特許 7598777 タービン翼および回転機械

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】

(24)【登録日】2024-12-04

(45)【発行日】2024-12-12

(54)【発明の名称】タービン翼および回転機械

(51)【国際特許分類】

   F01D 5/16 20060101AFI20241205BHJP

   F01D 5/26 20060101ALI20241205BHJP

   F01D 25/06 20060101ALI20241205BHJP

   F01D 25/00 20060101ALI20241205BHJP

   F02C 7/00 20060101ALI20241205BHJP

   F01D 5/28 20060101ALI20241205BHJP

   F01D 9/02 20060101ALI20241205BHJP

【ＦＩ】

F01D5/16

F01D5/26

F01D25/06

F01D25/00 L

F02C7/00 C

F01D5/28

F01D9/02 101

【請求項の数】 8

(21)【出願番号】P 2021023584

(22)【出願日】2021-02-17

(65)【公開番号】P2022125794

(43)【公開日】2022-08-29

【審査請求日】2023-12-01

(73)【特許権者】

【識別番号】514275772

【氏名又は名称】三菱重工航空エンジン株式会社

(74)【代理人】

【識別番号】110002147

【氏名又は名称】弁理士法人酒井国際特許事務所

(72)【発明者】

【氏名】富井 正幸

【審査官】佐々木 淳

(56)【参考文献】

【文献】米国特許出願公開第２０１５／０３６１８０１（ＵＳ，Ａ１）

【文献】特開２００１－２６３００１（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】(Int.Cl.，ＤＢ名)

Ｆ０１Ｄ １／００－１１／２４

Ｆ０１Ｄ １３／００－１５／１２

Ｆ０１Ｄ ２３／００－２５／３６

Ｆ０２Ｃ ７／００

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

翼部と、
前記翼部に設けられる中空部と、
前記中空部に充填される低融点金属と、
を備え、
前記中空部は、前記翼部の外面から同じ長さだけ内側に入った位置に設けられ、
前記翼部の先端と前記中空部における先端との長さ、前記翼部の負圧面と前記中空部の長さ、前記翼部の正圧面と前記中空部との長さ、前記翼部の前縁と前記中空部との長さ、前記翼部の後縁と前記中空部との長さが同じである、
タービン翼。

【請求項2】

前記低融点金属は、融点が固有振動数に対する温度領域に位置する、
請求項１に記載のタービン翼。

【請求項3】

前記低融点金属は、融点が固有振動数に対する温度より低い、
請求項２に記載のタービン翼。

【請求項4】

前記翼部は、基端がプラットフォームの表面に一体に設けられ、前記中空部は、前記プラットフォームの表面から翼高さ方向に所定距離離間して設けられる、
請求項１から請求項３のいずれか一項に記載のタービン翼。

【請求項5】

前記中空部は、翼高さ方向に分割された複数の分割中空部を有し、前記複数の分割中空部に異なる融点を有する前記低融点金属が充填される、
請求項１から請求項４のいずれか一項に記載のタービン翼。

【請求項6】

前記中空部は、前記翼部の外側に位置する外周部と前記翼部の中心側に位置する中心部との間に設けられる、
請求項１から請求項５のいずれか一項に記載のタービン翼。

【請求項7】

前記中心部は、基端側が前記外周部に接続される、
請求項６に記載のタービン翼。

【請求項8】

請求項１から請求項７のいずれか一項に記載のタービン翼を備える回転機械。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本開示は、ガスタービンや蒸気タービンなどに用いられるタービン翼、タービン翼を備える回転機械に関するものである。

【背景技術】

【0002】

例えば、航空機エンジンとして使用されるガスタービンは、圧縮機と、燃焼器と、タービンとにより構成される。圧縮機は、空気取入口から取り込まれた空気を圧縮して高温・高圧の圧縮空気を生成し、燃焼器は、圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼することで高温・高圧の燃焼ガスを生成し、タービンは、燃焼ガスにより駆動する。

【0003】

例えば、タービンの動翼は、回転軸の外周部に周方向に所定間隔を空けて複数配置され、回転軸と共に駆動回転する。動翼は、個数や回転数などで決まる周期的な流体力の作用を受け、励振力となって振動する。動翼の設計は、固有振動数と励振周波数が一致しないような工夫をなす必要がある。

【0004】

このような技術として、例えば、下記特許文献１に記載されたものがある。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0005】

