JPS6151124B2 - - Google Patents
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- JPS6151124B2 JPS6151124B2 JP2893582A JP2893582A JPS6151124B2 JP S6151124 B2 JPS6151124 B2 JP S6151124B2 JP 2893582 A JP2893582 A JP 2893582A JP 2893582 A JP2893582 A JP 2893582A JP S6151124 B2 JPS6151124 B2 JP S6151124B2
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- JP
- Japan
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- wing
- gas turbine
- cooling
- cooling component
- turbine cooling
- Prior art date
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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
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
-
- 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
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
- F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Architecture (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
本発明はガスタービン冷却部品に関し、更に詳
しくは、高温特性が改善されかつ大型化が可能な
新規構造のガスタービン冷却部品に関する。
しくは、高温特性が改善されかつ大型化が可能な
新規構造のガスタービン冷却部品に関する。
各種の発電技術プラントにおいては、ガスター
ビン発電システムが広く採用されている。ここ
で、従来のガスタービン冷却部品の代表例である
静翼を第１図、第２図に示す。第１図は平面図で
あり、第２図は第１図のＡ―A′線に沿う断面図
である。図において、１，１′はそれぞれ植込み
部であつて、２は、前縁２′、後縁２″を有する翼
部であり、その内部は複数個の隔壁３を設けるこ
とにより複数個の空洞の冷却通路部４が形成され
ている。翼部２の両側端はそれぞれ植込み部１，
１′に連絡されて全体が一体化構造となる。冷却
通路部４には、該静翼の作動時、例えば空気を植
込み部から流入し翼部２の冷却が行なわれる。こ
のような静翼において、ガス流はある入口温度で
図の矢印Ｐ方向から前縁２′に流入し、翼部２は
高温域となり、植込み部１，１′には相対的に低
温域が形成される。
ビン発電システムが広く採用されている。ここ
で、従来のガスタービン冷却部品の代表例である
静翼を第１図、第２図に示す。第１図は平面図で
あり、第２図は第１図のＡ―A′線に沿う断面図
である。図において、１，１′はそれぞれ植込み
部であつて、２は、前縁２′、後縁２″を有する翼
部であり、その内部は複数個の隔壁３を設けるこ
とにより複数個の空洞の冷却通路部４が形成され
ている。翼部２の両側端はそれぞれ植込み部１，
１′に連絡されて全体が一体化構造となる。冷却
通路部４には、該静翼の作動時、例えば空気を植
込み部から流入し翼部２の冷却が行なわれる。こ
のような静翼において、ガス流はある入口温度で
図の矢印Ｐ方向から前縁２′に流入し、翼部２は
高温域となり、植込み部１，１′には相対的に低
温域が形成される。
一般に、ガスタービン入口温度を高めるとガス
タービンの熱効率は向上する。しかしながら、通
常、材料は高温になればなるほど、その機械的強
度が低下する。したがつて、ガス流の入口温度
は、静翼に用いた材料の耐熱性との関係で決定さ
れざるを得ず無制約に高くすることはできない。
タービンの熱効率は向上する。しかしながら、通
常、材料は高温になればなるほど、その機械的強
度が低下する。したがつて、ガス流の入口温度
は、静翼に用いた材料の耐熱性との関係で決定さ
