(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
固有振動数Ｈを有し強化粒子を含有する金属基複合材料でできたターボ型空力機器用翼の製造方法であって、翼形状を決定する翼形状設計工程と、強化粒子を特定重量比で有する金属基複合材料である特定金属基複合材料でできた前記翼形状の翼の固有振動数である特定固有振動数Ｈ０を確認する特定固有振動数確認工程と、前記特定金属基複合材料の弾性係数である特定弾性係数Ｅ０と比重である特定比重ρ０と前記特定固有振動数Ｈ０とから固有振動数Ｈを有する翼の弾性係数Ｅを比重ρで除した値である物性比Ｅ／ρを予測する物性比予測工程と、前記物性比Ｅ／ρを有する金属基複合材料の強化粒子の重量比を確認する重量比確認工程と、強化粒子を前記重量比で有する原料で金属基複合材料製の翼を製造する翼製造工程と、を有し、
物性比予測工程において、固有振動数Ｈを特定固有振動数Ｈ０で除した固有振動数比Ｈ／Ｈ０に特定弾性係数Ｅ０を特定比重ρ０で除した特定物性比Ｅ０／ρ０の平方根を乗じた値が物性比Ｅ／ρの平方根に等しいとして物性比Ｅ／ρを予測することを特徴とするターボ型空力機器用翼の製造方法。
【請求項２】
金属基複合材料がチタン基複合材料であって、強化粒子がＴｉＣ，ＴｉＮ，ＳｉＣ，ＴｉＢの内の一つであることを特徴とする請求項１に記載のターボ型空力機器用翼の製造方法。
【請求項３】
金属基複合材料がチタン基複合材料であって、強化粒子がＴｉＢであることを特徴とする請求項１に記載のターボ型空力機器用翼の製造方法。
【請求項４】
翼列を有するターボ型空力機器であって、翼列の翼が強化粒子を含有する金属基複合材料でできており、翼列毎に前記強化粒子の重量比が異なっており、
前記各翼列の翼は、請求項１に記載のターボ型空力機器用翼の製造方法で製造されている、ことを特徴とするターボ型空力機器。
【請求項５】
金属基複合材料がチタン基複合材料であって、強化粒子がＴｉＣ，ＴｉＮ，ＳｉＣ，ＴｉＢの内の一つであることを特徴とする請求項４に記載のターボ型空力機器。
【請求項６】
金属基複合材料がチタン基複合材料であって、強化粒子がＴｉＢであることを特徴とする請求項４に記載のターボ型空力機器。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ファン、圧縮機、ガスタービン等のターボ型空力機器とその翼の製造方法に係る。特に翼の共振を回避するための構造に特徴のあるターボ型空力機器とその翼の製造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空用及び産業用ガスタービンでは、ファン、圧縮機、ガスタービン等のターボ型空力機器の各翼列に対し、その上流翼列と下流翼列とで発生する空気励振力を加振源とするその固有モードでの翼の共振を回避するための共振回避設計が行われる。従来の共振回避設計手法では、最初に最適翼設計を行い、その後に翼が運転範囲内に共振点を有することを確認すると、翼の厚みや翼コード長などの翼形状を変更して翼の固有モード周波数を変更したり、上流翼列または下流翼列の翼枚数を変更して励振力周波数を変更して、翼の共振を回避している。
【０００３】
従来の共振回避設計手法の一例を、図を参照して説明する。図５は、従来の共振回避設計手法におけるキャンベル線図である。
（Ａ）最初に最適効率を得られる翼列と翼枚数を設計する。
（Ｂ）その翼列の固有モードにおける固有振動数を解析し、キャンベル線図を描く。
（Ｃ）キャンベル線図から、ある列の翼の第３モードの固有振動数が、定常運転回転数における励振力周波数の帯のなかに入っていることが判明する。
（Ｄ）翼の厚みを１０％厚くし、翼コード長を１０％短くして、翼の固有振動数を上げる。
