JP2001514090A - ガスタービン翼とその製造方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 本発明は、中空の支持金属羽根体（１）を鋳造し、この金属羽根体（１）の羽根（３）の外側表面に、多数の隆起部（５）を製作し、隆起部（５）間に、金属羽根体（１）の外側表面から中空の内室（４）に通じる衝突冷却孔（８）を穿孔し、隆起部（５）間の中間空間（７）を充填し衝突冷却孔（８）を閉じる除去可能な耐熱材料から成る被覆（１１）を設け、隆起部（５）の特に金属露出面（６）に固着する表面層（９）を設け、金属羽根体（１）の隆起部（５）と表面層（９）との間の中間空間（７）から材料を除去する工程を含んだガスタービン翼の製造方法を提供する。更に本発明は、この方法で作られたガスタービン翼を提供する。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】 本発明は、ガスタービン翼とその製造方法に関する。

【０００２】 鋳造成形あるいは切削加工された多数の溝状冷却通路を備えた中空の支持金属
羽根体から成るガスタービン翼に、電子ビーム蒸着あるいはプラズマ溶射によっ
て薄い外皮を設けることは、例えば米国特許第５６４０７６７号明細書で知られ
ている。周知のように羽根壁の厚さが薄くなるほど冷却作用が良くなるので、こ
のガスタービン翼によって、空気冷却の冷却作用を改善しようとしている。しか
し支持羽根壁の厚さが薄くなった場合、それに伴って、明らかに構造部品の強度
が低下する。

【０００３】 電子ビーム蒸着あるいはプラズマ溶射によって薄い外皮を被着することは、文
献「スーパーアロイ １９９６」の第５２３〜５２９頁に掲載の論文“アドバン
スド エアフォイル ファブリケーション（進歩的翼製造法）”に記載され、こ
れは、厚い内側壁が発生する力を受け、薄い外側壁がただ流線型の良好に冷却さ
れる外皮となっているような二重壁翼を鋳造する試みに比べて、既に改善が見ら
れる。そのような二重壁翼は、製造に経費がかかり、内側支持壁の厚さと外側の
薄い壁との良好な比率を得ることができないために、冷却作用はあまり改善され
ない。

【０００４】 上述の論文“アドバンスド エアフォイル ファブリケーション（進歩的翼製
造法）”に記載の方法およびそれで得られるガスタービン翼の場合、溝状冷却通
路における流れ抵抗が大きく、専ら内部冷却がこの溝状冷却通路によって行われ
るために、その冷却作用は最良でない。このようなタービン翼はまた、米国特許
第５６４０７６７号明細書にも記載されている。

【０００５】 冷却ガスタービン翼は米国特許第５３９２５１５号明細書に記載されている。
この場合、中空の内室を包囲する壁の外側面に、その中空の内室に冷却空気供給
通路を介して接続された冷却ポケットが設けられている。

【０００６】 本発明の課題は、高温で使用するためのガスタービン翼を製造できるような、
特に簡単に実施できるガスタービン翼の製造方法を提供することにある。また、
そのように形成されたガスタービン翼を提供することにある。

【０００７】 この課題は、本発明に基づいて、中空の支持金属羽根体を鋳造し、この金属羽
根体の羽根の外側表面に多数の隆起部を製作し、隆起部間に、金属羽根体の外側
表面から中空の内室に通じる衝突冷却孔を穿孔し、隆起部間の中間空間を充填し
衝突冷却孔を閉じる除去可能な耐熱材料から成る被覆を設け、隆起部の特に金属
露出面に固着する表面層を設け、金属羽根体の隆起部と表面層との間の中間空間
から材料を除去する工程を含むガスタービン翼の製造方法によって解決される。

【０００８】 本発明は、ガスタービン翼を非常に高温で、即ち１２５０℃以上の高温で運転
できるようにするために、外側表面層にできるだけ強力に冷却空気を供給する必
要があるという考えから出発している。これは、表面層が好適には特にピン状の
隆起部を介してただ点状にしか羽根に結合されておらず、表面層と、支持金属羽
根体の外側表面との間に自由な中間空間が存在していることにより解決される。
この中間空間内に、冷却空気が衝突冷却孔を通して導入され、表面層の内側面が
衝突冷却によって強力に冷却される。

