JP2007262961A - Moving blade for gas turbine and method for inhibiting crack generation thereof - Google Patents

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a gas turbine moving blade and a method for inhibiting crack generation thereof enabling to use the gas turbine moving blade to a controlled life by completely inhibiting cracks generated on the gas turbine moving blade used in an actual machine. <P>SOLUTION: When coating is applied on the gas turbine moving blade used in the actual machine, the coating is not constructed in a multiple layer structure having all same layers but is constructed by a plurality of areas of different layer combinations according to a state of a crack of an original coating. <P>COPYRIGHT: (C)2008,JPO&INPIT

Description

本発明は、耐久性を改善し、使用寿命を延ばしたガスタービン動翼及びそのき裂発生抑制方法に関する。   The present invention relates to a gas turbine rotor blade having improved durability and extended service life, and a crack generation suppressing method thereof.

ガスタービン発電プラントでは、ガスタービンと同軸に設けられた圧縮機の駆動によって圧縮された空気を燃焼器に案内して燃焼させ、高温燃焼ガスをトランジションピースを経てガスタービンの動翼に案内し、この動翼を回転駆動させてガスタービンで仕事をさせ、発電機にて発電を行わせるようになっている。   In the gas turbine power plant, air compressed by driving a compressor provided coaxially with the gas turbine is guided to the combustor and burned, and the high-temperature combustion gas is guided to the moving blade of the gas turbine through the transition piece. The rotor blades are driven to rotate, work is performed in the gas turbine, and power is generated by the generator.

このようなガスタービンの高温部品である燃焼器ライナ、トランジションピース、静翼および動翼には耐熱超合金が用いられ、特に高温強度が要求される動翼にはＮｉ基超合金が使用されている。このＮｉ基超合金は析出強化型合金であり、一般にγ’相と呼ばれるＮｉ_３（Ａｌ，Ｔｉ）の金属間化合物をＮｉマトリックスに析出させることで高温強度を得ている。 Heat-resistant superalloys are used for such combustor liners, transition pieces, stationary blades, and moving blades, which are high-temperature parts of such gas turbines, and Ni-based superalloys are used particularly for moving blades that require high-temperature strength. Yes. This Ni-base superalloy is a precipitation strengthening type alloy, and high temperature strength is obtained by precipitating an intermetallic compound of Ni ₃ (Al, Ti) generally called γ ′ phase in a Ni matrix.

しかし、このようなＮｉ基超合金製のガスタービン動翼については、ガスタービンの運転とともに種々の損傷が見られる。すなわち、動翼は高温の燃焼雰囲気に曝されるため、腐食や酸化その他の材質劣化が生じるとともに、運転時の遠心応力によってクリープ損傷が蓄積する。また、ガスタービンの起動あるいは停止時には、その熱履歴に遠心応力が重畳した熱疲労が生じ、さらに損傷が蓄積し、場合によってはき裂が発生している。   However, various damages are observed in the gas turbine rotor blade made of such a Ni-base superalloy along with the operation of the gas turbine. That is, since the rotor blades are exposed to a high-temperature combustion atmosphere, corrosion, oxidation, and other material deterioration occur, and creep damage accumulates due to centrifugal stress during operation. In addition, when the gas turbine is started or stopped, thermal fatigue is generated in which centrifugal stress is superimposed on the thermal history, further damage is accumulated, and cracks are occasionally generated.

一般に、動翼が廃却となる時間は、表面に耐酸化・耐腐食コーティングを施工している初段動翼の場合には、１１００℃または１３００℃級ガスタービンのベースロード仕様の例では約４８０００時間であり、リコーティングを施して使用する場合は、コーティングの耐久性にもよるが、運転後約２４０００時間でリコーティングし、その後約２４０００時間から約４８０００時間使用した後廃却とするのが一般的である。近年、燃焼ガス温度の高温化または起動停止回数の増加により熱疲労によるき裂が多発し、外表面のコーティングで発生したき裂が基材まで進展し、動翼の寿命を支配するようになってきている。場合によっては管理寿命に到達する前にき裂損傷が顕著となり寿命に至ることもある。   In general, the time for disposing the moving blade is about 48000 in the case of the base load specification of the 1100 ° C. or 1300 ° C. class gas turbine in the case of the first-stage moving blade having an oxidation- and corrosion-resistant coating on the surface. It is time, and when it is used after recoating, depending on the durability of the coating, it should be recoated after about 24,000 hours after operation and then discarded after being used for about 24,000 hours to about 48,000 hours. It is common. In recent years, cracks due to thermal fatigue frequently occur due to increased combustion gas temperature or increased number of start / stop operations, and cracks generated in the coating on the outer surface propagate to the base material, and dominate the blade life. It is coming. In some cases, crack damage becomes prominent before the control life is reached, and the life may be reached.