（Ｅ）キャンベル線図から、第２モードの固有振動数と第３モードとの固有振動数とが定常運転回転数における励振力周波数の帯から外れていることが確認できる。
（Ｆ）すべての翼列について上記の作業をおこない、すべての翼列が定常運転において共振しないことが確認できたら、製造する翼列と翼枚数を決定する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
上述の共振回避設計手法の場合、翼形状の変更に伴い、その翼の空力性能を犠牲にせざるえない場合が多い。また、上流翼列と下流翼列の翼枚数を変更した場合は、翼一枚毎の負荷が変化するため、それらの翼列の空力特性を損なう場合が多い。
さらに、共振回避のための翼形状変更案を見つけ出すためには相当の試行錯誤が必要なので、設計時間が増大してしまう。近年の３次元設計翼の形状がより複雑なために、その傾向がますます顕著になる。
【０００５】
ところで、近年、機械材料として金属基複合材を使用するための研究がなされている。例えば、特開平５−５１４２において「α型、α＋β型、あるいはβ型のチタン合金からなるマトリックスと、該マトリックス中に分散した体積比で５〜５０％のＴｉＢ固溶体とからなることを特徴とするチタン基複合材料」が開示され、その製造方法として、「チタン粉末と、少なくとも２種以上の金属元素を含む強化用物質粉末と、硼素を含む物質粉末とを混合・成形すると共に、該成形体を無加圧で焼成することにより、チタン合金からなるマトリックス中に体積比で５〜５０％のＴｉＢ固溶体が分散したチタン基複合材料を得ることを特徴とするチタン基複合材料の製造方法」が開示されている。
【０００６】
そして、前記出願の発明者の研究によれば、ＴｉＢ固溶体の成分比を変化させると、物質の比重の変化が少なく、被破壊強度が低下しないが、物質の弾性係数が大きく変化することが分かる。一般にＴｉＢ固溶体の重量比を上げると弾性係数が大きくなる。
【０００７】
また、振動工学の技術分野では、金属材料で出来た構造物の形状と大きさが一定の場合、その固有振動数は弾性係数を比重で除した値の平方根に比例することが知られている。
【０００８】
本発明は以上に述べた問題点に鑑み、上記知見に基づき、案出されたもので、従来のターボ型空力機器とその翼の製造方法にかわって、ターボ型空力機器の空力性能を犠牲にせずに翼の共振回避ができ、その共振回避設計が試行錯誤を必要とせずに短い時間でできるターボ型空力機器とその翼の製造方法を提供しようとする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するため、本発明に係る固有振動数Ｈを有し強化粒子を含有する金属基複合材料でできたターボ型空力機器用翼の製造方法は、翼形状を決定する翼形状設計工程と、強化粒子を特定重量比で有する金属基複合材料である特定金属基複合材料でできた前記翼形状の翼の固有振動数である特定固有振動数Ｈ０を確認する特定固有振動数確認工程と、前記特定金属基複合材料の弾性係数である特定弾性係数Ｅ０と比重である特定比重ρ０と前記特定固有振動数Ｈ０とから固有振動数Ｈを有する翼の弾性係数Ｅを比重ρで除した値である物性比Ｅ／ρを予測する物性比予測工程と、前記物性比Ｅ／ρを有する金属基複合材料の強化粒子の重量比を確認する重量比確認工程と、強化粒子を前記重量比で有する原料で金属基複合材料製の翼を製造する翼製造工程と、を有し、物性比予測工程において、固有振動数Ｈを特定固有振動数Ｈ０で除した固有振動数比Ｈ／Ｈ０に特定弾性係数Ｅ０を特定比重ρ０で除した特定物性比Ｅ０／ρ０の平方根を乗じた値が物性比Ｅ／ρの平方根に等しいとして物性比Ｅ／ρを予測するものとした。ここで、重量比は０％を含む値である。また、ここでターボ型空力機器とは、軸流型、傾流型、遠心型等の翼車を有する空力機器をいう。
