(57)【要約】【課題】シュラウド本体が主流ガスに直接曝されず、１２００℃を超える高温環境で長時間使用ができ、動翼先端が衝突した場合にもシュラウドの破壊を回避することができ、熱膨張差に対応でき、高い熱応力の発生を防止でき、ガスタービン性能を向上できるガスタービンシュラウド構造を提供する。【解決手段】ガスタービンケーシング３の内面に取り付けられるシュラウドサポート部品１２と、周方向に分割されかつシュラウドサポート部品の内面に支持されたシュラウドセグメント１４と、シュラウドセグメントとシュラウドサポート部品の間に把持されシュラウドセグメントを半径方向内方に付勢する耐熱性の拘束バネ１８とを備える。シュラウドセグメント１４は、セラミックス複合材料からなり、かつその内面に断熱性かつ衝撃緩和効果のあるコーティング層１５を有する。【選択図】　　　図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンケーシング（３）の内面に取り付けられるシュラウドサポート部品（１２）と、周方向に分割されかつシュラウドサポート部品の内面に支持されたシュラウドセグメント（１４）と、シュラウドセグメントとシュラウドサポート部品の間に把持されシュラウドセグメントを半径方向内方に付勢する耐熱性の拘束バネ（１８）とを備え、
前記シュラウドセグメント（１４）は、セラミックス複合材料からなり、かつその内面に断熱性かつ衝撃緩和効果のあるコーティング層（１５）を有する、ことを特徴とするガスタービンシュラウド構造。
【請求項２】
前記拘束バネ（１８）は、シュラウドセグメント（１４）をシュラウドサポート部品（１２）に拘束すると同時にシュラウドサポート部品との半径方向の熱膨張差に追従可能な弾性を有する、ことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンシュラウド構造。
【請求項３】
前記セラミックス複合材料は、２次元織物を積層してステッチングしたもの、もしくは３次元に繊維を配向させた織物を用いる、ことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンシュラウド構造。
【請求項４】
前記３次元に繊維を配向させた織物は、板厚方向に繊維が入っている直交３次元織物、或いは、フック部分を構成する繊維を連続的にシュラウド厚さ方向を強化するように曲げて配向させ、連続した繊維によりシュラウド厚さ方向を強化した織物である、ことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンシュラウド構造。
【請求項５】
前記コーティング層（１５）は、気孔を有するセラミックスまたはセラミックス複合材である、ことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンシュラウド構造。
【請求項６】
前記気孔を有するセラミックスまたはセラミックス複合材は、ムライト、ＳｉＣ、Ａｌ２Ｏ３、ジルコン、ＳｉＯ２、ＺｒＣ、ＨｆＣが主成分であるセラミックスによる、ことを特徴とする請求項４に記載のガスタービンシュラウド構造。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンのタービン動翼を囲むシュラウド構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンは、空気圧縮機により空気を圧縮し、燃焼器で圧縮空気中で燃料を燃焼させ、燃焼ガスでタービンを駆動し、この駆動力により空気圧縮機等を駆動するようになっている。
ガスタービンは、その作動温度を高めるほど効率が向上する。そのため、従来からタービン動翼と、これを囲むタービンシュラウド及びタービンケーシングを冷却してガスタービンを高温作動させることにより、効率向上が図られている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
近年のジェットエンジン開発に要求される性能向上や環境への配慮の必要性から、冷却空気量の削減は、エンジン重量の削減とともに重要な課題である。
【０００４】
