JPH05321602A

JPH05321602A - ガスタービン動翼

Info

Publication number: JPH05321602A
Application number: JP13244192A
Authority: JP
Inventors: Nagatoshi Okabe; 永年岡部; Hideyuki Hirata; 英之平田; Hiroshige Itou; 洋茂伊藤
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 1992-05-25
Filing date: 1992-05-25
Publication date: 1993-12-07

Abstract

(57)【要約】【目的】セラミックスリーブを２分割構造として着脱交
換を可能とし、局部的な交換で羽根の再生を容易にした
ガスタービン動翼を提供したり、また、セラミックスリ
ーブ後縁部での応力発生を防止したり、さらにスリーブ
後縁部で発生する割れの進展方向を制御して信頼性を向
上させたガスタービン動翼を提供するにある。【構成】このガスタービン動翼２０は、金属製芯金２１
の翼有効部２１ａを覆うようにセラミックスリーブ２２
を配設したガスタービン動翼２０において、前記セラミ
ックスリーブ２２は翼前縁側スリーブエレメント２２ａ
と翼後縁側スリーブエレメント２２ｂの２分割構造に構
成し、前記芯金２１の翼有効部２１ａに脱着可能に設け
たものである。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明はガスタービンに用いられ
るガスタービン動翼に係り、特に金属製芯金とセラミッ
クスリーブとを組み合せたガスタービン動翼に関する。

【０００２】

【従来の技術】一般に、ガスタービンは図１２に示すよ
うに構成され、ガスタービン２と同軸に設けられた圧縮
機１によって圧縮された吐出空気をガスタービン燃焼器
３に案内し、燃焼器３のライナー４の部分で燃料を燃焼
させ、その燃焼ガスをライナー４からトランジションピ
ース５、静翼６を経て動翼７に導き、ガスタービン２を
駆動して仕事をするようになっている。

【０００３】この種のガスタービンにおいては、タービ
ン入口ガス温度を上昇させるとタービン熱効率が上昇す
ることが知られており、ガスタービン入口温度を上昇さ
せるために、ガスタービン部品の材料としては従来、耐
熱性超合金が使用されている。しかし、このような超合
金よりさらに耐熱性の優れたセラミック材料をガスター
ビン部品に適用しようとする試みがさなれており、例え
ば特開昭５９−１１９００１号公報や特開昭５９−１６
０００１号公報などが知られている。

【０００４】セラミック材料は圧縮荷重には強いが、引
張荷重には弱いという特性があり、この欠点を克服する
ために、金属製芯金とセラミックスリーブを組み合せた
方式のガスタービン動翼が考えられている（特開昭５９
−１１９００１号公報）。図１３および図１４はガスタ
ービン動翼としてのセラミック動翼の一例を示したもの
である。

【０００５】セラミック動翼９は金属製芯金１０とセラ
ミックスリーブ１１とを組み合せたもので、セラミック
スリーブ１１は芯金１０の翼有効部１０ａを覆うように
配設される。芯金１０は翼基部１０ｂ側にロータ８（図
１３参照）に植え込まれる翼植込部１０ｃが形成される
一方、高温燃焼ガスに晒される翼頭部１０ｄ、翼有効部
１０ａおよび翼基部１０ｂの表面には酸化物系セラミッ
クス等の耐熱コーティング１２が施される。

【０００６】セラミック動翼９の運転中にセラミックス
リーブ１１に発生する遠心力は芯金１０で受け止めら
れ、セラミックスリーブ１１には圧縮荷重のみが発生す
る。引張荷重は芯金１０の翼有効部１０ａおよび植込部
１０ｃで発生するが、この部分は冷却空気孔１３を流れ
る空気により冷却されるため、燃焼ガス温度に比べ温度
は低く、金属材料で充分に使用に耐え得る構造となって
いる。

【０００７】このように高温となる羽根通路部にセラミ
ックを使用し、比較的温度が低く、高引張応力の発生す
る羽根植込部に金属材料を使用して、両材料の長所を活
かす構造となっている。