【００１０】
上記本発明の構成により、翼形状を決定し、強化粒子を特定重量比で有する金属基複合材料でできた前記翼形状の翼の特定固有振動数Ｈ０を確認し、強化粒子を特定重量比で有する金属基複合材料の特定弾性係数Ｅ０と特定比重ρ０と前記特定固有振動数Ｈ０とから固有振動数Ｈを有する翼の物性比Ｅ／ρを予測し、前記物性比Ｅ／ρを有する金属基複合材料の強化粒子の重量比を確認し、強化粒子を前記重量比で有する原料で金属基複合材料製の翼を製造するので、金属基複合材料製の翼の強化粒子の重量比を変更するだけで、翼の翼形状を変化させずに翼の固有振動数を所望の値にすることができ、試行錯誤をしなくても所望の固有振動数を有する翼を製作でき、かつ翼の空力性能を犠牲にしない。
【００１１】
また、上記本発明では、所望の固有振動数Ｈを有する翼の物性比Ｅ／ρを予測する際に、固有振動数比Ｈ／Ｈ０に特定物性比Ｅ０／ρ０の平方根を乗じた値が物性比Ｅ／ρの平方根に等しいとして物性比Ｅ／ρを予測するので、物質の固有振動数が弾性係数を比重で除した値の平方根に比例するという振動工学の基本原理に基づき、所望の固有振動数を有する翼の物性比Ｅ／ρを的確かつ正確に予測して、翼の固有振動数を所望の値にすることができ、試行錯誤をしなくても所望の固有振動数を有する翼を製作でき、かつ翼の空力性能を犠牲にしない。
【００１２】
また、本発明に係るターボ型空力機器用翼の製造方法は、金属基複合材料がチタン基複合材料であって、強化粒子がＴｉＣ，ＴｉＮ，ＳｉＣ，ＴｉＢの内の一つであるものとした。
上記本発明の構成により、金属基複合材料がＴｉＣ，ＴｉＮ，ＳｉＣ，ＴｉＢの内の一つを強化粒子として有するチタン基複合材料であるでの、強化粒子の一つの重量比を変化させるだけで、弾性係数と比重とを変化させて所望の固有振動数を有するチタン基複合材料製のターボ型空力機器用翼を製作できる。
【００１３】
さらに、本発明に係るターボ型空力機器用翼の製造方法は、金属基複合材料がチタン基複合材料であって、強化粒子がＴｉＢであるものとした。
上記本発明の構成により、金属基複合材料がＴｉＢを強化粒子として有するチタン基複合材料であるので、ＴｉＢの重量比を変化させるだけで、被破壊強度を低下させずに、弾性係数と比重とを変化させて所望の固有振動数を有するチタン基複合材料製のターボ型空力機器用翼を製作できる。
【００１４】
また、上記目的を達成するため、本発明に係る翼列を有するターボ型空力機器は、翼列の翼が強化粒子を含有する金属基複合材料でできており、翼列毎に前記強化粒子の重量比が異なっており、前記各翼列の翼は、上述のターボ型空力機器用翼の製造方法で製造されている。上記本発明の構成により、翼列毎に金属基複合材料の強化粒子の重量比が異なり、翼の最適形状を変更せずに重量比を変化させて翼の固有振動数を調整できるので、運転中に翼が共振せず、高い空力性能を得ることができる。
【００１５】
さらに、本発明に係るターボ型空力機器は、金属基複合材料がチタン基複合材料であって、強化粒子がＴｉＣ，ＴｉＮ，ＳｉＣ，ＴｉＢの内の一つであるものとした。
上記本発明の構成により、翼列毎にチタン基複合材料の強化粒子であるＴｉＣ，ＴｉＮ，ＳｉＣ，ＴｉＢの内の一つが異なる重量比で混合し、翼の最適形状を変更せずに翼の固有振動数を調整できるので、運転中に翼が共振せず、高い空力性能を得ることができる。
【００１６】
さらに、本発明に係るターボ型空力機器は、金属基複合材料がチタン基複合材料であって、強化粒子がＴｉＢであるものとした。
上記本発明の構成により、翼列毎にチタン基複合材料の強化粒子であるＴｉＢが異なる重量比で混合し、翼の最適形状を変更せずに翼の固有振動数を調整できるので、運転中に翼が共振せず、高い強度と、高い空力性能を得ることができる。