れざるを得ず無制約に高くすることはできない。
それゆえ、上記したような複雑な形状に加工で
きしかも耐熱性にも優れる材料で静翼を構成する
ことができれば、ガスタービン入口温度を高める
ことができてその熱効率を向上し得るのでそれを
工業的に極めて有用である。
きしかも耐熱性にも優れる材料で静翼を構成する
ことができれば、ガスタービン入口温度を高める
ことができてその熱効率を向上し得るのでそれを
工業的に極めて有用である。
現在、上記した構造の静翼は、通常、セラミツ
クスをコアとするγ′析出強化型ニツケル基超合
金（例えば、IN―939）の精密鋳造法によつて一
体化構造体として製造されている。
クスをコアとするγ′析出強化型ニツケル基超合
金（例えば、IN―939）の精密鋳造法によつて一
体化構造体として製造されている。
しかしながら、このγ′析出強化型Ni基超合金
は、空冷して使用してもその耐熱度は850〜900℃
が限界であり、ガスタービン入口温度を更に高め
ることを制約している。
は、空冷して使用してもその耐熱度は850〜900℃
が限界であり、ガスタービン入口温度を更に高め
ることを制約している。
そのため、近時、この翼部２の構成材料として
一方向凝固の柱状晶、単結晶、一方向凝固の共晶
から成る材料を用いて、高温におけるその機械的
強度の維持・向上に関する研究が進められてい
る。
一方向凝固の柱状晶、単結晶、一方向凝固の共晶
から成る材料を用いて、高温におけるその機械的
強度の維持・向上に関する研究が進められてい
る。
しかしながら、この技術を大型の静翼製造に適
用することは、上記したような結晶の均一成長が
困難であること、大規模な設備・装置を必要とす
ること、などの理由により極めて問題である。
用することは、上記したような結晶の均一成長が
困難であること、大規模な設備・装置を必要とす
ること、などの理由により極めて問題である。
一方、融点直下の温度まではその機械的強度が
低下しない分散強化型耐熱合金（ODS合金：
Oxide dispersion Strengthning alloy）が知ら
れている。このODS合金は、Ni，Fe，Co系合金
をマトリツクスとし、この中にY2O3，Ａ2O3，
ThO2などの金属酸化物の微粉末を所定量分散体
として含有する一種の複合材料である。その組成
によつて耐熱度は変化するが、概ね1100℃以上程
度である。したがつて、このODS合金で翼部２
が構成されれば、ガスタービン入口温度をODS
合金の耐熱度直下にまで上昇させることができる
ので全体の熱効率を向上させることが可能とな
る。しかも、そのとき、翼部の機械的強度の低下
は起らない。
低下しない分散強化型耐熱合金（ODS合金：
Oxide dispersion Strengthning alloy）が知ら
れている。このODS合金は、Ni，Fe，Co系合金
をマトリツクスとし、この中にY2O3，Ａ2O3，
ThO2などの金属酸化物の微粉末を所定量分散体
として含有する一種の複合材料である。その組成
によつて耐熱度は変化するが、概ね1100℃以上程
度である。したがつて、このODS合金で翼部２
が構成されれば、ガスタービン入口温度をODS
合金の耐熱度直下にまで上昇させることができる
ので全体の熱効率を向上させることが可能とな
る。しかも、そのとき、翼部の機械的強度の低下
は起らない。
しかしながら、このODS合金は上記した精密
鋳造法では製造することができず、通常は鍜造法
でつくられ、その形状のブロツクか又は薄板であ
る。このようなことから、このODS合金につい
ては、冷却部のない中実動翼や薄板形状のろう付
け構造による静翼への適用は試みられているが、
上記したような中空冷却部を有する複雑形状の、
しかも堅牢な構造の大形静翼など、発電用ガスタ
ービン大形冷却部品への適用は現在行なわれてい
ない。
鋳造法では製造することができず、通常は鍜造法
でつくられ、その形状のブロツクか又は薄板であ
る。このようなことから、このODS合金につい
ては、冷却部のない中実動翼や薄板形状のろう付
け構造による静翼への適用は試みられているが、
上記したような中空冷却部を有する複雑形状の、
しかも堅牢な構造の大形静翼など、発電用ガスタ
ービン大形冷却部品への適用は現在行なわれてい
ない。
本発明は、高温特性が優れしたがつて高い熱効
率を可能とし、しかも形状の大型化が可能な工業
用ガスタービンなどの冷却部品の提供を目的とす
る。
率を可能とし、しかも形状の大型化が可能な工業
用ガスタービンなどの冷却部品の提供を目的とす
る。
