JPH06330704A - Coated turbine blade - Google Patents
Coated turbine bladeInfo
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- JPH06330704A JPH06330704A JP12442993A JP12442993A JPH06330704A JP H06330704 A JPH06330704 A JP H06330704A JP 12442993 A JP12442993 A JP 12442993A JP 12442993 A JP12442993 A JP 12442993A JP H06330704 A JPH06330704 A JP H06330704A
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- alloy layer
- coated
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明はコーティング被覆された
タービン翼係り、特に高温腐食流体に晒される部位に耐
高温腐食性、耐高温酸化性およびしゃ熱性に優れた高温
用合金層をコーティング被覆し、低温流体に晒される部
位に延性に優れた低温用合金層をコーティング被覆した
タービン翼に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a coated turbine blade, and particularly to a portion exposed to a high temperature corrosive fluid, which is coated with a high temperature alloy layer excellent in high temperature corrosion resistance, high temperature oxidation resistance and heat shielding property. The present invention relates to a turbine blade in which a portion exposed to a low temperature fluid is coated with a low temperature alloy layer having excellent ductility.
【０００２】[0002]
【従来の技術】ガスタービンはエネルギー資源の高効率
利用技術として近年ますます期待が高まり、大型ガスタ
ービン使用の本格的な発電施設が多数建設されている。
このガスタービンは高効率化のためにタービン入口のガ
ス温度の高温化が進められており、これに伴い高温ガス
に晒される部分には優れた耐高温腐食性及び耐高温酸化
性が要求されるようになってきている。2. Description of the Related Art Gas turbines have been increasingly expected in recent years as a technology for highly efficient use of energy resources, and many full-scale power generation facilities using large gas turbines have been constructed.
In this gas turbine, the gas temperature at the turbine inlet is being raised to improve efficiency, and along with this, the parts exposed to high temperature gas are required to have excellent high temperature corrosion resistance and high temperature oxidation resistance. Is starting to appear.
【０００３】図１４は、特開昭５９−１１８８４４号公
報に開示されたコーティング被覆されたタービン翼の一
部を示したもので、金属基材１の表面には合金層２がコ
ーティング被覆されている。この合金層２は組成がＭ−
Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ（ＭはＮｉまたはＣｏである）で、耐高
温腐食性及び耐高温酸化性に優れている。図１５は、例
えば特公昭５９−１７１８９号公報に開示されたコーテ
ィング被覆されたタービン翼の一部を示したもので、こ
のタービン翼は更に耐熱性を向上するために合金層２に
遮熱コーティングとしてＺｒＯ２系のセラミック層３が
被覆されている。FIG. 14 shows a part of a turbine blade coated with a coating disclosed in Japanese Patent Laid-Open No. 59-118844, in which an alloy layer 2 is coated on the surface of a metal substrate 1. There is. This alloy layer 2 has a composition of M-
Cr-Al-Y (M is Ni or Co) and has excellent high temperature corrosion resistance and high temperature oxidation resistance. FIG. 15 shows a part of a turbine blade coated with a coating disclosed in, for example, Japanese Patent Publication No. 59-17189, which has a thermal barrier coating on the alloy layer 2 in order to further improve heat resistance. Is coated with a ZrO 2 -based ceramic layer 3.
【０００４】このセラミック層３と合金層２及び金属基
材１との間の熱膨張率の差異に起因して発生する熱応力
を緩和するために、図１６に示したように合金層２とセ
ラミック層３との間に混合層４を介在させることも知ら
れている。この混合層４の材料は、合金層２の材料とセ
ラミック層３の材料との混合物である。また、熱応力を
更に緩和した技術が例えば特開平３−２０７８４９号公
報に開示されており、図１７及び図１８に示されたよう
に混合層４の組成は膜厚方向にセラミック層３側から合
金層２に向かってセラミック層の含有量が連続的及び段
階的に減少するように変化している。In order to alleviate the thermal stress caused by the difference in the coefficient of thermal expansion between the ceramic layer 3 and the alloy layer 2 and the metal substrate 1, as shown in FIG. It is also known to interpose the mixed layer 4 with the ceramic layer 3. The material of the mixed layer 4 is a mixture of the material of the alloy layer 2 and the material of the ceramic layer 3. Further, a technique in which thermal stress is further relaxed is disclosed in, for example, Japanese Patent Laid-Open No. 3-207849, and as shown in FIGS. 17 and 18, the composition of the mixed layer 4 is from the ceramic layer 3 side in the film thickness direction. The content of the ceramic layer changes toward the alloy layer 2 so as to decrease continuously and stepwise.
【０００５】また、特開昭５３−１１２２３４号公報に
は、図１９に示したように合金層２の上にアルミニウム
層５を被覆した後に、このアルミニウム層５を合金層２
内に拡散処理する技術が開示されている。このアルミニ
ウム層５の被覆は次の理由によって行われる。即ち、ガ
スタービンの動翼に図１２にようにＭ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ
の合金層２を被覆すると、高温流体に晒された合金層２
には図２０に示したように安定な酸化物であるＡｌ２Ｏ
３（アルミナ）層６が形成される。図１９に示したアル
ミニウム層５はこのＡｌ２Ｏ３（アルミナ）層６の膜厚
を大きくする。Further, in Japanese Patent Laid-Open No. 53-112234, after the aluminum layer 5 is coated on the alloy layer 2 as shown in FIG.
Techniques for diffusion processing are disclosed therein. The coating of the aluminum layer 5 is performed for the following reason. That is, as shown in FIG. 12, M-Cr-Al-Y is applied to the rotor blade of the gas turbine.
Coating the alloy layer 2 of the alloy layer 2 exposed to the high temperature fluid
Al 2 O which is a stable oxide as shown in FIG.
3 (alumina) layer 6 is formed. The aluminum layer 5 shown in FIG. 19 increases the thickness of the Al 2 O 3 (alumina) layer 6.