【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】
本発明の実施形態に係るターボ型空力機器用翼の製造方法を、ガスタービンの圧縮機の翼を例に、説明する。図１は、本発明の実施形態の概念図である。図２は、本発明の実施形態の概念図である。図３は、本発明の実施形態のキャンベル線図である。説明の便宜のために、金属基複合材料として、チタン合金にＴｉＢ粒子を分散されたチタン基複合材料を例に説明する。図４はチタン基複合材料の物性図である。
【００１９】
最初に（ステップ１０１）、設計仕様書から翼の目標固有振動数Ｈを決定する。目標固有振動数Ｈが、ガスタービンの最小運転回転数に翼の前段の翼枚数を乗じた値とガスタービンの最大運転回転数に翼の前段の翼枚数を乗じた値との振動数バンドの中に入らないように決定される。例えば、定格運転を１００％とした時に、８０％から１００％の定常運転の幅であり、この回転数に上段の翼枚数を掛け合わせて得た値の幅に入らないように十分な余裕を持った振動数を翼の目標固有振動数とする。
【００２０】
次に、金属基複合材料に含まれる強化粒子の重量比（以下、特定重量比という。）を決定する。重量比は０％から１００％の間の任意の値である。一般には、重量比を０％とするのが良い。特定重量比が決定すると、その金属基複合材料の弾性係数（以下、特定弾性係数Ｅ０という）と比重（以下、特定比重ρ０という）が自動的に確定する。例えば、チタン基複合材料に含まれるＴｉＢ粒子の全体に対する重量比をゼロとする。
【００２１】
翼形状設計工程（ステップ１０２）：翼の形状と各翼段の翼枚数を決定する。ガスタービン圧縮機の最適効率が得られる翼形状を決定する。例えば、翼の空力性能プログラムにより最適な翼形状と翼数が決定したら、翼の３次元形状データを出力する。
【００２２】
特定固有振動数確認工程（ステップ１０３）：翼形状と特定弾性係数Ｅ０と特定比重ρ０とから、翼の固有振動数（以下、特定固有振動数Ｈ０という）を確認する。
確認する方法としては、有限要素法による数値解析と、実物によるモーダル解析とがある。例えば、翼形状設計工程で得られた翼の３次元データから数値モデルを生成し、その数値モデルと特定弾性係数Ｅ０と特定比重ρ０とをコンピュータに入力し、固有振動数解析をおこない、１次、２次、３次の振動モードと固有振動数を出力する。その固有振動数を特定固有振動数Ｈ０とする。この特定固有振動数Ｈ０が目標固有振動数と一致する場合は、以下の工程を行う必要はない。一般には、図３に示す様に、翼の特定固有振動数が定常運転による励振力周波数帯に入っているので、以下の工程に移る。
【００２３】
物性比予測工程（ステップ１０４）：目標固有振動数Ｈと特定固有振動数Ｈ０と特定固有振動数Ｅ０と特定比重ρ０から目標となる物性比Ｅ／ρを予測する。ここで、固有振動数を比重で除した値を物性比と呼ぶ。
例えば、所望の固有振動数Ｈを特定固有振動数Ｈ０で除した固有振動数比Ｈ／Ｈ０に特定弾性係数Ｅ０を特定比重ρ０で除した特定物性比Ｅ０／ρ０の平方根を乗じた値が物性比Ｅ／ρの平方根に等しいとして物性比Ｅ／ρを予測する。さらに、回転による遠心力と温度上昇による弾性係数の変化とを考慮するのが好ましい。
例えば、図４に示すごとく、ＴｉＢを強化粒子として含むチタン基複合材料では、ＴｉＢの重量比の増加に従って、顕著に弾性係数が大きくなる。一方、比重は、緩やかに低下する。このことから、ＴｉＢの重量比を増すと物性比は大きくなることが分かる。一方、物体の固有振動数は物性比の平方根に比例するので、ＴｉＢの重量比を増加すると、チタン基複合材料でできた翼の固有振動数は大きくなる。
