JPH1130103A - ガスタービン動翼の抜止板 - Google Patents
ガスタービン動翼の抜止板Info
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- JPH1130103A JPH1130103A JP9183734A JP18373497A JPH1130103A JP H1130103 A JPH1130103 A JP H1130103A JP 9183734 A JP9183734 A JP 9183734A JP 18373497 A JP18373497 A JP 18373497A JP H1130103 A JPH1130103 A JP H1130103A
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- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims abstract description 9
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 ガスタービンの長寿命化を図る。
【解決手段】 ガスタービンの金属製のタービンディス
ク１の外周に多数刻設された軸方向に平行な溝２にセラ
ミックス製の動翼の根元部３ａを嵌め込み、タービンデ
ィスク１の両側から固定する金属製で環状のガスタービ
ン動翼３の抜止板４であって、該抜止板４の動翼根元部
３ａとの接触部分に耐熱性があり熱伝導率の低いセラミ
ックスをコーティング７した。
ク１の外周に多数刻設された軸方向に平行な溝２にセラ
ミックス製の動翼の根元部３ａを嵌め込み、タービンデ
ィスク１の両側から固定する金属製で環状のガスタービ
ン動翼３の抜止板４であって、該抜止板４の動翼根元部
３ａとの接触部分に耐熱性があり熱伝導率の低いセラミ
ックスをコーティング７した。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は軸流ガスタービン動
翼をタービンディスクに固定するためのガスタービン動
翼の抜止板に関する。
翼をタービンディスクに固定するためのガスタービン動
翼の抜止板に関する。
【０００２】
【従来の技術】産業用ガスタービンや航空用ガスタービ
ンのように大出力、高効率のものには軸流タービンが用
いられる。タービンの効率を向上させるためにはタービ
ンの入口温度と人口圧力を高くする必要があり、近年、
入口温度が１，３００゜Ｃ〜１，４００゜Ｃにおよぶも
のがある。かかる高温に耐える金属はないので、冷却タ
ービン翼が使用され、タービン翼を圧縮機の出口空気で
冷却することにより、翼温度をタービン入口温度より数
百度下げることが行われる。しかし冷却空気を使用する
ことはタービン熱効率の低下をもたらすので、翼をセラ
ミックス製とし、１，３００゜Ｃ程度のタービン入口温
度に対し無冷却で使用することが計画されている。
ンのように大出力、高効率のものには軸流タービンが用
いられる。タービンの効率を向上させるためにはタービ
ンの入口温度と人口圧力を高くする必要があり、近年、
入口温度が１，３００゜Ｃ〜１，４００゜Ｃにおよぶも
のがある。かかる高温に耐える金属はないので、冷却タ
ービン翼が使用され、タービン翼を圧縮機の出口空気で
冷却することにより、翼温度をタービン入口温度より数
百度下げることが行われる。しかし冷却空気を使用する
ことはタービン熱効率の低下をもたらすので、翼をセラ
ミックス製とし、１，３００゜Ｃ程度のタービン入口温
度に対し無冷却で使用することが計画されている。
【０００３】図２はかかるセラミックス動翼を用いたタ
ービンディスク先端部の側断面図である。図において１
は金属製のタービンディスクである。タービンディスク
１の外周には軸方向に平行な多数の溝２が刻設されてい
る。３はセラミックス製の動翼であり、根元部３ａが上
記溝２に嵌め込んである。４はディスク１の両側から上
記根元部３ａを挟んで動翼３を固定する金属製で環状の
抜止板である。抜止板４はボルトナット５によりディス
ク１に固定される。６は高温ガスである。
ービンディスク先端部の側断面図である。図において１
は金属製のタービンディスクである。タービンディスク
１の外周には軸方向に平行な多数の溝２が刻設されてい
る。３はセラミックス製の動翼であり、根元部３ａが上
記溝２に嵌め込んである。４はディスク１の両側から上
記根元部３ａを挟んで動翼３を固定する金属製で環状の
抜止板である。抜止板４はボルトナット５によりディス