本発明は、ガスタービン冷却部品において、高
温度（第１図、第２図の翼部２）はODS合金で
構成し、しかも該ODS合金の特性を生かすため
に該高温域を各要素の機械的合金による分割構造
とすること、また、低温域（第１図、第２図で示
した植込み部１，１′とその接合部分）において
は、その接合を、ODS合金の特性活用は犠性に
なるがその熱応力に対しては大きな耐性を可能に
する冶金的結合、とりわけ液相拡散接合法を適用
して行なうこと、によつて上記した目的を達成す
るものである。
温度（第１図、第２図の翼部２）はODS合金で
構成し、しかも該ODS合金の特性を生かすため
に該高温域を各要素の機械的合金による分割構造
とすること、また、低温域（第１図、第２図で示
した植込み部１，１′とその接合部分）において
は、その接合を、ODS合金の特性活用は犠性に
なるがその熱応力に対しては大きな耐性を可能に
する冶金的結合、とりわけ液相拡散接合法を適用
して行なうこと、によつて上記した目的を達成す
るものである。
すなわち、本発明のガスタービン冷却部品は、
高温ガス流中で冷却しながら作動させ全体が各要
素を接合した分割構造のガスタービン冷却部品で
あつて、高温域の接合部分は機械的結合で構成さ
れ、低温域の接合部分は冶金的結合で構成され、
かつ、高温域の接合部分に用いる要素が分散強化
型耐熱合金から成ることを特徴とする。
高温ガス流中で冷却しながら作動させ全体が各要
素を接合した分割構造のガスタービン冷却部品で
あつて、高温域の接合部分は機械的結合で構成さ
れ、低温域の接合部分は冶金的結合で構成され、
かつ、高温域の接合部分に用いる要素が分散強化
型耐熱合金から成ることを特徴とする。
本発明ガスタービン冷却部品の１例を、前述し
た静翼につき、その製造方法も含めて第３〜７図
に基づいてより詳細に説明する。
た静翼につき、その製造方法も含めて第３〜７図
に基づいてより詳細に説明する。
第３図は、本発明にかかる翼部の構造を説明す
るための図であつて、第１図のＡ―A′線に沿う
縦断面図である。図において、１は植込み部、２
は上面翼２ａと下面翼２ｂの各要素から成る２分
割構造の翼部である。３は隔壁を構成する要素、
３′は冷却吹出し孔、４は冷却通路部である。５
は、上面翼２ａ、下面翼２ｂ及び隔壁３を機械的
に結合するための嵌合部材の要素である。これ
ら、各要素、すなわち、上面翼２ａ、隔壁３、下
面翼２ｂ、嵌合部材５の斜視図をそれぞれ第４〜
７図として示した。
るための図であつて、第１図のＡ―A′線に沿う
縦断面図である。図において、１は植込み部、２
は上面翼２ａと下面翼２ｂの各要素から成る２分
割構造の翼部である。３は隔壁を構成する要素、
３′は冷却吹出し孔、４は冷却通路部である。５
は、上面翼２ａ、下面翼２ｂ及び隔壁３を機械的
に結合するための嵌合部材の要素である。これ
ら、各要素、すなわち、上面翼２ａ、隔壁３、下
面翼２ｂ、嵌合部材５の斜視図をそれぞれ第４〜
７図として示した。
さて、本発明にあつては、翼部２は上面翼２
ａ、下面翼２ｂ、隔壁３、嵌合部材５の各要素か
ら成る分割構造である。この部分が高温域とな
る。これらの要素はいずれもODS合金で構成さ
れる。用いるODS合金としては、金属酸化物と
してY2O3，ThO2の0.5μｍ以下の粉末を0.3〜15
重量％含み望ましくは0.5μｍ以下のY2O3粉末を
0.6〜２重量％含み、マトリツクスがNiをバラン
ス成分としCr，Ａ，Tiを含むものが好まし
い。このとき、金属酸化物の微粉末の粒径は、
ODS合金の高温における機械的強度に影響を与
える。該粒径が0.5μｍを超えると充分な高温強
度が得られないので該粒径を0.5μｍ以下に制御
したODS合金を用いることが好ましい。
ａ、下面翼２ｂ、隔壁３、嵌合部材５の各要素か
ら成る分割構造である。この部分が高温域とな
る。これらの要素はいずれもODS合金で構成さ
れる。用いるODS合金としては、金属酸化物と
してY2O3，ThO2の0.5μｍ以下の粉末を0.3〜15
重量％含み望ましくは0.5μｍ以下のY2O3粉末を
0.6〜２重量％含み、マトリツクスがNiをバラン
ス成分としCr，Ａ，Tiを含むものが好まし
い。このとき、金属酸化物の微粉末の粒径は、
ODS合金の高温における機械的強度に影響を与
える。該粒径が0.5μｍを超えると充分な高温強
度が得られないので該粒径を0.5μｍ以下に制御
したODS合金を用いることが好ましい。
本発明の翼部２は、設計仕様に基づいて予め成
形、機械加工した第４〜６図の各要素を機械的に
結合して構成される。すなわち、例えば上面翼２
