(57)【要約】本発明は、翼形部支持体（１２）とこの翼形部支持体（１２）を取り囲む外被（１４）を備え、この外被（１４）が、翼形部支持体（１２）と外被（１４）との間に冷却材で貫流される中間室（１８）を形成するために、少なくとも１つのスペーサ素子（１６）例えば球形ろう材により翼形部支持体（１２）に間隔を隔てて結合されているタービン翼（１０）に関する。また本発明は、翼形部支持体（１２）とこの翼形部支持体（１２）を取り囲む外被（１４）を有し、この外被（１４）を翼形部支持体（１２）に間隔を隔てて結合するために、その外被（１４）が翼形部支持体（１２）の少なくとも１つの箇所で翼形部支持体（１２）にろう付けされているタービン翼（１０）の製造方法に関する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼形部支持体（１２）とこの翼形部支持体（１２）を取り囲む外被（１４）を備え、この外被（１４）が、翼形部支持体（１２）と外被（１４）との間に冷却材で貫流される中間室（１８）を形成するために、多数のスペーサ素子（１６）により翼形部支持体（１２）に間隔を隔てて結合されているタービン翼（１０）であって、
外被（１４）が翼形部支持体（１２）に多数のスペーサ素子（１６）により点状に結合され、それらのスペーサ素子（１６）が平面的に分布して配置されていることを特徴とするタービン翼（１０）。
【請求項２】
前記スペーサ素子（１６）の平面的分布が一様に行われていることを特徴とする請求項１に記載のタービン翼（１０）。
【請求項３】
前記スペーサ素子がそれぞれ、翼形部支持体（１２）と外被（１４）にろう付けによって結合される球形ろう材（１６）の形態に形成されていることを特徴とする請求項１又は２に記載のタービン翼（１０）。
【請求項４】
球形ろう材（１６）が部分的にしか溶融されないことを特徴とする請求項３に記載のタービン翼（１０）。
【請求項５】
中間室（１８）が隙間状に形成され、その横断面が翼前縁から翼後縁にわたりほぼ同じ隙間寸法を有していることを特徴とする請求項１ないし４のいずれか１つに記載のタービン翼（１０）。
【請求項６】
タービン翼（１０）が翼脚を有し、この翼脚が、中間室（１８）が翼脚から始まって冷却材で貫流されるように形成されていることを特徴とする請求項１ないし５のいずれか１つに記載のタービン翼（１０）。
【請求項７】
翼形部支持体（１２）とこの翼形部支持体（１２）を取り囲む外被（１４）を有し、この外被（１４）が翼形部支持体（１２）に間隔を隔てて結合され、その外被（１４）を翼形部支持体（１２）に間隔を隔てて結合するために、外被（１４）が翼形部支持体（１２）の多数の箇所で翼形部支持体（１２）にろう付けされているタービン翼（１０）の製造方法であって、
外被（１４）が翼形部支持体（１２）に前記スペーサ素子（１６）により点状に結合され、それらのスペーサ素子（１６）が平面的に分布して配置されていることを特徴とするタービン翼（１０）の製造方法。
【請求項８】
複数のスペーサ素子（１６）が、翼形部支持体（１２）の外被（１４）との結合時に部分的にしか溶融されない球形ろう材（１６）を含んでいることを特徴とする請求項７に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は特許請求の範囲の請求項１の前文に記載のタービン翼および請求項７の前文に記載のタービン翼の製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービン翼特にガスタービンのタービン翼は、運転中に事情によっては、材料応力の限界をも超える高い温度に曝される。これは特にタービン翼の前縁（入口縁）の周辺における部位に当てはまる。タービン翼を高温中でも利用できるようにするために、タービン翼を適切に冷却することは既に古くから知られている。その冷却によりタービン翼は大きな耐熱性を有し、そのタービン翼冷却の重要性は特にガスタービンにおいてガスタービン入口温度の増大に伴ってますます大きくなっている。大きな耐熱性を有するタービン翼により、特に高いエネルギ効率が得られる。
