JPH02215903A - ターボ機械の動翼構造 - 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やターボジェットエンジン等に用
いられるターボ機械に係り、特に金属製四軸部とセラミ
ック製外被とを組み合せたセラミック動翼構造を採用し
たターボ機械の動翼構造に関する。

（従来の技術） ターボ機械としてのガスタービンを組み込んだガスター
ビン発電プラントは第４図に示すように構成され、ター
ビン１と同軸に圧縮ｌ１２が設けられ、この圧縮機２の
駆動によって圧縮された圧縮空気は燃焼器３に案内され
、燃焼器３のライナ部分３ａで燃料と共に燃焼せしめら
れる。燃焼によるｔｓ温の燃焼ガスはトランジションピ
ース４および静１ｌＩ５を経て動翼６に案内され、この
動ｗ！Ｊ６を回転駆動させてタービン１の仕事をさける
ようになっている。

この種のガスタービンにおいては、タービン入口温度を
上昇させるとガスタービンの熱効率が上昇することが知
られており、この熱効率向上のため、タービン入口温度
の上昇が図られている。従来のガスタービン１の燃焼器
３や動翼６・静Ｗ５の材料には耐熱性超合金材料が使用
されているが、最近では、耐熱性超合金より耐熱性に優
れたセラミック材料を、ガスタービン部品として用いる
ことが例えば特開昭６２−１７４５０２号公報や特開昭
６２−４１９０２号公報に開示されている。

セラミック材料は金属材料に比較して強度のバラツキが
大きく、引張応力に弱く、脆性が高いという問題がある
。この問題のため、セラミック材料で植込部を備えた一
体構造のガスタービン動翼を製作すると、ガスタービン
動翼は遠心力作用による高い引張応力が植込部の応力集
中部に発生するため、脆性破壊のおそれがある。

この関係から、ガスタービン動翼にセラミックを適用す
る場合、比較的温度の低い植込部を耐熱性金属材料で形
成し、高温の燃焼ガスに晒される部分をセラミック製外
被で覆い、このセラミック製外被を芯金としての金属ｖ
Ｊ四軸部で保持するセラミックー金属複合羽根構造のセ
ラミック動翼が特開昭５９−１１９００１号公報に開示
されている。このセラミック動翼は耐熱性に優れたセラ
ミック製外被と機械的強度部材としての金属製四軸部と
を組み合せた翼技術である。

従来のターボ機械に用いられるセラミックＩ！ｌＩｍ！
は第５図に示すようにセラミック製外被７と機械的強度
部材としての金属製翼軸部８から構成され、この金Ｉ’
ｌｌ翼軸部８はＮｉ基合金等で作られる。

金属製四軸部８はロータに植設される内周側植込部８ａ
と、高温作動ガス（燃焼ガス）がロータ側に侵入するの
を防止するプラットホーム８ｂと、セラミック製外被７
を外周側に被着したコア部８Ｃとを有し、コア部８Ｃの
翼先端側には頂部カバー８６が一体に接合される。

しかして、金属製翼軸部８にセラミック製外被７を組み
合せることにより、圧縮応力に強く引張応力に弱いセラ
ミックの特性を利用してセラミック製外被７に圧縮応力
のみを作用させ、セラミック本来の特性である耐熱性を
有効に利用している。

第５図に示すセラミック動翼６の場合、内周側植込部８
ａは金属であるので、高い引張応力に耐えることができ
る。

このセラミック動翼６は、金属製四軸部８の翼先端側か
らセラミック製外被７を挿入し、その後金属製翼軸部８
と同一金属製の頂部カバー８ｄで装着し、次に金属製四
軸部８と頂部カバー８ｄとの接合面Ａを高４雰囲気下で
加圧し、接合一体構造としている。

