【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ジェットエンジン又はガスタービンの燃焼器等の高温環境下で使用される部品に対して行う遮熱コーティング施工方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般に、ジェットエンジン、ガスタービンエンジン又はガスタービンは、コンプレッサからの圧縮空気をジェット用燃料又は液化天然ガス（ＬＮＧ）等の燃料とともに燃焼室に取り込んで燃焼させて、燃焼により発生した燃焼ガスを直接作動媒体として回転エネルギーに変換している。回転エネルギーに変換の際には、燃焼ガスを直接作動媒体とするため、ジェットエンジン、ガスタービンエンジン又はガスタービンに具備される燃焼器等の部品は、１０００℃以上の燃焼ガスに曝される高温環境下で使用されることになる。従って、１０００℃以上の燃焼ガスに曝される環境下で使用される部品には、高温強度および高温耐食性に優れたＮｉ基やＣｏ基のような超合金材料が用いられる。
【０００３】
また、高温ガスに曝される部品は、その高温強度および高温耐食性を高めるため、超合金材料が使用される他にも、冷却空気による複雑な冷却を行い、かつ、高温ガスに曝されている部品の表面に遮熱コーティング層（保護皮膜）を施工している。遮熱コーティング層は、通例、基材となる部品面に耐酸化／腐食および熱応力緩和のためにボンドコートとしてＭＣｒＡｌＹ系の金属をコーティングし、このボンドコート上にトップコートとして熱伝導率が低く遮熱効果の高いセラミック（ＺｒＯ２−Ｙ２Ｏ３系）をコーティングした多層構造となっている。この多層構造の遮熱コーティング層を高温ガスに曝されている部品の表面に形成させることによって、高温ガスの熱を遮熱して高温ガスに曝される部品の温度上昇を低減させている。
【０００４】
遮熱コーティング施工方法で適用される遮熱コーティング層形成方法としては、通例、大気圧プラズマ溶射法（ＡＰＳ）、低圧プラズマ溶射法（ＬＰＰＳ）とも呼ばれる真空プラズマ溶射法（ＶＰＳ）、耐歪性柱状晶構造を与える電子ビーム物理蒸着（ＥＢ−ＰＶＤ）のような物理蒸着法（ＰＶＤ）、若しくは“特開平９−３１６６２２号公報”記載の高速ガス炎溶射法（ＨＶＯＦ）等が用いられる。
【０００５】
このようにして形成される遮熱コーティング層は、幾つかの種類があるが、近年、遮熱性能向上のため気孔率が高く、膜厚の厚い遮熱コーティングが施工されるようになってきた。しかしながら遮熱コーティング層を厚膜化すると、ガスタービンの運転時に遮熱コーティングの剥離が生じやすくなる。そこで、耐剥離性の改善のために遮熱コーティング施工後に、ボンドコートの基材への密着性を向上させるための拡散熱処理を行っている。
【０００６】
ここで、遮熱コーティング施工方法の一実施例として、１０００℃以上の高温の燃焼ガスに曝されるガスタービンの燃焼器ライナ１の内面への遮熱コーティング施工方法について図３および図４を用いて説明する。
【０００７】
図３は、燃焼器ライナ基材２を高温の燃焼ガス３から保護するための遮熱コーティング部４を拡大してより詳細に示した燃焼器ライナ１付近の断面図である。
【０００８】
図３によれば、遮熱コーティング部４は、遮熱コーティング層ｙと、この遮熱コーティング層ｙに対し遮熱コーティング層を厚膜化し、かつトップコート層の気孔率を高くした遮熱コーティング層ｘとの２種類の遮熱コーティング層を有し、スプリングシール５の個所とその他の個所とで遮熱コーティング層の種類が異なっている。具体的には、燃焼器ライナ１に取り付けられるスプリングシール５の個所には、遮熱コーティング層ｙが、その他の個所には、遮熱コーティング層ｘが形成される。
【０００９】
ジェットエンジン、ガスタービンエンジン又はガスタービンの運転下において、遮熱コーティング層ｘは、遮熱コーティング層ｙに比べ剥離し易い可能性があるため、遮熱コーティング層ｘの施工後には必ず拡散熱処理工程を行い、遮熱コーティング部４と基材である燃焼器ライナ１内面との密着性を高めている。しかし、拡散熱処理工程は、燃焼器部品の一部を構成する部品、例えば、スプリングシール５等の部品の強度低下を招く。
【００１０】
そこで、燃焼器ライナ１内面に遮熱コーティング層を形成させる際、スプリングシール５等の強度低下を嫌って、スプリングシール５の取り付け前に拡散熱処理の必要な遮熱コーティング層ｘを施工し、その後、スプリングシール５を取り付けた後、スプリングシール５等の取付部位の燃焼器ライナ基材２には、遮熱コーティング施工後に拡散熱処理工程を必要としない遮熱コーティング層ｙを形成させていた。
【００１１】
図４に図３の遮熱コーティング部４を形成する遮熱コーティング施工方法を順番を追って説明した作業工程フロー図を示す。尚、点線で示されるブロック（ステップＳ１）は、部品補修時のみに発生する工程であり、新規部品製作時には無い工程である。
