抄録/ポイント：
抄録/ポイント
文献の概要を数百字程度の日本語でまとめたものです。
部分表示の続きは、JDreamⅢ(有料)でご覧頂けます。
J-GLOBALでは書誌(タイトル、著者名等)登載から半年以上経過後に表示されますが、医療系文献の場合はMyJ-GLOBALでのログインが必要です。
セラミックマトリックス複合材(CMC)は,ガスタービンエンジンのホットセクション部品に使用されるニッケルベース合金より,より高い温度能力とより低い密度を有する。これらの特性は,ガスタービンエンジンのホットセクション部品の材料として使用するとき,より高いタービン入口温度(TIT),冷却空気の低減,および重量の削減のような多くの利益をもたらすことが期待される。航空機エンジン用のCMCタービン翼を開発した。本論文では,2010年から2012年まで実施した設計,製造,および試験の概要を示した。本研究の目的は,IHIが開発したSiC-SiC CMCが航空機タービン翼への適用性を持つことを検証することであった。概念をCMC中空タービン翼のために計画し,その中で翼とプラットフォームをCVIプロセスで製作した。この概念の実証として,第1段タービン翼を,2MW級小型工業用ガスタービンエンジンであるIHI IM270用のCMCで設計した。翼-プラットフォーム継手の構造実現可能性をチェックするために,曲げリグ試験を室温で行った。翼の外部プラットフォームをエンジン部品と同じ方法で固定し,空力力をシミュレートする負荷を翼部分に適用した。破壊荷重は,実際のエンジンにおいて翼が受ける荷重より高かった。熱サイクルに対する耐久性をチェックするために,Burnerリグ試験を行った。CMCベーンをダミー金属ベーンの間にセットし,ガスバーナーによって周期的に加熱した。最大翼表面温度を1200度Cに設定し,翼とプラットフォームの間の最大温度差は約700度Cであった。加熱間隔における最小翼温度は,約300度Cであった。1つの熱サイクルの時間は3分加熱と3分自然冷却から成る6分であった。試験は,1000サイクルで行った。試験後検査において,亀裂のような欠陥はなかった。IHI IM270を用いてCMC羽根のエンジン試験を行った。4つのCMCベーンを,通常の金属羽根の代わりに第1段タービンノズル組立に取り付けた。試験は400時間行った。CMC羽根の入口温度は前縁に設置した熱電対で測定し,測定した温度は定常状態で約1050度Cであった。この研究から,実際のエンジンに対するCMCベーンの設計概念の適用性を,CVIプロセスにおいて翼-プラットフォームが製造されることを検証した。Please refer to the publisher for the copyright holders. Translated from English into Japanese by JST.【JST・京大機械翻訳】
