機械的な嵌合等
が用いられているが、この場合の接触部分の応力集中に
よりセラミクス部が破損し易い点も解決すべき問題であ
る。

これらの問題を解決する方法として、複雑な形状のター
ビン翼をセラミクスで一体形成するのではなく、セラミ
クス部品を単純な形状の複数部分に、例えば燃焼ガスが
直接接触する翼部と、これをロータ等に取り付けるため
の取付部としてのシュラウド部とに分割し、これらを金
属部品で機械的に組み立てて必要な翼形状を確保するこ
とにより、温度差による熱応力を逃がす等の工夫をした
ものがある（例えば特開昭６１−６６８０２号公報参照
）。

しかしながら上記従来のタービン翼では、以下の問題点
が未解決のままとなっている。

■　タービン翼の翼部は、横断面で見ると、後縁はど薄
くなっているので、緊急停止時には後縁が前縁に比較し
てより急速に冷却される。従って横断面内で相当の温度
差が生じることとなるが、上記分軸記載の方法では翼部
部分が一体となっている以上、上記温度差による熱応力
を軽減することはできない。

■　分割、＆！Ｉ立式にした場合は、一般に構造が複雑
となり、その９応力集中箇所が多い形状となり易く、信
輔性に欠ける。

本発明は、上記従来の問題点を解決するためになされた
もので、緊急停止時等の急冷時にも熱応力の発生を抑制
でき、かつ構造が節皐で応力集中箇所が少なく、信鯨性
を向上できるセラミクス耐熱複合部品を提供することを
目的としている。

〔問題点を解決するための手段〕

本発明者等は上記目的を達成するために、急冷時の熱応
力軽減対策について検討し、特に上記タービン翼の後縁
部に生じる引張り応力を抑制するためには予め圧縮応力
を与えておけばよい点に着目した。一方、定常運転時に
は、金属材料からなる補強部材の熱膨張率が大きいこと
から、そのままでは上記圧縮初期応力が消去されてしま
う、これを防止するには補強部材と被覆部材との熱膨張
率差に応じて補強部材の温度を低くしておけばよい点に
想到した。しかもこのように補強部材の温度を低くする
ことは、該部材の耐熱性がセラミクスに比べて低い点を
補う意味でも好都合である。

そこで本発明は、セラミクス製の被覆部材内に該被覆部
材より大きい熱膨張率を有する耐熱金属製の補強部材を
挿入配設してなる部品本体と、該本体の両端に形成され
、装置支持部に固定される取付部とからなり、高温雰囲
気で使用されるセラミクス耐熱複合部品において、室温
状態で上記被覆部材に圧縮初期応力が生じるよう上記両
取付部によって上記被覆部材を圧縮挟持し、上記被覆部
材と補強部材との間に断熱層を形成し、定常使用状態に
おいて上記両部材間に生じる温度差１両部材の熱膨張率
差及び断面積比によって上記被覆部材の圧縮応力を所定
範囲に保持するように構成したことを特徴としている。

ここで本発明において、上記圧縮初期応力は、急速冷却
時に生じる各部の温度差に基づく熱応力を相殺できる大
きさに設定する必要があり、上記被覆部材にこの圧縮初
期応力を作用させる方法としては、例えば以下の方法が
採用できる。

■　先ずセラミクス製の被覆部を形成し、該被覆部内及
びこれの１ｉｌｆ端に位置する取付部相当部分に補強部
材用金属粉を充填し、これを例えば、熱間静水圧成形（
以下、ＨＩ　Ｐと記す）によって−体成形し、冷却させ
る。すると被覆部材と補強部材との熱収縮量の差により
、被覆部材は取付部でもって圧縮挟持され、これにより
圧縮初期応力が発生することとなる。勿論、補強部材に
は引張応力が発生する ■　上記被覆部材の両端にこれを挟むように配置された
両取付部同士を、締結用ボルトで締め付け、これにより
被覆部材に圧縮初期応力を機械的に発生させる。

