タービン翼及びタービン
【課題】タービン翼について、ロータやケーシングから取り外すことなく、目視にて補修の要否を容易に判断することを可能にする手段を提供する。
【解決手段】本発明に係るタービン静翼１０は、回転駆動されるロータの径方向に延びる翼本体１１と、該翼本体１１の基端部に設けられた基端側シュラウド１３とを備え、基端側シュラウド１３における翼本体側面１３ａに、その外縁１９に沿って該外縁１９から所定間隔をあけて延びる補修基準線１８が形成されていることを特徴とする。
【解決手段】本発明に係るタービン静翼１０は、回転駆動されるロータの径方向に延びる翼本体１１と、該翼本体１１の基端部に設けられた基端側シュラウド１３とを備え、基端側シュラウド１３における翼本体側面１３ａに、その外縁１９に沿って該外縁１９から所定間隔をあけて延びる補修基準線１８が形成されていることを特徴とする。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ロータに固定されて径方向に延びる翼本体と、この翼本体に設けられて相隣接する翼本体同士を接続するシュラウドとを有するタービン翼、及び該タービン翼を有するタービンに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンを構成する静翼や動翼のようなタービン翼は、ガスタービンの運転時に高温の作動流体に曝される。従って、長時間に亘るガスタービンの運転に伴い、タービン翼の中でシュラウドに損傷が生じる場合がある。そして、このシュラウドの損傷が進行すると、シュラウドの焼損または減肉によって補修が不可能となり、タービン翼の廃却及び交換が必要になる。従って、このようなタービン翼の廃却及び交換に伴うコストアップを防止すべく、また、タービン翼を長期間に亘って使用するため、タービン翼について定期的な検査を行い、早期の段階でシュラウドに生じた損傷を補修するようにしている。
【０００３】
ここで、タービン翼の定期的な検査に際しては、まずロータやケーシングからタービン翼を一旦取り外し、シュラウドに生じた損傷の程度を計測する。具体的には、シュラウドは金属等からなる母材の表面に耐熱遮熱コーティングが塗布されたものであるが、この耐熱遮熱コーティングに生じる亀裂の長さを計測する。そして、計測した亀裂の長さを、亀裂の長さと補修や廃却の要否との関係について予め蓄積したデータと比較する。その結果、計測した亀裂の長さが所定の補修基準値を越えているか否かにより、シュラウドについて補修の要否を判断する（例えば、特許文献１を参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開平１０−２９３０４９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかし、従来のタービン翼では、シュラウドを含む著しい損傷によって廃却になるタービン翼が相当数存在し、コストアップにつながるという問題がある。すなわち、従来のタービン翼について補修の要否を判断するためには、ガスタービンの定期的な検査時に、シュラウドの損傷度合いを測定するために、タービン翼をロータやケーシングから一旦取り外す必要がある。しかし、ガスタービンの定期的な検査としては、タービン翼以外の部分の検査を目的としたものもあり、このような検査ではタービン翼はロータやケーシングから取り外されることなく固定されたままである。従って、このような検査においてシュラウドに損傷が発見されても、その損傷について補修の要否を判断することができない。そうすると、その後の定期的な検査においてタービン翼を取り外して検査を行う際には、損傷が進行して補修ができない状態になっており、タービン翼の廃却と交換が必要になる。
【０００６】
本発明は、このような事情を考慮してなされたものであり、その目的は、タービン翼について、ロータやケーシングから取り外すことなく、目視にて補修の要否を容易に判断することを可能にする手段を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
上記目的を達成するために、本発明は以下の手段を採用している。すなわち、本発明に係るタービン翼は、ロータの径方向に延びる翼本体と、該翼本体の基端部及び先端部の少なくともいずれか一方に設けられたシュラウドと、を備えるタービン翼において、前記シュラウドにおける前記翼本体の側の面に、この面の外縁に沿って該外縁から所定間隔をあけて延びる補修基準線が形成されていることを特徴とする。
【０００８】
このような構成によれば、長時間に亘る運転に伴って、シュラウドにおける翼本体側の面に、その外縁から亀裂が生じ、当該亀裂が外縁に略直交する方向へ延びる場合がある。その場合でも、亀裂が補修基準線に達しているか否かを確認することにより、検査者はタービン翼に補修が必要か否かを目視にて判断することができる。
【０００９】
また、本発明に係るタービン翼は、前記シュラウドは、母材の表面にコーティング層が形成されてなり、前記補修基準線は、前記コーティング層に設けられた段差部または溝部によって形成されていることを特徴とする。
【００１０】
このような構成によれば、シュラウドを構成するコーティング層を利用して補修基準線を形成するので、シュラウドとは別部材として補修基準線を設ける場合と比較して、部品点数の削減によるコストダウンを図ることができる。また、補修基準線が高温の作動流体に曝されることによって消失する恐れもない。また、溝部によって補修基準線を形成した場合、シュラウドの表面に突出した部分が生じないため、作動流体の流れに悪影響を及ぼすことを抑制することができる。
【００１１】
また、本発明に係るタービン翼は、前記母材の表面が階段状に形成され、前記コーティング層が前記母材の表面に均一の厚みで形成されることにより、前記段差部が形成されていることを特徴とする。
【００１２】
このような構成によれば、コーティング層の厚みが均一であるため、母材の表面にコーティング層を形成する作業を容易に行うことができる。また、コーティング層の厚みが均一であるため、流路を流れる作動流体の影響によってコーティング層に局所的な変形等が生じにくく、補修基準線に変形や消失が生じにくい。
【００１３】
また、本発明に係るタービン翼は、前記母材の表面が溝状に形成され、前記コーティング層が前記母材の表面に均一の厚みで形成されることにより、前記溝部が形成されていることを特徴とする。
【００１４】
このような構成によれば、コーティング層の厚みを部分的に変化させることによって補修基準線を形成するので、母材の成形に要する手間と時間を削減することができる。
【００１５】
また、本発明に係るタービン翼は、前記母材の表面が平坦に形成され、前記コーティング層が前記母材の表面に厚みを部分的に変化させて形成されることにより、前記段差部または前記溝部が形成されていることを特徴とする。
【００１６】
このような構成によれば、シュラウドを構成するコーティング層を利用して補修基準線を形成するので、シュラウドとは別部材として補修基準線を設ける場合と比較して、部品点数の削減によるコストダウンを図ることができる。また、補修基準線が高温の作動流体に曝されることによって消失する恐れもない。
【００１７】
また、本発明に係るタービン翼は、前記シュラウドは、母材の表面にコーティング層が形成されてなり、前記補修基準線は、前記コーティング層とは異なる色の色違い層を、前記コーティング層の表面に積層することによって形成されていることを特徴とする。
【００１８】
このような構成によれば、母材及びコーティング層のいずれについても表面を複雑な形状に成形する必要がないため、容易に補修基準線を形成することができる。また、色違い層の色がコーティング層の色と異なるため、目視による補修基準線の識別が容易である。
【００１９】
また、本発明に係るタービン翼は、前記いずれかに記載のタービン翼を備えることを特徴とする。
【００２０】
このような構成によれば、長時間に亘る運転に伴って、シュラウドにおける翼本体側の面に、その外縁から亀裂が生じ、当該亀裂が外縁に略直交する方向へ延びる場合がある。その場合でも、亀裂が補修基準線に達しているか否かを確認することにより、検査者はタービン翼に補修が必要か否かを目視にて判断することができる。
【発明の効果】
【００２１】
本発明に係るタービン翼及びタービンによれば、タービン翼についてロータやケーシングから取り外すことなく、目視にて補修の要否を容易に判断することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】本発明の第一実施形態に係るタービン静翼を備えたガスタービンを示す全体構成図である。
【図２】本発明の第一実施形態に係るタービン静翼の外観を示す概略斜視図である。
【図３】本発明の第一実施形態に係る基端側シュラウドについて、図２におけるＡ−Ａ断面を示す概略断面図である。
【図４】本発明の第一実施形態に係るタービン静翼の作用効果の説明図である。
【図５】本発明の第一実施形態をタービン動翼に適用した例を示す概略斜視図である。
【図６】本発明の第二実施形態に係る基端側シュラウドについて、図２におけるＡ−Ａ段面を示す概略断面図である。
【図７】本発明の第三実施形態に係る基端側シュラウドについて、図２におけるＡ−Ａ段面を示す概略断面図である。
