JP2753235B2 - 遮熱緩衝層製造方法 - Google Patents
遮熱緩衝層製造方法Info
- Publication number
- JP2753235B2 JP2753235B2 JP62266379A JP26637987A JP2753235B2 JP 2753235 B2 JP2753235 B2 JP 2753235B2 JP 62266379 A JP62266379 A JP 62266379A JP 26637987 A JP26637987 A JP 26637987A JP 2753235 B2 JP2753235 B2 JP 2753235B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- ceramic
- heat
- layer
- inner layer
- metal
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Thermal Insulation (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は遮熱緩衝層製造法に係り、特にガスタービン
の高効率化に伴なう燃焼ガスの高温化に不可欠な翼部の
耐熱性を向上させ、且つ信頼性の高いセラミツクス／金
属のハイブリツド型静翼に好適な遮熱勘合層の製造方法
に関する。 〔従来の技術〕 従来、高温に曝されるセラミツクス層と低温の金属層
から成る二層構造において、その二層間に耐熱繊維（特
開昭54−106714）又は波形状区画壁（特開昭59−2300
1）を設けた遮熱緩衝層があつた。しかしこの遮熱緩衝
層においては、遮熱効果、及び層の耐熱性に問題があつ
た。 〔発明が解決しようとする問題点〕 上記従来技術（特開昭54−106714）は高温時に両材料
の熱膨張係数の差によつて遮熱緩衝層が減少し、遮熱効
果が低下し、金属層あるいは耐熱繊維の劣化の問題があ
つた。また従来技術（特開昭59−2300）では波形状区画
壁自体が直接高温のセラミツクスに接触するために高温
耐食性に問題があつた。また前記同様に両材料の熱膨張
係数の差による遮熱緩衝層の減少によつて遮熱効果の低
下を招き、区画壁の腐食がさらに加速される問題があつ
た。またこれらは閉曲面の構造間の嵌合を堅固に行うこ
とはほとんど不可能である。 本発明の目的は、高温下で遮熱効果が大きく、熱膨張
係数差による熱伸びを吸収することが可能で且つ耐熱性
のある堅固な遮熱緩衝層の製造法を提供することにあ
る。 〔問題点を解決するための手段〕 上記目的は、セラミック製外層と金属製内層とを隙間
を介して配置し、金属製内層の表面にセラミック繊維を
被覆後、セラミック製外層との隙間に流動性未焼結セラ
ミックスを充填し、その後、これを前記金属製内層の耐
熱許容温度以下の温度に加熱して前記流動性未焼結セラ
ミックスを仮焼結し、さらに、この構造体から金属製内
層を分離した後、流動性未焼結セラミックスを本焼結さ
せ、最後に、金属製内層を勘合することで達成される。 〔作用〕 内層表面に耐熱繊維を被覆後外層との間に粘性断熱材
を充填することは、この任意形状に対応できる粘性断熱
材によつて耐熱繊維を拘束し結合力を強化する。この粘
性断熱材として焼結により固化し多孔質構造体となるも
のを選択することによつて、外層からの熱ふく射，伝導
を防止することができ、耐熱繊維の劣化を防止すること
ができる。また耐熱繊維内に空気層を設けることによつ
て内層への熱の流入は更に効果的に防止することができ
る。更に内層と耐熱繊維の間に冷却空気を流通させるこ
とによつてこの効果は倍増される。また内層と外層の熱
膨張係数の差による伸び差をこの耐熱繊維で吸収するこ
とができ、粘性断熱材との組合せで外層が極めて高温に
曝される場合の遮熱緩衝層を構成することができる。 〔実施例〕 以下に、本発明の一実施例適用品を第１図，第２図に
より説明する。本発明を用いたセラミツク静翼がガスタ
ービンのケーシングに固定されたリテーナリング２に吊
持ちされた状況の断面概略図を示す。セラミツクスから
成る翼部１とこれに嵌合されたセラミツクサイドウオー
ル３は翼部１の内部を貫通する金属翼芯４により、支持
板５を介して締結保持されている。サイドウオール３は
翼部１の溝との嵌合により位置決めされており、さらに
セラミツクスと金属部品との間には、変形緩衝を兼ねた
遮熱層６が設けられている構造となつている。燃焼ガス
に直接曝されるサイドウオール３と翼部１は金属翼芯４
により保持されている。 次に遮熱層６の製造法について第３図で説明する。金
属翼芯４の表面にセラミツク繊維７を被覆後、セラミツ
ク翼部１に嵌合し、次いで当該嵌合部の隙間に流動性を
持たせた未焼結のセラミツクスを充填する。未焼結セラ
