JPH09166001A - Coated layer forming method of gas turbine blade and internal cooling passage - Google Patents
Coated layer forming method of gas turbine blade and internal cooling passageInfo
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- JPH09166001A JPH09166001A JP32724995A JP32724995A JPH09166001A JP H09166001 A JPH09166001 A JP H09166001A JP 32724995 A JP32724995 A JP 32724995A JP 32724995 A JP32724995 A JP 32724995A JP H09166001 A JPH09166001 A JP H09166001A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、翼本体に内部冷却
通路が設けられ、その内部冷却通路に冷却媒体を流すこ
とにより翼本体を冷却する構造のガスタービン翼、およ
び内部冷却通路の内表面に被覆層を形成する被覆層形成
方法に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine blade having a structure in which an internal cooling passage is provided in a blade main body, and a cooling medium is caused to flow through the internal cooling passage, and an inner surface of the internal cooling passage. The present invention relates to a coating layer forming method for forming a coating layer on.
【０００２】[0002]
【従来の技術】近年、ガスタービンプラントの高効率化
のためタービン入口温度の高温化が進んでおり、そのた
めに、ガスタービン動翼・静翼は高温環境下で使用され
るようになって、高温耐久性の向上が求められている。
現在、翼基材として高温強度に優れたＮｉ又はＣｏ基等
の耐熱超合金が主に使用されているが、これら材料の耐
熱温度にも限界がある。そこで、高温環境下での使用に
対する対策の一つとして翼基材が高温化するのを抑える
方法が考えられている。その方法として、翼基材として
Ｎｉ又はＣｏ基等の耐熱超合金を使用した上で、その翼
基材を冷却する方法と、翼基材表面に被覆層を形成し、
この被覆層で遮熱する方法とが知られている。2. Description of the Related Art In recent years, the temperature at the turbine inlet has been increasing to improve the efficiency of gas turbine plants. For this reason, gas turbine rotor blades and vanes have come to be used in high temperature environments. Improvement of high temperature durability is required.
Currently, heat-resistant superalloys such as Ni or Co bases, which are excellent in high-temperature strength, are mainly used as blade base materials, but the heat-resistant temperatures of these materials are also limited. Therefore, as one of the measures against the use in a high temperature environment, a method of suppressing the temperature of the blade base material from increasing in temperature is considered. As the method, after using a heat-resistant superalloy such as Ni or Co base as the blade base material, a method of cooling the blade base material and forming a coating layer on the blade base material surface,
A method of shielding heat with this coating layer is known.
【０００３】翼基材を冷却するに方法は、翼本体に内部
冷却通路を設け、この内部冷却通路に冷却媒体を循環さ
せることで翼本体内部から翼基材を冷却しており、その
冷却効果は大きい。しかし、Ｎｉ又はＣｏ基等の耐熱超
合金は高温酸化に弱いため、冷却媒体に接している内部
冷却通路は内表面から酸化が進行する。このような高温
酸化を防止するためには、内部冷却通路に高温耐酸化性
に優れた被覆層を形成する必要がある。As a method for cooling the blade base material, an internal cooling passage is provided in the blade main body, and a cooling medium is circulated in the internal cooling passage to cool the blade base material from the inside of the blade main body. Is big. However, since a heat-resistant superalloy such as Ni or Co base is weak against high-temperature oxidation, oxidation progresses from the inner surface of the internal cooling passage in contact with the cooling medium. In order to prevent such high temperature oxidation, it is necessary to form a coating layer having excellent high temperature oxidation resistance in the internal cooling passage.
【０００４】従来、ガスタービン翼外表面に被覆層を設
ける手段として使用されているＰＶＤ法や溶射法といっ
た方法は、内部冷却通路に適用するのは難しい。すなわ
ち、ＰＶＤ法や溶射法においては、被覆材の粒子は直線
運動により基材表面に被覆されるため、つき回り性や被
膜の均一性等に問題がある。It is difficult to apply the methods such as the PVD method and the thermal spraying method, which have hitherto been used as means for providing a coating layer on the outer surface of a gas turbine blade, to the internal cooling passages. That is, in the PVD method or the thermal spraying method, the particles of the coating material are coated on the surface of the base material by linear movement, so that there is a problem in throwing power and uniformity of the coating.
【０００５】また、ガスタービン翼外表面に被覆層を設
ける方法として、Ａｌパック法やＣＶＤ法がある。これ
らのＡｌパック法やＣＶＤ法は内部冷却通路の被覆に適
用可能である。Further, as a method of providing a coating layer on the outer surface of a gas turbine blade, there are an Al pack method and a CVD method. These Al pack method and CVD method can be applied to the coating of the internal cooling passages.
【０００６】Ａｌパック法の例としては、部材をＡｌ粉
末、Ｂ粉末、Ａｌ2Ｏ3等の不活性耐火材粉末およびＮＨ
4Ｃｌ、ＮＨ4Ｆ、ＮａＣｌ等のハロゲン化活力材からな
るパック材中に埋め込み、８５０℃以上に加熱して基材
表面にＮｉ2Ａｌ3等の金属間化合物拡散層を形成させ、
さらに１０００℃以上に再加熱して、ＮｉＡｌあるいは
ＣｏＡｌに変換して被覆層を設ける方法が提案されてい
る（例えば特開昭５７−１３４５５０号公報）。As an example of the Al pack method, a member is made of Al powder, B powder, powder of inert refractory material such as Al 2 O 3 and NH.
Embedded in a pack material made of halogenated activator such as 4 Cl, NH 4 F, and NaCl, and heated to 850 ° C. or higher to form an intermetallic compound diffusion layer such as Ni 2 Al 3 on the surface of the base material,
Further, there has been proposed a method of reheating to 1000 ° C. or more to convert into NiAl or CoAl and providing a coating layer (for example, JP-A-57-134550).
【０００７】またＣＶＤ法の例としては、耐熱部材の内
部冷却通路の一方からハロゲン化物であるＡｌＣｌとキ
ャリアガスのＨ2とからなる混合ガスを配給し、他方か
ら排出ガスを流速制御しながら排出させて、ＡｌＣｌを
Ａｌに熱分解して析出させ、同時に、Ａｌを基材中に拡
散させてＮｉＡｌ層を設ける方法が提案されている（例
えば特開平１−１５９３７６号公報）。As an example of the CVD method, a mixed gas of AlCl which is a halide and H 2 which is a carrier gas is distributed from one of the internal cooling passages of the heat-resistant member, and the exhaust gas is discharged from the other while controlling the flow rate. Then, a method has been proposed in which AlCl is thermally decomposed into Al to be deposited, and at the same time, Al is diffused into the base material to provide a NiAl layer (for example, Japanese Patent Laid-Open No. 1-159376).