また、回転数が増すと遠心力が翼に作用するので、翼の見かけの剛性が大きくなり固有振動数が大きくなる。また、温度が上昇すると弾性係数が低下する。これらの現象を考慮して、所望の固有振動数Ｈを有する翼の物性比Ｅ／ρを予測する。
【００２４】
重量比確認工程（ステップ１０５）物性比Ｅ／ρを有する金属基複合材料の重量比を確認する。重量比を変化させた時の弾性係数Ｅと比重ρの変化を予め実験により求めておき、重量比と物性比Ｅ／ρの関係から重量比を確認する。例えば、予め複数の重量比が異なる試験ピースを製作し、その試験ピース毎の弾性係数と比重と重量比とから、重量比と物性比の相関グラフを作成し、その相関グラフから、物性比Ｅ／ρを有するチタン基複合材のＴｉＢの重量比を確認する。
【００２５】
翼製造工程（ステップ２００）：決定した重量比で強化粒子を有する金属基複合材料製の翼を製作する。
強化粒子の重量比が定まると、予め行った試験データを基に、その重量比の金属基複合材料を得るための強化材料と金属と合金成分の配合比を逆算する。ここで、強化材料とは強化粒子の基となる材料である。
【００２６】
例えば、ＴｉＢ粒子の全体に対する重量比が定まると、予め行った試験データを基に、その重量比のチタン基複合材料を得るためのチタン粉末とベース合金とボロン粉末の配合比を逆算する。
Ｎ％（例えば５０％）のＴｉＢ粒子を含有したチタン基複合材料を製造する場合を例にとり、翼製造工程を詳述する。Ｔｉの分子量が４７．９であり、Ｂの分子量が１０．８２であるので、ＴｉＢ粒子でのＢの重量割合は約１８／１００である。チタンと反応してＴｉＢ粒子を生成するＢの量をＮとすると、Ｎ×１８／１００％（例えば９％）のボロンを含有させるためのボロン粉末の含有量とＴｉＢ粒子を生成するＴｉの含有量とＢに結合しないチタンの含有量とそのチタンがチタン合金（例えば、Ｔｉ−６ＡＬ−４Ｖ）をつくるのに必要なベース合金の含有量とを決定する。
【００２７】
材料準備工程（ステップ２０１）：金属粉末とベース合金と強化材料粉末を用意する。例えば、上記で決定したチタン粉末とベース合金とボロン粉末の含有量になるように、チタン粉末とベース合金とボロン粉末を用意する。
【００２８】
材料調合工程（ステップ２０２）：重量比となるように金属粉末とベース合金と強化材料粉末を調合する。例えば、チタン粉末とベース合金とボロン粉末を調合する。
【００２９】
混合・練り工程（ステップ２０３）：調合した材料を混合し、練る。例えば、チタン粉末とベース合金とボロン粉末を混合し、練る。
【００３０】
圧縮工程（ステップ２０４）：材料を圧縮する。例えば、翼形状の空隙を有する型にいれて、十分な充填密度になるように、圧縮する。
【００３１】
焼結工程（ステップ２０５）：圧縮した材料を加熱して焼結させる。温度が下がったら、型からとりだすと、目標の固有振動数をもつ翼ができ上がる。例えば、混合したチタン粉末とベース合金とボロン粉末の入った翼型を所定温度で加熱する。所定時間が経過したら、加熱を停止し、冷却させる。
【００３２】
上述の方法でできた翼をそれぞれの翼段に設置すると、各段の翼毎に重量比の異なる翼が並び、すべての翼が運転回転数の領域内で共振を起こすことなく運転でき、翼形状と各段での翼枚数は当初設計した翼形状と翼枚数なので、設計上最適の効率や燃費や出力を得ることのできるガスタービン圧縮機を製作できる。
【００３３】
上述の実施形態のターボ型空力機器用翼の製造方法を用いれば、翼形状と翼枚数を最適設計値のままにして、翼の共振を避けることができ、最適設計に基づいたガスタービン圧縮機を製作することができる。
また、重量比を変化させることで、所望の固有振動数を有する翼を製作できるので、所望の固有振動数を得るための試行錯誤の設計工程を省略することができる。
また、ＴｉＢを強化粒子とするチタン基複合材料で翼をつくると、非破壊強度がさがることなく、弾性係数を変化させて、翼の固有振動数を調整できる。
