JPH03902A - タービン動翼 - 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】 〔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ービン動翼
に係り、特に翼軸を覆う外被が高温の作動ガス環境下で
も、翼軸に接合して外被を保持する頂部カバーとの間で
熱膨張の違いによって破損するおそれのないタービン動
翼に関する。

（従来の技術） 第８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、さらにライチ部４ａで
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２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、燃焼ガスのタービン
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９図は第８図に示したタービン動翼７の断面図である
。タービン動翼７は、翼軸８とこれに被着する外被９と
を備える。

翼軸８は、前述のタービン軸２の通気管に連通ずる冷却
空気流路１０ａが軸方向に貫通し、タビン軸２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８
Ｃが設けられる。

このフランジ８Ｃは、前述の理由で高温にされた作動ガ
スが、タービン軸２の翼軸植込部８ａ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。

翼軸８がタービン軸２に挿入されると、今度は翼軸コア
部８ｂに熱損傷保護のための外被９が被着され、その後
は翼軸コア部８ｂの端面に、同じく耐熱性超合金ででき
た頂部カバー１１が拡散接合等によって接合される。翼
軸コア部８ｂと頂部カバー１１の接合面を符号Ａで示す
。なお頂部カバー１１にも、翼軸８の冷却空気流路１０
ａと連通ずる冷却空気流路１−Ｏｂが複数本設けられる
。

外被９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
に富むセラミックスでつくられ、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、いくら耐熱性超合金でも１３００゜
Ｃ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。そこで外被９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。

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１０ａを通り、頂部カバー１−１の冷却空気
流路１０ｂ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ζこの冷却空気も翼軸コア部８
ｂおよび頂部カバー１１を熱損傷から保護する役目を果
たす。

このタービン動翼７は、ガスタービン１の作動時にはタ
ービン軸２の回転に伴って高速で回転するが、その際遠
心作用によってタービン軸２からの引離し力が働く外被
は、頂部カバー１１に当接することによって保持される
。

第１０図は、もう１つの形式のタービン動翼１２を示す
断面図である。第９図と対応する箇所には同一の符号を
付して説明を省略する。

このタービン動翼１２は、頂部カバー１１の外被９端面
に対向する側に溝１３が設けられ、外被９の端部が挿入
される。その結果、外被９は、タービン動翼１２が高速
で回転して頂部カバー１１に押付けられ保持されたとき
、安定性が向上する。

（発明が解決しようとする課題） ところで、タービン動翼７を高温の作動ガス環境下で高
速回転させると、頂部カバー１２、翼軸８および外被９
には、前述のように遠心力が働くとともに、熱膨張によ
る伸びが生ずる。ところが、翼軸８と頂部カバー１１の
材料となる耐熱性超合金は、例えばＮｉ基合金の場合、
熱膨張係数は］、、５Ｘ１０−５程度であるが、外被９
の材料となるＳｉ３Ｎ４やＳｉＣなどのセラミックスの
熱膨張係数は３．５〜４．０ＸＩ０６程度である。

このため、頂部カバー１１と外被９とでは大きな熱伸び
差が生じ、外被９が遠心力によって頂部カバー１１に強
く押し付けられる当接箇所においては大きな摩擦力が生
じる。その結果、外被９の頂部カバー１１との当接箇所
には強い引張応力や剪断応力が生じ、これらの応力に弱
いセラミックスでできた外被」−１が破損することがあ
った。

本発明は上記事情に鑑みてなされたものであり、翼軸を
覆う外被が高温の作動ガス環境下でも、翼軸に接合して
外被を保持する頂部カバーとの間で熱膨脹の違いによっ
て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、夕・−ビン軸に根
元が植設され、かつ頂部に頂部カバーが接合される翼軸
と、この翼軸に被着され、かつタービン軸回転時には前
記頂部カバーに端部が当接して保持される外被とを備え
たタービン動翼において、前記頂部カバーに、弾性変形
可能な突起または頂部カバーの熱膨張係数と外被の熱膨
張係数の間の熱膨張係数を有する突起を設け、この突起
によって前記外被の端部を保持したことを特徴とするタ
ービン動翼を提供する。

