JPH07127401A - タービン動翼 - Google Patents
タービン動翼Info
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- JPH07127401A JPH07127401A JP27715093A JP27715093A JPH07127401A JP H07127401 A JPH07127401 A JP H07127401A JP 27715093 A JP27715093 A JP 27715093A JP 27715093 A JP27715093 A JP 27715093A JP H07127401 A JPH07127401 A JP H07127401A
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- turbine rotor
- heat insulating
- insulating layer
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 タービン動翼に係り、断熱効果を有効に保持
しつつ振動、偏心、熱変形等によっても欠損を生じない
断熱層の形成を図る。 【構成】 耐熱材よりなる断熱層６を翼面５ｂに被覆状
態に設けてなり、先端面５ａおよびその近傍に位置する
翼面５ｂに、断熱層６の無被覆部７が形成されている構
成であって、タービン動翼１の先端と、その外方に配さ
れるケーシングＸ内面との接触による衝撃が直接断熱層
６に伝達されることを回避して、断熱層６の欠損を防止
する。
しつつ振動、偏心、熱変形等によっても欠損を生じない
断熱層の形成を図る。 【構成】 耐熱材よりなる断熱層６を翼面５ｂに被覆状
態に設けてなり、先端面５ａおよびその近傍に位置する
翼面５ｂに、断熱層６の無被覆部７が形成されている構
成であって、タービン動翼１の先端と、その外方に配さ
れるケーシングＸ内面との接触による衝撃が直接断熱層
６に伝達されることを回避して、断熱層６の欠損を防止
する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンエンジン
等に使用されるタービン動翼に関するものである。
等に使用されるタービン動翼に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジン等に使用されるタ
ービン動翼は、円盤状のディスクの外周面に周方向に間
隔をおいて形成される植込溝にそれぞれ植え込まれ、該
ディスクの外周面に放射状に複数配設される。そして、
その翼部を筒状のケーシング内に形成される筒状のガス
通路に配して、該ガス通路に流通する高速ガスを翼部に
挿通させることによってケーシングの周方向に、５００
ｍ／ｓ程度の周速度で高速回転させられるようになって
いる。
ービン動翼は、円盤状のディスクの外周面に周方向に間
隔をおいて形成される植込溝にそれぞれ植え込まれ、該
ディスクの外周面に放射状に複数配設される。そして、
その翼部を筒状のケーシング内に形成される筒状のガス
通路に配して、該ガス通路に流通する高速ガスを翼部に
挿通させることによってケーシングの周方向に、５００
ｍ／ｓ程度の周速度で高速回転させられるようになって
いる。
【０００３】一方、ガス通路に流通させられる高速ガス
は、例えば、１５００℃程度の高温ガスであるので、該
ガス通路内に配されるタービン動翼が、高温状態に加熱
されることになる。このため、タービン動翼は、例え
ば、ニッケル合金等の耐熱性の高い金属材料により構成
されるとともに、その翼表面に遮熱のための断熱層を形
成している。該断熱層としては、例えば、翼表面にセラ
ミックスを溶射するサーマルバリアコーティング（ＴＢ
Ｃ）が提案されている。
は、例えば、１５００℃程度の高温ガスであるので、該
ガス通路内に配されるタービン動翼が、高温状態に加熱
されることになる。このため、タービン動翼は、例え
ば、ニッケル合金等の耐熱性の高い金属材料により構成
されるとともに、その翼表面に遮熱のための断熱層を形
成している。該断熱層としては、例えば、翼表面にセラ
ミックスを溶射するサーマルバリアコーティング（ＴＢ
Ｃ）が提案されている。
【０００４】該サーマルバリアコーティングは、例え
ば、耐蝕性・耐酸化性に優れるＮｉＣｏＣｒＡｌＹを下
地として、耐熱疲労性に優れるＺｒＯ2・Ｙ2Ｏ3を配し
た２層コーティングが採用されることが多い。そして、
