JP5490736B2 - セラミックアブレーダブルコーテイングを有するガスタービン用シュラウド - Google Patents
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Description
本発明は、火力発電や複合発電プラントなどに使用されるガスタービン用シュラウドに関し、特に、ガスタービンの動翼と静止体との間隙調整に用いられるセラミックアブレーダブルコーテイングを有するガスタービン用シュラウドに関する。
発電プラントに使用されるガスタービンの仕事効率は、タービン翼を回転させて動力（回転トルク）を発生させる流体量に影響している。タービンの静止部と回転部（動翼）との隙間から漏出する流体を如何に低減させるかの間隙調整技術がタービン性能を左右する。間隙調整技術は、静止部と回転部とが接触した場合でも、静止部と回転部のいずれもが損傷無く、シール材のみがこすられて減肉する（アブレーダビリテイ）機能が要求される。その結果、静止部と回転部との隙間にシール材を設けることにより、間隙を限り無くゼロにすることができ、隙間から漏出する流体をゼロに近づけられ、効率向上に大きく寄与できる。ガスタービン用の場合、特に、初段動翼と静止体（初段シュラウド）の間隙調整については、稼働温度が８００℃以上となり、酸化損傷の少ないセラミックが必要となる。
セラミックアブレーダブルコーテイングに関しては、例えば特許文献１では、セラミックからなるアブレーダブルコーテイングを施工する方法が提示されている。定められたグリッドパターンを有するアブレーダブルセラミック被膜を基材に施工する方法として、基材上に初期ボンドコートを大気中プラズマ溶射する工程と高密度垂直方向亀裂断熱被膜を施工する工程と、前記初期ボンドコート及び前記断熱被膜を熱処理する工程と、定められたグリッドパターンを有するアブレーダブルセラミック被膜を前記断熱被膜上に施工する工程と、前記アブレーダブルセラミック被膜を熱処理にかける工程を提示している。
この方法では、基材上のボンド層と高密度垂直方向亀裂断熱被膜は遮熱コーテイング（ＴＢＣ）であり、その表面に多孔質のセラミックアブレーダブル被膜をグリッドパターン状態に形成した構成となる。セラミックアブレーダブル被膜は、シュラウドのホットガスパス面に設けられ、Ｎｉ基耐熱合金製の動翼先端部と相対する。
グリッドパターンを有するアブレーダブルセラミック被膜を基材に施工する方法として、マスキング材を用いて溶射する方法、低出力の小型ガンを用いてグリッドパターンを描写しながら溶射する方法が提示されている。マスキング材を用いる方法では、本発明者らの検討結果、多孔質セラミック溶射では、マスキング材の影響で、均質な多孔質膜が得られず、特に断面形状が山型の溶射被膜の端部の密着性が十分に確保できないことが判明した。
アブレーダブルセラミック被膜についての、Ｎｉ基耐熱合金との摩耗要素試験の検討結果でも、断面形状が山型の溶射被膜の場合、溶射被膜の一部が損傷脱落することが明らかになった。
一方、この様な形状でない平滑平面のアブレーダブルセラミック被膜では、摩耗時の摩擦熱が発散されず、かつ、摩耗で生じた摩耗粉の排出もできず、Ｎｉ基耐熱合金の焼き付きが生じ、アブレーダブル特性が発揮できないことも判明した。
従って、セラミックアブレーダブルコーテイングについては、アブレーダブル特性と、長期耐久性の確保の両面が必要で、本公知例では長期耐久性の確保に問題があった。
例えば特許文献２では、ガドリアジルコニア被膜のプラズマ溶射にて、被膜垂直方法のマイクロクラック（１インチにつき、４〜５０ケで、間隔として６.４〜０.５mm）を有するアブレーダブル被膜の提示がある。この場合、特定の溶射条件により、マイクロクラックを形成し、アブレーダブル被膜を得て、機械加工，熱処理等は不要であることを特徴としている。マイクロクラック，クラック溝の幅について、明確な記載がないが、その幅はmmオーダに至るとは考え難い。本発明者らのＮｉ基耐熱合金との摩耗要素試験の検討結果、特許文献１の高密度垂直方向亀裂断熱被膜の亀裂断熱被膜ついての効果は十分に認められたが、摩耗時の摩擦熱が発散されず、かつ、摩耗で生じた摩耗粉の排出もできず、Ｎｉ基耐熱合金の焼き付きが生じ、アブレーダブル特性が発揮できないことも判明した。