ミツクスにはムライトなどがある。次に、金属翼芯４の
耐熱許容温度以下の温度（例えば400℃）で仮焼結を行
い、固化した後金属翼芯４をセラミツク繊維，ムライ
ト，セラミツク翼部から成るセラミツク構造体９から引
抜き分離する。分離に当つては仮焼結時にセラミツク繊
維７及びムライト８は仮焼結温度でのより大きな金属翼
芯４の熱膨張量に合せて固化されているため、室温へ降
温時には金属翼芯４との間に僅かな間隙を生じ、セラミ
ツク翼部１の破損を招くことなく、分離は容易となる。
分離したセラミツク構造体において仮焼結状態にあるム
ライトの固化を促進し、強度を確保するために、全て耐
熱性のあるセラミツク構造体を高温例えば1200℃で本焼
結する。本焼結温度はセラミツク繊維の耐熱劣化温度と
ムライトに要求される強度から第４図の如く決定すれば
良い。なお、実際の焼結条件の一例を第５図に示す。セ
ラミツク構造体を金属翼芯４に再び挿入し、セラミツク
サイドウオール3,支持板５を取付け、当該部を金属翼芯
４に締結する。金属翼芯４とセラミツク構造体９の間隙
はムライト８が本焼結により収縮するため、両者間の嵌
合は極めて少ない間隙の故に堅固な嵌合が達成される。 本実施例では未焼結セラミツクスとしてムライトを採
用したがムライト粉は水と混ぜ粘性体とすることができ
るために翼芯のような複雑な形状にもなじませて形成す
ることができるばかりでなく本焼結することによつて、
セラミツク繊維を拘束し結合力を強力する。また本焼結
することによつてムライトは多孔質構造体となるため、
セラミツク翼部から入熱によるふく射や熱伝導を多孔質
体であるが故の低い熱伝導特性によつて遮断することが
可能となり、セラミツク繊維の高温劣化も併せて防止す
ることができる。またセラミツク繊維は高温中で金属翼
芯とセラミツク翼部の熱伸び差を吸収することができる
と共にガス圧脈動に伴なう振動応力に対してダンピング
効果を発揮し、表面のセラミツクスを弾性的に保持す
る。更にセラミツク繊維は翼芯表面冷却時の流路の役目
を果す。またムライトはこの冷却空気を遮断しセラミツ
ク翼部１が内側から冷却され高温に曝される表面との間
に大きな温度勾配が生じることを防止している。本発明
の遮熱層とこの冷却空気によつて金属翼芯は400℃前後
に保持できるため、従来ガスタービンに用いられている
耐熱超合金材料を用いる必要はなく、加工性が良く比較
的安価なSUS材などで高温ガスタービン用のセラミツク
翼の翼芯４を構成することができるなどの利点もある。 〔発明の効果〕 本発明によれば、高温下で遮熱効果が大きく、金属翼
芯４とセラミツク翼部１間の熱膨張係数差による熱伸び
を吸収することが可能で且つ耐熱性のある遮熱緩衝層の
製造法を提供することができる。この方法によれば、翼
形のような複雑な形状のセラミツク部品を、極めて狭い
間隙において容易に且つ堅固に固定できる。また、本製
造法により、燃焼ガスに直接曝される部分をセラミツク
ス，力の分担を金属翼芯で行うハイブリツド型の静翼に
おいて、両者を堅固に且つ比較的耐熱温度の低い金属部
品を高温から保護し得る遮熱嵌合層を提供できることに
なる。
の高効率化に伴なう燃焼ガスの高温化に不可欠な翼部の
耐熱性を向上させ、且つ信頼性の高いセラミツクス／金
属のハイブリツド型静翼に好適な遮熱勘合層の製造方法
に関する。 〔従来の技術〕 従来、高温に曝されるセラミツクス層と低温の金属層
から成る二層構造において、その二層間に耐熱繊維（特
開昭54−106714）又は波形状区画壁（特開昭59−2300
1）を設けた遮熱緩衝層があつた。しかしこの遮熱緩衝
層においては、遮熱効果、及び層の耐熱性に問題があつ
た。 〔発明が解決しようとする問題点〕 上記従来技術（特開昭54−106714）は高温時に両材料
の熱膨張係数の差によつて遮熱緩衝層が減少し、遮熱効
果が低下し、金属層あるいは耐熱繊維の劣化の問題があ
つた。また従来技術（特開昭59−2300）では波形状区画
壁自体が直接高温のセラミツクスに接触するために高温
耐食性に問題があつた。また前記同様に両材料の熱膨張
係数の差による遮熱緩衝層の減少によつて遮熱効果の低
下を招き、区画壁の腐食がさらに加速される問題があつ
た。またこれらは閉曲面の構造間の嵌合を堅固に行うこ
とはほとんど不可能である。 本発明の目的は、高温下で遮熱効果が大きく、熱膨張
係数差による熱伸びを吸収することが可能で且つ耐熱性
のある堅固な遮熱緩衝層の製造法を提供することにあ
る。 〔問題点を解決するための手段〕 上記目的は、セラミック製外層と金属製内層とを隙間
を介して配置し、金属製内層の表面にセラミック繊維を
被覆後、セラミック製外層との隙間に流動性未焼結セラ
ミックスを充填し、その後、これを前記金属製内層の耐
熱許容温度以下の温度に加熱して前記流動性未焼結セラ
ミックスを仮焼結し、さらに、この構造体から金属製内