コーティングの種類は大きく分類して２種類あり、基材の上にメタルコーティングするものとセラミックコーティングするものとがある。メタルコーティングするものは耐酸化性を向上するために最外表面にアルミの拡散処理を施し、アルミ濃度を向上させている。セラミックコーティングするものは、基材とセラミックコーティングの間に密着性を上げるためにボンドコーティングが施されている。近年では熱応力を緩和するために、セラミックコーティングの基材表面に対して垂直な方向に割れをあらかじめ入れているコーティングが使用されている。   There are two types of coatings, roughly classified into metal coatings on the substrate and ceramic coatings. For metal coating, aluminum diffusion treatment is applied to the outermost surface to improve oxidation resistance, thereby improving the aluminum concentration. In the case of ceramic coating, a bond coating is applied to increase adhesion between the substrate and the ceramic coating. In recent years, in order to relieve thermal stress, a coating is used in which cracks are put in advance in a direction perpendicular to the substrate surface of the ceramic coating.

実機で約２４０００時間使用されたものについて、リコーティングを行う前に翼のき裂発生状況をみると、メタルコーティングが施された翼の方がき裂の損傷量（き裂個数および長さ）が大きく、セラミックコーティングはそれに比較して小さかった。いずれのコーティングでもき裂が発生している領域は限られており、これまで施工されていた同じコーティングを施すと同じ領域に再発し、管理寿命に到達する前にき裂損傷が顕著なため寿命となるケースもある。   When the actual cracking of the wings was observed for about 24,000 hours before the recoating, the wings with the metal coating showed more crack damage (number of cracks and length). Large and the ceramic coating was small compared to it. The area where cracks occur in any coating is limited, and if the same coating that has been applied so far is applied, it will return to the same area, and crack damage will be prominent before reaching the control life. In some cases.

これまでに自己修復性の材料をコーティングして発生したき裂を縮小させる方法として特開２００２−８７８９６号公報に記載されたような方法が知られている。しかしながら、この方法では、き裂をなくすることはできず単にき裂を縮小させるに留まっている。
特開２００２−８７８９６号公報 As a method for reducing a crack generated by coating a self-healing material so far, a method as described in JP-A-2002-87896 is known. However, this method cannot eliminate the crack and simply reduces the crack.
Japanese Patent Laid-Open No. 2002-87896

上記の特許文献に記載された方法では、リコーティング時にこれまで施工されていたものと同じコーティングを施すと同じ領域に同様のき裂が再発し、管理寿命に到達する前にき裂損傷が顕著になり、寿命となるという問題があった。すなわち、再使用後の動翼に発生するき裂を完全に抑制し、管理寿命まで使用させる技術は知られていなかった。   In the method described in the above-mentioned patent document, if the same coating as that applied up to now is applied at the time of recoating, a similar crack recurs in the same region, and crack damage is noticeable before reaching the management life. There was a problem that it became a life. In other words, no technology has been known that completely suppresses cracks generated on the rotor blade after reuse and allows it to be used until its control life.

本発明は、かかる従来の問題に対処してなされたもので、実機で使用されたガスタービン動翼において、元のコーティングで実機使用した際のき裂の発生状況に応じて新たなコーティングを複数の構造の異なる複数の領域から構成させることにより、再使用後の動翼に発生するき裂を完全に抑制し、管理寿命まで使用させるガスタ−ビン動翼及びそのき裂発生抑制方法を提供することを目的とする。   The present invention has been made in response to such a conventional problem. In the gas turbine rotor blade used in an actual machine, a plurality of new coatings are provided in accordance with the occurrence of cracks when the actual machine is used with the original coating. By providing a plurality of regions having different structures, it is possible to completely suppress a crack generated in a reused rotor blade, and to provide a gas turbine blade that can be used up to the management life and a crack generation suppression method thereof. For the purpose.

かかる目的を達成するため、本発明のガスタービン動翼の一つの形態は、実機での使用履歴をもつＮｉ基超合金の基材にコーティングが被覆されたガスタービン動翼であって、前記コーティングが、初期のコーティングと異なる構造の複数の領域からなることを特徴とする。   In order to achieve such an object, one form of the gas turbine rotor blade of the present invention is a gas turbine rotor blade in which a coating is coated on a Ni-based superalloy base material having a history of use in an actual machine, Is composed of a plurality of regions having a structure different from that of the initial coating.

また、本発明のガスタービン動翼の他の形態は、前記コーティングが、少なくとも表面が異なる材質の複数の領域からなることを特徴とする。   In another embodiment of the gas turbine rotor blade of the present invention, the coating is composed of a plurality of regions made of materials having at least different surfaces.

本発明においては、上記複数の領域は、メタルコーティング、セラミックコーティング又はこれらの組合わされた複数層から構成することが望ましく、特に、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙ又はＮｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ｍｏ、Ｗの組成からなるメタルコーティング、ジルコニア系のセラミックコーティング又はこれらの組合わされた複数層からなることがより望ましい。さらに、本発明においては、メタルコーティングの外表面には、Ａｌの拡散浸透層を形成することができる。本発明は、特に、第１段以降の動翼に対して効果的である。   In the present invention, the plurality of regions are preferably composed of a metal coating, a ceramic coating, or a combination of these layers. In particular, Ni, Co, Cr, Al, Y or Ni, Co, Cr, Mo More preferably, it is composed of a metal coating composed of W, a zirconia-based ceramic coating, or a combination of these layers. Further, in the present invention, an Al diffusion / penetration layer can be formed on the outer surface of the metal coating. The present invention is particularly effective for the first and subsequent blades.

本発明のガスタービン動翼のき裂発生抑制方法は、実機で使用されたガスタービン動翼のメタルコーティング又はメタルコーティングとセラミックコーティングを除去し、基材上に新たなコーティングを被覆するにあたり、元のコーティングのき裂の発生状況に応じて新たなコーティングの構造を異ならせることを特徴とする。   The method for suppressing crack generation of a gas turbine blade according to the present invention removes the metal coating or metal coating and ceramic coating of the gas turbine blade used in the actual machine, and applies a new coating on the substrate. It is characterized in that the structure of the new coating is made different according to the occurrence of cracks in the coating.

コーティングの構造を異ならせる方法としては、例えば、多層構造としてき裂の発生状況に応じてコーティングの各層の材質を変える方法が挙げられる。多層構造の各層を構成するコーティングとしては、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成のＮｉ基合金からなるメタルコーティングやジルコニア系のセラミックコーティング又はこれらの組合せが挙げられる。   Examples of the method of changing the coating structure include a method of changing the material of each layer of the coating according to the occurrence of cracks as a multilayer structure. Examples of the coating constituting each layer of the multilayer structure include a metal coating made of a Ni-based alloy having a composition of Ni, Co, Cr, Al, and Y, a zirconia-based ceramic coating, or a combination thereof.

具体的には、新たなコーティングを、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなるメタルコーティングで行い、高温にさらされる領域にＡｌの拡散浸透層を形成する方法、新たなコーティングを、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成のメタルコーティングで行い、特に高温に曝される領域にさらにジルコニア系のセラミックコーティングを行う方法、あるいは新たなコーティングを、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成のメタルコーティングとジルコニア系のセラミックコーティングを順に被覆することにより行った後、元のコーティングでき裂が多く発生した部位に、さらにその上に延性に優れたメタルコーティングを行う方法等が挙げられる。   Specifically, a new coating is performed with a metal coating having a composition of Ni, Co, Cr, Al, and Y, a method of forming an Al diffusion / permeation layer in a region exposed to high temperature, and a new coating is formed by using Ni. , Co, Cr, Al, Y, and a method of performing further zirconia ceramic coating on a region exposed to high temperature, or a new coating of Ni, Co, Cr, Al, Y Examples of the method include a method in which a metal coating having an excellent ductility is further formed on a portion where many cracks are generated due to the original coating after the metal coating of the composition and the zirconia-based ceramic coating are sequentially coated.