【０００６】[0006]
【発明が解決しようとする課題】図２１に示したガスタ
ービンの動翼８の全体に上述のＭ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙの合
金層を被覆して、実機条件での試験運転を実機運転期間
と同等の長期間にわたって行った。この実験によると、
その合金層の組成条件に応じて動翼８の中央部９の合金
層２が図２２に示したように損傷を受けたり、または動
翼の下端部（プラットフォーム）１０及び先端部１１の
合金層２に図２３に示した割れ１２が発生し、この割れ
１２の一部が金属基材１にまで達していることが判明し
た。これは、スタービンの動作ガスが流路の中央部と周
辺部とでは温度分布が異なり、ガスタービンの動翼では
図２４に示したような温度分布となっているため、動翼
の中央部には高温ガス流が流れ、動翼の下端及び先端近
傍には相対的に低温ガス流が流れることによって、起こ
るものである。The entire rotor blade 8 of the gas turbine shown in FIG. 21 is coated with the above-mentioned M-Cr-Al-Y alloy layer, and the test operation under the actual machine condition is carried out during the actual machine operation period. It was carried out for a long period of time equivalent to. According to this experiment,
Depending on the composition conditions of the alloy layer, the alloy layer 2 in the central portion 9 of the moving blade 8 may be damaged as shown in FIG. 22, or the alloy layer of the lower end portion (platform) 10 and the tip portion 11 of the moving blade. It was found that the crack 12 shown in FIG. 23 occurred in FIG. 2 and a part of the crack 12 reached the metal substrate 1. This is because the operating gas of the turbine has a different temperature distribution between the central portion and the peripheral portion of the flow passage, and the gas turbine rotor blade has a temperature distribution as shown in FIG. 24. Occurs when a high temperature gas flow flows and a low temperature gas flow relatively flows near the lower end and the tip of the moving blade.
【０００７】これを更に詳細に説明すると、Ｍ−Ｃｒ−
Ａｌ−Ｙ等の合金層は、組成成分の含有量に応じて、耐
高温腐食性及び耐高温酸化性に優れるが、比較的高温度
で延性が低下する特性を呈したり、逆に比較的低温度で
あっても延性が高いが、耐高温腐食性及び耐高温酸化性
が相対的に低い特性を呈するので、例えば、前者の特性
では図２３の割れが発生しがちであり、また後者の特性
では図２２の損傷が発生しがちである。この損傷や割れ
の発生は、動翼の大型化及び動作ガスの高温化に伴い、
ますます増加する。なお、このような問題はガスタービ
ンに限らず、高温部品が高温流体に晒される高温領域と
相対的に低温の流体に晒される低温領域とを有する場合
に発生するものである。This will be described in more detail. M-Cr-
An alloy layer such as Al-Y has excellent high-temperature corrosion resistance and high-temperature oxidation resistance, depending on the content of the compositional components, but exhibits the property of decreasing ductility at a relatively high temperature, or conversely has a relatively low temperature. Although it has high ductility even at temperature, it exhibits relatively low high-temperature corrosion resistance and high-temperature oxidation resistance, so that, for example, the former characteristic is prone to cracking in FIG. 23, and the latter characteristic is also likely to occur. Then, the damage shown in FIG. 22 tends to occur. The occurrence of this damage and cracks is due to the size of the moving blade and the temperature of the working gas increasing.
More and more. Note that such a problem occurs not only in the gas turbine, but also in the case where the high temperature component has a high temperature region exposed to the high temperature fluid and a low temperature region exposed to the relatively low temperature fluid.
【０００８】この問題を解決するには、高温部品の高温
領域には耐高温腐食性及び耐高温酸化性に優れた特性の
合金層をコーティング被覆し、高温部品の低温領域には
低温でも延性が高くかつ耐高温腐食性及び耐高温酸化性
もかなり高い特性の合金層をコーティング被覆すること
が考えられる。しかしながら、このように特性の異なっ
た合金層を、互いに境界を接する高温領域と低温領域に
夫々コーティング被覆した場合には、このような二種の
合金層の熱膨張率やその他の特性の差異に起因して両者
の境界で熱応力などの発生が起き易いといった別の問題
が生ずる。In order to solve this problem, the high temperature region of the high temperature component is coated with an alloy layer having excellent high temperature corrosion resistance and high temperature oxidation resistance, and the low temperature region of the high temperature component has ductility even at low temperature. It is conceivable to coat an alloy layer having high properties and high resistance to high temperature corrosion and high temperature oxidation. However, when the alloy layers having different properties are coated and coated in the high temperature region and the low temperature region which are in contact with each other, the difference in the coefficient of thermal expansion and other properties of the two types of alloy layers may occur. As a result, another problem occurs that thermal stress is likely to occur at the boundary between the two.
【０００９】そこで、本発明の目的は、高温流体に晒さ
れる高温領域とこの高温領域と境界を接し低温流体に晒
される低温領域との両領域とも充分な耐高温腐食性及び
耐高温酸化性を有すると共に、割れなどの発生を防止し
かつ高温領域と低温領域との境界での熱応力などの発生
を防止することができるコーティング被覆されたタービ
ン翼を提供することにある。Therefore, an object of the present invention is to provide sufficient high temperature corrosion resistance and high temperature oxidation resistance both in the high temperature region exposed to the high temperature fluid and in the low temperature region which contacts the high temperature region and is exposed to the low temperature fluid. It is an object of the present invention to provide a turbine blade coated with a coating, which has cracks and the like and can prevent generation of thermal stress at the boundary between the high temperature region and the low temperature region.