このサーマルバリアコーティングをタービン動翼の先端
面を除く翼表面全体に被覆・形成することによって、過
熱状態の高温ガスに対してタービン動翼が健全な状態に
保持されるようになっている。
ば、耐蝕性・耐酸化性に優れるＮｉＣｏＣｒＡｌＹを下
地として、耐熱疲労性に優れるＺｒＯ2・Ｙ2Ｏ3を配し
た２層コーティングが採用されることが多い。そして、
このサーマルバリアコーティングをタービン動翼の先端
面を除く翼表面全体に被覆・形成することによって、過
熱状態の高温ガスに対してタービン動翼が健全な状態に
保持されるようになっている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】ところで、このような
タービン動翼は、高速ガスのエネルギを有効に回転力に
変換するために、該高速ガスを洩れなく受け止めること
が必要である。このために、ケーシング内面とタービン
動翼の先端面との間隔寸法を小さくしてタービンに回転
力を与えずに通過する高速ガスを極力少なくすることが
行われる。
タービン動翼は、高速ガスのエネルギを有効に回転力に
変換するために、該高速ガスを洩れなく受け止めること
が必要である。このために、ケーシング内面とタービン
動翼の先端面との間隔寸法を小さくしてタービンに回転
力を与えずに通過する高速ガスを極力少なくすることが
行われる。
【０００６】しかしながら、このようにケーシング内面
とタービン動翼の先端面との間隔寸法を小さくすると、
高速回転による振動や偏心等によって、タービン動翼の
先端面がケーシングの内面に接触することが考えられ、
その場合には、該タービン動翼先端部近傍の前記サーマ
ルバリアコーティングが部分的に欠けてしまうことがあ
る。
とタービン動翼の先端面との間隔寸法を小さくすると、
高速回転による振動や偏心等によって、タービン動翼の
先端面がケーシングの内面に接触することが考えられ、
その場合には、該タービン動翼先端部近傍の前記サーマ
ルバリアコーティングが部分的に欠けてしまうことがあ
る。
【０００７】また、高温ガスの流通するガス通路内にお
けるタービン動翼の温度分布は、抽気等により冷却され
かつ周速度の最も高いタービン動翼の先端部近傍で比較
的低く、冷却効果の少ない翼前縁部および翼後縁部で高
い温度を示すことが知られている。この場合の温度差
は、２００〜３００℃程度にも達するため、タービン動
翼には、該温度差による熱的なストレスが発生すること
になる。その結果、該ストレスによる変形を最も生じや
すい自由端であるタービン動翼先端のサーマルバリアコ
ーティングが欠けてしまうことが考えられる。
けるタービン動翼の温度分布は、抽気等により冷却され
かつ周速度の最も高いタービン動翼の先端部近傍で比較
的低く、冷却効果の少ない翼前縁部および翼後縁部で高
い温度を示すことが知られている。この場合の温度差
は、２００〜３００℃程度にも達するため、タービン動
翼には、該温度差による熱的なストレスが発生すること
になる。その結果、該ストレスによる変形を最も生じや
すい自由端であるタービン動翼先端のサーマルバリアコ
ーティングが欠けてしまうことが考えられる。
【０００８】そして、このようにして欠けたサーマルバ
リアコーティングが、ガス通路中に飛散した場合には、
他のタービン動翼、その他の各部に損傷を与えることが
考えられ、空力特性の変化等が発生してエンジン性能の
低下をきたすという不都合が考えられる。
リアコーティングが、ガス通路中に飛散した場合には、
他のタービン動翼、その他の各部に損傷を与えることが
考えられ、空力特性の変化等が発生してエンジン性能の
低下をきたすという不都合が考えられる。
【０００９】本発明は上述した事情に鑑みてなされたも
のであって、断熱効果を有効に保持しつつ振動、偏心、
熱変形等によっても欠損を生じない断熱層をその表面に
施したタービン動翼を提供することを目的としている。
のであって、断熱効果を有効に保持しつつ振動、偏心、
熱変形等によっても欠損を生じない断熱層をその表面に
施したタービン動翼を提供することを目的としている。
【００１０】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明は、次の２つの手段を提案している。第１の
手段は、筒状のケーシング内面に間隔を空けてその先端
面を近接状態に配置されかつ該間隔を保持しつつケーシ
ングの周方向に沿って高速回転させられるタービン動翼
