JP5111402B2 - タービン構成要素又は圧縮機構成要素の製造方法並びにタービン構成要素又は圧縮機構成要素 - Google Patents

Description

本発明は、少なくとも１個の内部冷却路を備えたタービン構成要素又は圧縮機構成要素特に翼の製造方法に関する。また本発明は、そのようなタービン構成要素又は圧縮機構成要素に関する。

タービン翼あるいは圧縮機翼並びにタービンロータあるいは圧縮機インペラは、熱的並びに機械的に大きく負荷される構成要素である。タービンあるいは圧縮機の運転中に特にクロム鋼あるいはニッケル基合金などの材料が受ける熱的負荷を減少するために、そのような構成要素に、通常、内部冷却路が設けられている。気体状あるいは蒸気状の、一般には例えば冷却空気のような冷却材が、運転中にその冷却路を通して流れ、その際、それぞれの冷却路を境界づける壁部位からそのそばを流れる冷却材への主に対流熱伝達によって、その構成要素の冷却が行われる。構成要素例えばタービン翼のすべての重要な部位のできるだけ一様な冷却を達成するために、一般に、構成要素の内部に、特にタービン翼の翼形部（羽根部）の内部に、冷却路あるいは冷却空気通路が蛇行状経路で設けられている。翼形部の内部における窮屈な空間状態のために、一部で非常に小さな横断面並びに非常に小さな曲率半径が必要である。

「開放」冷却構想がしばしば利用され、その場合、冷却材は、それぞれの冷却路の貫流後、冷却路から分岐し表面に在る流出開口に通ずる流出路を通って、被冷却構成要素から排出され、続いて、タービンあるいは圧縮機の流路を貫流する高温の作動媒体ないし流れ媒体と混合される。その流出開口は特にいわゆる膜冷却用開口のように形成され配置され、これによって、そこから流出する冷却材は構成要素の表面に沿って流れ、その際、表面材料が腐食性の高温作動媒体と直に接することを防止する保護冷却膜を形成する。

そのように磨き抜かれ絶えず洗練されてきた冷却構想にもかかわらず、ガスタービンあるいは蒸気タービンのタービン翼の熱的負荷はかなり大きい。それに加えて、特にタービン軸に配置され高速で回転する動翼において、遠心力に基づく機械的負荷および振動や衝撃などによる機械的負荷もしばしば強い負荷を生じさせる。交番疲労限度に関して最適化された最新の材料でも、特に繰返し生ずる負荷変動過程および運転開始状態や運転停止状態における回転速度の変化に伴って、タービンあるいは圧縮機の継続運転中に材料疲労現象が生ずる。かかる微視的割れ（クラック）などの形態の材料疲労現象は、その構成要素の使用期間や寿命を制限する。

上述した開放冷却形タービン翼は例えば米国特許出願公開第２００３／１４３０７５号明細書で知られている。そのタービン翼はその後縁（出口縁）をうず流冷却空気の吹出しによって冷却するために、特別加工法で開けられた特に小さな吹出し穴が設けられている。その加工法は、後縁に設けられ孔に、その広がりに沿って輪郭化されたマンドレルがはめ込まれるように計画されている。続いて、その後縁の外壁圧縮（圧搾）によって、孔を取り囲む後縁材料が、マンドレルの引き抜き後に輪郭化された乱流体付き吹出し穴が残存するように塑性変形される。米国特許出願公開第２００３／１４３０７５号明細書では、タービン翼材料の内部における応力負荷をできるだけ小さくするために、タービン翼の総変形量が最小であるように注意が払われている。

また、米国特許出願公開第２００５／００５９１０号明細書で、コモン・レール式燃料噴射装置のパイプに圧縮内部応力を与えるためのオートフレッタージュ（自緊）法が知られている。

従って全体として、運転安全性のために、構成要素について比較的頻繁な点検および場合によっては交換や修復が必要であり、これは望ましくない運転停止時間および高い経費を伴う。ここで関連のあるタービン構成要素や圧縮機構成要素の寿命が全般的に前もって評価し難いので、安全側に見積もられた保守点検期間、即ち、短く選択された保守点検期間による計画的に実施された点検が、材料疲労が点検時点でまだ心配するほど進行していなかったために、後でしばしば不要であったことに気づく。