層を分離した後、流動性未焼結セラミックスを本焼結さ
せ、最後に、金属製内層を勘合することで達成される。 〔作用〕 内層表面に耐熱繊維を被覆後外層との間に粘性断熱材
を充填することは、この任意形状に対応できる粘性断熱
材によつて耐熱繊維を拘束し結合力を強化する。この粘
性断熱材として焼結により固化し多孔質構造体となるも
のを選択することによつて、外層からの熱ふく射，伝導
を防止することができ、耐熱繊維の劣化を防止すること
ができる。また耐熱繊維内に空気層を設けることによつ
て内層への熱の流入は更に効果的に防止することができ
る。更に内層と耐熱繊維の間に冷却空気を流通させるこ
とによつてこの効果は倍増される。また内層と外層の熱
膨張係数の差による伸び差をこの耐熱繊維で吸収するこ
とができ、粘性断熱材との組合せで外層が極めて高温に
曝される場合の遮熱緩衝層を構成することができる。 〔実施例〕 以下に、本発明の一実施例適用品を第１図，第２図に
より説明する。本発明を用いたセラミツク静翼がガスタ
ービンのケーシングに固定されたリテーナリング２に吊
持ちされた状況の断面概略図を示す。セラミツクスから
成る翼部１とこれに嵌合されたセラミツクサイドウオー
ル３は翼部１の内部を貫通する金属翼芯４により、支持
板５を介して締結保持されている。サイドウオール３は
翼部１の溝との嵌合により位置決めされており、さらに
セラミツクスと金属部品との間には、変形緩衝を兼ねた
遮熱層６が設けられている構造となつている。燃焼ガス
に直接曝されるサイドウオール３と翼部１は金属翼芯４
により保持されている。 次に遮熱層６の製造法について第３図で説明する。金
属翼芯４の表面にセラミツク繊維７を被覆後、セラミツ
ク翼部１に嵌合し、次いで当該嵌合部の隙間に流動性を
持たせた未焼結のセラミツクスを充填する。未焼結セラ
ミツクスにはムライトなどがある。次に、金属翼芯４の
耐熱許容温度以下の温度（例えば400℃）で仮焼結を行
い、固化した後金属翼芯４をセラミツク繊維，ムライ
ト，セラミツク翼部から成るセラミツク構造体９から引
抜き分離する。分離に当つては仮焼結時にセラミツク繊
維７及びムライト８は仮焼結温度でのより大きな金属翼
芯４の熱膨張量に合せて固化されているため、室温へ降
温時には金属翼芯４との間に僅かな間隙を生じ、セラミ
ツク翼部１の破損を招くことなく、分離は容易となる。
分離したセラミツク構造体において仮焼結状態にあるム
ライトの固化を促進し、強度を確保するために、全て耐
熱性のあるセラミツク構造体を高温例えば1200℃で本焼
結する。本焼結温度はセラミツク繊維の耐熱劣化温度と
ムライトに要求される強度から第４図の如く決定すれば
良い。なお、実際の焼結条件の一例を第５図に示す。セ
ラミツク構造体を金属翼芯４に再び挿入し、セラミツク
サイドウオール3,支持板５を取付け、当該部を金属翼芯
４に締結する。金属翼芯４とセラミツク構造体９の間隙
はムライト８が本焼結により収縮するため、両者間の嵌
合は極めて少ない間隙の故に堅固な嵌合が達成される。 本実施例では未焼結セラミツクスとしてムライトを採
用したがムライト粉は水と混ぜ粘性体とすることができ
るために翼芯のような複雑な形状にもなじませて形成す
ることができるばかりでなく本焼結することによつて、
セラミツク繊維を拘束し結合力を強力する。また本焼結
することによつてムライトは多孔質構造体となるため、
セラミツク翼部から入熱によるふく射や熱伝導を多孔質
体であるが故の低い熱伝導特性によつて遮断することが
可能となり、セラミツク繊維の高温劣化も併せて防止す
ることができる。またセラミツク繊維は高温中で金属翼
芯とセラミツク翼部の熱伸び差を吸収することができる
と共にガス圧脈動に伴なう振動応力に対してダンピング
効果を発揮し、表面のセラミツクスを弾性的に保持す
る。更にセラミツク繊維は翼芯表面冷却時の流路の役目
を果す。またムライトはこの冷却空気を遮断しセラミツ
ク翼部１が内側から冷却され高温に曝される表面との間
に大きな温度勾配が生じることを防止している。本発明
の遮熱層とこの冷却空気によつて金属翼芯は400℃前後
に保持できるため、従来ガスタービンに用いられている
耐熱超合金材料を用いる必要はなく、加工性が良く比較
的安価なSUS材などで高温ガスタービン用のセラミツク
翼の翼芯４を構成することができるなどの利点もある。 〔発明の効果〕 本発明によれば、高温下で遮熱効果が大きく、金属翼
芯４とセラミツク翼部１間の熱膨張係数差による熱伸び
を吸収することが可能で且つ耐熱性のある遮熱緩衝層の
製造法を提供することができる。この方法によれば、翼
形のような複雑な形状のセラミツク部品を、極めて狭い
間隙において容易に且つ堅固に固定できる。また、本製
造法により、燃焼ガスに直接曝される部分をセラミツク
