JPH1030404A - 圧縮機動翼 - Google Patents
圧縮機動翼Info
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- JPH1030404A JPH1030404A JP18646396A JP18646396A JPH1030404A JP H1030404 A JPH1030404 A JP H1030404A JP 18646396 A JP18646396 A JP 18646396A JP 18646396 A JP18646396 A JP 18646396A JP H1030404 A JPH1030404 A JP H1030404A
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- titanium
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Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 圧縮機動翼の軽量化を図り、ケーシング内面
との間隙の設定精度を高めるとともに、高温域での安全
性を向上させる。 【解決手段】 母材部をチタン合金鍛造材で形成し、ケ
ーシング内面に近接させられる頂部をチタンアルミ合金
層で覆う構造を採用する。
との間隙の設定精度を高めるとともに、高温域での安全
性を向上させる。 【解決手段】 母材部をチタン合金鍛造材で形成し、ケ
ーシング内面に近接させられる頂部をチタンアルミ合金
層で覆う構造を採用する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、圧縮機動翼に係わ
り、ガスタービンエンジン（ターボファンエンジン）等
に使用される圧縮機動翼に関するものである。
り、ガスタービンエンジン（ターボファンエンジン）等
に使用される圧縮機動翼に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図３は、航空機に使用されるガスタービ
ンエンジン（ターボファンエンジン）の構造例を示すも
のである。図中符号１は空気取入口、２はファン・低圧
圧縮機、３はファン空気排出ダクト、４は高圧圧縮機、
５は燃焼室、６は高圧タービン、７は低圧タービン、８
は排気ダクト、９はディスク、１０は圧縮機動翼、１１
はケーシングである。
ンエンジン（ターボファンエンジン）の構造例を示すも
のである。図中符号１は空気取入口、２はファン・低圧
圧縮機、３はファン空気排出ダクト、４は高圧圧縮機、
５は燃焼室、６は高圧タービン、７は低圧タービン、８
は排気ダクト、９はディスク、１０は圧縮機動翼、１１
はケーシングである。
【０００３】このようなガスタービンエンジンでは、フ
ァン・低圧圧縮機２及び高圧圧縮機４等が軸流圧縮機と
なっており、ディスク９によって圧縮機動翼１０が回転
させられることにより、空気が圧縮されて後方に送り出
されるようになっている。
ァン・低圧圧縮機２及び高圧圧縮機４等が軸流圧縮機と
なっており、ディスク９によって圧縮機動翼１０が回転
させられることにより、空気が圧縮されて後方に送り出
されるようになっている。
【０００４】タービン動翼に関する技術として、例え
ば、特開平０７−１２７４０１号公報「タービン動翼」
が提案されている。この技術では、タービン動翼の構成
材料として耐熱性に優れたニッケル基合金が採用されて
いる。また、翼部の表面には、例えば、Ｎｉ，Ｃｏ，Ｃ
ｒ，Ａｌ，Ｙからなる耐蝕層と、例えば、ＺｒＯ2・Ｙ2
Ｏ3からなる耐熱層とが配される２層のコーティング層
が設けられている。
ば、特開平０７−１２７４０１号公報「タービン動翼」
が提案されている。この技術では、タービン動翼の構成
材料として耐熱性に優れたニッケル基合金が採用されて
いる。また、翼部の表面には、例えば、Ｎｉ，Ｃｏ，Ｃ
ｒ，Ａｌ，Ｙからなる耐蝕層と、例えば、ＺｒＯ2・Ｙ2
Ｏ3からなる耐熱層とが配される２層のコーティング層
が設けられている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】しかし、ニッケル基合
金は、その比重が比較的大きく圧縮機動翼の軽量化を図
る上では不利である。一方、軽量化に適合する材料とし
ては、チタン合金が挙げられるが、チタン合金を圧縮機
動翼に使用する場合には、ケーシング内面と接触するこ
とを考慮してチタン合金が急激に酸化するチタンファイ
アーの発生を防止する対策が必要である。
金は、その比重が比較的大きく圧縮機動翼の軽量化を図
る上では不利である。一方、軽量化に適合する材料とし
ては、チタン合金が挙げられるが、チタン合金を圧縮機
動翼に使用する場合には、ケーシング内面と接触するこ
とを考慮してチタン合金が急激に酸化するチタンファイ
アーの発生を防止する対策が必要である。
【０００６】本発明は、このような従来技術の課題を画
期的に解決するものであり、（１） 圧縮機動翼の軽量
化を図り、エンジン重量の増加を防止すること、（２）
熱膨張を小さくしケーシング内面との間隙の設定精度
を高め、圧縮機の性能を向上させること、（３） 高温
域での安全性を向上させること、等を目的とするもので
ある。
期的に解決するものであり、（１） 圧縮機動翼の軽量
化を図り、エンジン重量の増加を防止すること、（２）
熱膨張を小さくしケーシング内面との間隙の設定精度
を高め、圧縮機の性能を向上させること、（３） 高温
域での安全性を向上させること、等を目的とするもので
ある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】母材部がチタン合金鍛造
