KR20080067980A - 가스 터빈 엔진 코팅 방법 및 장치 - Google Patents

가스 터빈 엔진 코팅 방법 및 장치 Download PDF

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타라 이스터 맥고번
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앤드류 제이 스쿠그
윌리엄 알 스토웰
폴 토마스 마크스
리사 데벨리스
제임스 에이치 클레어
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제너럴 일렉트릭 캄파니
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Abstract

가스 터빈 엔진용 구성요소를 제조하는 방법이 제공된다. 상기 방법은 구성요소의 적어도 일부에 접착막을 도포하는 단계와, 상기 구성요소로부터 제 1 거리에 위치되는 분사 기구를 사용하여 상기 접착막의 적어도 일부에 고밀도 수직 크랙형(DVC) 열 차폐 코팅을 도포하는 단계와, 상기 구성요소로부터 제 2 거리만큼 떨어져 위치되는 분사 기구를 사용하여 소프트 코팅 열 차폐 코팅으로 DVC 열 차폐 코팅의 적어도 일부를 적층하는 단계로서, 상기 소프트 코팅 열 차폐 코팅이 DVC 열 차폐 코팅에 용이하게 접착되도록 상기 제 2 거리가 제 1 거리보다 큰, 상기 적층 단계를 포함한다.

Description

가스 터빈 엔진 코팅 방법 및 장치{METHODS AND APPARATUS FOR COATING GAS TURBINE ENGINES}
본 발명은 일반적으로 가스 터빈 엔진에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 가스 터빈 엔진 블레이드용 코팅을 제조하는 방법 및 장치에 관한 것이다.
적어도 일부가 공지된 가스 터빈 엔진은 하나 이상의 터빈 로터를 포함하고, 상기 터빈 로터는 로터 디스크와, 때때로 블레이드로 언급되는 원주 방향으로 이격된 복수의 로터 블레이드를 포함한다. 공지된 블레이드는 통상적으로 에어포일, 플랫폼, 섕크 및 도브테일을 포함한다. 각각의 도브테일은 블레이드를 로터 디스크에 고정하기 위해, 상기 로터 디스크 내에 형성되는 슬롯 또는 개구 내에 수용된다. 에어포일은 디스크로부터 엔진 내의 연소 가스의 유동으로 연장되며, 가스 유동의 운동 에너지를 회전 역학적 에너지로 전환한다.
부착물의 발생 및 표면 악화는 일반적으로 연소 공정 동안 황과 결합하여 저 용해 염분을 부품의 표면에 퇴적시키는 알칼리 금속을 함유하는 연소 연료에 의해 발생한다. 추가적인 오염물질은 질소산화물(NOX) 제어 또는 동력 증대를 위해 흡인되는 대기 및/또는 분사되는 물로부터 기인할 수 있다.
엔진 작동 동안, 블레이드를 용이하게 보호하기 위해, 적어도 일부가 공지된 터빈 엔진 블레이드는 열 차폐 코팅(thermal barrier coating; TBC)을 포함한다. 그러나, 공지된 열 차폐 코팅은 때때로 상대적으로 거친 외측면을 가지며, 이에 따라 일부 열 차폐 코팅은 예를 들어, 저 용융 염분 또는 연소 동안 발생될 수 있는 그 외 다른 오염물질과 같은 오염물질의 점착에 의해 유발되는 부식에 취약할 수 있다. 열 차폐 코팅의 부식은 열 차폐 코팅의 효율을 감소시킬 수 있으며 및/또는 성능 악화를 부추길 수 있는 추가적인 부식을 촉진할 수 있다.
TBC의 거친 외측면의 영향을 용이하게 감소시키기 위해, 적어도 일부의 열 차폐 코팅은 표면 거칠기를 감소시키고 열 차폐 코팅의 내부식성을 증가시키기 위해 손으로 연마된다. 수동 연마(hand polishing)는 터빈 블레이드 제조에 소요되는 시간 및/또는 노력을 증가시킬 수 있으며, 및/또는 터빈 블레이드의 제조 동안 사람이 실수할 수 있는 가능성이 증가할 수도 있다. 결과적으로, 수동 연마된 블레이드를 포함하는 가스 터빈 엔진 제조에 드는 전체 비용은 수동 연마를 실행하지 않는 다른 블레이드 제조에 관련한 비용보다 높아질 수 있다.
가스 터빈 엔진용 구성요소를 제조하는 방법이 제공된다. 상기 방법은 상기 구성요소의 적어도 일부에 접착막(bond coating)을 도포하는 단계와, 상기 구성요 소로부터 제 1 거리에 위치되는 스프레이 기구를 사용하여 상기 접착막의 적어도 일부에 고밀도 수직 크랙형(dense vertically cracked; DVC) 열 차폐 코팅을 도포하는 단계와, 제 2 거리가 상기 제 1 거리보다 크도록 상기 구성요소로부터 제 2 거리만큼 떨어져 위치되는 스프레이 기구로 매끈한 층 열 차폐 코팅으로 DVC 열 차폐 코팅의 적어도 일부를 덮는 단계를 포함한다.
가스 터빈 엔진용 블레이드를 제조하는 방법이 제공된다. 상기 방법은 블레이드의 적어도 일부에 접착막을 도포하는 단계와, 상기 블레이드로부터 제 1 거리에 위치되는 스프레이 기구를 사용하여 상기 접착막의 적어도 일부에 고밀도 수직 크랙형(DVC) 열 차폐 코팅을 도포하는 단계와, 상기 블레이드로부터 제 2 거리로 떨어져 위치되는 스프레이 기구로 매끈한 층 열 차폐 코팅으로 DVC 열 차폐 코팅의 적어도 일부를 덮는 단계를 포함하며, 이때 상기 제 2 거리는 상기 제 1 거리보다 크다.