例えば特許文献３では、断熱溶射層の形成方法として、基材上に断熱性に優れたセラミック粉末の緻密な溶射層を形成し、この上に断熱性に優れたセラミック粉末と所定量のＳｉ3Ｎ4粉末の混合粉末を溶射し、気孔率の高い溶射層を形成する断熱溶射層の形成方法を提示している。この場合、多孔質セラミック層の形成方法は詳細に記載されているが、セラミック断熱溶射層の形成を目指すもので、セラミックアブレーダブル被膜に必要なアブレーダブル特性と、長期耐久性の確保の手段が提示されていない。
本発明の目的は、隙間から漏出する流体を低減し、タービン効率を向上できる間隙調整部品に用いるセラミックアブレーダブルコーテイングを有するガスタービン用シュラウドを提供することにある。
本発明のガスタービン用シュラウドは、基材上にボンド層を溶射し、前記ボンド層上に遮熱セラミック層を溶射し、前記遮熱セラミック層上にアブレーダブルセラミック層を溶射し、前記アブレーダブルセラミック層に機械加工にてスリット溝を形成することによって得られるセラミックアブレーダブルコーテイングを、ガスタービン動翼に対面するシュラウドのホットガスパス面に配置したことを特徴とする。
本発明によれば、アブレーダブル特性，長期耐久性が確保されるため、ガスタービン動翼と対抗するシュラウドに適用することにより、長期間にわたり間隙を限り無くゼロにすることができ、間隙から漏出する流体をゼロに近づけられ、長期間にわたり効率向上に大きく寄与できる。
以下、本発明を詳細に説明する。
本発明においてガスタービン用セラミックアブレーダブルコーテイングの形成方法により得られるセラミックアブレーダブルコーテイングの断面形態の一例を図１に示す。
基材１の上にボンド層２、その上に遮熱セラミック層３、その上にスリット溝５を有するセラミックアブレーダブル層４の構成になる。図２（ａ）（ｂ）は特許文献１（特開２００６−３６６３２号公報）のアブレーダブルコーテイングの形成方法を示す。図２（ａ）ではマスキングを用いて溶射し、グリッドパターンのセラミックアブレーダブル層を描写形成する方法、図２（ｂ）では小型ガンでの溶射でグリッドパターンを描写形成する方法を示す。これらの公知の方法では、描写されたグリッドパターンのセラミックアブレーダブル層の断面形状は、本発明が矩形型であるのに対しいずれも山型となる。
本発明の具備すべき条件は、１．ガスタービンの燃焼ガスに曝されたシュラウド温度でのアブレーダブル特性及び、２．起動停止の熱応力（加熱，冷却の繰り返し）、３．高温での長時間暴露に対する耐久性について検討し、いずれの要件をも満たすセラミックアブレーダブルコーテイングを見出した。
ガスタービンの燃焼ガスに曝されたシュラウド温度でのアブレーダブル特性については、燃焼ガスに曝されたシュラウド温度が８００〜１０００℃程度で、ＺｒＯ2系セラミックで十分な耐熱性が確保される。しかし、セラミックと動翼材（Ｎｉ基耐熱合金）とでは、セラミックを多孔質化しその硬さを十分低くしなければ、動翼材が摩耗損傷減肉する。セラミック層は高温でも硬さの低下はほとんど無いが、Ｎｉ基耐熱合金は５００℃以上硬さの低下が大きくなり、室温の約１／１０になる。従って、セラミックアブレーダブル層の硬さは非常に重要なパラメータとなり、硬さを低下させるため、多孔質化セラミックが必要になる。多孔質化セラミックの形成方法はＺｒＯ2系粉末とポリエステル粉末との混合粉末の溶射で行う。混合粉末の比率を変化させることにより、ＺｒＯ2系セラミックの気孔率（断面組織観察結果のセラミック部分の面積率から算出）を調整できる。図３は本発明の多孔質化セラミックの気孔率と硬さ（ＲＣ１５Ｙ）との関係を示す。気孔率が９，１１％の場合、ＲＣ１５Ｙは９１，８９と比較的硬く、気孔率が２０，３０％の場合、ＲＣ１５Ｙが８３，７７と非常に小さくなることが判った。