（作用） 本発明のタービン動翼は、翼軸とこれに被着される外被
、および翼軸に接合されて、高速回転時には外被が当接
して保持される頂部カバーとを備えるが、この頂部カバ
ーには弾性変形可能な突起または頂部カバーの熱膨張係
数と外被の熱膨張係数の間の熱膨張係数を有する突起を
設け、この突起によって外被の端部を保持する。したが
ってタービン動翼の運転中に頂部カバーが外被より大き
く熱膨脹した場合、頂部カバーと外被の間の熱伸び差は
弾性変形可能な突起によって吸収されるか、またはその
中間の熱膨張量を有する突起によって熱膨張に伴う応力
が軽減されて外被に発生する。よって外被に過大な応力
が生じることはなく、外被の破損は防止される。

（実施例） 以下第１図ないし第７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■−■線断面図である。

翼軸２１は、図示しないタービン軸に植設される植込部
２１ａ１タービン軸から突出するコア部２１ｂおよびコ
ア部２１ｂの根元に突設されるフランジ部２１ｃからな
る。翼軸２１の材料には耐熱性超合金であるＮｉ基合金
を用いる。また翼軸２１には、植込部２１ａとコア部２
１ｂを貫通する冷却空気流路２２ａが複数本設けられる
。翼軸コア部２１ｂの周囲には、これと同軸的な外被２
３が翼軸フランジ部２１ｃに当接して被着される。

外被２３の材料には、耐熱性のあるＳｉ３Ｎ４またはＳ
ｉＣを用いる。そして、外被２３の被着が終わったら、
翼軸コア部２１ｂの頂部端面には、同じ（Ｎｉ基合金で
できた頂部カバー２４が一体接合される。

頂部カバー２４には冷却空気流路２２ｂが設けられ、コ
ア部２１ｂの冷却空気流路２２ａと連通ずる。ところで
、頂部カバー２４の外被２３の頂部端面に対向する箇所
には弾性変形可能な薄板状の突起２５が接合される。突
起２５は翼軸コア部８ｂと同軸に形成される外被の周形
状に合せてリング状に２列に配列され、２列の突起２５
は、間にシール板２６を挟む。また突起２５は、複数個
の切込み２７によって互いに分断される。

なお第３図は第２図の■−■線断面図、また第４図は第
３図のＩＶ−ＩＶ線断面図であるが、本実施例において
は、このように頂部カバー２４をＺｒ２Ｏ３等からなる
セラミックス溶射層２８で被覆し、頂部カバー２４の耐
熱性を向上させる。

なおセラミックス溶射層２８は、まず頂部カバー２４上
にＡ１、Ａ（２０３、Ｃｒ２Ｏ３、Ｙ２Ｏ３などの金属
ボンド層を形成し、この金属ボンド層上に形成すること
によって頂部カバー２４への密着強度を高めることもで
きる。

本実施例のタービン動翼２０は、タービン軸を回転する
とこれに伴って回転し、翼軸２１、頂部カバー２４およ
び外被２３は遠心力を受ける。すると外被２３は、頂部
端面が突起２５に強く押し付けられ、滑りが生じにくく
なる。一方、翼軸２１、頂部カバー２４および外被２３
は高温の作動ガスの影響で熱膨張するが、前述のように
翼軸８と頂部カバー１１の材料となるＮｉ基合金は、熱
膨張係数が１．５Ｘ１０’程度であるが、外被２３の材
料となるＳｉ３Ｎ４やＳｉＣなどのセラミックスの熱膨
張係数は３．５〜４．０Ｘ１０’程度である。

このため、頂部カバー２４は外被２３に比べ３倍近い熱
膨張をするが、本実施例においては突起２５が弾性変形
することによって頂部カバー２４の大きな熱膨張を吸収
し、熱膨張の小さな外被２３には頂部カバー２４の大き
な熱膨張をそのまま伝えることはない。したがって外被
２３は、突起２５との当接箇所において滑りにくくても
強い引張応力や剪断応力を受けることはなく、これらの
応力に弱いセラミックスでできた外被１−１でも破損の
おそれはない。