【０００８】上記のＡｌパック法やＣＶＤ法による被覆
は、Ａｌを拡散浸透させＮｉＡｌあるいはＣｏＡｌなど
の金属間化合物層を形成する。この化合物が高温酸化に
より安定なＡｌ2Ｏ3被覆層を生成して耐酸化性を高めて
いるのである。In the coating by the Al pack method or the CVD method, Al is diffused and permeated to form an intermetallic compound layer such as NiAl or CoAl. This compound forms a stable Al 2 O 3 coating layer by high temperature oxidation and enhances the oxidation resistance.
【０００９】[0009]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、従来技
術によるＡｌ拡散被覆層とその表層の耐酸化性Ａｌ2Ｏ3
被覆層は脆いため、ガスタービン起動・停止による過渡
的非定常熱応力や連続運転時の定常熱応力が大きいと、
熱疲労の影響を大きく受け、亀裂が発生しやすい。例え
ば、Ｎｉ基耐熱超合金製の基材にＡｌパック法を施工し
た場合、Ａｌ2Ｏ3被覆層に亀裂が発生すると、次には脆
いＮｉＡｌ金属間化合物層、そしてガスタービン翼基材
と、順々に亀裂が進展する可能性がある。従来技術によ
り内部冷却通路の高温耐酸化性は向上するが、高温耐熱
疲労性については、酸化の影響を無視した被覆層無しの
場合と比べて悪くなる恐れがある。However, the oxidation resistance of the Al diffusion coating layer and its surface layer according to the prior art Al 2 O 3
Since the coating layer is brittle, if transient unsteady thermal stress due to gas turbine start / stop or steady thermal stress during continuous operation is large,
It is easily affected by thermal fatigue and cracks easily occur. For example, when an Al pack method is applied to a Ni-based heat-resistant superalloy substrate, if a crack occurs in the Al 2 O 3 coating layer, then a brittle NiAl intermetallic compound layer, and a gas turbine blade substrate, Cracks may develop in sequence. Although the high temperature oxidation resistance of the internal cooling passage is improved by the conventional technique, the high temperature heat fatigue resistance may be deteriorated as compared with the case without the coating layer in which the influence of oxidation is ignored.
【００１０】本発明の目的は、内部冷却通路の内側表面
に、高温耐酸化性だけでなく高温耐熱疲労性にも優れた
被覆層を設けたガスタービン翼、およびそのような被覆
層を形成するための被覆層形成方法を提供することであ
る。It is an object of the present invention to form a gas turbine blade having a coating layer on the inner surface of an internal cooling passage, which is excellent not only in high temperature oxidation resistance but also in high temperature thermal fatigue resistance, and such a coating layer. To provide a method for forming a coating layer.
【００１１】[0011]
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明は、翼本体に内部冷却通路が設けられ、その
内部冷却通路に冷却媒体を流すことにより、翼本体全体
を冷却する構造のガスタービン翼において、前記内部冷
却通路の内側表面の全部または一部を、前記翼本体を構
成する基材に対して非拡散浸透性を有する被覆層で被覆
したことを特徴としている。そして、前記被覆層はＡｌ
2Ｏ3の材料、もしくはＰｔ、Ｐｄ、ＩｒまたはＲｈの白
金族金属の材料から構成され、その厚さは１〜１０μｍ
である。また、翼本体を構成する基材は、Ｎｉ、Ｃｏお
よびＦｅの少なくとも一種を主成分とした耐熱合金で構
成されている。In order to achieve the above object, the present invention has a structure in which an internal cooling passage is provided in a blade main body, and a cooling medium is caused to flow in the internal cooling passage to cool the entire blade main body. In the above gas turbine blade, all or a part of the inner surface of the internal cooling passage is coated with a coating layer having non-diffusive permeability with respect to the base material forming the blade body. The coating layer is Al
2 O 3 material or Pt, Pd, Ir or Rh platinum group metal material, and its thickness is 1 to 10 μm
It is. The base material forming the blade body is made of a heat-resistant alloy containing at least one of Ni, Co, and Fe as a main component.
【００１２】従来技術のＡｌパック法では、例えば、厚
さ約５０〜１００μｍのＮｉＡｌ金属間化合物層、その
ＮｉＡｌ金属間化合物層の表面に１〜１０μｍのＡｌ2
Ｏ3高温耐酸化性被覆層が設けられる。高温酸化を模擬
した試験の結果、本発明は従来技術と比べて高温耐熱疲
労性に優れていることが分かった。以下、その理由につ
いて説明する。In the Al pack method of the prior art, for example, a NiAl intermetallic compound layer having a thickness of about 50 to 100 μm, and 1 to 10 μm Al 2 on the surface of the NiAl intermetallic compound layer.
An O 3 high temperature oxidation resistant coating layer is provided. As a result of a test simulating high temperature oxidation, it was found that the present invention is superior in high temperature thermal fatigue resistance as compared with the prior art. Hereinafter, the reason will be described.
【００１３】本発明および従来技術ともに、最表面部は
厚さ１〜１０μｍの耐酸化性被覆層が設けられており、
ガスタービンの起動・停止や連続運転時の熱応力を考え
ない場合、被覆層に亀裂は生じにくいので両者とも高温
耐酸化性については同様の効果が期待できる。In both the present invention and the prior art, the outermost surface portion is provided with an oxidation resistant coating layer having a thickness of 1 to 10 μm,
If the thermal stress at the time of starting / stopping the gas turbine and during continuous operation is not considered, cracks are unlikely to occur in the coating layer, so both can be expected to have the same effect on high temperature oxidation resistance.
【００１４】しかし、ガスタービンの起動・停止や連続
運転時の熱応力を考えた場合、被覆層では熱疲労による
亀裂破損が問題になる。本発明では、例えばＣＶＤ法に
よりＡｌ2Ｏ3を被覆する。本発明および従来技術ともに
最表面部のＡｌ2Ｏ3耐酸化性被覆層に熱疲労により亀裂
が発生しても、通常、破損判定はｍｍオーダーの亀裂発
生であるから、この時点で破損に与える影響は少ない。However, considering the thermal stress during start-up / shutdown and continuous operation of the gas turbine, crack damage due to thermal fatigue becomes a problem in the coating layer. In the present invention, Al 2 O 3 is coated by, for example, the CVD method. In both the present invention and the prior art, even if a crack occurs in the Al 2 O 3 oxidation resistant coating layer on the outermost surface due to thermal fatigue, the damage is usually judged to be in the mm order, and therefore the damage is given at this point. Little impact.