ａ、下面翼２ｂの内面の所定の位置に図に示した
ような断面楔型で翼長方向に伸びる溝を加工し、
これらを同様の溝を長手方向に加工してなる隔壁
３を介在させて対置させる。かくして第３図のよ
うに冷却通路部４を形成して翼部が形づくられ
る。つぎに、要素の間にある楔型の溝の空間部分
（図では断面蝶型）に、第７図に示した嵌合部材
５を翼長方向に打ち込んで全体を組立てて一体化
する。最後に冷却吹出し孔３′を加工して穿設す
る。
形、機械加工した第４〜６図の各要素を機械的に
結合して構成される。すなわち、例えば上面翼２
ａ、下面翼２ｂの内面の所定の位置に図に示した
ような断面楔型で翼長方向に伸びる溝を加工し、
これらを同様の溝を長手方向に加工してなる隔壁
３を介在させて対置させる。かくして第３図のよ
うに冷却通路部４を形成して翼部が形づくられ
る。つぎに、要素の間にある楔型の溝の空間部分
（図では断面蝶型）に、第７図に示した嵌合部材
５を翼長方向に打ち込んで全体を組立てて一体化
する。最後に冷却吹出し孔３′を加工して穿設す
る。
このような機械的結合は、例示した嵌合に限定
されることなく、他に螺合、ネジ止めなどの手段
によつて行なうこともできる。
されることなく、他に螺合、ネジ止めなどの手段
によつて行なうこともできる。
なお、上記した接合部分の気密性を充分に保持
するためには、嵌合部材の表面に、常用の薄膜形
成法（例えば真空蒸着法）によつて、Ａなどの
低融点金属の薄膜を形成しておき、この部材を上
記空間部分に打ち込んだのち、熱処理を施せばＡ
フイラーの擬液相拡散接合法となり、各要素
（ODS合金）の特性を損うことなく、良好な気密
性のみならず高い接合強度を得ることができる。
するためには、嵌合部材の表面に、常用の薄膜形
成法（例えば真空蒸着法）によつて、Ａなどの
低融点金属の薄膜を形成しておき、この部材を上
記空間部分に打ち込んだのち、熱処理を施せばＡ
フイラーの擬液相拡散接合法となり、各要素
（ODS合金）の特性を損うことなく、良好な気密
性のみならず高い接合強度を得ることができる。
以上のようにして製造した翼部２の両側端を、
IN―939のような材質から成り予め所定の形状に
加工されている植込み部１，１′に接合して本発
明の冷却部品が得られる。
IN―939のような材質から成り予め所定の形状に
加工されている植込み部１，１′に接合して本発
明の冷却部品が得られる。
後者の接合部分は静翼において低温域を構成し
ている。そこで、翼部２、植込み部１，１′の各
要素は冶金的に結合されて静翼を構成する。
ている。そこで、翼部２、植込み部１，１′の各
要素は冶金的に結合されて静翼を構成する。
すなわち、組立てた翼部２を、精密鋳造法で製
造したIN939から成る植込み部１，１′の所定位
置に液相拡散接合法で接合する。このとき、翼部
２の両端部は逆テーパで接合される。接合部分
は、使用時には翼部２ほど高温にはならないが、
その熱応力は大きくなるので延性が重要となる。
また、この部分は質量的にも大きくなるので、
ODS合金を用いる必要はなく、むしろ、IN939で
あることの方が好ましい。
造したIN939から成る植込み部１，１′の所定位
置に液相拡散接合法で接合する。このとき、翼部
２の両端部は逆テーパで接合される。接合部分
は、使用時には翼部２ほど高温にはならないが、
その熱応力は大きくなるので延性が重要となる。
また、この部分は質量的にも大きくなるので、
ODS合金を用いる必要はなく、むしろ、IN939で
あることの方が好ましい。
液相拡散接合法の適用においては、用いるフイ
ラー（溶材）は、通常、基材合金に近似する組成
でしかもＢ，Siなどを含有する非晶質フイラーで
あることが好ましい。接合時には、接合部分にあ
る翼部２のODS合金が金属溶融体と反応するた
めその分散強化特性は局部的には非常に損なわれ
ることとなる。しかし、このことは、接合部分で
は上記したようにむしろ延性特性の向上が望まれ
ることからして不都合な問題とはなりえない。
ラー（溶材）は、通常、基材合金に近似する組成
でしかもＢ，Siなどを含有する非晶質フイラーで
あることが好ましい。接合時には、接合部分にあ
る翼部２のODS合金が金属溶融体と反応するた
めその分散強化特性は局部的には非常に損なわれ
ることとなる。しかし、このことは、接合部分で
は上記したようにむしろ延性特性の向上が望まれ
ることからして不都合な問題とはなりえない。
なお、この場合の液相拡散接合法の拡散処理に
あつては、従来、Ｂ，Siなどを均一に拡散させて
接合強度を高めるために行なわれる長時間の加熱