本発明の課題は、冒頭に述べた形式のタービン構成要素又は圧縮機構成要素並びにその製造方法を、少なくともその構成要素の寿命の改善された評価を保証し、さらにできる限り、特に絶えず熱的および機械的交番負荷を受ける状態においても向上された運転安全性と構成要素自体の寿命も保証するように改良することにある。

製造方法に関する課題は、本発明に基づいて、冷却路が、加圧段階中に、冷却路を境界づける壁部位が少なくとも部分的に塑性変形を生じるほどの大きさに決められた内圧で加圧されることによって解決される。

本発明は、タービン構成要素又は圧縮機構成要素における周期的に繰返し生ずる負荷下でのＬＣＦ強度（ＬＣＦ＝Low Cycle Fatigue＝低サイクル疲労）とも呼ばれる寿命が、構成要素の内部における内部応力の分布に大きく影響される、という考えから出発している。その場合、例えばタービン翼の内部において特に蛇行して又は曲がりくねって延びる冷却路が、交番（両振れ）疲労限度を低下する内部応力分布を生じさせることが分かっている。その曲がりくねり部の反転点近くで、非常に小さな曲率半径のために、極めて大きな負荷ピークを伴うタービン運転分布中に、時間的および空間的に平均して、引張り応力が圧縮応力に対して優性である応力分布が生ずる。しかし、そのような引張り応力は、一般に、ＬＣＦ限度ないし寿命を低下させる。従って、タービン構成要素の製造時に既に、冷却路の存在に伴って通常現れる引張り応力に対抗する処置を講ずることが望まれる。かかる対抗処置は、引張り応力を少なくとも部分的に相殺するか、あるいは、良好には過剰相殺し、平均応力分布を、少なくとも冷却路を包囲する境界壁の近くで、圧縮応力の方向に転移することにある。

この目的のために、本発明に基づく構想に応じて、例えば鋳造法で製造され既に冷却路を備えた翼本体あるいは他のタービン構成要素又は圧縮機構成要素の後加工が行われ、この後加工において、翼内部における冷却路あるいは他の冷却空気導入に利用される空洞が、加圧段階中に、将来予期される運転負荷よりかなり大きな内圧で加圧される。その内圧の大きさを相応して選定した場合、そのように処理された部品においてそれぞれの空洞を境界づける壁部位に、その内圧低下後にも残存する圧縮内部応力が発生される。その圧縮内部応力は、材料の降伏点あるいは弾性限界を超過する圧縮負荷時の部分的塑性変形によって、即ち、残留する部分的塑性変形によって引き起こされる。そのように発生された圧縮内部応力は、既に（製造上において）既存の引張り応力あるいはタービン構成要素又は圧縮機構成要素の運転中に生ずる引張り応力に抵抗し、これによって、構成要素の特に周期的負荷における耐久性および従ってその予期される寿命が高められる。

その方法自体は、全く異なった関係において、つまり、銃身や圧力案内円筒管を加工（処理）する際にいわゆるオートフレッタージュ（自緊）として既に知られているが、一体形成あるいは埋設された冷却路を備えたタービン構成要素又は圧縮機構成要素での利用は、従来考えられていなかった。新たに明らかになったように、オートフレッタージュ（自緊）は特に内部冷却形タービン翼において、ＬＣＦ強度並びに振動破損抵抗をかなり増大させる。また、例えば段差部、横孔あるいは加工欠陥によって生ずる応力ピークによる強度低下作用が減少される。さらに、オートフレッタージュ（自緊）によって引き起こされる応力分布転移が、当該技術者においてタービン構成要素の通常運転条件下で予期される寿命の予想を容易にする、という点でも有利である。これによって、タービンに対する場合による保守点検期間が特に必要に則して計画でき決定できる。