【００１５】そして、亀裂が更に伝播すると、従来技術
の場合は、Ａｌ2Ｏ3耐酸化性被覆層の下側にある、厚さ
約５０〜１００μｍのＮｉＡｌ金属間化合物層中を伝播
することになるが、金属間化合物は脆い材質であるため
に、亀裂の伝播速度はかなり速い。これに対し本発明の
場合は、Ａｌ2Ｏ3耐酸化性被覆層の下側は翼本体を構成
する基材となっており、金属間化合物が存在していない
ので、被覆層表面から深さ約５０〜１００μｍの範囲で
は、亀裂の伝播速度を小さく押さえることができる。そ
の結果、本発明の方が従来技術よりも亀裂破損に至るま
での時間が長くなり、高温耐熱疲労性に優れていると言
える。When the crack further propagates, in the case of the prior art, it propagates in the NiAl intermetallic compound layer having a thickness of about 50 to 100 μm, which is below the Al 2 O 3 oxidation resistant coating layer. However, since the intermetallic compound is a brittle material, the crack propagation speed is considerably high. On the other hand, in the case of the present invention, the lower side of the Al 2 O 3 oxidation resistant coating layer is the base material that constitutes the blade body, and since there is no intermetallic compound, the depth from the coating layer surface is In the range of about 50 to 100 μm, the propagation speed of cracks can be suppressed low. As a result, it can be said that the present invention takes more time to crack damage than the prior art and is superior in high temperature heat fatigue resistance.
【００１６】なお、被覆層表面からの深さが１００μｍ
を越えた範囲では、本発明および従来技術ともに翼本体
構成の基材中を伝播するので、亀裂の伝播速度に差は生
じない。The depth from the surface of the coating layer is 100 μm.
In the range exceeding 1.0, both the present invention and the prior art propagate in the base material of the blade body structure, so that there is no difference in the propagation speed of cracks.
【００１７】また、本発明による高温耐酸化性被覆層を
貴金属であるＰｔを材料にして無電解めっき法により被
覆することもできる。Ｐｔは、Ａｌ2Ｏ3に比べて衝撃に
強く、延性があり、ガスタービン翼基材と熱膨張率差も
少ないので、被覆層自体が強度的に又は被覆層のガスタ
ービン翼基材への密着強度的にも優れたものになる。そ
のため、Ａｌ2Ｏ3被覆層より亀裂発生が難しくなり、さ
らに高温耐熱疲労性が向上する。The high temperature oxidation resistant coating layer according to the present invention can be coated by the electroless plating method using Pt which is a noble metal as a material. Compared to Al 2 O 3 , Pt is more resistant to impact, has ductility, and has a smaller difference in coefficient of thermal expansion from the gas turbine blade base material. The adhesion strength is also excellent. Therefore, it becomes more difficult for cracks to occur than in the Al 2 O 3 coating layer, and the high temperature thermal fatigue resistance is further improved.
【００１８】以上により、内部冷却通路へ高温耐酸化性
被覆層を設けた本発明のガスタービン翼においては、ガ
スタービンの起動・停止や連続運転時の熱応力により亀
裂が発生しても、従来技術のＡｌパック法によるＡｌ拡
散被覆層に比べて亀裂伝播を抑制する効果があるため、
内部冷却通路の高温耐熱疲労性が向上する。As described above, in the gas turbine blade of the present invention in which the high-temperature oxidation-resistant coating layer is provided in the internal cooling passage, even if cracks occur due to thermal stress during start / stop of the gas turbine or continuous operation, the conventional Since it has the effect of suppressing crack propagation compared to the Al diffusion coating layer by the Al pack method of the technology,
The high temperature thermal fatigue resistance of the internal cooling passage is improved.
【００１９】ガスタービン翼の内部冷却通路に高温耐熱
疲労性に優れた高温耐酸化性被覆層を設ける場合、ＰＶ
Ｄ法や溶射法では困難であるが、本発明のようにＣＶＤ
法または無電解めっき法なら可能である。すなわち、内
部冷却通路は翼本体に１個又は複数個設けられ、しかも
内部冷却通路はダブティル部から翼先端部にかけて直線
状に設けられているだけでなく、蛇行して設けられてい
る場合もあるので、ＰＶＤ法や溶射法のように被覆材を
直線運動させて被覆する方法では、均一に被覆すること
が不可能であるが、ＣＶＤ法や無電解めっき法では均一
に被覆することが可能である。また、この場合、Ａｌパ
ック法によりガスタービン翼基材中に拡散浸透して形成
される、ＮｉＡｌ層のような強度的に脆い層の生成を抑
制することもできる。When a high temperature oxidation resistant coating layer having excellent high temperature heat resistance and fatigue resistance is provided in the internal cooling passage of the gas turbine blade, PV is used.
Although difficult with the D method or the thermal spraying method, CVD as in the present invention
Method or electroless plating method is possible. That is, one or a plurality of internal cooling passages are provided in the blade body, and the internal cooling passages are not only linearly provided from the dovetail portion to the blade tip portion, but may be provided in a meandering manner. Therefore, it is impossible to uniformly coat the coating material by linearly moving the coating material such as the PVD method or the thermal spraying method, but it is possible to uniformly coat it by the CVD method or the electroless plating method. is there. Further, in this case, it is also possible to suppress the formation of a layer that is brittle in terms of strength, such as a NiAl layer, which is formed by diffusing and permeating into the gas turbine blade base material by the Al pack method.
【００２０】また、本発明は、圧縮機によって圧縮され
た空気により燃焼された燃焼ガスを、タービンノズルを
介して、複数段のタービンディスクに各々植設されたタ
ービンブレードに衝突させて、タービンディスクを回転
させるガスタービンにおいて、前記タービンブレードと
して上述したガスタービン翼を搭載したことを特徴とし
ている。Further, according to the present invention, the combustion gas combusted by the air compressed by the compressor is caused to collide with the turbine blades, which are respectively planted in the plurality of stages of turbine disks, through the turbine nozzles, and the turbine disks are In a gas turbine for rotating a turbine, the above-mentioned gas turbine blade is mounted as the turbine blade.