【０００９】 隆起部は、特に互いに隣り合う２つの隆起部間の幅が隆起部自体の幅より大き
いように形成されている。ピン状隆起部と並べて、細長いか別の形状をした隆起
部あるいは種々の形状の隆起部を一緒に羽根に形成することもできる。隆起部の
幾何学形状および羽根上に延びる隆起部の分布を適当に選定することによって、
この隆起部を通しての熱流を的確に設定することができる。その場合、隆起部の
分布は設置すべき表面層についての安定条件に左右される。

【００１０】 本発明の方法の有利な実施態様において、隆起部は金属羽根体を鋳造する際に
同時に製作される、即ち一緒に鋳造される。これは追加的な加工過程を省き、特
に羽根と個々の隆起部とを確実に結合することを可能とする。

【００１１】 例えばピン状の隆起部を備えた支持金属羽根体は、鋳造部品として非常に精密
に製造でき、衝突冷却孔の穿孔も同様に好適にはレーザ加工によって簡単に実施
できる。

【００１２】 中間空間を充填する除去可能な耐熱材料は、好適にはセラミックス材料であり
、これは設置後、乾燥され、焼結される。このセラミックス材料は、中空の支持
羽根体を鋳造する際に中子材料としても利用される材料でよい。特にこの材料は
溶解して取り除くこともできる。

【００１３】 設置すべき表面層と隆起部の天頂面とを確実に固着するために、被覆済み金属
羽根体の表面は、被覆の乾燥および焼結の後に、隆起部の天頂面に金属面が露出
するように研磨加工される。

【００１４】 金属表面層は、真空内で電子ビーム蒸着によって設けられるが、一方非金属で
あってもよい表面層材料は、プラズマ溶射によって設けることもできる。金属表
面層は、これが良好な熱伝導性を有し、隆起部の金属露出面との間の金属相互間
の結合が保証されるという利点を有する。この金属表面層上になお、補助的な酸
化および腐食保護層を設けることもできる。

【００１５】 表面層と、羽根体の隆起部の金属露出面との間の結合は、熱処理によって改善
される。この熱処理によって拡散過程が引き起こされ、この拡散過程は表面層と
金属羽根体との間の確実な金属間結合を生じさせる。

【００１６】 表面層の高温ガスに曝される外側面を冷却するために、表面層に多数の傾斜し
た冷却孔が設けられる。その場合、運転中に、流出する冷却空気は外側表面に沿
って流れる冷却膜を形成する。

【００１７】 続いて、羽根の外側表面は精密加工されおよび／又は平滑に研磨される。場合
によってはその後で、これに例えばイットリウムで少なくとも部分安定化された
ＺｒＯ₂層から成る、もう１つのセラミック被覆を設けることもできる。そのよ うなセラミック被覆はまた、中空の支持羽根体の内側表面に設けることもできる
。

【００１８】 耐熱性および製造容易性についての上述した課題を解決するために、本発明に
基づいて、羽根の外側表面上における多数の隆起部、この隆起部間にある多数の
衝突冷却孔および隆起部の天頂面上に固着する薄い表面層を備えた中空の支持金
属羽根体から成るガスタービン翼が使われる。

【００１９】 上述の表面層は、好適には多数の斜め膜冷却孔を備えている。表面層の厚さは
好適には約０．１〜０．５ｍｍ、特に１８０〜３００μｍである。衝突冷却孔を
通って流れる冷却空気は、衝突冷却によって表面層の内側面を冷却する。冷却空
気は少なくとも部分的に傾斜した冷却孔を通して表面層の外側面に流出し、冷却
膜を形成する。衝突冷却空気の衝突範囲は、好適には膜冷却孔の入口開口に対し
て、例えば衝突冷却孔の間隔の４分の１あるいは２分の１だけずらされている。
その場合、表面層は金属から成り、場合によっては補助的な酸化および腐食保護
層、例えばいわゆるＭＣｒＡｌＹ合金で被覆される。外側表面のほかに、中空の
羽根体の内側表面にもセラミック層が設けられる。好適には内側面に保護層が被
覆され、特にクロムめっきされるかあるいはアリット化される。隆起部は好適に
はピン状をしている。