【０００３】
公知の冷却方式には特に対流冷却、衝突冷却（“Impingement”冷却）および膜冷却がある。対流冷却は翼冷却に最も広く普及した方式である。この冷却方式において、冷却空気が翼内部における通路を通して導かれ、熱を放出するために対流効果を利用している。衝突冷却の場合、冷却空気流が内側から翼壁裏面に衝突する。このようにして、その衝突点において非常に良好な冷却作用が可能となるが、その冷却作用は衝突点とその周辺の狭い範囲に限られる。従って、この冷却方式は、通常、局所的に大きな温度負荷を受けるタービン翼の前縁を冷却するために利用される。膜冷却の場合、冷却空気がタービン翼壁に存在する開口を通してタービン翼の内部から外に導かれる。その冷却空気はタービン翼を洗流し、熱い作動ガスと翼表面との間に絶縁層を形成する。上述した冷却方式は用途に応じて、できるだけ効果的な翼冷却を得るために適切に組み合わされる。
【０００４】
例えば特許文献１でタービン翼の衝突冷却形前縁が知られている。そのタービン翼は比較的厚い翼壁を備えた鋳造の中空翼形部（羽根部）を有し、その翼形部の内部に薄肉の衝突冷却インサートがはめ込まれている。その衝突冷却インサートはそれぞれ尖って延びる複数のリブを介して、それらのリブに対向して位置する翼壁内側面に設けられたリブに当接支持されている。そのように対を成して対向して配置されたリブは互いにろう付けされ、これにより、それらのリブは小空間を封じ込めている。
【０００５】
対流冷却を実現するために、今日において公知のタービン翼設計の場合、翼は例えば翼殻の形態の外被と冷却路を含めて鋳造されている。補助被覆がコーティング法によって設けられている。この場合、公知のタービン翼に形成された冷却路を鋳造により製造することは特に非常に手間と経費がかかる。
【０００６】
鋳造法で製造されたタービン翼のほかに、純粋に対流冷却可能なタービン翼を支持構造物と外被から構成することも特許文献２で知られている。その支持構造物は波板状に形成されている。その波底および波頂は、外被薄板で形成された翼形部の翼腹側面あるいは翼背側面にろう付けされ、これによって、翼形部に沿って複数の冷却路が直線的に延びている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】米国特許第６２３８１８２号明細書
【特許文献２】米国特許第２９０６４９５号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
本発明の課題は、非常に効果的な対流冷却が可能であり、公知のタービン翼に比べてより簡単に且つより安価に製造できるタービン翼を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
この課題は本発明に基づいて、請求項１の前文に記載のタービン翼において、外被が翼形部支持体に多数のスペーサ素子によりそれぞれ点状に結合され、それらのスペーサ素子が平面的に分布して配置されていることによって解決される。
【発明の効果】
【００１０】
本発明に基づくタービン翼において、好適には翼殻の形態の外被は、タービン翼が作動媒体で洗流される際に、空力学的力をその内側に位置する平坦な翼形部支持体に本発明に基づくスペーサ素子を介して伝達するためにしか用いられない。その翼形部支持体は主に外被を支え、外被とスペーサ素子を介して伝達される空力学的力を受ける。本発明に基づくタービン翼が動翼として利用される場合には、その翼形部支持体は回転による遠心力も負荷される。以上の点で本発明は既に公知の特許文献１と異なっている。特許文献１の場合、翼形部だけが自分を支持するように形成され、インサートは専ら衝突冷却のための間隔を保つ機能だけを負っている。
【００１１】