【００２１】[0021]
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面を用いて説明する。図１は本発明によるガスター
ビン動翼の外観図、図２はその縦断面図、図３は図２の
Ａ−Ａ線に沿った断面図である。ガスタービン動翼は、
図１に示すように、燃焼ガスが衝突する翼部１と、ター
ビンディスクに植設され翼部１を支持するダブティル部
２とから構成されている。またガスタービン動翼の内部
には、図２に示すように、ダブティル部２から翼部１の
先端にかけて直線状の内部冷却通路３が複数個（図では
３個）設けられている。なお、内部冷却通路３は直線状
に限らず、蛇行して設けられたものもある。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings. 1 is an external view of a gas turbine rotor blade according to the present invention, FIG. 2 is a longitudinal sectional view thereof, and FIG. 3 is a sectional view taken along line AA of FIG. Gas turbine blades
As shown in FIG. 1, it is composed of a blade portion 1 against which combustion gas collides, and a dovetail portion 2 which is planted in a turbine disk and supports the blade portion 1. In addition, as shown in FIG. 2, a plurality of linear internal cooling passages 3 (three in the drawing) are provided inside the gas turbine rotor blade from the dovetail portion 2 to the tip of the blade portion 1. The internal cooling passage 3 is not limited to a straight line, but may be provided in a meandering manner.
【００２２】本発明は内部冷却通路３の内表面に形成さ
れた被覆層に特徴がある。その被覆層の様子を図４に示
す。図４（ａ）は本発明による被覆層を、図４（ｂ）は
従来技術による被覆層をそれぞれ表している。図４にお
いて、４はＡｌ2Ｏ3又はＰｔ等の材料からなる被覆層、
５はＮｉまたはＣｏを主成分とした合金からなる基材、
６はＡｌ2Ｏ3からなる被覆層、７はＮｉＡｌを主成分と
した金属間化合物層である。被覆層４の厚さは１〜１０
μｍであることが望ましい。それは、被覆層４が薄い場
合は耐酸化性が悪くなり、また厚い場合は熱応力の影響
から耐熱疲労性が悪くなるからである。The present invention is characterized by the coating layer formed on the inner surface of the internal cooling passage 3. The state of the coating layer is shown in FIG. FIG. 4A shows a coating layer according to the present invention, and FIG. 4B shows a coating layer according to the prior art. In FIG. 4, 4 is a coating layer made of a material such as Al 2 O 3 or Pt,
5 is a base material made of an alloy containing Ni or Co as a main component,
6 is a coating layer made of Al 2 O 3 , and 7 is an intermetallic compound layer containing NiAl as a main component. The coating layer 4 has a thickness of 1 to 10
μm is desirable. This is because when the coating layer 4 is thin, the oxidation resistance is poor, and when it is thick, the thermal fatigue resistance is poor due to the effect of thermal stress.
【００２３】ここで、なぜ従来技術ではＮｉＡｌ金属間
化合物層が形成されるのに対し、本発明ではＮｉＡｌ金
属間化合物層が形成されずに、Ａｌ2Ｏ3だけが形成され
るのか、その理由をＣＶＤ法で被覆させる場合について
説明する。Here, the reason why the NiAl intermetallic compound layer is formed in the prior art, whereas only the Al 2 O 3 is formed without forming the NiAl intermetallic compound layer in the present invention, and the reason therefor. The case of coating with a CVD method will be described.
【００２４】従来技術では、昇華させたＡｌＣｌ3をキ
ャリアガスのＨ2とともにガス変成室に導入すると、ガ
ス変成室には溶融したＡｌが存在しているので、この溶
融したＡｌと導入されたＡｌＣｌ3が次のように反応す
る。 ＡｌＣｌ3＋２Ａｌ → ３ＡｌＣｌ このことから、ＡｌＣｌ3、ＡｌＣｌおよびＨ2が内部冷
却通路に導入される。次に、このＡｌＣｌからＡｌが１
０００℃以下で次のように析出する。 ３ＡｌＣｌ → ２Ａｌ＋ＡｌＣｌ3 そして、基材５の表面に析出したＡｌは、同時に基材５
中に拡散してＮｉＡｌが形成される。In the prior art, when sublimated AlCl 3 is introduced into the gas shift chamber together with H 2 as a carrier gas, since molten Al exists in the gas shift chamber, the molten Al and the introduced AlCl 3 are present. 3 reacts as follows. AlCl 3 + 2Al → 3AlCl From this, AlCl 3 , AlCl and H 2 are introduced into the internal cooling passages. Next, from this AlCl, Al is 1
Precipitation occurs at 000 ° C or lower as follows. 3AlCl → 2Al + AlCl 3 And the Al deposited on the surface of the base material 5 is at the same time as the base material 5
NiAl is formed by diffusing into the inside.
【００２５】これに対し、本発明では、昇華させたＡｌ
Ｃｌ3がキャリアガスのＨ2、ＣＯ2とともに内部冷却通
路に導入される。そうすると、基材５の表面に次のよう
な反応が起こり、Ａｌ2Ｏ3が形成される。 ２ＡｌＣｌ3＋３ＣＯ2＋３Ｈ2 → Ａｌ2Ｏ3＋３ＣＯ
＋６ＨＣｌOn the other hand, in the present invention, sublimated Al
Cl 3 is introduced into the internal cooling passage together with carrier gases H 2 and CO 2 . Then, the following reaction occurs on the surface of the base material 5 to form Al 2 O 3 . 2AlCl 3 + 3CO 2 + 3H 2 → Al 2 O 3 + 3CO
+ 6HCl
【００２６】[0026]
【実施例】次に、本発明の実施例について詳細に説明す
る。 （第１実施例）図５に示すような形状の要素試験用試験
片を製作した。この試験片は、中実丸棒のＮｉ基耐熱超
合金製基材にＡｌ2Ｏ3を被覆したものである。被覆方法
としては、試験片をＣＶＤ反応炉中に設置して９００〜
１０５０℃に加熱し、ＣＯ2(４.０％)、ＡｌＣｌ3(１.