タービンシュラウドには、従来から耐熱性金属を用いているが、昨今のタービン部の高温化に伴い、高温特性の特に優れた材料を適用している。また、熱干渉層としてＴＢＣ（Ｔｈｅｒｍａｌ　Ｂａｒｒｉｅｒ　Ｃｏａｔｉｎｇ）を施工しているものもある。しかし、金属製タービンシュラウドの場合、既に冷却空気や重量を削減できる余地があまり無く、より高温化していく傾向である現状では、さらに冷却空気量を増加させないと対応できない。また、重量低減もできない。言い換えれば、すでに金属部品では限界にきており、これ以上の冷却空気量削減や重量削減は望めない状況である。
【０００５】
これらの問題を解決するため、ＣＭＣ（セラミックス複合材料）製のシュラウドも提案されている（例えば、特開平１０−１０３０１３号、特開平１０−１０３０１４号）。
【０００６】
特開平１０−１０３０１３号の「ガスタービンシュラウド構造」は、図７に示すように、円筒状シュラウド１を周方向に分割した複数の円弧板状のセグメント２によって構成し、各セグメントの主流ガス方向に沿う両端縁を、ガスタービンケーシング３の内周側に固定した支持部材４に支持させ、各セグメント２をセラミックスで構成し、外周側板部２ａと内周側板部２ｂとからなる二重板構造としたものである。なおこの図で、５は第１段静翼、６は第１段動翼である。
【０００７】
しかし、かかる２次元板状ＣＭＣ材料を用いたシュラウドは、層間剥離や、２部品２ａ、２ｂを組み合わせている部分に高温時の変形により高応力が発生し、破壊にいたる可能性が高い問題点があった。
【０００８】
一方、特開平１０−１０３０１４号の「ガスタービンシュラウド構造」（図８）は、図７における各セグメント２をセラミックスで構成し、ブレーディングにより断面が角形、台形、Ｉ形その他の中空な構成としたものである。
【０００９】
しかし、かかるブレーディングのＣＭＣ材料を用いたシュラウドは、ブレーディング材では繊維を多く入れることができず、セグメントを長くすると熱応力が大きくなり強度的に成立が難しい問題点があった。
【００１０】
また、上述した従来のＣＭＣのシュラウドは、どちらのものも金属部品との取り合い部分も熱膨張差によるミスマッチに対する方策を考えておらず、拘束部分で破壊にいたる可能性が高く、また金属部品とのシール性も考えられていないため冷却空気が漏れ性能低下につながる。さらに、シュラウド本体が直接主流ガスに曝されており、主流ガス温度が１２００℃を超える高温環境での長時間使用は難しく、また動翼先端が衝突した際にはシュラウド全体が破壊する可能性があった。
【００１１】
本発明は、上述した種々の問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、シュラウド本体が主流ガスに直接曝されず、１２００℃を超える高温環境で長時間使用ができ、動翼先端が衝突した場合にもシュラウドの破壊を回避することができ、熱膨張差に対応でき、高い熱応力の発生を防止でき、ガスタービン性能を向上できるガスタービンシュラウド構造を提供することにある。
【００１２】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、ガスタービンケーシング（３）の内面に取り付けられるシュラウドサポート部品（１２）と、周方向に分割されかつシュラウドサポート部品の内面に支持されたシュラウドセグメント（１４）と、シュラウドセグメントとシュラウドサポート部品の間に把持されシュラウドセグメントを半径方向内方に付勢する耐熱性の拘束バネ（１８）とを備え、前記シュラウドセグメント（１４）は、セラミックス複合材料からなり、かつその内面に断熱性かつ衝撃緩和効果のあるコーティング層（１５）を有する、ことを特徴とするガスタービンシュラウド構造が提供される。
本発明の好ましい実施形態によれば、前記セラミックス複合材料は、２次元織物を積層してステッチングしたもの、もしくは３次元に繊維を配向させた織物を用いたものである。
【００１３】
本発明の構成によれば、シュラウドセグメント（１４）が、２次元織物を積層してステッチングしたもの、もしくは３次元に繊維を配向させた織物を用いたセラミックス複合材料からなるので、層間剥離を防止できる。またシュラウドセグメントの内面に断熱性かつ衝撃緩和効果のあるコーティング層（１５）を有するので、シュラウド本体が主流ガスに直接曝されず、主流ガス温度が１２００℃を超える高温環境で長時間使用ができ、動翼先端が衝突した場合にもシュラウドの破壊を回避することができる。