セラミック動翼６の金属製四軸部８はセラミック製外被
７や翼軸部自身の遠心力作用により高い応力がかかつて
いる。高い応力が作用する金属製翼軸部８の温度を強度
上許容温度以上に下げるために内部には１個あるいは複
数個の冷却空気流通孔９が軸方向に穿設されており、冷
却空気は内周側植込部８ａから冷却空気流通孔９に流入
し、こ冷却空気流通孔９内の空気流路を通って頂部カバ
ー８ｄに設【ブだ冷却空気孔９ａから外部に抜出される
。

（発明が解決しようとする課題） セラミック製外被７と金ｆｆｉ！ＩＩ翼軸部８とを組み
合せた従来のセラミック１８１１１６においては、セラ
ミック製外被７はセラミック動ｙ１６の回転遠心力によ
り頂部カバー８ｄ側に押し付けられ、頂部カバー８ｄに
密着せしめられるが、セラミック製外被７は例えば１２
００℃程度の高温ガスと殆ど同じ温度となり、頂部カバ
ー８ｄを金属の耐用温度（８００℃程度）に冷却するた
めにはセラミック製外被からの伝熱を防止する断熱層が
必要であった。一般に断熱層としてはＺｒＯ２溶射層が
あるが、この溶Ｄ４ｍの厚さが厚い場合剥離等が生じや
すいという問題があった。

本発明はこのような事情を考慮してなされたもので、セ
ラミック製外被と頂部カバーとの間に断熱効果が大きな
断熱層を設け、信頼性を高めたターボ機械の動翼構造を
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） 本発明に係るターボ機械の動翼構造は、上述した課題を
解決するために、金属製四軸部と、この翼軸部に被着さ
れるセラミック製外被とを備えたターボ機械の動翼構造
において、前記金属製四軸部の頂部カバーに、前記セラ
ミック製外被の翼先端側に対向する溝を設け、この溝に
断熱層を形成するセラミック溶射体を設けたものである
。

（作用） このターボ機械の動翼構造は、セラミック溶射体を頂部
カバーの溝内に設けたので、セラミック溶射体を充分に
厚くすることができ、断熱効果が大きくなるとともに、
セラミック溶射体は動翼の回転中に圧縮作用を受けるが
、溝の中に収容されているので応力が等方的になり、Ｉ
ｌ傷し難くなってｌ１ｌｌＩｌｌの信頼性を向上さぼる
ことができる。

（実施例） 以下、本発明に係るターボ機械のｖＪ両構造の一実施例
について、添付図面を参照して説明する。

本発明はガスタービンやターボジェットエンジン等のタ
ーボ機械のｆＪＪ　ｍに適用することができ、第１図は
ガスタービンに適用したタービン動翼１０の縦断面を示
すものである。このタービン動翼１０は金属製内軸部１
１とこの内輪部１１に被着された翼形状のセラミック製
外被１２とを組み合せたセラミック動翼である。金１製
翼軸部１１はＮｉ＆！合金等の耐熱性合金材料で形成さ
れ、図示しないロータに植設される内周側植込部１１ａ
と、作動ガスの内周側通路壁を形成するブラットホーム
１１ｂと、セラミック製外被１２を外周側に被着したコ
ア部１１Ｇとを有し、このコア部１１Ｃの頂部には頂部
カバー１１６が設けられる。

頂部カバー１１６はコア部１１Ｃに拡散接合等により一
体に固着・接合される。タービン動翼１０には内周側植
込部１１ａ側から頂部カバー１１ｄに通じる冷却空気流
通孔１３と頂部カバー１１ｄ内を貫通する冷却空気孔１
３ａが設けられる。

頂部カバー１１ｄの内周側には、セラミック製外被１２
の翼先端側に対向する溝１４が設けられ、この溝１４内
にセラミック溶射体１５が充填される。溝１４は第２図
に示すように間外周形状に沿ってリング状に形成されて
いる。セラミック溶射体１５は例えばＮ１ＣｏＣｒＡＩ
Ｙのような金属ボンド１ｉ１５ａと、例えばｚｒ０２の
ようなセラミックＪ１１５ｂを交互に溶射したものであ
り、このセラミック溶射体１５により断熱層が形成され
る。