力の伝達は、外被を翼形部支持体に点状に結合する平面的に分布して配置された多数のスペーサ素子を介して行われる。スペーサ素子の平面的な配置によって、外被が多数の箇所で当接支持され、これは特に薄い外被を可能とし、従って、特に良好に冷却できる外被を可能とする。
【００１２】
スペーサにより形成された中間室は、タービン翼の使用中に対流冷却による外被の効果的冷却作用を得るために、本発明に基づいて好適に気体ないし流体の形態の冷却材で貫流できる。外被の熱エネルギは、本発明に基づいて、スペーサ素子だけを介して翼形部支持体に伝えられる。これは、外被の加熱に由来する翼形部支持体の過剰加熱が本発明に基づいて防止されるという利点を有する。
【００１３】
本発明に基づくタービン翼によれば、公知の方式に比べて、流れの方向転換と力の伝達という課題をより良く分離することができ、これによって、これらの課題の複雑さが緩和される。熱的課題と機械的課題を切り離すことによって、外被と冷却路を含めて鋳造された公知のタービン翼では容易には実現できない目新しい材料組合せを効果的に行なうことが可能となる。
【００１４】
特に本発明に基づくタービン翼は、冷却路を形成するために相応して手間をかけて形成される鋳型が不要となるので、公知のタービン翼に比べてより簡単に製造できる。本発明に基づく中間室の形態の貫流可能な冷却路を形成するためには、翼形部支持体と外被との結合を本発明に基づくスペーサ素子により実施するだけで済む。
【００１５】
本発明に基づいて対流冷却のために形成されたタービン翼が得られ、このタービン翼は容易に製造できるという利点のほかに、平面的に配置された多数のスペーサ素子によって、冷却材への熱放出および熱伝達が顕著に向上されるという利点も有する。それらのスペーサ素子の表面は冷却材で洗流され、同時に熱伝達係数を高めるために乱流が発生される。
【００１６】
スペーサ素子が外被と翼形部支持体との間に一様に分布されていると特に好適である。本発明の他の実施態様において、それらのスペーサ素子はそれぞれ、翼形部支持体と外被にろう付け特に表面実装によって結合される球形ろう材の形態で形成されている。即ち、本発明に基づいて、外被と翼形部支持体との結合はろう付けによって、好適には個々の箇所で行われる。そのろう材は本発明に基づいて、ろう付け過程時に完全には溶融せず部分的にしか溶融しない小さな球形ろう材から成っている。これらの球形ろう材は電子工業において一般に「ボール・グリッド（ball-grid）」とも呼ばれている。このようにして、中間室が外被と翼形部支持体との間に狭い隙間の形で形成され、熱はそのように形成されたろう付け箇所でしか翼形部支持体に伝えられない。この球形ろう材は本発明に基づいて大きな表面を形成し、これにより、熱は中間室を貫流する冷却材に直接伝えられる。単位面積当たりのスペーサ素子数が増大すればするほど、全体として、冷却材で洗流されるスペーサ素子表面も増大し、これは、一方では、冷却作用を向上し、他方では、翼形部支持体への外被の結合性を向上する。またその良好な結合はより剛性の高い外被あるいはより薄肉の外被を可能とする。
【００１７】
他の有利な実施態様において、外被と平面的な翼形部支持体との間の中間室は隙間状に形成され、その横断面は、翼前縁から翼後縁にわたりほぼ同じ隙間寸法を有している。特にこれによって、外被を対流冷却するために、冷却空気を特に少ない損失で中間室を貫流させることができる。
【００１８】
他の有利な実施態様において、タービン翼は翼脚を有し、この翼脚は、中間室が翼脚から始まって冷却材で貫流されるように形成されている。そのようにして実際に即して、本発明に基づく中間室の貫流が行われる。
【００１９】
本発明はまた、翼形部支持体とこの翼形部支持体を取り囲む外被を有し、この外被が翼形部支持体に間隔を隔てて結合され、その外被が、翼形部支持体に間隔を隔てて結合するために、翼形部支持体の少なくとも１つの箇所で翼形部支持体にろう付けされている、タービン翼の製造方法に関し、本発明に基づいて、外被は翼形部支持体にスペーサ素子により点状に結合され、それらのスペーサ素子は平面的に分布して配置されている。
