JPS6327523B2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- JPS6327523B2 JPS6327523B2 JP57187616A JP18761682A JPS6327523B2 JP S6327523 B2 JPS6327523 B2 JP S6327523B2 JP 57187616 A JP57187616 A JP 57187616A JP 18761682 A JP18761682 A JP 18761682A JP S6327523 B2 JPS6327523 B2 JP S6327523B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wing body
- blade
- wall
- blades
- space
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/284—Selection of ceramic materials
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Ceramic Engineering (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
本発明は、タービンの翼に係り、たとえば、ガ
スタービン用に好適するタービンの翼に関する。
スタービン用に好適するタービンの翼に関する。
タービン、たとえばガスタービンは、往復機関
に比較して小型軽量で大馬力が得られるなどの利
点を備えている。ガスタービンは、通常、１つの
軸に圧縮機とパワータービンとを連結し、圧縮機
で圧縮された高圧空気で燃焼器内の圧力を高め、
この状態で燃焼器内に燃料を噴射して燃焼させ、
この燃焼によつて生じた高温、高圧のガスをパワ
ータービンに導いて膨張させることにより回転動
力を得るように構成されている。圧縮機は、通
常、案内翼と回転翼とを軸方向に配列した軸流型
に構成され、また、パワータービンも動翼と静翼
とを軸方向に交互に配列して構成されている。
に比較して小型軽量で大馬力が得られるなどの利
点を備えている。ガスタービンは、通常、１つの
軸に圧縮機とパワータービンとを連結し、圧縮機
で圧縮された高圧空気で燃焼器内の圧力を高め、
この状態で燃焼器内に燃料を噴射して燃焼させ、
この燃焼によつて生じた高温、高圧のガスをパワ
ータービンに導いて膨張させることにより回転動
力を得るように構成されている。圧縮機は、通
常、案内翼と回転翼とを軸方向に配列した軸流型
に構成され、また、パワータービンも動翼と静翼
とを軸方向に交互に配列して構成されている。
ところで、上記のようなガスタービンにおい
て、出力効率を高めるにはパワータービンの入口
における燃焼ガスの温度を高めることが最も有効
であると云われている。しかし、パワータービン
の入口ガス温度を高めていくと、高温の燃焼ガス
によつて翼温度が上昇することになる。翼は、一
般に鋳造によつて形成されており、鋳造で形成さ
れた現用の耐熱金属翼では、連続運転可能な許容
温度が500℃程度である。したがつて、ガス温度
をそれ以上に上げようとする場合には、翼を強制
冷却する必要がある。翼を強制冷却する手段とし
ては、従来、種々提案されている。
て、出力効率を高めるにはパワータービンの入口
における燃焼ガスの温度を高めることが最も有効
であると云われている。しかし、パワータービン
の入口ガス温度を高めていくと、高温の燃焼ガス
によつて翼温度が上昇することになる。翼は、一
般に鋳造によつて形成されており、鋳造で形成さ
れた現用の耐熱金属翼では、連続運転可能な許容
温度が500℃程度である。したがつて、ガス温度
をそれ以上に上げようとする場合には、翼を強制
冷却する必要がある。翼を強制冷却する手段とし
ては、従来、種々提案されている。
上記のように、従来のタービンの翼たとえばガ
スタービンの翼にあつては、翼本体を耐熱金属材
を使つて鋳造で形成するとともに翼本体を流体で
強制冷却する構造を採用している。しかし、強制
冷却手段を施しても、通常、翼本体の温度をそれ
程低下させることはできない。そして、ある程度
の冷却特性を発揮させようとすると、翼本体内に
設けられる冷却に必要な構成要素が複雑化し、翼
が高価格化するばかりか、冷却に必要な流体によ
る空力損失も無視できないものとなる。このよう
なことから、従来の翼構造では、連続運転の可能
な許容ガス温度をそれ程高くすることができず、
この結果、ガスタービンの効率向上化にそれ程寄
