JPS6189903A - セラミツク静翼耐熱衝撃構造 - Google Patents
セラミツク静翼耐熱衝撃構造Info
- Publication number
- JPS6189903A JPS6189903A JP21139084A JP21139084A JPS6189903A JP S6189903 A JPS6189903 A JP S6189903A JP 21139084 A JP21139084 A JP 21139084A JP 21139084 A JP21139084 A JP 21139084A JP S6189903 A JPS6189903 A JP S6189903A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- thermal shock
- segment
- ceramic stator
- vane
- stator blade
- 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.)
- Pending
Links
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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)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の利用分野〕
本発明は高温ガスタービンのセラミック製静翼に係り、
特に耐熱衝撃性に優れた静翼構造に関する。
特に耐熱衝撃性に優れた静翼構造に関する。
従来のガスタービン静翼は耐熱超合金製であり、積極的
な空気冷却等が実施されているが、現状の耐熱超合金を
使用する限シにおいては、該合金の温度を８００Ｃ程度
に抑えることがその耐熱性から要求されてお９、その結
果タービン入口の燃焼ガス温度は高々１３００Ｃ程度が
限度であると言われている。
な空気冷却等が実施されているが、現状の耐熱超合金を
使用する限シにおいては、該合金の温度を８００Ｃ程度
に抑えることがその耐熱性から要求されてお９、その結
果タービン入口の燃焼ガス温度は高々１３００Ｃ程度が
限度であると言われている。
しかしながら、さらにガスタービンの効率向上には燃焼
ガス温度の上昇が不可欠であり、この実現の喪めには高
温ガス流に直接曝される部分のセラミック化が不可欠で
あると言われている。ところでこの耐熱性に優れたセラ
ミックスは金属材料に比べて熱衝撃強度において著しく
劣ることも知られている。しｆｃがって、従来の金属材
料からなる静翼構造をそのままセラミック化するのみで
は、ガスタービンの使用条件に対して十分な耐熱衝撃信
頼性を確保できな匹ことを示している。
ガス温度の上昇が不可欠であり、この実現の喪めには高
温ガス流に直接曝される部分のセラミック化が不可欠で
あると言われている。ところでこの耐熱性に優れたセラ
ミックスは金属材料に比べて熱衝撃強度において著しく
劣ることも知られている。しｆｃがって、従来の金属材
料からなる静翼構造をそのままセラミック化するのみで
は、ガスタービンの使用条件に対して十分な耐熱衝撃信
頼性を確保できな匹ことを示している。
本発明の目的は、本来セラミックスが有する優れた耐熱
性を活かし、本来有する低い耐熱衝撃強度を補うに、同
じ使用条件に対し発生熱衝撃応力を抑えることによって
達成する産業用ガスタービンのセラミック静翼を提供す
ることにある。
性を活かし、本来有する低い耐熱衝撃強度を補うに、同
じ使用条件に対し発生熱衝撃応力を抑えることによって
達成する産業用ガスタービンのセラミック静翼を提供す
ることにある。
ガスタービンの効率向上のためには、高温燃焼ガス流中
に冷却空気を放出しないことも大きな効果がある。そこ
で、セラミックス自体の耐熱性を考慮して、静翼を構成
し直接高温ガスに曝されるセラミックスからなる部分の
積５甑的な冷却を省いた。次に、セラミックス自体の脆
性すなわち破壊までに許容される伸びが小さい欠点に着
目し、過渡的な温度変動に対したとえ各部に大きな温度
差が生じても、各部分が互いに大きく拘束し合うことな
く自由に膨張、収縮できるような構造とした。
に冷却空気を放出しないことも大きな効果がある。そこ
で、セラミックス自体の耐熱性を考慮して、静翼を構成
し直接高温ガスに曝されるセラミックスからなる部分の
積５甑的な冷却を省いた。次に、セラミックス自体の脆
性すなわち破壊までに許容される伸びが小さい欠点に着
目し、過渡的な温度変動に対したとえ各部に大きな温度
差が生じても、各部分が互いに大きく拘束し合うことな
く自由に膨張、収縮できるような構造とした。
このような構造は、従来金属製の静翼で採用されていた
該静翼表面の温度分布に対応したきめ細かな冷却構造の
実現とは招入れないもので、該静翼をセラミック化する
ことによって初めて可能となったものである。
該静翼表面の温度分布に対応したきめ細かな冷却構造の
実現とは招入れないもので、該静翼をセラミック化する
ことによって初めて可能となったものである。
以下、本発明の実施例を第１図〜第１０図により説明す
る。
る。
第１図は本発明による一実施例を含んだ全体構成を示す
ものである。本発明は特に翼部１に関するものであるが
、該翼部は数個のセグメントに分割されたものから構成
され、これらは嵌合結合により一体となり、セラミック
側板４および５、サイドウオール２．３を介して該翼部
の内部を貫通して該サイドウオーム同志を堅固に締結し
ている部材６によシ固定支持される。翼部１の詳細な実
施例を第２図〜第１０図に示す。第２図〜第４図はそれ
ぞれ上記翼部を長手方向に該翼部の前縁部を１つのセグ
メントとして分割したことを特徴とするものである。ガ
スタービンの静翼は起動あるいは停止時に急激な温度変
化を受ける。特にセラミックスは一般に熱伝導特性が良
くないため、前縁部とそれ以外の残りの領域では大きな