材により動翼形状に形成される。ケーシングの内面に近
接させられる頂部にこれを覆うようにチタンアルミ合金
層が接合される。チタンアルミ合金層にあっては、母材
部の頂部に肉盛り溶接を施すことにより、少なくともケ
ーシングの内面と対向する面を覆うように設定され、肉
盛り溶接後に仕上げ加工が施される。該チタンアルミ合
金層の厚さは、１００μｍ以上確保することが必要であ
り、望ましくは、１〜２ｍｍ程度に設定される。また、
母材部とチタンアルミ合金材とを予め接合しておいて、
電解加工等により仕上げ加工する技術も適用される。
材により動翼形状に形成される。ケーシングの内面に近
接させられる頂部にこれを覆うようにチタンアルミ合金
層が接合される。チタンアルミ合金層にあっては、母材
部の頂部に肉盛り溶接を施すことにより、少なくともケ
ーシングの内面と対向する面を覆うように設定され、肉
盛り溶接後に仕上げ加工が施される。該チタンアルミ合
金層の厚さは、１００μｍ以上確保することが必要であ
り、望ましくは、１〜２ｍｍ程度に設定される。また、
母材部とチタンアルミ合金材とを予め接合しておいて、
電解加工等により仕上げ加工する技術も適用される。
【０００８】
【発明の実施の形態】以下、本発明に係る圧縮機動翼の
一実施形態について、図１ないし図２を参照して説明す
る。各図において、符号２０は基部、２１は母材部、２
２はチタンアルミ合金層である。
一実施形態について、図１ないし図２を参照して説明す
る。各図において、符号２０は基部、２１は母材部、２
２はチタンアルミ合金層である。
【０００９】図１に示すように圧縮機動翼１０には、デ
ィスク９の取付溝に取り付けるための基部２０と、所望
の動翼形状に形成される母材部２１と、該母材部２１の
頂部を一体に覆うチタンアルミ合金層２２とが配され
る。
ィスク９の取付溝に取り付けるための基部２０と、所望
の動翼形状に形成される母材部２１と、該母材部２１の
頂部を一体に覆うチタンアルミ合金層２２とが配され
る。
【００１０】前記母材部２１は、チタン合金鍛造材が使
用されるとともに、チタンアルミ合金層２２の接合に先
立って、所望の動翼形状に加工したものが適用される。
用されるとともに、チタンアルミ合金層２２の接合に先
立って、所望の動翼形状に加工したものが適用される。
【００１１】前記チタンアルミ合金層２２は、母材部２
１の頂部に肉盛り溶接を施すことによって一体に接合さ
れ、母材部２１の高さにより左右されるものの、例え
ば、仕上げ加工後の状態で１〜２ｍｍの厚さｔを確保す
るように設定される。
１の頂部に肉盛り溶接を施すことによって一体に接合さ
れ、母材部２１の高さにより左右されるものの、例え
ば、仕上げ加工後の状態で１〜２ｍｍの厚さｔを確保す
るように設定される。
【００１２】このように構成された圧縮機動翼１０であ
ると母材部２１の部分が比重４．６程度のチタン合金と
されることにより、従来技術のニッケル基合金に比べて
著しい軽量化が図られる。また、チタンアルミ合金層２
２の部分は、比重３．８〜４．０程度のチタンアルミで
構成されているため、ニッケル基合金と比較して軽量化
が図られれるとともに、前述したようにその厚さｔが薄
く（１〜２ｍｍ）形成されるため重量増加となることが
ない。
ると母材部２１の部分が比重４．６程度のチタン合金と
されることにより、従来技術のニッケル基合金に比べて
著しい軽量化が図られる。また、チタンアルミ合金層２
２の部分は、比重３．８〜４．０程度のチタンアルミで
構成されているため、ニッケル基合金と比較して軽量化
が図られれるとともに、前述したようにその厚さｔが薄
く（１〜２ｍｍ）形成されるため重量増加となることが
ない。
【００１３】図２に示すように、圧縮機動翼１０の頂部
とケーシング１１の内面との間隙Ｇについて検討する
と、チタン合金自体の線膨張係数がニッケル基合金に比
べて小さいため、例えば、５５０〜６００℃の使用環境
においても熱膨張が小さく、寸法変化の発生が抑制さ
れ、間隙Ｇの設定精度を高めることが容易となる。
とケーシング１１の内面との間隙Ｇについて検討する
と、チタン合金自体の線膨張係数がニッケル基合金に比
べて小さいため、例えば、５５０〜６００℃の使用環境
においても熱膨張が小さく、寸法変化の発生が抑制さ
れ、間隙Ｇの設定精度を高めることが容易となる。
【００１４】また、圧縮機動翼１０の頂部をケーシング
１１内面との接触現象について検討すると、母材部２１
の熱膨張が小さくケーシング１１内面との接触現象が起
こりにくくなっているが、圧縮機動翼１０の頂部はチタ
ンアルミ合金層２２となっているために、万一、接触す
るような自体が生じてもチタンファイアー現象が起こら
ない。したがって、チタンアルミ合金層２２を薄くする
ことが可能で、例えば、厚さtが１００μｍ以上確保さ
れていればよい。
１１内面との接触現象について検討すると、母材部２１
の熱膨張が小さくケーシング１１内面との接触現象が起
こりにくくなっているが、圧縮機動翼１０の頂部はチタ
ンアルミ合金層２２となっているために、万一、接触す
るような自体が生じてもチタンファイアー現象が起こら
ない。したがって、チタンアルミ合金層２２を薄くする
ことが可能で、例えば、厚さtが１００μｍ以上確保さ
れていればよい。
【００１５】〔他の実施形態〕本発明に、係わる圧縮機
動翼にあっては、次の技術を採用することができる。 （ａ） 予め、チタン合金鍛造材とチタンアルミ合金材
とを拡散接合等によって接合しておいて所望の動翼形状
に加工すること。 （ｂ） 以上の加工方法として、電解加工、機械加工を
適応すること。
動翼にあっては、次の技術を採用することができる。 （ａ） 予め、チタン合金鍛造材とチタンアルミ合金材
