JPH03182601A

JPH03182601A - タービン動翼

Info

Publication number: JPH03182601A
Application number: JP31903589A
Authority: JP
Inventors: Tadashi Kobayashi; 正小林
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 1989-12-11
Filing date: 1989-12-11
Publication date: 1991-08-08
Anticipated expiration: 2012-11-17
Also published as: JP2677688B2

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】〔発明の目的〕（産業上の利用分野）本発明は、ガスタービンなどに用いられるタビン動翼に
係り、特に高速で回転する翼軸が高温の作動ガス環境下
でも破損するおそれのないタビン動翼に関する。

（従来の技術）第６図は、ガスタービン発電プラントなどで使用される
ガスタービン１の切欠断面図である。

タービン軸２と同軸に設けられた圧縮機３は、空気を取
り込んでこれを圧縮し、圧縮空気として燃料器４へ送る
。燃焼器４ではこの圧縮空気と、燃焼器４に導入される
燃料を混合して混合気を形成し、さらにこの混合気に点
火して燃焼させる。燃焼によって生じた高温・高圧の燃
焼ガス（破線矢印で示す）は、トランジションピース５
を通過して、タービン静翼６次いでタービン動翼７に導
入され、以下交互にタービン静翼６およびタービン動翼
７に案内される。そしてタービン動翼７を回転させるこ
とにより、タービン軸２を回転駆動させる。

なお、タービン動翼７は、燃焼ガスが衝突する側が高圧
側、その反対側が低圧側となる。また、タービン軸１内
には、圧縮機３で得られた圧縮空気を冷却空気として通
過させる通気管（図示せず）が埋設される。さらに、こ
の種のガスタービン１においては、タービン入口温度を
上昇させるとガスタービン１の熱効率が向上することが
知られている。

第７図は第６図に示したタービン動翼７の断面図、第８
図は第７図の■−■線断面図である。

翼軸８は、前述のタービン軸通気管に連通ずる冷却空気
流路９が複数個軸方向に貫通し、タービン軸１に植設さ
れる植込部８ａとタービン軸から突出するコア部８ｂを
有する。そして翼軸コア部８ｂの根元にはフランジ１０
が形成される。このフランジ１０は、高温の作動ガスが
、タービン軸１における翼軸植込部８ａの植設箇所に浸
入してこれを熱損傷するのを防止する。なお翼軸８は、
高温の燃焼ガスにも耐久性を有するようにＮｉ基合金等
の耐熱性超合金で製造される。

そしてこの翼軸８は、筒状の外被１１に、その端面をフ
ランジ１０に当接させながら挿入され、翼軸コア部８ｂ
の先端には、外被１１に当接しながら頂部カバー↓２が
接合される（翼軸コア部８ｂと頂部カバー１２の接合面
を符号Ａで示す）。

翼軸コア部８ｂと外被１１の間には空隙］３が保持され
る。なお頂部カバー１２にも冷却空気流路１４があり、
この冷却空気流路１４は翼軸８の冷却空気流路９と連通
ずる。また頂部カバー１２にもＮｉ基合金等の耐熱性超
合金が用いられ、翼軸コア部８ｂとは拡散接合などによ
って接合される。

外被１１は通常Ｓｉ３Ｎ４やＳｉＣなどの、靭性には欠
けるが翼軸８をつくる耐熱性超合金よりもさらに耐熱性
に富むセラミックでつくられ、表面積の大きい翼軸コア
部８ｂが高温の燃焼ガス（作動ガス）に直接晒されるの
を防止する。翼軸８は回転時の遠心力に伴う引張り応力
にも耐えられるように金属（耐熱性超合金）製にせざる
を得ない。しかし、い（ら耐熱性超合金でも１．３００
０Ｃにも上る高温の燃焼ガス（作動ガス）に直接吹き付
けられながら、高速で回転するとなると損傷するおそれ
も出てくる。そこて外被１１で取り囲むことにより、翼
軸コア部８ｂを熱に伴う損傷から保護する。なお空隙↑
３は、外被１１と翼軸コア部８ｂとの間の熱伝導を阻む
。

また冷却空気は、植込部８ａからコア部８ｂに向けて冷
却空気流路９を通り、頂部カバー１２の冷却空気流路１
４からタービン動翼７外に排出されるが、この間翼軸８
を冷却するため、この冷却空気も翼軸コア部８ｂおよび
頂部カバー１２を熱損傷から保護する役目を果たす。