また、定常運転時に被覆部材に生じさせるべき圧縮応力
は、上記圧縮初期応力以上で、かつ被覆部材の許容圧縮
応力以下に保持する必要がある。

これは、被覆部材、補強部材の熱膨張率差５両者の温度
差、及び両者の断面積比で決定される。−方、上記温Ｊ
ｆ茅は、一般に補強部材の耐熱温度（４Ｎえば６００℃
）と使用雰囲気温度（ｇ４えば１４００℃）から決定さ
れるので、この耐熱温度に保持した場合の温度差によっ
て上記許容範囲内の圧縮応力が得られるようこの熱膨張
率差、断面積比を適宜選定することとなる。また、被覆
部材と補強部材との間に所定の温度差を発生させるため
に、本発明では、両部材間に断熱層を形成したのである
が、この断熱層は、例えばセラミクスウールをＩｎ程度
の厚さに成形したものを両部材間に配設することで実現
できる。

〔作用〕

本発明に係るセラミクス耐熱複合部品では、セラミクス
製の被覆部材に圧縮初期応力を発生させておくとともに
、定常使用状態で被覆部材と補強部材との間に相当の温
度差が住しるように断熱層を形成したので、定常使用状
態では、この温度差。

熱膨張率差及び断面積比に応じた圧縮応力が被覆部材に
発生し、上記圧縮初期応力を助長することとなる。従っ
て、例えばガスタービンの緊急停止等のように、急速冷
却状態になると、部品の断面形状の如何によって局部的
に冷却される部分が生じるが、該部分の熱応力は上述の
定常時の圧縮応力によって相殺されることとなり、この
局部冷却により引張応力が発生することはなく、その結
果耐熱衝撃性が大幅に向上することとなる。

〔実施例〕

以下、本発明の実施例を図について説明する。

第１図ないし第５図は本発明の一実施例によるガスター
ビン用静翼を説明するための図である。

この静翼を示す第１図及び第２図において、１はガスタ
ービン静翼であり、これは翼部２とこれの両端に形成さ
れた取付部３．３とから構成されている。

上記翼部２は、前縁２ａから後縁２ｂに欠けて徐々に厚
が薄くなる、いわゆる翼形状のものであり、被覆部材と
してのセラミクスシェル４内に断熱１）１５を挟んで補
強部材としての金属ライナ６を挿入配置してなる。この
金属ライナ６には、複数の空気孔６ａが形成されており
、これは空気の流通により該ライナ６の異常昇温を防止
するためのものである。またこの金属ライナ６の上、下
端部には外方に段状の押圧部６ｂが形成されており、上
記セラミクスシェル６はその図示上、下両端がこの両押
圧部６ｂ、６ｂで所定の圧縮初期応力が住じるように挟
持されている。この圧縮初期応力は、緊急停止時に翼部
２の後縁部２ｂが前縁部２ａより急速に冷却されること
による熱応力（例えば引張り応力３０ｋｇ／　ｎ’　）
を相殺できる大きさ、従って最低３Ｑｋｇ／　ｗ”以上
に設定される。

上記セラミクスシェル４は、Ｓ　Ｉ　Ｃ＋　　Ｓ　ｉ　
ｓ　Ｎ　ａ等の粉末を焼成してなり、また上記断ｐ１５
は上記ＳｉＣ等のセラミクス繊維を例えば１酊厚さに成
形してなるものである。また上記金属ライナ６には、例
えばＴｉ合金あるいはこれにＳｉＣ＋　５ｉｓＮａ等の
長繊維を複合化した複合材料、またはＮｉ基合金にＳｉ
Ｃ＋　　５ｉｔＮｓ等の長繊維を複合化した複合材料が
採用される。この金属ライナ６とセラミクスシェル４は
、所定の熱膨張率差になるように選定されている。この
熱膨張率差は、定常運転時において上記断熱層５により
生じるセラミクスシェル４と金属ライナ６との温度差及
び両者の断面積比によって、該セラミクスシェル４に所
定範囲の定常運転時圧縮応力が生じるように設定される
。

そしてこの定常運転時圧縮応力は、上記圧縮初期応力＜
３０ｋｔ／　ｖａａ”　）以上で、セラミクスの許容圧
縮応力（例えば９０ｋｔ／　１）’　）以下の応力に設
定される。

上記取付部３は、以下のように構成されている。

即ち、上記金属ライナ６の上、下端部に外方への段状に
一体形成された押圧部６ｂに、該ライナ６と同一材質の
金属シュラウド部７を嵌合装着して両者を接合するとと
もに、該シェラウド部７の内側にインサート部材８を介
して上記シェル４と同一材質のセラミクスシュラウド部
９を接合して構成されている。上記金属シェラウド部７
の両側部には、これから外方に突出する嵌合片７ａが形
成されており、これは装置の支持部に嵌合装着される。