【００１２】
まず、ステップＳ１で、旧遮熱コーティング（使用後の遮熱コーティング層）の除去およびスプリングシール５の取外しを行う。次に、ステップＳ２で燃焼器ライナ１内面におけるスプリングシール５の取付部位に遮熱コーティング層ｘが形成されないようマスキングを行う。
【００１３】
ステップＳ３の遮熱コーティング層ｘ形成工程で、燃焼器ライナ１の内面に遮熱コーティング層ｘを形成する。次に、ステップＳ４でスプリングシール５取付部位に施したマスキングを除去して、ステップＳ５で遮熱コーティング層ｘのボンドコートと燃焼器ライナ基材２内面との密着性を高める拡散熱処理工程を実施する。そして、ステップＳ５の拡散熱処理工程が完了すると、ステップＳ６でスプリングシール５の新品を取り付ける。
【００１４】
次に、ステップＳ７で、遮熱コーティング層ｘが形成された範囲、すなわち、スプリングシール５の非取付部位をマスキングして、ステップＳ８で燃焼器ライナ１内面におけるスプリングシール５の取付部位に対して遮熱コーティング層ｙ形成工程を施工する。ステップＳ８で遮熱コーティング層ｙ形成工程を施工することにより、遮熱コーティング層ｙが形成されて、遮熱コーティング部４の形成は完了する。最後に、ステップＳ９でステップＳ７にて施したスプリングシール５の非取付部位のマスキングを除去する。
【００１５】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、従来の遮熱コーティング施工方法において遮熱コーティング層ｘを形成させる場合、燃焼器ライナ基材２内面との密着性が高まるように拡散熱処理工程を実施するために、燃焼器ライナ１に備えられる一部の部品、例えば、スプリングシール５等は、強度が低下してしまう。従って、燃焼器部品の補修時にはスプリングシール５等そのものに損傷が無くても安全確保の観点から必ず全て新しい部品と交換する必要があった。
【００１６】
また、従来の遮熱コーティング施工方法は、スプリングシール５の部品取付部位には、遮熱コーティング層ｙを施工する必要がある。従って、例えば、スプリングシール５の取付部位に遮熱コーティング層ｘが施工されないようマスキングが必要であり、かつ、スプリングシール５を新品に交換後は、既施工の遮熱コーティング層ｘの施工部位に遮熱コーティング層ｙが施工されないようマスキングをする必要がある。このことから、従来の遮熱コーティング施工方法は、作業が複雑で作業工数が増大し、遮熱コーティング施工作業の工期の長期化につながっていた。
【００１７】
本発明は、上述した課題を解決するためになされたもので、ジェットエンジン又はガスタービンの燃焼器等の部品を高温ガスから保護するために施工される遮熱コーティング施工方法において、作業性を改善して工期短縮化を図った遮熱コーティング施工方法を提供することを目的とする。
【００１８】
【課題を解決するための手段】
本発明に係る遮熱コーティング施工方法は、上述した課題を解決するために、請求項１に記載したように、ジェットエンジン、ガスタービンエンジン又はガスタービン等の高温ガスに曝される部品を遮熱コーティング層を形成して高温ガスから保護する遮熱コーティング工程を備えた遮熱コーティング施工方法において、前記遮熱コーティング工程は、前記部品の高温ガスに曝される面に対して遮熱コーティング層を形成する遮熱コーティング層形成工程と、前記部品の高温ガスに曝される面と前記遮熱コーティング層形成工程により形成された遮熱コーティング層との間の密着性を高める拡散熱処理工程と、部品の強度を回復させる時効熱処理工程とを備えることを特徴とする。
【００１９】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係る遮熱コーティング施工方法の実施形態を図面を用いて説明する。
【００２０】
図１（Ａ）にガスタービン１０の燃焼器ライナ１１付近の断面図を示し、図１（Ｂ）に、燃焼器ライナ１１を高温の燃焼ガス１２から保護するために形成される遮熱コーティング層（保護皮膜）１３の形成範囲（以下、遮熱コーティング部とする）１４を拡大してより詳細に示した燃焼器ライナ１１の断面図を示す。
【００２１】
図１（Ａ）に示されるガスタービン１０は、コンプレッサ１５から吐出される圧縮空気１６と燃料１７とを燃焼器ライナ１１に導き、燃焼器ライナ１１で燃焼させる。そして、発生した燃焼ガス１２は、回転エネルギーを得る作動媒体としてタービン（図外）に導かれる。燃焼器ライナ１１に形成される遮熱コーティング部１４は、燃焼ガス１２に曝される燃焼器ライナ１１の内面に位置する。また、遮熱コーティング部１４に形成される遮熱コーティング層１３は、基材となる部品面、すなわち、燃焼器ライナ基材１８の内面に形成されるボンドコートと、このボンドコート上に遮熱効果の高いトップコートとを有する２層の皮膜構造である。