一方、耐熱性を考慮したＺｒＯ2系セラミック層は熱伝導率が小さく、さらにアブレーダブル特性確保のため、多孔質化することにより、熱伝導率がさらに小さくなる。その結果、摩耗により発生する摩擦熱が蓄熱され、摩耗摺動部の温度が高くなり、場合によっては局部的には溶融温度（約１３００℃）にまで達し、Ｎｉ基耐熱合金の硬さ低下、或いは多孔質セラミック層の焼結による緻密化（硬さの増加）を招き、摩耗摺動部で焼き付きが生じ、アブレーダブル特性が損なわれ、動翼先端が大きく減肉損傷すると予測される。このような摩擦熱の発生・蓄熱に対しては、セラミックアブレーダブル層と動翼との接触面積を低減し、摩擦熱発生面積の低減とともに、放熱することが有効となる。具体的には、セラミックアブレーダブル層にスリット溝を形成し、放熱することが重要となる。
本発明者らは、高温でのアブレーダブル特性評価を実施した。
図４（ａ）は高温摩耗試験の概略図を示す。試験はガスタービンのシュラウド温度までのアブレーダブル特性を評価した。回転側のリング材１０に対抗するバー材１１の表面にセラミックアブレーダブル層を設け、ヒータ１２にて所定の温度に加熱後、試験を開始した。リング材が動翼想定で、バー材がシュラウド想定でいずれもＮｉ基耐熱合金を用いた。
セラミックアブレーダブルコーテイングの構成は、図１に示すようで、ボンド層（０.１mm），遮熱セラミック層（０.５mm）、その上にセラミックアブレーダブル層を順次溶射した。溶射終了後、機械加工にて、セラミックアブレーダブル層にスリット溝を形成した。スリット溝はセラミックアブレーダブル層をほぼ貫通している。本試験では、リング材１０（外径φ２５mm）の回転数は６０００ｒｐｍ、バー材１１（１０×１０×４０mm）の押し込み加重を順次増加させ、セラミックアブレーダブル層厚さの８０％まで押し込んだ。
その結果、アブレーダブル特性が乏しい場合、リング材とセラミックアブレーダブル層が焼き付く。アブレーダブル特性が良好の場合、リング材とセラミックアブレーダブル層の焼き付きは全く認められず、セラミックアブレーダブル層がリング材によって切削される。
図４（ｂ）に示すように、アブレーダブル性はリング材１０の板厚み（ｄ）とバー材１１表面のセラミックアブレーダブル層に形成された溝幅（Ｄ）との比（ｄ／Ｄ）とした。アブレーダブル特性が良好の場合、ｄ／Ｄは１に近づく。試験は室温、４００，６００，８００℃の各温度で実施した。本試験において、セラミックアブレーダブル層の気孔率を調整し、セラミックアブレーダブル層のロックウエルスーパフイシャル硬さ（ＨＲ１５Ｙ）が９２，８９，８３，７７の４水準のセラミックアブレーダブル層を作製した。この場合、セラミックアブレーダブル層には、スリット間隔が２.８mmでスリット溝幅０.８mmの
スリット加工を行い矩形断面とした。摺動方向とスリット溝とは直角である。セラミックアブレーダブル層の厚さは１mmである。その結果を表１に示す。
スリット加工を行い矩形断面とした。摺動方向とスリット溝とは直角である。セラミックアブレーダブル層の厚さは１mmである。その結果を表１に示す。
ＨＲ１５Ｙが９２，８９の場合、いずれの試験温度においても良好なアブレーダブル特性は得られない。一方、ＨＲ１５Ｙが８３，７７の場合、いずれの試験温度においても良好なアブレーダブル特性が得られた。
表２はＨＲ１５Ｙが８３の場合、スリット溝で分割した矩形断面の幅を変化させた結果を示す。
試験温度は８００℃である。セラミックアブレーダブル層の厚さが１mmで、矩形断面の幅が１.４〜１０mmの範囲での５水準についての結果、７mmまではスリット溝の効果が発揮されていた。一方、１.４mmでは、試験後１.４mm幅のセラミックアブレーダブル層が剥離していた。従って、２〜７mmの幅が望ましいことが判った。
表３はＨＲ１５Ｙが８３の場合、スリット溝で分割した矩形断面の幅とセラミックアブレーダブル層の厚さとの関連を検討した結果を示す。
試験温度は８００℃である。セラミックアブレーダブル層の厚さが３mmまででは、矩形断面の幅が２mmと７mmとのいずれも、良好なアブレーダブル特性が得られた。なお、セラミックアブレーダブル層の厚さが３mm以上は間隙調整の範囲から想定外の寸法となる。