また、上記インサート材８は軟質材料、あるいは上記セ
ラミクスシュラウド部９と金属シュラウド部７との中間
の熱膨張率を存する材料からなり、両者を高温で接合す
る際の熱膨張量の差に基づく応力の発生を抑制するため
のものである。

上記押圧部６ｂの段部内面と上記シェル４の端面４ａと
は、間にＢＮ等の離型剤を介在させることにより接合さ
れることなく分離しており、また上記シェル４と上記セ
ラミクスシュラウド部７ｂとの間には若干の隙間４ｂが
設けられている。

ここで上記タービン静ｊ［１の製造方法について説明す
る。

■　翼部２のセラミクスシェル４を、ＳｉＣ，Ｓｉ　３
　Ｎ４等の粉末を用いて焼結成形する。

■　上記セラミクスシェル４内及び上記ライナ６の押圧
部６ａに相当する部分にＴｉ合金、又はＮｉ基合金粉末
、あるいはこれらのいずれかにさらにＳｉＣ，５ＩｚＮ
ａ等の長繊維混合したものを充填する。このとき、予め
セラミクスシェル４の内面にＳ　ｉＣ＋　　Ｓ　ｒ　ｓ
　Ｎ　４等の長繊維からなる断熱ＦＪ５を挿入配置する
とともに、該シェル４の上、下端面４ａにＢＮ等の離型
剤を塗布しておく。

■　上記のものを、熱間静水圧成形（ＨＩ　Ｐ＞によッ
テ、例えば１０００℃、２００ｋｉｒ／　ｏｎ”で一体
化成形する。

■　上記と別個に準備した、金属シュラウド部７とセラ
ミクスシェラウド部９とを接合してなる取付部３を上記
翼部２に装着し、これもＨＩＰによって拡散接合する。

このようなタービン静翼１の製造においては、上述のよ
うに、翼部２の金属ライナ６、セラミクスシェル４の断
面積比、熱膨張率差及び温度差によって、金属ライナ６
、セラミクスシェル４に発生する初期応力及び定常運転
時応力が決定される。

第３図ないし第５図は、上記熱膨張率差、断面積比等の
最適範囲を見出すために行った数値解析結果を示す、先
ず、第３図は、上述のＨＩＰ成形時において発生する圧
縮初期応力に及ぼす金属ライナ６の断面積Ａ１）とセラ
ミクスシェル４の断面積Ａｃとの比Ａ、／Ａｃ、及びそ
れぞれの熱膨張率α、とα６との差Δα−α、−α６の
効果についての数値解析結果を示し、第４図は同じく定
常運転時にセラミクスシェル４が１４００℃に、金属ラ
イナ６が５５０℃になった場合に、この温度差によって
生じた応力を上記第３図の初期応力に重畳した場合の応
力を示す。

初期応力及び定常運転時応力のいずれも、セラミクスシ
ェル４については、断面積比が大きい（金属ライナ６の
断面積が大）はど、また熱膨張率差が大きい（金属ライ
ナ６の熱膨張率が大）はど大きくなっている。

そして例えば、定常運転状態から緊急停止した場合は、
上記翼部２の厚さの薄い部分、例えば翼部２の後縁部２
ｂから急速冷却することとなるから、被覆部材であるセ
ラミクスシェル４の圧縮応力が高いほど局部的な冷却に
よる熱応力の相殺効果が大きくなる。従ってこの圧縮応
力が大きくなるよう上記断面積比、熱膨張率比を選択す
ればよいこととなる。しかしながらセラミクスシェル４
側の圧縮応力が高過ぎると、これによる局部的曲げ等に
より破壊が生じる恐れがある０本発明者壽の実験によれ
ば、その限界圧縮応力はおよそ９０ｋｇ７ｍ”である、
一方、上記後縁部２ｂの急速冷却による熱応力はおよそ
３０ｋｇ／　ｔｍ”以上であることが判明しているから
、結局定常時には最小限３０ｋｇ１ｌ！、最大限９０ｋ
ｇ／　ｔｍ”の圧縮応力がセラミクスシェル４に発生し
ている必要がある。また、冷却された状態での圧縮応力
も適度な値になっていることが望ましい、さらに第４図
から明らかなように、断面積比があまりに小さくなると
（金属ライナの断面積が小）、該金属ライナ６の引張応
力が過大になる。従って金属ライナ６の最高温度５５０
〜６００℃における引張強プを超過しないように断面積
比を選定する必要がある。

