(57)【要約】【課題】セラミックス系材料を使用したタービン翼において、タービン翼に生じる熱応力の低減を十分に達成し、ＬＣＦ寿命を向上させる。【解決手段】セラミック系材料を使用して中空形態に製作されたタービン翼であって、該タービン翼（１）には、腹側部（３）および背側部（５）の温度変化を平均化するため、その腹側部翼面にガス流れ方向に沿って凹むスリット（７）が形成されている、ことによって同様の目的を達成することができる。【選択図】図５
2008032022.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
セラミック系材料を使用して中空形態に製作されたタービン翼であって、
該タービン翼（１）には、腹側部（３）および背側部（５）の温度変化を平均化するため、その腹側部翼面にガス流れ方向に沿って凹むスリット（７）が形成されている、ことを特徴とするタービン翼。
【請求項２】
セラミック系材料を使用して中空形態に製作されたタービン翼であって、
該タービン翼（１）は、腹側部（３）および背側部（５）の温度変化を平均化するため、その腹側部翼面がガス流れ方向に沿った波形に形成されている、ことを特徴とするタービン翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空エンジンやガスタービンに用いるタービン翼に関するものであり、より詳しくは、セラミックス系材料により製作したタービン翼を有するタービンにおいて、主流ガスの温度が変化した場合にタービン翼の局所的な温度差に起因して発生する熱応力を低減させ、低サイクル疲労強度を向上させたタービン翼の構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
近年熱効率向上のためにガスタービンの高温化が進められており、この場合のタービン入口温度は１２００℃〜１４００℃程度にまで達する。
かかる高温下では金属製のタービン翼は限界を越えてしまうためセラミック系材料を使用したタービン翼の使用が有望視されている。このタービン翼は従来のタービン翼と同様に前縁部と背側部と後縁部と腹側部とで囲まれ、所定の転向角でできた翼断面を有している。
【０００３】
ここでセラミックス系材料を使用したタービン翼では、（１）セラミックス系材料の熱伝導率が非常に低いこと、（２）セラミックス系材料のヤング率が比較的大きいこと、が相まって、例えばタービンの起動時や停止時などに、主流ガスに急激な温度変化が発生した場合には、その内部に非常に高い熱応力が発生するといった問題があった。タービン翼に高い熱応力が作用すると、その低サイクル疲労寿命（以下「ＬＣＦ寿命」という。）が低下し、極端な場合にはタービン翼に破断などの不具合が発生することも予測されていた。
【０００４】
そのため、セラミックス系材料を使用したタービン翼では、その内部を中空に形成してこの問題の解決を図っている。すなわち、今日ではタービン翼を中空にすることで、中実のタービン翼と比して上記（１）および（２）に起因して発生していた熱応力を低減する対策が採られている。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
上述のように今日のセラミックス系材料を使用したタービン翼では、その内部を中空とし、腹側部および背側部の翼面の肉厚を使用上の強度を確保した上で十分に薄くすることによって発生する熱応力の低減を図っている。
なお、腹側部および背側部の翼面は、ほぼ同じ肉厚に形成されている（以下このタービン翼を「従来の中空タービン翼」と呼ぶ。）。
【０００６】
ここでタービン翼外面にはその翼形状、換言すれば翼の腹側部と背側部の局所レイノルズ数の相違に起因する熱伝達率分布が存在している。
図７にタービン翼外面の熱伝達率の分布をグラフ化して表した。このグラフで、横軸には前縁部からの相対的距離（％軸コード）を、縦軸には翼の局所的位置の熱伝達率／翼全体の平均熱伝達率（局所熱伝達率／平均熱伝達率）を示した。グラフに示したように、タービン翼外面の熱伝達率の分布は、その背側部では高く、その腹側部では低くなっている。そのため、その背側と腹側で主流ガスに対する熱伝達率に大きな差が生じている。
【０００７】
従来の中空タービン翼では、このタービン翼外面の熱伝達率分布が考慮されていなかったため、依然として大きな熱応力がタービン翼に生じることがあった。
すなわちタービン翼を中空形態にした場合であっても、緊急停止時などに主流ガスの温度が急激に変化した場合には、タービン翼に生じる熱応力の低減が十分に達成されず、未だＬＣＦ寿命の低下や何らかの不適合の発生が予測されていた。
【０００８】
本発明は上述した問題を解決するために発案されたものである。すなわち本発明は、セラミックス系材料を使用したタービン翼において、セラミックス系材料の低熱伝導率、高ヤング率、を考慮することに加え、翼形状に起因するタービン翼外面の主流ガス熱伝達率の分布をも考慮して、タービン翼の腹側部および背側部の温度変化の平均化を図ることによってタービン翼に生じる熱応力の低減を十分に達成し、ＬＣＦ寿命を向上させることができるタービン翼を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
