JP2743066B2

JP2743066B2 - Blade structure for gas turbine

Info

Publication number: JP2743066B2
Application number: JP60179952A
Authority: JP
Inventors: 寛宮田; 公明中門
Original assignee: Hitachi Ltd
Current assignee: Hitachi Ltd
Priority date: 1985-08-15
Filing date: 1985-08-15
Publication date: 1998-04-22
Anticipated expiration: 2013-04-22
Also published as: JPS6241902A

Description

【発明の詳細な説明】〔産業上の利用分野〕本発明は、ガスタービン用の動翼構造に係り、特に燃
焼ガスの温度を高めて高効率を達成することの可能な耐
熱性に優れたガスタービン用動翼構造に関する。〔従来の技術〕従来のガスタービン用動翼１は、第16図に示されるよ
うに、燃焼ガスを受ける翼部２と、厚肉のシャンク部４
と、円盤状ホィール７に植め込まれるダブティール部６
とが金属材料によって一体成形された構造となってお
り、ホィール７の円周に多数の動翼１が植め込まれて一
つのガスタービンロータを構成するようになっている。
なお、第16図において符号８はケーシング8Aに組み付け
られ、動翼１の翼部２先端に近接するように設けられた
シュラウドである。この従来のタービン用動翼構造にあっては、動翼１全
体がすべて金属材料によって構成されているので、燃焼
ガスの温度を動翼１を構成する金属材料の許容耐熱温度
である約800℃以下におさえる必要がある。このため、
多量の冷却空気を必要とし、これが却ってガスタービン
の効率を低下させる原因となっていた。ところが、動翼
１の冷却技術にも限度があり、空気冷却構造の場合に
は、燃焼ガスタービン入口の温度が1300℃以上の場合に
は従来の金属製動翼を適用することは困難であった。そこで、特開昭54-106714号公報に示されるように、
耐熱性に優れたセラミックを動翼の一部に利用した動翼
構造も提案されている。このセラミックを一部利用した
動翼構造は、第17図に示されるように、動翼11を中空状
翼部コア12と高強度セラミックなどからなる翼部表皮14
との二重構造とするとともに、コア12と表皮14との間に
隙間15を形成し、コア中空部の軸方向（矢印Ａ方向）に
供給した冷却空気をコア12に設けた小孔16を介して隙間
15に導き、翼下端の放出孔18から外部に放出させるよう
にして、動翼11全体を内部から冷却するようになってい
る。〔発明が解決しようとする課題〕前記従来のセラミックを一部利用した動翼構造では、
次のような問題点がある。コア12と表皮14との間に繊維質耐熱部材を介在させ
ることにより隙間15を形成するようになっているが、動
翼11の鋳ぐるみ成形時に、表皮14の耐熱衝撃強度が低い
ため、割れが発生する可能性が高い。セラミック製表皮14は、繊維質耐熱部材を介して翼
部コア12に固定されているが、その固着部には表皮14に
作用する遠心力が働き、特に翼部外周にシュラウドを設
けない場合には、その強度が十分ではなく、動翼として
の信頼性に欠けるという問題点がある。動翼のプラットホームは、セラミック表皮14で覆わ
れていないため直接燃焼ガスに晒され、またセラミック
表皮14で覆われている翼部コア12も表皮14からの輻射熱
を受けるので、金属材料によって構成されている翼部コ
ア12の外周面全域の冷却が必要で、多量の冷却空気を必
要とし、そのため、ガスタービンの熱効率が低下する。本発明は、前記従来技術の問題点に鑑みなされたもの
で、その目的は、耐熱性および耐機械強度性の双方に優
れたガスタービン用動翼構造を提供することにある。〔課題を解決するための手段〕上記目的を達成するために、本発明のガスタービン用
動翼構造は、燃焼ガスの当たる翼部と、この翼部付根に
凸型状に形成された抜け止め用のくびれ部の形成された
翼根部に連なるシャンク部と、このシャンク部から下方
に突出し円盤状のホィールへの植込部であるダブティー
ル部とからなり、前記翼根部と前記シャンク部とが嵌合
連結により一体に構成され、前記翼部はセラミック材料
で、その他の部位は金属材料で構成されているガスター
ビン用動翼構造において、前記シャンク部にセラミック
製のシャンクシェルを組み付けることにより、前記シャ
ンク部の外表面を前記シャンクシェルで覆われた構造と
し、前記シャンク部と前記シャンクシェルとの組付面に
は断熱材が充填されるとともに、冷却空気流通路が形成
されてなり、前記ダブティール部から前記シャンク部を
通って前記嵌合面及び前記組付面に開口する冷却空気送
給路が穿設されていることを特徴とするものである。また、燃焼ガスの当たる翼部と、この翼部付根に凸型
状に形成された抜け止め用のくびれ部の形成された翼根
部に連なるシャンク部と、このシャンク部から下方に突
出し円盤状のホィールへの植込部であるダブティール部
とからなり、前記翼根部と前記シャンク部とが嵌合連結
により一体に構成され、前記翼部はセラミック材料で、
その他の部位は金属材料で構成されているガスタービン
用動翼構造において、前記シャンク部にセラミック製の
シャンクシェルを組み付けることにより、前記シャンク
部の外表面を前記シャンクシェルで覆われた構造とし、
前記シャンク部と前記シャンクシェルとの組付面には断
熱材が充填されるとともに、溝によって構成される冷却
空気流通路が形成されてなり、前記ダブティール部から
前記シャンク部を通って前記嵌合面及び前記組付面に開
口する冷却空気送給路が穿設されていることを特徴とす
るものである。また、燃焼ガスの当たる翼部と、この翼部付根に凸型
状に形成された抜け止め用のくびれ部の形成された翼根
部に連なるシャンク部と、このシャンク部から下方に突
出し円盤状のホィールへの植込部であるダブティール部
とからなり、前記翼根部と前記シャンク部とが嵌合連結
により一体に構成され、前記翼部はセラミック材料で、
その他の部位は金属材料で構成されているガスタービン
用動翼構造において、前記シャンク部にセラミック製の
シャンクシェルを組み付けることにより、前記シャンク
部の外表面を前記シャンクシェルで覆われた構造とし、
前記シャンク部と前記シャンクシェルとの組付面には通
気性を有する断熱材が充填され、前記断熱材の通気孔が
前記冷却空気流通路となっているとともに、前記ダブテ
ィール部から前記シャンク部を通って前記嵌合面及び前