ス，力の分担を金属翼芯で行うハイブリツド型の静翼に
おいて、両者を堅固に且つ比較的耐熱温度の低い金属部
品を高温から保護し得る遮熱嵌合層を提供できることに
なる。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の一実施例を適用するセラミツク静翼の
縦断面図、第２図は同じく横断面図、第３図は本発明の
製造過程を示す遮熱層近傍の断面拡大図、第４図はセラ
ミツク構造体の強度を示す特性図、第５図は焼結温度履
歴の一例を示す特性図である。 １……翼部、２……リテーナリング、３……サイドウオ
ール、４……金属翼芯、５……支持板、６……遮熱層、
７……セラミツク繊維、８……粘性ムライト、９……セ
ラミツク構造体、10……冷却空気孔。
縦断面図、第２図は同じく横断面図、第３図は本発明の
製造過程を示す遮熱層近傍の断面拡大図、第４図はセラ
ミツク構造体の強度を示す特性図、第５図は焼結温度履
歴の一例を示す特性図である。 １……翼部、２……リテーナリング、３……サイドウオ
ール、４……金属翼芯、５……支持板、６……遮熱層、
７……セラミツク繊維、８……粘性ムライト、９……セ
ラミツク構造体、10……冷却空気孔。
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(72)発明者 久松 暢
神奈川県横須賀市長坂２丁目６番１号
財団法人電力中央研究所横須賀究所内
(72)発明者 宮田 寛
茨城県土浦市神立町502番地 株式会社
日立製作所機械研究所内
(72)発明者 町田 隆志
茨城県土浦市神立町502番地 株式会社
日立製作所機械研究所内
(56)参考文献 特開 昭60−45703（ＪＰ，Ａ)
Claims (1)
- (57)【特許請求の範囲】 １．セラミック製外層と金属製内層とを隙間を介して配
置する第１工程と、 前記金属製内層の前記セラミック製外層に対向する面に
セラミック繊維を被覆する第２工程と、 前記隙間に流動性未焼結セラミックスを充填する第３工
程と、 この第３工程によりできた構造体を前記金属製内層の耐
熱許容温度以下の温度に加熱して前記流動性未焼結セラ
ミックスを仮焼結する第４工程と、 この第４工程によりできた構造体から金属製内層を分離
する第５工程と、 この第５工程によりできた構造体を加熱して前記仮焼結
した流動性未焼結セラミックスを本焼結する第６工程
と、 この第６工程によりできた構造体に前記金属製内層を勘
合する第７工程を有することを特徴とする遮熱緩衝層の
製造方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62266379A JP2753235B2 (ja) | 1987-10-23 | 1987-10-23 | 遮熱緩衝層製造方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62266379A JP2753235B2 (ja) | 1987-10-23 | 1987-10-23 | 遮熱緩衝層製造方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01110810A JPH01110810A (ja) | 1989-04-27 |
| JP2753235B2 true JP2753235B2 (ja) | 1998-05-18 |
Family
ID=17430118
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62266379A Expired - Fee Related JP2753235B2 (ja) | 1987-10-23 | 1987-10-23 | 遮熱緩衝層製造方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2753235B2 (ja) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5197852A (en) * | 1990-05-31 | 1993-03-30 | General Electric Company | Nozzle band overhang cooling |
| DE102012209549A1 (de) * | 2012-06-06 | 2013-12-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Kühlmittelüberbrückungsleitung für eine Gasturbine |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3327218A1 (de) * | 1983-07-28 | 1985-02-07 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Thermisch hochbeanspruchtes, gekuehltes bauteil, insbesondere turbinenschaufel |