本発明に係るガスタ−ビン動翼及びそのき裂発生抑制方法によれば、所定の管理期間使用後、初期のコーティングにおけるき裂の発生状況を観察し、コーティングを除去した後、従来は動翼の基材の表面に一律に所期のコーティングと同じ組成、同じ施工方法でコーティングしていたのを、き裂の発生状況に応じて、領域を分けて異なる構造のコーティングを組合わせて施すようにしたので、き裂の発生が抑制されるとともにき裂の発生が翼寿命を支配することなく管理寿命まで全うすることができる。   According to the gas turbine blade and the crack generation suppressing method therefor according to the present invention, after the use for a predetermined management period, the occurrence of cracks in the initial coating is observed and the coating is removed. The surface of the base material is uniformly coated with the same composition and the same construction method as the intended coating, but depending on the crack occurrence situation, the coating is applied in different areas and in combination. As a result, the generation of cracks is suppressed, and the generation of cracks can reach the management life without dominating the blade life.

図１乃至図４は、約２４０００時間使用後の１３００℃級ガスタービン第１段動翼１のき裂発生状況を示す。なお、図１は動翼１の腹側１ａから見た正面図、図２はその平面図（矢印方向が腹側）、図３は動翼１の背側１ｂから見た背面図、図４はその平面図（矢印方向が腹側）であり、符号２はき裂を示す。   FIGS. 1 to 4 show the occurrence of cracks in the 1300 ° C. class gas turbine first stage blade 1 after about 24,000 hours of use. 1 is a front view seen from the ventral side 1a of the moving blade 1, FIG. 2 is a plan view thereof (the arrow direction is the ventral side), FIG. 3 is a rear view seen from the back side 1b of the moving blade 1, FIG. Is a plan view thereof (arrow direction is ventral side), and reference numeral 2 indicates a crack.

これらの図に示すように、翼有効部の腹側１ａにおいては長手方向に沿ったき裂２が多数発生しており、背側１ｂにおいては長手方向と直角にき裂２が発生していた。なお、き裂が発生している領域をメタル温度でみると、腹側１ａのき裂発生領域は比較的、中温度域で、背側１ｂのき裂発生領域は比較的、高温度域に相当している。多数の翼の中からき裂個数およびき裂長さが最も長い翼１本を選定して切断し、腹側１ａのき裂部を観察した。その拡大断面を図５に模式的に示す。き裂２は基材３までは進展していなかったが、最外層のアルミナイズ層４からメタルコーティング５にまで達していた。   As shown in these figures, many cracks 2 along the longitudinal direction occurred on the ventral side 1a of the blade effective portion, and cracks 2 occurred perpendicular to the longitudinal direction on the back side 1b. In addition, when the region where the crack is generated is viewed at the metal temperature, the crack generation region on the ventral side 1a is relatively in the middle temperature range, and the crack generation region on the back side 1b is relatively in the high temperature range. It corresponds. One blade with the longest crack number and crack length was selected from a large number of blades and cut, and the crack portion on the ventral side 1a was observed. The enlarged cross section is schematically shown in FIG. The crack 2 did not propagate to the base material 3 but reached the metal coating 5 from the outermost aluminized layer 4.

以下に、本発明の実施例について説明する。
まず、残りの翼についてコーティングを剥がし（ストリップ）、以下の各実施例に示すように領域を分けて異なる構造のコーティングを組合わせて施した。 Examples of the present invention will be described below.
First, the coating was peeled off (strip) on the remaining wings, and coatings having different structures were combined in different regions as shown in the following examples.

（実施例１）
この動翼は、図１、図３に示すように、き裂２は中温度域と高温度域に発生していることから、まず、図６、図７に示すように中温度以下の領域でのき裂２の発生を抑制するため、延性に優れたＮｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなるコーティング５を被覆し、腹側１ａの前縁部と背側１ｂの高温に曝される領域にはメタルコーティング５の上に遮熱性に優れるセラミックコーティング６を被覆した。図８はメタルコーティング５の被覆部の断面を、図９はセラミックコーティング６の被覆部の断面を、それぞれ拡大して模式的に示した図である。 Example 1
In this rotor blade, as shown in FIGS. 1 and 3, since the crack 2 is generated in the middle temperature region and the high temperature region, first, the region below the middle temperature as shown in FIGS. In order to suppress the occurrence of cracks 2 in the coating, a coating 5 composed of Ni, Co, Cr, Al, Y having excellent ductility is coated and exposed to the high temperature of the front edge portion of the ventral side 1a and the back side 1b. In the region to be formed, a ceramic coating 6 having excellent heat shielding properties was coated on the metal coating 5. FIG. 8 is an enlarged schematic view of the cross section of the coating portion of the metal coating 5, and FIG. 9 is a schematic view of the cross section of the coating portion of the ceramic coating 6.