【０００８】

【発明が解決しようとする課題】金属製芯金１０とセラ
ミックスリーブ１１とを組み合せたセラミック動翼９に
おいては、羽根の製作時において芯金１０を一定の部位
で分割し、セラミックスリーブ１１をその間に挟み込む
必要がある。図１３はその一例として、芯金１０を翼頭
部１０ｄと翼有効部１０ａとの間で分割して製作し、セ
ラミックスリーブ１１を翼有効部１０ａに挿入した後、
翼頭部１０ｄを設置し、２つの芯金部分を拡散接合等の
方法により接合して製作している。拡散接合部１４は比
較的、遠心荷重が小さく、翼有効部１０ａと翼頭部１０
ｄの中間部位である羽根有効部上端部付近の断面が選ば
れる。しかし拡散接合は非常に厳しい温度管理のもとに
金属の融点付近の超高温で実施する必要がある上に、作
業の方法によっては接合部の端部に鋭い切欠が形成さ
れ、接合した場合に比べて著しい強度低下をもたらす場
合がある。

【０００９】芯金１０の接合部１４に欠陥が生じた場
合、図１３に示す組合せ方式のセラミック動翼９におい
て、接合部１４がセラミックスリーブ１１に被われるた
めに、目視や染色探傷検査、超音波探傷検査等によって
接合部を直接探傷することができず、欠陥の有無が確認
できない。さらに芯金１０の接合部１４の修正加工等の
加工が全く不可能な構造となっている。

【００１０】また、拡散接合によって芯金１０を接合し
た場合には、羽根の供用中に羽根を構成する部品の一
部、例えばセラミックスリーブ１１等が異常過熱等によ
り溶融したり、酸化した場合には、羽根全体を新製交換
する必要がある。特にセラミックスリーブ１１は脆性材
料で構成されているために、燃焼ガス中の小さな異物の
衝突や、羽根製造時や組立時の取扱いミスによっては容
易に破損するおそれがあり、羽根が一部破損した場合で
も、局部的に交換可能な構造として、羽根の再生を容易
にする必要がある。

【００１１】さらに、金属製芯金１０とセラミックスリ
ーブ１１の組合せ方式のガスタービン動翼において、セ
ラミックスリーブ１１に作用する応力は、遠心力による
圧縮応力以外に、金属製芯金との熱伸び（熱膨脹）差に
より発生する応力と、セラミックスリーブ１１内の温度
分布によって発生する熱応力とがある。

【００１２】組合せ方式のガスタービン動翼では、運転
中の遠心力によってセラミックスリーブ１１が芯金１０
の翼頭部１０ｄに強く押し付けられた状態となる。特に
ガスタービンの起動時には、図１２に示すロータ８を回
転させた状態で燃焼器３に着火が行なわれるので、芯金
１０の翼頭部１０ｄとセラミックスリーブ１１とが接触
し、拘束された状態でガス温度が上昇していくこととな
る。

【００１３】一般に、金属材料の熱膨脹率はセラミック
ス材料の３〜５倍程度である。このため、ガスタービン
の起動時には、芯金１０とセラミックスリーブ１１との
熱伸び（熱膨脹）差により、翼頭部１０ｄに接触するセ
ラミックスリーブ１１が押し拡げられる力を受ける。図
１４は図１３のガスタービン動翼９のＢ−Ｂ線に沿う断
面図を示したものであるが、熱伸び差によって発生する
応力は、翼腹側と翼背側との温度分布や翼形状により、
セラミックスリーブ後縁部の曲率半径の小さな内面側上
端部１５で最大となる。

【００１４】同様にしてガスタービンの定常運転時にセ
ラミックスリーブ１１に発生する熱応力は、セラミック
スリーブ１１の後縁部内面側上端部１５で最大となる。
セラミックスリーブ１１は上端部が温度の低い芯金１０
の翼頭部１０ｄと接触しているため、スリーブ温度が低
くなるのに対し、翼有効部付近では温度が高くなること
によってセラミックスリーブ１１の軸方向に温度分布が
生じる。この温度分布によってセラミックスリーブ１１
の翼頭部１０ｄ側に大きな熱応力が発生する。

【００１５】このように、セラミックスリーブ１１に発
生する応力は、ガスタービンの定常運転時の熱応力と熱
膨脹差に起因する応力であるが、いずれの応力もセラミ
ックスリーブ１１の後縁部内面側上端部で最大となる。
図１５はセラミックスリーブ１１に発生する代表的な割
れ（クラック）１６の形態を模式的に示したものであ
る。図１５に示す割れ１６はセラミックスリーブ１１の
後縁部内面側上端部１５を起点として発生する。