【００２０】 以下図に示した実施例を参照して本発明を詳細に説明する。

【００２１】 図１から図５により、本発明に基づくガスタービン翼を製造する際の個々の製
造工程が理解できる。まず、図１における側面図および図２における断面図に示
されているように、精密鋳造法により、例えば耐熱ニッケル合金から中空の支持
金属羽根体１が鋳造される。この金属羽根体１は取付け脚２および羽根３から成
り、この羽根３は中空の内室４を有している。羽根３の外側表面に多数のピン状
隆起部５が配置されている。

【００２２】 図３には、金属羽根体の鋳造後に、ピン状隆起部５間に衝突冷却孔８が、例え
ばレーザ加工で設けられることが示されている。

【００２３】 その後で、隆起部５間の中間空間７に、溶解して除去することが可能な耐熱材
料が充填される。その際、衝突冷却孔８は、図４に示されているように閉じられ
る。この被覆１１は、中空の支持金属羽根体１を鋳造する際に中子材料としても
利用されるセラミックス材料から構成される。被覆１１はピン状隆起部５の高さ
に相当する厚さを有しているので、隆起部５の天頂面６は露出している。溶解し
て除去することが可能な被覆１１を備えた金属羽根体１の表面は、この被覆１１
の乾燥および焼結後に、場合によっては、被覆１１の内部において隆起部５の天
頂面６の金属がきれい露出するように、研磨加工される。

【００２４】 そして、被覆済み羽根体１は、表面層９を設けるために、ここでは図示されて
いない装置の中に置かれる。図５には、設置された表面層９が示されている。こ
の表面層９は、好適には同様に耐熱材料、例えば金属羽根体１を鋳造するために
使ったものと同じ金属で構成される。表面層９の設置は、真空内で電子ビーム蒸
着によって行われる。この方法は、上述の論文“アドバンスド エアフォイル
ファブリケーション（進歩的翼製造法）”に記載され、特に金属表面層９を設け
るために適している。

【００２５】 表面層９はプラズマ溶射で設けることもでき、その場合には、非金属表面層を
設けることもできる。

【００２６】 場合によっては、金属表面層９上に、補助的な酸化および腐食保護層が、第２
表面層として設けられる。

【００２７】 続く熱処理によって、拡散過程が開始させられ、これは、隆起部５の天頂面６
に表面層９を確実に結合させる。

【００２８】 表面層９を設けた後に中間空間７を中空にするために、被覆１１が公知の方法
で除去され、特に溶解して取り除かれる。

【００２９】 その除去過程前あるいは除去過程後、表面層９に傾斜した冷却孔１０が設けら
れる。これによって、運転中に、衝突冷却孔８を通して中間空間７に流入する冷
却空気の少なくとも一部が、傾斜した冷却孔１０を通ってガスタービン翼の外側
面に流出し、この外側表面に膜冷却層を形成することが、保証される。

【００３０】 場合によっては、タービン翼の外側表面の精密加工および又は平滑研磨が続い
て行われる。そして、中空の支持金属羽根体１と、流線型の良好に冷却される薄
い外側壁とを備えたガスタービン翼完成品が得られる。

【図面の簡単な説明】

【図１】 鋳造された中空の支持金属羽根体の側面図。

【図２】 図１におけるＩＩ−ＩＩ線に沿った羽根の断面図。

【図３】 図２における部分ＩＩＩの部分拡大断面図。

【図４】 溶解して除去できる被覆を設置した後における図３に相当した部分拡大断面図
。

【図５】 ガスタービン翼完成品の壁の図３に相当した部分拡大断面図。

【符号の説明】

１ 金属羽根体 ３ 羽根 ５ 隆起部 ６ 隆起部５の天頂面 ７ 中間空間 ８ 衝突冷却孔 ９ 表面層 １１ 耐熱材料

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き Ｆターム(参考） 3G002 CA06 CA07 CA11 CA13 CA15 CB01