가스 터빈 엔진용 블레이드가 제공된다. 상기 블레이드는 상기 블레이드의 일부에 도포되는 제 1 코팅을 포함하며, 스프레이 기구와 상기 블레이드 사이에 형성되는 제 1 거리에서 상기 제 1 코팅의 적어도 일부 상에 제 2 코팅이 분사되며, 제 2 거리가 상기 제 1 거리보다 크도록, 스프레이 기구와 상기 블레이드 사이에 형성되는 제 2 거리에서 상기 제 2 코팅의 적어도 일부 상에 제 3 코팅이 분사되며, 제 2 거리에서 제 3 코팅을 분사하는 것은 제 2 코팅보다 거친 표면 마감으로 제 3 코팅을 형성하는 것을 용이하게 하며, 블레이드에 요구되는 수동 연마의 양을 용이하게 줄이기 위해 제 3 코팅의 적어도 일부에 제 4 코팅이 도포된다.
도 1은 예시적인 가스 터빈 엔진(10)의 개략도이다. 예시적인 실시예에서, 가스 터빈 엔진(10)은 압축기(12), 터빈(14), 터빈(16) 및 연소기(18)를 포함한다. 압축기(12) 및 터빈(14)은 로터 샤프트(20)에 의해 함께 결합된다. 예시적인 실시예에서, 터빈(16)은 이에 한정되는 것은 아니나, 프로펠러(도시되지 않음) 또는 발전기(도시되지 않음)와 같은 외부 부하에 샤프트(22)를 통해 연결된다. 일부 실시예에서, 엔진(10)은 사우스 캐롤라이나주 그린빌 소재 제너럴 일렉트릭 사로부터 상업적으로 이용 가능한 가스 터빈 엔진이다. 작동시에, 대기는 압축기(12)를 통해 유동하고, 압축된 대기는 연소기(18)에 공급되며, 상기 압축된 대기는 연료와 함께 혼합되어, 연소 가스를 생성하기 위해 점화된다. 연소기(18)로부터 안내된 연소 가스는 각각 압축기(12) 및 외부 부하에 동력을 전달하기 위해 종방향 축선(24)을 중심으로 각각의 샤프트(20, 22)의 회전을 구동하는 터빈(14, 16)을 구동시킨다.
도 2는 예를 들어, 가스 터빈 엔진(10)(도 1에 도시됨)과 같은 가스 터빈 엔진과 함께 사용될 수 있는 예시적인 로터 블레이드(26)에 대한 사시도이다. 로터 블레이드, 예를 들어 터빈(14)(도 1에 도시됨)은, 각각의 로터 블레이드(26)가 예를 들어, 샤프트(20)(도 1에 도시됨)와 같은 로터 샤프트에 결합되는 로터 디스크(도 2에 도시되지 않음)에 결합되도록, 그리고 각각의 블레이드(26)가 상기 로터 디스크의 원주 둘레에 이격되도록 배향되는 복수의 로터 블레이드(26)를 포함할 수 있다. 각각의 로터 블레이드(26)는 에어포일(28), 플랫폼(30), 섕크(32) 및 도브 테일(34)을 포함한다. 에어포일(28), 플랫폼(30), 섕크(32) 및 도프테일(34)은 때때로 총괄적으로 버킷으로 언급된다. 대안적인 실시예에서, 블레이드(26)는 팁 캡(tip cap)을 포함한다.
각각의 에어포일(28)은 양 측벽(36, 38)을 포함한다. 측벽(36)은 볼록형으로 에어포일(28)의 흡입측을 형성하며, 측벽(38)은 오목형으로 에어포일(28)의 압력측을 형성한다. 측벽(36, 38)은 에어포일(28)의 선단 에지(40) 및 축선 방향으로 이격된 후단 에지(42)에서 함께 결합된다. 보다 상세하게는, 에어포일 후단 에지(42)는 코드 방향(chord-wise)으로 에어포일 선단 에지(40)로부터 하류측에 이격되어 있다. 측벽(36, 38)은 각각 플랫폼(30)에 인접하여 위치되는 블레이드 기저부(44)로부터 에어포일 첨두(46)에 걸쳐 종방향 또는 반경방향 외측으로 연장된다.
플랫폼(30)은 에어포일(28)이 플랫폼(30)으로부터 반경 방향 외측으로 연장되도록 에어포일(28)과 섕크(32) 사이에서 연장된다. 섕크(32)는 플랫폼(30)으로부터 도브테일(34)에 이르기까지 반경 방향 내측으로 연장되며, 도브테일(34)은 로터 블레이드(26) 결합용 섕크(32)로부터 로터 디스크에 이르기까지 반경 방향 내측으로 연장된다. 플랫폼(30)은 때때로 각각 압력측 및 흡입측이라고 불리는 한 쌍의 양 측벽(52, 54) 에 의해 함께 연결되는 선단 에지측(48) 및 대향하는 후단 에지측(50)을 포함한다.
섕크(32)는 상기 섕크(32)의 상류 측벽(60) 및 하류 측벽(62)에서 함께 연결되는 실질적으로 오목형인 측벽(56) 및 실질적으로 볼록형인 측벽(58)을 포함한다. 따라서, 측벽(56)은 블레이드(26)가 로터 조립체 내에 결합될 때, 섕크 공동(64)이 냉각 가스를 수용하기 위해 인접한 로터 블레이드 섕크(32) 사이에 형성되도록, 각각 상류 및 하류 측벽(60, 62)에 대해 요홈 가공된다.