とを拡散接合等によって接合しておいて所望の動翼形状
に加工すること。 （ｂ） 以上の加工方法として、電解加工、機械加工を
適応すること。
【００１６】
【発明の効果】本発明に係る圧縮機動翼によれば、以下
の効果を奏する。 （１） 圧縮機動翼の母材をチタン合金とすることによ
り軽量化を図り、エンジンの重量の増加を防止する。 （２） 従来技術のニッケル基合金と比較して線膨張係
数の小さなチタン合金を使用することにより、圧縮機動
翼の熱膨張を小さくし、ケーシング内面との間隙の設定
精度を高めて圧縮機の高性能化を図ることができる。 （３）圧縮機動翼の頂部に耐熱性に優れたチタンアルミ
合金層を配することにより高温雰囲気における安全性を
向上させることができる。
の効果を奏する。 （１） 圧縮機動翼の母材をチタン合金とすることによ
り軽量化を図り、エンジンの重量の増加を防止する。 （２） 従来技術のニッケル基合金と比較して線膨張係
数の小さなチタン合金を使用することにより、圧縮機動
翼の熱膨張を小さくし、ケーシング内面との間隙の設定
精度を高めて圧縮機の高性能化を図ることができる。 （３）圧縮機動翼の頂部に耐熱性に優れたチタンアルミ
合金層を配することにより高温雰囲気における安全性を
向上させることができる。
【図１】本発明に係る圧縮機動翼の一実施例を示す斜視
図である。
図である。
【図２】図１の圧縮機動翼とケーシングとの関係を示す
正断面図である。
正断面図である。
【図３】ガスタービンエンジンの構造例を示す正断面図
である。
である。
２１ 母材部 ２２ チタンアルミ合金層 ｔ 厚さ（チタンアルミ合金層の厚さ）
Claims (3)
- 【請求項１】 母材部（２１）がチタン合金鍛造材によ
り動翼形状に形成され、該母材部の頂部に、これを覆う
チタンアルミ合金層（２２）が接合されることを特徴と
する圧縮機動翼。 - 【請求項２】 チタンアルミ合金層（２２）が肉盛り溶
接により母材部（２１）の頂部に接合されることを特徴
とする請求項１に記載の圧縮機動翼。 - 【請求項３】 チタンアルミ合金層（２２）の厚さ
（ｔ）が１００μｍ以上に設定されることを特徴とする
請求項１または２に記載の圧縮機動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18646396A JPH1030404A (ja) | 1996-07-16 | 1996-07-16 | 圧縮機動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18646396A JPH1030404A (ja) | 1996-07-16 | 1996-07-16 | 圧縮機動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1030404A true JPH1030404A (ja) | 1998-02-03 |
Family
ID=16188918
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18646396A Withdrawn JPH1030404A (ja) | 1996-07-16 | 1996-07-16 | 圧縮機動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1030404A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2005068845A1 (ja) * | 2004-01-14 | 2005-07-28 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | 圧縮機、チタン製動翼、ジェットエンジン、及びチタン製動翼の製造方法 |
| EP3717748B1 (de) * | 2017-11-29 | 2024-03-13 | MAN Energy Solutions SE | Laufschaufel einer strömungsmaschine und verfahren zum herstellen derselben |
-
1996
- 1996-07-16 JP JP18646396A patent/JPH1030404A/ja not_active Withdrawn
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2005068845A1 (ja) * | 2004-01-14 | 2005-07-28 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | 圧縮機、チタン製動翼、ジェットエンジン、及びチタン製動翼の製造方法 |
| US7824159B2 (en) | 2004-01-14 | 2010-11-02 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | Compressor, titanium-made rotor blade, jet engine and titanium-made rotor blade producing method |
| EP3717748B1 (de) * | 2017-11-29 | 2024-03-13 | MAN Energy Solutions SE | Laufschaufel einer strömungsmaschine und verfahren zum herstellen derselben |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20031007 |