【００１６】セラミックスリーブ１１に割れ１６が発生
すると、ガスタービンの運転継続によりセラミックスリ
ーブ１１に欠損が生じ、重大な損傷へと発展する可能性
がある。

【００１７】本発明は上述した事情を考慮してなされた
もので、セラミックスリーブを２分割構造として着脱交
換を可能とし、局部的な交換で羽根の再生を容易にした
ガスタービン動翼を提供することを目的とする。

【００１８】本発明の他の目的は、セラミックスリーブ
後縁部での応力発生を防止したり、またスリーブ後縁部
で発生する割れの進展方向を制御可能にして信頼性を向
上させたガスタービン動翼を提供することにある。

【００１９】

【課題を解決するための手段】本発明に係るガスタービ
ン動翼は、上述した課題を解決するために、請求項１に
記載したように、金属製芯金の翼有効部を覆うようにセ
ラミックスリーブを配設したガスタービン動翼におい
て、前記セラミックスリーブは翼前縁側スリーブエレメ
ントと翼後縁側スリーブエレメントの２分割構造に構成
し、前記芯金の翼有効部に脱着可能に設けたものであ
る。

【００２０】上述した課題を解決するために、本発明の
ガスタービン動翼は、請求項２に記載したように、芯金
は翼頭部側にスリーブ係合溝を、翼基部側にスリーブ保
持リングをばね付勢状態で収容するリングガイド溝をそ
れぞれ対向して設ける一方、セラミックスリーブはその
翼頭部側をスリーブ係合溝に、その翼基部側をスリーブ
保持リングにそれぞれ係合させて保持したり、さらに、
請求項３に記載したように、芯金には翼植込部から軸方
向に延び、翼頭部から外部に開口する冷却空気孔を形成
する一方、この冷却空気孔からセラミックスリーブと翼
有効部との隙間やリングガイド溝にそれぞれ開口する空
気分岐孔をそれぞれ分岐させたものである。

【００２１】一方、本発明に係るガスタービン動翼は、
上述した他の目的を達成するために、請求項４に記載し
たように、金属製芯金の翼有効部を覆うようにセラミッ
クスリーブを配設したガスタービン動翼において、前記
セラミックスリーブの翼後縁部に軸方向に延びるスリッ
トを形成したものである。

【００２２】さらに、上述した他の目的を達成するため
に、本発明のガスタービン動翼は、請求項５に記載した
ように、セラミックスリーブはセラミック母材に強化長
繊維を複合させた長繊維複合セラミックスにより形成さ
れ、前記セラミックスリーブの翼後縁部は、強化長繊維
を周方向に非配向としたものである。

【００２３】

【作用】請求項１〜３に記載したガスタービン動翼で
は、セラミックスリーブを翼前縁側と翼後縁側とに２分
割構造に構成し、このセラミックスリーブを金属製芯金
の翼有効部を覆うように脱着自在に設けたので、金属製
芯金は翼基部側の翼植込部から翼有効部を経て翼頂部に
亘って一体に製作することができ、金属製芯金を一体成
形してもセラミックスリーブを脱着交換可能としたの
で、スリーブエレメントを交換する局所的な交換で羽根
の再生を容易に行なうことができる。

【００２４】また、セラミックスリーブは金属製芯金の
翼頭部側に形成したスリーブ係合溝と翼基部側に設けた
スリーブ保持リングとにより拘束して安定的に保持する
ことができる。

【００２５】さらに、セラミックスリーブと金属製芯金
の翼有効部との間隙にリングガイド溝に冷却空気を案内
して芯金とセラミックスリーブ、スリーブ保持リングを
冷却するとともに、セラミックスリーブのスリーブ合せ
部から冷却空気を噴出させることにより、燃焼ガスが前
記間隙やリングガイド溝に侵入するのを防止してガスタ
ービン動翼の信頼性を向上させている。

【００２６】一方、金属製芯金とセラミックスリーブを
組み合せたガスタービン動翼において、上記セラミック
スリーブに割れ（クラック）の発生が予想される翼後縁
部に軸方向に延びるスリットを入れたので、この部分の
応力発生を有効に防止することができ、割れ等の発生を
防止して信頼性を向上させることができる。

【００２７】さらに、セラミックスリーブを長繊維複合
セラミックスにより形成し、セラミックスリーブの翼後
縁部に強化長繊維を周方向に配向しないようにしたの
で、熱応力などにより、セラミックスリーブの後縁部内
面側を起点とする割れが生じても、この割れは燃焼ガス
に悪影響を与えない一方向にのみ進展するので、この後
縁部分での熱応力の発生が回避され、新たな割れが生じ
ないので、欠損や折損に発展することもなく、信頼性の
高いセラミックスリーブとして使用し続けることができ
る。

【００２８】

【実施例】以下、本発明の一実施例について添付図面を
参照して説明する。

【００２９】図１は本発明に係るガスタービン動翼の一
例を示す縦断面図である。ガスタービン動翼２０は基本
的にはＮｉ基耐熱超合金等で作られた金属製芯金２１
と、Ｓｉ₃Ｎ₄あるいはＳｉＣ等からなるセラミックス
リーブ２２とを組み合せたものである。

【００３０】金属製芯金２１は羽根通路部を形成する翼
有効部２１ａと翼基部２１ｂ側に形成される翼植込部２
１ｃと翼先端側の翼頭部２１ｄとを分割せず一体に製造
される。金属製芯金２１の翼頭部２１ｄにはスリーブ係
合溝２３が、翼基部２１ｂにはリングガイド溝２４がそ
れぞれ対向して周方向に設けられ、上記リングガイド溝
２４にスプリング２５によりばね付勢されたスリーブ保
持リング２６が突設可能に収容される。金属製芯金２１
は高温燃焼ガスに露呈される翼有効部２１ａ、翼基部２
１ｂおよび翼頭部２１ｄの外表面には図示しない耐熱コ
ーティングが施される。

【００３１】一方、セラミックスリーブ２２は金属製芯
金２１の翼有効部２１ａを外側から覆うように配設され
る。セラミックスリーブ２２は、図２に示すように、翼
前縁側スリーブエレメント２２ａと翼後縁側スリーブエ
レメント２２ｂの２分割構造に形成される。２分割され
た翼前縁側スリーブエレメント２２ａと翼後縁側スリー
ブエレメント２２ｂの合せ部には段差２８が形成され、
この段差２８により、翼前縁側スリーブエレメント２２
ａと翼後縁側スリーブエレメント２２ｂとを組み合せた
とき、スリーブエレメント２２の合せ面のずれを防止
し、合せ面が連続面となって羽根通路部に不連続面が生
じないように構成している。

【００３２】このセラミックスリーブ２２は金属製芯金
２１の翼頭部２１ｄに形成されるリングガイド溝２４に
先端が挿入されて拘束保持される一方、セラミックスリ
ーブ２２の後端（下端）側はスリーブ保持リング２６の
係合段部に保持されて拘束される。スリーブ保持リング
２６は２分割構造で溶接や拡散接合によりリング状に形
成しても、予めリング状に形成しておいてもよい。スリ
ーブ保持リング２６を予めリング状に成形した場合に
は、スリーブ保持リング２６を金属製芯金２１に外嵌さ
せた後に、芯金２１の翼頭部２１ｄ等の加工が必要とな
る。

【００３３】また、金属製芯金２１には翼基部２１ｂ側
の翼植込部２１ｃから翼有効部２１ａを経て翼頭部２１
ｄ側に軸方向に延びる複数の冷却空気孔３０が形成され
る。この冷却空気孔３０は図示しないロータ内に入口側
が開口する一方、冷却空気孔３０の出口は翼頭部２１ｄ
から外部に開口している。

【００３４】さらに、金属製芯金２１に形成される冷却
空気孔３０からセラミックスリーブ２２と翼有効部２１
ａの間隙やリングガイド溝２３に通じる空気分岐孔３
１，３２が分岐されており、冷却空気孔３０を通って送
られる冷却空気の一部を前記間隙やリングガイド溝２４
に案内している。