セラミック製外被１２は、ｉｎガスに曝され一般に１０
００℃を超える温度、例えば１２００℃で使用される。

一方頂部カバー１１ｄは耐熱性合金の金属許容温度例え
ば８００℃程度に、冷却空気孔１３ａを流れる冷却空気
により冷却される。

セラミック層１５ｂの材料は低熱伝導率の材料であり、
高温のセラミック製外被１２から、低温の頂部カバー１
１６に伝わる熱量を減らす。また、頂部カバー１１ｄの
外表面に好ましくはセラミック溶射体１５が溶射され、
被着される。この溶射体１５の厚さは、溝１４内に溶射
されるセラミック溶射体より薄肉に形成される。

廿ラミック溶射体１５は、セラミック製外被１２の回転
遠心力を受は圧縮される。この圧力は頂部カバー１１６
の１１１１４で受ける。セラミック溶射体１５には、こ
のような機械的応力の他、金属とセラミックスの熱膨張
率の違いや、湯度分布によって生ずる複雑な熱量りが作
用する。金属ボンド１１１５ａは靭性がセラミックスｆ
ｆ１１５ｂに比べて大きく、このような応力によるセラ
ミック溶射体１５の破損を防止する。特にセラミック溶
射体１５は溝１４の中に入り、金属１１５ａが包絡体を
形成しているので、例えば母材の頂部カバー１１ｄとセ
ラミック溶射体１５との間で剥離が生じても、セラミッ
ク溶射体１５はその形状を保持し機能を損わない。また
セラミック製外被１２の回転遠心力を受けてセラミック
溶射体１５は横方向に拡大しようとするが、溝１３の中
に入っているので、その変形が阻止されｌｉＩ！ＩＡや
Ｗｉ壊し難くなる。

本構成により、セラミック製外被１２と頂部カバー１１
ｄの間に断熱層が形成され、この断熱層により断熱が効
果的に行なわれ、セラミック＠翼の信頼性が向上する。

セラミック溶射体１５は溝１４に必ずしも接着している
必要はなく、溝１４の内面を溶ｆＪＪ層が接着し難い状
態、例えば薄い酸化皮膜のある状態とし、金属溶射層１
５ａを最初に溝１４の内面に厚めに溶射し、以後セラミ
ック層１５ｂと金ＦＡ層１５ａを交互に溶射して、溝１
４に嵌合する分離したセラミック溶射体１５を形成して
もよい。このような溶射体１５は柔軟性に優れ、セラミ
ック製外被１２に局所的高応力が発生するのを防ＩＦす
る効果も有する。

〔発明の効果〕

以上に述べたように本発明に係るターボ機械の動翼構造
においては、金属製翼軸部の頂部カバーに、セラミック
製外被の翼先端側に対向する溝を設け、この溝にセラミ
ック溶射体を設けたので、セラミック溶射体を充分に厚
くすることができ、断熱効果が大きくなるとともに、セ
ラミック溶射体は動翼の回転中に圧縮作用を受けるが、
溝の中に収容されているので応力が等方的になり、損傷
や損壊を受けにくく、動Ｗの信頼性を向上さぼることが
できる。

１０・・・タービン動翼、１１・・・金Ｒ製軸翼部、１
１ａ・・・植込部、１１ｂ・・・プラットホーム、１１
Ｃ・・・コア部、１１ｄ・・・頂部カバー　１２・・・
セラミック製外被、１３・・・冷却空気流通孔、１４・
・・溝、１５・・・セラミック溶射体、１５ａ・・・金
属ボンド層、１５ｂ・・・セラミック層。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 金属製翼軸部と、この翼軸部に被着されるセラミック製
   外被とを備えたターボ機械の動翼構造において、前記金
   属製翼軸部の頂部カバーに、前記セラミック製外被の翼
   先端側に対向する溝を設け、この溝に断熱層を形成する
   セラミック溶射体を設けたことを特徴とするターボ機械
   の動翼構造。