記組付面に開口する冷却空気送給路が穿設されているこ
とを特徴とするものである。〔作用〕上記構成によれば、金属製シャンク部が断熱され、し
かも冷却空気により冷却される。また、断熱材の通気孔
が前記冷却空気流通路となっているので、金属製シャン
ク部への熱の伝達が防止され、ガスタービンの熱効率が
向上する。また、例えば、セラミック製翼根部と金属製
シャンク部とを、耐熱性且つ断熱性に優れた硬質セラミ
ック系接着剤で固着し、この接着剤の剪断強度により翼
部の転倒力を支持する構造とすることにより、動翼が回
転中に受ける振動等の負荷に対して、がたつくような問
題が解消され、信頼性の向上が図れる。〔実施例〕次に、本発明の実施例を図面に基づいて説明する。第１図は本発明の第１の実施例を示す図である。この図において、本実施例に係る動翼20は、セラミッ
クで構成された翼部22と、金属で一体に構成されたその
他の部位（シャンク部34とダブティール部32）とが嵌合
連結された構造となっている。翼部22は、第２図に示されるように、流線型状に形成
された翼本体24と、この翼本体付根に形成された翼根部
26とが一体に構成されている。翼根部26は、抜け止め用のくびれ部26Bが形成された
凸型状に形成されており、シャンク部34に形成された嵌
合凹部35に嵌合されて連結されるようになっている。翼部22とシャンク部34との嵌合連結は、第２図二点鎖
線に示されるように、翼根部26を翼コード方向に挿入す
ることにより行い、第３図に示されるような嵌合状態と
なる。翼部22の凸状翼根部26とシャンク部34の嵌合凹部
35とは、わずかな隙間27（第３図参照）を介して整合す
る形状に形成されており、この隙間27内にAl₂O₃などの
耐熱性、断熱性に優れた接着材28を充填して翼根部26と
シャンク部34とを固着するようになっている。シャンク部34の両側面には、セラミックによって構成
された一対のシャンクシェル36,37が断熱材29を介して
組み付けられており、金属製のシャンク部34がセラミッ
ク製のシャンクシェル36,37によって覆われた構造とな
っている。シャンクシェル36,37には、側溝38が形成さ
れており、この側溝38に沿ってセラミッファイバなどの
耐熱性の繊維部材39を巻回装着することにより、シャン
クシェル36,37をシャンク部34に縛締結するようになっ
ている。本実施例によれば、以下の効果がある。まず、高温の燃焼ガスに直接晒される部位である翼部
22、および翼根部上端面、シャンクシェル上端面36A,37
Aで構成されるプラットホーム部を耐熱性に優れたセラ
ミック材料で構成し、一方機械的信頼性を要求される部
位であるシャンク部34及びダブティール部32は、靱性の
高い金属材料によって構成されるので、耐熱性及び機械
的強度に優れた構造となっている。次に、シャヤク部34の嵌合凹部35と、翼部22の翼根部
26との嵌合面には、硬質の耐熱性に優れたセラミック系
接着材を充填することにより、両者を嵌合連結するよう
になっているので、動翼が回転中に受ける振動などの負
荷に対してがたつかない極めて信頼性の高い結合となっ
ている。さらに、シャンク部34の嵌合凹部35と翼根部26
との嵌合面に充填される接着材として、熱伝導特性の低
いものを用いることにより、金属によって構成されてい
るシャンク部34への熱伝伝達を一層防止でき、その結果
ガスタービンの熱効率の向上が期待できる。また、セラミック製翼部22の翼根部26と、シャンク部
34の嵌合凹部35との面に耐熱性の接着材を介在させるよ
うになっているので、嵌合面の加工精度はそれ程問題と
されないことから、セラミック製翼根部26の加工作業が
容易であるという利点もある。第４図は本発明の第２の実施例の要部を示す図であ
る。この第２の実施例では、動翼の翼本体24の付根に形成
される翼根部26を、翼本体24と同様に流線型状に形成
し、翼部22の表面を滑らかな連続形状としたことが特徴
である。この第２の実施例によれば、翼部22全体にわたって構
造的（幾何学的）不連続がなくセラミックの高い切欠き
敏感性（応力集中などに敏感で、実質的な強度低下をお
こす性質）を抑制するという効果がある。また、燃焼ガ
スの流れにより翼部22の腹側と背側とでは圧力差が生
じ、この圧力差によって翼本体24に転倒力が作用する
が、シャンク部34の嵌合凹部35と翼部22の翼根部26との
嵌合面の剪断変形でこの力を受けるのではなく、翼根部
26の形状全体で受けるようになっている。すなわち、前
記第１の実施例では、翼根部26と嵌合凹部35との嵌合面
に充填された接着材料の剪断強度でのみ前記転倒力が支
えられる構造となっているが、本実施例では、嵌合面に
充填された接着材の剪断強度のみでなく、嵌合部の構造
的強度が支配的であるので、信頼性の高い嵌合構造とな
っている。ただし、この第２の実施例の場合には、翼根
部26を動翼コード方向に挿入させることは困難で、シャ
ンク部34を分割した構造としなければならない。第５図は本発明の第３の実施例の要部を示すものであ
る。この実施例では、翼部22の翼根部26が翼本体24と同様
の流線型状に形成されるとともに翼根部26下端を大きく
して、シャンク部34の嵌合凹部35との接触面積を大きく
したことが特徴であり、脆弱材料であるセラミック製翼
根部26内に発生する応力の軽減を図るようになってい
る。さらにまた、この第３の実施例では、翼根部26下端
部が翼コード方向と直交する方向に張り出した構造とな
っているので、翼本体24に作用する転倒力をこの張り出
した負荷作用面26Cでの圧縮力で受けるようになってお
り、圧縮力には強いセラミック材料の特性を有効に利用
するようになっている。第６図は本発明の第４の実施例を示す図である。この第４の実施例においては、シャンク部34に組み付
けられるシャンクシェル36,37を翼コード方向に二つに
分割した構造（分割シャンクをそれぞれ36′,37′とす
る）としたものである。前記１の実施例のように、シャ
ンク部34に一対のシャンクシェル36,37を組み付けた構
造では、シャンク部34の翼コード方向の不均一温度分布
によって大きな熱応力が発生し、この熱応力によってセ
ラミック材料で構成されているシャンクシェル36,37に
悪影響を与える虞れがあるが、本実施例では、翼コード
方向にシャンクシェル36,37が分割された構造となって
いるので、シャンク部34の翼コード方向の不均一温度分
布によって発生する熱応力が緩和され、その結果、動翼
構造の強度信頼性が一層高いものとなっている。第７図は本発明の第５の実施例を示す図である。前記第１の実施例では、動翼のプラットホーム部を翼