与できないと云う問題があつた。
スタービンの翼にあつては、翼本体を耐熱金属材
を使つて鋳造で形成するとともに翼本体を流体で
強制冷却する構造を採用している。しかし、強制
冷却手段を施しても、通常、翼本体の温度をそれ
程低下させることはできない。そして、ある程度
の冷却特性を発揮させようとすると、翼本体内に
設けられる冷却に必要な構成要素が複雑化し、翼
が高価格化するばかりか、冷却に必要な流体によ
る空力損失も無視できないものとなる。このよう
なことから、従来の翼構造では、連続運転の可能
な許容ガス温度をそれ程高くすることができず、
この結果、ガスタービンの効率向上化にそれ程寄
与できないと云う問題があつた。
本発明は、このような事情に鑑みてなされたも
ので、その目的とするところは、無冷却下での連
続運転可能な許容温度を大幅に向上させることが
でき、しかも温度条件急変時における機械的強度
の低下を抑制でき、もつてガスタービンの効率向
上化に寄与できるタービンの翼を提供することに
ある。
ので、その目的とするところは、無冷却下での連
続運転可能な許容温度を大幅に向上させることが
でき、しかも温度条件急変時における機械的強度
の低下を抑制でき、もつてガスタービンの効率向
上化に寄与できるタービンの翼を提供することに
ある。
本発明によれば、翼本体が耐熱性および機械的
強度性に富んだセラミツクで形成される。そし
て、翼本体内には、この翼本体の横断面形状を翼
本体の前縁部側のみでつながつた２つ折り状とす
るとともに後縁部に翼本体の腹側の壁と背側の壁
とが対向して壁面に延びるスリツト状の隙間を有
しかつ翼本体外とほぼ等温度となる空間部が形成
される。
強度性に富んだセラミツクで形成される。そし
て、翼本体内には、この翼本体の横断面形状を翼
本体の前縁部側のみでつながつた２つ折り状とす
るとともに後縁部に翼本体の腹側の壁と背側の壁
とが対向して壁面に延びるスリツト状の隙間を有
しかつ翼本体外とほぼ等温度となる空間部が形成
される。
本発明に係るタービンの翼は、上述の如く、翼
本体が耐熱性および機械的強度性に富んだセラミ
ツクで形成されている。セラミツク、たとえば
Si3N4は、1000〜1200℃の高温下においても使用
できる、ことが知られている。したがつて、この
ような材料で形成されている本発明の翼では強制
冷却を行なわなくても従来の強制冷却の翼より高
い温度条件下で支障なく運転でき、結局、ガスタ
ービンに組込んだ場合、このガスタービンの効率
向上化に寄与できる。また、翼本体内に空間部を
設けているので、実質的に翼本体の肉厚を薄くで
き、これによつて、たとえば緊急停止時のように
温度条件が急変した場合でも、この急変によつて
翼本体に加わる熱応力を低減でき、温度条件急変
時に起こり易い熱応力破壊の発生を防止できる。
また、上記空間部を、翼本体の後縁部に壁面方向
に延びるスリツト状の隙間を設け、横断面形状が
翼本体の前縁部側のみでつながる２つ折り形状と
なるように設けているので、温度条件が急変した
ときの熱応力を、尚一層低減することができる。
すなわち、翼本体の腹側と背側とでは、一般に熱
伝達率に大きな差があるので、上記のように空間
部を設けると、温度条件が急変したときに、上記
空間部の存在によつて形成された腹側の壁と背側
の壁との熱膨張差に基づく応力が心配されるが、
前述の如く空間部が設けられているので、腹側の
壁と背側の壁とは前縁部側のみでつながつている
ことになり、このため、両壁間に熱膨張差が生じ
ても、この熱膨張差が両壁を破壊させる応力とな
つて表われるのを防止できる。このように、本発
明によれば、無冷却下で十分に高い温度まで使用
でき、しかも熱シヨツクに対して強い構造の翼を
提供できる。
本体が耐熱性および機械的強度性に富んだセラミ
ツクで形成されている。セラミツク、たとえば
Si3N4は、1000〜1200℃の高温下においても使用
できる、ことが知られている。したがつて、この
ような材料で形成されている本発明の翼では強制
冷却を行なわなくても従来の強制冷却の翼より高
い温度条件下で支障なく運転でき、結局、ガスタ
ービンに組込んだ場合、このガスタービンの効率
向上化に寄与できる。また、翼本体内に空間部を
設けているので、実質的に翼本体の肉厚を薄くで
き、これによつて、たとえば緊急停止時のように
温度条件が急変した場合でも、この急変によつて
翼本体に加わる熱応力を低減でき、温度条件急変
時に起こり易い熱応力破壊の発生を防止できる。
また、上記空間部を、翼本体の後縁部に壁面方向
に延びるスリツト状の隙間を設け、横断面形状が
翼本体の前縁部側のみでつながる２つ折り形状と