ク１に固定される。６は高温ガスである。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】以上述べたように動翼
３は１，３５０゜Ｃ程度の高温にさらされるため伝熱に
よりその根元部３ａは１，０００゜Ｃ程度の高温になる
と考えられる。一方、抜止板４は７００゜Ｃ程度の高温
に耐える耐熱合金製であるが運転中には遠心力や熱荷重
による自身の変形とともに動翼３に作用するガス力によ
り、特に下流側の抜止板４に根元部３ａから大きな接触
圧力を受ける。そのため高温になっている根元部３ａか
ら多量の熱が抜止板４に伝導し、その結果抜止板４の温
度が過度に高くなり、疲労寿命が低下し、最悪の場合に
クリープ破壊という問題を起こす。
３は１，３５０゜Ｃ程度の高温にさらされるため伝熱に
よりその根元部３ａは１，０００゜Ｃ程度の高温になる
と考えられる。一方、抜止板４は７００゜Ｃ程度の高温
に耐える耐熱合金製であるが運転中には遠心力や熱荷重
による自身の変形とともに動翼３に作用するガス力によ
り、特に下流側の抜止板４に根元部３ａから大きな接触
圧力を受ける。そのため高温になっている根元部３ａか
ら多量の熱が抜止板４に伝導し、その結果抜止板４の温
度が過度に高くなり、疲労寿命が低下し、最悪の場合に
クリープ破壊という問題を起こす。
【０００５】本発明は従来技術のかかる問題点に鑑み案
出されたもので、動翼から抜止板４への伝熱量を低下さ
せて、抜止板４の過度の温度上昇を防止し、疲労寿命の
向上を図ることを目的とする。
出されたもので、動翼から抜止板４への伝熱量を低下さ
せて、抜止板４の過度の温度上昇を防止し、疲労寿命の
向上を図ることを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、本発明のガスタービン動翼の抜止板はガスタービン
の金属製のタービンディスクの外周に多数刻設された軸
方向に平行な溝にセラミックス製の動翼の根元部を嵌め
込み、タービンディスクの両側から固定する金属製で環
状のガスタービン動翼の抜止板であって、該抜止板の動
翼根元部との接触部分に耐熱性があり、熱伝導率の低い
セラミックスをコーティングしたものである。
め、本発明のガスタービン動翼の抜止板はガスタービン
の金属製のタービンディスクの外周に多数刻設された軸
方向に平行な溝にセラミックス製の動翼の根元部を嵌め
込み、タービンディスクの両側から固定する金属製で環
状のガスタービン動翼の抜止板であって、該抜止板の動
翼根元部との接触部分に耐熱性があり、熱伝導率の低い
セラミックスをコーティングしたものである。
【０００７】コーティングするセラミックスはジルコニ
ヤまたはアルミナが好ましい。
ヤまたはアルミナが好ましい。
【０００８】コーティングする抜止板は動翼の根元部か
ら大きな接触圧力を受けるタービンディスクの下流側の
みとしてもよい。
ら大きな接触圧力を受けるタービンディスクの下流側の
みとしてもよい。
【０００９】次に、本発明の作用を説明する。抜止板の
動翼根元部との接触部分に耐熱性があり熱伝導率の低い
ジルコニヤまたはアルミナなどのセラミックスを０．１
ｍｍ程度の厚さでコーティングすることにより、抜止板
への接触熱伝達率は数分の１に低下する。したがって、
抜止板の過度の温度上昇を防ぐことができる。
動翼根元部との接触部分に耐熱性があり熱伝導率の低い
ジルコニヤまたはアルミナなどのセラミックスを０．１
ｍｍ程度の厚さでコーティングすることにより、抜止板
への接触熱伝達率は数分の１に低下する。したがって、
抜止板の過度の温度上昇を防ぐことができる。
【００１０】
【発明の実施の形態】以下本発明の１実施形態について
図面を参照しつつ説明する。図１は本発明の抜止板を使
用したタービンディスク先端部の図面であり、（Ａ）は
側断面図、（Ｂ）は動翼根元部と抜止板との接触部を示
す図面である。なお、これらの図において、従来技術と
して図２を用いて説明したものと同様の部分について
は、同一の符号を付しており、重複した説明は省略す
る。図１において、４ａはタービンディスク１の下流側
の抜止板である。４ｂは抜止板４ａの外周付近に設けた
逃げ加工の部分である。７はセラミックスコーティン
グ、８は抜止板４ａの動翼根元部３ａとの接触部分であ
りハッチングをもって示されている。
図面を参照しつつ説明する。図１は本発明の抜止板を使
用したタービンディスク先端部の図面であり、（Ａ）は
側断面図、（Ｂ）は動翼根元部と抜止板との接触部を示
す図面である。なお、これらの図において、従来技術と
して図２を用いて説明したものと同様の部分について
は、同一の符号を付しており、重複した説明は省略す