예시적인 실시예에서, 전방 엔젤 윙(66) 및 후방 엔젤 윙(68) 각각은 로터 조립체 내에 형성되는 전방 및 후방 엔젤 윙 버퍼 공동(도시되지 않음)을 용이하게 밀봉하기 위해, 각각의 측벽(60, 62)으로부터 외측 방향으로 연장된다. 또한, 전방 및 후방 커버 플레이트(70, 72) 역시 블레이드(26)와 로터 디스크 사이의 밀봉을 용이하게 하기 위해, 각각의 측벽(60, 62)으로부터 외측 방향으로 연장된다. 보다 구체적으로는, 커버 플레이트(70, 72)는 각각 도브테일(34)과 각각의 엔젤 윙(66, 68) 사이의 섕크로부터 외측 방향으로 연장된다.
도 3은 도 1에 도시된 가스 터빈 엔진과 함께 사용될 수 있는 제 1 코팅, 제 2 코팅, 제 3 코팅 및 제 4 코팅을 포함하는 예시적인 로터 블레이드의 일부에 대한 측면도이다.
예시적인 실시예에서, 제 1 코팅(100), 즉 접착막(bond coat)이 기판에 도포된다. 예시적인 실시예에서, 제 1 코팅(100)은 기판의 일부, 특히 블레이드(26)의 일부에 도포된다. 또한, 예시적인 실시예에서, 제 1 코팅(100)은 블레이드(26)의 E-클레스에 도포된다. 대안적인 실시예에서, 제 1 코팅(100)은 블레이드(26)의 F-클레스에 도포된다. 이와 달리, 제 1 코팅(100)은 이에 한정되는 것은 아니나, 로터 블레이드(26)의 에어포일(28)(도 2에 도시됨), 섕크(32)(도 2에 도시됨) 및/또는 도브테일(34)(도 2에 도시됨) 중 적어도 하나의 일부에 도포된다. 예시적인 실시예에서, 제 1 코팅(100)을 블레이드(26)의 일부에 도포하기 위해 분사법(thermal spray process)이 사용된다.
제 1 코팅(100)은 제 2 코팅(102)의 기판에의 접착을 용이하게 하기 위해 기판에 도포된다. 제 1 코팅(100)은 예를 들어, 그 약어 MCrAlY가 M이 니켈, 코발트 또는 니켈 및 코발트의 합성물인 합금을 포함하는 요소를 가리키는 금속 합금의 공지된 플라즈마-분사 코팅을 포함할 수 있다.
예시적인 실시예에서, 제 2 코팅(102)은 제 1 코팅(100)의 적어도 일부에 도포된다. 예시적인 실시예에서, 제 2 코팅(102)은 블레이드(26)를 열적으로 보호하는 것을 용이하게 하는 고밀도 수직 크랙형(DCV) 열 차폐 코팅이다. 제 2 코팅(102)은 이에 한정되는 것은 아니나, 플라즈마-분사식 세라믹 재료로 형성된다. 예시적인 실시예에서, 세라믹 재료는 지르코니아 밸런스로 6-8 중량 백분율 이트리아의 구성을 갖는 이트리아 안정화 지르코니아(yttria stabilized zirconia)와 같은 금속 산화물이다. 지르코니아는 이에 한정되는 것은 아니나, 칼슘, 산화세륨, 산화 마그네슘 또는 그 외 다른 산화물 중 적어도 하나로 안정화될 수 있다. 예시적인 실시예에서, 제 2 코팅(102)은 층(104)을 형성하는 분사총을 사용하여 기판 및/또는 제 1 코팅(100) 상에 분사된다. 예시적인 실시예에서, 분사총은 술처 멧코(Sultzer Metco)로부터 상업적으로 이용 가능한 7MB 총으로 사용되었다. 대안적인 실시예에서, 제 2 코팅(102)은 소정의 적합한 분사 기구로 제 1 코팅(100)의 일부 및/또는 기판 상에 분사된다.
특히, 제 2 코팅(102)은 대기 플라즈마 분사법(air plasma spray; APS)을 사용하여 기판 및/또는 제 1 코팅(100) 상에 분사된다. 대기 플라즈마 분사법은 주 로 금속을 산화물로 코팅하기 위해 사용된다. 층(104)은 또한 "각각의 층" 또는 "세라믹 층"으로 언급될 수 있다. 예시적인 실시예에서, 층(104)은 주층 및 부층에 의해 형성되는 두께를 갖는다. 특히, 기판 및/또는 제 1 코팅(100)의 전체 표면을 덮고, 제 2 코팅(102)의 필요한 두께를 얻기 위해, 제 2 코팅 증착시 분사총 및 기판이 서로에 대해 상대적으로 이동되는 것이 일반적으로 바람직하다. 이는 상기 총, 기판 또는 이들 양자가 이동하는 형태를 취할 수 있으며, 스프레이 페인팅을 위해 사용되는 공정과 유사하다. 기존의 분사총이 소정의 패턴을 분사한다는 사실과 함께 이러한 이동은 제 2 코팅(102)이 주층과 부층에 증착되어 층(104)을 형성하게 한다. 예시적인 실시예에서, 제 2 코팅(102)은 제 2 코팅(102)으로의 코팅의 접착을 제한하는 고밀도 저 유공성 표면(dense low porosity surface)이다.