【００１０】[0010]
【課題を解決するための手段】この目的を達成するため
に、本発明は、コーティング被覆されたタービン翼にお
いて、実負荷条件下での材料温度によって翼の表面領域
を高温領域と低温領域とに区分し、上記高温領域には耐
高温腐食性、耐高温酸化性および耐しゃ熱性に優れた高
温用合金層を形成し、さらに、上記低温領域には低温で
の延性に優れた低温用合金層を形成したことを特徴とす
るものである。高温領域と低温領域とは、コーティング
材料の延性脆性遷移温度によって区別され、境界となる
遷移温度よりも高温側を高温領域、その遷移温度よりも
低温側を低温領域と定められており、遷移温度は、ほぼ
７００〜７５０℃の間に設定されている。In order to achieve this object, the present invention provides a coating-coated turbine blade, which reduces the surface area of the blade to a high temperature region and a low temperature region depending on the material temperature under actual load conditions. In the high temperature region, a high temperature alloy layer having excellent high temperature corrosion resistance, high temperature oxidation resistance, and heat resistance is formed, and further, in the low temperature region, a low temperature alloy layer having excellent ductility at low temperature is formed. Is formed. The high temperature region and the low temperature region are distinguished by the ductile brittle transition temperature of the coating material, and the high temperature side above the transition temperature at the boundary is defined as the high temperature region, and the low temperature side below the transition temperature is defined as the low temperature region. Is set between approximately 700 and 750 ° C.
【００１１】上記高温領域と上記低温領域とは、Ｍ−Ｃ
ｒ−Ａｌ−Ｙ（ＭはＮｉまたはＣｏである）の合金層に
よって形成され、高温領域のＡｌの含有量は５〜１５％
であり、低温領域のＡｌの含有量は、１０％未満であっ
て、高温領域におけるＡｌの含有量が低温領域のそれよ
りも高くなるように設定されている。上記高温用合金層
と上記低温用合金層との両方の上にＡｌがコーティング
被覆されていることが好ましい。上記高温用合金層の上
には、Ａｌがコーティング被覆されていることが望まし
い。上記高温用合金層の上に遮熱性に優れたセラミック
層がコーティング被覆されていることが好ましい。上記
高温用合金層と上記セラミック層との間に熱応力緩和層
が介在されていることが望ましい。The high temperature region and the low temperature region are MC
It is formed by an alloy layer of r-Al-Y (M is Ni or Co), and the Al content in the high temperature region is 5 to 15%.
The Al content in the low temperature region is less than 10%, and the Al content in the high temperature region is set to be higher than that in the low temperature region. It is preferable that Al is coated on both of the high temperature alloy layer and the low temperature alloy layer. Al is preferably coated on the high temperature alloy layer. It is preferable that a ceramic layer having an excellent heat shielding property is coated on the high temperature alloy layer. It is desirable that a thermal stress relaxation layer be interposed between the high temperature alloy layer and the ceramic layer.
【００１２】[0012]
【作用】高温領域にコーティング被覆された高温用合金
層は、高温に対して充分な耐高温腐食性及び耐高温酸化
性を有すると共に、高温のため延性が高くなっているの
で、損傷及び割れ等の発生が防止される。低温領域にコ
ーティング被覆された低温用合金層は、充分な延性を有
すると共に、低温に対しては充分な耐高温腐食性及び耐
高温酸化性を有するので、損傷及び割れ等の発生が防止
される。低温領域にコーティング被覆された合金層は、
その低温に対して充分な延性を有するように定めると共
に、低温に対しては充分な耐高温腐食性及び耐高温酸化
性を有するので、損傷及び割れ等の発生が防止される。
また、合金層は、高温領域と低温領域の両方にコーティ
ング被覆されているので、高温用合金層と低温用合金層
との境界での熱応力等の発生を防止することができる。[Function] The high temperature alloy layer coated in the high temperature region has sufficient high temperature corrosion resistance and high temperature oxidation resistance against high temperature and has high ductility due to high temperature, so damage and cracks Is prevented from occurring. The low-temperature alloy layer coated in the low-temperature region has sufficient ductility and sufficient high-temperature corrosion resistance and high-temperature oxidation resistance at low temperatures, so damage and cracking are prevented. . The alloy layer coated in the low temperature region is
Since it is determined to have sufficient ductility at the low temperature and has sufficient high temperature corrosion resistance and high temperature oxidation resistance at the low temperature, damage and cracking are prevented.
Further, since the alloy layer is coated on both the high temperature region and the low temperature region, it is possible to prevent the occurrence of thermal stress or the like at the boundary between the high temperature alloy layer and the low temperature alloy layer.
【００１３】[0013]
【実施例】以下に本発明によるコーティング被覆された
タービン翼の実施例を図１４及び図２４と同部分には同
一符号を付して示した図１乃至図１３を参照して説明す
る。図１及び図２において、高温の動作ガスに晒される
動翼８はその動作ガスの温度分布に応じて、中央部に位
置する高温領域１３と、周辺部に位置する低温領域１４
とに区分される。この高温領域１３は本実施例では７５
０°Ｃ以上である。動翼８の金属基材１には、その高温
領域１３に高温用合金層１５がコーティング被覆され、
低温領域１４に低温用合金層１６がコーティング被覆さ
れている。この高温用合金層１５は、耐高温腐食性及び
耐高温酸化性に優れたＣｏをベースにしたＭＣｒＡｌＹ
であり、具体的にはＣｏＣｒＡｌＹ、ＣｏＮｉＣｒＡｌ
Ｙ、またはＮｉＣｏＣｒＡｌＹに高温特性を向上するた
めにＳｉ、Ｔａ、Ｈｆ、Ｐｔ等を添加した組成である。
これらのＣｏベースのＭＣｒＡｌＹは、延性・脆性の遷
移温度が図３に示したように約６００°〜７５０°Ｃで
あるので、７５０°Ｃ以上の高温領域１３の高温用合金
層１５は、充分な延性を有する。低温用合金層１６は、
高温用合金層１５の合金材料と同一組成ＭＣｒＡｌＹで
あるが、延性・脆性の遷移温度以下の温度での延性を改
善するためにＡｌの含有量が低減されている。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS A coating blade-coated turbine blade according to an embodiment of the present invention will be described below with reference to FIGS. 1 to 13 in which the same parts as those in FIGS. In FIG. 1 and FIG. 2, the rotor blade 8 exposed to a high temperature working gas has a high temperature region 13 located in the central portion and a low temperature region 14 located in the peripheral portion according to the temperature distribution of the working gas.