処理は不要となり、むしろ、その処理条件はホツ
トコロージヨン、延性確保の点から決定される。
あつては、従来、Ｂ，Siなどを均一に拡散させて
接合強度を高めるために行なわれる長時間の加熱
処理は不要となり、むしろ、その処理条件はホツ
トコロージヨン、延性確保の点から決定される。
本発明にあつては、翼部と植込み部との接合は
広い面積に亘つて行なわれるので、全体の部品と
しては充分に良好な剛性を確保することができ
る。
広い面積に亘つて行なわれるので、全体の部品と
しては充分に良好な剛性を確保することができ
る。
なお、この接合部分には、翼部２の組立てに適
用した例えば嵌合方式を採用することもできる。
このとき、その機械的結合部分はなるべく内部の
冷却側に位置することが好ましい。また、接合部
分にあつては、その気密を保持するために、傾斜
していてもよく、段付き構造であつてもよい。
用した例えば嵌合方式を採用することもできる。
このとき、その機械的結合部分はなるべく内部の
冷却側に位置することが好ましい。また、接合部
分にあつては、その気密を保持するために、傾斜
していてもよく、段付き構造であつてもよい。
以上の説明は静翼に関して行なつたものである
が、本発明の構造は動翼、燃焼器にも適用するこ
とができる。すなわち、動翼の場合には、１がク
リスマスツリーのような植込み部となり、１′に
相当する部分をチツプ接合翼のような形式に変更
すればよい。このチツプ部分には作用する遠心力
が小さいので、しかも熱疲労に対する耐性を備え
ればよいので、接合には上記した液相拡散接合法
を適用すればよい。
が、本発明の構造は動翼、燃焼器にも適用するこ
とができる。すなわち、動翼の場合には、１がク
リスマスツリーのような植込み部となり、１′に
相当する部分をチツプ接合翼のような形式に変更
すればよい。このチツプ部分には作用する遠心力
が小さいので、しかも熱疲労に対する耐性を備え
ればよいので、接合には上記した液相拡散接合法
を適用すればよい。
また、燃焼器の場合も、冷却通路側に面した部
分は液相拡散接合法を適用して接合し、火炎と接
触する内部には機械的結合法を適用すればよいこ
とは本発明の場合と同様である。
分は液相拡散接合法を適用して接合し、火炎と接
触する内部には機械的結合法を適用すればよいこ
とは本発明の場合と同様である。
本発明にあつては、植込み部１，１′、要素２
ａ，２ｂ，３の材料例をそれぞれ示したが、これ
らは１，１′についてはCo合金、２ａ，２ｂ，３
ついては例えばFe系フエライトマトリツクスと
Ni系オーステナイトマトリツクスの組合せによ
る熱膨張差等を利用したものも適用することがで
きる。
ａ，２ｂ，３の材料例をそれぞれ示したが、これ
らは１，１′についてはCo合金、２ａ，２ｂ，３
ついては例えばFe系フエライトマトリツクスと
Ni系オーステナイトマトリツクスの組合せによ
る熱膨張差等を利用したものも適用することがで
きる。
ODS合金としてMA754（Ａ0.3wt％，
Ti0.5wt％，Y2O30.6wt％、Cr20wt％，BaNi；
INCO社製）を用意した。このODS合金から、上
面翼、下面翼、隔壁、嵌合部材を設計通りに作製
した。接合部分の溝の加工は電解加工、ワイヤカ
ツトなどの放電加工法を適用した。これらを組合
せて、接合部分の溝空間部分には、表面がイオン
プレーテイング法により約20μｍのＡ層で被さ
れた嵌合部材を翼長方向に打ち込んで楔どめして
翼部を製造した。この際Ａ層はより一層しつか
りしたハメアイを可能とした。
Ti0.5wt％，Y2O30.6wt％、Cr20wt％，BaNi；
INCO社製）を用意した。このODS合金から、上
面翼、下面翼、隔壁、嵌合部材を設計通りに作製
した。接合部分の溝の加工は電解加工、ワイヤカ
ツトなどの放電加工法を適用した。これらを組合
せて、接合部分の溝空間部分には、表面がイオン
プレーテイング法により約20μｍのＡ層で被さ
れた嵌合部材を翼長方向に打ち込んで楔どめして
翼部を製造した。この際Ａ層はより一層しつか
りしたハメアイを可能とした。
つぎに、植込み部としてIN―939（22.5Cr―
19.0Co―2.0W―1.0Nb―1.4Ta―3.7Ti―1.9A―
0.1Zr―0.01B―0.15C―BaNi，INCO社製）の
精密鋳造品を用意した。
19.0Co―2.0W―1.0Nb―1.4Ta―3.7Ti―1.9A―
0.1Zr―0.01B―0.15C―BaNi，INCO社製）の
精密鋳造品を用意した。
翼部の両側端と植込み部とを所定位置で16％