대안적인 실시예에서, 제 1 코팅의 적어도 일부 및/또는 기판에 본 발명의 제 2 코팅(102)을 도포하기 위해 공지된 방법 및 장치가 사용된다. 구체적으로, 대안적인 실시예에서, 제 2 코팅(102)은 이에 한정되는 것은 아니나, 고속 산소-연료(HVOF)법, 고속 대기-연료(HVAF)법, 중력 쇼트 피닝(gravity shot peening; GASP)법, 진공압 플라즈마 분사법, 저압 플라즈마 분사법, 대기 플라즈마 분사법, 와이어 아크법 및 화염 분사법 중 적어도 하나를 사용하여 제 1 코팅(100) 및/또는 기판 상에 분사될 수도 있다. 다른 대안적인 실시예에서, 제 2 코팅(102)은 이에 한정되는 것은 아니나, 확산법, 클래딩법(cladding process) 및 예비-소결 브레이징 예비 형성법을 사용하여 접착막 및/또는 블레이드(26)의 적어도 일부에 도포된다. 또 다른 대안적인 실시예에서, 제 2 코팅(102)은 다른 적합한 방법에 의해 제 1 코팅(100) 및/또는 기판의 적어도 일부에 도포될 수 있다.
예시적인 실시예에서, 제 3 코팅(106)은 제 2 코팅(102)의 적어도 일부에 도포된다. 예시적인 실시예에서, 제 3 코팅(106)은 제 2 코팅(102)과 실질적으로 동일한 구성으로 제조된다. 예시적인 실시예에서, 제 3 코팅(106)은 분사총을 사용하여 제 2 코팅(102)의 적어도 일부에 분사되어 층(108)을 형성한다. 예시적인 실시예에서, 제 3 코팅(106)을 제 2 코팅(102)에 도포하기 위해 사용된 분사총은 제 2 코팅(102)을 제 1 코팅(100)의 적어도 일부에 도포하기 위해 사용한 분사총과 동일하다. 구체적으로, 제 3 코팅(106)은 대기 플라즈마 분사(APS)법을 사용하여 제 2 코팅(102)의 적어도 일부 상에 분사된다.
대안적인 실시예에서, 본 발명의 제 3 코팅(106)을 제 2 코팅(102)의 적어도 일부에 도포하기 위해 공지된 방법 및 장치가 사용된다. 구체적으로, 대안적인 실시예에서, 제 3 코팅(106)은 이에 한정되는 것은 아니나, 고속 산소-연료(HVOF)법, 고속 대기-연료(HVAF)법, 중력 쇼트 피닝(gravity shot peening; GASP)법, 진공압 플라즈마 분사법, 저압 플라즈마 분사법, 와이어 아크법 및 화염 분사법 중 적어도 하나를 사용하여 제 2 코팅(102) 상에 분사될 수도 있다. 대안적인 실시예에서, 제 3 코팅(106)은 이에 한정되는 것은 아니나, 확산법, 클래딩법 및 예비-소결 브레이징 예비 형성법을 사용하여 제 2 코팅(102)에 도포된다. 또 다른 대안적인 실시예에서, 제 3 코팅(106)은 소정의 다른 적합한 방법으로 제 2 코팅(102)의 일부에 도포될 수 있다.
일반적으로, 예시적인 실시예에서, 제 3 코팅(106)은 제 2 코팅(102)보다 거 친 표면 마감을 가지며, 내부식성을 용이하게 증대하게 된다. 제 3 코팅(106), 즉 연질 코팅은 다공성 코팅이다. 제 3 코팅(106)의 특성 및 다공성은 제 2 코팅(102)에 대한 제 3 코팅(106)의 접착을 용이하게 한다. 구체적으로, 제 3 코팅(106)은 제 2 코팅(102)의 좁은 영역 및 필렛에 접착된다. 대안적인 실시예에서, 제 3 코팅(106)은 기판의 품질 저하를 용이하게 감소시키고, 표면의 부착물 생성에 대한 취약성을 용이하게 감소시키는 소정의 표면 마감을 갖는다.
예시적인 실시예에서, 제 4 코팅(110)은 제 3 코팅(106)의 적어도 일부에 도포된다. 대안적인 실시예에서, 제 4 코팅(110)은 제 3 코팅(106)에 도포되지 않는다. 상기 예시적인 실시예에서, 제 4 코팅(110)은 ETBC® 코팅(즉, 연질 코팅)이다. ETBC®는 뉴욕주 스키넥터디에 위치한 제너널 일렉트릭 사의 등록 상표이다. 예시적인 실시예에서, 제 4 코팅(110)은 알코올 슬러리에 부유된 알루미나의 혼합물이며, 일반적으로 알루미나계 실리카 결합 세라믹 재료(alumina-base silica-bound ceramic material)이다. 보다 구체적으로, 제 4 코팅(110)은 규소(SiO2), 규산염 및/또는 멀라이트(3Al2O32SiO2)로 이루어진 바인더 매트릭스(binder matrix) 내에 분산되는 알루미나(Al2O3)의 입자를 포함하며, 그 상대량은 제 4 코팅(110)에 의해 보여지는 온도 및 후속하는 서비스 온도에 따라 변경될 것이며, 이때 다량의 멀라이트가 고온에서 형성된다. 알루미나 입자는 제 4 코팅(110)의 적어도 5 내지 약 85 중량 백분율을 구성한다. 제 4 코팅 내의 알루미나 및 규소계 매트릭스 재료의 상대량은 제 4 코팅(110)에 요구되는 특성에 따라 맞춰질 수 있다.
예시적인 실시예에서, 제 4 코팅(110)은 테이프 케스트법(tape cast method)을 사용하여 제 3 코팅(106)에 도포된다. 제 4 코팅(110)은 제 3 코팅(106)에 접착되어 표면 거칠기의 감소를 촉진한다. 제 4 코팅(110)의 평탄함은 블레이드(26)의 수동 연마에 대한 필요성을 실질적으로 없앤다. 또한, 제 4 코팅(110)은 제 4 코팅(110)이 도포되지 않는 다른 공지된 블레이드에 비해 3배 정도 내부식성이 증가한다. 또한, 공지된 수동 연마 공정은 블레이드(26)를 완전히 수동 연마하기 위해 대략 한시간 정도를 요구한다. 예시적인 실시예에서, 제 4 코팅(110)이 도포될 때, 블레이드(26)를 완벽하게 수동 연마하는데 소요되는 시간은 50% 감소된다. 즉, 수동 연마는 대략 30분 정도 걸린다. 또한, 제 4 코팅(110)은 상기 제 4 코팅(110)이 제 1, 제 2 및 제 3 코팅(100, 102, 106) 그리고 블레이드(26)의 냉각을 용이하게 하도록 IR 열 범위 내에서 투명하지 않다.
조립 동안, 제 1 코팅(100)은 블레이드(26)를 열적으로 보호하기 위해, 이에 한정되는 것은 아니나, 로터 블레이드(26)의 플랫폼(30), 에어포일(28), 섕크(32) 및/또는 도브테일(34) 중 적어도 하나를 포함하는 기판의 일부에 도포된다. 대안적으로, 제 1 코팅(100)은 엔진(10)의 소정의 적절한 부위에 도포될 수도 있다. 또 다른 대안예에서, 로터 블레이드(26)에는 제 1 코팅(100)이 제공될 수도 있다. 일단 제 1 코팅(100)이 기판에 도포되면, 제 2 코팅(102)이 제 1 코팅(100)의 적어도 일부에 도포된다. 대안적인 실시예에서, 제 2 코팅(102)은 기판에 직접 도포된다.
제 2 코팅(102)은 제 1 코팅(100)의 일부 상에 제 2 코팅(102)을 분사함으로 써 접착막 및/또는 블레이드(26)의 일부에 도포될 수도 있다. 구체적으로, 제 2 코팅(102)은 대기 플라즈마 분사(APS)법을 사용하여 기판으로부터 제 1 거리만큼 떨어져 위치되는 기구(도시되지 않음)로 접착막 및/또는 기판의 일부 상에 분사된다. 예시적인 실시예에서, 분사총은 접착막 및/또는 기판의 일부 상에 제 1 분말 유동으로 제 2 코팅(102)을 분사하며, 여기서 상기 분사총은 제 1 온도로 가열된다. 제 2 코팅(102)은 제 1 속도로 접착막 및/또는 기판 상에 분사된다. 또한, 상기 총은 제 1 총 대 가공물 거리의 기판으로부터 제 1 거리에 위치된다. 제 1 총 대 가공물 거리는 분사총의 헤드(즉, 첨두부)와 기판 사이에서 측정된다. 구체적으로, 예시적인 실시예에서, 분사총은 대략 화씨 750 내지 1000도 사이의 제 1 온도로 가열되고, 제 1 코팅(100) 및/또는 기판 상에 제 2 코팅(102)을 분사하는 제 1 총 속도는 대략 590 mm/sec 내지 610 mm/sec에 이르며, 제 1 총 대 가공물 거리는 대략 0 내지 3인치에 이른다. 또한, 접착막 및/또는 기판의 일부에 제 2 코팅(102)을 분사할 때, 제 2 코팅(102)은 층(104)이 대략 18 밀의 두께를 갖도록 도포된다. 대안적인 실시예에서, 제 2 코팅(102)은 소정의 적합한 두께로 도포될 수 있다.
예시적인 실시예에서, 제 2 코팅(102)이 블레이드(26)의 일부에 도포된 후에, 제 3 코팅(106)은 상기 제 2 코팅(102)이 도포된 표면적의 적어도 일부에 제 3 코팅(106)을 도포함으로써 제 2 코팅(102) 상에 적층된다. 예시적인 실시예에서, 제 3 코팅(106)은 대기 플라즈마 분사(APS)법을 사용하여 기판으로부터 떨어진 제 2 거리에 위치되는 기구(도시되지 않음)로 제 2 코팅(102) 상에 분사된다. 구체적 으로, 예시적인 실시예에서, 제 3 코팅(106)은 전술된 바와 같이 접착막 및/또는 기판에 제 2 코팅(102)을 도포하기 위해 사용된 것과 동일한 분사총 및 실질적으로 동일한 기술을 사용하여 제 2 코팅(102)의 일부 상에 분사된다. 대안적인 실시예에서, 상이한 분사 기구가 제 3 코팅(106)을 제 2 코팅(102) 상에 도포하기 위해 사용된다. 예시적인 실시예에서, 분사총은 제 2 분말 유동으로 제 3 코팅(106)을 제 2 코팅(102)의 일부 상에 분사하며, 상기 분사총은 제 2 온도로 가열된다. 제 2 분말 유동은 제 1 분말 유동보다 크다. 제 3 코팅(106)은 제 2 속도로 제 2 코팅(102) 상에 분사된다. 또한, 상기 총은 제 2 총 대 가공물 거리의 기판 및/또는 제 2 코팅(102)으로부터 제 2 거리에 위치된다. 예시적인 실시예에서, 제 2 총 대 가공물 거리는 제 2 코팅(102)을 제 1 코팅(100) 상에 분사하기 위해 사용된 제 1 총 대 가공물 거리보다 크며, 이는 제 3 코팅(106)이 제 2 코팅(102)보다 다공성이 되도록 한다. 보다 구체적으로, 예시적인 실시예에서, 분사총은 대략 화씨 850도의 제 2 온도로 가열되고, 제 2 코팅(102) 상에 제 3 코팅(106)을 분사하는 제 2 총 속도는 대략 300 mm/sec 내지 500 mm/sec이며, 제 2 총 대 가공물 거리는 대략 3 내지 7 인치이다. 또한, 제 3 코팅(106)을 제 2 코팅(102)의 일부 상에 분사할 때, 제 3 코팅(106)은 대략 2 밀의 두께로 도포된다. 대안적인 실시예에서, 제 3 코팅(106)은 소정의 적절한 두께로 도포될 수도 있다.
총 대 가공물 거리를 증가함에 따라, 제 3 코팅(106)은 제 2 코팅(102)보다 다공성(즉, 연한 코팅)을 가지게 된다. 제 3 코팅(106)이 제 2 코팅(102)보다 다공성이라는 것은 제 3 코팅(106)이 증가된 접착 특성을 갖게 됨으로써 제 3 코 팅(106)이 제 2 코팅(102)에 보다 용이하게 접착된다. 제 3 코팅(106)은 제 2 코팅(102)의 필렛 및 좁은 영역에 부착된다.
제 3 코팅(106)은 제조 시간을 줄이고 폐기율을 감소시키는 관점에서 제조 단가 절감을 촉진하게 되는데, 이는 제 3 코팅(106)이 제 2 코팅(102)보다 적은 부산물을 갖기 때문이다. 보다 구체적으로, 코팅의 표면 마감은 표면 거칠기를 감소하는데 요구되는 수동 연마의 양을 감소시킴으로써 근접하게 제어될 수 있는데, 이는 수동 연마기는 블레이드가 재코팅될 필요가 있는 지점에 대해 두께를 감소시킬 수 있기 때문이다. 또한, 코팅의 두께를 제어하는 것은 제 3 코팅(106)을 마모시키는 것을 방지한다.
제 3 코팅(106)이 제 2 코팅(102)의 적어도 일부에 도포되면, 제 4 코팅(110)이 제 3 코팅(106)의 적어도 일부에 도포되어 열전달 감소를 용이하게 한다. 예시적인 실시예에서, 제 4 코팅(110)은 대략 0.5 내지 4 밀의 두께를 갖는 제 3 코팅(106)의 일부에 도포된다. 감소된 열전달로, 블레이드(26)의 내구성은 용이하게 증가되며 블레이드(26)는 표면 부착물 발생에 보다 덜 취약하게 된다. 추가로, 블레이드(26)의 전체 대기역학적 성능이 증가된다. 또한, 코팅(100, 102, 106, 110)은 코팅(100, 102, 106, 110)이 엔진 효율에 부정적인 영향을 미치지 않도록 공칭 중량(nominal weight)에 있다.
방법 및 코팅의 예시적인 실시예가 본원에서 상세하게 설명 및/또는 예시된다. 상기 방법 및 코팅은 본원에 개시된 특정 실시예에 한정되는 것은 아니며, 각 방법의 단계 및 각 코팅의 구성요소는 본원에 설명된 다른 단계 및/또는 구성요소 와 독립적으로 사용되거나 분리되어 사용될 수도 있다. 각각의 방법 단계 및 구성요소는 다른 방법 단계 및/또는 구성요소와 결합되어 사용될 수도 있다.
본원에 설명 및/또는 예시된 댐퍼 핀 및 방법의 요소/구성요소/단계/ 등을 소개할 때, "하나", "일", "그". "상기" 및 "적어도 하나"라는 용어는 상기 요소(들)/구성요소(들)/단계(들)/ 등의 하나 또는 그 이상인 것을 의미한다. "구비하는", "포함하는" 및 "가지는"과 같은 용어는 추가의 요소(들)/구성요소(들)/단계(들) 등 및 언급된 요소(들)/구성요소(들)/단계(들) 외의 다른 것이 있을 수 있음을 의미한다.
본 발명이 다양한 특정 실시예와 관련하여 설명되었지만, 당업자는 본 발명이 특허청구범위의 취지 및 범위 내의 변형예로 실행될 수 있다는 것을 인지할 것이다.
도 1은 예시적인 가스 터빈 엔진의 개략적인 단면도,
도 2는 예를 들어, 도 1에 도시된 가스 터빈 엔진과 같은 가스 터빈 엔진과 함께 사용될 수 있는 예시적인 로터 블레이드의 사시도,
도 3은 도 1에 도시된 가스 터빈 엔진과 함께 사용될 수 있는 제 1 코팅, 제 2 코팅, 제 3 코팅 및 제 4 코팅을 포함하는 예시적인 로터 블레이드의 일부에 대한 측면도.