であって、耐熱材よりなる断熱層を翼面に被覆状態に設
けてなり、前記先端面およびその近傍に位置する翼面
に、該翼面を露出状態とする断熱層の無被覆部が形成さ
れているタービン動翼を提案しており、第２の手段は、
筒状のケーシング内面に間隔を空けてその先端面を近接
状態に配置されかつ該間隔を保持しつつケーシングの周
方向に沿って高速回転させられるタービン動翼であっ
て、翼面全体を被覆状態に形成される耐蝕材よりなる耐
蝕層と、該耐蝕層を被覆状態に形成される耐熱材よりな
る耐熱層とを設けてなり、前記先端面の近傍に位置する
耐蝕層表面に、該耐蝕層を露出状態とする耐熱層の無被
覆部が形成されているタービン動翼を提案している。
に、本発明は、次の２つの手段を提案している。第１の
手段は、筒状のケーシング内面に間隔を空けてその先端
面を近接状態に配置されかつ該間隔を保持しつつケーシ
ングの周方向に沿って高速回転させられるタービン動翼
であって、耐熱材よりなる断熱層を翼面に被覆状態に設
けてなり、前記先端面およびその近傍に位置する翼面
に、該翼面を露出状態とする断熱層の無被覆部が形成さ
れているタービン動翼を提案しており、第２の手段は、
筒状のケーシング内面に間隔を空けてその先端面を近接
状態に配置されかつ該間隔を保持しつつケーシングの周
方向に沿って高速回転させられるタービン動翼であっ
て、翼面全体を被覆状態に形成される耐蝕材よりなる耐
蝕層と、該耐蝕層を被覆状態に形成される耐熱材よりな
る耐熱層とを設けてなり、前記先端面の近傍に位置する
耐蝕層表面に、該耐蝕層を露出状態とする耐熱層の無被
覆部が形成されているタービン動翼を提案している。
【００１１】
【作用】本発明の第１の手段に係るタービン動翼によれ
ば、先端面およびその近傍に位置する翼面に、無被覆部
が形成されているので、ケーシング内面とタービン動翼
の先端面との間隔寸法を小さくして、該タービン動翼の
振動等により両者が接触した場合であっても、その衝撃
が断熱層に直接作用しないことになる。また、熱的なス
トレスによりタービン動翼先端部に変形が発生した場合
であっても、該先端部に断熱層が設けられていないの
で、該変形による断熱層の欠損を回避することが可能と
なる。タービン動翼先端部は、周速度が高く、外部から
も冷却されるので、その温度が比較的低く、断熱層を形
成しない場合であっても、タービン動翼自体の健全性が
維持されることになる。また、第２の手段に係るタービ
ン動翼によれば、タービン動翼の先端面とケーシング内
面とが接触した場合にあっても、その衝撃が耐熱層に直
接作用しないことになり、該耐熱層の欠損が回避される
ことになる。また、耐熱層の無被覆部にあっても、耐蝕
層が翼面に被覆されているので、翼面の耐蝕性を向上す
ることが可能となる。
ば、先端面およびその近傍に位置する翼面に、無被覆部
が形成されているので、ケーシング内面とタービン動翼
の先端面との間隔寸法を小さくして、該タービン動翼の
振動等により両者が接触した場合であっても、その衝撃
が断熱層に直接作用しないことになる。また、熱的なス
トレスによりタービン動翼先端部に変形が発生した場合
であっても、該先端部に断熱層が設けられていないの
で、該変形による断熱層の欠損を回避することが可能と
なる。タービン動翼先端部は、周速度が高く、外部から
も冷却されるので、その温度が比較的低く、断熱層を形
成しない場合であっても、タービン動翼自体の健全性が
維持されることになる。また、第２の手段に係るタービ
ン動翼によれば、タービン動翼の先端面とケーシング内
面とが接触した場合にあっても、その衝撃が耐熱層に直
接作用しないことになり、該耐熱層の欠損が回避される
ことになる。また、耐熱層の無被覆部にあっても、耐蝕
層が翼面に被覆されているので、翼面の耐蝕性を向上す
ることが可能となる。
【００１２】
【実施例】以下、本発明に係るタービン動翼の第１実施
例について、図１および図２を参照して説明する。本実
施例のタービン動翼１は、図２に示すように、円盤状の
ディスク２の外周面の植込溝３に植え込まれる翼根部４
と、該翼根部４が植込溝３に植え込まれたときに、ディ
スク２の半径方向に放射状に突出させられる翼部５とを
具備している。該翼部５および翼根部４は、例えば、ニ
ッケル合金等の耐熱性の高い母材よりなり、一体的に成
形されている。
例について、図１および図２を参照して説明する。本実
施例のタービン動翼１は、図２に示すように、円盤状の
ディスク２の外周面の植込溝３に植え込まれる翼根部４