この実施例の翼を再使用し約２４０００時間後および約４８０００時間後すなわち管理寿命を全うした時点で表面のき裂発生状況の検査を行った。両運転時間の翼ともき裂は認められず、本発明によりき裂の発生が抑制されていた。なお、基材３は長時間の使用により材料劣化が認められた。これに伴い機械的性質、特にクリープ強度の低下が生じており、基材３は材料強度面からも寿命を全うしていた。   The blades of this example were reused, and after about 24,000 hours and about 48000 hours, that is, when the control life was completed, the surface crack generation state was inspected. No cracks were observed on the blades during both operating hours, and the occurrence of cracks was suppressed according to the present invention. The base material 3 was found to be deteriorated by long-term use. Along with this, the mechanical properties, particularly the creep strength, have been lowered, and the base material 3 has completed its life in terms of material strength.

（実施例２）
この実施例は、実施例１と同じ１３００℃級ガスタービンの第１段動翼であるが、新翼の段階から縦割れ型のセラミックコーティングが施されていたものである。 (Example 2)
In this example, the first stage moving blade of the 1300 ° C. class gas turbine is the same as in Example 1, but the vertical crack type ceramic coating was applied from the stage of the new blade.

図１０、図１１は約２００００時間使用後の翼の目視検査結果を示す。これらの図において、図１０は動翼１０の腹側１０ａから見た正面図、図１１は動翼１０の背側１０ｂから見た正面図であり、いずれの面にも外観から判別できるき裂は認められなかった。   10 and 11 show the results of visual inspection of the wings after about 20,000 hours of use. In these figures, FIG. 10 is a front view as seen from the ventral side 10a of the moving blade 10, and FIG. 11 is a front view as seen from the back side 10b of the moving blade 10. Was not recognized.

しかし、断面観察すると前縁部、腹側中央および背側中央において、図１２に示すようにセラミックコーティング１１の初期から認められる縦割れ１２先端から基材１３とセラミックコーティング１１間に施されたボンドコーティング１４に若干き裂１２ａが進展していた。   However, when the cross-section is observed, the bond applied between the base material 13 and the ceramic coating 11 from the front end of the vertical crack 12 recognized from the initial stage of the ceramic coating 11 as shown in FIG. Some cracks 12 a have developed in the coating 14.

このようにき裂１２ａが発生している領域を分けて、コーティングを剥がした後、図１３〜図１６に示すようにボンドコーティング１５とセラミックコーティング１６とを組合わせて施した。そして、き裂１２ａが前縁部、腹側中央部および背側中央部に発生していることから、図示するように全面をボンドコーティング１５を下地としたセラミックコーティング１６とし、き裂１２ａが認められた領域のみに、さらにその上に延性に優れたＮｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなるメタルコーティング１７を被覆した。図１５はセラミックコーティング１６の部分、図１６はその上にメタルコーティング１７を施した部分の断面構造を拡大して示した図である。   Thus, after dividing the area | region where the crack 12a has generate | occur | produced and peeling a coating, as shown in FIGS. 13-16, the bond coating 15 and the ceramic coating 16 were combined and given. Since the crack 12a is generated at the front edge, the ventral center and the back center, the entire surface is formed as a ceramic coating 16 with the bond coating 15 as a base as shown, and the crack 12a is recognized. Only the region thus formed was further coated with a metal coating 17 composed of Ni, Co, Cr, Al, and Y having excellent ductility. FIG. 15 is an enlarged view of a cross-sectional structure of a portion of the ceramic coating 16 and FIG. 16 is a portion of the portion coated with the metal coating 17 thereon.

その後、再使用し約２４０００時間後および約４８０００時間後すなわち管理寿命を全うした時点で表面の検査および断面によるき裂発生状況の確認を行った。その結果、両運転時間の翼ともき裂は認められず、本発明によりき裂の発生が抑制されていた。   Thereafter, after reuse, after about 24,000 hours and after about 48,000 hours, that is, when the control life was completed, the surface was inspected and the crack occurrence status was confirmed by the cross section. As a result, no cracks were observed on the blades during both operating hours, and the occurrence of cracks was suppressed according to the present invention.