【００２０】
以下図を参照して本発明に基づくタービン翼の実施例を詳細に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】本発明に基づくタービン翼の横断面図。
【図２】翼殻の形態のタービン翼外被をその上に置かれた複数の球形ろう材と共に表した部分展開斜視図。
【図３】外被と翼形部との本発明に基づく球形ろう材による結合部の拡大断面図。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
図１は、横断面が丸められた前縁（入口縁）と尖った後縁（出口縁）を備えた本発明に基づくタービン翼１０を横断面図で示している。このタービン翼１０は中実あるいは中空の翼形部支持体１２と薄い翼殻の形態の外被１４を有し、この外被は、冷却材で貫流される狭い隙間の形の中間室１８を形成するために、多数の球形ろう材１６によって翼形部支持体１２に間隔を隔てて結合されている。一様な大きさの隙間を形成するために、翼形部支持体１２は外被１４の内側面に対向して位置する部位が平らに形成され、外被１４の空力学的形状に相応して湾曲されている。その翼殻１４は、翼殻１４が作動媒体で洗流される際に生ずる空力学的力を翼形部支持体１２に伝達するために用いられる。その翼形部支持体１２は、それが伝達力を翼形部支持体１２に固定された図示されていない他の翼支持部に伝えるように形成されている。電子工業分野において「ボール・グリッド（ball-grid）」とも呼ばれる多数の球形ろう材１６による結合は、翼形部支持体１２ないし翼殻１４の個々の点における相応したろう付けによって行われ、それらの球形ろう材１６はろう付け過程時に完全には溶融されない。
【００２３】
中間室１８が冷却材で貫流される際、翼殻１４の熱エネルギが流れる冷却材を介して排出されることによって、その翼殻は有効に対流冷却される。翼殻１４と翼形部支持体１２との間の熱伝達が球形ろう材１６を介してしか行われないので、翼形部支持体１２は熱くなっている翼殻１４により僅かしか熱せられない。翼殻１４の熱エネルギの大部分は冷却材を介して排出され、その場合、球形ろう材１６は熱エネルギを冷却材に直接伝達する大きな表面を形成している。
【００２４】
図２はタービン翼１０の翼殻の形態の外被１４をその上に置かれた複数の球形ろう材１６と共に示している。図から明らかなように、翼形部支持体１２と翼殻１４とをできるだけ効果的に結合し、それに伴って、中間室１８をできるだけ流れ的に良好に形成するために、複数の球形ろう材１６が相互に間隔を隔てられた個々の箇所にそれぞれ設けられている。それらの球形ろう材１６は外被１４と翼形部支持体１２との間に一様な格子の形態で平面的に配置され、これによって、外被１４に作用する空力学的力の翼形部支持体１２への一様な力導入が可能となる。同時に、多数の球形ろう材１６の利用によって、個々の球形ろう材１６で伝達すべき力を相対的に小さくすることができる。その結果、球形ろう材１６は比較的小さく設計できる。
【００２５】
また図３は、翼殻１４と翼形部支持体１２との球形ろう材１６による結合部を拡大断面図で示し、その翼殻１４は複数の貫通孔２０を有している。これらの貫通孔２０は、対流冷却を補完するために、冷却材がそれらの貫通孔２０を通して外に流れるようにして膜冷却を実行するために利用される。
【００２６】
中空の翼形部支持体１２により翼殻１４を衝突冷却することもできる。その場合、翼形部支持体１２の内部に存在する空洞が適切な衝突冷却用開口を介して中間室１８に接続される。
【符号の説明】
【００２７】
１０    タービン翼
１２    翼形部支持体
１４    外被（翼殻）
１６    球形ろう材
１８    中間室（隙間）
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【国際調査報告】
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