【００３５】芯金２１の翼有効部２１ａを貫通してセラ
ミックスリーブ２２の内面に開口する空気分岐孔３１は
冷却空気の一部を間隙に案内して翼有効部２１ａの外表
面やセラミックスリーブ２２の内面を積極的に冷却する
一方、セラミックスリーブ２２の合せ面から燃焼ガスの
進入を防止している。

【００３６】また、リングガイド溝２４に開口する空気
分岐孔３２から供給される空気によってスリーブ保持リ
ング２６をセラミックスリーブ２２側に接触させ、スリ
ーブ保持リング２６をセラミックスリーブ２２に押圧さ
せてセラミックスリーブ２２からの離脱を防止し、セラ
ミックスリーブ２２のスリーブ構造の一体性が損われる
のを防止している。

【００３７】次に、ガスタービン動翼２０の作用を説明
する。

【００３８】図３はガスタービン動翼２０の組立方法を
説明する図である。一体に成形された金属製芯金２１の
翼有効部２１ａを翼前縁側と翼後縁側から挟み付けるよ
うにして翼前縁側スリーブエレメント２２ａおよび翼後
縁側スリーブエレメント２２ｂを装着する。各スリーブ
エレメント２２ａ，２２ｂの合せ部には図２に示すよう
に段差２８が設けられているため、各スリーブエレメン
ト２２ａ，２２ｂが相互に進退する組付方向以外に動く
ことができず、合せ部がずれことがない。

【００３９】組み立てられたセラミックスリーブ２２は
金属製芯金２１の翼頭部２１ａ側に押し上げてスリーブ
係合溝２３に挿入し、セラミックスリーブ２２の先端側
を拘束保持する。

【００４０】その後、リングガイド溝２４に収納された
スリーブ保持リング２６を図示しないストッパや外圧作
用の解除により、スプリング２５のばね力で上動させ、
この保持リング２６でセラミックスリーブ２２の後端
（下端）側を保持する。

【００４１】このようにして、２分割構造のセラミック
スリーブ２２は先端と後端側が拘束作用を受け、一体型
セラミックスリーブと同等に機能させることができる。

【００４２】セラミックスリーブ２２の金属製芯金２１
への装着は、先にセラミックスリーブ２２の基部側（後
端側）をスリーブ保持リング２６に係合させて押し下
げ、次にセラミックスリーブ２２の先端側をスリーブ係
合溝２３に上動させつつ係合保持させてもよい。

【００４３】そして、ガスタービンの運転中には、ロー
タの回転により、ガスタービン動翼２０のセラミックス
リーブ２２に作用するのは遠心力による圧縮作用だけで
あるため、セラミックスリーブ２２はこの圧縮荷重を翼
頭部２１ｄとの接触部で受け、スリーブ構造が維持され
る。

【００４４】その際、セラミックスリーブ２２の両端部
の拘束は外面側から行ない、ガスタービンの運転中、動
翼の温度が上昇して、金属製芯金２１とセラミックスリ
ーブ２２が熱膨脹した場合にも、その拘束部において接
触応力が増大しないようにしている。すなわち芯金２１
をセラミックスリーブ２２の外側から拘束させることに
より、温度上昇とともに熱膨脹の大きな芯金２１はセラ
ミックスリーブ２２から離れる方向に動くため、セラミ
ックスリーブ２２には外側から何等の干渉による応力は
生じないことになる。図４にセラミックスリーブ２２の
先端部における保持構造を示す。

【００４５】また、金属製芯金２１には空気冷却孔３０
から分岐された空気分岐孔３１，３２が設けられてい
る。一方の空気分岐孔３１は、冷却空気の一部をセラミ
ックスリーブ２２の内面側に案内して芯金２１の翼有効
部２１ａの表面やセラミックスリーブ２２の内面を冷却
して高温燃焼ガス中での羽根の使用を可能にさせる一
方、セラミックスリーブ２２の合せ部からの燃焼ガスの
進入を防止し、逆に冷却空気をその空気圧により合せ部
の隙間から燃焼ガス中に流出させ、金属製芯金２１の損
傷を防止している。

【００４６】また、リングガイド溝２４に保持されたス
リーブ保持リング２６をスプリング２５のばね力で押圧
することにより、一定の圧力でスリーブ保持リング２６
とセラミックスリーブ２２が接触するようになってい
る。