５％)およびＨ2(９４.５％)からなる混合ガスを炉内圧
力約５０Ｔｏｒｒの条件に制御して流し、図５の斜線部
分８に約５〜６μｍの厚さに被覆層を形成した。Next, embodiments of the present invention will be described in detail. (First Example) A test piece for element test having a shape as shown in FIG. 5 was manufactured. This test piece is a solid round bar made of a Ni-base heat-resistant superalloy substrate coated with Al 2 O 3 . As a coating method, the test piece is placed in a CVD reaction furnace to
Heated to 1050 ° C., CO 2 (4.0%), AlCl 3 (1.
5%) and H 2 (94.5%) mixed gas was flowed while controlling the pressure in the furnace to about 50 Torr to form a coating layer in the shaded portion 8 in FIG. 5 to a thickness of about 5 to 6 μm. .
【００２７】また、比較のために、図５に示したのと同
一形状の試験片を製作し、従来技術により被覆層を形成
した。そして、本実施例による被覆層および従来技術に
よる被覆層に関して、高温低サイクル疲労試験を行っ
た。実験装置は電気炉と疲労試験機を組み合わせたもの
である。疲労試験条件は、大気中加熱７００℃で、変位
制御、ひずみ速度０.１％／Ｓの完全両振り、ひずみ波
形は三角波である。For comparison, a test piece having the same shape as that shown in FIG. 5 was manufactured and a coating layer was formed by a conventional technique. Then, a high temperature low cycle fatigue test was performed on the coating layer according to the present example and the coating layer according to the prior art. The experimental equipment is a combination of an electric furnace and a fatigue tester. Fatigue test conditions are heating in the air at 700 ° C., displacement control, complete double swing at a strain rate of 0.1% / S, and a strain waveform of a triangular wave.
【００２８】本実施例による試験片として、Ｎｉ基耐熱
合金製基材にＣＶＤ法により被覆層を設けたものを用意
し、従来技術による試験片として、Ａｌパック法により
被覆層を設けたものを用意した。さらに、比較のために
被覆層を設けないもの（裸材）も用意した。試験中、引
張り側応力が最大引張りの３／４に低下した時に試験片
は破損したとみなして、この時の繰り返し数を破損繰り
返し数とした。この破損繰り返し数を比較することで耐
熱疲労性を評価した。As the test piece according to this example, a Ni-base heat-resistant alloy base material provided with a coating layer by the CVD method was prepared, and a test piece according to the prior art provided with a coating layer by the Al pack method was used. I prepared. Further, for comparison, a product without a coating layer (bare material) was also prepared. During the test, when the tensile stress decreased to 3/4 of the maximum tensile strength, the test piece was considered to be damaged, and the number of repetitions at this time was defined as the number of damage repetitions. The thermal fatigue resistance was evaluated by comparing the number of repeated damages.
【００２９】図６は疲労試験の結果で、それぞれの試験
片の破損繰り返し数を示している。裸材と従来技術によ
る試験片を比較すると、従来技術の破損繰り返し数は裸
材の約５０％であり、従来技術による試験片の耐久性は
低い。ＣＶＤ法による試験片は裸材のものと比べても長
寿命である。FIG. 6 shows the result of the fatigue test, showing the number of repeated damages of each test piece. Comparing the bare material and the test piece according to the conventional technique, the number of repeated damages of the conventional technique is about 50% of that of the bare material, and the durability of the test piece according to the conventional technique is low. The test piece by the CVD method has a longer life than that of the bare material.
【００３０】また、高温酸化試験を行った。実験装置は
疲労試験と同じ電気炉である。試験片は疲労試験と同様
のものである。試験条件は、大気中でそれぞれ５００，
７００，９００℃で１００時間加熱である。試験終了後
の試験片の重量損失量により評価を行った。図７は酸化
試験の結果で、それぞれの試験片の重量損失量を示して
いる。裸材の場合、試験温度の上昇と共に酸化が進行し
て重量損失量は増加する。本発明による試験片および従
来技術による試験片は共に試験温度に関係なく酸化を防
止していて、特に耐久性の低下は認められない。A high temperature oxidation test was also conducted. The experimental equipment is the same electric furnace as the fatigue test. The test piece is similar to the fatigue test. The test conditions are 500 in the atmosphere and
It is heating at 700 and 900 ° C. for 100 hours. The evaluation was performed by the weight loss amount of the test piece after the test. FIG. 7 shows the result of the oxidation test and shows the weight loss amount of each test piece. In the case of the bare material, the oxidation progresses as the test temperature rises, and the amount of weight loss increases. Both the test piece according to the present invention and the test piece according to the prior art prevent oxidation regardless of the test temperature, and no particular deterioration in durability is observed.
【００３１】以上の評価試験の結果から、本実施例によ
る被覆層は、従来技術による被覆層に比べ、ガスタービ
ン翼を模擬した、高温耐酸化性と高温耐熱疲労性が要求
される環境下でも信頼性の優れたものであることが分か
った。From the results of the above evaluation tests, the coating layer according to the present embodiment is more effective than the coating layer according to the prior art even in an environment that simulates a gas turbine blade and requires high temperature oxidation resistance and high temperature thermal fatigue resistance. It turned out to be highly reliable.
【００３２】次に、ガスタービン動翼の内部冷却通路内
面への被覆の手順について説明する。本実施例において
は、図２に示すような内部冷却通路３内面全体にＡｌ2
Ｏ3を被覆した。翼基材５（図４参照）はＮｉ基合金製
である。被覆のための装置の概略構成を図８に示す。こ
の動翼を１０~2Ｔｏｒｒ以下に排気したＣＶＤ反応炉１
０中に設置して加熱源１１で９００〜１０５０℃に加熱
した。加熱保持後、ＣＯ2(４.０％)、ＡｌＣｌ3(１.５
％)およびＨ2(９４.５％)からなる混合ガスをガスター
ビン動翼１２中の内部冷却通路３に流して、ＣＶＤ反応
炉１０内圧力を５０Ｔｏｒｒで保持して、内部冷却通路
３内表面に被覆層を約４〜６μｍの厚さに形成した。こ
の時の内部冷却通路３への混合ガスの流し方は以下のよ
うになる。Next, the procedure for coating the inner surface of the internal cooling passage of the gas turbine blade will be described. In this embodiment, Al 2 is formed on the entire inner surface of the internal cooling passage 3 as shown in FIG.