使用履歴をもつメタルコーティングとアルミナイズド層をもつガスタービン動翼の腹側から見た正面図Front view of gas turbine rotor blade with metal coating with usage history and aluminized layer viewed from the ventral side 図１の平面図Plan view of FIG. 図１の背側から見た背面図The back view seen from the back side of FIG. 図２の平面図Plan view of FIG. 図１の動翼のき裂の発生状態を拡大して示す断面図FIG. 1 is an enlarged sectional view showing a crack generation state of the blade of FIG. 本発明の第１の実施例の腹側から見た正面図The front view seen from the ventral side of 1st Example of this invention 本発明の第１の実施例の背側から見た正面図The front view seen from the back side of the 1st example of the present invention 本発明の第１の実施例のメタルコーティング部分を拡大して示す断面図Sectional drawing which expands and shows the metal coating part of 1st Example of this invention 本発明の第１の実施例のセラミックコーティング部分を拡大して示す断面図Sectional drawing which expands and shows the ceramic coating part of 1st Example of this invention 使用履歴をもつ縦割れ型のセラミックコーティングをもつガスタービン動翼の腹側から見た正面図Front view of gas turbine blade with longitudinal crack type ceramic coating with usage history as seen from ventral side 使用履歴をもつ縦割れ型のセラミックコーティングをもつガスタービン動翼の背側から見た正面図Front view of gas turbine blade with longitudinal crack type ceramic coating with usage history as seen from the back side 図１０の動翼のき裂の発生状態を拡大して示す断面図Sectional drawing which expands and shows the generation | occurrence | production state of the crack of the moving blade of FIG. 本発明の第２の実施例の腹側から見た正面図The front view seen from the ventral side of 2nd Example of this invention 本発明の第２の実施例の背腹側から見た正面図The front view seen from the dorsoventral side of 2nd Example of this invention 本発明の第２の実施例のボンドコーティングとセラミックコーティングの部分を拡大して示す断面図Sectional drawing which expands and shows the part of the bond coating and ceramic coating of 2nd Example of this invention 本発明の第２の実施例のボンドコーティングとセラミックコーティングの上に、さらにメタルコーティングを施した部分を拡大して示す断面図Sectional drawing which expands and shows the part which gave the metal coating further on the bond coating and ceramic coating of 2nd Example of this invention

符号の説明Explanation of symbols

1，１０…動翼、１ａ，１０ａ……腹側、１ｂ，１０ｂ……背側、２，１２ａ……き裂、３……基材、４…アルミナイズ層、５、１７……ＮｉＣｏＣｒＡｌＹコーティング、６，１１，１６……セラミックコーティング、１４，１５……ボンドコーティング   1, 10 ... Rotor blades, 1a, 10a ... ventral side, 1b, 10b ... dorsal side, 2,12a ... crack, 3 ... substrate, 4 ... aluminized layer, 5, 17 ... NiCoCrAlY coating 6, 11, 16 ... Ceramic coating, 14, 15 ... Bond coating

Claims (14)