以上の制約条件を考えると、以下のように、断面積比と
熱膨張率差とにおいて満たすべき条件が定まり、これを
満たす範囲を第５図に示す０図中直線Ａ、Ｂ、Ｃで囲ま
れた範囲とする必要があり、さらに好ましくは直線Ｂ、
Ｃ，Ｄで囲まれた範囲が良い。

■　直＆ｌＡは育効圧縮初朋応力をセラミクスシェル４
に与えるための限界であり、 Ａ、／Ａｃ−０，４で表わされる。

■　直線Ｂはセラミクスシェル４が圧縮破壊しないよう
にするための限界であり、 Δα×１０４≦５．０−６．６７（Ａ、　／Ａ、　−１
）で表わされる。

■　直線Ｃは金属ライナ６が引張破壊しないようにする
ための限界であり、これの６００℃における引張強度を
σ（ｋｇ／　ｎ’　）とすると、Δα×１０１≦グ／９
０　Ｘ　Ａ、　／　ＡＣで表わされる。

上述の必要な圧縮応力を得るには上記３条件を満足する
必要がある。また、曲線りは急速冷却時において、初期
応力と温度偏差による熱応力とが相殺された状態におい
てさらに育効な圧縮力を作用させるための限界を示し、
この曲線りと直線Ｂ。

Ｃとで囲む範囲とするのがより望ましい。

上記条件を満足できる補強部材用材料としては、Ｔｉ合
金及びＴｉ合金にＳｉＣの長繊維を複合化させて熱膨張
率と高温強度を調整したＴｉＩ＆複合材料がある。また
Ｎｉ基合金、ステンレスは耐熱性に優れるが、そのまま
ではセラミクスとの熱膨張率差が過大になり、上記条件
を満たすことができない、しかしこれに例えばＳｉＣ繊
維等の低熱膨張率繊維を複合化させて熱膨張率を調整す
れば使用可能となる。

次に本実施例の作用効果について説明する。

本実施例のタービン静ｊｌｌでは、上記セラミクスシェ
ル４の両端が上記ライナ６の両押圧部６ａで圧縮挟持さ
れており、これによりこのシェル４には常温状態で、つ
まり初期状態で圧縮応力が発生している。また高温の定
常運転状態では、セラミクスシェル４が１４００℃程度
であるのに対し、断熱層５及び空気孔６ａの存在により
、金属ライナ６は６００℃程度になっており、両者の温
度差により、セラミクスシェル４にはさらに大きい圧縮
応力が作用することとなる。このような状態で、ガスタ
ービンの緊急停止が行われると、翼部２では、これの前
縁部２ａに比較して後縁部２ｂがより急速に冷却し、画
部分に温度差が発生することとなるが、本実施例では、
この温度差に基づく熱応力は該翼部２のセラミクスシェ
ル４に定常時に作用していた圧縮応力によって相殺され
、従って急速冷却時においても熱応力が異常に上昇する
ことはなく、その結果、耐熱衝撃性が大幅に向上できる
。

ところで、上記セラミクスシェル４の両端を金属ライナ
６の押圧部６ａで押圧挟持する構造の場合は、この押圧
部とセラミクスシェルとを接合しておくと、冷却時に金
属ライナ６が収縮する際にこの押圧部６ａが上方に反り
、セラミクスシェル４に引張が生じることがあることが
判明した。これを防止するため本実施例では、セラミク
スシェル４の上、下端部４ａと押圧部６ａとの間に離型
剤を介在させて両者を分離しておくようにした。

そのため上述のような反りが生じてもセラミクスシェル
４が破損することはない。

また、セラミクスシェル４とセラミクスシェラウド部９
とを一体形成した場合は、急速冷却時に全体的に熱変形
し、両者間の断面変化部に熱応力が集中し易いことも判
明した。そこで本実施例では、セラミクスシェル４とセ
ラミクスシュラウド部９とを一体化することなく両者間
に隙間４ｂを形成してこの問題の発生を防止した。即ち
、セラミクスシェル４と金属ライナ６とを一体化してな
る翼部２と、金属シュラウド部とセラミクスシュラウド
部とを一体化してなる取付部３とを別個に作成しておき
、両者を金属部同士のみで接合する構造とした。