【００２２】
図１（Ｂ）は、燃焼器ライナ１１の内面に位置する遮熱コーティング部１４を拡大した断面図である。
【００２３】
図１（Ｂ）によれば、遮熱コーティング部１４に形成される遮熱コーティング層１３は、従来の遮熱コーティング施工方法により形成される遮熱コーティング部４とは異なり、スプリングシール２０の取付部位についても、遮熱コーティング層（保護皮膜）ｘが施工されている。また、スプリングシール２０の取付部以外の部位については、従来の遮熱コーティング施工方法と同様に遮熱コーティング層ｘが施工されている。従って、遮熱コーティング部１４に形成される遮熱コーティング層１３は、遮熱コーティング層ｘのみを有する。
【００２４】
図２に、図１（Ｂ）に示される遮熱コーティング部１４を形成するまでの作業工程、すなわち、遮熱コーティング工程を順番を追って説明する作業工程フロー図を示す。尚、点線で示されるブロック（ステップＳ１１〜ステップＳ１３）は、部品補修時のみに発生する工程であり、新規部品製作時には無い工程である。
【００２５】
図２によれば、遮熱コーティング部１４の形成手順は、まず、ステップＳ１１で旧遮熱コーティング（使用後の遮熱コーティング層）の除去を行う。そして、ステップＳ１２でスプリングシール２０の点検を行い、点検の結果、部品交換が必要と判断される場合（Ｓ１２でＹＥＳの場合）は、ステップＳ１３に進む。次に、ステップＳ１３でスプリングシール２０の取外しを行う。
【００２６】
次に、ステップＳ１４で燃焼器ライナ１１に新品のスプリングシール２０を取り付ける。ステップＳ１４が完了したら、次に、ステップＳ１５で遮熱コーティング層ｘ形成工程を実施する。ステップＳ１５で実施される遮熱コーティング層ｘ形成工程は、遮熱コーティング層ｘをスプリングシール２０部も含めた燃焼器ライナ１１の内面に対して形成する工程である。
【００２７】
次に、ステップＳ１６の拡散熱処理工程で、燃焼器ライナ１１に対して拡散熱処理を行い、ボンドコートと燃焼器ライナ基材１８内面との密着性を高める。しかし、このステップＳ１６で行った拡散熱処理工程によって、スプリングシール２０等に使用している析出強化合金は、強度が低下している。そこで、ステップＳ１７の時効熱処理工程で、時効熱処理を行う。この時効熱処理を行うことにより、スプリングシール２０は、低下した強度を回復することができる。ステップＳ１７が完了すると遮熱コーティング工程は完了する。
【００２８】
一方、ステップＳ１２でスプリングシール２０の点検を行った結果、部品交換が必要ないと判断される場合（Ｓ１２でＮＯの場合）は、ステップＳ１５に進み、ステップＳ１５〜ステップＳ１７までの処理を行う。
【００２９】
図２に示される遮熱コーティング施工方法は、従来の遮熱コーティング施工方法と比較して、時効熱処理を行いスプリングシール２０の低下した強度を回復させることにより、拡散熱処理によって強度が低下する、例えば、スプリングシール２０等の析出強化合金を部品に使用する燃焼器に対しても遮熱効果に優れた遮熱コーティング層ｘを形成することができるので、従来の遮熱コーティング施工方法と比較して、遮熱性が向上する。従って、高温の燃焼ガス１２からスプリングシール２０への伝熱量も減少し、スプリングシール２０の損傷を低減できる。
【００３０】
また、遮熱コーティング工程内の遮熱コーティング層形成工程を１回にすることができるとともに、２度のマスキング作業工程およびマスキング除去工程とが削除できる。従って、作業効率は格段に改善され、作業工数も低減する。つまり、作業効率を改善して工期短縮化を図り、遮熱コーティング部１４に遮熱効果が高い遮熱コーティング層１３を形成することが可能な遮熱コーティング施工方法を提供することが可能となる。
【００３１】
以上、説明したように本発明に係る遮熱コーティング施工方法の実施の形態によれば、燃焼器ライナ１１にスプリングシール２０を取り付けた状態で、遮熱コーティング層１３を燃焼器ライナ１１内面の遮熱コーティング部１４に形成する遮熱コーティング層形成工程と、遮熱コーティング層１３と燃焼器ライナ１１内面との密着性を高める拡散熱処理工程とを行い、低下したスプリングシール２０の強度を回復させる時効熱処理工程で、時効熱処理を行うことで、遮熱コーティング工程内の遮熱コーティング層形成工程１回と、２回のマスキング作業工程およびマスキング除去工程とが削除できる。従って、作業効率は格段に改善され、工期短縮化を図った遮熱コーティング施工方法を提供することが可能となる。
【００３２】
また、時効熱処理工程を実施することで、拡散熱処理工程によって強度が低下したスプリングシール２０の強度を回復させることができるので、遮熱コーティング層形成工程および拡散熱処理工程を実施して高い遮熱効果を有する遮熱コーティング層１３が形成できる。従って、スプリングシール２０等の拡散熱処理工程によって強度が低下する部位を有する部品に対しても高い遮熱効果を有する遮熱コーティング層１３が形成可能な遮熱コーティング施工方法を提供することが可能となる。