また、シュラウドセグメント（１４）とシュラウドサポート部品（１２）の間に把持されシュラウドセグメントを半径方向内方に付勢する耐熱性の拘束バネ（１８）を備えるので、熱膨張差に対応でき、高い熱応力の発生を防止できると共にシュラウドサポート部品とシュラウドセグメントのガタつきによる隙間を抑制し、冷却空気の漏れ量を少なくできるので性能向上につながる。
【００１４】
本発明の好ましい実施形態によれば、前記拘束バネ（１８）は、シュラウドセグメント（１４）をシュラウドサポート部品（１２）に拘束すると同時にシュラウドサポート部品との半径方向の熱膨張差に追従可能な弾性を有する。
【００１５】
この構成により、シュラウドセグメント（１４）の軸方向及び半径方向の熱膨張差による、高い熱応力の発生を防止するとともに半径方向のガタを拘束バネ（１８）で防止でき、冷却空気の漏れを抑えることができる。
【００１６】
また、前記コーティング層（１５）は、気孔を有するセラミックスまたはセラミックス複合材である。前記気孔を有するセラミックスまたはセラミックス複合材は、ムライト、ＳｉＣ、Ａｌ２Ｏ３、ジルコン、ＳｉＯ２、ＺｒＣ、ＨｆＣが主成分であるセラミックスによることが好ましい。
この構成により、断熱性かつ衝撃緩和効果のあるコーティング層とすることができる。
【００１７】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の好ましい実施形態を図面を参照して説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００１８】
図１は、本発明によるガスタービンシュラウド構造を示す断面図である。この図に示すように、本発明のガスタービンシュラウド構造は、シュラウドサポート部品１２、シュラウドセグメント１４及び拘束バネ１８を備える。
【００１９】
シュラウドサポート部品１２は、金属部品であり、ガスタービンケーシング３の内面にボルト等で取り付けられる。
【００２０】
シュラウドセグメント１４は、周方向に分割された円弧状部材であり、シュラウドサポート部品１２の内面に固定される。シュラウドセグメント１４は、図１（Ｂ）（Ｃ）（Ｄ）に示すように２次元織物を積層してステッチングしたもの、もしくは３次元に繊維を配向させた織物を用いたセラミックス複合材料からなる。
図１（Ｂ）は、フック部の想定されるシュラウド厚さ方向（エンジンの径方向）の破壊モードに対する強化を目的として、板厚方向（エンジンの径方向）に繊維が入っている直交３次元織物および２次元のステッチングにより板厚方向を強化した織物である。
図１（Ｃ）（Ｄ）は、フック部分を構成する繊維を連続的にシュラウド厚さ方向を強化するように曲げて配向させ、連続した繊維によりシュラウド厚さ方向（エンジンの径方向）を強化した織物である。
【００２１】
またシュラウドセグメント１４は、その内面に断熱性かつ衝撃緩和効果のあるコーティング層１５を有する。コーティング層１５は、気孔を有するセラミックスまたはセラミックス複合材であり、ムライト、ＳｉＣ、Ａｌ２Ｏ３、ジルコン、ＳｉＯ２、ＺｒＣ、ＨｆＣが主成分であるセラミックスによることが好ましい。
【００２２】
コーティングの施工方法としては、溶射やスラリー法等のセラミックス成形方法及びＣＭＣのマトリックス成形を行うためのＣＶＩ、ＰＩＰ等の方法を用いることができる。
【００２３】
拘束バネ１８は、耐熱性の薄い金属製であり、シュラウドセグメント１４とシュラウドサポート部品１２の間に把持されシュラウドセグメント１４を半径方向内方に付勢するようになっている。この拘束バネ１８は、シュラウドセグメント１４の半径方向の熱膨張差に追従可能な弾性を有する。
【００２４】
上述した本発明の構成によれば、シュラウドセグメント１４が、２次元織物を積層してステッチングしたもの、もしくは３次元に繊維を配向させた織物を用いたセラミックス複合材料からなるので、層間剥離を防止できる。またシュラウドセグメントの内面に断熱性かつ衝撃緩和効果のあるコーティング層１５を有するので、シュラウド本体が主流ガスに直接曝されず、主流ガス温度が１２００℃を超える高温環境で長時間使用ができ、動翼先端が衝突した場合にもシュラウドの破壊を回避することができる。
また、シュラウドセグメント１４とシュラウドサポート部品１２の間に把持されシュラウドセグメントを半径方向内方に付勢する耐熱性の拘束バネ１８を備えるので、熱膨張差に対応でき、高い熱応力の発生を防止できると共にシュラウドサポート部品とシュラウドセグメントのガタつきによる隙間を抑制し、冷却空気の漏れ量を少なくできるので性能向上につながる。
