JP3930403B2 - Turbine blade and method for manufacturing turbine blade - Google Patents
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Description
【0001】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンやジェットエンジンの動翼先端部の金属母材に施される耐摩耗性コーティング及びその施工方法に関するものである。
【0002】
【従来の技術】
従来より、例えばガスタービンにおいては、その動翼先端とこれに対向するシュラウドとの間には、運転中に両者が接触しないように、所定寸法のクリアランスが設けられている。このクリアランスが大きすぎると、動翼の圧力面側から負圧面側へと燃焼ガスが漏れ出し、圧力損失が大きくなって運転効率が低下してしまう。そこで、このような燃焼ガスの漏れ出しを抑制してガスタービンの性能を向上させるために、極限までクリアランスを小さく設定する試みがなされている。
【0003】
ところが、クリアランスが小さすぎると、ガスタービンの運転開始初期段階において、動翼の熱膨張やタービンロータの偏心、ガスタービン全体に生じる振動等に起因して、動翼の先端とシュラウドとが摺動してしまういわゆる初期摺動が生じることがある。また、ガスタービンが長期間運転されると、高温ガスに曝されたシュラウドが徐々に熱変形を起こし、やはり動翼の先端とシュラウドとが摺動してしまういわゆる二次的摺動が生じることがある。
【0004】
一般的にシュラウドは、遮熱又は酸化防止の目的で形成された皮膜を、その内周面に備えている。例えば、遮熱の目的でTBC(Thermal Barrier Coating)が設けられたり、いわゆるMCrAlYからなる耐酸化性皮膜が設けられることがある。ここで、Mは鉄,ニッケル,コバルトの内の1種又は2種以上のメタルであって、研磨材料の接着性コーティングの粗粒子に接合されるものである。即ち、MCrAlYは、このようなメタルと、クロム(Cr),アルミニウム(Al),イットリウム(Y)を主成分とする合金である。これらの皮膜は高硬度であることが多く、このため、動翼先端とシュラウド内周面とが摺動すると、動翼が大きく損傷を受けてしまうことがある。
【0005】
そこで、酸化防止性材料であるMCrAlYからなるマトリクス中に研磨粒子が分散した研磨性皮膜を備えた動翼が開示されている(例えば、特許文献1〜3参照)。この動翼では、研磨粒子として、例えば、立方晶窒化硼素(CBN:Cubic Boron Nitride)やSiC等が用いられている。
【0006】
立方晶窒化硼素は高硬度な材料であるので、動翼とシュラウド内周面とが摺動すると、この立方晶窒化硼素からなる研磨粒子がシュラウドの内周面を研磨する。これにより、動翼とシュラウドとの間に適度なクリアランスが維持される。このような研磨性皮膜は、まず動翼本体に研磨粒子が仮固着され、次にこの研磨粒子の周りに電着メッキ法によってマトリクスが形成されることにより得られる。即ち、マトリクスはメッキ層の成長によって形成される。
【0007】
一方、電着メッキ法によって研磨粒子を仮固着した後、溶射法によってマトリクスを形成する研磨性皮膜形成方法が開示されている(例えば、特許文献4参照)。溶射法は、溶融金属を噴射することによって金属層を成長させる手法である。その他、TiコーティングのCBNがロウ付けにされた耐摩耗性コーティングがある(例えば、非特許文献1参照)。
【0008】
【特許文献1】
特開平4−218698号公報
【特許文献2】
特表平9−504340号公報
【特許文献3】
米国特許第5702574号明細書
【特許文献4】
特開平10−30403号公報
【非特許文献1】
INDUSTRIAL DIAMOND REVIEW (4/99)
【0009】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、上述した施工方法の内、電着メッキ法は、メッキ層の成長に長時間を要するので効率が悪い。しかも、この方法によるマトリクスの形成は、概して高価なものとなる。また、溶射法は電着メッキ法と比較して高効率であるが、電着メッキ法によって研磨粒子を仮固着するプロセスがある上、マトリクスの厚みの正確な制御が困難であり、しかも複数の大掛かりな設備が必要である。
【0010】
また、ロウ付けは操作が簡単であって、安価であるという長所はあるが、それによって形成されるボンドコーティングの耐酸化性や、その劣化に伴う研磨砥粒の脱落等、長期にわたる耐摩耗性(耐久性)に難点がある。加えて、研磨砥粒が溶融金属に反応してしまう恐れがある。
【0011】
本発明は、このような問題点に鑑み、基体の先端表面が、耐酸化性、耐久性に優れ、簡単に低コストで製造できるタービン動翼及びタービン動翼の製造方法を提供することを目的とする。
【0012】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、本発明では、金属母材にて形成されるタービン動翼の基体の先端表面に、MCrAlYからなるマトリクス及び硬質砥粒を混合した焼結材からなるコーティング部材が放電プラズマ焼結にて冶金的に緻密化焼結されてなる耐摩耗性コーティングが施されたことを特徴とするタービン動翼。
【0013】
また、前記硬質砥粒が前記マトリクスから突出していることを特徴とする。また、前記金属母材の材質は析出強化型Ni基耐熱合金であり、前記硬質砥粒の材質はCBN、Al2O3、SiC等であることを特徴とする。
【0014】
また、金属母材にて形成される基体の先端表面に、MCrAlYからなるマトリクス及び硬質砥粒を混合したコーティング部材を電極により基体の先端に押し付けながら加圧及び加熱しながらパルス通電し、パルス通電時に生じる火花放電にて、そのコーティング部材を焼結すると同時に前記金属母材と該コーティング部材とを冶金的に接合する耐摩耗性コーティングを施すことでタービン動翼の製造を行う。そして、前記接合されたコーティング部材の表面から前記マトリクスの一部をブラスト処理により除去して前記硬質砥粒を突出させる施工方法を行う。
【0015】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態について説明する。本発明では、耐摩耗性コーティングの施工に放電プラズマ焼結(SPS:Spark Plasma Sintering)法を用いる。この焼結法は、パルス通電時に生じる火花放電により、粒子表面を溶融,結合させるため、短時間で緻密な焼結が可能である。また、従来の焼結法であるホットプレス(HP:Hot Press)焼結や熱間等方圧(HIP:Hot Isostatic Press)焼結と比較して、焼結温度の低減が可能であり、また緻密化速度が速い等の特長がある。
【0016】
図1は、本発明の一実施形態に係る耐摩耗性コーティングを施したガスタービン動翼を模式的に示す斜視図である。同図では、動翼先端に耐摩耗性コーティングを施工した場合を示している。同図において、ガスタービン動翼1の基体2である母材としては、高温強度の高い溶解鋳造材である析出強化型Ni基耐熱合金が好ましい。基体2の先端にはマトリクス材粉末及び硬質砥粒(研磨粒子)を混合したコーティング部材3を配置する。
【0017】
このコーティング部材3を動翼と相対する形状の電極(不図示)により基体2の先端に加圧しながら押し付け、この電極から放電電流を印加して放電プラズマ焼結を行う。このとき、コーティング部材3は焼結すると同時に基体2先端と接合される。これにより、溶解鋳造材からなるガスタービン動翼基体と焼結材からなるコーティング部材とが冶金的に接合された、耐摩耗性コーティングを施したNi基耐熱合金製ガスタービン動翼が得られる。コーティング部材は大電流パルス通電時の放電による高熱とジュール熱により、極めて熱効率良く緻密化焼結されている。
【0018】
図2は、本実施形態に係る耐摩耗性コーティングの施工装置の一例を示す縦断面図であり、同図(a)は正面図、同図(b)は側面図である。本例におけるガスタービン動翼1は、基体2の先端に、翼プロファイルに沿って半径方向外向きに突出する突条部2aを備えている。一方、基体2に相対して、その突条部2aに対応した凸部4aを有する電極4が配置されており、突条部2aと凸部4aとの間に、コーティング部材3が挟持されている。そして、基体2と電極4の外側周囲には、これらと嵌合する焼結ダイ5が設けられている。