【文献】特開２００３－２１４３９９号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0006】

ところで、ガスタービンの起動時、動翼の回転数が上昇すると、励振ハーモニックと振動モードの共振により振動が大きくなることある。この現象を回避するためには、動翼の固有振動数を離調させたり、動翼の強度を向上させたりする必要がある。ところが、動翼の振動は、ガスタービンの通常の運転範囲で発生するものだけではなく、起動時に発生するものもある。そのため、ガスタービンの起動時に発生する振動を抑制するために動翼の設計を変更することは、通常の運転範囲における性能に影響を与えるものであり、性能の低下を招くおそれがある。

【0007】

本開示は、上述した課題を解決するものであり、回転機械の起動時における振動の発生を抑制可能とするタービン翼および回転機械を提供することを目的とする。

【課題を解決するための手段】

【0008】

上記の目的を達成するための本開示のタービン翼は、翼部と、前記翼部に設けられる中空部と、前記中空部に充填される低融点金属と、を備える。

【0009】

また、本開示の回転機械は、前記タービン翼を備える。

【発明の効果】

【0010】

本開示のタービン翼および回転機械によれば、回転機械の起動時における振動の発生を抑制することができる。

【図面の簡単な説明】

【0011】

【図1】図１は、第１実施形態の航空用エンジンを表す概略構成図である。

【図2】図２は、第１実施形態のタービン翼を表す一部断面概略図である。

【図3】図３は、タービン翼の水平断面を表す図２のIII－III断面図である。

【図4】図４は、起動時におけるタービン翼を表す一部断面概略図である。

【図5】図５は、運転時におけるタービン翼を表す一部断面概略図である。

【図6】図６は、タービン翼の回転数に対する振動数および温度を表すグラフである。

【図7】図７は、第２実施形態のタービン翼を表す一部断面概略図である。

【図8】図８は、起動時におけるタービン翼を表す一部断面概略図である。

【図9】図９は、タービン翼の回転数に対する振動数および温度を表すグラフである。

【図10】図１０は、第３実施形態のタービン翼を表す一部断面概略図である。

【図11】図１１は、タービン翼の水平断面を表す図１０のXI－XI断面図である。

【図12】図１２は、タービン翼の回転数に対する振動数および温度を表すグラフである。

【発明を実施するための形態】

【0012】

以下に図面を参照して、本開示の好適な実施形態を詳細に説明する。なお、この実施形態により本開示が限定されるものではなく、また、実施形態が複数ある場合には、各実施形態を組み合わせて構成するものも含むものである。また、実施形態における構成要素には、当業者が容易に想定できるもの、実質的に同一のもの、いわゆる均等の範囲のものが含まれる。

【0013】

［第１実施形態］
＜航空用エンジン＞
図１は、第１実施形態の航空用エンジンを表す概略構成図である。

【0014】

第１実施形態において、図１に示すように、航空用エンジン（回転機械）１０は、ガスタービンである。航空用エンジン１０は、ファンケーシング１１と、本体ケーシング１２とを有する。ファンケーシング１１は、内部にファン１３が収容され、本体ケーシング１２は、内部に圧縮機１４と燃焼器１５とタービン１６が収容される。

【0015】

ファン１３は、回転軸２１の外周部に複数のファンブレード２２が装着されて構成される。圧縮機１４は、低圧コンプレッサ２３と、高圧コンプレッサ２４とを有する。燃焼器１５は、圧縮機１４より圧縮空気の長方向の下流側に配置され、周方向に複数配置される。タービン１６は、燃焼器１５より燃焼ガスの流れ方向の下流側に配置され、高圧タービン２５と低圧タービン２６とを有する。ファン１３の回転軸２１と低圧コンプレッサ２３とが連結され、低圧コンプレッサ２３と低圧タービン２６とが第１ロータ軸２７により連結される。高圧コンプレッサ２４と高圧タービン２５とが第１ロータ軸２７の外周側に位置する円筒形状をなす第２ロータ軸２８により連結される。

【0016】

そのため、圧縮機１４は、空気取入口から取り込まれた空気が低圧コンプレッサ２３と高圧コンプレッサ２４における複数の静翼と動翼を通過することで圧縮され、高温・高圧の圧縮空気を生成する。燃焼器１５は、圧縮空気に対して所定の燃料を供給することで燃焼し、高温・高圧の燃焼ガスを生成する。タービン１６は、燃焼器１５により生成された燃焼ガスが高圧タービン２５および低圧タービン２６における複数の静翼と動翼を通過することで駆動回転する。この場合、低圧タービン２６の回転力が第１ロータ軸２７により低圧コンプレッサ２３に伝達されて駆動する。高圧タービン２５の回転力が第２ロータ軸２８により高圧コンプレッサ２４に伝達されて駆動する。その結果、ファン１３を駆動することができると共に、タービン１６から排出される排気ガスにより推力を得ることができる。

【0017】

＜タービン翼の構成＞
以下、本発明のタービン翼を航空用エンジン１０の高圧タービン２５または低圧タービン２６の動翼に適用して説明する。図２は、第１実施形態のタービン翼を表す一部断面概略図、図３は、タービン翼の水平断面を表す図２のIII－III断面図である。

【0018】

図２および図３に示すように、タービン翼３０は、動翼であって、上述した第１ロータ軸２７や第２ロータ軸２８などの回転軸に周方向に所定間隔を空けて配置される。タービン翼３０は、翼部３１と、プラットフォーム３２と、翼根部３３とを備える。

【0019】

翼部３１は、翼高さ方向Ｄｈに沿って長い形状をなし、先端３１ａが基端３１ｂに対して前後方向Ｄａの長さと幅が小さくなる先細形状をなす。ここで、翼高さ方向Ｄｈとは、タービン翼３０が装着される回転軸の径方向であり、前後方向Ｄａとは、回転軸の軸方向である。また、前後方向Ｄａの前方は、燃焼ガスの流れ方向の上流側であり、前後方向Ｄａの後方は、燃焼ガスの流れ方向の下流側である。

【0020】

翼部３１は、凸面状をなす背側となる負圧面３１ｃと、凹面状をなす腹側となる正圧面３１ｄと、前縁３１ｅと、後縁３１ｆとを有する。翼部３１は、前後方向Ｄａにおける中間部から前縁３１ｅ側および後縁３１ｆ側に向けて幅が狭くなる翼形断面形状をなす。前縁３１ｅは、翼型中心線であるキャンバーラインの延びる方向で最も前方側（上流側）の端部であり、後縁３１ｆは、キャンバーラインの延びる方向で最も後方側（下流側）の端部である。負圧面３１ｃは、翼部３１の周方向Ｄｒの一方側に設けられ、正圧面３１ｄは、翼部３１の周方向Ｄｒの一方側に設けられる。ここで、周方向Ｄｒとは、タービン翼３０の回転方向である。翼部３１は、負圧面３１ｃと正圧面３１ｄとが前縁３１ｅと後縁３１ｆを介して接続されることで連続する翼型断面形状をなす。

【0021】

プラットフォーム３２は、表面３２ａがガスパス面であり、表面３２ａに翼部３１の基端３１ｂが一体に接続される。ここで、ガスパス面とは、燃焼ガスが流れる通路に面し、燃焼ガスが接触する面である。翼根部３３は、前後方向Ｄａから見た形状が、所謂、クリスマスツリー形状であり、プラットフォーム３２の裏面３２ｂに一体に接続される。翼根部３３は、回転軸の外周部に固定される。

【0022】

タービン翼３０は、回転軸の周方向Ｄｒに所定間隔を空けて複数装着される。そのため、タービン翼３０は、回転軸と共に回転する。また、タービン翼２０は、前方または前後、または、前後の両方に静翼（図示略）が配置される。

【0023】

また、タービン翼３０は、中空部４１と、低融点金属４２とを備える。

【0024】

中空部４１は、翼部３１に設けられる。低融点金属４２は、中空部４１に充填される。低融点金属４２とは、低融点を有する合金である。低融点金属４２は、一般的に、鉛やすずの融点である２３０℃程度より低い融点を有する合金である。低融点金属４２は、アルカリ金属系とそれ以外のものがある。アルカリ金属系は、密閉された状態で主に熱媒体として利用されるものであり、例えば、ナトリウムカリウム合金（ＮａＫ）がある。アルカリ金属系以外では、例えば、亜鉛、インジウム、ガリウム、スズ、ビスマス、鉛などを主成分とする合金である。その他、はんだ、ウッドメタル、ローズ合金、ガリンスタンなどがある。

【0025】

翼部３１の中空部４１に充填される低融点金属４２は、融点がタービン翼３０の固有振動数（共振周波数）に対する温度領域に位置することが好ましい。特に、低融点金属４２は、融点がタービン翼３０の固有振動数に対する温度より低いことが好ましい。

【0026】

翼部３１は、基端３１ｂがプラットフォーム３２の表面３２ａに一体に設けられる。中空部４１は、プラットフォーム３２の表面３２ａから翼部３１の先端３１ａ側に向けて翼高さ方向Ｄｈに所定距離Ｄｈ１だけ離間して設けられる。

【0027】

中空部４１は、翼部３１の外面から同じ長さだけ内側に入った位置に設けられる。すなわち、翼部３１の先端３１ａと中空部４１における先端との長さＤｈ２、翼部３１の負圧面３１ｃと中空部４１における凸面との長さＤｒ１、翼部３１の正圧面３１ｄと中空部４１における凹面との長さＤｒ２、翼部３１の前縁３１ｅと中空部４１における前縁との長さＤａ１、翼部３１の後縁３１ｆと中空部４１における後縁との長さＤａ２とする。このとき、長さＤｈ２＝長さＤｒ１＝長さＤｒ２＝長さＤａ１＝長さＤａ２となることが好ましい。但し、翼部３１と中空部４１の形状に応じて若干の裕度を確保する。

【0028】

＜タービン翼の作用＞
図４は、起動時におけるタービン翼を表す一部断面概略図、図５は、運転時におけるタービン翼を表す一部断面概略図、図６は、タービン翼の回転数に対する振動数および温度を表すグラフである。

【0029】

図２および図６に示すように、航空用エンジン１０（図１参照）が起動する前、タービン翼３０は、常温であることから、翼部３１の中空部４１に充填された低融点金属４２は、固相の状態である。このとき、タービン翼３０は、固有振動数ｆ１で共振する１つの振動モードを有する。タービン翼３０の固有振動数ｆ１は、タービン翼３０の形状や周囲に配置される静翼などの部材との位置関係によって定まる。また、低融点金属４２の融点は、温度Ｔ１である。この融点の温度Ｔ１は、航空用エンジン１０が起動し、タービン翼３０の温度が上昇したとき、タービン翼３０の回転数Ｎが固有振動数ｆ１に到達したときのタービン翼３０の温度の近傍である。

【0030】

この場合、例えば、タービン翼３０の固有振動数ｆ１が使用回転数の９０％にて共振する場合、このときの温度が２５０℃～３００℃で融解する温度Ｔ１を有する低融点金属４２として、ピューター合金（錫、アンチモンの合金、融点 約２５０℃)を適用することが好ましい。但し、航空用エンジン１０の形態や性能などによりタービン翼３０の固有振動数ｆに対する温度が相違することから、タービン翼３０の形態に応じて最適な低融点金属４２を選定すればよい。

【0031】

航空用エンジン１０が起動すると、回転軸に装着されたタービン翼３０の回転数Ｎが上昇する。すると、タービン翼３０の温度Ｔが上昇する。タービン翼３０の回転数Ｎ１で固有振動数ｆ１に到達すると、タービン翼３０の温度Ｔが低融点金属４２の融点の温度Ｔ１に到達する。すると、図４および図６に示すように、中空部４１に充填された低融点金属４２は、外面が翼部３１から熱を受けて溶融を開始し、液相の状態になる。すなわち、中空部４１の低融点金属４２は、中心部が固相金属４２Ａであるが、外面側が液相金属４２Ｂとなる。

【0032】

そして、低融点金属４２が固相の状態から液相の状態になるため、タービン翼３０の剛性が低下することで固有振動数ｆ１が低下する。そして、タービン翼３０の回転数Ｎ２にて、図５および図６に示すように、中空部４１に充填された低融点金属４２が完全に溶融して液相の状態になり、固有振動数ｆ２まで低下する。このとき、中空部４１の低融点金属４２は、全てが液相金属４２Ｂとなる。その後、タービン翼３０の回転数が上昇すると、航空用エンジン１０の運転範囲Ａに移行する。運転範囲Ａは、タービン翼３０の回転数Ｎ２～Ｎ３の範囲である。

【0033】

低融点金属４２が外面側から溶融してから全てが溶融して液相の状態になるとき、タービン翼３０の固有振動数ｆ１が固有振動数ｆ２に低下する。すなわち、タービン翼３０は、中空部４１の低融点金属４２の外面側が溶融すると、翼部３１と固相金属４２Ａとの間に液相金属４２Ｂが存在する状態となる。タービン翼３０は、この状態で、翼部３１と固相金属４２Ａの一部または全部とが分離されていることから剛性が低下し、固有振動数ｆが低下して離調される。そのため、タービン翼３０の固有振動数ｆ１，ｆ２と励振ハーモニックＨとが一致する領域が狭くなり、タービン翼３０の振動が抑制される。

【0034】

また、翼部３１の中空部４１に充填された低融点金属４２は、翼部３１からの熱により溶融し始めるとき、ガスパスに面する先端３１ａ、負圧面３１ｃ、正圧面３１ｄ、前縁３１ｅ、後縁３１ｆから熱を多く受け取る。すると、低融点金属４２は、熱を多く受け取る先端３１ａ、負圧面３１ｃ、正圧面３１ｄ、前縁３１ｅ、後縁３１ｆに対向する位置が初めに溶融して液相金属４２Ｂとなり、固相金属４２Ａが翼部３１の基端３１ｂ側に接続された状態になる。そのため、タービン翼３０は、翼部３１に対して低融点金属４２の固相金属４２Ａが相対変位し、スクイーズ効果により減衰が付与される。

【0035】

つまり、低融点金属４２は、タービン翼３０の振動により固相金属４２Ａが外面側の液相金属４２Ｂの範囲内で変位する。すると、液相金属４２Ｂの流動や圧縮により翼部３１に対して抵抗力が発生する。そのため、この抵抗力によりタービン翼３０の振動が減衰される。また、固相金属４２Ａが液相金属４２Ｂの範囲内で変位するとき、固相金属４２Ａの変位が大きいと、固相金属４２Ａが液相金属４２Ｂを押しのけて翼部３１に衝突する。そのため、この衝突ダンパ効果によりタービン翼３０の振動が減衰される。

【0036】

［第２実施形態］
図７は、第２実施形態のタービン翼を表す一部断面概略図、図８は、起動時におけるタービン翼を表す一部断面概略図、図９は、タービン翼の回転数に対する振動数および温度を表すグラフである。なお、上述した第１実施形態と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。

【0037】

第２実施形態において、図７に示すように、タービン翼５０は、動翼であって、翼部５１と、プラットフォーム５２と、翼根部５３とを備える。翼部５１とプラットフォーム５２と翼根部５３の基本的な構成は、第１実施形態の翼部３１とプラットフォーム３２と翼根部３３とほぼ同様である。

【0038】

また、タービン翼５０は、中空部６１と、低融点金属６４とを備える。

【0039】

中空部６１は、翼部５１に設けられる。低融点金属６４は、中空部６１に充填される。中空部６１は、翼高さ方向Ｄｈに分割された複数（本実施形態では、２個）の分割中空部６２，６３を有する。なお、分割数は、３個以上であってもよい。低融点金属６４は、分割中空部６２，６３に充填される分割低融点金属６５，６６を有する。２個の分割低融点金属６５，６６は、異なる種類の低融点金属である。すなわち、分割低融点金属６５，６６は、融点が相違する。例えば、分割低融点金属６５は、分割低融点金属６６より融点が低い。

【0040】

図７および図９に示すように、航空用エンジン１０（図１参照）が起動する前、タービン翼５０は、常温であることから、翼部５１の中空部６１に充填された低融点金属６４は、固相の状態である。このとき、タービン翼５０は、固有振動数ｆ１，ｆ２で共振する２つの振動モードを有する。また、低融点金属６４を構成する分割低融点金属６５，６６のそれぞれ融点は、温度Ｔ１．Ｔ２である。この融点の温度Ｔ１，Ｔ２は、航空用エンジン１０が起動し、タービン翼５０の温度が上昇したとき、タービン翼５０の回転数Ｎが固有振動数ｆ１，ｆ２に到達したときのタービン翼５０の温度の近傍である。

【0041】

航空用エンジン１０が起動すると、回転軸に装着されたタービン翼５０の回転数Ｎが上昇し、タービン翼５０の温度Ｔが上昇する。タービン翼５０の回転数Ｎ１で固有振動数ｆ１に到達すると、タービン翼５０の温度Ｔが分割低融点金属６５の融点の温度Ｔ１に到達する。すると、図８および図９に示すように、分割中空部６２に充填された分割低融点金属６５は、外面側が翼部５１から熱を受けて溶融を開始し、液相の状態になる。すなわち、分割中空部６２の分割低融点金属６５は、中心部が固相金属６５Ａであるが、外面側が液相金属６５Ｂとなる。

【0042】

そして、分割低融点金属６５が固相の状態から液相の状態になるため、タービン翼５０の剛性が低下することで固有振動数ｆ１が低下する。そして、タービン翼５０の回転数Ｎ２にて、分割中空部６２に充填された分割低融点金属６５が完全に溶融し、液相の状態になり、固有振動数ｆ２まで低下する。このとき、分割中空部６２の分割低融点金属６５は、全てが液相金属６５Ｂとなる。