以上の検討結果、ガスタービンの燃焼ガスに曝されたシュラウド温度でのアブレーダブ
ル特性については、セラミックアブレーダブル層の気孔率を調整し、セラミックアブレーダブル層のロックウエルスーパフイシャル硬さ（ＨＲ１５Ｙ）が８０±３、スリット溝で分割した矩形断面の幅が１.４〜１０mmの範囲がシュラウド温度でのアブレーダブル特性が良好な範囲であることが判明した。
ル特性については、セラミックアブレーダブル層の気孔率を調整し、セラミックアブレーダブル層のロックウエルスーパフイシャル硬さ（ＨＲ１５Ｙ）が８０±３、スリット溝で分割した矩形断面の幅が１.４〜１０mmの範囲がシュラウド温度でのアブレーダブル特性が良好な範囲であることが判明した。
起動停止の熱応力（加熱，冷却の繰り返し）では、加熱冷却を繰り返す熱サイクル試験にて検討した。試験片の寸法は２０×３５×３mmで、ボンド層（厚さ０.１mm），遮熱セラミック層（厚さ０.５mm）を形成し、その上にセラミックアブレーダブル層の気孔率を調整し、セラミックアブレーダブル層のロックウエルスーパフイシャル硬さ（ＨＲ１５Ｙ）が８０±３の範囲で、かつ、機械加工によるスリット溝で分割した矩形断面の幅が１.４〜１０mmの範囲で、１〜３mm厚さのセラミックアブレーダブル層を設けた試験片による熱サイクル試験（１０００℃×１ｈ⇔冷却）の繰り返しで、１０００回の試験後、いずれの試験片ともに、剥離等の損傷は認められなかった。
比較材として、図２（ａ）に示す公知例のセラミックアブレーダブル層についても同様の熱サイクル試験を実施した。この場合、セラミックアブレーダブル層の断面形状は山型で底面部の寸法が３mm、厚さ（高さ）が２mmであり、６mmピッチで２００mm幅の試験片に３本のセラミックアブレーダブル層を設けた。この試験片では、約２５０回の繰り返しで、セラミックアブレーダブル層の剥離脱落が生じた。
高温での長時間暴露に対する耐久性では、前記の加熱冷却を繰り返す熱サイクル試験（１０００℃で１ｈ保持）で１０００回（１０００ｈ）の耐久性が確認できている。
以下に、本発明の好適な実施例及びその比較例を説明する。
（実施例１）
本発明のアブレーダブルコーテイングの形成方法によって作製したアブレーダブルコーテイングの断面模式図を図１に示す。図５は本実施例で用いたＮｉ基耐熱合金製のシュラウドを示す。寸法は７５×１４５×１８mmである。このシュラウドのホットガスパス面１３に本発明のアブレーダブルコーテイングの形成方法でアブレーダブルコーテイングを施工した。
本発明のアブレーダブルコーテイングの形成方法によって作製したアブレーダブルコーテイングの断面模式図を図１に示す。図５は本実施例で用いたＮｉ基耐熱合金製のシュラウドを示す。寸法は７５×１４５×１８mmである。このシュラウドのホットガスパス面１３に本発明のアブレーダブルコーテイングの形成方法でアブレーダブルコーテイングを施工した。
基材上に、ボンド層としてＭＣｒＡｌＹ合金を溶射する。溶射方法については、特に制約はなく、大気中プラズマ溶射，減圧雰囲気中プラズマ溶射，高速ガス溶射等のいずれでもよい。本実施例では、高速ガス溶射にて、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹを溶射した。溶射膜厚さは０.１mmである。
次に、遮熱セラミック層を溶射する。溶射方法については、特に制約はなく、大気中プラズマ溶射，減圧雰囲気中プラズマ溶射，高速ガス溶射等のいずれでもよい。本実施例では、大気中プラズマ溶射にて、ＺｒＯ2−８％Ｙ2Ｏ3を溶射した。溶射膜厚さは０.５mmである。溶射条件は、メテコ９ＭＢガンを用い、Ｎ2−Ｈ2ガス，プラズマ出力３０ｋＷ，溶射距離８０mm，粉末供給量３０ｇ／minである。
次に、セラミックアブレーダブル層を溶射した。溶射方法については、特に制約はなく
、大気中プラズマ溶射，減圧雰囲気中プラズマ溶射，高速ガス溶射等のいずれでもよい。本実施例では、大気中プラズマ溶射にて、ＺｒＯ2−８％Ｙ2Ｏ3とポリエステル粉末との混合粉末を溶射した。溶射膜厚さは１mmである。溶射条件は、メテコ９ＭＢガンを用い、Ｎ2−Ｈ2ガス，プラズマ出力３０ｋＷ，溶射距離１２０mm，粉末供給量３０ｇ／minである。ＺｒＯ2−８％Ｙ2Ｏ3とポリエステル粉末との混合粉末は、ポリエステルが２５％で、溶射被膜の硬さ（ＨＲ１５Ｙ）は７７である。
、大気中プラズマ溶射，減圧雰囲気中プラズマ溶射，高速ガス溶射等のいずれでもよい。本実施例では、大気中プラズマ溶射にて、ＺｒＯ2−８％Ｙ2Ｏ3とポリエステル粉末との混合粉末を溶射した。溶射膜厚さは１mmである。溶射条件は、メテコ９ＭＢガンを用い、Ｎ2−Ｈ2ガス，プラズマ出力３０ｋＷ，溶射距離１２０mm，粉末供給量３０ｇ／minである。ＺｒＯ2−８％Ｙ2Ｏ3とポリエステル粉末との混合粉末は、ポリエステルが２５％で、溶射被膜の硬さ（ＨＲ１５Ｙ）は７７である。
次に、セラミックアブレーダブル層に機械加工にてスリット溝を形成した。スリット溝加工の方法に特に制約はない。スリット溝の深さは、セラミックアブレーダブル層を貫通しているのが望ましい。セラミックアブレーダブル層には、スリット間隔が５mmでスリット溝幅０.８mmのスリット加工を行い、セラミックアブレーダブル層を矩形断面とした。図６（ａ）はスリット加工後のシュラウドのスケッチ図である。動翼の回転方向に直角にスリット溝１４を設けた。図６（ｂ）は直交する４５度方向にスリット溝１５を設けた。スリット溝の方向，形状に特に制約はないが、図６（ａ）（ｂ）に示すような直線描写のスリット溝形状が望ましい。図６（ｂ）と同様なパターンで特許文献１の方法にて、マスキングを用いて、セラミックアブレーダブル層を形成した。この場合、セラミックアブレーダブル層の断面は図２（ａ）のように山型であった。
これらの、２種の本発明のアブレーダブルコーテイングの形成方法によるアブレーダブルコーテイングと１種の公知の方法によるアブレーダブルコーテイングを有したシュラウドを用い、１０００℃，１ｈ加熱保持⇔冷却を繰り返す熱サイクル試験を実施した。その結果、公知の方法によるアブレーダブルコーテイングを有したシュラウドは、約２００回でアブレーダブルコーテイングの一部が剥離脱落した。損傷部の調査の結果、山型の断面のセラミックアブレーダブル層の裾野部分から剥離起点が生じていた。２種の本発明のアブレーダブルコーテイングを有したシュラウドは５００回の繰り返しでも損傷はなく健全であった。５００回繰り返し試験後の調査結果、矩形断面のセラミックアブレーダブル層のいずれの部分にも剥離起点等は認められなかった。
（実施例２）
実施例１と同様の方法で、本発明のアブレーダブルコーテイングの形成方法によるアブレーダブルコーテイングを作製し、高速回転によるアブレーダブル特性試験を実施した。
実施例１と同様の方法で、本発明のアブレーダブルコーテイングの形成方法によるアブレーダブルコーテイングを作製し、高速回転によるアブレーダブル特性試験を実施した。
図７は試験構成図で、試験は、高速回転している試験ロータ２０（φ２００mm）に取り付けた試験翼２１の先端に、トラバース装置２３に取り付けた試験片２２を押しつける。試験翼の翼部は翼長２２mm，翼幅２０mm，翼厚さ６mmで、本発明のアブレーダブルコーテイングを設けた試験片は６０×６０mmの平板である。試験機は、試験片の温度測定用の熱電対２４，歪測定用の歪ゲージ計測線２５、これらの計測線用のスリップリング２６，歪計測部２７，温度計測部２８とで構成される。本発明のアブレーダブルコーテイングは、図６（ｂ）のような直交するスリット溝を有したセラミックアブレーダブル層を有する。
比較として、実施例１と同様に山型断面のセラミックアブレーダブル層を有するアブレーダブルコーテイングも作製した。これらの２種のアブレーダブルコーテイングを有する試験片を用いて回転試験を実施した。ロータ回転数が１００００，２００００，３３０００ｒｐｍの試験で、本発明のアブレーダブルコーテイングを有する試験片では、試験後アブレーダブルコーテイングの損傷は認められず、セラミックアブレーダブル層には動翼の摺動痕が認められた。動翼先端も、摩耗による損傷がほとんど認められなかった。