It is divided into and. This high temperature region 13 is 75 in this embodiment.
It is 0 ° C or higher. The metal base material 1 of the rotor blade 8 has a high temperature region 13 coated with a high temperature alloy layer 15,
The low temperature region 14 is coated with a low temperature alloy layer 16. This high temperature alloy layer 15 is made of Co-based MCrAlY excellent in high temperature corrosion resistance and high temperature oxidation resistance.
And specifically, CoCrAlY, CoNiCrAl
It is a composition in which Si, Ta, Hf, Pt, or the like is added to Y or NiCoCrAlY in order to improve high temperature characteristics.
Since the transition temperature of ductility and brittleness of these Co-based MCrAlY is about 600 ° to 750 ° C. as shown in FIG. 3, the high temperature alloy layer 15 in the high temperature region 13 of 750 ° C. or higher is sufficient. Has excellent ductility. The low temperature alloy layer 16 is
Although it has the same composition as MCrAlY as the alloy material of the high temperature alloy layer 15, the Al content is reduced in order to improve the ductility at a temperature equal to or lower than the transition temperature of ductility / brittleness.
【００１４】ＭＣｒＡｌＹ合金は、Ａｌの含有量が増加
すると耐高温酸化性は改善されるが、延性が低下し剥離
性が高まるので、上述のようにＭＣｒＡｌＹ合金のＡｌ
の含有量を増加し及び減少することによって、それぞれ
高温用合金層１５及び低温用合金層１６に好適なＭＣｒ
ＡｌＹ合金を作ることができる。このように動翼８の金
属基材１には、高温領域１３にＣｏベースのＭＣｒＡｌ
Ｙの高温用合金層１５が被覆され、低温領域１４に高温
用合金層１５よりもＡｌの含有量を減少させたＣｏベー
スのＭＣｒＡｌＹの低温用合金層１６が被覆されてい
る。高温用合金層１５の合金は、７５０°Ｃ以上の高温
に対して充分な耐高温腐食性及び耐高温酸化性を有する
と共に、延性・脆性の遷移温度が約６００°〜７５０°
Ｃであるため延性も大きい。従って、高温用合金層１５
には損傷及び割れ等が発生しない。また、低温用合金層
１６の合金は、Ａｌ含有量が減少されているため約６０
０°〜７５０°Ｃ以下でも充分な延性を有すると共に、
低温に対しては充分な耐高温腐食性及び耐高温酸化性を
有するので、損傷及び割れ等が発生しない。In the MCrAlY alloy, when the Al content is increased, the high temperature oxidation resistance is improved, but the ductility is lowered and the peeling property is enhanced.
MCr suitable for the high temperature alloy layer 15 and the low temperature alloy layer 16 respectively by increasing and decreasing the content of
An AlY alloy can be made. As described above, in the metal base material 1 of the rotor blade 8, the Co-based MCrAl is formed in the high temperature region 13.
The Y high-temperature alloy layer 15 is coated, and the low-temperature region 14 is coated with a Co-based MCrAlY low-temperature alloy layer 16 having a lower Al content than the high-temperature alloy layer 15. The alloy of the high temperature alloy layer 15 has sufficient high temperature corrosion resistance and high temperature oxidation resistance against high temperatures of 750 ° C. or higher, and has a transition temperature of ductility / brittleness of about 600 ° to 750 °.
Since it is C, it has a large ductility. Therefore, the high temperature alloy layer 15
No damage or cracks occur in the. In addition, the alloy of the low temperature alloy layer 16 has a reduced Al content, so that
With sufficient ductility even at 0 ° to 750 ° C or less,
Since it has sufficient high temperature corrosion resistance and high temperature oxidation resistance at low temperatures, no damage or cracks occur.
【００１５】次に、この実施例の効果を例証するための
実験例を説明する。高温用合金層１５と低温用合金層１
６は減圧プラズマ溶射法（バキューム・プラズマ・スプ
レーイング）によってコーティング被覆される。具体的
には、減圧プラズマ溶射装置及びこれらの減圧プラズマ
溶射装置に合金粉末を供給する粉末供給装置を夫々一対
用意する。高温用合金層の合金材料粉末を一方の粉末供
給装置から一方の減圧プラズマ溶射装置のプラズマガン
に供給し、同様に、低温用合金層の合金材料粉末を他方
の粉末供給装置から他方の減圧プラズマ溶射装置のプラ
ズマガンに供給する。動翼８を駆動装置に載置して、こ
の駆動装置によって動翼８を上記一対のプラズマガンに
対向させる。各プラズマガンは、高温用合金材料と低温
用合金材料とを夫々高温領域１３と低温領域１４とに噴
射してコーティング被覆する。この後に、高温用合金層
１５及び低温用合金層１６と金属基材１との密着性を向
上するために１０５０°Ｃ乃至１１５０°Ｃで２時間〜
４時間の真空拡散熱処理を行う。Next, an experimental example for illustrating the effect of this embodiment will be described. High temperature alloy layer 15 and low temperature alloy layer 1
6 is coated by a low pressure plasma spraying method (vacuum plasma spraying). Specifically, a pair of low pressure plasma spraying devices and powder supply devices for supplying alloy powder to these low pressure plasma spraying devices are prepared. The alloy material powder of the high temperature alloy layer is supplied from one powder supply device to the plasma gun of one low pressure plasma spraying device, and similarly, the alloy material powder of the low temperature alloy layer is supplied from the other powder supply device to the other reduced pressure plasma. Supply to plasma gun of thermal spraying equipment. The moving blade 8 is mounted on a driving device, and the moving blade 8 is opposed to the pair of plasma guns by this driving device. Each of the plasma guns sprays a high temperature alloy material and a low temperature alloy material onto the high temperature region 13 and the low temperature region 14, respectively, and coats them. After this, in order to improve the adhesion between the high temperature alloy layer 15 and the low temperature alloy layer 16 and the metal substrate 1, it is performed at 1050 ° C to 1150 ° C for 2 hours to
Perform vacuum diffusion heat treatment for 4 hours.