-
1987
- 1987-10-23 JP JP62266379A patent/JP2753235B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH01110810A (ja) | 1989-04-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2330162C2 (ru) | Высокотемпературная слоистая система для теплоотвода и способ для ее изготовления (варианты) | |
| JP5970182B2 (ja) | セラミック基材料と金属材料とから成る部品の製造工程 | |
| JPS6045703A (ja) | 熱的に高負荷され冷却される構成部材 | |
| US20170058686A1 (en) | Coated seal slot systems for turbomachinery and methods for forming the same | |
| US10487672B2 (en) | Airfoil for a gas turbine engine having insulating materials | |
| EP2578553A2 (en) | A CMC Component, Power Generation System and Method of Forming a CMC Component | |
| RU2696526C2 (ru) | Композитная турбинная лопатка для высокотемпературных применений | |
| US20120237786A1 (en) | Process for making a wall with a porous element for component cooling | |
| JPH0425404B2 (ja) | ||
| GB2117799A (en) | Composite ceramic metal components | |
| US9771827B2 (en) | Damping device for being situated between a housing wall and a casing ring of a housing of a thermal gas turbine | |
| US8211524B1 (en) | CMC anchor for attaching a ceramic thermal barrier to metal | |
| EP2570591A2 (en) | Method for repairing a ceramic fiber reinforced ceramic composite article and corresponding intermediate | |
| JPS6253684B2 (ja) | ||
| JP6109101B2 (ja) | 金属−セラミック複合材構造を製造する方法及び金属−セラミック複合材構造 | |
| JPS6224603B2 (ja) | ||
| BR112020005620A2 (pt) | método para fabricar uma peça de cmc, peça de cmc, turbina, e, turbomáquina. | |
| US20110274559A1 (en) | Turbine Airfoil with Body Microcircuits Terminating in Platform | |
| JP2753235B2 (ja) | 遮熱緩衝層製造方法 | |
| JPS6241902A (ja) | ガスタ−ビン用動翼構造 | |
| CN111688904A (zh) | 飞行器机翼部件 | |
| US3011761A (en) | Turbine blades | |
| JP2013064397A (ja) | ヒーター | |
| JP2699586B2 (ja) | 断熱ピストン及びその製造方法 | |
| US20160032735A1 (en) | Transient liquid phase bonded tip shroud |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |