JP3930403B2

JP3930403B2 - Turbine blade and method for manufacturing turbine blade

Info

Publication number: JP3930403B2
Application number: JP2002261388A
Authority: JP
Inventors: 稔大原; 晃司月元
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2002-09-06
Filing date: 2002-09-06
Publication date: 2007-06-13
Anticipated expiration: 2022-09-06
Also published as: JP2004099955A

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 Patent Documents 1 to 3). In this moving blade, for example, cubic boron nitride (CBN), SiC, or the like is used as abrasive particles.
[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 base 2 of the gas turbine rotor blade 1 is preferably a precipitation-strengthened Ni-base heat-resistant alloy that is a melt cast material having high high-temperature strength. A coating member 3 in which matrix material powder and hard abrasive grains (abrasive particles) are mixed is disposed at the tip of the substrate 2.
[0017]
The coating member 3 is pressed against the tip of the base 2 by an electrode (not shown) having a shape opposite to the moving blade, and a discharge current is applied from this electrode to perform discharge plasma sintering. At this time, the coating member 3 is joined to the tip of the base 2 at the same time as sintering. As a result, a Ni-base heat-resistant alloy-made gas turbine blade having a wear-resistant coating in which a gas turbine blade base made of a molten cast material and a coating member made of a sintered material are metallurgically joined is obtained. The coating member is densified and sintered with extremely high thermal efficiency due to high heat and Joule heat generated by electric discharge when a large current pulse is applied.
[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 turbine rotor blade 1 in this example is provided with a ridge portion 2a that protrudes radially outward along the blade profile at the tip of the base 2. On the other hand, an electrode 4 having a protrusion 4a corresponding to the protrusion 2a is disposed relative to the base 2, and the coating member 3 is sandwiched between the protrusion 2a and the protrusion 4a. Yes. A sintered die 5 is provided around the outside of the base 2 and the electrode 4 so as to be fitted therewith.
[0019]
As the material of the substrate 2, for example, precipitation-strengthened IN-738LC (trademark of Special Metal Co.), which is a Ni-based heat-resistant alloy, is used. As the coating member 3, for example, MCrAlY having a particle size of about 10 to 50 μm is used for the matrix material powder, and CBN having a particle size of about 150 to 200 μm is used for the hard abrasive grains. Incidentally, carbon graphite may be used for the electrode 4 and the sintering die 5 in consideration of workability. In that case, it is necessary to keep the sintered area in a vacuum to prevent electrode damage. Below, the specific example of sintering conditions is shown.
[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 coating member 3 is pressed against the tip of the substrate 2 by the electrode 4. Moreover, holding temperature is the temperature finally hold | maintained with the furnace which heats this construction apparatus. Further, the heating time is a time for heating until the temperature of the furnace reaches a holding temperature from a normal temperature. However, this time is adjusted by the size (heat capacity) of the gas turbine rotor blade 1 and the like. The holding time is the time for holding the holding temperature.
[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 abrasive grains 7 protrude from the matrix 6 as shown in FIG. An example of the alignment method is blasting. In the blasting process, blast particles 8 are sprayed on the surface of the matrix 6 as shown by arrows. By this blasting process, the portion near the surface of the matrix 6 is removed as shown in FIG.
[0024]
Since the hard abrasive grains 7 are hardly removed even by blasting, the hard abrasive grains 7 protrude from the matrix 6. In this way, the coating member 3 becomes an abrasion-resistant coating (abrasive film). In the figure, the boundary between the coating member 3 and the base 2 is clearly drawn, but in an actual moving blade, the boundary between the two is ambiguous due to diffusion during heating.
[0025]
In order to remove the portion near the surface of the matrix 6 in preference to the hard abrasive grains 7 by blasting, it is preferable to use the blast particles 8 having a lower hardness than the hard abrasive grains 7 and a higher hardness than the matrix 6. preferable. Therefore, for example, when the material of the hard abrasive grains 7 is CBN and the material of the matrix 6 is MCrAlY, alumina is used as an example of the material of the blast particles 8. In consideration of workability, CBN particles and MCrAlY particles can be formed into a sheet with a binder, or processed into a sheet by temporary sintering.
[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]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Gas turbine blade 2 Base body 3 Coating member 4 Electrode 5 Sintering die 6 Matrix 7 Hard abrasive grain 8 Blast particle

Claims

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。A coating member made of a sintered material mixed with a matrix made of MCrAlY and hard abrasive grains is metallurgically densified and sintered by discharge plasma sintering on the tip surface of a base formed of a metal base material. A turbine blade having an abrasive coating.

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請求項１に記載のタービン動翼。 The turbine blade according to claim 1, wherein the hard abrasive grains protrude from the matrix.

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或いはＡｌ₂Ｏ₃或いはＳｉＣであることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のタービン動翼。The material of the metal base material is a precipitation strengthened Ni-based heat-resistant alloy, prior Symbol abrasive hard material is according to claim 1 or claim 2, characterized in that a CBN or Al ₂ O ₃ or SiC Turbine blade.

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、該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が施されたことを特徴とするタービン動翼の製造方法。Pulse energization occurs while applying pressure and heating while pressing a coating member mixed with a matrix made of MCrAlY and hard abrasive grains against the front end of the base with an electrode on the front end surface of the base formed of a metal base material. A method for manufacturing a turbine rotor blade, characterized in that, by spark discharge, the coating member is sintered and, at the same time, a wear-resistant coating is provided to metallurgically bond the metal base material and the coating member.

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たことを特徴とする請求項４に記載のタービン動翼の製造方法。 5. The method of manufacturing a turbine rotor blade according to claim 4, wherein a part of the matrix is removed from the surface of the bonded coating member by blasting to cause the hard abrasive grains to protrude.