【００１６】また、比較実験例のために上記と同様の減
圧プラズマ溶射法によって動翼の全面にＭＣｒＡｌＹ合
金をコーティング被覆した。実験に使用した本実施例の
高温用合金層１５と低温用合金層１６の三つの組成例Ｎ
ｏ１〜３及び三つの比較実験例の組成Ｎｏ４〜６を下記
の表１に示す。For the purpose of a comparative experiment, the entire surface of the moving blade was coated with the MCrAlY alloy by the same low pressure plasma spraying method as described above. Three composition examples N of the high temperature alloy layer 15 and the low temperature alloy layer 16 of this embodiment used in the experiment
Compositions Nos. 4 to 6 of o1 to 3 and three comparative experimental examples are shown in Table 1 below.
【表１】 これらの６例の実験結果を下記の表２に示す。[Table 1] The experimental results of these 6 cases are shown in Table 2 below.
【表２】 この表２において、実施例の試験例Ｎｏ１〜３は、割れ
が全く発生していないが、高温酸化損傷または高温腐食
損傷が僅かに認められた。この僅かな損傷は、高温特性
が多少劣る低温用合金層１６にスポット的に、即ち局部
的に高温ガスが接触したことによるものである。[Table 2] In Table 2, in Test Examples Nos. 1 to 3 of the examples, cracks did not occur at all, but slight high temperature oxidation damage or high temperature corrosion damage was observed. This slight damage is due to the high temperature gas coming into spot contact with the low temperature alloy layer 16, which has somewhat poor high temperature characteristics, that is, locally.
【００１７】図４は本発明の第２の実施例を示したもの
で、高温領域１３には第１実施例と同一合金材料の高温
用合金層１５がコーティング被覆され、低温領域１４に
は第１実施例と同一合金材料の低温用合金層１６がコー
ティング被覆されている。この低温領域１４上の低温用
合金層１６には更に高温用合金層１５がコーティング被
覆されている。この第２実施例では、先ず、低温領域１
４に低温用合金層１６をコーティング被覆した後に、高
温領域１３と低温領域１４との両方に高温用合金層１５
をコーティング被覆する。この第２実施例についても第
１実施例の場合と同様の実験を行った。この実験結果に
よると、高温領域１３と低温領域１４とも表面に高温用
合金層１５がコーティング被覆されているため、第１実
施例の実験例で認められた低温領域１４でのスポット的
な高温酸化損傷または高温腐食損傷は存在しなかった。
なお、低温領域１４の高温用合金層１５の一部に極微小
な割れが認められたが、この微小な割れは低温用合金層
１６で止まっており、金属基材１に達しているものは全
くなかった。FIG. 4 shows a second embodiment of the present invention. The high temperature region 13 is coated with a high temperature alloy layer 15 made of the same alloy material as in the first embodiment, and the low temperature region 14 is coated with a high temperature alloy layer 15. A low temperature alloy layer 16 made of the same alloy material as in the first embodiment is coated and coated. The low temperature alloy layer 16 on the low temperature region 14 is further coated with a high temperature alloy layer 15. In the second embodiment, first, the low temperature region 1
4 is coated with the low temperature alloy layer 16, and then the high temperature alloy layer 15 is applied to both the high temperature region 13 and the low temperature region 14.
Coating. The same experiment as in the case of the first embodiment was conducted for the second embodiment. According to this experimental result, since the high temperature alloy layer 15 is coated on the surface of both the high temperature region 13 and the low temperature region 14, spot-like high temperature oxidation in the low temperature region 14 observed in the experimental example of the first embodiment. There was no damage or hot corrosion damage.
It should be noted that extremely minute cracks were found in a part of the high temperature alloy layer 15 in the low temperature region 14, but these minute cracks stopped at the low temperature alloy layer 16 and reached the metal substrate 1. There was no.
【００１８】図５は本発明の第３の実施例を示したもの
で、低温領域１４には第１実施例と同一合金材料の低温
用合金層１６がコーティング被覆され、高温領域１３に
も低温用合金層１６がコーティング被覆されている。高
温領域１３上の低温用合金層１６には第１実施例と同一
合金材料の高温用合金層１５がコーティング被覆されて
いる。この第３実施例では、高温領域１３には金属基材
１と高温用合金層１５との間に低温用合金層１６が介在
しているので、万一何らかの原因により高温領域１３の
高温用合金層１５に割れが発生しても、この割れは低温
用合金層１６によって止められ、金属基材１に至ること
はない。FIG. 5 shows a third embodiment of the present invention. The low temperature region 14 is coated with a low temperature alloy layer 16 made of the same alloy material as in the first embodiment, and the high temperature region 13 is also coated with a low temperature. The alloy layer 16 for coating is coated. The low temperature alloy layer 16 on the high temperature region 13 is coated with a high temperature alloy layer 15 of the same alloy material as in the first embodiment. In the third embodiment, since the low temperature alloy layer 16 is interposed between the metal base material 1 and the high temperature alloy layer 15 in the high temperature region 13, the high temperature alloy in the high temperature region 13 is caused by any reason. Even if cracks occur in the layer 15, the cracks are stopped by the low temperature alloy layer 16 and do not reach the metal substrate 1.