【図８】本発明の第四実施形態に係る基端側シュラウドについて、図２におけるＡ−Ａ段面を示す概略断面図である。
【図９】本発明の第五実施形態に係る基端側シュラウドについて、図２におけるＡ−Ａ段面を示す概略断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
［第一実施形態］
以下、図面を参照し、本発明の実施の形態について説明する。本実施形態では、本発明に係るタービン翼として、ガスタービンのタービン静翼を例に説明する。図１は、第一実施形態に係るタービン静翼１０を備えたガスタービン１を示す全体構成図である。ガスタービン１は、流体の流通方向Ｆに沿って最も上流側の位置に設けられて圧縮空気を生成する圧縮機２と、その下流側に設けられて圧縮空気に燃料を噴射して燃焼させることで燃焼ガスを生成する燃焼器３と、更にその下流側に設けられて燃焼ガスにより回転駆動されるタービン４と、を備えるものである。
【００２４】
タービン４は、図１に示すように、ロータ５の外周に設けられて内部に燃焼ガス流路が形成されたタービンケーシング４１と、ロータ５の外周面から突出して周方向に所定間隔で設けられた複数のタービン動翼４２と、タービンケーシング４１の内周面から突出して周方向に所定間隔で設けられた複数のタービン静翼１０と、を有している。そして、タービン動翼４２及びタービン静翼１０は、ロータ５の軸線方向に沿って交互に複数段がそれぞれ設けられている。
【００２５】
タービン静翼１０は、燃焼ガスを減速してその圧力を上昇させる役割を果たすものである。ここで、図２は、タービン静翼１０の外観を示す概略斜視図である。タービン静翼１０は、断面流線型を有し図１に示すロータ５の径方向に延びる翼本体１１と、この翼本体１１の先端部に設けられた先端側シュラウド１２と、翼本体１１の基端部に設けられた基端側シュラウド１３とを有している。
【００２６】
（先端側シュラウド）
先端側シュラウド１２は、周方向に複数設けられたタービン静翼１０をその先端部において互いに連結する役割を果たすものである。この先端側シュラウド１２は、図２に示すように、筐体としての本体部１４と、この本体部１４から上方へ突出した配管群１５とを有している。
【００２７】
（配管群）
配管群１５は、タービン静翼１０に冷却ガスＲＧを供給し、またはタービン静翼１０から冷却ガスＲＧを排出する役割を果たすものである。この配管群１５は、図２に示すように、本体部１４の中央部に突出して設けられてタービン静翼１０から冷却ガスＲＧを排出する排出管１５１と、この排出管１５１を挟んだ両側の位置に突出して設けられてタービン静翼１０に冷却ガスＲＧを供給する第一供給管１５２及び第二供給管１５３と、を有している。
【００２８】
排出管１５１は、図２に示すように断面略円形の配管であって、本体部１４を貫通してその一端が上方に開口するとともに、他端が翼本体１１の内部空洞に接続されている（図２では不図示）。これにより、この排出管１５１を介して翼本体１１の内部と外部とが連通した状態になっている。
【００２９】
第一供給管１５２は、図２に示すように断面略円形の配管であって、本体部１４を貫通してその一端が上方に開口するとともに、他端が本体部１４の内部に開口している。これにより、この第一供給管１５２を介して本体部１４の内部と外部とが連通した状態になっている。
【００３０】
第二供給管１５３は、図２に示すように断面略三角形の配管であって、本体部１４を貫通してその一端が本体部１４の表面に開口するとともに、他端が翼本体１１の内部空洞に接続されている（図２では不図示）。これにより、この第二供給管１５３を介して翼本体１１の内部と外部とが連通した状態になっている。
【００３１】
尚、配管群１５を構成する配管の本数やその設置位置は本実施例に限定されず、翼本体１１の内部の構成等に応じて適宜設計変更が可能である。
【００３２】
（基端側シュラウド）
基端側シュラウド１３は、周方向に複数設けられたタービン静翼１０をその基端部において互いに連結する役割を果たすものである。ここで、図３は、図２におけるＡ−Ａ断面を示す概略断面図である。基端側シュラウド１３は、箱型に形成された合金製の母材１６と、この母材１６の表面を覆う遮熱コーティング層１７とを有している。
【００３３】
母材１６は、ＩＮ７３８ＬＣ，ＭａｒＭ２４７ＬＣ，ＭＧＡ１４００等の合金からなるものである。この母材１６には、図２及び図３に示すように、翼本体１１を挟んだ両側の位置に、一対の階段状の段差部１６１がそれぞれ形成されている。この段差部１６１は、図３に示すように、翼本体１１が固定される母材上段面１６ａと、この母材上段面１６ａより一段低く形成された母材下段面１６ｂと、母材上段面１６ａと母材下段面１６ｂを接続する母材垂直面１６ｃとによって形成されている。なお、母材垂直面１６ｃは目視で確認できれば必ずしも垂直である必要はなく、少し傾斜していても構わない。
【００３４】
遮熱コーティング層１７は、流路を流れる高温の作動流体から母材１６を保護する役割を果たすものである。この遮熱コーティング層１７は、図に詳細は示さないが、母材１６の表面を覆って設けられるボンドコート層と、このボンドコート層の表面を更に覆って設けられるセラミックス層とを有している。ボンドコート層は、母材１６とセラミックス層の熱膨張量の差を緩和する役割を果たすものである。このボンドコート層は、例えば、ＭＣｒＡｌＹ（ＭはＣｏ，Ｎｉ，Ｆeなど）からなる溶射粉を、母材１６の表面に溶射することにより形成することができる。一方、セラミックス層は、高温の作動流体の熱を遮熱する役割を果たすものである。このセラミックス層は、例えば、ＺｒＯ２系のセラミックス溶射粉を、ボンドコート層の表面に溶射することにより形成することができる。
【００３５】
この遮熱コーティング層１７は、図３に示すように、母材１６の表面を覆って均一の厚みで形成され、母材上段面１６ａを覆う遮熱上段面１７ａと、母材下段面１６ｂを覆う遮熱下段面１７ｂと、母材垂直面１６ｃを覆う遮熱垂直面１７ｃとを有している。そして、遮熱下段面１７ｂは遮熱上段面１７ａより一段低く、両者は遮熱垂直面１７ｃにより互いに接続されている。これにより、遮熱コーティング層１７には、遮熱段差部１７１が形成されている。
【００３６】
そして、遮熱段差部１７１の存在によって、より詳細には遮熱垂直面１７ｃの存在によって、図２に示すように基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａには、一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている。これら補修基準線１８は、平面視で略矩形形状を有する翼本体側面１３ａの長手側の外縁１９から所定間隔を空けて、外縁１９に略平行してそれぞれ延びている。尚、補修基準線１８と外縁１９との間隔は、翼本体側面１３ａに生じる亀裂の長さと、タービン静翼１０に関する補修や廃却の要否との関係について予め蓄積しておいたデータに基づいて決定すればよい。
【００３７】
（作用効果）
次に、本発明の第一実施形態に係るタービン静翼１０の作用効果について説明する。図４は、タービン静翼１０の作用効果の説明図である。ガスタービン１を長時間に亘って運転すると、タービン静翼１０の基端側シュラウド１３が損傷する場合がある。この基端側シュラウド１３に生じる損傷としては、例えば、遮熱コーティング層１７に生じる割れや剥離、または母材１６の酸化による肉厚の減少が挙げられる。ここで、基端側シュラウド１３にこのような損傷が生じると、それを示す兆候として、翼本体側面１３ａの外縁１９に亀裂２０が発生する。そして、この亀裂２０は、翼本体側面１３ａの外縁１９から中央部に向かって、外縁１９に略直交する方向へ延びていく。
【００３８】
ここで、ガスタービン１について定期的な検査を行う検査者は、タービン静翼１０以外の部分について検査を行う場合がある。このような場合、検査者は、図１に示すタービンケーシング４１の内周面に固定された状態のタービン静翼１０について、前述のように基端側シュラウド１３に発生した亀裂２０が補修基準線１８に達しているか否かを目視により確認する。その結果、図４に示す第一亀裂２０ａや第二亀裂２０ｂのように、亀裂２０の先端が補修基準線１８に到達している場合、検査者は、タービン静翼１０は補修が必要な程度まで損傷が進行していると判断する。この場合、検査者は、タービン静翼１０をタービンケーシング４１から取り外し、基端側シュラウド１３を始めとするタービン静翼１０の各種構成部材について補修を行う。
【００３９】
一方、図４に示す第三亀裂２０ｃのように、亀裂２０の先端が補修基準線１８に未だ到達していない場合、検査者は、タービン静翼１０の損傷は補修が必要な程度ではないと判断する。この場合、検査者は、タービン静翼１０をタービンケーシング４１から取り外すことなく、本来の検査対象箇所についてのみ検査及び補修作業を行う。
【００４０】
このように、第一実施形態に係るタービン静翼１０によれば、タービンケーシング４１に固定された状態のままで、亀裂２０が補修基準線１８に到達したか否かを目視にて確認するだけの作業により、補修が必要か否かを容易に判断することができる。従って、本来の検査対象がタービン静翼１０以外の部分である定期的な検査において、タービン静翼１０に損傷が生じていることを容易に発見することができる。
【００４１】
これにより、タービン静翼１０を対象とする検査において、基端側シュラウド１３に補修できない程度の損傷が発見される前に、早期の段階で損傷を発見して補修することができる。従って、損傷が大きく廃却処分となる基端側シュラウド１３の数を減少させることができ、これにより材料費節減によるコストダウンを図ることができる。
【００４２】
また、第一実施形態に係るタービン静翼１０によれば、遮熱コーティング層１７を利用して補修基準線１８を形成するので、基端側シュラウド１３とは別部材として補修基準線１８を設ける場合と比較して、部品点数の削減によるコストダウンを図ることができる。また、補修基準線１８が遮熱コーティング層１７からなるので、高温の作動流体に曝されることによって消失する恐れもない。
【００４３】
また、遮熱コーティング層１７の厚みが均一であるため、母材１６の表面に遮熱コーティング層１７を形成する作業を容易に行うことができる。また、遮熱コーティング層１７の厚みが均一であるため、作動流体の影響等によって遮熱コーティング層１７に局所的な変形が生じにくく、補修基準線１８に変形や消失が生じにくい。
【００４４】
（変形例）
尚、本実施形態では、基端側シュラウド１３を例に説明したが、これに代えて或いはこれと共に、図２に示す先端側シュラウド１２の翼本体側面１２ａに補修基準線１８を形成してもよい。また、本実施形態ではガスタービン１を構成するタービン静翼１０を例に説明したが、図１に示すタービン動翼４２に適用することも可能である。図５は、本実施形態をタービン動翼４２に適用した例を示す概略斜視図である。タービン動翼４２は、断面流線型を有し図１に示すロータ５の径方向に延びる翼本体４２１と、この翼本体４２１の基端部に設けられた基端側シュラウド４２２（一般的には「プラットホーム」と呼ばれる）とを有している。そして、基端側シュラウド４２２の翼本体側面４２２ａには、翼本体４２１を挟んだ両側の位置に、一対の補修基準線４２３がそれぞれ形成されている。この補修基準線４２３は、図に詳細は示さないが、基端側シュラウド４２２の母材に段差部を形成するとともに、この母材の表面に遮熱コーティング層を均一な厚みで設けることによって形成されている。
【００４５】
［第二実施形態］
次に、第二実施形態に係るタービン翼の構成について説明する。図２に示すように、本実施形態に係るタービン静翼１０は、基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａに一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている点で第一実施形態と同じである。しかし、本実施形態に係るタービン静翼１０は、この補修基準線１８の構成が第一実施形態とは異なっている。尚、それ以外の構成は第一実施形態と同じであるため、第一実施形態と同じ符号を使用し、ここでは説明を省略する。
【００４６】
図６は、第二実施形態に係る基端側シュラウド１３について、図２におけるＡ−Ａ段面を示す概略断面図である。基端側シュラウド１３は、箱型に形成された合金製の母材５１と、この母材５１の表面を覆う遮熱コーティング層５２とを有している。
【００４７】
母材５１は、第一実施形態の母材１６と同様の材質からなり、その表面は平坦に形成されている。
一方、遮熱コーティング層５２は、図６に詳細は示さないが、第一実施形態の遮熱コーティング層１７と同様に、ボンドコート層とセラミックス層とを有している。そして、この遮熱コーティング層５２は、図６に示すように、その厚みが部分的に変化している。すなわち、遮熱コーティング層５２は、母材１６の表面に薄く塗布された肉薄部５２１と、厚く塗布された肉厚部５２２とを有している。これにより、肉薄部５２１と肉厚部５２２との境界には、遮熱段差部５２３が形成されている。そして、この遮熱段差部５２３の存在によって、図２に示すように基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａには、翼本体１１を挟んだ両側の位置に、一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている。これら補修基準線１８は、第一実施形態と同様に、平面視で略矩形形状を有する翼本体側面１３ａの長手側の外縁１９から所定間隔を空けて、外縁１９に略平行してそれぞれ延びている。
【００４８】
このような第二実施形態に係るタービン静翼１０によれば、母材５１の表面が平坦であるため、母材１６に段差部１６１を形成する場合と比較すると、母材５１の成形に要する手間と時間を削減することができる。尚、それ以外の作用効果は、第一実施形態に係るタービン静翼１０の作用効果と同じであるため、ここでは説明を省略する。また、図２に示す先端側シュラウド１２の翼本体側面１２ａに補修基準線１８を形成してもよい点、及び図１に示すタービン動翼４２に適用することも可能である点は、第一実施形態と同じである。
【００４９】
尚、肉薄部５２１の形成に際しては、塗布する遮熱コーティング層５２の量を肉厚部５２２より少なくすることで厚みを薄くすればよい。或いは、まず母材５１の全体に亘って同じ厚みで遮熱コーティング層５２を塗布した後に、肉薄部５２１に対応する領域のみを追加工により削って薄くしてもよい。
【００５０】
［第三実施形態］
次に、第三実施形態に係るタービン静翼の構成について説明する。図２に示すように、本実施形態に係るタービン静翼１０は、基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａに一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている点で第一実施形態と同じである。しかし、本実施形態に係るタービン静翼１０は、この補修基準線１８の構成が第一実施形態とは異なっている。尚、それ以外の構成は第一実施形態と同じであるため、第一実施形態と同じ符号を使用し、ここでは説明を省略する。
【００５１】
図７は、第三実施形態に係る基端側シュラウド１３について、図２におけるＡ−Ａ段面を示す概略断面図である。基端側シュラウド１３は、箱型に形成された合金製の母材６１と、この母材６１の表面を覆う遮熱コーティング層６２とを有している。
【００５２】
母材６１は、第一実施形態の母材１６と同様の材質からなり、その表面には凹状（溝状）の母材凹溝６１１が形成されている。
一方、遮熱コーティング層６２は、図７に詳細は示さないが、第一実施形態の遮熱コーティング層１７と同様に、ボンドコート層とセラミックス層とを有している。そして、この遮熱コーティング層６２は、図７に示すように、母材６１の表面を覆って均一の厚みで形成されている。これにより、遮熱コーティング層６２における前記母材凹溝６１１に対応する位置には、凹状の遮熱凹溝６２１（溝部）が形成されている。
【００５３】
そして、この遮熱凹溝６２１の存在によって、図２に示すように基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａには、一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている。これら補修基準線１８は、平面視で略矩形形状を有する翼本体側面１３ａの長手側の外縁１９から所定間隔を空けて、外縁１９に略平行してそれぞれ延びている。
【００５４】
このような第三実施形態に係るタービン静翼１０によれば、遮熱コーティング層６２の厚みが均一であるため、母材６１の表面に遮熱コーティング層６２を形成する作業を容易に行うことができる。また、遮熱コーティング層６２の厚みが均一であるため、流路を流れる作動流体の影響によって遮熱コーティング層６２に局所的な変形等が生じにくく、補修基準線１８に変形や消失が生じにくい。
【００５５】
尚、図２に示す先端側シュラウド１２の翼本体側面１２ａに補修基準線１８を形成してもよい点、及び図１に示すタービン動翼４２に適用することも可能である点は、第一実施形態と同じである。また、遮熱凹溝６２１の断面形状は、図７に示すような矩形に限定されず、半円やＵ字やＶ字など他の形状でも構わない。
【００５６】
［第四実施形態］
次に、第四実施形態に係るタービン静翼の構成について説明する。図２に示すように、本実施形態に係るタービン静翼１０は、基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａに一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている点で第一実施形態と同じである。しかし、本実施形態に係るタービン静翼１０は、この補修基準線１８の構成が第一実施形態とは異なっている。尚、それ以外の構成は第一実施形態と同じであるため、第一実施形態と同じ符号を使用し、ここでは説明を省略する。
【００５７】
図８は、第四実施形態に係る基端側シュラウド１３について、図２におけるＡ−Ａ段面を示す概略断面図である。基端側シュラウド１３は、箱型に形成された合金製の母材７１と、この母材７１の表面を覆う遮熱コーティング層７２とを有している。
【００５８】
母材７１は、第一実施形態の母材１６と同様の材質からなり、その表面は平坦に形成されている。
一方、遮熱コーティング層７２は、図８に詳細は示さないが、第一実施形態の遮熱コーティング層１７と同様に、ボンドコート層とセラミックス層とを有している。そして、この遮熱コーティング層７２には、図８に示すように、その厚みが部分的に変化することにより、周囲より肉薄の遮熱凹部７２１（溝部）が形成されている。そして、この遮熱凹部７２１の存在によって、図２に示すように基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａには、翼本体１１を挟んだ両側の位置に、一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている。これら補修基準線１８は、第一実施形態と同様に、平面視で略矩形形状を有する翼本体側面１３ａの長手側の外縁１９から所定間隔を空けて、外縁１９に略平行してそれぞれ延びている。
【００５９】
なお、肉薄の遮熱凹部７２１の形成に際しては、塗布する遮熱コーティング層７２の量を周囲より少なくすることで厚みを薄くすればよい。或いは、まず母材７１の全体に亘って同じ厚みで遮熱コーティング層７２を塗布した後に、肉薄の遮熱凹部７２１に対応する領域のみを追加工により削って薄くしてもよい。
【００６０】
このような第四実施形態に係るタービン静翼１０によれば、母材７１の表面が平坦であるため、母材６１に母材凹溝６１１を形成する場合と比較すると、母材７１の成形に要する手間と時間を削減することができる。
【００６１】
尚、図２に示す先端側シュラウド１２の翼本体側面１２ａに補修基準線１８を形成してもよい点、及び図１に示すタービン動翼４２に適用することも可能である点は、第一実施形態と同じである。
【００６２】
［第五実施形態］
次に、第五実施形態に係るタービン静翼の構成について説明する。図２に示すように、本実施形態に係るタービン静翼１０は、基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａに一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている点で第一実施形態と同じである。しかし、本実施形態に係るタービン静翼１０は、この補修基準線１８の構成が第一実施形態とは異なっている。尚、それ以外の構成は第一実施形態と同じであるため、第一実施形態と同じ符号を使用し、ここでは説明を省略する。
【００６３】
図９は、第五実施形態に係る基端側シュラウド１３について、図２におけるＡ−Ａ段面を示す概略断面図である。基端側シュラウド１３は、箱型に形成された合金製の母材８１と、この母材８１の表面を覆う遮熱コーティング層８２と、この遮熱コーティング層８２の表面に積層された塗料含有遮熱コーティング８３（色違い層）とを有している。
【００６４】
母材８１は、第一実施形態の母材１６と同様の材質からなり、その表面は平坦に形成されている。
一方、遮熱コーティング層８２は、図９に詳細は示さないが、第一実施形態の遮熱コーティング層１７と同様に、ボンドコート層とセラミックス層とを有している。そして、この遮熱コーティング層８２は、母材８１の表面を覆って均一の厚みで形成されることにより、その表面は平坦である。
【００６５】
また、塗料含有遮熱コーティング８３は、遮熱コーティング層８２と同様の原料に対し、遮熱コーティング層８２とは異なる色の塗料を含有させたものである。そして、この塗料含有遮熱コーティング８３の存在によって、図２に示すように基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａには、翼本体１１を挟んだ両側の位置に、一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている。これら補修基準線１８は、第一実施形態と同様に、平面視で略矩形形状を有する翼本体側面１３ａの長手側の外縁１９から所定間隔を空けて、外縁１９に略平行してそれぞれ延びている。
【００６６】
このような第五実施形態に係るタービン静翼１０によれば、母材８１及び遮熱コーティング層８２のいずれについても表面を複雑な形状に成形する必要がないため、容易に補修基準線１８を形成することができる。また、塗料含有遮熱コーティング８３の色が遮熱コーティング層８２の色と異なるため、目視による補修基準線１８の識別が容易である。更に、塗料含有遮熱コーティング８３は遮熱性能を有するため、高温の作動流体に曝されても変形や剥離等が生じにくい。
【００６７】
尚、塗料含有遮熱コーティング８３により補修基準線１８を形成することに限定されず、遮熱コーティング層８２の表面上に色の異なる塗料（耐熱塗料が好ましい）を塗布するだけでもよい。或いは、塗料は含まないが遮熱コーティング層８２とは色の異なる別のコーティング層（第二のコーティング層）を遮熱コーティング層８２の表面上に積層してもよい。また、これら塗料や第二のコーティング層や塗料含有遮熱コーティング層８３などの色違い層は、母材８１、遮熱コーティング層８２またはボンドコート層の表面上において、補修基準線１８に対応する位置にのみ積層してもよいし、図２に示す外縁１９から補修基準線１８までの領域に積層してもよいし、または一対の補修基準線１８の間の領域に積層してもよい。
【００６８】
尚、図２に示す先端側シュラウド１２の翼本体側面１２ａに補修基準線１８を形成してもよい点、及び図１に示すタービン動翼４２に適用することも可能である点は、第一実施形態と同じである。
【００６９】
尚、上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ、或いは動作手順等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。例えば、本実施形態では、本発明に係るタービン翼をガスタービンに適用する場合について説明したが、これに代えて蒸気タービンに適用することも可能である。
【００７０】
また、上述した実施形態において、母材１６,６１の表面に段差部１６１や凹溝６１１を形成する場合は、遮熱コーティング層１７,６２を形成することなく、段差部１６１や凹溝６１１のみによって補修基準線１８を形成することも可能である。
また、補修基準線１８は、翼本体側面１２ａ，１３ａ，４２２ａの長手側の外縁１９から所定間隔をあけた位置のみに限定されることはなく、翼本体側面１２ａ，１３ａ，４２２ａの四辺いずれか一つ以上の外縁から所定間隔をあけた位置に設ければよい。
【符号の説明】
【００７１】
１ ガスタービン
２ 圧縮機
３ 燃焼器
４ タービン
５ ロータ
１０ タービン静翼
１１ 翼本体
１２ 先端側シュラウド
１２ａ 翼本体側面
１３ 基端側シュラウド
１３ａ 翼本体側面
１４ 本体部
１５ 配管群
１５１ 排出管
１５２ 第一供給管
１５３ 第二供給管
１６ 母材
１６１ 段差部
１６ａ 母材上段面
１６ｂ 母材下段面
１６ｃ 母材垂直面
１７ 遮熱コーティング層
１７１ 遮熱段差部
１７ａ 遮熱上段面
１７ｂ 遮熱下段面
１７ｃ 遮熱垂直面
１８ 補修基準線
１９ 外縁
２０ 亀裂
２０ａ 第一亀裂
２０ｂ 第二亀裂
２０ｃ 第三亀裂
４１ タービンケーシング
４２ タービン動翼
４２１ 翼本体
４２２ 基端側シュラウド
４２２ａ 翼本体側面
４２３ 補修基準線
５１ 母材
５２ 遮熱コーティング層
５２１ 肉薄部
５２２ 肉厚部
５２３ 遮熱段差部
６１ 母材
６１１ 母材凹溝
６２ 遮熱コーティング層
６２１ 遮熱凹溝
７１ 母材
７２ 遮熱コーティング層
７２１ 遮熱凹部
８１ 母材
８２ 遮熱コーティング層
８３ 塗料含有遮熱コーティング
Ｆ 流通方向
ＲＧ 冷却ガス
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ロータに固定されて径方向に延びる翼本体と、この翼本体に設けられて相隣接する翼本体同士を接続するシュラウドとを有するタービン翼、及び該タービン翼を有するタービンに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンを構成する静翼や動翼のようなタービン翼は、ガスタービンの運転時に高温の作動流体に曝される。従って、長時間に亘るガスタービンの運転に伴い、タービン翼の中でシュラウドに損傷が生じる場合がある。そして、このシュラウドの損傷が進行すると、シュラウドの焼損または減肉によって補修が不可能となり、タービン翼の廃却及び交換が必要になる。従って、このようなタービン翼の廃却及び交換に伴うコストアップを防止すべく、また、タービン翼を長期間に亘って使用するため、タービン翼について定期的な検査を行い、早期の段階でシュラウドに生じた損傷を補修するようにしている。
【０００３】