る。図１において、４ａはタービンディスク１の下流側
の抜止板である。４ｂは抜止板４ａの外周付近に設けた
逃げ加工の部分である。７はセラミックスコーティン
グ、８は抜止板４ａの動翼根元部３ａとの接触部分であ
りハッチングをもって示されている。
【００１１】セラミックスコーティング７は例えばジル
コニヤを使用し、次の手順で施工する。先ず、抜止板４
ａのコーティングする部分の下地処理をする。下地処理
は脱脂、洗浄、ショットブラストなどにより行う。次に
Ｎｉ−Ａｌ複合体またはＮｉＣｒ、Ａｌ、ＣｏＹ複合体
を溶射することにより３０μｍ以内のアンダコートをす
る。さらにＺｒ複合物またはＺｒ、Ｙ複合物を溶射する
ことにより、０．２ｍｍ厚さのトップコートをし、それ
を機械加工して０．１ｍｍ厚さ程度に仕上げる。
コニヤを使用し、次の手順で施工する。先ず、抜止板４
ａのコーティングする部分の下地処理をする。下地処理
は脱脂、洗浄、ショットブラストなどにより行う。次に
Ｎｉ−Ａｌ複合体またはＮｉＣｒ、Ａｌ、ＣｏＹ複合体
を溶射することにより３０μｍ以内のアンダコートをす
る。さらにＺｒ複合物またはＺｒ、Ｙ複合物を溶射する
ことにより、０．２ｍｍ厚さのトップコートをし、それ
を機械加工して０．１ｍｍ厚さ程度に仕上げる。
【００１２】次に本実施形態の作用を説明する。接触熱
伝達率をセラミックコーティングなしの場合と、セラミ
ックコーティングをした場合について試算してみること
とする。接触熱伝達率は橘の式（数１）を用いる。
伝達率をセラミックコーティングなしの場合と、セラミ
ックコーティングをした場合について試算してみること
とする。接触熱伝達率は橘の式（数１）を用いる。
【００１３】
【数１】
【００１４】上記数式において、Ｐは面圧、Ｈは柔い方
の固体のビッカース硬さ、δ1 、δ2 は接触面の荒さ
（最大高さ）、δ0 は定数（２３μｍとする）、λ1 、
λ2 は接触体の熱伝導率、λf は空気の熱伝導率であ
る。
の固体のビッカース硬さ、δ1 、δ2 は接触面の荒さ
（最大高さ）、δ0 は定数（２３μｍとする）、λ1 、
λ2 は接触体の熱伝導率、λf は空気の熱伝導率であ
る。
【００１５】動翼３および抜止板４の材質等を、それぞ
れ、窒化けい素（Ｓｉ3 Ｎ4 、δ1、λ1 ）およびＭａ
ｒ−Ｍ２４７（δ2 、λ2 ）とし、δ1 ＝１μｍ、δ2
＝２５μｍ、λ1 ＝１３．５Ｋｃａｌ／ｍｈ゜Ｃ、λ2
＝１４．４Ｋｃａｌ／ｍｈ゜Ｃ、Ｈ／Ｐ≒８と仮定する
と、コーティングがない場合の接触熱伝達率ｈc1は、ｈ
c1≒５８, ０００Ｋｃａｌ／ｍ2 ｈ゜Ｃとなる。
れ、窒化けい素（Ｓｉ3 Ｎ4 、δ1、λ1 ）およびＭａ
ｒ−Ｍ２４７（δ2 、λ2 ）とし、δ1 ＝１μｍ、δ2
＝２５μｍ、λ1 ＝１３．５Ｋｃａｌ／ｍｈ゜Ｃ、λ2
＝１４．４Ｋｃａｌ／ｍｈ゜Ｃ、Ｈ／Ｐ≒８と仮定する
と、コーティングがない場合の接触熱伝達率ｈc1は、ｈ
c1≒５８, ０００Ｋｃａｌ／ｍ2 ｈ゜Ｃとなる。
【００１６】ジルコニア（ＺｒＯ2 ）をｔ＝０．１ｍｍ
厚さでコーティングした場合に動翼（Ｓｉ3 Ｎ4 、δ1
、λ1 ）とジルコニア（ＺｒＯ2 、δ3 、λ3 ）の間
の接触熱伝達率ｈc2は、δ1 ＝１μｍ、δ3 ＝２５μ
ｍ、ｔ＝０．１ｍｍ、λ1 ＝１３．５Ｋｃａｌ／ｍｈ゜
Ｃ、λ3 ＝３．２Ｋｃａｌ／ｍｈ゜Ｃ、Ｈ／Ｐ≒８と仮
定すると、ｈc2＝８，５００Ｋｃａｌ／ｍ2 ｈ゜Ｃとな
る。動翼３と抜止板４との間の熱伝達率ｈは次式で与え
られる。 １／ｈ＝１／ｈc2＋ｔ／λ3 ・・・・・（１） 数値を代入するとｈ＝６, ７００Ｋｃａｌ／ｍ2 ｈ゜Ｃ
となる。
厚さでコーティングした場合に動翼（Ｓｉ3 Ｎ4 、δ1
、λ1 ）とジルコニア（ＺｒＯ2 、δ3 、λ3 ）の間
の接触熱伝達率ｈc2は、δ1 ＝１μｍ、δ3 ＝２５μ
ｍ、ｔ＝０．１ｍｍ、λ1 ＝１３．５Ｋｃａｌ／ｍｈ゜
Ｃ、λ3 ＝３．２Ｋｃａｌ／ｍｈ゜Ｃ、Ｈ／Ｐ≒８と仮
定すると、ｈc2＝８，５００Ｋｃａｌ／ｍ2 ｈ゜Ｃとな
る。動翼３と抜止板４との間の熱伝達率ｈは次式で与え
られる。 １／ｈ＝１／ｈc2＋ｔ／λ3 ・・・・・（１） 数値を代入するとｈ＝６, ７００Ｋｃａｌ／ｍ2 ｈ゜Ｃ
となる。
【００１７】上記試算からわかるようにセラミックコー
ティングをした場合には動翼３から抜止板４への接触熱
伝達率は約１／９となり、その結果抜止板４の温度を低
くおさえることができる。
ティングをした場合には動翼３から抜止板４への接触熱
伝達率は約１／９となり、その結果抜止板４の温度を低
くおさえることができる。
【００１８】本発明は以上述べた実施形態に限られるも