Cr―４％Ｂ―Niの組成で厚み38μｍの非晶質フ
イラー片を介在させて固定し、そのまま全体を真
空中で1100℃，30分間加熱した後空冷した。つい
で、1150℃で４時間加熱して空冷、1000℃で６時
間加熱して空冷、900℃で４時間加熱して空冷、
700℃で16時間加熱して空冷という熱処理を順次
行なつた。一体化構造の静翼が得られた。
Cr―４％Ｂ―Niの組成で厚み38μｍの非晶質フ
イラー片を介在させて固定し、そのまま全体を真
空中で1100℃，30分間加熱した後空冷した。つい
で、1150℃で４時間加熱して空冷、1000℃で６時
間加熱して空冷、900℃で４時間加熱して空冷、
700℃で16時間加熱して空冷という熱処理を順次
行なつた。一体化構造の静翼が得られた。
ついでこれをプラスト処理し、その翼面に
Y0.4wt％，Ａ6wt％，Cr16wt％，BaNiから
なる組成の合金をプラズマ溶射した後、1050℃，
１時間のＡパツク浸透処理を施して耐食コーテ
イングとした。最後に、冷却孔を後縁に放電加工
法で穿設した。
Y0.4wt％，Ａ6wt％，Cr16wt％，BaNiから
なる組成の合金をプラズマ溶射した後、1050℃，
１時間のＡパツク浸透処理を施して耐食コーテ
イングとした。最後に、冷却孔を後縁に放電加工
法で穿設した。
得られた静翼において、翼部における温度は従
来の精密鋳造法によるNi基超合金の翼部の場合
よりも70℃の上昇が可能であつた。また、本発明
の静翼は、内部に冷却構造をもたない中実の
ODS合金の翼部の場合に比べて、翼部温度を170
℃低下できることが判明した。すなわち、ガス流
の入口温度を170℃高めることができた。
来の精密鋳造法によるNi基超合金の翼部の場合
よりも70℃の上昇が可能であつた。また、本発明
の静翼は、内部に冷却構造をもたない中実の
ODS合金の翼部の場合に比べて、翼部温度を170
℃低下できることが判明した。すなわち、ガス流
の入口温度を170℃高めることができた。
本発明のガスタービン冷却部品は、複雑な冷
却通路部を備えた構造なのでその冷却効率が高
く、しかも高温度がODS合金で構成されている
ため、ガスタービン入口温度を高めることができ
熱効率の向上がもたらされる、高温域が機械的
結合による分割構造なので、ODS合金の特性が
そのまま生かされる、素材となるODS合金は
大形ブロツク材又は広い薄板である必要はないの
で、全体のコストが低減できる、高温域は各要
素の組立て体なので全体を大型形状に組立てるこ
とができる。内部検査をすることが可能である
ことから冷却性能が安定し、かつタービンレンス
プロモータなどの高度な技術を適用できる、、
使用後の損傷翼の再生、修理が容易である、など
の利点を有し、工業用ガスタービン冷却部品で強
靭、耐久性、大型化が要請される分野に適用する
ことができその工業的価値は大である。
却通路部を備えた構造なのでその冷却効率が高
く、しかも高温度がODS合金で構成されている
ため、ガスタービン入口温度を高めることができ
熱効率の向上がもたらされる、高温域が機械的
結合による分割構造なので、ODS合金の特性が
そのまま生かされる、素材となるODS合金は
大形ブロツク材又は広い薄板である必要はないの
で、全体のコストが低減できる、高温域は各要
素の組立て体なので全体を大型形状に組立てるこ
とができる。内部検査をすることが可能である
ことから冷却性能が安定し、かつタービンレンス
プロモータなどの高度な技術を適用できる、、
使用後の損傷翼の再生、修理が容易である、など
の利点を有し、工業用ガスタービン冷却部品で強
靭、耐久性、大型化が要請される分野に適用する
ことができその工業的価値は大である。
第１図は静翼の平面図、第２図は第１図のＡ―
A′線に沿う縦断面図である。第３図は、本発明
構造の静翼の１例を示す縦断面図、第４図、第５
図、第６図、第７図はそれぞれ第３図における上
面翼、隔壁、下面翼、嵌合部材の斜視図である。 １，１′…植込み部、２…翼部、２′…前縁、
２″…後縁、２ａ…上面翼、２ｂ…下面翼、３…
隔壁、３′…冷却吹出し孔、４…冷却通路部、５
…嵌合部材、Ｐ…ガス流の流入方向。
A′線に沿う縦断面図である。第３図は、本発明
構造の静翼の１例を示す縦断面図、第４図、第５
図、第６図、第７図はそれぞれ第３図における上
面翼、隔壁、下面翼、嵌合部材の斜視図である。 １，１′…植込み部、２…翼部、２′…前縁、
２″…後縁、２ａ…上面翼、２ｂ…下面翼、３…
隔壁、３′…冷却吹出し孔、４…冷却通路部、５