根部26の上端面26Aとシャンクシェル36,37の上端面36A,
37Aで構成するようになっているが、本実施例では、シ
ャンク36,37の上端面36A,37Aを翼部22の翼本体24に当接
する位置まで伸ばし、動翼のプラットホーム部をシャン
クシェル36,37の上端面36A,37Aでのみで構成するように
なっている。また、前記第４の実施例と同様にシャンク
シェル36,37は翼コード方向に二分割された構造となっ
ている。この第５の実施例によれば、シャンク部34とシャンク
シェル36,37との組付面に生じる熱応力の影響を低くお
さえることができるとともに、金属製のシャンク部34が
シャンクシェル36,37によって前記第１の実施例（第１
図参照）よりさらに確実に覆われた構造となっているの
で、それだけシャンク部34への熱の流入を防ぐうえで効
果がある。第８図は本発明の第６の実施例を示すものである。この実施例では、シャンク部34の両側面にあり溝40が
形成されており、一方このシャンク部34に組み付けられ
るシャンクシェル36,37には、あり溝40に整合する大き
さのあり42が形成されている。このシャンクシェル36,3
7をシャンク部34に組み付けるには、あり42の端部をあ
り溝40に係合させた状態でシャンクシェル36（37）を翼
コード方向に移させることにより行い、第９図のように
なる。シャンク部34とシャンクシェル36,37との組付面
には、断熱材29を配置するようになっており、シャンク
シェル36,37の振動が防止されるようになっている。本実施例によれば、シャンク部34とシャンクシェル3
6,37との組み付けがあり溝結合によって構成されている
ため、前記第１の実施例に示すような繊維部材による縛
締結に比べ、非常に堅固な組み付け構造となっている。第10図は本発明の第７の実施例を示すものである。本実施例では、シャンク部34の外側面に凹面46が形成
されており、一方シャンク部34に組み付けるシャンクシ
ェル36,37の組付面には、前記凹部46に係合する凸部
（図示せず）が形成されており、これの凹凸部を係合さ
せた状態でシャンクシェル36,37を組み付けるととも
に、繊維部材39によって縛締結するようになっている。この第７の実施例によれば、動翼の回転によりシャン
クシェル36,37自体に自重よる遠心力が作用するが、こ
のシャンクシェル36,37の遠心力は、シャンク部34側面
に形成されている凹部46表面に作用する接触応力によっ
て支えられることになり、信頼性の高い結合構造となっ
ている。第11図は本発明の第８の実施例を示す図である。この第11図において、動翼はセラミックで構成された
翼部22が金属で構成されたシャンク部34に嵌合連結さ
れ、金属製シャンク部34の外側面にセラミックシェル3
6,37が組み付けられた構造となっている。翼部22の付根
に形成されている翼根部26と、シャンク部34の嵌合凹部
35との嵌合面には、Al₂O₃のような耐熱性および断熱性
に優れた接着材29が充填されて、翼部22とシャンク部34
との固着を確実なものにしている。シャンク部34とシャ
ンクシェル36,37との組付面には、通気性、断熱性、耐
熱性に優れたファイバ繊維部材29Aが介装されており、
シャンクシェル外側面に形成された側溝38に耐熱性の繊
維部材39が巻回装着されることによりシャンクシェル3
6,37が確実に組み付けられるようになっている。シャンク部34の嵌合凹部35内周面には、第12図、13図
に示されるように、翼コード方向に複数の冷却空気流通
用の溝35Aが形成されている。また、シャンク部34とシ
ャンクシェル36,37との組付面に介装されているファイ
バ繊維部材29Aは、繊維の気孔が冷却空気通路として作
用するようになっている。また、翼部22の翼根部26の上
端面26Aと、シャンクシェル36,37の上端面36A,37Aは、
冷却空気流通用のわずかの隙間26B（第11図参照）を隔
てて組み付けられるようになっており、第11図に示され
るように、シャンク部34の外周面全域に冷却空気流通路
が形成されるようになっている。ダブティール部32とシャンク部34とからなる金属によ
って構成された部位には、第11図および第12図に示され
るように、ダブティール部32先端面と、シャンク部34の
嵌合凹部35内周面に形成されている溝35Aに、両端が開
口する垂直貫通孔50が翼コード方向に複数穿設されてい
る。さらにこれらの貫通孔50と交差するとともに、シャ
ンク部34の両側面に開口する水平貫通孔52が翼コード方
向に複数穿設されており、これらの垂直および水平の貫
通孔50,52が冷却空気をシャンク部34の外周面まで供給
するための冷却空気供給路となっている。ダブティール部32の貫通孔50の下端部は図示しない円
盤状ホィールに形成されている空気供給路に接続されて
おり、第11図に示されるように、矢印Ａに示すようにダ
ブティール部32の垂直孔50内に入った冷却空気は、シャ
ンク部の水平孔52を通る流れ（B₁）と垂直孔50上端開口
端に向う流れ（B₂）に分かれ、水平孔52を通った流れ
は、シャンク部34とシャンクシェル36,37との間に介装
されている繊維部材29A内に符号C₁で示されるように侵
入する。そして、この通気性に優れた繊維部材の気孔を
空気流通路としてプラットホームに形成される隙間26B
から矢印Ｄのように外部に排出されるようになってい
る。一方、矢印B₂に示される流れは、シャンク部34の嵌合
凹部35内周面に示されている溝35A内に侵入し、矢印C₂
に示されるように、この溝35Aに沿って流れ、やはりプ
ラットホームに形成される隙間26Bから矢印Ｄのように
外部に排出されるようになっている。その他は、前記本発明の第１の実施例（第１図〜第３
図参照）と同様の構造となっているため、同一の符号を
付すことにより、その説明は省略する。本実施例によれば、以下のような効果がある。翼部22がセラミックで構成されており、金属製のシャ
ンク部34に耐熱性接着材29を介して嵌合連結され、さら
に金属製シャンク部34の外周面を耐熱製繊維部材29Aを
介してセラミックで構成されたシャンクシェル36,37で
覆うように構成されているので、耐熱性及び機械的強度
の双方に優れたものとなっている。金属製シャンク部34の外周面には、断熱材である繊維
部材29Aを配することに加え、冷却空気を流通させるよ
うになっているので、金属製シャンク部34を効率よく冷
却することができ、その結果、燃焼ガスの温度を高めた
運転が可能でタービンの効率を向上させることができ
る。なお、前記実施例では、シャンクシェル36,37との組
み付け面に介装した通気性繊維部材29Aを冷却空気流通