と、該翼根部４が植込溝３に植え込まれたときに、ディ
スク２の半径方向に放射状に突出させられる翼部５とを
具備している。該翼部５および翼根部４は、例えば、ニ
ッケル合金等の耐熱性の高い母材よりなり、一体的に成
形されている。
【００１３】前記翼部５は、突出方向に３０〜８０ｍｍ
程度の長さ寸法を有し、翼形の最長寸法は約２０ｍｍ程
度に形成されている。該翼部５の表面には、断熱層６が
形成されている。該断熱層６は、図１に示すように、耐
蝕性・耐酸化性に優れる材料、例えば、ＮｉＣｏＣｒＡ
ｌＹからなる耐蝕コーティング層６ａ（耐蝕層）と、耐
熱疲労性に優れる材料、例えば、ＺｒＯ2・Ｙ2Ｏ3から
なる耐熱コーティング層６ｂ（耐熱層）とを配した２層
に形成されている。これら各コーティング層６ａ・６ｂ
は、それぞれ約０．２ｍｍ程度の厚さに形成されてい
る。
程度の長さ寸法を有し、翼形の最長寸法は約２０ｍｍ程
度に形成されている。該翼部５の表面には、断熱層６が
形成されている。該断熱層６は、図１に示すように、耐
蝕性・耐酸化性に優れる材料、例えば、ＮｉＣｏＣｒＡ
ｌＹからなる耐蝕コーティング層６ａ（耐蝕層）と、耐
熱疲労性に優れる材料、例えば、ＺｒＯ2・Ｙ2Ｏ3から
なる耐熱コーティング層６ｂ（耐熱層）とを配した２層
に形成されている。これら各コーティング層６ａ・６ｂ
は、それぞれ約０．２ｍｍ程度の厚さに形成されてい
る。
【００１４】本実施例のタービン動翼１は、上述した点
において従来例と共通しているが、断熱層６の被覆範囲
において従来例と相違している。すなわち、本実施例に
おけるタービン動翼１の断熱層６は、図１に示すよう
に、タービン動翼１の先端面５ａおよび該先端面５ａに
接続する翼面５ｂにおいて、母材が露出させられる部分
（無被覆部）が形成されている。該無被覆部７は、ター
ビン動翼１の長手方向（前記突出方向）に１〜５ｍｍ程
度の長さに形成されている。
において従来例と共通しているが、断熱層６の被覆範囲
において従来例と相違している。すなわち、本実施例に
おけるタービン動翼１の断熱層６は、図１に示すよう
に、タービン動翼１の先端面５ａおよび該先端面５ａに
接続する翼面５ｂにおいて、母材が露出させられる部分
（無被覆部）が形成されている。該無被覆部７は、ター
ビン動翼１の長手方向（前記突出方向）に１〜５ｍｍ程
度の長さに形成されている。
【００１５】前記耐蝕コーティング層６ａは、前記翼部
５表面に滑らかに接続する形状に形成され、耐熱コーテ
ィング層６ｂは該耐蝕コーティング層６ａの表面に滑ら
かに接続する形状に形成されており、これによって、空
力特性が悪化しないように配慮されている。
５表面に滑らかに接続する形状に形成され、耐熱コーテ
ィング層６ｂは該耐蝕コーティング層６ａの表面に滑ら
かに接続する形状に形成されており、これによって、空
力特性が悪化しないように配慮されている。
【００１６】このように構成されたタービン動翼１は、
燃焼器（図示略）からの高速ガスを流通させるガス通路
Ａ内に配置され、該ガス通路Ａを形成するケーシングＸ
内面にその先端面５ａが近接状態に配される。そして、
高速ガスによって回転力を付与され、ディスク２の軸心
回りに先端部の周速度約５００ｍ／ｓで高速回転させら
れる。
燃焼器（図示略）からの高速ガスを流通させるガス通路
Ａ内に配置され、該ガス通路Ａを形成するケーシングＸ
内面にその先端面５ａが近接状態に配される。そして、
高速ガスによって回転力を付与され、ディスク２の軸心
回りに先端部の周速度約５００ｍ／ｓで高速回転させら
れる。
【００１７】この場合にあって、本実施例のタービン動
翼１であると、高速回転による振動等により、その先端
面５ａとケーシングＸ内面とが接触した場合であって
も、接触の発生する先端面５ａ近傍に断熱層６が設けら
れていないので、該接触による衝撃が直接断熱層６に伝
達されることがなく、該断熱層６の欠損の発生が回避さ
れることになる。また、当該断熱層６の無被覆部７は、
周速度が速いタービン動翼１の先端に設けられ、かつ、
該先端が配されるケーシングＸ内面近傍は、外部からの
冷却により比較的低温状態におかれるため、その部分に
断熱層６が形成されていない状態であっても、母材自体
の耐熱強度によって十分に健全性が保持されることにな
る。
翼１であると、高速回転による振動等により、その先端
面５ａとケーシングＸ内面とが接触した場合であって
も、接触の発生する先端面５ａ近傍に断熱層６が設けら
れていないので、該接触による衝撃が直接断熱層６に伝