【００１９】図６は本発明の第４の実施例を示したもの
で、高温領域１３の高温用合金層１５と低温領域１４の
低温用合金層１６との両方にアルミニウム層５がコーテ
ィング被覆されている。このアルミニウム層１７の被覆
によって、高温用合金層１５の表面と低温用合金層１６
の表面との耐高温酸化性が改善される。低温領域１４上
のアルミニウム層５に割れ等が発生しても、この割れは
低温用合金層１６の所で止まり、金属基材１に達するこ
とはない。図７は第４の実施例の変形例を示したもの
で、アルミニウム層５は高温領域１３の高温用合金層１
５の上にのみコーティング被覆されている。この第４の
実施例とその変形例についての実験例Ｎｏ７，８と比較
実験例Ｎｏ９，１０を下記の表３に示す。FIG. 6 shows a fourth embodiment of the present invention in which both the high temperature alloy layer 15 in the high temperature region 13 and the low temperature alloy layer 16 in the low temperature region 14 are coated with the aluminum layer 5. ing. By coating the aluminum layer 17, the surface of the high temperature alloy layer 15 and the low temperature alloy layer 16 are covered.
The high temperature oxidation resistance with the surface of is improved. Even if a crack or the like occurs in the aluminum layer 5 on the low temperature region 14, the crack stops at the low temperature alloy layer 16 and does not reach the metal substrate 1. FIG. 7 shows a modification of the fourth embodiment, in which the aluminum layer 5 is the high temperature alloy layer 1 in the high temperature region 13.
Only 5 is coated. Table 3 below shows Experimental Examples Nos. 7 and 8 and Comparative Experimental Examples Nos. 9 and 10 for the fourth embodiment and its modifications.
【表３】 [Table 3]
【００２０】図８は本発明の第５の実施例を示したもの
で、高温領域１３の高温用合金層１５には遮熱層である
セラミック層３がコーティング被覆されている。このセ
ラミック層３は公知のＺｒＯ２である。図９及び図１０
は夫々第５の実施例の変形例を示したもので、高温用合
金層１５とセラミック層３との間には混合層４が介在さ
れている。この混合層４は高温用合金層１５の材料とセ
ラミック層３の材料との混合物であり、図９の例では混
合層４は膜厚方向に混合比が一定であり、また、図１０
の例では混合層４は膜厚方向に混合比が連続的に変化し
ている。この第５実施例とその変形例についての実験例
Ｎｏ１１、１２，１３と比較実験例Ｎｏ１４、１５，１
６とを下記の表４に示す。FIG. 8 shows a fifth embodiment of the present invention. The high temperature alloy layer 15 in the high temperature region 13 is coated with a ceramic layer 3 which is a heat shield layer. This ceramic layer 3 is a known ZrO 2 . 9 and 10
Each shows a modification of the fifth embodiment, and a mixed layer 4 is interposed between the high temperature alloy layer 15 and the ceramic layer 3. The mixed layer 4 is a mixture of the material of the high temperature alloy layer 15 and the material of the ceramic layer 3. In the example of FIG. 9, the mixed layer 4 has a constant mixing ratio in the film thickness direction.
In the above example, the mixing ratio of the mixed layer 4 continuously changes in the film thickness direction. Experimental examples No. 11, 12, 13 and comparative experimental examples No. 14, 15, 1 for the fifth embodiment and its modifications.
6 and 6 are shown in Table 4 below.
【表４】 図１１は動翼８の高温領域１３と低温領域１４との別の
分布パターンを示したもので、このような高温領域及び
低温領域の分布パターンは動翼８の冷却方式の相違によ
って生じる。[Table 4] FIG. 11 shows another distribution pattern of the high temperature region 13 and the low temperature region 14 of the moving blade 8, and such a distribution pattern of the high temperature region and the low temperature region is caused by the difference in the cooling method of the moving blade 8.
【００２１】図１２は本発明の第６の実施例を示したも
ので、金属基材１の高温領域１３と低温領域１４との両
方に低温用合金層１６がコーティング被覆されている。
高温領域１３の上の低温用合金層１６のみにアルミニウ
ム層５がコーティング被覆されている。このアルミニウ
ム層５はその後に拡散処理され、高温領域１３の上の低
温用合金層１６の高温特性を改善する。この構成によっ
て、低温領域１４は低温用合金層１６によって割れの発
生が防止され、また高温領域１３は低温用合金層１６に
被覆されたアルミニウム層５によって充分な耐高温腐食
性及び耐高温酸化性を有する。この第６実施例について
の実験例Ｎｏ１７と比較実験例Ｎｏ１８とを下記の表５
に示す。FIG. 12 shows a sixth embodiment of the present invention, in which both the high temperature region 13 and the low temperature region 14 of the metal substrate 1 are coated with a low temperature alloy layer 16.
Only the low temperature alloy layer 16 on the high temperature region 13 is coated with the aluminum layer 5. This aluminum layer 5 is then diffusion treated to improve the high temperature properties of the low temperature alloy layer 16 above the high temperature region 13. With this configuration, the low temperature region 14 is prevented from cracking by the low temperature alloy layer 16, and the high temperature region 13 is sufficiently resistant to high temperature corrosion and high temperature oxidation by the aluminum layer 5 covered with the low temperature alloy layer 16. Have. Table 5 below shows Experimental Example No. 17 and Comparative Experimental Example No. 18 for the sixth embodiment.
Shown in.
【表５】 なお、図１２において低温用合金層１６の代りに高温用
合金層１５をコーティング被覆した場合でも、従来のコ
ーティング被覆の高温部品よりも高温特性が改良され
る。図１３は本発明の第７の実施例を示したもので、金
属基材１に低温用合金層１６がコーティング被覆され、
この低温用合金層１６には高温用合金層１５がコーティ
ング被覆されている。この高温用合金層１５は充分な耐
高温腐食性及び耐高温酸化性を有し、低温用合金層１６
は高温用合金層１５に生じた割れが金属基材１に達する
ことを阻止する。[Table 5] Even when the high temperature alloy layer 15 is coated and coated in place of the low temperature alloy layer 16 in FIG. 12, the high temperature characteristics are improved as compared with the conventional coating-coated high temperature component. FIG. 13 shows a seventh embodiment of the present invention in which a metal substrate 1 is coated with a low temperature alloy layer 16,
The low temperature alloy layer 16 is coated with the high temperature alloy layer 15. This high temperature alloy layer 15 has sufficient high temperature corrosion resistance and high temperature oxidation resistance, and the low temperature alloy layer 16
Prevents the cracks generated in the high temperature alloy layer 15 from reaching the metal substrate 1.