一方、比較として作製した、山型断面のセラミックアブレーダブル層を有するアブレーダブルコーテイング試験片では、試験後セラミックアブレーダブル層の一部が剥離脱落していた。動翼先端も、摩耗損傷による焼き付きが認められた。
以上の結果、本発明のアブレーダブルコーテイングの形成方法によるアブレーダブルコーテイングは、回転装置によるアブレーダブル試験で良好なアブレーダブル特性を有することが判った。
（実施例３）
図８は発電用ガスタービン主要部の断面模式図である。ガスタービンは、タービンケーシング４８の内部に、中心に回転軸（ロータ）４９と、回転軸４９の周囲に設置されるタービン動翼４６とケーシング４８側に支持されるタービン静翼４５，タービンシュラウド４７を有するタービン部４４を備える。このタービン部４４に連結され、大気を吸込み、燃焼用及び冷却媒体用の圧縮空気を得る圧縮機５０と、燃焼器４０を有する。燃焼器４０は、圧縮機５０から供給される圧縮空気と、供給される燃料（図示せず）を混合して噴射する燃焼器ノズル４１を有し、この混合気を燃焼器ライナ４２内で燃焼させて高温高圧の燃焼ガスを発生し、トランジションピース（尾筒）４３を介して、この燃焼ガスがタービン４４に供給されることで、ロータ４９が高速で回転する。圧縮機５０より吐出された圧縮空気の一部は、燃焼器４０のライナ４２，トランジションピース４３やタービン静翼４５，タービン動翼４６，タービンシュラウド４７の内部冷却空気として用いられる。燃焼器４０で発生した高温高圧の燃焼ガスは、トランジションピース４３経てタービン静翼４５で整流され、タービン動翼４６に噴射されてタービン部４４を回転駆動する。そして図示はしていないが、一般的には回転軸４９の端部に結合されている発電機により発電するように構成されている。
図８は発電用ガスタービン主要部の断面模式図である。ガスタービンは、タービンケーシング４８の内部に、中心に回転軸（ロータ）４９と、回転軸４９の周囲に設置されるタービン動翼４６とケーシング４８側に支持されるタービン静翼４５，タービンシュラウド４７を有するタービン部４４を備える。このタービン部４４に連結され、大気を吸込み、燃焼用及び冷却媒体用の圧縮空気を得る圧縮機５０と、燃焼器４０を有する。燃焼器４０は、圧縮機５０から供給される圧縮空気と、供給される燃料（図示せず）を混合して噴射する燃焼器ノズル４１を有し、この混合気を燃焼器ライナ４２内で燃焼させて高温高圧の燃焼ガスを発生し、トランジションピース（尾筒）４３を介して、この燃焼ガスがタービン４４に供給されることで、ロータ４９が高速で回転する。圧縮機５０より吐出された圧縮空気の一部は、燃焼器４０のライナ４２，トランジションピース４３やタービン静翼４５，タービン動翼４６，タービンシュラウド４７の内部冷却空気として用いられる。燃焼器４０で発生した高温高圧の燃焼ガスは、トランジションピース４３経てタービン静翼４５で整流され、タービン動翼４６に噴射されてタービン部４４を回転駆動する。そして図示はしていないが、一般的には回転軸４９の端部に結合されている発電機により発電するように構成されている。
本実施例は前述の実施例１，実施例２に記載の本発明のセラミックアブレーダブル層を有するシュラウドを初段動翼４６と対面するタービンシュラウド４７に用いた。実施例２に示す図６（ａ）（ｂ）のシュラウドは個々のシュラウドセグメントであり、これらをシュラウド本体に取り付けリング状の内側シュラウドとして、タービンシュラウド４７を構成した。
このような本発明のセラミックアブレーダブルコーテイングをガスタービン動翼に対面するシュラウドのホットガスパス面に配置したことを特徴とするガスタービン用シュラウドを用いたガスタービンでは動翼とシュラウドとの間隙を少なくすることが可能となり、間隙ロス低減により、ガスタービン効率が約１％向上した。