【００４７】ガスタービン運転中には、スリーブ保持リ
ング２６が設置されていたリングガイド溝２４の下部に
設けられていた空気分岐孔３２に冷却空気を流すことに
より、スリーブ保持リング２６には回転による遠心力の
他に空気圧による力がセラミックスリーブ２２を保持さ
せるように作用する。このためスリーブ保持リング２６
によるセラミックスリーブ２２の形状保持は確実にな
る。さらにこの空気はスリーブ保持リング２６と芯金２
１の隙間から燃焼ガス中に流出することにより、セラミ
ックスリーブ２２と接触して高温に加熱されるスリーブ
保持リング２６を冷却することができる。

【００４８】このガスタービン動翼２０は金属製芯金２
１とセラミックスリーブ２２とを組み合せたもので、セ
ラミックスリーブ２２を２分割構造とすることにより、
金属製芯金２１を一体構造に成形することができる。芯
金２１は一体で製作するため、拡散接合等で接合する必
要がなく、接合欠陥の全くない芯金２１を使用して羽根
を製作することができ、羽根を使用する上での信頼性を
大幅に向上させることができる。

【００４９】また接合方式の芯金２１では、羽根の供用
中にセラミックスリーブ２２が燃焼ガス中の異物の衝突
等によって一部が破損した場合には、羽根全体を新製交
換する必要があるが、本実施例ではセラミックスリーブ
のみを交換して、羽根を容易に再生することができる。

【００５０】この他の効果としてセラミックスリーブ２
２に作用する熱応力の軽減が上げられる。図６は一体型
のセラミックスリーブ３４に作用する最大熱応力部３５
を表示する図である。最大応力は羽根の前縁部と羽根の
中央部で生じている。この羽根中央部の最大応力部３５
は本実施例では２分割したセラミックスリーブ２２の合
せ部に相当し、最大応力部においてセラミックスリーブ
の微小変位が許容されるため、この部分に発生する熱応
力が低く抑えられる。セラミックスリーブ２２には燃焼
ガスによる熱応力の他に翼頭部２１ｄとの接触部におい
て芯金２１との熱膨脹差によって生ずる応力も発生する
が、上記と同様の理由によりその応力も軽減される。

【００５１】さらに二次的効果として、冷却空気をセラ
ミックスリーブ２２の内面およびスリーブ保持リング２
６の下部に流すことにより、燃焼ガスの羽根内部への進
入を防ぐとともに、セラミックスリーブ２２、芯金２１
およびスリーブ保持リング２６の冷却が可能となるた
め、従来以上の高温の燃焼ガス中での使用が可能とな
り、ガスタービン効率をも向上できる。

【００５２】図７および図８は本発明に係るガスタービ
ン動翼の他の実施例を示すものである。

【００５３】このガスタービン動翼４０はＮｉ基耐熱超
合金等で形成された金属製芯金４１とＳｉ₃Ｎ₄あるい
はＳｉＣなどのセラミックスリーブ４２とを組み合せた
もので、セラミックスリーブ４２は芯金４１の翼有効部
４１ａを覆うように設けられる。金属製芯金４１は翼有
効部４１ａと翼基部４１ｂ側の翼植込部４１ｃと翼頭部
４１ｄとから構成され、高温の燃焼ガスに晒されるおそ
れがある翼頭部４１ｄ、翼有効部４１ａおよび翼基部４
１ｂには耐熱コーティング４４が施されている。耐熱コ
ーティング４４は、Ｚｒ₂Ｏ₃セラミック等を溶射する
ことにより形成される。

【００５４】金属製芯金４１には翼植込部４１ｃから翼
有効部４１ａを経て翼頭部４１ｄから外部に開口する空
気冷却孔４５が形成されており、この空気冷却孔４５内
に冷却空気を通すことにより、金属製芯金４１を内部か
ら冷却している。

【００５５】また、金属製芯金４１の翼有効部４１ａを
覆うセラミックスリーブ４２は、図８および図９に示す
ように翼後縁側にスリット４６が形成される。スリット
４６はセラミックスリーブ４２の軸方向全体に亘って形
成され、羽根の翼周りを流れる燃焼ガスの流れや遠心力
に対する圧縮強度を妨げない位置に設けられる。