【００２５】
また、この構成により、シュラウドセグメント１４の軸方向及び半径方向の熱膨張差による、高い熱応力の発生を防止するとともに拘束バネ１８で半径方向のガタによる隙間を抑制し、冷却空気の漏れ量を少なくできるため、性能向上につながる。
【００２６】
コーティング層１５を、気孔を有するセラミックスまたはセラミックス複合材にすることにより、断熱性かつ衝撃緩和効果のあるコーティング層とすることができる。
【００２７】
以下、本発明の好ましい実施例を詳細に説明する。
１．２０１０年頃には航空需要は現在の２倍となると予想され、現状技術の延長ではＣＯ２排出量も現状の２倍になることは避けられない。このため環境に対する影響を低減するためにはＣＯ２排出量を現状レベルに抑える必要があり、エンジン関連技術および機体関連技術の飛躍的向上が要求されている。
ＣＭＣ（Ｃｅｒａｍｉｃ　Ｍａｔｒｉｘ　Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ、セラミック基複合材料）は軽量で耐熱性に優れるため、ジェットエンジン部品へ適用することでジェットエンジンの重量削減および燃料消費率の低減が期待でき、これまで多くのＣＭＣの航空宇宙部品への適用研究が行われており、近年実用化に向けた取り組みが盛んである。
【００２８】
本発明では超音速機用ジェットエンジンにおいて主流の高温ガスに直接さらされるタービンシュラウド部品に、ニッケル基合金に比べ比重が１／４程度で、耐熱性に優れたＣＭＣを適用し、エンジン重量削減および燃料消費率低減に関する技術開発により、ＣＯ２排出量削減を実現することを目標としている。
【００２９】
ＣＭＣをタービンシュラウドに適用する場合、以下の技術的課題がある。
・材料強度を保ちつつ３次元的な形状を満足するような成形方法
・熱膨脹差が大きいＣＭＣ部品と金属部品との締結構造
・１５００℃を超える高温ガス中での耐久性
【００３０】
本発明の実施例では、ＣＭＣをタービンシュラウドに適用する場合に必要な成形性およびコーティング層を施行した場合の特性を評価するため、シュラウドモデルの試作を行い、成形・加工方法の妥当性を確認するとともに、コーティング層を施工したＣＭＣ平板形状の試験片を試作して密着性、耐熱サイクル特性を評価した。
【００３１】
２．ＣＭＣシュラウド構造の検討
本発明のＣＭＣシュラウドの基本概念を図２に示す。まず、ＣＭＣシュラウドモデルの織物構造として２次元織物および３次元織物が考えられるが、２次元の積層材では層間の強度問題となるため、直交３次元繊維配向の平板織物とした。平板織物は直方体状に製作した後に円弧状に曲げる方法を選定した。平板織物に使用する繊維は、繊維直径１１μｍの宇部興産株式会社製のチラノＺＭＩグレードを用いた。
【００３２】
ＺＭＩ繊維を直交３次元繊維配向の平板織物に成形後、繊維表面にＣＶＤ法により０．１〜０．２μｍ程度のカーボンをコーティングした。マトリックスとしてはＣＶＩ（Ｃｈｅｍｉｃａｌ　Ｖａｐｏｒ　Ｉｎｆｉｌｔｒａｔｉｏｎ）法とＰＩＰ（Ｐｏｌｙｍｅｒ　Ｉｍｐｒｅｇｎａｔｉｏｎ　ａｎｄ　Ｐｙｒｏｌｙｓｉｓ）法を組合せたｈｙｂｒｉｄプロセスによりＳｉＣのマトリックスを形成した。
【００３３】
現状のＣＭＣの耐熱性は１２００〜１４００℃程度であり、主流の１５００℃を超える高温ガスからＣＭＣを保護する必要がある。このため、ＣＭＣシュラウドには図２に示すコーティングを施すが、このコーティングにはＣＭＣと熱膨脹の近いムライト系の材料を選定した。
【００３４】
ＣＭＣシュラウドの形状およびコーティング厚さはＦＥＭ解析で成立性の検討を行い設定した。コーティング層１ｍｍとした場合の温度分布を図３に示す。コーティング層により高温ガスから保護されると同時に、１ｍｍのコーティング厚さで約１５０℃の遮熱効果も得られている。前記プロセスを適用して試作したＣＭＣシュラウドを図４に示す。ＣＭＣシュラウドの試作結果は良好で、上記プロセスでの成形・加工方法の妥当性が確認された。
【００３５】
３．コーティング層評価試験方法
ＣＭＣのコーティングを施工した場合の密着性、耐熱サイクル特性を評価するために、直交３次元繊維配向の平板形状のＣＭＣ試験片を製作した。各供試体の寸法を以下に示す。
・密着性評価試験供試体形状：長さ２０ｍｍ、幅２０ｍｍ、厚さ−ＣＭＣ部４ｍｍ，コーティング層１ｍｍ
・熱サイクル試験供試体形状：長さ５０ｍｍ、幅５０ｍｍ、厚さ−ＣＭＣ部４ｍｍ，コーティング層１ｍｍ