※도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명※
10: 가스 터빈 엔진 26: 로터 블레이드
100: 제 1 코팅 102: 제 2 코팅
106: 제 3 코팅 110: 제 4 코팅

Claims (18)

  1. 가스 터빈 엔진용 구성요소를 제조하는 방법에 있어서,
    상기 구성요소의 적어도 일부에 접착막을 도포하는 단계와,
    상기 구성요소로부터 제 1 거리에 위치되는 분사 기구를 사용하여 상기 접착막의 적어도 일부에 고밀도 수직 크랙형(dnese vertically cracked: DVC) 열 차폐 코팅을 도포하는 단계와,
    상기 구성요소로부터 제 2 거리에 떨어져 위치되는 분사 기구를 사용하여 연질막 열 차폐 코팅으로 상기 DVC 열 차폐 코팅의 적어도 일부에 적층하는 단계로서, 상기 DVC 열 차폐 코팅에 대한 상기 연질막 열 차폐 코팅의 부착을 용이하게 하기 위해, 상기 제 2 거리는 상기 제 1 거리보다 큰, 상기 적층 단계를 포함하는
    가스 터빈 엔진용 구성요소 제조 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 접착막의 적어도 일부에 DVC 열 차폐 코팅을 도포하는 단계는, 상기 분사 기구를 상기 구성요소로부터 대략 5.08㎝(2 인치) 이격하여 위치시키는 단계를 더 포함하는
    가스 터빈 엔진용 구성요소 제조 방법.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 DVC 열 차폐 코팅의 적어도 일부에 상기 연질막 열 차폐 코팅을 도포하는 단계는, 상기 분사 기구를 상기 구성요소로부터 대략 15.24㎝(6 인치) 이격하여 위치시키는 단계를 더 포함하는
    가스 터빈 엔진용 구성요소 제조 방법.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 DVC 열 차폐 코팅의 적어도 일부에 상기 연질막 열 차폐 코팅으로 적층하는 단계는, 대략 1 내지 4 밀의 두께인 다공층을 포함하는 구성물로 상기 DVC 열 차폐 코팅의 적어도 일부에 적층하는 단계를 포함하는
    가스 터빈 엔진용 구성요소 제조 방법.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 DVC 열 차폐 코팅의 적어도 일부에 연질막 열 차폐 코팅으로 적층하는 단계는, 상기 연질막 열 차폐 코팅을 상기 DVC 열 차폐 코팅 상에 분사하는 단계를 포함하는
    가스 터빈 엔진용 구성요소 제조 방법.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 연질막 열 차폐 코팅을 상기 DVC 열 차폐 코팅 상에 분사하는 단계는, 고속 산소-연료(oxy-fuel)(HVOF)법, 고속 대기-연료(HVAF)법, 대기 플라즈마 분 사(APS)법, 진공압 플라즈마 분사법, 저압 플라즈마 분사법, 와이어 아크법 및 화염 분사법 중 적어도 하나를 사용하여 상기 DVC 열 차폐 코팅을 분사하는 단계를 포함하는
    가스 터빈 엔진용 구성요소 제조 방법.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 DVC 열 차폐 코팅의 적어도 일부에 연질막 열 차폐 코팅으로 적층하는 단계는, 상기 DVC 열 차폐 코팅의 표면보다 거친 표면을 형성하는 단계를 포함하는
    가스 터빈 엔진용 구성요소 제조 방법.
  8. 가스 터빈 엔진에 사용하기 위한 블레이드를 제조하는 방법에 있어서,
    상기 블레이드의 적어도 일부에 접착막을 도포하는 단계와,
    상기 블레이드로부터 제 1 거리에 위치되는 분사 기구를 사용하여 상기 접착막의 적어도 일부에 고밀도 수직 크랙형(DVC) 열 차폐 코팅을 도포하는 단계와,
    상기 블레이드로부터 제 2 거리만큼 떨어져 위치되는 분사 기구를 사용하여 상기 DVC 열 차폐 코팅의 적어도 일부에 연질막 열 차폐 코팅으로 적층하는 단계로서, 상기 제 2 거리는 상기 제 1 거리보다 큰, 상기 적층 단계를 포함하는
    가스 터빈 엔진에 사용하기 위한 블레이드 제조 방법.
  9. 가스 터빈 엔진용 블레이드에 있어서,
    상기 블레이드의 일부에 도포되는 제 1 코팅과,
    상기 제 1 코팅의 적어도 일부 위에 분사되는 제 2 코팅으로서, 상기 블레이드로부터 제 1 거리에 있는 분사기로부터 분사되는, 상기 제 2 코팅과,
    상기 제 2 코팅의 적어도 일부 위에 분사되는 제 3 코팅으로서, 상기 블레이드로부터 제 2 거리에 있는 분사기로부터 분사되며, 상기 제 2 거리는 상기 제 1 거리보다 길고, 상기 제 3 코팅은 상기 제 2 코팅의 외측면 마감보다 거친 외측면 마감을 갖는, 상기 제 3 코팅과,
    상기 블레이드의 수동 연마의 양을 줄이기 위해, 상기 제 3 코팅의 적어도 일부 위에 도포되는 제 4 코팅을 포함하는
    가스 터빈 엔진용 블레이드.
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 제 1 거리는 대략 5.08㎝(2 인치)이며, 상기 제 2 거리는 대략 15.24㎝(6 인치)인
    가스 터빈 엔진용 블레이드.
  11. 제 9 항에 있어서,
    상기 제 2 코팅은 대략 18 밀의 두께를 갖는
    가스 터빈 엔진용 블레이드.
  12. 제 9 항에 있어서,
    상기 제 3 코팅은 대략 2 밀의 두께를 갖는
    가스 터빈 엔진용 블레이드.
  13. 제 9 항에 있어서,
    상기 제 1 코팅은 접착 코팅인
    가스 터빈 엔진용 블레이드.
  14. 제 9 항에 있어서,
    상기 제 2 코팅은 지르코니아 밸런스(balance)로 산화이트륨의 6 내지 8 중량 %의 합성물을 포함하는 금속 산화물을 포함하는
    가스 터빈 엔진용 블레이드.
  15. 제 9 항에 있어서,
    상기 제 3 코팅은 상기 제 2 코팅과 실질적으로 동일한 합성물을 포함하는
    가스 터빈 엔진용 블레이드.
  16. 제 9 항에 있어서,
    상기 제 4 코팅은 규소(SiO2), 규산염 및 멀라이트(3Al2O32SiO2) 중 적어도 하나로 구성되는 바인더 매트릭스(binder matrix) 내에 분산된 알루미나(Al2O3)의 합성물을 포함하는
    가스 터빈 엔진용 블레이드.
  17. 제 16 항에 있어서,
    상기 제 4 코팅은 분사법 및 테이프 캐스트(tape cast)법 중 적어도 하나를 사용하여 상기 제 3 코팅에 도포되는
    가스 터빈 엔진용 블레이드.
  18. 제 9 항에 있어서,
    상기 제 2 코팅은 필렛 및 좁은 영역을 포함하고, 상기 제 3 코팅은 상기 필렛 및 상기 좁은 영역에 용이하게 부착하도록 하는 다공성을 포함하는
    가스 터빈 엔진용 블레이드.