Coated with O 3 . The blade base material 5 (see FIG. 4) is made of a Ni-based alloy. The schematic configuration of the apparatus for coating is shown in FIG. CVD reactor 1 in which this moving blade was evacuated to 10 to 2 Torr or less
It was installed at 0 ° C. and heated by a heating source 11 to 900 to 1050 ° C. After heating and holding, CO 2 (4.0%), AlCl 3 (1.5
%) And H 2 (94.5%) to flow into the internal cooling passage 3 in the gas turbine rotor blade 12 to keep the internal pressure of the CVD reactor 10 at 50 Torr, The coating layer was formed to a thickness of about 4 to 6 μm. The method of flowing the mixed gas into the internal cooling passage 3 at this time is as follows.
【００３３】図８に示すように混合ガス生成室１３は内
部冷却通路３の一端に設けられたガス供給槽１４にチュ
ーブ１５で接続しており、ここから混合ガスが内部冷却
通路３に配給される。さらに内部冷却通路３の他端には
ガス流速制御槽１６が接続されおり、ここから反応生成
ガスや未反応ガス、キャリアガスからなる排出ガスがＣ
ＶＤ反応炉１０中に排出される。なお、図８において、
１７はＡｌＣｌ3を示し、１８はＨ2ボンベを、１９はＣ
Ｏ2ボンベを、２０は真空排気装置をそれぞれ示してい
る。As shown in FIG. 8, the mixed gas generation chamber 13 is connected to a gas supply tank 14 provided at one end of the internal cooling passage 3 by a tube 15, from which the mixed gas is distributed to the internal cooling passage 3. It Further, a gas flow velocity control tank 16 is connected to the other end of the internal cooling passage 3, from which exhaust gas composed of a reaction product gas, an unreacted gas, and a carrier gas is discharged.
It is discharged into the VD reactor 10. In FIG. 8,
17 indicates AlCl 3 , 18 indicates a H 2 cylinder, and 19 indicates C
Reference numeral 20 denotes an O 2 cylinder, and 20 denotes an evacuation device.
【００３４】本実施例による被覆層と従来技術による被
覆層に関して、実機試験により評価した。ガスタービン
動翼としては、上記のＣＶＤ法により被覆層を設けたも
のと、比較用としては従来技術のＡｌパック法により被
覆層を設けたもの、および被覆層を設けないものをそれ
ぞれ用意した。そして、それぞれのガスタービン動翼を
ガスタービン実機に投入して実機試験を行った。試験終
了後、それぞれのガスタービン動翼の表面を観察した。
被覆を設けなかったガスタービン翼表面は酸化が進行し
て亀裂が発生していた。Ａｌパック法によるものは酸化
は防止しているが亀裂が発生していた。本実施例のＣＶ
Ｄ法によるものは酸化を防止して且つ亀裂の発生も抑え
ていて、もっとも耐久性が優れていた。The coating layer according to this example and the coating layer according to the prior art were evaluated by an actual machine test. Gas turbine blades provided with a coating layer by the above-described CVD method, for comparison, those provided with a coating layer by the conventional Al pack method, and those without a coating layer were prepared. Then, each of the gas turbine blades was put into a gas turbine actual machine to perform an actual machine test. After the test was completed, the surface of each gas turbine blade was observed.
The surface of the gas turbine blade without the coating was oxidized and cracked. The Al pack method prevented oxidation but cracked. CV of this embodiment
The method by method D had the best durability because it prevented oxidation and suppressed the occurrence of cracks.
【００３５】（第２実施例）第１実施例と同様な形状の
要素試験用試験片に製作し、その表面にＰｔの被覆層を
形成した。被覆層形成方法としては、Ｐｔとしてニトロ
錯塩又はニトロアンミン錯体を用い、そこに還元剤とし
てヒドラジンと、安定剤としてヒドロキシルアミン塩を
添加したＰｔ無電解めっき浴中に要素試験片を浸漬し
て、図５の斜線部分８に約５μｍの厚さに被覆した。(Second Embodiment) A test piece for element test having the same shape as that of the first embodiment was manufactured, and a Pt coating layer was formed on the surface thereof. As the coating layer forming method, a nitro complex salt or a nitroammine complex was used as Pt, and hydrazine was added as a reducing agent, and a hydroxylamine salt was added as a stabilizer. The element test piece was immersed in the Pt electroless plating bath, The shaded area 8 in FIG. 5 was coated to a thickness of about 5 μm.
【００３６】第１実施例と同様の高温低サイクル疲労試
験を行った。試験片はＮｉ基耐熱合金製基材に無電解め
っき法により被覆を設けたものと、比較用として、Ａｌ
パック法により被覆層を設けたもの、および被覆層を設
けないもの（裸材）を用意した。その疲労試験の結果は
前述の図６中に示してある。図から分かるように、第１
実施例と同様の結果が得られ、本実施例の無電解めっき
法による試験片は従来技術のものと比べて長寿命であ
る。また、図６には第１実施例の同様の試験結果も並記
しているが、第１実施例のＣＶＤ法によるものと比較し
ても、本実施例の試験片は若干長寿命である。A high temperature low cycle fatigue test similar to that of the first embodiment was conducted. The test piece is a Ni-based heat-resistant alloy base material coated with an electroless plating method.
One having a coating layer provided by the pack method and one having no coating layer (bare material) were prepared. The result of the fatigue test is shown in FIG. 6 described above. As you can see, the first
The same results as in the example were obtained, and the test piece by the electroless plating method of this example has a longer life than that of the prior art. Further, FIG. 6 also shows the similar test results of the first embodiment, but the test piece of this embodiment has a slightly longer life than that of the CVD method of the first embodiment.
【００３７】また、第１実施例と同様の高温酸化試験を
行った。試験片は疲労試験と同様である。その酸化試験
の結果は前述の図７中に示してある。図から分かるよう
に、無電解めっき法による試験片は若干表面が酸化して
重量が損失しているが殆ど０であり、第１実施例と同様
に本実施例による試験片および従来技術による試験片は
共に試験温度に関係なく酸化を防止しており、特に耐久
性の低下は認められない。A high temperature oxidation test similar to that of the first embodiment was conducted. The test piece is similar to the fatigue test. The result of the oxidation test is shown in FIG. 7 described above. As can be seen from the figure, the surface of the test piece prepared by the electroless plating was slightly oxidized and the weight was lost, but the weight was almost zero. As with the first embodiment, the test piece according to the present embodiment and the test according to the conventional technique were used. Both pieces prevent oxidation regardless of the test temperature, and no particular deterioration in durability is observed.