【0019】
基体2の材質としては、例えばNi基耐熱合金である析出強化型のIN−738LC(スペシャルメタル社の商標)が用いられる。また、コーティング部材3としては、例えば、マトリクス材粉末に粒径10〜50μm程度のMCrAlY、硬質砥粒に粒径150〜200μm程度のCBNが用いられる。ちなみに、電極4及び焼結ダイ5には加工性を考えてカーボングラファイトが用いられる場合がある。その場合は、電極損傷防止のため、焼結エリアを真空中に保持する必要がある。以下に、焼結条件の具体例を示す。
【0020】
加圧力(MPa) : 25
保持温度(℃) :800
加熱時間(min.): 20
保持時間(min.): 5
【0021】
ここで、加圧力とは、コーティング部材3を電極4により基体2の先端に押し付けるときの力である。また、保持温度とは、本施工装置を加熱する炉で最終的に保持される温度である。また、加熱時間とは、前記炉の温度が常温から保持温度となるまで加熱される時間である。但しこの時間は、ガスタービン動翼1の大きさ(熱容量)等により調整される。また、保持時間とは、保持温度を保持する時間である。
【0022】
以上のような焼結条件で、加熱開始から温度保持終了までの25分間、パルス通電を行うことにより、焼結が成功した。また、試験温度850℃の高温引張試験により、接合部の高温強度がIN−738LC母材の80%以上を有することが確認された。但し、以上のような具体例により本発明が限定されるものではない。
【0023】
図3は、耐摩耗性コーティングが施されたガスタービン動翼先端の一部を示す拡大断面図である。コーティング施工後は同図に示すように、マトリクス6から硬質砥粒7が突出した状態となるように、いわゆる目出しが行われる。目出しの方法としては、例えばブラスト処理が挙げられる。ブラスト処理では、ブラスト粒子8をマトリクス6の表面に、矢印のように吹き付ける。このブラスト処理により、同図に示されるようにマトリクス6の表面寄り部分が除去される。
【0024】
硬質砥粒7はブラスト処理によっても殆ど除去されないので、この硬質砥粒7がマトリクス6から突出する。このようにして、コーティング部材3が耐摩耗性コーティング(研磨性皮膜)となる。なお、同図ではコーティング部材3と基体2との境界が明確に描かれているが、実際の動翼では加熱時の拡散によって両者の境界が曖昧となっている。
【0025】
ブラスト処理によって硬質砥粒7に優先してマトリクス6の表面寄り部分を除去するには、硬質砥粒7よりも低硬度であり、且つマトリクス6よりも高硬度であるブラスト粒子8を用いるのが好ましい。そこで、例えば硬質砥粒7の材質がCBNであり、マトリクス6の材質がMCrAlYである場合は、ブラスト粒子8の材質としては、一例としてアルミナが用いられる。また、作業性を考え、CBN粒子とMCrAlY粒子をバインダでシート状にしたり、若しくは仮焼結によりシート状に加工して用いることも可能である。
【0026】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明によれば、基体の先端表面が、耐酸化性、耐久性に優れ、簡単に低コストで製造できるタービン動翼及びタービン動翼の製造方法を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明の一実施形態に係る耐摩耗性コーティングを施したガスタービン動翼を模式的に示す斜視図。
【図2】本実施形態に係る耐摩耗性コーティングの施工装置の一例を示す縦断面図。
【図3】耐摩耗性コーティングが施されたガスタービン動翼先端の一部を示す拡大断面図。
【符号の説明】
1 ガスタービン動翼
2 基体
3 コーティング部材
4 電極
5 焼結ダイ
6 マトリクス
7 硬質砥粒
8 ブラスト粒子[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a wear-resistant coating applied to a metal base material at a tip of a moving blade of a gas turbine or a jet engine, and a method for applying the same.