路として構成しているが、第14図に示されるように、シ
ャンク部34の翼根部26との嵌合面、シャンクシェル36,3
7との組付面に通気性、断熱性および耐熱性に優れた繊
維部材29Aと、耐熱性に優れたAl₂O₃などの接着材とを翼
コード方向に所定間隔で交互に配置し、この繊維部材29
Aを冷却空気流通路として構成することにしてもよい。
この場合には、シャンク部34に溝を形成する作業が不要
となるという利点がある。また、第15図に示されるように、シャンク部34のシャ
ンクシェル36,37との組付面にも溝35Aに対応する溝35B
を形成し、これらの溝35A,35Bを介して冷却空気を流通
させるようにしてもよい。なお、この場合にはシャンク
シェル36,37の組付面にも接着剤29を充填できるので、
それだけシャンクシェル36,37の組付が確実となる。また、前記実施例では、いずれにも縦方向に溝35A（3
5B）または通気性に富む断熱部材29Aを配することによ
りシャンク部34外周面を冷却し、プラットホームの隙間
26Bから冷却空気を外部に排出するようになっている
が、溝35A（35B）と直交し、かつ交差する溝を形成し、
シャンク部34の静翼（図示せず）に臨む側の面からも冷
却空気を外部に放出するようにしてもよい。このように
すれば、シャンク部34外周面に形成されている縦横の溝
によってそれだけシャンク部34の冷却効果が優れたもの
となる。なお、この第11図以下においては冷却空気通路に重点
をおいて説明したが、動翼のその他の構造については前
記各実施例のように構成できることは言うまでもない。〔発明の効果〕以上の説明から明らかなように、本発明によれば、冷
却空気もしくはその通路によって、金属製シャンク部を
効率よく冷却したり、また、遮熱したりすることができ
る。そして、例えば、翼部とシャンク部とを硬質セラミ
ック系接着材によって固着し、接着材の剪断強度で翼部
を支持することにより、さらに耐振動性が向上し、金属
製シャンク部への熱伝達の防止も可能となる。したがっ
て、耐熱性及び機械的強度の双方に優れたガスタービン
用動翼が可能となり、タービンの効率を著しく向上させ
ることができ、信頼性の高いガスタービンの運転が可能
となる。Description: TECHNICAL FIELD The present invention relates to a moving blade structure for a gas turbine, and in particular, has excellent heat resistance capable of achieving high efficiency by increasing the temperature of combustion gas. The present invention relates to a moving blade structure for a gas turbine. [Prior Art] As shown in FIG. 16, a conventional blade 1 for a gas turbine has a blade portion 2 for receiving combustion gas and a thick shank portion 4.
And the dovetail portion 6 implanted in the disc-shaped wheel 7
Are integrally formed of a metal material, and a number of rotor blades 1 are implanted around the circumference of the wheel 7 to constitute one gas turbine rotor.
In FIG. 16, reference numeral 8 denotes a shroud assembled to the casing 8A and provided so as to be close to the tip of the blade portion 2 of the moving blade 1. In this conventional rotor blade structure for a turbine, since the entire rotor blade 1 is entirely made of a metal material, the temperature of the combustion gas is reduced to about 800 ° C., which is the allowable heat-resistant temperature of the metal material forming the rotor blade 1. It is necessary to keep below. For this reason,
A large amount of cooling air was required, which in turn reduced the efficiency of the gas turbine. However, there is a limit to the cooling technology of the moving blade 1, and in the case of an air cooling structure, it is difficult to apply the conventional metal moving blade when the temperature of the combustion gas turbine inlet is 1300 ° C. or more. Was. Therefore, as shown in JP-A-54-106714,
A moving blade structure using ceramic having excellent heat resistance for a part of the moving blade has also been proposed. As shown in FIG. 17, a moving blade structure using a part of this ceramic has a moving blade 11 formed of a hollow blade core 12 and a blade skin 14 made of high-strength ceramic or the like.