この際、突起２５の各所に設けられた切込み２７は、突
起２５に撓みその他の弾性変形の余地を与え、弾性変形
をより容易にする。また突起２５が吸収すべき頂部カバ
ー２４の伸びは、頂部カバ２４の中心から離れるほど大
きくなるが、本実施例においては第２図に示すように頂
部カバー２４の中心から遠い位置では切込み２７が密に
配置されているため、十分にその伸びを吸収することが
できる。

また本実施例においては、２列に配した突起２５の間に
シール板２６を挟んだため、高温の作動ガスが切込み２
７を通って入り込み、頂部カバ２４や翼軸コア部２１−
ｂの外周面を熱損傷することはない。

第５図は本発明の第２実施例に係るタービン翼軸３０の
断面図、第６図は第５図のＶＩ−ＶＩ線断面図である。

本実施例のタービン翼軸３０の基本的構成は第１実施例
のタービン動翼２０と実質的に異ならないので、第１図
および第２図と対応する箇所には同一の符号を付して説
明を省略する。また翼軸２１、頂部カバー２４および外
被２３の材質は、第１実施例と同じである。

このタービン翼軸３０は、第１０図に示したものと同様
に頂部カバー２４に溝１３を有し、この溝１３に外被２
３の頂部端面が挿入されて遠心力で外被２３が押圧され
たときの安定性が高められるが、溝１３には外被２３と
の間に、４段の応力緩衝リング３１ａ、３１ｂ、３］、
ｃ、３１ｄが設置される。また本実施例においては、頂
部カバー２４の全表面と翼軸２１のコア部２１．ｂおよ
びフランジ２１ｃのタービン軸から突設する部分の表面
には、第１実施例と同一材質のセラミック溶射層２８で
被覆され、熱損傷から保護される。

ところで、４段の応力緩衝リング３１．ａ、３１゜ｂ、
３１ｃ、３１．ｄは、頂部カバー２４の熱膨張係数と外
被２３の熱膨張係数の間の熱膨張係数を有する突起とし
て働くため、その材質は、各応力緩衝リング３１ａ、３
１ｂ、３１ｃ、３１ｄの熱膨張係数が、頂部カバー２４
と熱膨張係数とそれより小さい外被の熱膨張係数の間の
値をとるように定められる。そして本実施例のように応
力緩衝リングが多段に構成される場合には、外被２３側
の摩擦緩衝リング３１ａが最も小さく、以下頂部カバー
２４側に近づくに順に大きくなるように定められる。本
実施例においては、各応力緩衝リング３１ａ、３１ｂ、
３１ｃ、３１ｄの材質にはそれぞれ安定化度の異なる部
分安定化ジルコニアを用い、熱膨張係数はそれぞれ４．
５Ｘ１０’、６゜０ＸＩＯ，９，２Ｘ１０’および１．
２×１０−５に調節する。

本実施例のタービン動翼３０も、第１実施例と同様にタ
ービン軸を回転するとこれに伴って回転し、翼軸２１、
頂部カバー２４および外被２３は遠心力を受ける。する
と外被２３は、頂部端面が応力緩衝リング３１ａに強く
押し付けられ、滑りが生じにく（なる。またこの外被２
３の押圧力によって隣合う各応力緩衝リング３］、ａ、
３１ｂ。

３１ｃ、３１ｄおよび応力緩衝リング３１−ｄと頂部カ
バー２４の間にも摩擦抵抗が生じる。

一方、翼軸２１、頂部カバー２４および外被２３は高温
の作動ガスの影響で熱膨張するが、前述のように翼軸８
と頂部カバー１１−の材料となるＮｉ基合金は、熱膨張
係数が１．５Ｘ１０’程度であるが、外被２３の材料と
なるＳｉ３Ｎ４やＳｉＣなどのセラミックスの熱膨張係
数は３．５〜４゜０×１０６程度である。