加圧段階中に、有利に、内圧が１０００ｂａｒ〜１００００ｂａｒの範囲で設定される（１ｂａｒ＝１０⁵Ｐａ＝１０⁵Ｎ／ｍ²）。これによって、一方では、その加圧圧力がそれぞれの冷却路を包囲する壁部位の部分的塑性変形に対して十分な大きさであることが保証される。他方では、過大圧力によるタービン構成要素又は圧縮機構成要素の破壊や割れや他の損傷が防止される。最良のオートフレッタージュ圧（自緊圧）並びに処理持続時間は、それぞれの用途に大きく左右され、例えば被処理構成要素の種類および冷却路の分布並びに場合によっては他の周辺条件に左右される。

好適には、少なくとも冷却路を境界づける壁部位が、加圧段階の直前および／又は直後および／又は加圧段階中に、室温より高い処理温度に加熱される。特にその処理温度は、好適には、３０℃〜１０００℃の範囲で設定される。その温度処理は、弾性及び塑性変形の基礎となる物理作用に、オートフレッタージュ圧（自緊圧）の低下後において発生する圧縮内部応力の特に有利な安定性が得られるように影響を与える。

好適には、加圧のために、気体状あるいは液状の媒体特に空気が冷却路に導入され、その場合、所定の内圧が適当な液圧装置あるいは空気圧装置によって発生される。その加圧媒体は、目的に適って、構成要素全体あるいは少なくとも冷却路を境界づける領域の上述した有利な加熱を生じさせるように調温される。あるいはまた、加圧は、発火性混合気が冷却路に導入され、その中で的確に爆発させられることによっても行うことができる。

構成要素が互いに連通されていない複数の冷却路を有する限りにおいて、各冷却路にオートフレッタージュ（自緊）法が利用されると有利である。あるいはまた、求められる応力分布に関係して、個々の冷却路に加圧処理を施すことも目的に適っている。

被処理構成要素は、その外側面が歪まないようにするために、加圧段階中に締付け装置などにおいて締付けあるいは固定される。これは特に、空力学的特性が翼形部の正確な形状分布に左右されるタービン翼において目的に適っている。例えばかかる翼は、加圧段階中および場合によっては先行するあるいは後続の温度処理段階中に、翼形部の輪郭に合わされた２個の耐圧型シェル間にサンドイッチの形態で固定される。

好適には、構成要素（例えばタービン翼）を製造する際、加圧段階後にはじめて、冷却路から分岐し外側面に在る流出開口に開口する部分路が構成要素に設けられ、この部分路は将来の運転中において外側面の膜冷却に対して利用される。これは、加圧前に冷却路ないしそこから分岐している部分路の先端を閉鎖プラグなどで手間をかけて閉鎖し、その後、再開放する必要がない、という利点を有する。このプラグで閉鎖する方法では、上述した有利な加圧状態にとって必要な密封性を得ることは困難である。ここで提案された方式に応じて、必要とあれば、一般に将来運転中に導入すべき冷却材に対する入口開口ともなる加圧媒体の流入開口に、相応した密封処置が講じられる。オートフレッタージュ（自緊）処理後、膜冷却用孔ないし翼壁を一般に真っ直ぐ貫通する比較的短い流出路が外側から翼に例えばレーザ穿孔法や他の適当な方法で設けられる。その際におそらく生ずる内部応力の転移は、それが流出路のごく近傍にしか関係せず、その大きさも無視できるので、問題とならない。むしろオートフレッタージュ（自緊）処理によって、前もって曲がりくねり部および蛇行冷却路の転向部において圧縮内部応力が増大されることが重要である。

タービン構成要素又は圧縮機構成要素に関する上述した課題は、内部冷却路を備えたタービン構成要素又は圧縮機構成要素において、冷却路を境界づける壁部位あるいは周縁部位が、内部で行われた加圧後に、構成要素の休止状態において、タービンあるいは圧縮機の運転中における動的負荷のもとでその領域内部で生ずる引張り応力が、予め設定された圧縮内部応力分布によって少なくとも部分的に、好適には完全に相殺されるように圧縮応力のもとにあることによって解決される。その場合、それぞれの構成要素は有利に上述した方法で製造され、即ち、その構成要素は、製造中に、冷却路の加圧およびその壁部位の部分的塑性変形に伴って現れる硬化プロセスが進行している。