【００３３】
さらに、遮熱コーティング層形成工程後の拡散熱処理工程によって強度が低下したスプリングシール２０等の析出強化合金に対しても時効熱処理工程で時効熱処理を行うことにより強度を回復することが可能であることから、燃焼器部品の補修時にはスプリングシール２０等の部品そのものに損傷がない等、点検時に問題がない場合は新品の部品に交換する必要もなくなるため、補修時のコストも低減できる。
【００３４】
さらにまた、従来の遮熱コーティング施工方法と比較して、例えば、スプリングシール２０等の析出強化合金が用いられている燃焼器等に対しても、遮熱効果に優れた遮熱コーティング層ｘを形成することができるので、スプリングシール２０等の析出強化合金からなる部品の遮熱性が向上する。従って、高温の燃焼ガス１２からスプリングシール２０への伝熱量も減少し、スプリングシール２０の損傷を低減して、スプリングシール２０の寿命を向上させる。スプリングシール２０の寿命向上は、補修時のコスト低減に間接的に寄与する。
【００３５】
尚、拡散熱処理工程によって強度が低下する対象は複数の部位であっても良いし、部品全体でも良いし、複数個以上の部品を有する組立品であっても良い。例えば、拡散熱処理工程によって強度が低下するのが、ある部品全体の場合、時効熱処理工程を実施することで、強度低下した部品全体の強度を回復することが可能となる。また、時効熱処理工程は、拡散熱処理工程後の強度がほぼ維持された部位に適用しても差し支えない。さらに、本発明の実施の形態には、拡散熱処理工程後の強度がほぼ維持された部位に時効熱処理工程を実施し、拡散熱処理工程後の強度に対して時効熱処理工程後の強度が増した場合も包含する。
【００３６】
【発明の効果】
本発明に係る遮熱コーティング施工方法によれば、ジェットエンジン又はガスタービンの燃焼器等の部品を高温の燃焼ガスから保護するために施工される遮熱コーティング施工方法において、遮熱コーティング層形成工程と拡散熱処理工程とを実施して形成される遮熱効果の高い遮熱コーティング層を形成しても、時効熱処理工程で時効熱処理を行うことにより、拡散熱処理工程によって低下した部品の強度を回復させることが可能となる。従って、拡散熱処理工程によって強度が低下する部品の取付部位を気にすることなく、遮熱コーティング層形成工程と拡散熱処理工程とを実施して形成される遮熱効果の高い遮熱コーティング層が形成でき、遮熱コーティング施工作業の作業効率を改善して工期短縮化を図った遮熱コーティング施工方法を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係る遮熱コーティング施工方法を施工する範囲を示す図であり、（Ａ）はガスタービンの燃焼器ライナ付近の断面図、（Ｂ）は本発明に係る遮熱コーティング施工方法を施工する燃焼器ライナ内面を拡大した断面図。
【図２】本発明に係る遮熱コーティング施工方法により遮熱コーティング層を形成する手順を説明した作業工程フロー図。
【図３】従来の遮熱コーティング施工方法を施工する燃焼器ライナ内面を拡大し、遮熱コーティング工程施工範囲を示した断面図。
【図４】従来の遮熱コーティング施工方法により遮熱コーティング部を形成する手順を説明した作業工程フロー図。
【符号の説明】
１０ ガスタービン
１１ 燃焼器ライナ
１２ 燃焼ガス
１３ 遮熱コーティング層（保護皮膜）
１４ 遮熱コーティング部
１５ コンプレッサ
１６ 圧縮空気
１７ 燃料
１８ 燃焼器ライナ基材
２０ スプリングシール[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a method for applying a thermal barrier coating to a component used in a high-temperature environment such as a combustor of a jet engine or a gas turbine.
[0002]
[Prior art]