なるように設けているので、温度条件が急変した
ときの熱応力を、尚一層低減することができる。
すなわち、翼本体の腹側と背側とでは、一般に熱
伝達率に大きな差があるので、上記のように空間
部を設けると、温度条件が急変したときに、上記
空間部の存在によつて形成された腹側の壁と背側
の壁との熱膨張差に基づく応力が心配されるが、
前述の如く空間部が設けられているので、腹側の
壁と背側の壁とは前縁部側のみでつながつている
ことになり、このため、両壁間に熱膨張差が生じ
ても、この熱膨張差が両壁を破壊させる応力とな
つて表われるのを防止できる。このように、本発
明によれば、無冷却下で十分に高い温度まで使用
でき、しかも熱シヨツクに対して強い構造の翼を
提供できる。
以下、本発明の一実施例を図面を参照しながら
説明する。
説明する。
第１図は、本発明をガスタービンの動翼に適用
した例を示すもので、この動翼は、翼本体１と、
この翼本体１を図示しない回転軸に固定する翼根
部２とで構成されている。
した例を示すもので、この動翼は、翼本体１と、
この翼本体１を図示しない回転軸に固定する翼根
部２とで構成されている。
翼本体１は、Si3N4等の耐熱性および機械的強
度性に富んだセラミツクで公知の翼周面形状と同
様な形状に形成されており、その内部には、第２
図および第３図に示すように翼本体１の横断面形
状が翼本体１の前縁部Ａ側のみでつながる２つ折
り形状となるように空間部３が形成されている。
したがつて、空間部３の存在によつて形成された
腹側の壁４と背側の壁５とは前縁部Ａ側のみでつ
ながつている。なお、空間部３は、第２図に示す
ように翼厚の厚い部分では広く、また翼厚の薄い
後縁部Ｂ側ではスリツト状に狭く形成されてい
る。そして、翼本体１の根元部外面には、第３図
に示すように突部６が一体的に形成されている。
度性に富んだセラミツクで公知の翼周面形状と同
様な形状に形成されており、その内部には、第２
図および第３図に示すように翼本体１の横断面形
状が翼本体１の前縁部Ａ側のみでつながる２つ折
り形状となるように空間部３が形成されている。
したがつて、空間部３の存在によつて形成された
腹側の壁４と背側の壁５とは前縁部Ａ側のみでつ
ながつている。なお、空間部３は、第２図に示す
ように翼厚の厚い部分では広く、また翼厚の薄い
後縁部Ｂ側ではスリツト状に狭く形成されてい
る。そして、翼本体１の根元部外面には、第３図
に示すように突部６が一体的に形成されている。
一方、翼根部２は、要素７ａと７ｂとを突き合
せ結合させて形成されたもので、各要素７ａ，７
ｂの翼本体１側に位置する部分には、両要素７
ａ，７ｂを第１図に示すように突き合わせたとき
翼本体１の根元部を挾持する切欠部８ａ，８ｂが
形成されている。そして、上記両要素７ａ，７ｂ
は、翼本体１の根元部を挾持した状態で図示しな
い連結手段によつて相互が連結されている。
せ結合させて形成されたもので、各要素７ａ，７
ｂの翼本体１側に位置する部分には、両要素７
ａ，７ｂを第１図に示すように突き合わせたとき
翼本体１の根元部を挾持する切欠部８ａ，８ｂが
形成されている。そして、上記両要素７ａ，７ｂ
は、翼本体１の根元部を挾持した状態で図示しな
い連結手段によつて相互が連結されている。
このような構成であると、翼本体１を耐熱性お
よび機械的強度性に富んだセラミツクで形成して
いるので、無冷却下でも従来の強制冷却の翼より
高い温度下で支障なく運転することができる。ま
た、翼本体１内に空間部３を形成しているので翼
本体１の実質的な肉厚を減少させることができ、
これによつて熱シヨツクが加わつたときに起こり
易い翼本体１の熱応力破壊の発生を防止すること
ができる。また、空間部３を、この空間部３の存
在によつて形成される腹側の壁４と背側の壁５と
が前縁部Ａ側のみでつながるように設けているの
で、熱シヨツクが加わつたとき、両壁４，５は相
互にあまり干渉しない状態で自由に収縮し、この
ため、これら収縮の差が翼本体１を破壊させる応
力となつて表われるのを防止でき、結局、前述し
た効果が得られることになる。
よび機械的強度性に富んだセラミツクで形成して
いるので、無冷却下でも従来の強制冷却の翼より
高い温度下で支障なく運転することができる。ま
た、翼本体１内に空間部３を形成しているので翼
本体１の実質的な肉厚を減少させることができ、
これによつて熱シヨツクが加わつたときに起こり
易い翼本体１の熱応力破壊の発生を防止すること
ができる。また、空間部３を、この空間部３の存
在によつて形成される腹側の壁４と背側の壁５と
が前縁部Ａ側のみでつながるように設けているの