[0002]
[Prior art]
Conventionally, for example, in a gas turbine, a clearance of a predetermined size is provided between the tip of a moving blade and a shroud facing the blade so as not to contact each other during operation. If this clearance is too large, combustion gas leaks from the pressure surface side of the rotor blade to the negative pressure surface side, resulting in a large pressure loss and a decrease in operating efficiency. Therefore, in order to improve the performance of the gas turbine by suppressing such leakage of combustion gas, an attempt has been made to set the clearance as small as possible.
[0003]
However, if the clearance is too small, the tip of the rotor blade and the shroud slide in the initial stage of gas turbine operation due to thermal expansion of the rotor blade, eccentricity of the turbine rotor, vibration generated in the entire gas turbine, etc. So-called initial sliding may occur. In addition, when the gas turbine is operated for a long period of time, the shroud exposed to high-temperature gas gradually undergoes thermal deformation, and so-called secondary sliding occurs, in which the blade tip and the shroud slide again. There is.
[0004]
Generally, a shroud has a coating formed on the inner peripheral surface for the purpose of heat insulation or prevention of oxidation. For example, TBC (Thermal Barrier Coating) may be provided for the purpose of heat insulation, or an oxidation resistant film made of so-called MCrAlY may be provided. Here, M is one or more metals of iron, nickel, and cobalt, and is bonded to the coarse particles of the adhesive coating of the abrasive material. That is, MCrAlY is an alloy mainly composed of such metal and chromium (Cr), aluminum (Al), and yttrium (Y). These coatings often have high hardness. Therefore, if the tip of the blade and the inner peripheral surface of the shroud slide, the blade may be greatly damaged.
[0005]
Therefore, a rotor blade having an abrasive film in which abrasive particles are dispersed in a matrix made of MCrAlY which is an antioxidant material is disclosed (for example, see
[0006]
Since cubic boron nitride is a high-hardness material, when the moving blade and the inner peripheral surface of the shroud slide, the abrasive particles made of the cubic boron nitride polish the inner peripheral surface of the shroud. Thereby, an appropriate clearance is maintained between the moving blade and the shroud. Such an abrasive film is obtained by first temporarily attaching abrasive particles to the rotor blade body and then forming a matrix around the abrasive particles by an electrodeposition plating method. That is, the matrix is formed by growing the plating layer.
[0007]
On the other hand, an abrasive film forming method is disclosed in which abrasive particles are temporarily fixed by an electrodeposition plating method and then a matrix is formed by a thermal spraying method (see, for example, Patent Document 4). Thermal spraying is a technique for growing a metal layer by spraying molten metal. In addition, there is an abrasion-resistant coating in which CBN of Ti coating is brazed (for example, see Non-Patent Document 1).
[0008]
[Patent Document 1]
JP-A-4-218698 [Patent Document 2]
JP 9-504340 A [Patent Document 3]
US Pat. No. 5,702,574 [Patent Document 4]
Japanese Patent Laid-Open No. 10-30403 [Non-Patent Document 1]
INDUSTRIAL DIAMOND REVIEW (4/99)
[0009]
[Problems to be solved by the invention]
However, among the construction methods described above, the electrodeposition plating method is inefficient because it takes a long time to grow the plating layer. Moreover, the formation of the matrix by this method is generally expensive. The thermal spraying method is more efficient than the electrodeposition plating method, but there is a process for temporarily fixing abrasive particles by the electrodeposition plating method, and it is difficult to accurately control the thickness of the matrix. Large facilities are required.
[0010]
In addition, brazing is easy to operate and has the advantage of being inexpensive, but it has long-term wear resistance such as the oxidation resistance of the bond coating formed thereby and the removal of abrasive grains due to its deterioration. There is a difficulty in (durability). In addition, the abrasive grains may react with the molten metal.