上記目的を達成する参考例は、セラミック系材料を使用して中空形態に製作されたタービン翼であって、該タービン翼（１）は、腹側部（３）および背側部（５）の温度変化を平均化するため、その腹側部の翼肉厚（Ｔ．ｐｒｅｓｓ）が、背側部の翼肉厚（Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ）よりも薄く形成されている、ことを特徴とするタービン翼を提供する。
【００１０】
参考例では、タービン翼の腹側部の翼肉厚（Ｔ．ｐｒｅｓｓ）を背側部の翼肉厚（Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ）と比して薄く形成することにより、熱伝達率が低い腹側部の熱容量を減少させて、腹側部の温度応答性を向上させている。
すなわち参考例のタービン翼では従来の中空タービン翼と比して腹側部と背側部の温度変化速度が均一化され、主流ガスに温度変化が発生した場合にも腹側部と背側部との間の温度差が低減される。
これにより、翼の温度分布に依存して発生していた熱応力も低減することができ、その結果、タービン翼のＬＣＦ寿命も従来と比して向上させることができる。
【００１１】
ここで、前記腹側部（３）の翼肉厚（Ｔ．ｐｒｅｓｓ）、前記背側部（５）の翼肉厚（Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ）および翼断面の腹側部翼面から背側部翼面までの最大厚み（Ｔ．ｍａｘ）との間には、
Ｔ．ｐｒｅｓｓ／Ｔ．ｍａｘ    ＜０．１４
０．１４＜Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ／Ｔ．ｍａｘ    ＜０．３２
１．０  ＜Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ／Ｔ．ｐｒｅｓｓ＜２．２
の関係が成り立つ、ことが好ましい。
【００１２】
後述する参考例の結果から、腹側部の翼肉厚、背側部の翼肉厚、翼断面の腹側部翼面から背側部翼面までの最大厚みとの間に上記の関係を成立させることで、腹側部と背側部との間の温度差を効果的に低減させることができ、従来の中空タービン翼と比して、タービン翼に生じる熱応力を減少させることができる。
【００１３】
また本発明は、セラミック系材料を使用して中空形態に製作されたタービン翼であって、該タービン翼（１）には、腹側部（３）および背側部（５）の温度変化を平均化するため、その腹側部翼面にガス流れ方向に凹み状のスリット（７）が形成され、又は、その腹側部翼面がガス流れ方向に沿った波形に形成されている、ことを特徴とするタービン翼をも提供する。
【００１４】
本発明のタービン翼では、腹側部の翼肉厚（Ｔ．ｐｒｅｓｓ）を薄く形成して腹側部の温度応答性を向上させる代わりに、（１）腹側部翼面にスリットを設けて腹側部の伝熱面積を増加させる、（２）腹側部翼面をガス流れ方向に沿った波形に形成して腹側部の伝熱面積を増加させる、ことによって腹側部と主流ガスとの間の熱の移動量を増加させてやる。
腹側部と主流ガスとの間の熱の移動量が増加すると、主流ガスの温度変化に対する腹側部の温度応答性が向上する結果腹側部と背側部の温度差が低減し、従来の中空タービン翼と比して、タービン翼に生じる熱応力を減少させることができる。
【実施例】
【００１５】
以下、タービン翼の参考例と本発明のタービン翼の実施例を図面およびグラフを用いて説明する。
【００１６】
図１は参考例のタービン翼の径方向の断面図であり、タービン翼の内部構造を表している。
このタービン翼１は現在広く一般に使用されているタービン翼の翼形状と同様の外形を有している。またこのタービン翼は、セラミック系材料を使用して製作され、その内部は中空になっている。ここで図１に示したように、その腹側部３の翼肉厚（Ｔ．ｐｒｅｓｓ）は薄く、かつ、背側部５の翼肉厚（Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ）は厚く形成されている。なお、参考例でのタービン翼の大きさは一般的なタービンに用いられるもの（翼弦長３０ｍｍ、翼高さ４０ｍｍ程度）を想定している。
【００１７】
図２は腹側部の翼肉厚（Ｔ．ｐｒｅｓｓ）を種々変更した場合に、タービン翼全体に発生する熱応力の最大値を解析した結果を示したグラフである。
このグラフにおいて横軸は、腹側部の翼肉厚（Ｔ．ｐｒｅｓｓ）を翼断面の腹側部翼面から背側部翼面までの最大厚み（Ｔ．ｍａｘ：定数）で除した値、すなわち腹側部の翼肉厚を相対化して無次元数として表したもの（無次元腹側肉厚  Ｔ．ｐｒｅｓｓ／Ｔ．ｍａｘ）である。
また縦軸は、腹側部の翼肉厚を種々変更した場合にタービン翼全体において発生する熱応力の最大値を従来の中空タービン翼でタービン翼全体において発生していた熱応力の最大値（定数）で除した値、すなわち腹側部がある翼肉厚のときに翼全体に生じる熱応力の最大値を相対化して無次元数として表したもの（無次元熱応力）である。