【００５６】セラミックスリーブ４２は翼頂部側が金属
製芯金４１の翼頭部４１ｄに拘束保持され、翼根元側は
翼基部４１ｂに非拘束状態で接触している。このため、
ガスタービン動翼４０の起動時や運転時に高温燃焼ガス
がセラミックスリーブ４２に作用すると、セラミックス
リーブ４２は翼腹側と翼背側の温度分布や、金属とセラ
ミックとの熱膨脹差（熱伸び差）により生じる応力、セ
ラミックスリーブの翼形状に起因して、スリーブ後縁部
の曲率半径の小さな内面側上端部で最大になろうとする
が、この部分にスリット４６が加工されているため、ス
リット部分での応力発生を防止できる。すなわち、セラ
ミックスリーブ４２の後縁部に割れが生じるのを防止で
きる。

【００５７】また、セラミックスリーブ４２は、Ｓｉ₃
Ｎ₄あるいはＳｉＣなど構造材料セラミックスで製造し
た例を示したが、セラミックスリーブ４２Ａは図１０に
示すように、長繊維複合セラミックス製としてもよい。
この場合、セラミックスリーブ４２ＡはＳｉ₃Ｎ₄やＳ
ｉＣなどのセラミック母材中に強化長繊維としてSiC長
繊維や炭素繊維などのセラミックス繊維４８を複合させ
て構成される。

【００５８】セラミックスリーブ４２Ａに配設される強
化長繊維４８は、図１０に示すようにスリーブ周方向に
配向（配設）される一方、この強化長繊維４８はスリー
ブ軸方向にも配向される。しかし、セラミックスリーブ
４２Ａの翼後縁側では、強化長繊維４８は翼腹側や翼背
側から翼後縁に延びるように一方向に配設され、この翼
後縁部分ではスリーブ周方向に強化長繊維が配向され
ず、スリーブ後縁側内面から翼後縁方向に強度的な弱化
領域を形成している。

【００５９】この長繊維複合セラミックス材料を用いた
セラミックスリーブ４２Ａを使用すると、セラミックス
リーブ４２Ａに生じる割れは、強化長繊維を横切る方向
よりも、強化長繊維と同じ方向に進展し易い。

【００６０】図１１は、図１０に示す強化長繊維を使用
したセラミックスリーブ４２Ａに割れ（クラック）４９
が発生した場合、この割れ４９の進展方向を示したもの
である。熱応力などによりセラミックスリーブ４２Ａに
生じた割れ４９は、強化長繊維の配向方向に従って一方
向にのみ進展し、この割れ４９が最終的に貫通した後
は、スリット加工した場合と同様となり、この部分から
新たな割れが発生するおそれがない。

【００６１】したがって、図１０に示すセラミックスリ
ーブ４２Ａでは、割れ４９が発生しても、割れの進展方
向を制御でき、最終的にはスリット加工した場合と同等
となり、割れ４９がセラミックスリーブ４２Ａの流体的
機能や強度的機能を損うことがない。

【００６２】

【発明の効果】以上に述べたように本発明に係るガスタ
ービン動翼においては、セラミックスリーブを翼前縁側
と翼後縁側とに２分割構造に構成し、このセラミックス
リーブを金属製芯金の翼有効部を覆うように脱着自在に
設けたので、金属製芯金は翼基部側の翼植込部から翼有
効部を経て翼頂部に亘って一体に製作することができ、
金属製芯金を一体成形してもセラミックスリーブを脱着
交換可能としたので、スリーブエレメントを交換する局
所的な交換で羽根の再生を容易に行なうことができる。

【００６３】また、セラミックスリーブは金属製芯金の
翼頭部側に形成したスリーブ係合溝と翼基部側に設けた
スリーブ保持リングとにより拘束して安定的に保持する
ことができる。

【００６４】さらに、セラミックスリーブと金属製芯金
の翼有効部との間隙にリングガイド溝に冷却空気を案内
して芯金とセラミックスリーブ、スリーブ保持リングを
冷却するとともに、セラミックスリーブのスリーブ合せ
部から冷却空気を噴出させることにより、燃焼ガスが前
記間隙やリングガイド溝に侵入するのを防止してガスタ
ービン動翼の信頼性を向上させている。