【0043】

また、タービン翼５０の回転数Ｎ３で固有振動数ｆ２に到達すると、タービン翼５０の温度Ｔが分割低融点金属６６の融点の温度Ｔ２に到達する。すると、分割中空部６３に充填された分割低融点金属６６は、外面側が翼部５１から熱を受けて溶融を開始し、液相の状態になる。すなわち、分割中空部６３の分割低融点金属６６は、中心部が固相金属６６Ａであるが、外面が液相金属６６Ｂとなる。

【0044】

そして、分割低融点金属６６が固相の状態から液相の状態になるため、タービン翼５０の剛性が低下することで固有振動数ｆ２が低下する。そして、タービン翼５０の回転数Ｎ４にて、分割中空部６３に充填された分割低融点金属６６が完全に溶融し、液相の状態になり、固有振動数ｆ３まで低下する。このとき、分割中空部６３の分割低融点金属６６は、全てが液相金属６６Ｂとなる。

【0045】

分割低融点金属６５，６６が外面側からそれぞれ溶融してから全てが溶融して液相の状態になるとき、タービン翼５０の固有振動数ｆ１が固有振動数ｆ２に低下し、さらに、固有振動数ｆ３に低下する。すなわち、タービン翼５０は、分割中空部６２，６３の分割低融点金属６５，６６の外面側が溶融すると、翼部５１と固相金属６５Ａ，６６Ａとの間に液相金属６５Ｂ，６６Ｂが存在する状態となる。タービン翼５０は、この状態で、翼部５１と固相金属６５Ａ，６６Ａの一部または全部とが分離されていることから剛性が低下し、固有振動数ｆが低下して離調される。そのため、タービン翼５０の固有振動数ｆ１，ｆ２，ｆ３と励振ハーモニックＨ１，Ｈ２とが一致する領域が狭くなり、タービン翼５０の振動が抑制される。

【0046】

また、翼部５１の分割中空部６２，６３にそれぞれ充填された分割低融点金属６５，６６は、翼部５１からの熱により溶融し始めるとき、ガスパスに面する部分から熱を多く受け取る。すると、分割低融点金属６５，６６は、熱を多く受け取る部分に対向する位置が初めに溶融して液相金属６５Ｂ，６６Ｂとなり、固相金属４２Ａが熱を多く受け取らない部分に接続された状態になる。そのため、タービン翼５０は、翼部５１に対して分割低融点金属６５，６６の固相金属６５Ａ，６６Ａが相対変位し、スクイーズ効果および衝突ダンパ効果により減衰が付与され、タービン翼３０の振動が減衰される。

【0047】

［第３実施形態］
図１０は、第３実施形態のタービン翼を表す一部断面概略図、図１１は、タービン翼の水平断面を表す図１０のXI－XI断面図、図１２は、タービン翼の回転数に対する振動数および温度を表すグラフである。なお、上述した第１実施形態と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。

【0048】

第３実施形態において、図１０に示すように、タービン翼７０は、動翼であって、翼部７１と、プラットフォーム７２と、翼根部７３とを備える。翼部７１とプラットフォーム７２と翼根部７３の基本的な構成は、第１実施形態の翼部３１とプラットフォーム３２と翼根部３３とほぼ同様である。

【0049】

また、タービン翼７０は、中空部８１と、低融点金属８２とを備える。

【0050】

中空部８１は、翼部７１に設けられる。低融点金属８２は、中空部８１に充填される。翼部７１は、外側に位置する外周部７１Ａと、中心側に位置する中心部７１Ｂとを有する。中空部８１は、外周部７１Ａと中心部７１Ｂとの間に設けられる。外周部７１Ａは、翼部７１の先端７１ａ、基端７１ｂ，負圧面７１ｃ、正圧面７１ｄ、前縁７１ｅ、後縁７１ｆに沿った枠形状をなす。中心部７１Ｂは、外周部７１Ａの内側に配置され、翼部７１を縮小した形状をなす。中心部７１Ｂは、プラットフォーム７２側の基端部が外周部７１Ａの基端７１ｂ側に接続される。