ここで、タービン翼の定期的な検査に際しては、まずロータやケーシングからタービン翼を一旦取り外し、シュラウドに生じた損傷の程度を計測する。具体的には、シュラウドは金属等からなる母材の表面に耐熱遮熱コーティングが塗布されたものであるが、この耐熱遮熱コーティングに生じる亀裂の長さを計測する。そして、計測した亀裂の長さを、亀裂の長さと補修や廃却の要否との関係について予め蓄積したデータと比較する。その結果、計測した亀裂の長さが所定の補修基準値を越えているか否かにより、シュラウドについて補修の要否を判断する（例えば、特許文献１を参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開平１０−２９３０４９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかし、従来のタービン翼では、シュラウドを含む著しい損傷によって廃却になるタービン翼が相当数存在し、コストアップにつながるという問題がある。すなわち、従来のタービン翼について補修の要否を判断するためには、ガスタービンの定期的な検査時に、シュラウドの損傷度合いを測定するために、タービン翼をロータやケーシングから一旦取り外す必要がある。しかし、ガスタービンの定期的な検査としては、タービン翼以外の部分の検査を目的としたものもあり、このような検査ではタービン翼はロータやケーシングから取り外されることなく固定されたままである。従って、このような検査においてシュラウドに損傷が発見されても、その損傷について補修の要否を判断することができない。そうすると、その後の定期的な検査においてタービン翼を取り外して検査を行う際には、損傷が進行して補修ができない状態になっており、タービン翼の廃却と交換が必要になる。
【０００６】
本発明は、このような事情を考慮してなされたものであり、その目的は、タービン翼について、ロータやケーシングから取り外すことなく、目視にて補修の要否を容易に判断することを可能にする手段を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
上記目的を達成するために、本発明は以下の手段を採用している。すなわち、本発明に係るタービン翼は、ロータの径方向に延びる翼本体と、該翼本体の基端部及び先端部の少なくともいずれか一方に設けられたシュラウドと、を備えるタービン翼において、前記シュラウドにおける前記翼本体の側の面に、この面の外縁に沿って該外縁から所定間隔をあけて延びる補修基準線が形成されていることを特徴とする。
【０００８】
このような構成によれば、長時間に亘る運転に伴って、シュラウドにおける翼本体側の面に、その外縁から亀裂が生じ、当該亀裂が外縁に略直交する方向へ延びる場合がある。その場合でも、亀裂が補修基準線に達しているか否かを確認することにより、検査者はタービン翼に補修が必要か否かを目視にて判断することができる。
【０００９】
また、本発明に係るタービン翼は、前記シュラウドは、母材の表面にコーティング層が形成されてなり、前記補修基準線は、前記コーティング層に設けられた段差部または溝部によって形成されていることを特徴とする。
【００１０】
このような構成によれば、シュラウドを構成するコーティング層を利用して補修基準線を形成するので、シュラウドとは別部材として補修基準線を設ける場合と比較して、部品点数の削減によるコストダウンを図ることができる。また、補修基準線が高温の作動流体に曝されることによって消失する恐れもない。また、溝部によって補修基準線を形成した場合、シュラウドの表面に突出した部分が生じないため、作動流体の流れに悪影響を及ぼすことを抑制することができる。
【００１１】
また、本発明に係るタービン翼は、前記母材の表面が階段状に形成され、前記コーティング層が前記母材の表面に均一の厚みで形成されることにより、前記段差部が形成されていることを特徴とする。
【００１２】
このような構成によれば、コーティング層の厚みが均一であるため、母材の表面にコーティング層を形成する作業を容易に行うことができる。また、コーティング層の厚みが均一であるため、流路を流れる作動流体の影響によってコーティング層に局所的な変形等が生じにくく、補修基準線に変形や消失が生じにくい。
【００１３】
また、本発明に係るタービン翼は、前記母材の表面が溝状に形成され、前記コーティング層が前記母材の表面に均一の厚みで形成されることにより、前記溝部が形成されていることを特徴とする。
【００１４】
このような構成によれば、コーティング層の厚みを部分的に変化させることによって補修基準線を形成するので、母材の成形に要する手間と時間を削減することができる。
【００１５】
また、本発明に係るタービン翼は、前記母材の表面が平坦に形成され、前記コーティング層が前記母材の表面に厚みを部分的に変化させて形成されることにより、前記段差部または前記溝部が形成されていることを特徴とする。
【００１６】
このような構成によれば、シュラウドを構成するコーティング層を利用して補修基準線を形成するので、シュラウドとは別部材として補修基準線を設ける場合と比較して、部品点数の削減によるコストダウンを図ることができる。また、補修基準線が高温の作動流体に曝されることによって消失する恐れもない。
【００１７】
また、本発明に係るタービン翼は、前記シュラウドは、母材の表面にコーティング層が形成されてなり、前記補修基準線は、前記コーティング層とは異なる色の色違い層を、前記コーティング層の表面に積層することによって形成されていることを特徴とする。
【００１８】
このような構成によれば、母材及びコーティング層のいずれについても表面を複雑な形状に成形する必要がないため、容易に補修基準線を形成することができる。また、色違い層の色がコーティング層の色と異なるため、目視による補修基準線の識別が容易である。
【００１９】
また、本発明に係るタービン翼は、前記いずれかに記載のタービン翼を備えることを特徴とする。
【００２０】
このような構成によれば、長時間に亘る運転に伴って、シュラウドにおける翼本体側の面に、その外縁から亀裂が生じ、当該亀裂が外縁に略直交する方向へ延びる場合がある。その場合でも、亀裂が補修基準線に達しているか否かを確認することにより、検査者はタービン翼に補修が必要か否かを目視にて判断することができる。
【発明の効果】
【００２１】
本発明に係るタービン翼及びタービンによれば、タービン翼についてロータやケーシングから取り外すことなく、目視にて補修の要否を容易に判断することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】本発明の第一実施形態に係るタービン静翼を備えたガスタービンを示す全体構成図である。
【図２】本発明の第一実施形態に係るタービン静翼の外観を示す概略斜視図である。
【図３】本発明の第一実施形態に係る基端側シュラウドについて、図２におけるＡ−Ａ断面を示す概略断面図である。
【図４】本発明の第一実施形態に係るタービン静翼の作用効果の説明図である。
【図５】本発明の第一実施形態をタービン動翼に適用した例を示す概略斜視図である。
【図６】本発明の第二実施形態に係る基端側シュラウドについて、図２におけるＡ−Ａ段面を示す概略断面図である。
【図７】本発明の第三実施形態に係る基端側シュラウドについて、図２におけるＡ−Ａ段面を示す概略断面図である。
【図８】本発明の第四実施形態に係る基端側シュラウドについて、図２におけるＡ−Ａ段面を示す概略断面図である。
【図９】本発明の第五実施形態に係る基端側シュラウドについて、図２におけるＡ−Ａ段面を示す概略断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
［第一実施形態］
以下、図面を参照し、本発明の実施の形態について説明する。本実施形態では、本発明に係るタービン翼として、ガスタービンのタービン静翼を例に説明する。図１は、第一実施形態に係るタービン静翼１０を備えたガスタービン１を示す全体構成図である。ガスタービン１は、流体の流通方向Ｆに沿って最も上流側の位置に設けられて圧縮空気を生成する圧縮機２と、その下流側に設けられて圧縮空気に燃料を噴射して燃焼させることで燃焼ガスを生成する燃焼器３と、更にその下流側に設けられて燃焼ガスにより回転駆動されるタービン４と、を備えるものである。
【００２４】
タービン４は、図１に示すように、ロータ５の外周に設けられて内部に燃焼ガス流路が形成されたタービンケーシング４１と、ロータ５の外周面から突出して周方向に所定間隔で設けられた複数のタービン動翼４２と、タービンケーシング４１の内周面から突出して周方向に所定間隔で設けられた複数のタービン静翼１０と、を有している。そして、タービン動翼４２及びタービン静翼１０は、ロータ５の軸線方向に沿って交互に複数段がそれぞれ設けられている。
【００２５】
タービン静翼１０は、燃焼ガスを減速してその圧力を上昇させる役割を果たすものである。ここで、図２は、タービン静翼１０の外観を示す概略斜視図である。タービン静翼１０は、断面流線型を有し図１に示すロータ５の径方向に延びる翼本体１１と、この翼本体１１の先端部に設けられた先端側シュラウド１２と、翼本体１１の基端部に設けられた基端側シュラウド１３とを有している。
【００２６】
（先端側シュラウド）
先端側シュラウド１２は、周方向に複数設けられたタービン静翼１０をその先端部において互いに連結する役割を果たすものである。この先端側シュラウド１２は、図２に示すように、筐体としての本体部１４と、この本体部１４から上方へ突出した配管群１５とを有している。
【００２７】
（配管群）
配管群１５は、タービン静翼１０に冷却ガスＲＧを供給し、またはタービン静翼１０から冷却ガスＲＧを排出する役割を果たすものである。この配管群１５は、図２に示すように、本体部１４の中央部に突出して設けられてタービン静翼１０から冷却ガスＲＧを排出する排出管１５１と、この排出管１５１を挟んだ両側の位置に突出して設けられてタービン静翼１０に冷却ガスＲＧを供給する第一供給管１５２及び第二供給管１５３と、を有している。
【００２８】