のではなく、発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変更
が可能である。例えばセラミックコーティングの材質を
ジルコニア（ＺｒＯ2 ）として説明したが、アルミナで
もよく、下流側の抜止板４ａのみにセラミックコーティ
ングをするものとして説明したが、両側の抜止板４にセ
ラミックコーティングをするようにしてもよい。
のではなく、発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変更
が可能である。例えばセラミックコーティングの材質を
ジルコニア（ＺｒＯ2 ）として説明したが、アルミナで
もよく、下流側の抜止板４ａのみにセラミックコーティ
ングをするものとして説明したが、両側の抜止板４にセ
ラミックコーティングをするようにしてもよい。
【００１９】
【発明の効果】以上説明したように、本発明のガスター
ビン動翼の抜止板は動翼根元部との接触部分に耐熱性が
あり、熱伝導率の低いセラミックをコーティングして動
翼から抜止板への入熱量を大幅に低下させたので、抜止
板の疲労寿命およびクリーブ破壊強度が向上する。また
セラミックはコーティングにより金属表面に強く接着し
ているので、遠心力等により飛散することがない、など
の優れた効果がある。
ビン動翼の抜止板は動翼根元部との接触部分に耐熱性が
あり、熱伝導率の低いセラミックをコーティングして動
翼から抜止板への入熱量を大幅に低下させたので、抜止
板の疲労寿命およびクリーブ破壊強度が向上する。また
セラミックはコーティングにより金属表面に強く接着し
ているので、遠心力等により飛散することがない、など
の優れた効果がある。
【図１】本発明のガスタービン動翼の抜止板を使用した
タービンディスク先端部の図面であり、（Ａ）は側断面
図、（Ｂ）は動翼根元部と抜止板との接触部を示す図面
である。
タービンディスク先端部の図面であり、（Ａ）は側断面
図、（Ｂ）は動翼根元部と抜止板との接触部を示す図面
である。
【図２】従来の抜止板を用いたタービンディスク先端部
の側断面図である。
の側断面図である。
１ タービンディスク ２ 溝 ３ 動翼 ３ａ 動翼根元部 ４ 抜止板 ７ セラミックスコーティング
Claims (3)
- 【請求項１】 ガスタービンの金属製のタービンディス
クの外周に多数刻設された軸方向に平行な溝にセラミッ
クス製の動翼の根元部を嵌め込み、タービンディスクの
両側から固定する金属製で環状のガスタービン動翼の抜
止板であって、該抜止板の動翼根元部との接触部分に耐
熱性があり、熱伝導率の低いセラミックスをコーティン
グしたことを特徴とするガスタービン動翼の抜止板。 - 【請求項２】 コーティングするセラミックスはジルコ
ニヤまたはアルミナである請求項１記載のガスタービン
動翼の抜止板。 - 【請求項３】 コーティングするのは、タービンディス
クの下流側の抜止板である請求項１または請求項２記載
のガスタービン動翼の抜止板。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9183734A JPH1130103A (ja) | 1997-07-09 | 1997-07-09 | ガスタービン動翼の抜止板 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9183734A JPH1130103A (ja) | 1997-07-09 | 1997-07-09 | ガスタービン動翼の抜止板 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1130103A true JPH1130103A (ja) | 1999-02-02 |
Family
ID=16141046
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9183734A Pending JPH1130103A (ja) | 1997-07-09 | 1997-07-09 | ガスタービン動翼の抜止板 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH1130103A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2014143364A3 (en) * | 2013-03-14 | 2014-11-27 | United Technologies Corporation | Co-formed element with low conductivity layer |