実機での使用履歴をもつＮｉ基超合金の基材にコーティングが被覆されたガスタービン動翼であって、
前記コーティングが、初期のコーティングと異なる構造の複数の領域からなることを特徴とするガスタ−ビン動翼。 A gas turbine rotor blade in which a coating is coated on a Ni-based superalloy base material having a history of use in an actual machine,
The gas turbine blade according to claim 1, wherein the coating comprises a plurality of regions having a structure different from that of the initial coating. 前記コーティングが、少なくとも表面が異なる材質の複数の領域からなることを特徴とするガスタ−ビン動翼。   The gas turbine blade according to claim 1, wherein the coating comprises a plurality of regions made of materials having different surfaces. 前記複数の領域が、メタルコーティング、セラミックコーティング又はこれらの組合わされた複数層からなることを特徴とする請求項１又は２記載のガスタ−ビン動翼。   3. The gas turbine blade according to claim 1, wherein the plurality of regions are formed of a metal coating, a ceramic coating, or a combination of these layers. 前記複数の領域が、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなるメタルコーティング、ジルコニア系のセラミックコーティングまたはこれらの組み合わされた複数層からなることを特徴とする請求項３記載のガスタ−ビン動翼。   4. The gas turbine according to claim 3, wherein the plurality of regions are formed of a metal coating having a composition of Ni, Co, Cr, Al, and Y, a zirconia-based ceramic coating, or a combination of these layers. Rotor blade. 前記メタルコーティン層の外表面には、Ａｌの拡散浸透層が形成されていることを特徴とする請求項１乃至４のいずれか1項記載のガスタ−ビン動翼。   The gas turbine blade according to any one of claims 1 to 4, wherein an Al diffusion diffusion layer is formed on an outer surface of the metal coating layer. 前記ガスタービン動翼は、第１段以降の動翼であることを特徴とする請求項１乃至５のいずれか1項記載のガスタービン動翼。   The gas turbine rotor blade according to any one of claims 1 to 5, wherein the gas turbine rotor blade is a first-stage or subsequent stage rotor blade. 実機で使用されたガスタービン動翼のコーティングを除去し、基材上に新たなコーティングを被覆するにあたり、
元のコーティングのき裂発生状況に応じて新たなコーティングの構造を異ならせることを特徴とするガスタービン動翼のき裂発生抑制方法。 In removing the coating of the gas turbine blade used in the actual machine and coating a new coating on the substrate,
A crack generation suppression method for a gas turbine rotor blade, characterized in that the structure of a new coating is changed according to the crack generation state of the original coating. 実機で使用されたガスタービン動翼のコーティングを除去し、基材上に新たなコーティングを被覆するにあたり、
元のコーティングのき裂発生状況に応じて新たなコーティングの少なくとも表面の材質を異ならせて被覆することを特徴とするガスタービン動翼のき裂発生抑制方法。 In removing the coating of the gas turbine blade used in the actual machine and coating a new coating on the substrate,
A crack generation suppression method for a gas turbine rotor blade, characterized by covering at least a surface material of a new coating in accordance with a crack generation state of an original coating. 前記新たなコーティングの構造は、メタルコーティング、セラミックコーティング又はこれらの組合わされた複数層からなる請求項７又は８記載のガスタービン動翼のき裂発生抑制方法。   The method for suppressing crack generation in a gas turbine rotor blade according to claim 7 or 8, wherein the structure of the new coating comprises a metal coating, a ceramic coating, or a combination of these layers. 前記新たなコーティングは、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなり、高温に曝される領域には、その上にジルコニア系のセラミックコーティングを被覆することを特徴とする請求項７乃至９のいずれか1項に記載のガスタービン動翼のき裂発生抑制方法。   10. The new coating has a composition of Ni, Co, Cr, Al, and Y, and a region exposed to a high temperature is coated with a zirconia-based ceramic coating thereon. 2. A crack generation suppression method for a gas turbine rotor blade according to any one of the above. 前記メタルコーティングの外表面に、Ａｌの拡散浸透層を形成することを特徴とする請求項６乃至３のいずれか1項記載のガスタ−ビン動翼のき裂発生抑制方法。   The method for suppressing crack generation in a gas turbine blade according to any one of claims 6 to 3, wherein an Al diffusion / penetration layer is formed on the outer surface of the metal coating. 実機で使用されたガスタービン動翼のＮｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなるコーティングを除去し、基材上に新たなコーティングを被覆するにあたり、
前記基材上に、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなるコーティングを被覆し、元のコーティングにき裂が多く発生した部位には、さらにその上にジルコニア系のセラミックコーティングを被覆することを特徴とするガスタービン動翼のき裂発生抑制方法。 When removing the coating of Ni, Co, Cr, Al, Y composition of the gas turbine blade used in the actual machine and coating a new coating on the substrate,
A coating composed of Ni, Co, Cr, Al, and Y is coated on the substrate, and a zirconia-based ceramic coating is further coated on a portion where many cracks are generated in the original coating. A crack generation suppression method for a gas turbine rotor blade, characterized in that: 実機で使用されたガスタービン動翼のＮｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなるコーティングを除去し、基材上に新たなコーティングを被覆するにあたり、
前記基材上に、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなるコーティングとジルコニア系のセラミックコーティングを順に被覆し、元のコーティングにき裂が多く発生した部位には、さらにその上に延性に優れたメタルコーティングを被覆することを特徴とするガスタービン動翼のき裂発生抑制方法。 When removing the coating of Ni, Co, Cr, Al, Y composition of the gas turbine blade used in the actual machine and coating a new coating on the substrate,
A coating composed of Ni, Co, Cr, Al, and Y and a zirconia-based ceramic coating are sequentially coated on the base material, and a portion where many cracks are generated in the original coating is further ductile thereon. A method for suppressing crack generation in a gas turbine rotor blade, characterized by coating an excellent metal coating. 請求項１乃至６のいずれか１項記載のガスタービン動翼を備えたガスタービン設備。   A gas turbine equipment comprising the gas turbine rotor blade according to any one of claims 1 to 6.

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