【0051】

中空部８１は、翼部７１の基端７１ｂ側の一部を除く外周部７１Ａと中心部７１Ｂとの間に配置される。そのため、低融点金属８２は、翼部７１の基端７１ｂ側の一部を除く部分に形成された中空部８１に充填される。なお、中空部８１は、一部が翼部７１の基端７１ｂ側にも設けられている。すなわち、中心部７１Ｂは、基端７１ｂ側に形成された中空部８１により外周部７１Ａとの接続面積が小さくなっている。但し、中空部８１を先端７１ａ、負圧面７１ｃ、正圧面７１ｄ、前縁７１ｅ、後縁７１ｆ側だけに設け、基端７１ｂ側に設けなくてもよい。

【0052】

図１０および図１１に示すように、航空用エンジン１０（図１参照）が起動する前、タービン翼７０は、常温であることから、翼部７１の中空部８１に充填された低融点金属８２は、固相の状態である。このとき、タービン翼７０は、固有振動数ｆ１，ｆ２で共振する２個の振動モードを有する。また、低融点金属８２の融点は、温度Ｔ１である。この融点の温度Ｔ１は、航空用エンジン１０が起動し、タービン翼７０の温度が上昇したとき、タービン翼７０の回転数Ｎが固有振動数ｆ１，ｆ２に到達したときのタービン翼７０の温度の近傍である。

【0053】

航空用エンジン１０が起動すると、回転軸に装着されたタービン翼７０の回転数Ｎが上昇し、タービン翼７０の温度Ｔが上昇する。タービン翼７０の回転数Ｎ１で固有振動数ｆ１に到達すると、タービン翼７０の温度Ｔが低融点金属８２の融点の温度Ｔ１に到達する。すると、中空部８１に充填された低融点金属８２は、翼部７１から熱を受けて溶融を開始し、液相の状態になる。

【0054】

そして、低融点金属８２が固相の状態から液相の状態になるため、タービン翼７０の剛性が低下することで固有振動数ｆ１が低下する。そして、タービン翼７０の回転数Ｎ２にて、中空部８１に充填された低融点金属８２が完全に溶融し、液相の状態になり、固有振動数ｆ２まで低下する。このとき、中空部８１の低融点金属８２は、全てが液相金属となる。その後、タービン翼７０の回転数が上昇すると、航空用エンジン１０の運転範囲Ａに移行する。運転範囲Ａは、タービン翼３０の回転数Ｎ３～Ｎ４の範囲である。

【0055】

低融点金属８２が溶融して液相の状態になるとき、タービン翼７０の固有振動数ｆ１が固有振動数ｆ２に低下する。すなわち、タービン翼７０は、中空部８１の低融点金属８２が溶融すると、翼部７１の外周部７１Ａと中心部７１Ｂとの間に液相状態の低融点金属８２が存在する状態となる。タービン翼７０は、この状態で、外周部７１Ａと中心部７１Ｂとの一部が分離されていることから剛性が低下し、固有振動数ｆが低下して離調される。そのため、タービン翼７０の固有振動数ｆ１と励振ハーモニックＨ１とが一致する領域が狭くなり、タービン翼７０の振動が抑制される。

【0056】

また、翼部７１の中空部８１に充填された低融点金属８２は、翼部７１の基端７１ｂ側の一部を除く外周部７１Ａと中心部７１Ｂとの間に配置される。そのため、低融点金属８２が溶融して液相金属になると、タービン翼７０は、外周部７１Ａに対して中心部７１Ｂが相対変位し、スクイーズ効果および衝突ダンパ効果により減衰が付与され、タービン翼３０の振動が減衰される。さらに、航空用エンジン１０の運転範囲Ａであっても、スクイーズ効果および衝突ダンパ効果が発揮されることから、タービン翼７０の固有振動数ｆ２と励振ハーモニックＨ２とが一致しても、タービン翼７０の振動が抑制される。

【0057】

［本実施形態の作用効果］
第１の態様に係るタービン翼は、翼部３１，５１，７１と、翼部３１，５１，７１に設けられる中空部４１，６１，８１と、中空部４１，６１，８１に充填される低融点金属４２，６４，８２とを備える。

【0058】

第１の態様に係るタービン翼によれば、航空用エンジン１０が起動してタービン翼３０，５０，７０の温度が上昇すると、翼部３１，５１，７１内の低融点金属４２，６４，８２が溶融して固相の状態から液相の状態になる。すると、タービン翼３０，５０，７０は、剛性が低下することで固有振動数が低下して離調される。そのため、タービン翼３０，５０，７０の振動の発生を抑制することができる。