で、熱シヨツクが加わつたとき、両壁４，５は相
互にあまり干渉しない状態で自由に収縮し、この
ため、これら収縮の差が翼本体１を破壊させる応
力となつて表われるのを防止でき、結局、前述し
た効果が得られることになる。
なお、上述した実施例では翼根部２の材質につ
いて触れていないが、これは鋳造によつて形成さ
れた耐熱金属材あるいはセラミツクで形成しても
何ら支障がない。また、空間部３の大きさ、換言
すると腹側および背側の壁４，５の肉厚は熱応力
緩和の面から薄い方が好ましいが、機械的荷重お
よび製造上から制限されることは勿論である。ま
た、本発明は、ガスタービンの動翼に限らず静翼
にも適用でき、さらには、ガスタービン以外のタ
ービンの翼にも適用できることは勿論である。
いて触れていないが、これは鋳造によつて形成さ
れた耐熱金属材あるいはセラミツクで形成しても
何ら支障がない。また、空間部３の大きさ、換言
すると腹側および背側の壁４，５の肉厚は熱応力
緩和の面から薄い方が好ましいが、機械的荷重お
よび製造上から制限されることは勿論である。ま
た、本発明は、ガスタービンの動翼に限らず静翼
にも適用でき、さらには、ガスタービン以外のタ
ービンの翼にも適用できることは勿論である。
第１図は本発明の一実施例に係る翼の外観図、
第２図は第１図におけるＸ−Ｘ線に沿つて切断し
矢印方向にみた翼本体の断面図、第３図は第１図
におけるＹ−Ｙ線切断矢視図である。 １……翼本体、２……翼根部、３……空間部、
４……腹側の壁、５……背側の壁。
第２図は第１図におけるＸ−Ｘ線に沿つて切断し
矢印方向にみた翼本体の断面図、第３図は第１図
におけるＹ−Ｙ線切断矢視図である。 １……翼本体、２……翼根部、３……空間部、
４……腹側の壁、５……背側の壁。
Claims (1)
- １ 翼本体が耐熱性および機械的強度性に富んだ
セラミツクで形成され、上記翼本体内に、この翼
本体の横断面形状を翼本体の前縁部側のみでつな
がつた２つ折り状とするとともに後縁部に上記翼
本体の腹側の壁と背側の壁とが対向して壁面方向
に延びるスリツト状の隙間を有しかつ上記翼本体
外とほぼ等温度となる空間部が形成されてなるこ
とを特徴とするタービンの翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18761682A JPS5979008A (ja) | 1982-10-27 | 1982-10-27 | タ−ビンの翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18761682A JPS5979008A (ja) | 1982-10-27 | 1982-10-27 | タ−ビンの翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5979008A JPS5979008A (ja) | 1984-05-08 |
| JPS6327523B2 true JPS6327523B2 (ja) | 1988-06-03 |
Family
ID=16209220
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18761682A Granted JPS5979008A (ja) | 1982-10-27 | 1982-10-27 | タ−ビンの翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5979008A (ja) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8235670B2 (en) * | 2009-06-17 | 2012-08-07 | Siemens Energy, Inc. | Interlocked CMC airfoil |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS54172105U (ja) * | 1978-05-26 | 1979-12-05 | ||
| JPS5642401U (ja) * | 1979-09-07 | 1981-04-18 |
-
1982
- 1982-10-27 JP JP18761682A patent/JPS5979008A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS5979008A (ja) | 1984-05-08 |
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