そこで、外被２３が遠心作用を受けながら、外被２３、
各応力緩衝リング３１ａ、３１ｂ、３１ｃ、３１ｄおよ
び頂部カバー２４が熱膨張したとき、これらに生ずる圧
縮応力と引張応力は、第７図（Ａ）に示すようになる。

同図中、圧縮応力は一方向、引張応力は十方向に示す。

また第７図（Ｂ）は、第１０図に示した外被９が頂部カ
バー１１に直接接触するタービン動翼１２において同様
の場合に生ずる圧縮応力と引張応力を第７図（Ａ）と同
一のスケールで示したものである。

本実施例のタービン動翼３０においては、頂部カバー２
４は外被２３および各応力緩衝リング３１　ａ、　　３
　ｌ　ｂ、　　３１　ｃ、　　３１　ｄと比べ、一番大
きな伸びを示すが、隣接する応力緩衝リング３１ｄは頂
部カバー２４に次ぐ熱膨張係数を有するため、その次に
大きな伸びをする。したがって第７図（Ａ）と第７図（
Ｂ）を比較すれば分るように、頂部カバー２４と応力緩
衝リング３１ｄの間に生じる圧縮応力と引張応力の絶対
値は、従来の頂部カバー１１と外被９に生じるそれより
も格段に小さい。

そして本実施例においては、隣合う応力緩衝リング３１
ｄと３１Ｃ１同３１ｃと３１ｂ１間３１ｂと３１ａおよ
び応力緩衝リング３１ａと外被２３は、いずれも互いに
熱膨張係数の差が小さいため、両者間に生じる応力は、
頂部カバー２４と応力緩衝リング３１ｄの間のそれとほ
ぼ同等である。

このため、頂部カバー２４は外被２３に比べ３倍近い大
きな熱膨脹をするが、その間に介在する応力緩衝リング
３１ｄ、３１ｃ、３１ｂ、３１ａのため、発生する応力
は小さく最終的に外被２３に生ずる応力は極めて小さい
ものになる。したがって、これらの応力に弱いセラミッ
クスでできた外被１１でも破損のおそれはない。

〔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、翼軸と
これに被着される外被、および翼軸に接合されて、高速
回転時には外被が当接して保持される頂部カバーとを備
えるが、この頂部カバーには弾性変形可能な突起または
頂部カバーの熱膨張係数と外被の熱膨張係数の間の熱膨
張係数を有する突起を設け、この突起によって外被の端
部を保持する。したがってタービン動翼の運転中に頂部
カバーが外被より大きく熱膨脹した場合、頂部カバーと
外被の間の熱伸び差は弾性変形可能な突起によって吸収
されるか、またはその中間の熱膨張量を有する突起によ
って熱膨張に伴う応力が軽減されて外被に発生する。よ
って外被に過大な応力が生じることはなく、外被の破損
は防止される。

【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２図
の■−■線断面図、第４図は第３図のＩＶ−ＩＶ線断面
図、第５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６図は第５図のＶＩ−Ｖｌ線断面図、第７図
（Ａ）と（Ｂ）はそれぞれ熱膨張によって生ずる応力を
示す応力分布図、第８図はガスタービンの部分切欠断面
図、第９図と第１０図は従来のタービン動翼の断面図で
ある。 ２１・・・翼軸、２３・・・外被、２４・・・頂部カバ
ー２５−・・突起、２６　・・・シール板、３１ａ、３
１ｂ。 ３１ｃ、３１ｄ・・・応力緩衝リング。 璋卸安気 第１図 第３図 第７図 第５図 ａ 第８図 今却菅気 第９図 力却空気 第１Ｏ図

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. タービン軸に根元が植設され、かつ頂部に頂部カバーが
   接合される翼軸と、この翼軸に被着され、かつタービン
   軸回転時には前記頂部カバーに端部が当接して保持され
   る外被とを備えたタービン動翼において、前記頂部カバ
   ーに、弾性変形可能な突起または頂部カバーの熱膨張係
   数と外被の熱膨張係数の間の熱膨張係数を有する突起を
   設け、この突起によって前記外被の端部を保持したこと
   を特徴とするタービン動翼。