なお、本実施例では、３段で構成されるタービン部４４の初段動翼４６に対面するタービンシュラウド４７を構成する内側シュラウドに本発明を用いたが、後段の２段，３段の動翼に対面するタービンシュラウド４７に本発明を用いることが可能で、かつ後段のタービンシュラウド４７では、内側シュラウドが無く本体シュラウドのみの構造もあり、この場合、シュラウド本体の動翼と対面するホットガスパス面に本発明を用いることもできる。本実施例は、一例として３段で構成されるガスタービンであるが、４段で構成されるガスタービンにも本発明のシュラウドを用いることも可能である。
１ 基材
２ ボンド層
３ 遮熱セラミック層
４ セラミックアブレーダブル層
５ スリット溝
６ 低出力小型ガン
７ マスキング
８ 高出力大型ガン
１０ リング材
１１ バー材
１２ ヒータ
１３ シュラウドのホットガスパス面
１４ スリット溝（直線）
１５ スリット溝（直交）
２０ 試験ロータ
２１ 試験翼
２２ 試験片
２３ トラバース装置
２４ 熱電対
２５ 歪ゲージ計測線
２６ スリップリング
２７ 歪計測部
２８ 温度計測部
３１ 翼部
３２ エンドウォール
４０ 燃焼器
４１ 燃焼器ノズル
４２ 燃焼器ライナ
４３ トランジションピース
４４ タービン
４５ タービン静翼
４６ タービン動翼
４７ タービンシュラウド
４８ タービンケーシング
４９ タービンロータ
５０ 圧縮機
２ ボンド層
３ 遮熱セラミック層
４ セラミックアブレーダブル層
５ スリット溝
６ 低出力小型ガン
７ マスキング
８ 高出力大型ガン
１０ リング材
１１ バー材
１２ ヒータ
１３ シュラウドのホットガスパス面
１４ スリット溝（直線）
１５ スリット溝（直交）
２０ 試験ロータ
２１ 試験翼
２２ 試験片
２３ トラバース装置
２４ 熱電対
２５ 歪ゲージ計測線
２６ スリップリング
２７ 歪計測部
２８ 温度計測部
３１ 翼部
３２ エンドウォール
４０ 燃焼器
４１ 燃焼器ノズル
４２ 燃焼器ライナ
４３ トランジションピース
４４ タービン
４５ タービン静翼
４６ タービン動翼
４７ タービンシュラウド
４８ タービンケーシング
４９ タービンロータ
５０ 圧縮機
Claims (4)
- ガスタービン用シュラウドであって、
前記ガスタービン用シュラウドは、ガスタービン動翼に対面するシュラウドのホットガスパス面にセラミックアブレーダブルコーティングを配置したものであり、
前記セラミックアブレーダブルコーティングは、基材上に溶射されたボンド層、前記ボンド層上に溶射された遮熱セラミック層及び前記遮熱セラミック層上に溶射されたアブレーダブルセラミック層とを有し、
前記アブレーダブルセラミック層は機械加工にてスリット溝が形成され、
前記スリット溝によって分断されたアブレーダブルセラミック層の断面形状が、矩形型で、スリット溝幅が０.５〜２ｍｍであり、矩形断面の幅が２〜７ｍｍであることを特徴とするガスタービン用シュラウド。 - 請求項１において、前記遮熱セラミック層上に溶射されたアブレーダブルセラミック層の硬さが、ロックウエルスーパフイシャル硬さ（ＨＲ１５Ｙ）が８０±３であることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン用シュラウド。
- 請求項１又は２に記載のガスタービン用シュラウドを備えたことを特徴とするガスタービン。
- ガスタービン動翼に対面するシュラウドのホットガスパス面に配置されたセラミックアブレーダブルコーテイングの形成方法であって、
基材上にボンド層を溶射し、前記ボンド層上に遮熱セラミック層を溶射し、前記遮熱セラミック層上にアブレーダブルセラミック層を溶射し、前記アブレーダブルセラミック層に機械加工にてスリット溝を形成し、
前記スリット溝によって分断されたアブレーダブルセラミック層の断面形状が、矩形型で、スリット溝幅が０.５〜２ｍｍであり、矩形断面の幅が２〜７ｍｍであることを特徴とするセラミックアブレーダブルコーテイングの形成方法。
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