| JP2017502191A (ja) * | 2013-12-06 | 2017-01-19 | ターボメカＴｕｒｂｏｍｅｃａ | ブレード付きロータ |
| US9975815B2 (en) | 2015-02-26 | 2018-05-22 | General Electric Company | Methods for forming ceramic matrix composite articles |
| US12012870B1 (en) * | 2022-11-29 | 2024-06-18 | Rtx Corporation | Machinable coating for CMC and metal interface in a turbine section |
| US12359575B2 (en) | 2022-12-13 | 2025-07-15 | Rtx Corporation | Machinable coating with thermal protection |
-
1997
- 1997-07-09 JP JP9183734A patent/JPH1130103A/ja active Pending
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2014143364A3 (en) * | 2013-03-14 | 2014-11-27 | United Technologies Corporation | Co-formed element with low conductivity layer |
| US10309230B2 (en) | 2013-03-14 | 2019-06-04 | United Technologies Corporation | Co-formed element with low conductivity layer |
| EP2971564B1 (en) * | 2013-03-14 | 2020-04-15 | United Technologies Corporation | Gas turbine blade comprising a root portion surounded by a low conductivity layer |
| JP2017502191A (ja) * | 2013-12-06 | 2017-01-19 | ターボメカＴｕｒｂｏｍｅｃａ | ブレード付きロータ |
| US10858946B2 (en) | 2013-12-06 | 2020-12-08 | Safran Helicopter Engines | Bladed rotor |
| US9975815B2 (en) | 2015-02-26 | 2018-05-22 | General Electric Company | Methods for forming ceramic matrix composite articles |
| US10093586B2 (en) | 2015-02-26 | 2018-10-09 | General Electric Company | Ceramic matrix composite articles and methods for forming same |
| US10954168B2 (en) | 2015-02-26 | 2021-03-23 | General Electric Company | Ceramic matrix composite articles and methods for forming same |
| US11414354B2 (en) | 2015-02-26 | 2022-08-16 | General Electric Company | Ceramic matrix composite articles and methods for forming same |
| US12012870B1 (en) * | 2022-11-29 | 2024-06-18 | Rtx Corporation | Machinable coating for CMC and metal interface in a turbine section |
| US12359575B2 (en) | 2022-12-13 | 2025-07-15 | Rtx Corporation | Machinable coating with thermal protection |
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