【００３４】
本発明は以上に述べた実施形態に限られるものではなく、発明の要旨を逸脱しない範囲で各種の変更が可能である。
金属基複合材料をチタン基複合材料として説明したがこれに限定されない。
また、重量比をボロンの重量比であるとして説明したがこれに限定されない。
【００３５】
【発明の効果】
以上説明したように本発明の固有振動数Ｈを有するターボ型空力機器用翼の製造方法は、その構成により、以下の効果を有する。
金属基複合材料製の翼の強化粒子の重量比を変更するだけで、翼の翼形状を変化させずに翼の固有振動数を所望の値にすることができ、試行錯誤をしなくても所望の固有振動数を有する翼を製作でき、かつ翼の空力性能を犠牲にしない。
また、物質の固有振動数が弾性係数を比重で除した値の平方根に比例するという振動工学の基本原理に基づき、所望の固有振動数を有する翼の物性比Ｅ／ρを的確かつ正確に予測して、翼の固有振動数を所望の値にすることができ、試行錯誤をしなくても所望の固有振動数を有する翼を製作でき、かつ翼の空力性能を犠牲にしない。
また、金属基複合材料がＴｉＣ，ＴｉＮ，ＳｉＣ，ＴｉＢの内の一つを強化粒子として有するチタン基複合材料であるでの、強化粒子の重量比を変化させるだけで、弾性係数と比重を変化させて所望の固有振動数を有するチタン基複合材料製のターボ型空力機器用翼を製作できる。
また、金属基複合材料がＴｉＢを強化粒子として有するチタン基複合材料であるので、ＴｉＢの重量比を変化させるだけで、被破壊強度を低下させずに、弾性係数と比重を変化させて所望の固有振動数を有するチタン基複合材料製のターボ型空力機器用翼を製作できる。
【００３６】
また、以上説明したように翼列を有するターボ型空力機器は、その構成により、以下の効果を有する。
翼列毎に金属基複合材料の強化粒子の重量比が異なり、翼の最適形状を変更せずに重量比を変化させて翼の固有振動数を調整できるので、運転中に翼が共振せず、高い空力性能を得ることができる。
また、翼列毎にチタン基複合材料の強化粒子であるＴｉＣ，ＴｉＮ，ＳｉＣ，ＴｉＢの内の一つが異なる重量比で混合し、翼の最適形状を変更せずに翼の固有振動数を調整できるので、運転中に翼が共振せず、高い空力性能を得ることができる。
また、翼列毎にチタン基複合材料の強化粒子であるＴｉＢが異なる重量比で混合し、翼の最適形状を変更せずに翼の固有振動数を調整できるので、運転中に翼が共振せず、高い強度と、高い空力性能を得ることができる。
従って、ターボ型空力機器の空力性能を犠牲にせずに翼の共振回避ができ、その共振回避設計が試行錯誤を必要とせずに短い時間でできるターボ型空力機器とその翼の製造方法を提供できる。
【００３７】
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施形態の作業手順図である。
【図２】本発明の実施形態の次の作業手順図である。
【図３】本発明の実施形態のキャンベル線図である。
【図４】本発明のチタン基複合材の物性図である。
【図５】従来のキャンベル線図である。
【符号の説明】
Ｓ１００  設計手順
Ｓ１０１  目標固有振動数の決定
Ｓ１０２  翼形状設計工程
Ｓ１０３  特定固有振動数確認工程
Ｓ１０５  物性比予測工程
Ｓ１０５  重量比確認工程
Ｓ２００  翼製造工程
Ｓ２０１  材料準備工程
Ｓ２０２  材料調合工程
Ｓ２０３  混合、練り工程
Ｓ２０４  圧縮工程
Ｓ２０５  焼結工程
【図１】
0004765223.tif 000002
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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