また、該タービン静翼ｌの周辺機器への取付は、取付部
３の金属シュラウド部７に形成した嵌合部７ａを機器の
支持部に嵌合させるようにしたので、セラミクス部分が
他の部材と接触することはなく、それだけ取付部の信頼
性を向上できる。

次に本発明の詳細な説明するために行った実験結果につ
いて説明する。

本実験は、第１表に示す各種の材料を用いて、上記第１
図、第２図に示す形状のタービン静翼を上記製造方法で
製造し、セラミクスシェル４の後縁部２ｂに生じる初期
応力を測定するとともに、耐熱衝撃性を評価した。評価
語ｉを同表に示すとともに、第５図にその適正範囲に対
する関係位置をＸ印で示した。なお、表中りは翼部２の
前後長。

し、はセラミクスシェル４．金属ライナ６の後端間距離
である。

この実験からも明らかなように、最も望ましい断面積比
、熱膨張率差を存する（第５図の直ＩＢ。

Ｃ，Ｄで囲まれた領域内にある）ものｆｌｈ４，５゜７
．９，１０．１２〜１４では、適正範囲の初期圧縮応力
が得られており、熱衝％［試験においても破損すること
はなく、耐熱衝撃性が確保されていることがわかる。

これに対して、−１〜３は、断面積比、熱膨張率差が適
正範囲内にないとともに、セラミクスシェル４と金属ラ
イナ６の押圧部６ｂ（押さえブロック）とが接合されて
いることから、ｌ！ＩＬＩでは圧縮応力が過大となって
成形時に破損が生じ、＋！１２゜３では初期圧縮応力を
得ることができず、亀裂。

破損が生じている。

また庵６は熱膨張率差とｙｆＴＷＪ積比との組み合わせ
が最も望ましい範囲にはなく、破損は生じていないもの
の充分な初期圧縮応力が発生していない。

またｌｂ８．１）は断面積比に対して熱膨張率差が大き
すぎてセラミクスシェル４に過大の圧縮力が作用した例
である。

なお、上記実施例では、ガスタービン翼について説明し
たが、本発明の適用［囲はこれに限定されるものではな
く、ジェットエンジン部品等、高温で、かつ急激な温度
変化の住じる雰囲気内で使用される部品であれば有効で
ある。

〔発明の効果〕

以上のように本発明に係るセラミクス耐熱複合部品によ
れば、被覆部材に圧縮初期応力を与えるとともに、該被
覆部材と補強部材との間に断熱層を形成して定常状態で
も圧縮応力が発生するようにしたので、急速冷却によっ
て局部的な温度偏差が生じても、熱応力を抑制でき、耐
熱衝撃性を大幅に向上できる効果がある。

【図面の簡単な説明】

第１図ないし第５図は本発明の一実施例によるガスター
ビン静翼を説明するための図であり、第１図はその一部
断面斜視図、第２図はその断面平面図、第３図ないし第
５図はその断面積比−熱膨張率差の適正範囲を説明する
ための特性図である。 図において、■はタービン静翼（セラミクス耐熱複合部
品）、２は翼部（部品本体）、３は取付部、４はセラミ
クスシェル（被覆部材）、５は断熱層、６は金属ライナ
（補強部材）である。 特許出願人　　株式会社　神戸製鋼所 代理人　　　　弁理士　下　市　　努 第１図 第２図 第５図 ＸＮ０Ｉ　　　　Ｘ’°ＩＩ ＪＣｉｘｌＯ−’ ０　　　０．２　　　０．４　　０．６　　０．８　　
　１．０　　１．２　　　１．４ａ−Ａｍ／Ａｃ

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. （１）セラミクス製の被覆部材内に該被覆部材より大き
   い熱膨張率を有する耐熱金属製の補強部材を挿入配設し
   てなる部品本体と、該本体の両端に形成され、装置支持
   部に固定される取付部とからなり、高温雰囲気で使用さ
   れるセラミクス耐熱複合部品において、室温状態におい
   て上記被覆部材に圧縮初期応力が生じるよう該被覆部材
   を上記取付部によって圧縮挟持し、定常使用状態におい
   て上記被覆部材と補強部材との間に温度差が生じるよう
   該両部材間に断熱層を形成し、該両部材間の温度差、熱
   膨張率差、及び断面積比によって上記被覆部材の圧縮応
   力を所定範囲に保持するように構成したことを特徴とす
   るセラミクス耐熱複合部品。