【００１８】
このグラフで◇印で表した従来の中空タービン翼では、Ｔ．ｐｒｅｓｓのＴ．ｍａｘに対する相対的な厚み（Ｔ．ｐｒｅｓｓ／Ｔ．ｍａｘ）は０．１４であり、その無次元熱応力は当然に１．０である。
【００１９】
このグラフからも明らかなように、Ｔ．ｐｒｅｓｓ／Ｔ．ｍａｘが０．１４未満の場合、すなわち腹側部の翼肉厚を従来よりも薄くした場合には、無次元熱応力が従来の中空タービン翼と比して小さくなっていることが分かる。
なお、タービン翼の腹側部の翼肉厚は、実質的な使用強度を確保する上で当然に下限値があるものの、その厚みはタービンの使用条件を考慮して適宜定めればよいため、グラフには特に表していない。
【００２０】
図３は背側部の翼肉厚（Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ）を種々変更した場合に、タービン翼全体に発生する熱応力の最大値を解析した結果を示したグラフである。
このグラフにおいて横軸は、背側部の翼肉厚（Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ）を翼断面の腹側部翼面から背側部翼面までの最大厚み（Ｔ．ｍａｘ：定数）で除した値、すなわち背側部の翼肉厚を相対化して無次元数として表したもの（無次元背側肉厚  Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ／Ｔ．ｍａｘ）である。
また縦軸は、背側部の翼肉厚を種々変更した場合にタービン翼全体において発生する熱応力の最大値を従来の中空タービン翼でタービン翼全体において発生していた熱応力の最大値（定数）で除した値、すなわち背側部がある翼肉厚のときに翼全体に生じる熱応力の最大値を相対化して無次元数として表したもの（無次元熱応力）である。
【００２１】
このグラフで◇印で表した従来の中空タービン翼では、Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎはＴ．ｐｒｅｓｓと同じであり、Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎのＴ．ｍａｘに対する相対的な厚み（Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ／Ｔ．ｍａｘ）も上記と同様に０．１４である。また、その無次元熱応力は当然に１．０である。
【００２２】
このグラフからも明らかなように、Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ／Ｔ．ｍａｘが０．１４より大きく０．３２未満の場合、すなわち背側部の翼肉厚を従来よりも一定の範囲で厚くした場合には、無次元熱応力が従来の中空タービン翼と比して小さくなっていることが分かる。なお、無次元背側肉厚を０．３２以上にした場合には、無次元熱応力は従来の中空タービン翼よりも大きくなる。
【００２３】
図４は背側部の翼肉厚と腹側部の翼肉厚とを種々変更した場合に、タービン翼全体に発生する熱応力の最大値を解析した結果を示したグラフである。
このグラフにおいて横軸は、背側部の翼肉厚（Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ）を腹側部の翼肉厚（Ｔ．ｐｒｅｓｓ）で除した値、すなわち背側部の翼肉厚を腹側部の翼肉厚との関係で相対化して無次元数として表したものである。
また縦軸は、背側部と腹側部の翼肉厚を種々変更した場合にタービン翼全体において発生する熱応力の最大値を従来の中空タービン翼でタービン翼全体において発生していた熱応力の最大値（定数）で除した値、すなわち背側部と腹側部がある翼肉厚の関係にあるときの翼全体に生じる熱応力の最大値を相対化して無次元数として表したもの（無次元熱応力）である。
【００２４】
このグラフで◇印で表した従来の中空タービン翼では、Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎはＴ．ｐｒｅｓｓと同じであり、Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎがＴ．ｐｒｅｓｓに対する比（Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ／Ｔ．ｐｒｅｓｓ）は、１．０であり、またその無次元熱応力も当然に１．０である。
【００２５】
このグラフからも明らかなように、Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ／Ｔ．ｐｒｅｓｓが１．０より大きく２．２未満の場合には、無次元熱応力が従来の中空タービン翼と比して小さくなっていることが分かる。なお、Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ／Ｔ．ｐｒｅｓｓを２．２以上にした場合には、無次元熱応力は従来の中空タービン翼よりも大きくなる。