【００２２】[0022]
【発明の効果】以上の説明から明らかなように本発明に
よれば、高温用合金層は高温に対して充分な耐高温腐食
性及び耐高温酸化性を有すると共に、高温のため延性が
高くなっているので、損傷及び割れ等の発生が防止さ
れ、また低温用合金層は、充分な延性を有すると共に低
温に対しては充分な耐高温腐食性及び耐高温酸化性を有
するので、損傷及び割れ等の発生が防止される。更に、
高温用合金層と低温用合金層は、合金組成が実質的に同
一であるので、高温用合金層と低温用合金層との境界で
の熱応力等の発生を防止することができる。As is apparent from the above description, according to the present invention, the high temperature alloy layer has sufficient high temperature corrosion resistance and high temperature oxidation resistance at high temperature and, at the same time, has high ductility. Therefore, damage and cracks are prevented from occurring, and the low temperature alloy layer has sufficient ductility and high temperature corrosion resistance and high temperature oxidation resistance at low temperatures. And the like are prevented from occurring. Furthermore,
Since the alloy composition for the high temperature alloy layer and the alloy layer for the low temperature alloy are substantially the same, it is possible to prevent generation of thermal stress or the like at the boundary between the alloy layer for the high temperature alloy layer and the alloy layer for the low temperature alloy.
【図１】本発明によるコーティング被覆のタービン翼の
第１の実施例を示した斜視図。FIG. 1 is a perspective view showing a first embodiment of a coating-coated turbine blade according to the present invention.
【図２】上記第１の実施例の要部を示した断面図。FIG. 2 is a sectional view showing a main part of the first embodiment.
【図３】上記第１の実施例に使用された合金の特性を示
したグラフ。FIG. 3 is a graph showing characteristics of the alloy used in the first example.
【図４】本発明によるコーティング被覆されたタービン
翼の第２の実施例を示した断面図。FIG. 4 is a sectional view showing a second embodiment of the turbine blade coated with the coating according to the present invention.
【図５】本発明によるコーティング被覆されたタービン
翼の第３の実施例を示した断面図。FIG. 5 is a cross-sectional view showing a third embodiment of a turbine blade coated with coating according to the present invention.
【図６】本発明によるコーティング被覆されたタービン
翼の第４の実施例を示した断面図。FIG. 6 is a cross-sectional view showing a fourth embodiment of a turbine blade coated with coating according to the present invention.
【図７】上記第４の実施例の変形例を示した断面図。FIG. 7 is a sectional view showing a modification of the fourth embodiment.
【図８】本発明によるコーティング被覆されたタービン
翼の第５の実施例を示した断面図。FIG. 8 is a cross-sectional view showing a fifth embodiment of the turbine blade coated with the coating according to the present invention.
【図９】上記第５の実施例の変形例を示した断面図。FIG. 9 is a sectional view showing a modification of the fifth embodiment.
【図１０】上記第５の実施例の別の変形例を示した断面
図。FIG. 10 is a sectional view showing another modification of the fifth embodiment.
【図１１】ガスタービンの動翼の高温領域と低温領域と
を示した斜視図。FIG. 11 is a perspective view showing a high temperature region and a low temperature region of a moving blade of a gas turbine.
【図１２】本発明によるコーティング被覆されたタービ
ン翼の第６の実施例を示した断面図。FIG. 12 is a sectional view showing a sixth embodiment of a turbine blade coated with a coating according to the present invention.
【図１３】本発明によるコーティング被覆されたタービ
ン翼の第７の実施例を示した断面図。FIG. 13 is a sectional view showing a seventh embodiment of a turbine blade coated with a coating material according to the present invention.
【図１４】従来のコーティング被覆されたタービン翼を
示した断面図。FIG. 14 is a cross-sectional view showing a conventional coating-coated turbine blade.
【図１５】従来のコーティング被覆されたタービン翼を
示した断面図。FIG. 15 is a cross-sectional view showing a conventional coating-coated turbine blade.
【図１６】従来のコーティング被覆されたタービン翼を
示した断面図。FIG. 16 is a cross-sectional view showing a conventional coating-coated turbine blade.
【図１７】従来のコーティング被覆されたタービン翼を
示した断面図。FIG. 17 is a cross-sectional view showing a conventional coating-coated turbine blade.
【図１８】従来のコーティング被覆されたタービン翼を
示した断面図。FIG. 18 is a cross-sectional view showing a conventional coating-coated turbine blade.
【図１９】従来のコーティング被覆されたタービン翼を
示した断面図。FIG. 19 is a cross-sectional view showing a conventional coating-coated turbine blade.
【図２０】従来のコーティング被覆されたタービン翼を
示した断面図。FIG. 20 is a cross-sectional view showing a conventional coating-coated turbine blade.
【図２１】従来のガスタービンの動翼を示した斜視図。FIG. 21 is a perspective view showing a moving blade of a conventional gas turbine.
【図２２】従来のコーティング被覆されたタービン翼の
コーティング合金層の損傷を示した断面図。FIG. 22 is a cross-sectional view showing damage to a coating alloy layer of a conventional coating-coated turbine blade.
【図２３】従来のコーティング被覆されたタービン翼の
コーティング合金層に発生した割れを示した断面図。FIG. 23 is a cross-sectional view showing cracks occurring in a coating alloy layer of a turbine blade coated with a conventional coating.
【図２４】ガスタービンの動翼に流れる動作ガスの温度
分布を示したグラフ。FIG. 24 is a graph showing the temperature distribution of the working gas flowing in the rotor blade of the gas turbine.