A gap 15 is formed between the core 12 and the skin 14, and a small hole 16 provided in the core 12 with cooling air supplied in the axial direction (direction of arrow A) of the core hollow portion. Through the gap
The blades 15 are discharged to the outside through the discharge holes 18 at the lower ends of the blades, so that the entire blade 11 is cooled from the inside. [Problems to be Solved by the Invention] In the moving blade structure using a part of the conventional ceramic,
There are the following problems. Although a gap 15 is formed by interposing a fibrous heat-resistant member between the core 12 and the skin 14, the heat-resistant impact strength of the skin 14 is low when the moving blade 11 is cast-molded. Is more likely to occur. The ceramic skin 14 is fixed to the wing core 12 via a fibrous heat-resistant member, but a centrifugal force acting on the skin 14 acts on the fixing portion, particularly when a shroud is not provided on the outer periphery of the wing. However, there is a problem that the strength is not sufficient and the reliability as a moving blade is lacking. Since the blade platform is not covered with the ceramic skin 14 and is directly exposed to the combustion gas, and the wing core 12 covered with the ceramic skin 14 also receives radiant heat from the skin 14, it is made of a metal material. The entire outer peripheral surface of the wing core 12 is required to be cooled, and a large amount of cooling air is required, thereby lowering the thermal efficiency of the gas turbine. SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the problems of the related art, and an object of the present invention is to provide a moving blade structure for a gas turbine which is excellent in both heat resistance and mechanical strength. [Means for Solving the Problems] In order to achieve the above object, a moving blade structure for a gas turbine according to the present invention comprises a blade portion to which combustion gas is applied, and a retainer formed in a convex shape at the root of the blade portion. A shank portion connected to the blade root portion having a constricted portion for use, and a dovetail portion protruding downward from the shank portion and implanting into a disk-shaped wheel. The blade root portion and the shank portion are fitted. In a gas turbine moving blade structure in which the wing portion is formed of a ceramic material and the other portion is formed of a metal material, the wing portion is made of a ceramic material, and the shank portion is assembled with a ceramic shank shell. The outer surface of the shank portion is covered with the shank shell, and the mounting surface of the shank portion and the shank shell is filled with a heat insulating material, and the cooling air flow is A passage is formed, and a cooling air supply passage is formed from the dovetail portion through the shank portion to open to the fitting surface and the assembly surface. Further, a wing portion to which the combustion gas is applied, a shank portion connected to the wing root portion formed with a convex constriction portion formed at the root of the wing portion, and a disc-shaped protruding downward from the shank portion. A dovetail portion which is an implant portion to the wheel, wherein the blade root portion and the shank portion are integrally formed by fitting connection, and the wing portion is a ceramic material,
The other part is a blade structure for a gas turbine made of a metal material, in which a ceramic shank shell is assembled to the shank, so that the outer surface of the shank is covered with the shank shell,
A heat insulating material is filled in an assembling surface of the shank portion and the shank shell, and a cooling air flow passage formed by a groove is formed, and the fitting is performed from the dovetail portion through the shank portion. And a cooling air supply passage opening to the surface and the assembly surface. Further, a wing portion to which the combustion gas is applied, a shank portion connected to the wing root portion formed with a convex constriction portion formed at the root of the wing portion, and a disc-shaped protruding downward from the shank portion. A dovetail portion which is an implant portion to the wheel, wherein the blade root portion and the shank portion are integrally formed by fitting connection, and the wing portion is a ceramic material,
The other part is a blade structure for a gas turbine made of a metal material, in which a ceramic shank shell is assembled to the shank, so that the outer surface of the shank is covered with the shank shell,
The mounting surface of the shank portion and the shank shell is filled with a heat insulating material having air permeability, and a ventilation hole of the heat insulating material serves as the cooling air flow passage, and the shank portion is removed from the dovetail portion. It is characterized in that a cooling air supply passage which passes through the fitting surface and the assembling surface is opened. [Operation] According to the above configuration, the metal shank is insulated and cooled by the cooling air. Further, since the ventilation hole of the heat insulating material serves as the cooling air flow passage, transmission of heat to the metal shank is prevented, and the thermal efficiency of the gas turbine is improved. Further, for example, a structure in which a ceramic blade root portion and a metal shank portion are fixed with a hard ceramic-based adhesive having excellent heat resistance and heat insulation properties, and a tipping force of the blade portion is supported by the shear strength of the adhesive. By doing so, the problem of rattling against loads such as vibrations applied to the moving blades during rotation can be solved, and reliability can be improved. Next, an embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 1 is a diagram showing a first embodiment of the present invention. In this figure, a rotor blade 20 according to the present embodiment has a blade portion 22 made of ceramic and other portions (a shank portion 34 and a dovetail portion 32) integrally formed of metal are fitted and connected. It has a structure. As shown in FIG. 2, the wing portion 22 has a wing body 24 formed in a streamlined shape and a wing root portion formed at the root of the wing body.