達されることがなく、該断熱層６の欠損の発生が回避さ
れることになる。また、当該断熱層６の無被覆部７は、
周速度が速いタービン動翼１の先端に設けられ、かつ、
該先端が配されるケーシングＸ内面近傍は、外部からの
冷却により比較的低温状態におかれるため、その部分に
断熱層６が形成されていない状態であっても、母材自体
の耐熱強度によって十分に健全性が保持されることにな
る。
【００１８】次に、本発明に係るタービン動翼の第２実
施例について図３を参照して説明する。本実施例のター
ビン動翼１０は、翼部５の表面に、断熱層６が形成され
ており、該断熱層６が、耐蝕性・耐酸化性に優れる材
料、例えば、ＮｉＣｏＣｒＡｌＹからなる耐蝕コーティ
ング層６ａと、耐熱疲労性に優れる材料、例えば、Ｚｒ
Ｏ2・Ｙ2Ｏ3からなる耐熱コーティング層６ｂとを配し
た２層に形成されている点で第１実施例と共通してい
る。しかし、本実施例のタービン動翼１０にあっては、
耐蝕コーティング層６ａが翼部５の表面全体を被覆する
ように形成され、先端面５ａ近傍の翼面５ｂにおいて、
該耐蝕コーティング層６ａが露出させられる部分（無被
覆部）１１を形成するように耐熱コーティング層６ｂが
配設されている点で、上記第１実施例と相違している。
施例について図３を参照して説明する。本実施例のター
ビン動翼１０は、翼部５の表面に、断熱層６が形成され
ており、該断熱層６が、耐蝕性・耐酸化性に優れる材
料、例えば、ＮｉＣｏＣｒＡｌＹからなる耐蝕コーティ
ング層６ａと、耐熱疲労性に優れる材料、例えば、Ｚｒ
Ｏ2・Ｙ2Ｏ3からなる耐熱コーティング層６ｂとを配し
た２層に形成されている点で第１実施例と共通してい
る。しかし、本実施例のタービン動翼１０にあっては、
耐蝕コーティング層６ａが翼部５の表面全体を被覆する
ように形成され、先端面５ａ近傍の翼面５ｂにおいて、
該耐蝕コーティング層６ａが露出させられる部分（無被
覆部）１１を形成するように耐熱コーティング層６ｂが
配設されている点で、上記第１実施例と相違している。
【００１９】このように構成されたタービン動翼１０で
あると、その先端面５ａがケーシングＸ内面に接触した
場合であっても、先端面５ａ近傍に耐熱コーティング層
６ｂが形成されていないので、該耐熱コーティング層６
ｂに接触による衝撃が作用することがないことになる。
したがって、本実施例のタービン動翼１０によれば、無
被覆部１１によって、比較的剥落し易い耐熱コーティン
グ層６ｂの健全性が保持されるとともに、該無被覆部１
１にあっても、耐蝕コーティング層６ａが形成されてい
るので、タービン翼１０自体の耐食性を向上することが
できるという利点がある。
あると、その先端面５ａがケーシングＸ内面に接触した
場合であっても、先端面５ａ近傍に耐熱コーティング層
６ｂが形成されていないので、該耐熱コーティング層６
ｂに接触による衝撃が作用することがないことになる。
したがって、本実施例のタービン動翼１０によれば、無
被覆部１１によって、比較的剥落し易い耐熱コーティン
グ層６ｂの健全性が保持されるとともに、該無被覆部１
１にあっても、耐蝕コーティング層６ａが形成されてい
るので、タービン翼１０自体の耐食性を向上することが
できるという利点がある。
【００２０】なお、本発明のタービン動翼１・１０にあ
っては、以下の技術を採用することができる。 タービン動翼１・１０をニッケル合金よりなること
としたが、これに代えて、他の任意の耐熱材料を使用す
ること。また、各部の寸法を任意に調整すること。 各コーティング層６ａ・６ｂの厚さを０．２ｍｍ程
度としたが、タービン動翼１・１０の大きさに合わせ
て、任意に調整すること。 ２層よりなる断熱層６を採用したが、これに代え
て、１層あるいは３層以上の多層構造とすること。 無被覆部７・１１の寸法を任意に調整すること。
っては、以下の技術を採用することができる。 タービン動翼１・１０をニッケル合金よりなること
としたが、これに代えて、他の任意の耐熱材料を使用す
ること。また、各部の寸法を任意に調整すること。 各コーティング層６ａ・６ｂの厚さを０．２ｍｍ程
度としたが、タービン動翼１・１０の大きさに合わせ
て、任意に調整すること。 ２層よりなる断熱層６を採用したが、これに代え
て、１層あるいは３層以上の多層構造とすること。 無被覆部７・１１の寸法を任意に調整すること。
【００２１】
【発明の効果】以上詳述したように、本発明の第１の手
段に係るタービン動翼は、耐熱材よりなる断熱層を翼面