【００３６】
各供試体のコーティング層であるムライト系材料は、溶射にて施工した。
密着性評価試験は、メタルロッドをコーティング側とＣＭＣ側両方に試験片を挟み込むように接着し、そのロッドを引張試験機に取り付けて行った。
また、熱サイクル試験は、試験片を冷却ホルダーにピンで指示して固定し、裏面を熱電対で、加熱面はパイロメータで温度をモニターしながらバーナーで加熱して行った。温度は、図３の構造検討時に想定した温度状態を模擬してとコーティング表面（加熱面）温度１３５０℃、ＣＭＣ側冷却面（裏面）温度約９００℃に制御した。
【００３７】
４．試験結果と考察
図５に密着性評価試験結果を示す。密着強度は、メタルシュラウド部品への既存のコーティングの密着強度と比較して示している。既存のコーティングに比べて良好な接着性が得られていることが確認された。
【００３８】
熱サイクルを５００サイクル行った後の試験片状況を図６に示す。初期に拡大鏡で確認できるごくわずかなクラックがコーティング層とＣＭＣの境界面に数サイクル後に発生したが、５００サイクル後にもあまり進行しておらず、剥離に至らなかった。これは、コーティングに微細なクラックが発生してコーティング内の熱応力が緩和されたためと考えられる。
【００３９】
５．ＣＭＣをタービンシュラウドに適用する場合に必要な成形性とコーティング層を施工したＣＭＣの評価を行った。この結果、ＣＭＣシュラウドモデルの試作を行い、直交３次元繊維配向の平板織物を用いたＣＭＣからの成形・加工性を確認し、適用した製造プロセスの妥当性が確認された。
【００４０】
なお、本発明は上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない限りで種々に変更できることは勿論である。
【００４１】
【発明の効果】
上述したように本発明では、コーティング層で熱および動翼先端衝突時の干渉層を導入して、構造部材として機能するＣＭＣを保護する構造を有し、その構造部材であるＣＭＣ部分に２次元織物を積層してステッチングしたもの、もしくは３次元に繊維を配向させた織物を用いたセラミックス複合材料を用いた。また、金属部品との締結に際し、熱伸び差のある金属部品にバネ部品を介して拘束した。
コーティング層を導入することにより、熱伝導率が低く、気孔を有する材料とすることで遮熱効果を得るとともに、動翼先端衝突時に干渉層となり、熱的、構造的な負荷に対して構造部材として機能するＣＭＣを保護することができる。
また構造部材であるＣＭＣ部分は２次元織物を積層してステッチングしたもの、もしくは３次元に繊維を配向させた織物を用いることで、２次元材やブレーディング材などで問題となる層間剥離を回避できる。
さらに、金属部品との締結部分は、熱伸び差のある金属部品にバネ部品を介して拘束することで、熱変形差によるミスマッチを逃すことができ、破壊を回避できる。
【００４２】
従って、本発明のガスタービンシュラウド構造は、層間剥離を本質的に防止でき、シュラウド本体が主流ガスに直接曝されず、主流ガス温度が１２００℃を超える高温環境で長時間使用ができ、動翼先端が衝突した場合にもシュラウドの破壊を回避することができ、熱膨張差に対応でき、高い熱応力の発生を防止できる、等の優れた効果を有する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明によるガスタービンシュラウド構造を示す断面図である。
【図２】本発明によるガスタービンシュラウド構造の基本概念図である。
【図３】本発明によるガスタービンシュラウド構造の温度分布図である
【図４】本発明のシュラウドセグメントの斜視図である。
【図５】本発明のコーティング層の密着強度を示す実施例である。
【図６】本発明のコーティング層の熱サイクル試験前後の写真である。
【図７】従来のガスタービンシュラウド構造を示す図である。
【図８】従来のガスタービンシュラウド構造の別のセグメントを示す図である。
【符号の説明】
１　円筒状シュラウド、２　円弧板状セグメント、
３　ガスタービンケーシング、４　支持部材、
５　第１段静翼、６　第１段動翼、
１２　シュラウドサポート部品、
１４　シュラウド、１８　拘束バネ、
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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