26 and are integrally formed. The blade root portion 26 is formed in a convex shape having a constricted portion 26B for retaining, and is fitted and connected to a fitting concave portion 35 formed in the shank portion 34. The fitting connection between the wing portion 22 and the shank portion 34 is performed by inserting the wing root portion 26 in the wing cord direction as shown by a two-dot chain line in FIG. State. Fitting concave portion between convex wing root portion 26 of wing portion 22 and shank portion 34
35 is formed in a shape matching with a small gap 27 (see FIG. 3), and the gap 27 is filled with an adhesive 28 such as Al ₂ O ₃ which is excellent in heat resistance and heat insulation. Then, the blade root portion 26 and the shank portion 34 are fixed. On both sides of the shank portion 34, a pair of shank shells 36 and 37 made of ceramic are assembled via a heat insulating material 29, and the metal shank portion 34 is covered with ceramic shank shells 36 and 37. It has a broken structure. Side grooves 38 are formed in the shank shells 36 and 37, and a heat-resistant fiber member 39 such as a ceramic fiber is wound and mounted along the side grooves 38 so that the shank shells 36 and 37 are attached to the shank portion 34. It is designed to be tied and fastened. According to this embodiment, the following effects can be obtained. First, the wing, which is the part directly exposed to the hot combustion gases
22, and blade root upper end surface, shank shell upper end surface 36A, 37
The platform section made of A is made of a ceramic material with excellent heat resistance, while the shank section 34 and the dovetail section 32, which are parts requiring mechanical reliability, are made of a highly tough metal material. The structure has excellent heat resistance and mechanical strength. Next, the fitting concave portion 35 of the shark portion 34 and the wing root portion of the wing portion 22
The mating surface with 26 is filled with a hard and heat-resistant ceramic-based adhesive to connect and connect the two, so that the rotor blades are subject to loads such as vibrations during rotation. It is an extremely reliable connection that does not rattle. Further, the fitting concave portion 35 of the shank portion 34 and the blade root portion 26
By using an adhesive having a low heat conduction property as an adhesive to be filled into the fitting surface of the gas turbine, heat transfer to the shank portion 34 made of metal can be further prevented, and as a result, the heat efficiency of the gas turbine can be reduced. Improvement can be expected. Also, the blade root portion 26 of the ceramic wing portion 22 and the shank portion
Since a heat-resistant adhesive is interposed between the fitting recess 35 and the surface of the fitting recess 35, the working accuracy of the fitting surface is not so much a problem, so that the working of the ceramic blade root 26 is easy. There is also the advantage that there is. FIG. 4 is a view showing a main part of a second embodiment of the present invention. In the second embodiment, the blade root 26 formed at the root of the blade main body 24 of the rotor blade is formed in a streamlined shape similarly to the blade main body 24, and the surface of the blade 22 has a smooth continuous shape. Is the feature. According to the second embodiment, there is no structural (geometric) discontinuity over the entire wing portion 22 and high notch sensitivity of the ceramic (sensitive to stress concentration and the like, causing a substantial reduction in strength). Has the effect of suppressing Further, a pressure difference is generated between the ventral side and the back side of the wing portion 22 due to the flow of the combustion gas, and a tipping force acts on the wing main body 24 due to this pressure difference, but the fitting recess 35 of the shank portion 34 and the wing portion 22 Instead of receiving this force due to the shear deformation of the mating surface with the blade root 26, the blade root
It is designed to receive in all 26 shapes. That is, in the first embodiment, the overturning force is supported only by the shear strength of the adhesive material filled in the fitting surface between the blade root portion 26 and the fitting concave portion 35. In this case, not only the shear strength of the adhesive filled in the fitting surface but also the structural strength of the fitting portion is dominant, so that the fitting structure has high reliability. However, in the case of the second embodiment, it is difficult to insert the blade root portion 26 in the blade code direction, and the shank portion 34 must be divided. FIG. 5 shows a main part of a third embodiment of the present invention. In this embodiment, the blade root portion 26 of the blade portion 22 is formed in a streamlined shape similar to the blade main body 24, and the lower end of the blade root portion 26 is enlarged to increase the contact area of the shank portion 34 with the fitting recess 35. The feature is that the stress generated in the ceramic blade root 26, which is a brittle material, is reduced. Furthermore, in the third embodiment, since the lower end portion of the blade root 26 protrudes in the direction orthogonal to the blade cord direction, the overturning force acting on the blade main body 24 is applied to the protruding load acting surface 26C. In this case, the characteristics of a ceramic material that is strong in compressive force are effectively used. FIG. 6 is a diagram showing a fourth embodiment of the present invention. In the fourth embodiment, the shank shells 36, 37 assembled to the shank portion 34 are divided into two in the blade cord direction (the divided shank is assumed to be 36 ', 37', respectively). In the structure in which the pair of shank shells 36 and 37 are assembled to the shank portion 34 as in the first embodiment, a large thermal stress is generated due to the non-uniform temperature distribution of the shank portion 34 in the blade cord direction. There is a possibility that the shank shells 36 and 37 made of a ceramic material may be adversely affected, but in this embodiment, since the shank shells 36 and 37 are divided in the blade cord direction, the shank portions 34 and 37 are formed. The thermal stress generated by the non-uniform temperature distribution in the blade cord direction is alleviated, and as a result, the strength reliability of the moving blade structure is further improved. FIG. 7 is a view showing a fifth embodiment of the present invention. In the first embodiment, the platform portion of the blade is connected to the upper end surface 26A of the blade root portion 26 and the upper end surfaces 36A of the shank shells 36, 37.
In this embodiment, the upper ends 36A, 37A of the shanks 36, 37 are extended to a position where they come into contact with the wing body 24 of the wing portion 22, and the platform portion of the rotor blade is connected to the shank shell 36. , 37 only at the upper end surfaces 36A, 37A. As in the fourth embodiment, the shank shells 36 and 37 have a structure divided into two in the blade cord direction. According to the fifth embodiment, the influence of the thermal stress generated on the mounting surface of the shank portion 34 and the shank shells 36, 37 can be reduced, and the metal shank portion 34 can be formed by the shank shells 36, 37. The first embodiment (first embodiment)
Since the structure is more securely covered than shown in the figure, it is effective in preventing heat from flowing into the shank portion 34. FIG. 8 shows a sixth embodiment of the present invention. In this embodiment, grooves 40 are formed on both side surfaces of the shank portion 34, while shank shells 36 and 37 assembled to the shank portion 34 are formed with dowels 42 having a size matching the dovetail groove 40. Have been. This shank shell 36,3
7 is assembled to the shank portion 34 by moving the shank shell 36 (37) in the wing cord direction with the end of the dovetail 42 engaged with the dovetail groove 40, as shown in FIG. . A heat insulating material 29 is arranged on the mounting surface of the shank portion 34 and the shank shells 36 and 37, so that the shank shells 36 and 37 are prevented from vibrating. According to the present embodiment, the shank portion 34 and the shank shell 3
6 and 37, and is formed by groove coupling, so that the structure is very firm as compared with the binding and fastening by the fiber member as shown in the first embodiment. FIG. 10 shows a seventh embodiment of the present invention. In the present embodiment, a concave surface 46 is formed on the outer surface of the shank portion 34, while a convex portion (shown in the drawing) that engages with the concave portion 46 is provided on the mounting surfaces of the shank shells 36 and 37 that are mounted on the shank portion 34. The shank shells 36 and 37 are assembled in a state where the concave and convex portions are engaged with each other, and the fiber members 39 are used for binding and fastening. According to the seventh embodiment, the centrifugal force of its own weight acts on the shank shells 36 and 37 by the rotation of the rotor blades. The centrifugal force of the shank shells 36 and 37 is formed on the side surface of the shank portion 34. It is supported by the contact stress acting on the surface of the concave portion 46, and a highly reliable coupling structure is obtained. FIG. 11 is a view showing an eighth embodiment of the present invention. In FIG. 11, the blade is fitted with a blade portion 22 made of ceramic and connected to a shank portion 34 made of metal, and a ceramic shell 3 is formed on the outer surface of the metal shank portion 34.