に被覆状態に設けてなり、先端面およびその近傍に位置
する翼面に、断熱層の無被覆部が形成されているので、
以下の効果を奏する。 タービン動翼の先端部のケーシング内面との接触に
よる衝撃が直接断熱層に伝達されることが回避され、タ
ービン動翼自体およびエンジン全体の健全性を維持する
ことができる。 翼面の先端部を除く遮熱の必要な部分のみに断熱層
を形成したので、断熱層の内部に配されるタービン動翼
の母材の健全性を向上することができる。また、第２の
手段に係るタービン動翼は、翼面全体を被覆状態に形成
される耐蝕材よりなる耐蝕層と、耐蝕層を被覆状態に形
成される耐熱材よりなる耐熱層とを設けてなり、先端面
の近傍に位置する耐蝕層表面に、耐熱層の無被覆部が形
成されているので、上記効果に加えて、タービン動翼の
翼面を露出させることがなく、タービン動翼自体の耐食
性を向上することができるという効果を奏する。
段に係るタービン動翼は、耐熱材よりなる断熱層を翼面
に被覆状態に設けてなり、先端面およびその近傍に位置
する翼面に、断熱層の無被覆部が形成されているので、
以下の効果を奏する。 タービン動翼の先端部のケーシング内面との接触に
よる衝撃が直接断熱層に伝達されることが回避され、タ
ービン動翼自体およびエンジン全体の健全性を維持する
ことができる。 翼面の先端部を除く遮熱の必要な部分のみに断熱層
を形成したので、断熱層の内部に配されるタービン動翼
の母材の健全性を向上することができる。また、第２の
手段に係るタービン動翼は、翼面全体を被覆状態に形成
される耐蝕材よりなる耐蝕層と、耐蝕層を被覆状態に形
成される耐熱材よりなる耐熱層とを設けてなり、先端面
の近傍に位置する耐蝕層表面に、耐熱層の無被覆部が形
成されているので、上記効果に加えて、タービン動翼の
翼面を露出させることがなく、タービン動翼自体の耐食
性を向上することができるという効果を奏する。
【図１】本発明に係るタービン動翼の第１実施例を示す
縦断面図である。
縦断面図である。
【図２】図１のタービン動翼の適用例を示す縦断面図で
ある。
ある。
【図３】本発明に係るタービン動翼の第２実施例を示す
縦断面図である。
縦断面図である。
Ｘ ケーシング Ａ ガス通路 １・１０ タービン動翼 ２ ディスク ３ 植込溝 ４ 翼根部 ５ 翼部 ５ａ 先端面 ５ｂ 翼面 ６ 断熱層 ６ａ 耐蝕コーティング層（耐蝕層） ６ｂ 耐熱コーティング層（耐熱層） ７・１１ 無被覆部
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 永井 正夫 東京都目黒区目黒本町６−21−15 (72)発明者 真家 孝 東京都西多摩郡瑞穂町殿ケ谷229番地 石 川島播磨重工業株式会社瑞穂工場内 (72)発明者 石井 潔 東京都田無市向台町三丁目５番１号 石川 島播磨重工業株式会社田無工場内 (72)発明者 正木 彰樹 東京都田無市向台町三丁目５番１号 石川 島播磨重工業株式会社田無工場内
Claims (2)
- 【請求項１】 筒状のケーシング内面に間隔を空けてそ
の先端面を近接状態に配置されかつ該間隔を保持しつつ
ケーシングの周方向に沿って高速回転させられるタービ
ン動翼であって、耐熱材よりなる断熱層を翼面に被覆状
態に設けてなり、前記先端面およびその近傍に位置する
翼面に、該翼面を露出状態とする断熱層の無被覆部が形
成されていることを特徴とするタービン動翼。 - 【請求項２】 筒状のケーシング内面に間隔を空けてそ
の先端面を近接状態に配置されかつ該間隔を保持しつつ
ケーシングの周方向に沿って高速回転させられるタービ
ン動翼であって、翼面全体を被覆状態に形成される耐蝕
材よりなる耐蝕層と、該耐蝕層を被覆状態に形成される
耐熱材よりなる耐熱層とを設けてなり、前記先端面の近
傍に位置する耐蝕層表面に、該耐蝕層を露出状態とする
耐熱層の無被覆部が形成されていることを特徴とするタ
ービン動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP27715093A JP2851518B2 (ja) | 1993-11-05 | 1993-11-05 | タービン動翼 |
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|---|---|---|---|
| JP27715093A JP2851518B2 (ja) | 1993-11-05 | 1993-11-05 | タービン動翼 |