本発明によって得られる利点は特に、タービン構成要素又は圧縮機構成要素の冷却路を境界づける内部壁領域に圧縮内部応力を的確に与えることによって、構成要素における内部応力分布の永続的転移が引き起こされ、その転移が、将来の運転中に生ずる負荷状態のもとで疲労強度あるいは交番疲労強度に良好に作用し、これによって、構成要素の寿命を高めることにある。

以下図を参照して本発明の実施例を詳細に説明する。

図１にタービンの構成要素に対する例として示された動翼２は、翼内部を導かれた複数の冷却路４を有している。タービンの運転中、比較的冷たい冷却空気がその冷却路４を通って流れる。冷却空気の導入は翼脚６に配置された入口開口８を介して行われる。一部で蛇行し一部で真っ直ぐ延びる冷却路４を冷却空気が貫流し、その際、冷却路を包囲する壁部位からそのそばを流れる冷却材への主に対流熱伝達によりタービン翼２の内部冷却をし終えた後、その冷却空気はそれぞれの冷却路４から分岐した流出路１０を介して翼表面に配置された流出開口１２を通って流出し、その際、翼表面をタービンにおける高温作動媒体から保護する冷却空気膜を形成する。流出開口１２は例えば膜冷却用開口としても形成できる。

従来の通常の構造様式のタービン翼２において、タービン運転中、冷却路４を包囲する翼壁１４の冷却路１４の側の周縁領域に、比較的大きな引張り応力が生じ、この引張り応力は、ＬＣＦ強度とも呼ばれる交番疲労強度を、従って、タービン翼２の寿命を害する。かかる問題を解消するために、ここで提案された構想により、翼内部に既に冷却路４が形成されているが、そこから流出路１０がまだ分岐されていないタービン翼２の製造段階において、冷却路４が、将来の運転圧力よりはるかに高い内圧で一度短時間にわたり加圧される。その場合、タービン翼２のそれぞれの冷却路４を境界づける壁部位で降伏点が超過され、これにより、翼材料が弾性及び塑性変形される。その変形における塑性変形割合に基づいて、翼壁１４において冷却路４を境界づける内面近くに局所的な圧縮内部応力が生じ、この圧縮内部応力は加圧完了後も持続して残存し、このために、将来の運転負荷から生じる引張り応力を相殺する。塑性変形領域の厚さは、利用されたオートフレッタージュ（自緊）圧力および採用された翼材料の変形特性に大きく左右される。

確かに圧縮内部応力および引張り内部応力は全面的に観察され、即ち、タービン翼２全体において釣り合って観察され、このために、オートフレッタージュ（自緊）法を利用した場合、冷却路４の近くにおける所望の圧縮応力形成のほかに、翼壁１４の外側領域における望ましくない引張り応力も生ずるが、この引張り応力は大きな空間的領域にわたり分散し、比較的小さなピーク値にしか達しない。これによって、かかる引張り応力は、通常構造のタービン翼において生ずる比較的高いピーク値の引張り応力より非常に良好に支配できる。

図２に内部応力転移の原理がもう一度概略的に示されている。その場合、オートフレッタージュ（自緊）法の利用後に結果として生ずる内部応力σの壁寸法ｔに関する立体的分布が線図で示されている。その場合、冷却路が負のｔ値範囲にあり、ｔ＝０が内壁で境界づけられていると仮定する。ｔ＝ｔ₀はタービン翼の外側面である。変数ｔ自体は翼壁１４の立体的寸法を表し、例えば翼形部１６の表面に対して垂直に測定される。ｔ＝０で（即ち、内壁で）ｔ＝０近くにおける最も大きな値の圧縮応力には負の符号が付けられる。その外側では、全面的応力釣り合いに基づいて、大きな立体的範囲に分散し、従って、圧縮応力より本質的に小さな絶対値と想定される引張り応力（正符号のσ）が存在する。応力分布曲線およびｔ軸で囲い込まれた２つの面Ａ₁と面Ａ₂は同じ大きさを有し、即ち、Ａ₁＝Ａ₂である。