【００６５】また、本発明に係るガスタービン動翼は、
金属製芯金とセラミックスリーブを組み合せたものにお
いて、上記セラミックスリーブに割れ（クラック）の発
生が予想される翼後縁部に軸方向に延びるスリットを入
れたので、この部分の応力発生を有効に防止することが
でき、割れ等の発生を防止して信頼性を向上させること
ができる。

【００６６】さらに、セラミックスリーブを長繊維複合
セラミックスにより形成し、セラミックスリーブの翼後
縁部に強化長繊維を周方向に配向しないようにしたの
で、熱応力などにより、セラミックスリーブの後縁部内
面側を起点とする割れが生じても、この割れは流体的機
能や強度的機能を損わない一方向にのみ進展するので、
この後縁部分での熱応力の発生が回避され、新たな割れ
が生じないので、欠損や折損に発展することもなく、信
頼性の高いセラミックスリーブとして使用し続けること
ができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明に係るガスタービン動翼の一実施例を示
す断面図。

【図２】図１のII−II線に沿う断面図。

【図３】本発明に係るガスタービン動翼の構成例を示す
分解斜視図。

【図４】図１に示すガスタービン動翼の翼頂側を示す部
分断面図。

【図５】図１に示すガスタービン動翼に組み付けられる
セラミックスリーブの組付前後を示す部分断面図。

【図６】一体型セラミックスリーブに生じる最大熱応力
部分を示す図。

【図７】本発明に係るガスタービン動翼の他の実施例を
示す縦断面図。

【図８】図７のVIII−VIII線に沿う断面図。

【図９】図７のガスタービン動翼に組み付けられるセラ
ミックスリーブの斜視図。

【図１０】セラミックスリーブの他の実施例を示す図。

【図１１】図１０に示したセラミックスリーブに発生す
る割れの進展方向を示す図。

【図１２】一般的なガスタービンを示す断面図。

【図１３】従来のガスタービン動翼を示す縦断面図。

【図１４】図１３のＡ−Ａ線に沿う断面図。

【図１５】従来のガスタービン動翼に組み付けられるセ
ラミックスリーブの斜視図。

【符号の説明】

２０，４０ガスタービン動翼２１，４１金属製芯金２１ａ，４１ａ翼有効部２１ａ，４１ａ翼基部２１ｃ，４１ｃ翼植込部２１ｄ，４１ｄ翼頭部２２，４２セラミックスリーブ２２ａ翼前縁側スリーブエレメント２２ｂ翼後縁側スリーブエレメント２３スリーブ係合溝２４リングガイド溝２５スプリング２６スリーブ保持リング２８段差３０，４５空気冷却孔３１，３２空気分岐孔４６スリット４８強化長繊維４９割れ

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】金属製芯金の翼有効部を覆うようにセラ
ミックスリーブを配設したガスタービン動翼において、
前記セラミックスリーブは翼前縁側スリーブエレメント
と翼後縁側スリーブエレメントの２分割構造に構成し、
前記芯金の翼有効部に脱着可能に設けたことを特徴とす
るガスタービン動翼。
【請求項２】芯金は翼頭部側にスリーブ係合溝を、翼
基部側にスリーブ保持リングをばね付勢状態で収容する
リングガイド溝をそれぞれ対向して設ける一方、セラミ
ックスリーブはその翼頭部側をスリーブ係合溝に、その
翼基部側をスリーブ保持リングにそれぞれ係合させて保
持した請求項１記載のガスタービン動翼。
【請求項３】芯金には翼植込部から軸方向に延び、翼
頭部から外部に開口する冷却空気孔を形成する一方、こ
の冷却空気孔からセラミックスリーブと翼有効部との隙
間やリングガイド溝にそれぞれ開口する空気分岐孔をそ
れぞれ分岐させた請求項１記載のガスタービン動翼。
【請求項４】金属製芯金の翼有効部を覆うようにセラ
ミックスリーブを配設したガスタービン動翼において、
前記セラミックスリーブの翼後縁部に軸方向に延びるス
リットを形成したことを特徴とするガスタービン動翼。
【請求項５】セラミックスリーブはセラミック母材に
強化長繊維を複合させた長繊維複合セラミックスにより
形成され、前記セラミックスリーブの翼後縁部は、強化
長繊維を周方向に非配向とした請求項４記載のガスター
ビン動翼。