排出管１５１は、図２に示すように断面略円形の配管であって、本体部１４を貫通してその一端が上方に開口するとともに、他端が翼本体１１の内部空洞に接続されている（図２では不図示）。これにより、この排出管１５１を介して翼本体１１の内部と外部とが連通した状態になっている。
【００２９】
第一供給管１５２は、図２に示すように断面略円形の配管であって、本体部１４を貫通してその一端が上方に開口するとともに、他端が本体部１４の内部に開口している。これにより、この第一供給管１５２を介して本体部１４の内部と外部とが連通した状態になっている。
【００３０】
第二供給管１５３は、図２に示すように断面略三角形の配管であって、本体部１４を貫通してその一端が本体部１４の表面に開口するとともに、他端が翼本体１１の内部空洞に接続されている（図２では不図示）。これにより、この第二供給管１５３を介して翼本体１１の内部と外部とが連通した状態になっている。
【００３１】
尚、配管群１５を構成する配管の本数やその設置位置は本実施例に限定されず、翼本体１１の内部の構成等に応じて適宜設計変更が可能である。
【００３２】
（基端側シュラウド）
基端側シュラウド１３は、周方向に複数設けられたタービン静翼１０をその基端部において互いに連結する役割を果たすものである。ここで、図３は、図２におけるＡ−Ａ断面を示す概略断面図である。基端側シュラウド１３は、箱型に形成された合金製の母材１６と、この母材１６の表面を覆う遮熱コーティング層１７とを有している。
【００３３】
母材１６は、ＩＮ７３８ＬＣ，ＭａｒＭ２４７ＬＣ，ＭＧＡ１４００等の合金からなるものである。この母材１６には、図２及び図３に示すように、翼本体１１を挟んだ両側の位置に、一対の階段状の段差部１６１がそれぞれ形成されている。この段差部１６１は、図３に示すように、翼本体１１が固定される母材上段面１６ａと、この母材上段面１６ａより一段低く形成された母材下段面１６ｂと、母材上段面１６ａと母材下段面１６ｂを接続する母材垂直面１６ｃとによって形成されている。なお、母材垂直面１６ｃは目視で確認できれば必ずしも垂直である必要はなく、少し傾斜していても構わない。
【００３４】
遮熱コーティング層１７は、流路を流れる高温の作動流体から母材１６を保護する役割を果たすものである。この遮熱コーティング層１７は、図に詳細は示さないが、母材１６の表面を覆って設けられるボンドコート層と、このボンドコート層の表面を更に覆って設けられるセラミックス層とを有している。ボンドコート層は、母材１６とセラミックス層の熱膨張量の差を緩和する役割を果たすものである。このボンドコート層は、例えば、ＭＣｒＡｌＹ（ＭはＣｏ，Ｎｉ，Ｆeなど）からなる溶射粉を、母材１６の表面に溶射することにより形成することができる。一方、セラミックス層は、高温の作動流体の熱を遮熱する役割を果たすものである。このセラミックス層は、例えば、ＺｒＯ２系のセラミックス溶射粉を、ボンドコート層の表面に溶射することにより形成することができる。
【００３５】
この遮熱コーティング層１７は、図３に示すように、母材１６の表面を覆って均一の厚みで形成され、母材上段面１６ａを覆う遮熱上段面１７ａと、母材下段面１６ｂを覆う遮熱下段面１７ｂと、母材垂直面１６ｃを覆う遮熱垂直面１７ｃとを有している。そして、遮熱下段面１７ｂは遮熱上段面１７ａより一段低く、両者は遮熱垂直面１７ｃにより互いに接続されている。これにより、遮熱コーティング層１７には、遮熱段差部１７１が形成されている。
【００３６】
そして、遮熱段差部１７１の存在によって、より詳細には遮熱垂直面１７ｃの存在によって、図２に示すように基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａには、一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている。これら補修基準線１８は、平面視で略矩形形状を有する翼本体側面１３ａの長手側の外縁１９から所定間隔を空けて、外縁１９に略平行してそれぞれ延びている。尚、補修基準線１８と外縁１９との間隔は、翼本体側面１３ａに生じる亀裂の長さと、タービン静翼１０に関する補修や廃却の要否との関係について予め蓄積しておいたデータに基づいて決定すればよい。
【００３７】
（作用効果）
次に、本発明の第一実施形態に係るタービン静翼１０の作用効果について説明する。図４は、タービン静翼１０の作用効果の説明図である。ガスタービン１を長時間に亘って運転すると、タービン静翼１０の基端側シュラウド１３が損傷する場合がある。この基端側シュラウド１３に生じる損傷としては、例えば、遮熱コーティング層１７に生じる割れや剥離、または母材１６の酸化による肉厚の減少が挙げられる。ここで、基端側シュラウド１３にこのような損傷が生じると、それを示す兆候として、翼本体側面１３ａの外縁１９に亀裂２０が発生する。そして、この亀裂２０は、翼本体側面１３ａの外縁１９から中央部に向かって、外縁１９に略直交する方向へ延びていく。
【００３８】
ここで、ガスタービン１について定期的な検査を行う検査者は、タービン静翼１０以外の部分について検査を行う場合がある。このような場合、検査者は、図１に示すタービンケーシング４１の内周面に固定された状態のタービン静翼１０について、前述のように基端側シュラウド１３に発生した亀裂２０が補修基準線１８に達しているか否かを目視により確認する。その結果、図４に示す第一亀裂２０ａや第二亀裂２０ｂのように、亀裂２０の先端が補修基準線１８に到達している場合、検査者は、タービン静翼１０は補修が必要な程度まで損傷が進行していると判断する。この場合、検査者は、タービン静翼１０をタービンケーシング４１から取り外し、基端側シュラウド１３を始めとするタービン静翼１０の各種構成部材について補修を行う。
【００３９】
一方、図４に示す第三亀裂２０ｃのように、亀裂２０の先端が補修基準線１８に未だ到達していない場合、検査者は、タービン静翼１０の損傷は補修が必要な程度ではないと判断する。この場合、検査者は、タービン静翼１０をタービンケーシング４１から取り外すことなく、本来の検査対象箇所についてのみ検査及び補修作業を行う。
【００４０】
このように、第一実施形態に係るタービン静翼１０によれば、タービンケーシング４１に固定された状態のままで、亀裂２０が補修基準線１８に到達したか否かを目視にて確認するだけの作業により、補修が必要か否かを容易に判断することができる。従って、本来の検査対象がタービン静翼１０以外の部分である定期的な検査において、タービン静翼１０に損傷が生じていることを容易に発見することができる。
【００４１】
これにより、タービン静翼１０を対象とする検査において、基端側シュラウド１３に補修できない程度の損傷が発見される前に、早期の段階で損傷を発見して補修することができる。従って、損傷が大きく廃却処分となる基端側シュラウド１３の数を減少させることができ、これにより材料費節減によるコストダウンを図ることができる。
【００４２】
また、第一実施形態に係るタービン静翼１０によれば、遮熱コーティング層１７を利用して補修基準線１８を形成するので、基端側シュラウド１３とは別部材として補修基準線１８を設ける場合と比較して、部品点数の削減によるコストダウンを図ることができる。また、補修基準線１８が遮熱コーティング層１７からなるので、高温の作動流体に曝されることによって消失する恐れもない。
【００４３】
また、遮熱コーティング層１７の厚みが均一であるため、母材１６の表面に遮熱コーティング層１７を形成する作業を容易に行うことができる。また、遮熱コーティング層１７の厚みが均一であるため、作動流体の影響等によって遮熱コーティング層１７に局所的な変形が生じにくく、補修基準線１８に変形や消失が生じにくい。
【００４４】
（変形例）
尚、本実施形態では、基端側シュラウド１３を例に説明したが、これに代えて或いはこれと共に、図２に示す先端側シュラウド１２の翼本体側面１２ａに補修基準線１８を形成してもよい。また、本実施形態ではガスタービン１を構成するタービン静翼１０を例に説明したが、図１に示すタービン動翼４２に適用することも可能である。図５は、本実施形態をタービン動翼４２に適用した例を示す概略斜視図である。タービン動翼４２は、断面流線型を有し図１に示すロータ５の径方向に延びる翼本体４２１と、この翼本体４２１の基端部に設けられた基端側シュラウド４２２（一般的には「プラットホーム」と呼ばれる）とを有している。そして、基端側シュラウド４２２の翼本体側面４２２ａには、翼本体４２１を挟んだ両側の位置に、一対の補修基準線４２３がそれぞれ形成されている。この補修基準線４２３は、図に詳細は示さないが、基端側シュラウド４２２の母材に段差部を形成するとともに、この母材の表面に遮熱コーティング層を均一な厚みで設けることによって形成されている。
【００４５】
［第二実施形態］
次に、第二実施形態に係るタービン翼の構成について説明する。図２に示すように、本実施形態に係るタービン静翼１０は、基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａに一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている点で第一実施形態と同じである。しかし、本実施形態に係るタービン静翼１０は、この補修基準線１８の構成が第一実施形態とは異なっている。尚、それ以外の構成は第一実施形態と同じであるため、第一実施形態と同じ符号を使用し、ここでは説明を省略する。