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Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8273231B2 (en) 2007-12-21 2012-09-25 Rolls-Royce Corporation Methods of depositing coatings with γ-Ni + γ′-Ni3A1 phase constitution
US8501273B2 (en) 2008-10-02 2013-08-06 Rolls-Royce Corporation Mixture and technique for coating an internal surface of an article
US9624583B2 (en) 2009-04-01 2017-04-18 Rolls-Royce Corporation Slurry-based coating techniques for smoothing surface imperfections
US8511993B2 (en) * 2009-08-14 2013-08-20 Alstom Technology Ltd. Application of dense vertically cracked and porous thermal barrier coating to a gas turbine component
US20110086177A1 (en) * 2009-10-14 2011-04-14 WALBAR INC. Peabody Industrial Center Thermal spray method for producing vertically segmented thermal barrier coatings
US8967957B2 (en) * 2011-11-03 2015-03-03 General Electric Company Rotating airfoil component of a turbomachine
MX2015002297A (es) * 2012-08-24 2016-01-22 Barson Composites Corp Recubrimientos para componentes de dispositivo de energia de fluido.
DE102013109116A1 (de) * 2012-08-27 2014-03-27 General Electric Company (N.D.Ges.D. Staates New York) Bauteil mit Kühlkanälen und Verfahren zur Herstellung
US9387512B2 (en) 2013-03-15 2016-07-12 Rolls-Royce Corporation Slurry-based coating restoration
WO2015006329A1 (en) 2013-07-10 2015-01-15 United Technologies Corporation Abrasive flow media fixture with end contour
WO2015006332A1 (en) 2013-07-10 2015-01-15 United Technologies Corporation Vibratory mass media fixture with tip protector
US9289917B2 (en) 2013-10-01 2016-03-22 General Electric Company Method for 3-D printing a pattern for the surface of a turbine shroud
US9151175B2 (en) 2014-02-25 2015-10-06 Siemens Aktiengesellschaft Turbine abradable layer with progressive wear zone multi level ridge arrays
RU2016137904A (ru) 2014-02-25 2018-03-29 Сименс Акциенгезелльшафт Термобарьерное покрытие компонента турбины с изолирующими трещины техническими элементами в виде канавок
US8939706B1 (en) 2014-02-25 2015-01-27 Siemens Energy, Inc. Turbine abradable layer with progressive wear zone having a frangible or pixelated nib surface
US9243511B2 (en) 2014-02-25 2016-01-26 Siemens Aktiengesellschaft Turbine abradable layer with zig zag groove pattern
WO2016133581A1 (en) 2015-02-18 2016-08-25 Siemens Aktiengesellschaft Turbine shroud with abradable layer having composite non-inflected triple angle ridges and grooves
WO2016133982A1 (en) 2015-02-18 2016-08-25 Siemens Aktiengesellschaft Forming cooling passages in thermal barrier coated, combustion turbine superalloy components
EP3168323B1 (en) 2015-11-13 2020-01-22 General Electric Technology GmbH Power plant component
US10174412B2 (en) 2016-12-02 2019-01-08 General Electric Company Methods for forming vertically cracked thermal barrier coatings and articles including vertically cracked thermal barrier coatings
CN110080826B (zh) * 2019-05-31 2023-09-15 南京赛达机械制造有限公司 一种汽轮机叶片及其制备方法

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5419971A (en) 1993-03-03 1995-05-30 General Electric Company Enhanced thermal barrier coating system
EP0688047A1 (en) * 1994-06-13 1995-12-20 Mitsubishi Materials Corporation Aluminium nitride substrate and method of producing the same
DE69524353T2 (de) 1994-10-04 2002-08-08 Gen Electric Hochtemperatur-Schutzschicht
US6210791B1 (en) 1995-11-30 2001-04-03 General Electric Company Article with a diffuse reflective barrier coating and a low-emissity coating thereon, and its preparation
US6465090B1 (en) 1995-11-30 2002-10-15 General Electric Company Protective coating for thermal barrier coatings and coating method therefor
US5683825A (en) * 1996-01-02 1997-11-04 General Electric Company Thermal barrier coating resistant to erosion and impact by particulate matter
US6306517B1 (en) 1996-07-29 2001-10-23 General Electric Company Thermal barrier coatings having an improved columnar microstructure
US6057030A (en) * 1997-07-21 2000-05-02 Kanebo Ltd. Porous ceramic body and kiln furniture made from a porous ceramic body
US6047539A (en) 1998-04-30 2000-04-11 General Electric Company Method of protecting gas turbine combustor components against water erosion and hot corrosion
US6165600A (en) 1998-10-06 2000-12-26 General Electric Company Gas turbine engine component having a thermal-insulating multilayer ceramic coating
US6007919A (en) 1998-12-22 1999-12-28 General Electric Company High temperature high band heat reflecting coating material and coated article
US6177186B1 (en) 1999-04-30 2001-01-23 General Electric Company Heat reflective, erosion and wear resistant coating mixture, method and coated article
US6294261B1 (en) 1999-10-01 2001-09-25 General Electric Company Method for smoothing the surface of a protective coating
US6432487B1 (en) * 2000-12-28 2002-08-13 General Electric Company Dense vertically cracked thermal barrier coating process to facilitate post-coat surface finishing
EP1484427A3 (en) * 2003-06-06 2005-10-26 General Electric Company Top coating system for industrial turbine nozzle airfoils and other hot gas path components and related method
US7368164B2 (en) * 2004-06-18 2008-05-06 General Electric Company Smooth outer coating for combustor components and coating method therefor
US8511993B2 (en) 2009-08-14 2013-08-20 Alstom Technology Ltd. Application of dense vertically cracked and porous thermal barrier coating to a gas turbine component

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