【００２６】
以上から腹側部の翼肉厚（Ｔ．ｐｒｅｓｓ）、背側部の翼肉厚（Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ）および翼断面の腹側部翼面から背側部翼面までの最大厚み（Ｔ．ｍａｘ）との間に、
Ｔ．ｐｒｅｓｓ／Ｔ．ｍａｘ    ＜０．１４
０．１４＜Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ／Ｔ．ｍａｘ    ＜０．３２
１．０  ＜Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ／Ｔ．ｐｒｅｓｓ＜２．２
の関係が成り立つときにタービン翼全体に発生する熱応力の最大値が低下することが分かる。
【００２７】
このようにタービン翼の腹側部の翼肉厚（Ｔ．ｐｒｅｓｓ）を薄く、背側部の翼肉厚（Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ）を厚く形成し、熱伝達率が低い腹側部の熱容量を減少させ、かつ、熱伝達率が高い背側部の熱容量を増加させて、タービン翼全体の温度変化速度を均一化することで、主流ガスに急激な温度変化が発生した場合にも腹側部と背側部との間の温度差を低減することができ、これにより、温度分布に依存して発生していた熱応力も低減することができる。その結果、タービン翼のＬＣＦ寿命も従来と比して向上させることができる。
【００２８】
図５および図６にタービン翼のＬＣＦ寿命を向上させるためのタービン翼の本発明の実施例を示した。図５において（ａ）はタービン翼の斜視図、（ｂ）はＸ−Ｘ断面図を表し、図６ではその断面のみを表している。
【００２９】
図５に示したタービン翼では、その腹側部翼面にガス流れ方向に凹み状のスリットが形成されている。このスリットは上流側で滑らかにその凹み深さを漸増し、下流側で滑らかにその凹み深さを漸減させるように形成されている。
【００３０】
腹側部側を流れる主流ガスは、このスリットに沿って流れ、タービン翼と熱交換を行う。この実施例では、腹側部翼面にスリットを形成してやることで、腹側部の伝熱面積を増加させ、腹側部と主流ガスとの間の熱の移動量を増加させている。
【００３１】
図６に示したタービン翼では、その腹側部翼面がガス流れ方向に沿った波形に形成されている
【００３２】
この実施例では、腹側部翼面を波形に形成することで、腹側部の伝熱面積を増加させ、腹側部と主流ガスとの間の熱の移動量を増加させている。
【００３３】
図５および図６に示したタービン翼では、参考例のタービン翼のように、腹側部の熱容量を低減させて温度応答性を向上させるのではなく、腹側部と主流ガスとの間の熱の移動量を増加させることにより、タービン翼全体の温度変化速度を均一化している。
その結果、主流ガスに急激な温度変化が発生した場合にも腹側部と背側部との間の温度差を低減することができ、これにより、温度分布に依存して発生していた熱応力も低減することができ、タービン翼のＬＣＦ寿命も従来と比して向上させることができる。
【００３４】
なお、本発明は上述した実施例に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々に変更できることは勿論である。例えば腹側部の翼肉厚を背側部の翼肉厚よりも薄く形成するとともに、腹側部翼面にスリットを設け、または腹側部翼面を波形に形成することもできる。
【００３５】
上述したように、本発明のタービン翼によればタービン翼全体の温度変化速度を均一化することで、タービン翼の温度分布を減少させ、これにより、タービン翼に生じる熱応力を低減し、タービン翼のＬＣＦ寿命を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００３６】
【図１】参考例のタービン翼の周方向の断面図である。
【図２】腹側部の翼肉厚（Ｔ．ｐｒｅｓｓ）を種々変更した場合に発生する熱応力の最大値の解析結果を示したグラフである。
【図３】背側部の翼肉厚（Ｔ．ｓｕｃｔｉｏｎ）を種々変更した場合に発生する熱応力の最大値の解析結果を示したグラフである。
【図４】背側部の翼肉厚と腹側部の翼肉厚とを種々変更した場合に発生する熱応力の最大値の解析結果を示したグラフである。
【図５】タービン翼の本発明の実施例である。
【図６】タービン翼の他の実施例である。
【図７】セラミックス系材料を使用したタービン翼外面の熱伝達率の分布を表したグラフ化である。
【符号の説明】
【００３７】
１  タービン翼
３  腹側部
５  背側部
７  スリット
【図１】
2008032022.tif 000003
【図２】
2008032022.tif 000004
【図３】
2008032022.tif 000005
【図４】
2008032022.tif 000006
【図５】
2008032022.tif 000007
【図６】
2008032022.tif 000008
【図７】
2008032022.tif 000009