【００４６】
図６は、第二実施形態に係る基端側シュラウド１３について、図２におけるＡ−Ａ段面を示す概略断面図である。基端側シュラウド１３は、箱型に形成された合金製の母材５１と、この母材５１の表面を覆う遮熱コーティング層５２とを有している。
【００４７】
母材５１は、第一実施形態の母材１６と同様の材質からなり、その表面は平坦に形成されている。
一方、遮熱コーティング層５２は、図６に詳細は示さないが、第一実施形態の遮熱コーティング層１７と同様に、ボンドコート層とセラミックス層とを有している。そして、この遮熱コーティング層５２は、図６に示すように、その厚みが部分的に変化している。すなわち、遮熱コーティング層５２は、母材１６の表面に薄く塗布された肉薄部５２１と、厚く塗布された肉厚部５２２とを有している。これにより、肉薄部５２１と肉厚部５２２との境界には、遮熱段差部５２３が形成されている。そして、この遮熱段差部５２３の存在によって、図２に示すように基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａには、翼本体１１を挟んだ両側の位置に、一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている。これら補修基準線１８は、第一実施形態と同様に、平面視で略矩形形状を有する翼本体側面１３ａの長手側の外縁１９から所定間隔を空けて、外縁１９に略平行してそれぞれ延びている。
【００４８】
このような第二実施形態に係るタービン静翼１０によれば、母材５１の表面が平坦であるため、母材１６に段差部１６１を形成する場合と比較すると、母材５１の成形に要する手間と時間を削減することができる。尚、それ以外の作用効果は、第一実施形態に係るタービン静翼１０の作用効果と同じであるため、ここでは説明を省略する。また、図２に示す先端側シュラウド１２の翼本体側面１２ａに補修基準線１８を形成してもよい点、及び図１に示すタービン動翼４２に適用することも可能である点は、第一実施形態と同じである。
【００４９】
尚、肉薄部５２１の形成に際しては、塗布する遮熱コーティング層５２の量を肉厚部５２２より少なくすることで厚みを薄くすればよい。或いは、まず母材５１の全体に亘って同じ厚みで遮熱コーティング層５２を塗布した後に、肉薄部５２１に対応する領域のみを追加工により削って薄くしてもよい。
【００５０】
［第三実施形態］
次に、第三実施形態に係るタービン静翼の構成について説明する。図２に示すように、本実施形態に係るタービン静翼１０は、基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａに一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている点で第一実施形態と同じである。しかし、本実施形態に係るタービン静翼１０は、この補修基準線１８の構成が第一実施形態とは異なっている。尚、それ以外の構成は第一実施形態と同じであるため、第一実施形態と同じ符号を使用し、ここでは説明を省略する。
【００５１】
図７は、第三実施形態に係る基端側シュラウド１３について、図２におけるＡ−Ａ段面を示す概略断面図である。基端側シュラウド１３は、箱型に形成された合金製の母材６１と、この母材６１の表面を覆う遮熱コーティング層６２とを有している。
【００５２】
母材６１は、第一実施形態の母材１６と同様の材質からなり、その表面には凹状（溝状）の母材凹溝６１１が形成されている。
一方、遮熱コーティング層６２は、図７に詳細は示さないが、第一実施形態の遮熱コーティング層１７と同様に、ボンドコート層とセラミックス層とを有している。そして、この遮熱コーティング層６２は、図７に示すように、母材６１の表面を覆って均一の厚みで形成されている。これにより、遮熱コーティング層６２における前記母材凹溝６１１に対応する位置には、凹状の遮熱凹溝６２１（溝部）が形成されている。
【００５３】
そして、この遮熱凹溝６２１の存在によって、図２に示すように基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａには、一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている。これら補修基準線１８は、平面視で略矩形形状を有する翼本体側面１３ａの長手側の外縁１９から所定間隔を空けて、外縁１９に略平行してそれぞれ延びている。
【００５４】
このような第三実施形態に係るタービン静翼１０によれば、遮熱コーティング層６２の厚みが均一であるため、母材６１の表面に遮熱コーティング層６２を形成する作業を容易に行うことができる。また、遮熱コーティング層６２の厚みが均一であるため、流路を流れる作動流体の影響によって遮熱コーティング層６２に局所的な変形等が生じにくく、補修基準線１８に変形や消失が生じにくい。
【００５５】
尚、図２に示す先端側シュラウド１２の翼本体側面１２ａに補修基準線１８を形成してもよい点、及び図１に示すタービン動翼４２に適用することも可能である点は、第一実施形態と同じである。また、遮熱凹溝６２１の断面形状は、図７に示すような矩形に限定されず、半円やＵ字やＶ字など他の形状でも構わない。
【００５６】
［第四実施形態］
次に、第四実施形態に係るタービン静翼の構成について説明する。図２に示すように、本実施形態に係るタービン静翼１０は、基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａに一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている点で第一実施形態と同じである。しかし、本実施形態に係るタービン静翼１０は、この補修基準線１８の構成が第一実施形態とは異なっている。尚、それ以外の構成は第一実施形態と同じであるため、第一実施形態と同じ符号を使用し、ここでは説明を省略する。
【００５７】
図８は、第四実施形態に係る基端側シュラウド１３について、図２におけるＡ−Ａ段面を示す概略断面図である。基端側シュラウド１３は、箱型に形成された合金製の母材７１と、この母材７１の表面を覆う遮熱コーティング層７２とを有している。
【００５８】
母材７１は、第一実施形態の母材１６と同様の材質からなり、その表面は平坦に形成されている。
一方、遮熱コーティング層７２は、図８に詳細は示さないが、第一実施形態の遮熱コーティング層１７と同様に、ボンドコート層とセラミックス層とを有している。そして、この遮熱コーティング層７２には、図８に示すように、その厚みが部分的に変化することにより、周囲より肉薄の遮熱凹部７２１（溝部）が形成されている。そして、この遮熱凹部７２１の存在によって、図２に示すように基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａには、翼本体１１を挟んだ両側の位置に、一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている。これら補修基準線１８は、第一実施形態と同様に、平面視で略矩形形状を有する翼本体側面１３ａの長手側の外縁１９から所定間隔を空けて、外縁１９に略平行してそれぞれ延びている。
【００５９】
なお、肉薄の遮熱凹部７２１の形成に際しては、塗布する遮熱コーティング層７２の量を周囲より少なくすることで厚みを薄くすればよい。或いは、まず母材７１の全体に亘って同じ厚みで遮熱コーティング層７２を塗布した後に、肉薄の遮熱凹部７２１に対応する領域のみを追加工により削って薄くしてもよい。
【００６０】
このような第四実施形態に係るタービン静翼１０によれば、母材７１の表面が平坦であるため、母材６１に母材凹溝６１１を形成する場合と比較すると、母材７１の成形に要する手間と時間を削減することができる。
【００６１】
尚、図２に示す先端側シュラウド１２の翼本体側面１２ａに補修基準線１８を形成してもよい点、及び図１に示すタービン動翼４２に適用することも可能である点は、第一実施形態と同じである。
【００６２】
［第五実施形態］
次に、第五実施形態に係るタービン静翼の構成について説明する。図２に示すように、本実施形態に係るタービン静翼１０は、基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａに一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている点で第一実施形態と同じである。しかし、本実施形態に係るタービン静翼１０は、この補修基準線１８の構成が第一実施形態とは異なっている。尚、それ以外の構成は第一実施形態と同じであるため、第一実施形態と同じ符号を使用し、ここでは説明を省略する。
【００６３】
図９は、第五実施形態に係る基端側シュラウド１３について、図２におけるＡ−Ａ段面を示す概略断面図である。基端側シュラウド１３は、箱型に形成された合金製の母材８１と、この母材８１の表面を覆う遮熱コーティング層８２と、この遮熱コーティング層８２の表面に積層された塗料含有遮熱コーティング８３（色違い層）とを有している。
【００６４】
母材８１は、第一実施形態の母材１６と同様の材質からなり、その表面は平坦に形成されている。