この実施例において、タービン翼２の翼脚６における流入開口８が耐圧接続管を介してここでは図示されていない蓄圧器あるいは他の適当な圧力発生装置に接続されることによって、例えば１０００ｂａｒ〜５０００ｂａｒの比較的大きなオートフレッタージュ（自緊）圧力が与えられる。その際、加圧媒体が、切換弁の開放後にタービン翼２の冷却路４の系統に流入し、内側位置の壁部位の部分的塑性変形が生じさせられる。あるいはまた、好適には、流入開口８が閉鎖された状態において冷却空気路の内部における発火性混合気の１回あるいは数回の爆発発生による加圧も利用できる。場合によってはタービン翼２の温度が高められた状態で行われる加圧の実施後、流出路１０が外側から翼壁１４を貫通して開けられ、これによって、タービン翼２が完成される。場合によっては、タービン翼２に断熱層（ＴＢＣ＝遮熱コーティング）も被覆される。

内部冷却路を備えたタービン翼の概略図。 図１のタービン翼の冷却路を境界づける壁の厚さ寸法に関する機械的応力の代表的分布の線図。

符号の説明

２ タービン翼
４ 冷却路
８ 流入開口
１０ 流出路
１２ 流出開口

Claims (9)

1. 鋳造法によって予め形成された少なくとも１個の内部冷却路（４）を備え、鋳造法によって一体形成されるタービン翼本体、あるいは他のタービン構成要素又は圧縮機構成要素の製造方法において、
   前記予め形成された冷却路（４）が、冷却路（４）を境界づける壁部位が少なくとも部分的に塑性変形を生じるほどの大きさに決められた内圧で加圧されることを特徴とするタービン構成要素又は圧縮機構成要素の製造方法。
2. 前記加圧される内圧が５００ｂａｒ〜１００００ｂａｒの範囲で設定されることを特徴とする請求項１に記載の方法。
3. 少なくとも冷却路（４）を境界づける壁部位が加圧される際に、加圧の直前又は直後又は加圧中に、室温より高い処理温度に加熱されることを特徴とする請求項１又は２に記載の方法。
4. 処理温度が３０℃〜１０００℃の範囲で設定されることを特徴とする請求項３に記載の方法。
5. 加圧のために、気体状あるいは液状の媒体が冷却路（４）に導入され、所望の内圧が外部圧力発生装置によって発生されることを特徴とする請求項１ないし４のいずれか１つに記載の方法。
6. 発火性混合気が冷却路（４）に導入され、続いて、流入開口（８）あるいは流出開口（１２）が閉鎖された状態において爆発させられることを特徴とする請求項１ないし４のいずれか１つに記載の方法。
7. 加圧後にはじめて、冷却路（４）から分岐し外側面に在る流出開口（１２）に開口する流出路（１０）が前記構成要素に設けられることを特徴とする請求項１ないし６のいずれか１つに記載の方法。
8. 鋳造法によって予め形成された少なくとも１個の内部冷却路（４）を備え、鋳造法によって一体形成されるタービン翼本体、あるいは他のタービン構成要素又は圧縮機構成要素であって、
   前記予め形成された冷却路（４）を境界づける壁部位あるいは周縁部位が、少なくとも部分的に塑性変形を生じるほどの大きさに決められた内圧で加圧された後に、前記構成要素の休止状態において、タービンあるいは圧縮機の運転中における動的負荷のもとでその領域内部で生ずる引張り応力が予め設定された圧縮応力分布によって少なくとも部分的に相殺されるように、圧縮応力下にあることを特徴とするタービン構成要素又は圧縮機構成要素。
9. 請求項８に記載の複数の構成要素を備えていることを特徴とするガスタービンあるいは蒸気タービン。

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