（発明か解決しようとする課題）ところで、タービン動翼７を回転させると、翼軸８、外
被１１および頂部カバー１２には遠心力が働き、接合面
Ａには高い引張り応力が作用する。その結果、接合面へ
には接合が不十分な箇所や欠陥が生ずるおそれがあるが
、接合面Ａは外被１１で覆われているため外部からこれ
らの欠陥を発見することができない。そのため、タービ
ン動翼７がこの接合面Ａから破損することがあった。

その他外被１１は、遠心力によって頂部カバ１２を押圧
しながら、フランジ１０との間には軸方向にクリアラン
スδを生じる。そうすると外被１１を取巻く高温の燃焼
ガスは、このクリアランスδから空隙１３内に侵入し、
冷却空気による翼軸８と頂部カバー１２の冷却作用を阻
害してこれらに熱応力を発生させる。このため、接合面
Ａに接合が不十分な箇所や欠陥が生じた場合は、これら
の欠陥をさらに拡大するおそれもある。

また空隙１３に入り込んだ作動ガスによって冷却空気に
よる冷却作用が阻害されると、翼軸８と頂部カバー１２
が熱膨張する。すると、翼軸８と頂部カバー１２の材料
である耐熱性超合金の熱膨張係数は、外被の材料である
セラミックのそれの約３倍であるため、外被１１と頂部
カバー１２の当接部には大きな摩擦力が生じる。その結
果、外被の頂部カバー１２との当接部には強い引張応力
や剪断応力が生し、セラミックでできた外被１１が破損
することかあった。

本発明は上記事情に鑑みてなされたものであり、ガスタ
ービンの稼働時に高速で回転する翼軸が高温の作動ガス
環境下でも破損するおそれのないタービン動翼を提供す
ることを目的とする。

〔発明の構成〕

（課題を解決するための手段）本発明は上記課題を解決するために、タービン軸に植設
される植込部とタービン軸から突出するコア部とを備え
、このコア部は根元と先端にそれぞれ互いに対向する面
に陥没部を有する根元フランジと先端フランジが一体形
成される翼軸と、前記両フランジの陥没部に両端面が嵌
め込まれ互いに気密に接合される複数個の外被とを具備
するタービン動翼を提供する。

（作用）本発明のタービン動翼は、タービン軸に植設される植込
部とタービン軸から突出するコア部とを備え、このコア
部は根元と先端にそれぞれ互いに対向する面に陥没部を
有する根元フランジと先端フランジが一体形成される翼
軸と、前記両フランジの陥没部に両端面か嵌め込まれ互
いに気密に接合される複数個の外被とを具備する。

すなわち本発明のタービン動翼においては、外被を支持
する先端フランジと翼軸コア部が一体形成されるため、
ガスタービンの稼働時に遠心力が作用しても、両者が剥
離・破損することはない。

また本発明のタービン動翼においては、外被が複数個の
組み合わせによって構成されるため、翼軸の外側から個
々の外被を根元フランジと先端フランジの陥没部に嵌め
合わせながら装着することができる。その結果、外被は
翼軸に単に当接されるだけではないため、遠心作用が働
いたときでも、外被が根元フランジから浮き上がって、
その隙間から作動ガスが外被の内側に入り込むことはな
い。

したがって翼軸に過大な熱応力や熱膨張が生じることも
なく、タービン動翼の健全性が保たれる。

（実施例）以下第１図ないし第５図を参照して本発明の詳細な説明
する。

第１図は本発明の第１実施例に係るタービン動翼２０の
断面図、第２図は第１図のｎ−ｎ線断面図である。

翼軸２１はタービン軸１に植設される植込部２１ａとタ
ービン軸１から突出するコア部２１ｂからなり、コア部
２１ｂの根元には根元フランジ２２、コア部２１ｂの先
端には先端フランジ２３が一体形成される。翼軸２１と
両フランジ２２，２３の材料には耐熱性超合金を用いる
。そして、根元フランジ２２と先端フランジ２３の互い
に対向する面、すなわち根元フランジ２２の上面と先端
フランジ２３の下面には、それぞれ陥没部としての外被
挿入溝２４ａと２４ｂが設けられる。また翼軸２１には
、植込部２１ａからコア部２１ｂを通って先端フランジ
で分岐する冷却空気流路２５が複数個貫通される。さら
に本実施例においては、翼軸植込部２１ａの冷却空気流
路２５から外被挿入溝２４ａと２４ｂに向けて冷却空気
分岐路２６か貫通される。なお外被挿入溝２４ｂは、先
端フランジ２３の外周側から内周側に向けて深さを増す
ようにテーパ加工される。