一方、遮熱コーティング層８２は、図９に詳細は示さないが、第一実施形態の遮熱コーティング層１７と同様に、ボンドコート層とセラミックス層とを有している。そして、この遮熱コーティング層８２は、母材８１の表面を覆って均一の厚みで形成されることにより、その表面は平坦である。
【００６５】
また、塗料含有遮熱コーティング８３は、遮熱コーティング層８２と同様の原料に対し、遮熱コーティング層８２とは異なる色の塗料を含有させたものである。そして、この塗料含有遮熱コーティング８３の存在によって、図２に示すように基端側シュラウド１３の翼本体側面１３ａには、翼本体１１を挟んだ両側の位置に、一対の補修基準線１８がそれぞれ形成されている。これら補修基準線１８は、第一実施形態と同様に、平面視で略矩形形状を有する翼本体側面１３ａの長手側の外縁１９から所定間隔を空けて、外縁１９に略平行してそれぞれ延びている。
【００６６】
このような第五実施形態に係るタービン静翼１０によれば、母材８１及び遮熱コーティング層８２のいずれについても表面を複雑な形状に成形する必要がないため、容易に補修基準線１８を形成することができる。また、塗料含有遮熱コーティング８３の色が遮熱コーティング層８２の色と異なるため、目視による補修基準線１８の識別が容易である。更に、塗料含有遮熱コーティング８３は遮熱性能を有するため、高温の作動流体に曝されても変形や剥離等が生じにくい。
【００６７】
尚、塗料含有遮熱コーティング８３により補修基準線１８を形成することに限定されず、遮熱コーティング層８２の表面上に色の異なる塗料（耐熱塗料が好ましい）を塗布するだけでもよい。或いは、塗料は含まないが遮熱コーティング層８２とは色の異なる別のコーティング層（第二のコーティング層）を遮熱コーティング層８２の表面上に積層してもよい。また、これら塗料や第二のコーティング層や塗料含有遮熱コーティング層８３などの色違い層は、母材８１、遮熱コーティング層８２またはボンドコート層の表面上において、補修基準線１８に対応する位置にのみ積層してもよいし、図２に示す外縁１９から補修基準線１８までの領域に積層してもよいし、または一対の補修基準線１８の間の領域に積層してもよい。
【００６８】
尚、図２に示す先端側シュラウド１２の翼本体側面１２ａに補修基準線１８を形成してもよい点、及び図１に示すタービン動翼４２に適用することも可能である点は、第一実施形態と同じである。
【００６９】
尚、上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ、或いは動作手順等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。例えば、本実施形態では、本発明に係るタービン翼をガスタービンに適用する場合について説明したが、これに代えて蒸気タービンに適用することも可能である。
【００７０】
また、上述した実施形態において、母材１６,６１の表面に段差部１６１や凹溝６１１を形成する場合は、遮熱コーティング層１７,６２を形成することなく、段差部１６１や凹溝６１１のみによって補修基準線１８を形成することも可能である。
また、補修基準線１８は、翼本体側面１２ａ，１３ａ，４２２ａの長手側の外縁１９から所定間隔をあけた位置のみに限定されることはなく、翼本体側面１２ａ，１３ａ，４２２ａの四辺いずれか一つ以上の外縁から所定間隔をあけた位置に設ければよい。
【符号の説明】
【００７１】
１ ガスタービン
２ 圧縮機
３ 燃焼器
４ タービン
５ ロータ
１０ タービン静翼
１１ 翼本体
１２ 先端側シュラウド
１２ａ 翼本体側面
１３ 基端側シュラウド
１３ａ 翼本体側面
１４ 本体部
１５ 配管群
１５１ 排出管
１５２ 第一供給管
１５３ 第二供給管
１６ 母材
１６１ 段差部
１６ａ 母材上段面
１６ｂ 母材下段面
１６ｃ 母材垂直面
１７ 遮熱コーティング層
１７１ 遮熱段差部
１７ａ 遮熱上段面
１７ｂ 遮熱下段面
１７ｃ 遮熱垂直面
１８ 補修基準線
１９ 外縁
２０ 亀裂
２０ａ 第一亀裂
２０ｂ 第二亀裂
２０ｃ 第三亀裂
４１ タービンケーシング
４２ タービン動翼
４２１ 翼本体
４２２ 基端側シュラウド
４２２ａ 翼本体側面
４２３ 補修基準線
５１ 母材
５２ 遮熱コーティング層
５２１ 肉薄部
５２２ 肉厚部
５２３ 遮熱段差部
６１ 母材
６１１ 母材凹溝
６２ 遮熱コーティング層
６２１ 遮熱凹溝
７１ 母材
７２ 遮熱コーティング層
７２１ 遮熱凹部
８１ 母材
８２ 遮熱コーティング層
８３ 塗料含有遮熱コーティング
Ｆ 流通方向
ＲＧ 冷却ガス
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロータの径方向に延びる翼本体と、
該翼本体の基端部及び先端部の少なくともいずれか一方に設けられたシュラウドと、
を備えるタービン翼において、
前記シュラウドにおける前記翼本体の側の面に、この面の外縁に沿って該外縁から所定間隔をあけて延びる補修基準線が形成されていることを特徴とするタービン翼。
【請求項２】
前記シュラウドは、母材の表面にコーティング層が形成されてなり、前記補修基準線は、前記コーティング層に設けられた段差部または溝部によって形成さ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。
【請求項３】
前記母材の表面が階段状に形成され、前記コーティング層が前記母材の表面に均一の厚みで形成されることにより、前記段差部が形成されていることを特徴とする請求項２に記載のタービン翼。
【請求項４】
前記母材の表面が溝状に形成され、前記コーティング層が前記母材の表面に均一の厚みで形成されることにより、前記溝部が形成されていることを特徴とする請求項２に記載のタービン翼。
【請求項５】
前記母材の表面が平坦に形成され、前記コーティング層が前記母材の表面に厚みを部分的に変化させて形成されることにより、前記段差部または前記溝部が形成されていることを特徴とする請求項２に記載のタービン翼。
【請求項６】
前記シュラウドは、母材の表面にコーティング層が形成されてなり、前記補修基準線は、前記コーティング層とは異なる色の色違い層を、前記コーティング層の表面に積層することによって形成さ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。
【請求項７】
請求項１から６のいずれか１項に記載のタービン翼を備えることを特徴とするタービン。
【請求項１】
ロータの径方向に延びる翼本体と、
該翼本体の基端部及び先端部の少なくともいずれか一方に設けられたシュラウドと、
を備えるタービン翼において、
前記シュラウドにおける前記翼本体の側の面に、この面の外縁に沿って該外縁から所定間隔をあけて延びる補修基準線が形成されていることを特徴とするタービン翼。
【請求項２】
前記シュラウドは、母材の表面にコーティング層が形成されてなり、前記補修基準線は、前記コーティング層に設けられた段差部または溝部によって形成さ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。
【請求項３】
前記母材の表面が階段状に形成され、前記コーティング層が前記母材の表面に均一の厚みで形成されることにより、前記段差部が形成されていることを特徴とする請求項２に記載のタービン翼。
【請求項４】
前記母材の表面が溝状に形成され、前記コーティング層が前記母材の表面に均一の厚みで形成されることにより、前記溝部が形成されていることを特徴とする請求項２に記載のタービン翼。
【請求項５】
前記母材の表面が平坦に形成され、前記コーティング層が前記母材の表面に厚みを部分的に変化させて形成されることにより、前記段差部または前記溝部が形成されていることを特徴とする請求項２に記載のタービン翼。
【請求項６】
前記シュラウドは、母材の表面にコーティング層が形成されてなり、前記補修基準線は、前記コーティング層とは異なる色の色違い層を、前記コーティング層の表面に積層することによって形成さ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。
【請求項７】
請求項１から６のいずれか１項に記載のタービン翼を備えることを特徴とするタービン。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【公開番号】特開２０１３−１１３２０８（Ｐ２０１３−１１３２０８Ａ）
【公開日】平成２５年６月１０日（２０１３．６．１０）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−２６００４３（Ｐ２０１１−２６００４３）
【出願日】平成２３年１１月２９日（２０１１．１１．２９）
【出願人】（０００００６２０８）三菱重工業株式会社 (10,378)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２５年６月１０日（２０１３．６．１０）
【国際特許分類】
【出願日】平成２３年１１月２９日（２０１１．１１．２９）
【出願人】（０００００６２０８）三菱重工業株式会社 (10,378)
【Ｆターム（参考）】
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