１ 金属基材 １３ 高温領域 １４ 低温領域 １５ 高温用合金層 １６ 低温用合金層 1 Metal Substrate 13 High Temperature Region 14 Low Temperature Region 15 High Temperature Alloy Layer 16 Low Temperature Alloy Layer
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 石 井 潤 治 神奈川県横浜市鶴見区末広町２丁目４番地 株式会社東芝京浜事業所内 ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of the front page (72) Inventor Junji Ishii 2-4 Suehiro-cho, Tsurumi-ku, Yokohama-shi, Kanagawa Toshiba Keihin Office
Claims (10)
て、実負荷条件下での材料温度によって翼の表面領域を
高温領域と低温領域とに区分し、上記高温領域には耐高
温腐食性、耐高温酸化性および耐しゃ熱性に優れた高温
用合金層を形成し、さらに、上記低温領域には低温での
延性に優れた低温用合金層を形成したことを特徴とする
コーティング被覆されたタービン翼。1. In a turbine blade coated with a coating, the surface region of the blade is divided into a high temperature region and a low temperature region according to the material temperature under actual load conditions, and the high temperature region is resistant to high temperature corrosion and high temperature oxidation. A turbine blade coated with a coating, characterized in that an alloy layer for high temperature having excellent heat resistance and heat resistance is formed, and further an alloy layer for low temperature having excellent ductility at low temperature is formed in the low temperature region.
グ材料の延性脆性遷移温度によって区別され、境界とな
る遷移温度よりも高温側を高温領域、その遷移温度より
も低温側を低温領域としたことを特徴とする請求項１に
記載のコーティング被覆されたタービン翼。2. The high temperature region and the low temperature region are distinguished by the ductile brittle transition temperature of the coating material. The high temperature region above the transition temperature at the boundary is the high temperature region, and the low temperature region below the transition temperature is the low temperature region. The coated blade of claim 1, wherein the turbine blade is coated.
００〜７５０℃の間の温度に設定したことを特徴とする
請求項１に記載のコーティング被覆されたタービン翼。3. The boundary between the high temperature region and the low temperature region is approximately 6
The coating-coated turbine blade according to claim 1, wherein the turbine blade is set at a temperature between 00 and 750 ° C.
ｒ−Ａｌ−Ｙ（ＭはＮｉまたはＣｏである）の合金層に
よって形成され、高温領域のＡｌの含有量は５〜１５％
であり、低温領域のＡｌの含有量は、１０％未満であっ
て、高温領域におけるＡｌの含有量が低温領域のそれよ
りも高くなるように設定されたことを特徴とする請求項
１に記載のコーティング被覆されたタービン翼。4. The high temperature region and the low temperature region are M-C
It is formed by an alloy layer of r-Al-Y (M is Ni or Co), and the Al content in the high temperature region is 5 to 15%.
The Al content in the low temperature region is less than 10%, and the Al content in the high temperature region is set to be higher than that in the low temperature region. Coating of a coated turbine blade.
温用合金層の上に高温領域を含めた翼の全域に亘って耐
高温腐食性、耐高温酸化性および耐しゃ熱性に優れた高
温用合金層が被覆されていることを特徴とする請求項１
に記載のコーティング被覆されたタービン翼。5. A high-temperature corrosion resistance, a high-temperature oxidation resistance, and a heat-shielding resistance are excellent over the entire region of the blade including the high-temperature region on the low-temperature alloy layer having excellent ductility formed in the low-temperature region. The high temperature alloy layer is covered,
A turbine blade coated with the coating according to claim 1.
た低温用合金層が形成され、さらに、高温領域の低温用
合金層の上に耐高温腐食性、耐高温酸化性および耐しゃ
熱性に優れた高温用合金層が被覆されていることを特徴
とするコーティング被覆されたタービン翼。6. A low temperature alloy layer having excellent ductility is formed over the entire area of the turbine blade, and further, high temperature corrosion resistance, high temperature oxidation resistance and heat resistance are provided on the low temperature alloy layer in the high temperature region. A coating-coated turbine blade, characterized in that it is coated with an excellent alloy layer for high temperature.
両方の上にＡｌがコーティング被覆されていることを特
徴とする請求項１に記載のコーティング被覆されたター
ビン翼。7. The turbine blade coated with a coating according to claim 1, wherein Al is coated on both the high temperature alloy layer and the low temperature alloy layer.
ィング被覆されたことを特徴とする請求項１に記載のコ
ーティング被覆されたタービン翼。8. The coating-coated turbine blade according to claim 1, wherein Al is coated and coated only on the high temperature alloy layer.
セラミック層がコーティング被覆さえていることを特徴
とする請求項１に記載のコーティング被覆されたタービ
ン翼。9. The turbine blade coated with a coating according to claim 1, wherein a ceramic layer having an excellent heat shielding property is coated on the alloy layer for high temperature.
の間に熱応力緩和層を介在させたことを特徴とする請求
項８に記載のコーティング被覆されたタービン翼。10. A turbine blade coated with a coating according to claim 8, wherein a thermal stress relaxation layer is interposed between said high temperature alloy layer and said ceramic layer.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12442993A JPH06330704A (en) | 1993-05-26 | 1993-05-26 | Coated turbine blade |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12442993A JPH06330704A (en) | 1993-05-26 | 1993-05-26 | Coated turbine blade |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06330704A true JPH06330704A (en) | 1994-11-29 |
Family
ID=14885273
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP12442993A Pending JPH06330704A (en) | 1993-05-26 | 1993-05-26 | Coated turbine blade |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06330704A (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010031864A (en) * | 2008-07-30 | 2010-02-12 | General Electric Co <Ge> | Turbomachine component damping structure and method of damping vibration of turbomachine component |
-
1993
- 1993-05-26 JP JP12442993A patent/JPH06330704A/en active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010031864A (en) * | 2008-07-30 | 2010-02-12 | General Electric Co <Ge> | Turbomachine component damping structure and method of damping vibration of turbomachine component |
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