6,37 are assembled. A wing root portion 26 formed at the root of the wing portion 22 and a fitting concave portion of the shank portion 34
The mating surface with 35 is filled with an adhesive 29 having excellent heat resistance and heat insulation such as Al ₂ O ₃ , and the wing portion 22 and the shank portion 34 are filled.
Is firmly fixed. On the assembly surface of the shank portion 34 and the shank shells 36 and 37, a fiber fiber member 29A excellent in air permeability, heat insulation and heat resistance is interposed,
A heat-resistant fiber member 39 is wound and mounted on a side groove 38 formed on the outer surface of the shank shell, thereby forming the shank shell 3.
6,37 can be securely assembled. As shown in FIGS. 12 and 13, a plurality of grooves 35A for cooling air flow are formed in the inner circumferential surface of the fitting concave portion 35 of the shank portion 34 in the blade cord direction. In the fiber fiber member 29A interposed on the mounting surface of the shank portion 34 and the shank shells 36 and 37, the pores of the fiber function as a cooling air passage. Also, the upper end surface 26A of the wing root portion 26 of the wing portion 22 and the upper end surfaces 36A, 37A of the shank shells 36, 37 are:
As shown in FIG. 11, a cooling air flow passage is formed on the entire outer peripheral surface of the shank portion 34 as shown in FIG. It has become so. As shown in FIG. 11 and FIG. 12, the portion made of metal consisting of the dovetail portion 32 and the shank portion 34 has a tip surface of the dovetail portion 32 and an inner peripheral surface of a fitting recess 35 of the shank portion 34. A plurality of vertical through holes 50 having both ends opened are formed in the groove 35A formed in the direction of the blade cord. Further, a plurality of horizontal through-holes 52 are formed in the blade cord direction while intersecting with these through-holes 50 and opening on both side surfaces of the shank portion 34, and these vertical and horizontal through-holes 50, 52 are provided for cooling air. Is supplied to the outer peripheral surface of the shank portion 34. The lower end of the through hole 50 of the dovetail portion 32 is connected to an air supply passage formed in a disc-shaped wheel (not shown), and as shown in FIG. The cooling air entering the hole 50 is divided into a flow (B ₁ ) passing through the horizontal hole 52 of the shank portion and a flow (B ₂ ) toward the upper end end of the vertical hole 50. entering as shown by reference numeral C ₁ in the fiber member 29A which is interposed between the parts 34 and the shank shell 36,37. A gap 26B is formed in the platform by using the pores of the fiber member having excellent air permeability as an air flow passage.
From the outside as shown by arrow D. Meanwhile, the flow indicated by the arrow B ₂ penetrates into the groove 35A as shown in the fitting recess 35 inner peripheral surface of the shank portion 34, arrow C ₂
As shown in FIG. 5, the fluid flows along the groove 35A and is discharged to the outside as indicated by an arrow D from a gap 26B also formed in the platform. Other than the above, the first embodiment of the present invention (FIGS. 1 to 3)
Since the structure is the same as that shown in the figure, the same reference numerals are given and the description thereof is omitted. According to the present embodiment, the following effects can be obtained. The wing portion 22 is made of ceramic, is fitted and connected to a metal shank portion 34 via a heat-resistant adhesive 29, and furthermore, the outer peripheral surface of the metal shank portion 34 is made of ceramic through a heat-resistant fiber member 29A. Since it is configured to be covered with the shank shells 36 and 37 composed of, both heat resistance and mechanical strength are excellent. On the outer peripheral surface of the metal shank portion 34, in addition to arranging the fiber member 29A which is a heat insulating material, cooling air is circulated, so that the metal shank portion 34 can be efficiently cooled. As a result, the operation in which the temperature of the combustion gas is increased can be performed, and the efficiency of the turbine can be improved. In the above-described embodiment, the air-permeable fiber member 29A interposed on the mounting surface with the shank shells 36 and 37 is configured as a cooling air flow passage, but as shown in FIG. Mating surface with blade root 26, shank shells 36, 3
7, the fiber member 29A having excellent air permeability, heat insulation and heat resistance, and an adhesive material such as Al ₂ O ₃ having excellent heat resistance are alternately arranged at predetermined intervals in the blade cord direction on the assembly surface with 7, This fiber member 29
A may be configured as a cooling air flow passage.
In this case, there is an advantage that an operation of forming a groove in the shank portion 34 becomes unnecessary. As shown in FIG. 15, grooves 35B corresponding to grooves 35A are also provided on the mounting surface of shank portion 34 with shank shells 36 and 37.
May be formed, and cooling air may flow through these grooves 35A and 35B. In this case, since the adhesive 29 can also be filled on the mounting surfaces of the shank shells 36 and 37,
As a result, the shank shells 36 and 37 can be securely assembled. In each of the above embodiments, the grooves 35A (3
5B) Alternatively, the outer peripheral surface of the shank portion 34 is cooled by disposing the heat-insulating member 29A having a high air permeability, and the gap between the platforms is reduced.