本実施例においては前縁側外被２６ａと後縁側外被２６
ｂの２つが、翼軸２１との間に空隙２７を保ちながら、
翼軸２１の軸方向にそって気密に接合され１、筒状の外
被２６を構成する。外被２６の筒径は根元フランジ２２
と先端フランジ２３の幅径よりも小さいが、本実施例に
おいては、取付は前は前縁側外被２６ａと後縁側外被２
６ｂの２つに分れているため、根元フランジ２２と先端
フランジ２３の幅径よりも内側に装着することが可能に
なる。

なお両外被２６ａ、２６ｂの材質は、翼軸２工の材料で
ある耐熱性超合金より熱に強いセラミックである。前縁
側外被２６　ａと後縁側外被２６ｂの高圧側と低圧側の
接合面をそれぞれ符号２８ａ。

２８ｂで示す。そして２個の外被２６ａ、２６ｂは、根
元フランジ２２と先端フランジ２３側に、それぞれ窒化
ホウ素等でできた摩擦軽減パッド２９ａと２９ｂを介し
ながら、外被挿入溝２５ａと２５ｂに嵌め込まれる。外
被２６ａ、２６ｂと摩擦軽減パッド２９ａ、２９ｂは接
合される。なお外被２６　ａ、　２６　ｂの摩擦軽減パ
ッド２９ａ、２９ｂとの接触部は、翼軸コア部２１ｂ側
が伸びるようにテーパ加工され、特に摩擦軽減パッド２
９ｂ側の接触面は外被挿入溝２４ｂ底部の傾斜角に合わ
せて加工される。このようなテーパ加工によッテ、外被
２６ａ、２６ｂは外被挿入ｍ２５ａ。

２５ｂに嵌め込みやすくなる。

ところで本実施例においては、外被挿入溝２２ａには翼
軸２１の軸方向に貫通孔３０が設けられる。そしてこの
貫通孔３０にはブツシュピン３１が挿入され、外被挿入
溝２５ａ内に側壁との間で間隙３２を保ちながら収めら
れる外被押さえブロック３３を押し上げる。その結果、
外被押さえブロック３３は摩擦軽減パッド２９ａに当接
するが、さらに押し上げれば今度は摩擦軽減パッド２９
ｂが外被挿入溝２５ｂの底部に密着する。ブツシュピン
３１は、この密着した時点で貫通孔３０に固着する。

さて本実施例のタービン動翼２０に高圧の燃焼ガスを当
てて回転させると、翼軸２１、先端フランジ２３および
外被２６には遠心力が働く。しかし、翼軸コア部２１と
先端フランジ２３は一体形成されているため、たとえ外
被２６　ａ、　２６　ｂが先端フランジ２３を押圧した
としても、先端フランジ２３が翼軸コア部２１からもぎ
取られたりすることはない。

一方、外被２６ａ、２６ｂは、遠心作用によって先端フ
ランジ２３方向に押付は力を受けたとしても、外被挿入
溝２４ａに嵌合された外被押さえブロック３３が外被挿
入溝２４ａから浮き上がって外れることはない。また、
前縁側外被２６ａと後縁側外被２６ｂの接合面２８ａ、
２８ｂも気密に保たれる。したがって、外被２６ａ、２
６を取り囲む作動ガスが、空隙２７に入り込むことはな
い。この際、冷却空気は冷却空気流路２５を通ってコア
部２１ｂと先端フランジ２３を冷却するが、冷却空気分
岐路２６に入る冷却空気は、根元フランジ２２を冷却し
ながら外被挿入溝２４ａに出た後、間隙３２を通ってタ
ービン動翼２０外に排出される。したがって間隙３２を
通る冷却空気は、作動ガスが外被挿入溝２４ａに入り込
み、偶発的に空隙２７内に入り込むのを防止する役割も
果たす。