【００３８】以上の評価試験の結果から、本実施例によ
る被覆層は、従来技術による被覆層に比べ、ガスタービ
ン翼を模擬した、高温耐酸化性と高温耐熱疲労性が要求
される環境下でも信頼性の優れたものであることが分か
った。From the results of the above evaluation tests, the coating layer according to the present example is more effective than the coating layer according to the prior art even in an environment that simulates a gas turbine blade and requires high temperature oxidation resistance and high temperature thermal fatigue resistance. It turned out to be highly reliable.
【００３９】次に、第１実施例と同様にガスタービン翼
に被覆した。本実施例により内部冷却通路全体にＰｔを
被覆した。翼基材はＮｉ基合金製である。被覆方法とし
ては、ガスタービン動翼外表面全体をマスクしてから試
験片と同様にＰｔ無電解めっき浴中に浸漬して、約５μ
ｍの厚さに被覆した。Next, the gas turbine blade was coated in the same manner as in the first embodiment. According to this example, Pt was coated on the entire inner cooling passage. The blade base material is made of a Ni-based alloy. As a coating method, the entire outer surface of the gas turbine rotor blade was masked, and then immersed in a Pt electroless plating bath in the same manner as the test piece, and the coating was carried out to about 5 μm.
It was coated to a thickness of m.
【００４０】第１実施例と同様に、実機試験により評価
した。使用するガスタービン動翼は、上記の無電解めっ
き法により被覆層を設けたものと、比較用として、従来
技術のＡｌパック法により被覆層を設けたもの、および
被覆層を設けないものを用意した。試験結果は、本実施
例の無電解めっき法によるガスタービン動翼表面は酸化
を防止し且つ亀裂の発生を抑えていて、第１実施例と同
様にもっとも耐久性が優れていた。As in the first embodiment, evaluation was carried out by an actual machine test. Gas turbine blades to be used include those provided with a coating layer by the above electroless plating method, those provided with a coating layer by the conventional Al pack method, and those without a coating layer for comparison. did. As a result of the test, the surface of the gas turbine rotor blade by the electroless plating method of this example prevented oxidation and suppressed the generation of cracks, and had the best durability as in the first example.
【００４１】（第３実施例）第１実施例と同様の材料を
用い、第１実施例と同様の方法で、ガスタービン静翼の
内部冷却通路全体へＡｌ2Ｏ3を被覆した。被覆層の厚さ
は約４〜６μｍであった。翼基材はＣｏ基合金製であ
る。このようにして製作したガスタービン静翼を第１実
施例と同様の実機試験により評価した。その結果、第１
実施例と同様に優れた高温耐久性が得られた。(Third Embodiment) The same material as that of the first embodiment was used, and in the same manner as in the first embodiment, the entire internal cooling passage of the gas turbine stationary blade was coated with Al 2 O 3 . The thickness of the coating layer was about 4-6 μm. The blade base material is made of a Co-based alloy. The gas turbine stationary blade thus manufactured was evaluated by the same actual machine test as in the first embodiment. As a result, the first
Similar to the examples, excellent high temperature durability was obtained.
【００４２】（第４実施例）第２実施例と同様の材料を
用い、第２実施例と同様の方法で、ガスタービン静翼の
内部冷却通路全体へＰｔを被覆した。被覆層の厚さは約
５μｍであった。翼基材はＣｏ基合金製である。このよ
うにして作成したガスタービン静翼を第２実施例と同様
の実機試験により評価した。その結果、第１実施例と同
様に優れた高温耐久性が得られた。(Fourth Embodiment) The same material as in the second embodiment was used, and Pt was coated on the entire internal cooling passages of the gas turbine vane in the same manner as in the second embodiment. The thickness of the coating layer was about 5 μm. The blade base material is made of a Co-based alloy. The gas turbine stationary blade thus produced was evaluated by the same actual machine test as in the second embodiment. As a result, excellent high temperature durability was obtained as in the first embodiment.
【００４３】[0043]
【発明の効果】以上説明したように、本発明によれば、
高温耐熱疲労性および高温耐酸化性に優れたガスタービ
ン翼を実現できる。その結果、本発明のガスタービン翼
をガスタービンに搭載すれば、ガスタービンの起動・停
止や連続運転時の熱応力にも容易に耐えることができ、
ガスタービンの耐久性が向上し、長寿命化を図ることが
可能である。As described above, according to the present invention,
It is possible to realize a gas turbine blade having excellent high temperature heat fatigue resistance and high temperature oxidation resistance. As a result, if the gas turbine blade of the present invention is mounted on a gas turbine, it is possible to easily withstand the thermal stress during start-up / stop and continuous operation of the gas turbine,
The durability of the gas turbine is improved and it is possible to extend the life of the gas turbine.
【００４４】また、内部冷却通路への被覆をＣＶＤ法ま
たは無電解めっき法により行うことができるため、従来
の設備をそのまま使用でき経済的である。Further, since the internal cooling passage can be coated by the CVD method or the electroless plating method, the conventional equipment can be used as it is, which is economical.
【図１】本発明によるガスタービン動翼の外観図であ
る。FIG. 1 is an external view of a gas turbine rotor blade according to the present invention.
【図２】図１に示したガスタービン動翼の縦断面図であ
る。FIG. 2 is a vertical cross-sectional view of the gas turbine rotor blade shown in FIG.
【図３】図２のＡ−Ａ線に沿った断面図である。FIG. 3 is a sectional view taken along line AA of FIG. 2;
【図４】内部冷却通路内面の被覆層断面の模式図であ
る。FIG. 4 is a schematic view of a cross section of a coating layer on the inner surface of an internal cooling passage.
【図５】要素試験片の外観図である。FIG. 5 is an external view of an element test piece.
【図６】疲労試験結果を示した図である。FIG. 6 is a diagram showing a fatigue test result.
【図７】酸化試験結果を示した図である。FIG. 7 is a diagram showing the results of an oxidation test.
【図８】内部冷却通路をＣＶＤ法で被覆するための装置
の概略構成図である。FIG. 8 is a schematic configuration diagram of an apparatus for coating an internal cooling passage by a CVD method.