The cooling air is discharged to the outside from 26B, but a groove that is orthogonal to and intersects with the groove 35A (35B) is formed,
The cooling air may be discharged to the outside also from the surface of the shank section 34 facing the stationary blade (not shown). With this configuration, the vertical and horizontal grooves formed on the outer peripheral surface of the shank portion 34 enhance the cooling effect of the shank portion 34 accordingly. Although FIG. 11 and subsequent drawings focus on the cooling air passage, it goes without saying that other structures of the moving blades can be configured as in the above-described embodiments. [Effects of the Invention] As is apparent from the above description, according to the present invention, the metal shank portion can be efficiently cooled and heat shielded by the cooling air or its passage. For example, by fixing the wing portion and the shank portion with a hard ceramic adhesive, and supporting the wing portion with the shear strength of the adhesive, the vibration resistance is further improved, and the heat transfer to the metal shank portion is performed. Can be prevented. Accordingly, a blade for a gas turbine excellent in both heat resistance and mechanical strength can be obtained, the efficiency of the turbine can be remarkably improved, and a highly reliable gas turbine can be operated.

【図面の簡単な説明】第１図は本発明の第１の実施例の全体を示す斜視図、第
２図はその個々の要素の分解斜視図、第３図はその一部
の組付状態を示す斜視図、第４図は本発明の第２の実施
例の要部斜視図、第５図は本発明の第３の実施例の要部
斜視図、第６図は本発明の第４の実施例の全体を示す斜
視図、第７図は本発明の第５の実施例の全体の示す斜視
図、第８図は本発明の第６の実施例の分解斜視図、第９
図はその全体を示す斜視図、第10図は本発明の第７の実
施例の要部を示す斜視図、第11図は本発明の第８の実施
例の縦断面図、第12図はその要部斜視図、第13図は第11
図に示す線XIII-XIIIに沿う断面図、第14図は本発明の
他の実施例の要部横断面図、第15図は本発明の別の要部
横断面図、第16図は従来の動翼をホイールに組み付けて
タービンロータを構成した状態を示す斜視図、第17図は
他の従来の動翼の縦断面図である。 20……動翼、22……翼部、24……翼本体、26……翼根
部、28……接着剤、29,29A……断熱材、32……デブティ
ール部、34……シャンク部、36,37……シャンクシェ
ル、38……側溝、39……耐熱性繊維材、50,52……貫通
孔。BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a perspective view showing the whole of a first embodiment of the present invention, FIG. 2 is an exploded perspective view of its individual components, and FIG. FIG. 4 is a perspective view of a main part of a second embodiment of the present invention, FIG. 5 is a perspective view of a main part of a third embodiment of the present invention, and FIG. FIG. 7 is a perspective view showing the entire fifth embodiment of the present invention, FIG. 8 is an exploded perspective view showing the sixth embodiment of the present invention, and FIG.
FIG. 10 is a perspective view showing the whole thereof, FIG. 10 is a perspective view showing a main part of a seventh embodiment of the present invention, FIG. 11 is a longitudinal sectional view of an eighth embodiment of the present invention, and FIG. FIG. 13 is a perspective view of the main part, and FIG.
FIG. 14 is a cross-sectional view taken along line XIII-XIII shown in FIG. 14, FIG. 14 is a cross-sectional view of a main part of another embodiment of the present invention, FIG. 15 is a cross-sectional view of another main part of the present invention, and FIG. FIG. 17 is a perspective view showing a state where a turbine rotor is constructed by assembling a moving blade of the present invention into a wheel, and FIG. 17 is a longitudinal sectional view of another conventional moving blade. 20… moving blade, 22… wing part, 24… wing body, 26… wing root part, 28… adhesive, 29,29A… insulation material, 32… debutir part, 34… shank part, 36,37: Shank shell, 38: Side groove, 39: Heat-resistant fiber material, 50,52: Through hole.

Claims

(57) [Claims] A wing part to which the combustion gas is applied, a shank part connected to the wing root part having a convex constriction formed at the root of the wing part, and a disk-shaped wheel protruding downward from the shank part. The blade root portion and the shank portion are integrally formed by fitting and connection, and the wing portion is made of a ceramic material, and the other portions are made of a metal material. In the turbine rotor blade structure, by attaching a ceramic shank shell to the shank portion, an outer surface of the shank portion is covered with the shank shell, and an assembling surface of the shank portion and the shank shell is provided. Is filled with a heat insulating material, and a cooling air flow passage is formed. The fitting surface and the assembling pass through the shank portion from the dovetail portion. A moving blade structure for a gas turbine, characterized in that a cooling air supply passage opening in the surface is formed. 2. A wing part to which the combustion gas is applied, a shank part connected to the wing root part having a convex constriction formed at the root of the wing part, and a disk-shaped wheel protruding downward from the shank part. The blade root portion and the shank portion are integrally formed by fitting connection, the wing portion is made of a ceramic material, and the other portions are made of a metal material. In the turbine rotor blade structure, by attaching a ceramic shank shell to the shank portion, an outer surface of the shank portion is covered with the shank shell, and an assembling surface of the shank portion and the shank shell is provided. Is filled with a heat insulating material, and a cooling air flow passage constituted by a groove is formed, and the cooling air flow passage is formed from the dovetail portion through the shank portion. A moving blade structure for a gas turbine, wherein a cooling air supply passage is formed in the fitting surface and the mounting surface. 3. A wing part to which the combustion gas is applied, a shank part connected to a wing root part having a convex constriction formed at the root of the wing part and connected to a wing root part, and a disk-shaped wheel protruding downward from the shank part. The blade root portion and the shank portion are integrally formed by fitting connection, the wing portion is made of a ceramic material, and the other portions are made of a metal material. In the turbine rotor blade structure, by attaching a ceramic shank shell to the shank portion, an outer surface of the shank portion is covered with the shank shell, and an assembling surface of the shank portion and the shank shell is provided. Is filled with a heat-insulating material having air permeability, and the ventilation hole of the heat-insulating material serves as the cooling air flow passage, and the shank extends from the dovetail portion. A cooling air supply passage which is opened through said portion to said fitting surface and said assembling surface. 4. A small gap between the blade root portion and the shank portion is filled and fixed with a hard ceramic adhesive having excellent heat resistance and heat insulation, and the overturning force of the blade main body due to the shear strength of the adhesive. The moving blade structure for a gas turbine according to claim 1, wherein the moving blade structure is a structure for supporting the moving blade.