Publications (2)
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|---|---|
| JPH07127401A true JPH07127401A (ja) | 1995-05-16 |
| JP2851518B2 JP2851518B2 (ja) | 1999-01-27 |
Family
ID=17579502
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP27715093A Expired - Lifetime JP2851518B2 (ja) | 1993-11-05 | 1993-11-05 | タービン動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2851518B2 (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0980960A3 (en) * | 1998-08-20 | 2001-04-11 | General Electric Company | Bowed nozzle vane with selective thermal barrier coating |
| JP2015523488A (ja) * | 2012-05-09 | 2015-08-13 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | Ｐｔａｌボンドコーティングおよび遮熱コーティングを備えたエアフォイル構造体、ならびに対応する製造方法 |
| US9719371B2 (en) | 2012-12-20 | 2017-08-01 | Siemens Aktiengesellschaft | Vane segment for a gas turbine coated with a MCrAlY coating and TBC patches |
| JP2022112329A (ja) * | 2021-01-21 | 2022-08-02 | 三菱重工業株式会社 | タービン動翼及びガスタービン |
-
1993
- 1993-11-05 JP JP27715093A patent/JP2851518B2/ja not_active Expired - Lifetime
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| EP0980960A3 (en) * | 1998-08-20 | 2001-04-11 | General Electric Company | Bowed nozzle vane with selective thermal barrier coating |
| US6345955B1 (en) | 1998-08-20 | 2002-02-12 | General Electric Company | Bowed nozzle vane with selective TBC |
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| JP2017061934A (ja) * | 2012-05-09 | 2017-03-30 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | Ｐｔａｌボンドコーティングおよび遮熱コーティングを備えたエアフォイル構造体、ならびに対応する製造方法 |
| US9719371B2 (en) | 2012-12-20 | 2017-08-01 | Siemens Aktiengesellschaft | Vane segment for a gas turbine coated with a MCrAlY coating and TBC patches |
| JP2022112329A (ja) * | 2021-01-21 | 2022-08-02 | 三菱重工業株式会社 | タービン動翼及びガスタービン |
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2851518B2 (ja) | 1999-01-27 |
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