温度差が生じるが、これらの実施例ではそれぞれのセグ
メント１１及び１２が自由に膨張、収縮でき、各該セグ
メントには互いの変形の拘束がもたらされない。
ものである。本発明は特に翼部１に関するものであるが
、該翼部は数個のセグメントに分割されたものから構成
され、これらは嵌合結合により一体となり、セラミック
側板４および５、サイドウオール２．３を介して該翼部
の内部を貫通して該サイドウオーム同志を堅固に締結し
ている部材６によシ固定支持される。翼部１の詳細な実
施例を第２図〜第１０図に示す。第２図〜第４図はそれ
ぞれ上記翼部を長手方向に該翼部の前縁部を１つのセグ
メントとして分割したことを特徴とするものである。ガ
スタービンの静翼は起動あるいは停止時に急激な温度変
化を受ける。特にセラミックスは一般に熱伝導特性が良
くないため、前縁部とそれ以外の残りの領域では大きな
温度差が生じるが、これらの実施例ではそれぞれのセグ
メント１１及び１２が自由に膨張、収縮でき、各該セグ
メントには互いの変形の拘束がもたらされない。
第５図は別な効果を狙った他の実施例で、ガスタービン
静翼の入口の燃焼ガス温度はガスタービン半径方向（該
静翼の長手方向に対応する）に台形形の温度分布を呈し
、翼部中央で高くサイドウオール側すなわち翼端部で低
いという事実に着目し、静翼を長手方向に、中央セグメ
ント２２、及び上、下セグメン）２１．２３の３分割と
した例である。この場合には、与えられたガスタービン
入口温度分布の設計仕様によって、各セグメントの寸法
を該各セグメント内の温度が可能な限り一様になるよう
決定するのが望ましい。第６図は第２図と第５図に示し
た異なった狙いを有する実施例を組み合せたもので、タ
ービン入口温度の台形状分布と急激な燃焼ガス温度変動
に耐え得る静翼とすることを狙ったものである。
静翼の入口の燃焼ガス温度はガスタービン半径方向（該
静翼の長手方向に対応する）に台形形の温度分布を呈し
、翼部中央で高くサイドウオール側すなわち翼端部で低
いという事実に着目し、静翼を長手方向に、中央セグメ
ント２２、及び上、下セグメン）２１．２３の３分割と
した例である。この場合には、与えられたガスタービン
入口温度分布の設計仕様によって、各セグメントの寸法
を該各セグメント内の温度が可能な限り一様になるよう
決定するのが望ましい。第６図は第２図と第５図に示し
た異なった狙いを有する実施例を組み合せたもので、タ
ービン入口温度の台形状分布と急激な燃焼ガス温度変動
に耐え得る静翼とすることを狙ったものである。
第７図〜第８図は静翼の背側、腹側の温度差に対しても
同様の効果を狙った場合の実施例でおる。
同様の効果を狙った場合の実施例でおる。
第９図は第５図の如き実施例の場合の各セグメントの嵌
合構造の一実施例である。上セグメント２１にはＲ断面
形状の凸部４１を設け、これに適合するよう、中央セグ
メント２２には図中で上面には四部４２を、一方下面に
は凸部４３が設けられている。さらに下セグメント２３
にも同様に上面に凹部４４が設けられており、凸部４１
は凹部４２に、凸部４３は凹部４４にそれぞれ嵌合され
、各セグメントにより翼部全体が形成される。
合構造の一実施例である。上セグメント２１にはＲ断面
形状の凸部４１を設け、これに適合するよう、中央セグ
メント２２には図中で上面には四部４２を、一方下面に
は凸部４３が設けられている。さらに下セグメント２３
にも同様に上面に凹部４４が設けられており、凸部４１
は凹部４２に、凸部４３は凹部４４にそれぞれ嵌合され
、各セグメントにより翼部全体が形成される。
第１０図はさらに第６図の一セグメントの詳細な構造を
第９図と同様に示したものである。この例は第６図の中
央セグメントを示しているが、セグメン）５１と５２の
嵌合にはＭ９図に示すような凹部凸部は不要であり、こ
の場合には上、下サイドウオールへの嵌合構造によシ各
セグメントの固定支持を行うことができる。
第９図と同様に示したものである。この例は第６図の中
央セグメントを示しているが、セグメン）５１と５２の
嵌合にはＭ９図に示すような凹部凸部は不要であり、こ
の場合には上、下サイドウオールへの嵌合構造によシ各
セグメントの固定支持を行うことができる。
本発明によれば、静翼各部をセグメントに分割した構造
としており、右セグメントをそれぞれ可能な限シ一様な
温度とするよう構成しているので、各セグメントが各々
自由に膨張、収縮変形できるので、各セグメントの熱応
力が大幅に軽減され、したがって静翼全体の発生熱厄力
が低く抑えられるので強度信頼性を大幅に向上できると
いう効果がある。また、燃焼ガス流中に曝されることに
よつて万−生じた損傷に対し、該当する部分のセグメン
トのみの部分交換が可能である。一方、セグメントによ
って負荷条件が異なるので、設計寿命に到達したセグメ
ントより順次交換するなど、全体として保守の費用を節
約できるなどの副次的効果も期待される。
としており、右セグメントをそれぞれ可能な限シ一様な
温度とするよう構成しているので、各セグメントが各々
自由に膨張、収縮変形できるので、各セグメントの熱応
力が大幅に軽減され、したがって静翼全体の発生熱厄力
が低く抑えられるので強度信頼性を大幅に向上できると
いう効果がある。また、燃焼ガス流中に曝されることに
よつて万−生じた損傷に対し、該当する部分のセグメン
トのみの部分交換が可能である。一方、セグメントによ
って負荷条件が異なるので、設計寿命に到達したセグメ
ントより順次交換するなど、全体として保守の費用を節
約できるなどの副次的効果も期待される。
第１図は静翼の全体１成概略図、第２図ないし第８図は
それぞれ異った実施例を示す興部の斜視図、第９図ない
し第１０図はそれぞれ異った実施例を示す翼部の構成部
分の斜視図である。 １１・・・尻の前縁部のセグメント、１２・・・翼の後
縁′ｉｊ ｇ 記 官１頁の続き ５発 明 者 宮 １） 寛 土浦市神立
町５０旙地■発 明 者 飯 島 史 部 日