…嵌合部材、Ｐ…ガス流の流入方向。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 高温ガス流中で冷却しながら作動させ、全体
が各要素を接合した分割構造のガスタービン冷却
部品であつて、高温域の接合部分は機械的結合で
構成され、低温域の接合部分は冶金的結合で構成
され、かつ高温域の接合部分に用いる要素が分散
強化型耐熱合金から成ることを特徴とするガスタ
ービン冷却部品。 ２ 該分散強化型耐熱合金が粒径0.5μｍ以下の
金属酸化物を0.3〜15重量％分散して成る特許請
求の範囲第１項記載のガスタービン冷却部品。 ３ 該機械的結合が嵌合、螺合、ネジ止めのいず
れかの方法によるものであり、該冶金的結合が液
相拡散接合法によるものである特許請求の範囲第
１項記載のガスタービン冷却部品。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2893582A JPS58148201A (ja) | 1982-02-26 | 1982-02-26 | ガスタ−ビン冷却部品 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2893582A JPS58148201A (ja) | 1982-02-26 | 1982-02-26 | ガスタ−ビン冷却部品 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58148201A JPS58148201A (ja) | 1983-09-03 |
| JPS6151124B2 true JPS6151124B2 (ja) | 1986-11-07 |
Family
ID=12262253
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2893582A Granted JPS58148201A (ja) | 1982-02-26 | 1982-02-26 | ガスタ−ビン冷却部品 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS58148201A (ja) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH01277602A (ja) * | 1988-04-30 | 1989-11-08 | Showa Alum Corp | ターボチャージャ用インペラの製造方法 |
| JPH0710401U (ja) * | 1993-07-22 | 1995-02-14 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
| JP3957214B2 (ja) * | 2001-11-30 | 2007-08-15 | 株式会社日立製作所 | 発電用ガスタービンの動翼の補修方法及び補修後のタービン動翼 |
| US6994525B2 (en) * | 2004-01-26 | 2006-02-07 | United Technologies Corporation | Hollow fan blade for gas turbine engine |
| US7458780B2 (en) | 2005-08-15 | 2008-12-02 | United Technologies Corporation | Hollow fan blade for gas turbine engine |
| US7993105B2 (en) | 2005-12-06 | 2011-08-09 | United Technologies Corporation | Hollow fan blade for gas turbine engine |
| US7648336B2 (en) * | 2006-01-03 | 2010-01-19 | General Electric Company | Apparatus and method for assembling a gas turbine stator |
-
1982
- 1982-02-26 JP JP2893582A patent/JPS58148201A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS58148201A (ja) | 1983-09-03 |
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