【符号の説明】 １ 翼部 ２ ダブティル部 ３ 内部冷却通路 ４ 被覆層（Ａｌ2Ｏ3またはＰｔ等） ５ 基材（Ｎｉ基超合金） ６ 被覆層（Ａｌ2Ｏ3） ７ 金属間化合物層（ＮｉＡｌ） １０ ＣＶＤ反応炉 １１ 加熱源 １２ ガスタービン動翼 １３ 混合ガス生成室 １４ ガス供給槽 １５ チューブ １６ ガス流速制御槽 １７ ＡｌＣｌ3 １８ Ｈ2ボンベ １９ ＣＯ2ボンベ ２０ 真空排気装置[Explanation of Codes] 1 Wing portion 2 Dovetail portion 3 Internal cooling passage 4 Coating layer (Al 2 O 3 or Pt etc.) 5 Base material (Ni-based superalloy) 6 Coating layer (Al 2 O 3 ) 7 Intermetallic compound layer (NiAl) 10 CVD reaction furnace 11 Heating source 12 Gas turbine rotor blade 13 Mixed gas generation chamber 14 Gas supply tank 15 Tube 16 Gas flow rate control tank 17 AlCl 3 18 H 2 cylinder 19 CO 2 cylinder 20 Vacuum exhaust device
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 Ｆ０２Ｃ 7/00 Ｆ０２Ｃ 7/00 Ｄ // Ｃ２３Ｃ 18/44 Ｃ２３Ｃ 18/44 (72)発明者 土井 裕之 茨城県日立市幸町三丁目１番１号 株式会 社日立製作所日立工場内─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of the front page (51) Int.Cl. 6 Identification code Internal reference number FI Technical display location F02C 7/00 F02C 7/00 D // C23C 18/44 C23C 18/44 (72) Inventor Doi Hiroyuki 3-1-1, Saiwaicho, Hitachi-shi, Ibaraki Stock company Hitachi Ltd. Hitachi factory
Claims (9)
内部冷却通路に冷却媒体を流すことにより、翼本体全体
を冷却する構造のガスタービン翼において、 前記内部冷却通路の内側表面の全部または一部を、前記
翼本体を構成する基材に対して非拡散浸透性を有する被
覆層で被覆したことを特徴とするガスタービン翼。1. A gas turbine blade having a structure in which an internal cooling passage is provided in a blade main body, and a cooling medium is caused to flow through the internal cooling passage to cool the entire blade main body. A gas turbine blade, characterized in that a part thereof is coated with a coating layer having a non-diffusive permeability with respect to a base material forming the blade body.
て、 前記被覆層は、Ａｌ2Ｏ3の材料からなることを特徴とす
るガスタービン翼。2. The gas turbine blade according to claim 1, wherein the coating layer is made of a material of Al 2 O 3 .
て、 前記被覆層は、Ｐｔ、Ｐｄ、ＩｒまたはＲｈの白金族金
属の材料からなることを特徴とするガスタービン翼。3. The gas turbine blade according to claim 1, wherein the coating layer is made of a platinum group metal material of Pt, Pd, Ir or Rh.
ービン翼において、 前記被覆層は、厚さが１〜１０μｍであることを特徴と
するガスタービン翼。4. The gas turbine blade according to claim 1, wherein the coating layer has a thickness of 1 to 10 μm.
て、 前記翼本体を構成する基材は、Ｎｉ、ＣｏおよびＦｅの
少なくとも一種を主成分とした耐熱合金からなることを
特徴とするガスタービン翼。5. The gas turbine blade according to claim 1, wherein the base material forming the blade body is made of a heat resistant alloy containing at least one of Ni, Co and Fe as a main component. Wings.
て、 前記内部冷却通路は、ダブティル部から翼先端部にかけ
て直線状に又は蛇行して設けられていることを特徴とす
るガスタービン翼。6. The gas turbine blade according to claim 1, wherein the internal cooling passage is provided linearly or meandering from the dovetail portion to the blade tip portion.
において、 前記内部冷却通路は、１個又は複数個設けられているこ
とを特徴とするガスタービン翼。7. The gas turbine blade according to claim 1, wherein one or more internal cooling passages are provided.
焼された燃焼ガスを、タービンノズルを介して、複数段
のタービンディスクに各々植設されたタービンブレード
に衝突させて、タービンディスクを回転させるガスター
ビンにおいて、前記タービンブレードとして請求項１〜
７のいずれかに記載のガスタービン翼を搭載したことを
特徴とするガスタービン。8. A gas for rotating a turbine disk by causing a combustion gas combusted by air compressed by a compressor to collide with turbine blades respectively implanted in a plurality of stages of turbine disks through a turbine nozzle. In a turbine, as the turbine blade,
A gas turbine comprising the gas turbine blade according to any one of 7 above.
路の内側表面に被覆層を形成する際に、ＣＶＤ法又は無
電解めっき法により形成することを特徴とする内部冷却
通路の被覆層形成方法。9. A method of forming a coating layer for an internal cooling passage, which comprises forming the coating layer on the inner surface of the internal cooling passage provided in the gas turbine blade by a CVD method or an electroless plating method. .
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP32724995A JPH09166001A (en) | 1995-12-15 | 1995-12-15 | Coated layer forming method of gas turbine blade and internal cooling passage |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP32724995A JPH09166001A (en) | 1995-12-15 | 1995-12-15 | Coated layer forming method of gas turbine blade and internal cooling passage |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09166001A true JPH09166001A (en) | 1997-06-24 |
Family
ID=18197005
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP32724995A Pending JPH09166001A (en) | 1995-12-15 | 1995-12-15 | Coated layer forming method of gas turbine blade and internal cooling passage |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09166001A (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012101980A (en) * | 2010-11-10 | 2012-05-31 | Ｓｕｍｃｏ Ｔｅｃｈｘｉｖ株式会社 | Apparatus for producing silicon single crystal, method for producing silicon single crystal, and method for processing induction heating coil |
| CN102485934A (en) * | 2010-12-01 | 2012-06-06 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | Method for preparing hollow blade inner chamber diffusion layer with high temperature resistance, oxidation resistance and corrosion resistance |
| JP2015132017A (en) * | 2013-12-20 | 2015-07-23 | ハウメット コーポレイションＨｏｗｍｅｔ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ | Internal turbine component electroplating |
-
1995
- 1995-12-15 JP JP32724995A patent/JPH09166001A/en active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012101980A (en) * | 2010-11-10 | 2012-05-31 | Ｓｕｍｃｏ Ｔｅｃｈｘｉｖ株式会社 | Apparatus for producing silicon single crystal, method for producing silicon single crystal, and method for processing induction heating coil |
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| JP2015132017A (en) * | 2013-12-20 | 2015-07-23 | ハウメット コーポレイションＨｏｗｍｅｔ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ | Internal turbine component electroplating |
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