立市幸町３丁目１召所内
それぞれ異った実施例を示す興部の斜視図、第９図ない
し第１０図はそれぞれ異った実施例を示す翼部の構成部
分の斜視図である。 １１・・・尻の前縁部のセグメント、１２・・・翼の後
縁′ｉｊ ｇ 記 官１頁の続き ５発 明 者 宮 １） 寛 土浦市神立
町５０旙地■発 明 者 飯 島 史 部 日
立市幸町３丁目１召所内
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、高温燃焼ガスを仕事をなす回転動翼に導くための流
路を構成する上、下サイドウォールと、該サイドウォー
ルに支持され、高温燃焼ガス流中に該高温燃焼ガス流を
一定の角度で回転動翼に流入させるべく配置された翼部
から構成されるガスタービンのセラミック製静翼におい
て、 翼部の前縁部と後縁部を該翼部のコード方向に沿って２
個以上に分離してあることを特徴とするセラミック静翼
耐熱衝撃構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21139084A JPS6189903A (ja) | 1984-10-11 | 1984-10-11 | セラミツク静翼耐熱衝撃構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21139084A JPS6189903A (ja) | 1984-10-11 | 1984-10-11 | セラミツク静翼耐熱衝撃構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6189903A true JPS6189903A (ja) | 1986-05-08 |
Family
ID=16605166
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP21139084A Pending JPS6189903A (ja) | 1984-10-11 | 1984-10-11 | セラミツク静翼耐熱衝撃構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6189903A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008169843A (ja) * | 2007-01-11 | 2008-07-24 | General Electric Co <Ge> | タービンブレード装置 |
| EP2213839A3 (en) * | 2009-01-28 | 2013-12-25 | United Technologies Corporation | Segmented ceramic component for a gas turbine engine |
| ITCO20120058A1 (it) * | 2012-12-13 | 2014-06-14 | Nuovo Pignone Srl | Metodi per produrre pale divise di turbomacchine mediante produzione additiva, pale di turbomacchina e turbomacchine |
| EP3012412A1 (en) * | 2014-10-24 | 2016-04-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engines and corresponding maintenance method |
-
1984
- 1984-10-11 JP JP21139084A patent/JPS6189903A/ja active Pending
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008169843A (ja) * | 2007-01-11 | 2008-07-24 | General Electric Co <Ge> | タービンブレード装置 |
| EP2213839A3 (en) * | 2009-01-28 | 2013-12-25 | United Technologies Corporation | Segmented ceramic component for a gas turbine engine |
| ITCO20120058A1 (it) * | 2012-12-13 | 2014-06-14 | Nuovo Pignone Srl | Metodi per produrre pale divise di turbomacchine mediante produzione additiva, pale di turbomacchina e turbomacchine |
| EP2743452A1 (en) * | 2012-12-13 | 2014-06-18 | Nuovo Pignone S.p.A. | Methods of manufacturing divided blades of turbomachines by additive manufacturing |
| EP3012412A1 (en) * | 2014-10-24 | 2016-04-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engines and corresponding maintenance method |
| US10801340B2 (en) | 2014-10-24 | 2020-10-13 | Raytheon Technologies Corporation | Multi-piece turbine airfoil |
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