【0059】

また、翼部３１，５１，７１の温度が上昇すると、低融点金属４２，６４，８２は、翼部３１から熱を受け取って外面側から溶融する。このとき、固相金属４２Ａ，６５Ａ，６６Ａおよび中心部７１Ｂは、液相金属４２Ｂ，６５Ｂ，６６Ｂおよび液相の低融点金属８２の範囲内で変位する。すると、スクイーズ効果や衝突ダンパ効果によりタービン翼３０，５０，７０の振動を減衰することができる。

【0060】

第２の態様に係るタービン翼は、低融点金属４２，６４，８２は、融点が固有振動数に対する温度領域に位置する。これにより、低融点金属４２，６４，８２を適正温度で溶融させることで、タービン翼３０，５０，７０の固有振動数を適切に離調させることができる。

【0061】

第３の態様に係るタービン翼は、低融点金属４２，６４，８２は、融点が固有振動数に対する温度より低い。これにより、低融点金属４２，６４，８２を適正温度で溶融させることで、タービン翼３０，５０，７０の振動が固有振動数に到達する前に適切に離調させることができる。

【0062】

第４の態様に係るタービン翼は、翼部３１，５１，７１は、基端３１ｂ，５１ｂ，７１ｂがプラットフォーム３２，５２，７２の表面に一体に設けられ、中空部４１，６１，８１は、プラットフォーム３２，５２，７２の表面３２ａ，５２ａ，７２ａから翼高さ方向Ｄｈに所定距離離間して設けられる。これにより、翼部３１，５１，７１の温度が上昇するとき、低融点金属４２，６４，８２は、外面側から溶融する一方、プラットフォーム３２，５２，７２側の溶融開始時期が遅れることとなり、スクイーズ効果や衝突ダンパ効果によりタービン翼３０，５０，７０の振動を適切に減衰することができる。

【0063】

第５の態様に係るタービン翼は、中空部４１，６１，８１は、翼部３１，５１，７１の外面から同じ長さだけ内側に入った位置に設けられる。これにより、中空部４１，６１，８１に充填された低融点金属４２，６４，８２を外面側からほぼ同時に溶融させることができ、スクイーズ効果や衝突ダンパ効果によりタービン翼３０，５０，７０の振動を適切に減衰することができる。

【0064】

第６の態様に係るタービン翼は、中空部６１は、翼高さ方向Ｄｈに分割された複数の分割中空部６２，６３を有し、複数の分割中空部６２，６３に異なる融点を有する分割低融点金属６５，６６が充填される。これにより、タービン翼５０の固有振動数が複数種類ある場合であっても、タービン翼５０の振動を適切に減衰することができる。

【0065】

第７の態様に係るタービン翼は、中空部８１は、翼部７１の外側に位置する外周部７１Ａと翼部７１の中心側に位置する中心部７１Ｂとの間に設けられる。これにより、航空用エンジン１０が起動した後の通常運転領域であっても、スクイーズ効果や衝突ダンパ効果によりタービン翼７０の振動を適切に減衰することができる。

【0066】

第８の態様に係るタービン翼は、中心部７１Ｂは、基端側が外周部７１Ａに接続される。これにより、スクイーズ効果や衝突ダンパ効果を効果的に作用させることができる。

【0067】

第９の態様に係る回転機械は、航空用エンジン１０であって、タービン翼３０，５０，７０を備える。これにより、タービン翼３０，５０，７０の振動の発生を抑制することができ、その結果、航空用エンジン１０の性能の低下を抑制することができる。

【0068】

なお、上述した実施形態では、翼部に設けられる中空部に低融点金属を充填したタービン翼を構成したが、タービン翼の製造方法としては、鋳造や三次元積層などを適用すればよい。

【0069】

また、上述した実施形態では、本発明のタービン翼を航空機用ガスタービンの動翼に適用したが、静翼に適用してもよい。また、航空機用ガスタービンに限定されるものではなく、発電用ガスタービンや蒸気タービンなどの動翼や静翼に適用してもよい。

【符号の説明】

【0070】

１０ 航空用エンジン（回転機械）
１４ 圧縮機
１５ 燃焼器
１６ タービン
３０，５０，７０ タービン翼
３１，５１，７１ 翼部
３２，５２，７２ プラットフォーム
３３，５３，７３ 翼根部
４１，６１，８１ 中空部
４２，６４，８２ 低融点金属
４２Ａ，６５Ａ，６６Ａ 固相金属
４２Ｂ，６５Ｂ，６６Ｂ 液相金属
６２，６３ 分割中空部
６５，６６ 分割低融点金属

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】

【図10】

【図11】

【図12】