Claims (19)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 中空の支持金属羽根体（１）を鋳造し、この金属羽根体（１
   ）の羽根（３）の外側表面に、多数の隆起部（５）を製作し、隆起部（５）間に
   、金属羽根体（１）の外側表面から中空の内室（４）に通じる衝突冷却孔（８）
   を穿孔し、隆起部（５）間の中間空間（７）を充填し衝突冷却孔（８）を閉じる
   除去可能な耐熱材料から成る被覆（１１）を設け、隆起部（５）の特に金属露出
   面（６）に固着する表面層（９）を設け、金属羽根体（１）の隆起部（５）と表
   面層（９）との間の中間空間（７）から材料を除去する工程を含んでいることを
   特徴とするガスタービン翼の製造方法。
2. 【請求項２】 隆起部（５）を、金属羽根体（１）を鋳造する際に、特にピ
   ン状隆起部として一緒に製作することを特徴とする請求項１記載の方法。
3. 【請求項３】 除去可能な耐熱材料（１１）を、溶解して取り除くことを特
   徴とする請求項１又は２記載の方法。
4. 【請求項４】 衝突冷却孔（８）の穿孔をレーザ加工によって行うことを特
   徴とする請求項１ないし３のいずれか１つに記載の方法。
5. 【請求項５】 被覆（１１）がセラミックス材料から成り、乾燥され焼結さ
   れることを特徴とする請求項１ないし４のいずれか１つに記載の方法。
6. 【請求項６】 乾燥および焼結後に、被覆済み金属羽根体（１）の表面を、
   隆起部（５）の天頂面（６）の金属が露出するように研磨加工することを特徴と
   する請求項１ないし５のいずれか１つに記載の方法。
7. 【請求項７】 金属表面層（９）を、真空内で電子ビーム蒸着によって設け
   ることを特徴とする請求項１ないし６のいずれか１つに記載の方法。
8. 【請求項８】 表面層（９）を、プラズマ溶射によって設けることを特徴と
   する請求項１ないし７のいずれか１つに記載の方法。
9. 【請求項９】 金属表面層（９）に、補助的に酸化および腐食保護層を設け
   ることを特徴とする請求項１ないし８のいずれか１つに記載の方法。
10. 【請求項１０】 表面層（９）付き金属羽根体（１）を、拡散によって表面
    層（９）を隆起部（５）の天頂面（６）に確実に結合するために熱処理すること
    を特徴とする請求項１ないし９のいずれか１つに記載の方法。
11. 【請求項１１】 表面層（９）に、多数の傾斜した冷却孔（１０）を穿孔す
    ることを特徴とする請求項１ないし１０のいずれか１つに記載の方法。
12. 【請求項１２】 羽根の外側表面を精密加工しおよび／又は平滑に研磨する
    ことを特徴とする請求項１ないし１１のいずれか１つに記載の方法。
13. 【請求項１３】 羽根体（１）の中空の内室（４）および／又は羽根の外側
    表面に、セラミックスから成る保護層を設けることを特徴とする請求項１ないし
    １２のいずれか１つに記載の方法。
14. 【請求項１４】 羽根（３）の外側表面上における多数の隆起部（５）、こ
    の隆起部（５）間にある多数の衝突冷却孔（８）、および隆起部（５）の天頂面
    （６）上に固着する薄い表面層（９）を備えている中空の支持金属羽根体（１）
    から成っていることを特徴とするガスタービン翼。
15. 【請求項１５】 隆起部（５）が、ピン状隆起部であることを特徴とする請
    求項１４記載のガスタービン翼。
16. 【請求項１６】 表面層（９）が多数の斜め膜冷却孔（１０）を備えている
    ことを特徴とする請求項１４又は１５記載のガスタービン翼。
17. 【請求項１７】 表面層（９）が、金属表面層であることを特徴とする請求
    項１４ないし１６のいずれか１つに記載のガスタービン翼。
18. 【請求項１８】 補助的な酸化および腐食保護層をさらに備えていることを
    特徴とする請求項１４ないし１７のいずれか１つに記載のガスタービン翼。
19. 【請求項１９】 補助的な内側セラミックス層をさらに備えていることを特
    徴とする請求項１４ないし１８のいずれか１つに記載のガスタービン翼。