[0011]
SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the above problems, and it is an object of the present invention to provide a turbine blade and a method for manufacturing a turbine blade that can easily be manufactured at low cost, with the tip surface of the base body having excellent oxidation resistance and durability. And
[0012]
[Means for Solving the Problems]
In order to achieve the above object, in the present invention, a coating member made of a sintered material in which a matrix made of MCrAlY and hard abrasive grains are mixed is discharged on the tip surface of a turbine blade base formed of a metal base material. A turbine rotor blade characterized by being provided with a wear-resistant coating that is metallurgically densified and sintered by plasma sintering.
[0013]
The hard abrasive grains protrude from the matrix. The material of the metal matrix is a precipitation strengthened Ni-based heat-resistant alloy, wherein the material of the previous SL hard abrasive grains are CBN, Al 2 O 3, SiC or the like.
[0014]
In addition, pulse energization is performed while applying pressure and heating while pressing a coating member mixed with a matrix made of MCrAlY and hard abrasive grains onto the tip of the substrate formed of a metal base material against the tip of the substrate. The turbine blade is manufactured by applying a wear-resistant coating that metallurgically joins the metal base material and the coating member at the same time as the coating member is sintered by spark discharge that is sometimes generated. And the construction method which removes a part of said matrix by the blasting process from the surface of the joined said coating member, and makes the said hard abrasive grain protrude is performed.
[0015]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Embodiments of the present invention will be described below. In the present invention, the spark plasma sintering (SPS) method is used for the construction of the wear resistant coating. In this sintering method, the surface of the particles is melted and bonded by spark discharge generated during pulse energization, so that dense sintering is possible in a short time. Compared with the conventional sintering methods such as hot press (HP) sintering and hot isostatic press (HIP) sintering, the sintering temperature can be reduced. Features such as high densification speed.
[0016]
FIG. 1 is a perspective view schematically showing a gas turbine blade provided with an abrasion-resistant coating according to an embodiment of the present invention. In the figure, a case where a wear resistant coating is applied to the tip of the rotor blade is shown. In the figure, the base material that is the
[0017]
The
[0018]
FIG. 2 is a longitudinal sectional view showing an example of a wear resistant coating construction apparatus according to the present embodiment, where FIG. 2 (a) is a front view and FIG. 2 (b) is a side view. The gas
[0019]
As the material of the
[0020]
Applied pressure (MPa): 25
Holding temperature (° C.): 800
Heating time (min.): 20
Holding time (min.): 5
[0021]
Here, the applied pressure is a force when the
[0022]
Sintering was successful by performing pulse energization for 25 minutes from the start of heating to the end of temperature holding under the above sintering conditions. In addition, a high temperature tensile test at a test temperature of 850 ° C. confirmed that the high temperature strength of the joint had 80% or more of the IN-738LC base material. However, the present invention is not limited to the specific examples as described above.
[0023]
FIG. 3 is an enlarged cross-sectional view showing a part of the tip of the gas turbine rotor blade provided with the wear resistant coating. After coating is applied, so-called scale-out is performed so that the hard
[0024]
Since the hard
[0025]
In order to remove the portion near the surface of the matrix 6 in preference to the hard
[0026]
【The invention's effect】
As described above, according to the present invention, it is possible to provide a turbine blade and a method for manufacturing the turbine blade that can easily be manufactured at low cost, with the tip surface of the base body having excellent oxidation resistance and durability. .
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a perspective view schematically showing a gas turbine blade provided with an abrasion-resistant coating according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a longitudinal sectional view showing an example of a wear resistant coating construction apparatus according to the present embodiment.
FIG. 3 is an enlarged cross-sectional view showing a part of a gas turbine rotor blade tip provided with an abrasion-resistant coating.
[Explanation of symbols]
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