さらに先端フランジ２３と外被２６ａ、２６ｂの間には
摩擦軽減パッド２９ｂが介在するため、先端フランジ２
３が不可避的な熱膨張をしたとしても、熱膨張係数がよ
り小さい外被２６ａ、２６ｂとの間で大きな摩擦抵抗は
生じない。したがって、外被２６ａ、２６ｂに引張応力
や剪断応力が発生することはなく、外被２６ａ、２６ｂ
が破損するおそれはない。

第３図は、本実施例に係るタービン動翼２０の運転時に
おける外被２６の前縁から後縁にかけての圧力分布を、
高圧側と低圧側に分けて示したものである。曲線すは高
圧側の圧力を、曲線Ｃは低圧側の圧力を示す。また前縁
から接合面２８ａおよび接合面２８ｂまでの距離をそれ
ぞれＢおよびＣで示す。同図から分かるように、両接合
面２８ａ、２８ｂに掛かる圧力は等しい。したがって、
両接合面２８ａと２８ｂが圧力差から剥離し、作動ガス
がこの剥離した箇所から空隙２７に入り込むことはない
。

第４図は本発明の第２実施例に係るタービン動翼４０の
断面図、第５図は第４図のＶ−Ｖ線断面図である。本実
施例に係るタービン動翼４０の基本的構成は、第１図お
よび第２図に示したものと実質的に異ならないので、対
応する箇所には同一の符号を付して説明を省略する。

本実施例においては、外被挿入溝２４ａに嵌め込まれる
外被押さえブロック３３は、外被挿入溝２４ａの底部に
設置されるスプリング３４で下方から押圧されることに
より、高圧側外被３５ａと低圧側外被３５ｂを抑圧支持
する。なおスプリング３４は、外被３５ａ、３５ｂと外
被押さえブロック３３を下方から押圧し、外被３５ａ、
３５ｂを外被挿入溝２４ｂに気密に当接させることので
きるものであれば、他の弾性部材でもよい。

また本実施例において複数個（２個）設けられる外被、
すなわち高圧側外被３５ａと低圧側外被３５ｂはそれぞ
れ高圧側と低圧側に配置され、前縁部と後縁部において
気密に接合される（接合面をそれぞれ符号３６ａ、３６
ｂで示す）。このように、複数個の外被の配置箇所と接
合箇所には特に制限はない。

なお本実施例においては、翼軸コア部２１ｂには空隙２
７側に、外被３５ａ、３５ｂに断熱パッド３７を介して
当接するリブ３８を突設し、外から燃焼ガスで押圧され
る外被３５ａ、３５ｂを内側から補強し、破損を防止す
る。

また接合面３６ａ、３６ｂの空隙２７側には、翼軸コア
部２１ｂに取付けたシール材３９を、断熱パッド４０を
介して密着させる。その結果、接合面３６ａ、３６ｂの
気密性保持は万全となる。

なお上述の断熱パッド３７および４０は、外被３５ａ、
３５ｂから翼軸コア部２１ｂに作動ガスの熱が伝わるの
を防止する。

〔発明の効果〕

以上説明したように、本発明のタービン動翼は、タービ
ン軸に植設される植込部とタービン軸から突出するコア
部とを備え、このコア部は根元と先端にそれぞれ互いに
対向する面に陥没部を有する根元フランジと先端フラン
ジが一体形成される翼軸と、前記両フランジの陥没部に
両端面が嵌め込まれ互いに気密に接合される複数個の外
被とを具備する。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の第１実施例に係るタービン動翼の断面
図、第２図は第１図のｎ−ｎ線断面図、第３図は第１図
の外被の前縁部から後縁部にかけての圧力分布を示す図
、第４図は本発明の第２実施例に係るタービン動翼の断
面図、第５図は第４図のＶ−■線断面図、第６図はガス
タービンの切欠断面図、第７図は従来のタービン動翼の
断面図、第８図は第７図の■−■線断面図である。２１ａ・・翼軸植込部、２．１ｂ・・・翼軸コア部、２
２・・・根元フランジ、２３・・・先端フランジ、２４
ａ、２４ｂ・・・外被挿入溝部、２６ａ、２６ｂ外被。

Claims

【特許請求の範囲】

タービン軸に植設される植込部とタービン軸から突出す
るコア部とを備え、このコア部は根元と先端にそれぞれ
互いに対向する面に陥没部を有する根元フランジと先端
フランジが一体形成される翼軸と、前記両フランジの陥
没部に両端面が嵌め込まれ互いに気密に接合される複数
個の外被とを具備するタービン動翼。