Generally, a jet engine, a gas turbine engine, or a gas turbine takes compressed air from a compressor together with a fuel such as a jet fuel or a liquefied natural gas (LNG) into a combustion chamber and burns the fuel. It is converted into rotational energy as working medium. When converting to rotational energy, the combustion gas is used directly as the working medium. Therefore, parts such as a combustor provided in a jet engine, a gas turbine engine, or a gas turbine are exposed to a high temperature of 1000 ° C. or higher. It will be used under the environment. Therefore, a superalloy material such as a Ni-based or Co-based material having excellent high-temperature strength and high-temperature corrosion resistance is used for components used in an environment exposed to a combustion gas of 1000 ° C. or higher.
[0003]
In addition, in order to increase the high-temperature strength and high-temperature corrosion resistance of components exposed to high-temperature gas, in addition to the use of superalloy materials, they perform complicated cooling with cooling air and are exposed to high-temperature gas. A thermal barrier coating layer (protective film) is applied to the surface of the component. The thermal barrier coating layer is generally coated with MCrAlY-based metal as a bond coat for the purpose of oxidation resistance / corrosion and thermal stress relaxation on the component side serving as a base material, and has a low thermal conductivity as a top coat on the bond coat. It has a multilayer structure coated with a ceramic (ZrO 2 —Y 2 O 3 system) having a high heat shielding effect. By forming the heat-shielding coating layer having the multilayer structure on the surface of the component exposed to the high-temperature gas, the heat of the high-temperature gas is shielded, and the temperature rise of the component exposed to the high-temperature gas is reduced.
[0004]
As a method of forming a thermal barrier coating layer applied in the thermal barrier coating application method, vacuum plasma thermal spraying (VPS), also called atmospheric pressure plasma thermal spraying (APS), low pressure plasma thermal spraying (LPPS), and strain-resistant columnar shape are commonly used. A physical vapor deposition method (PVD) such as electron beam physical vapor deposition (EB-PVD) for giving a crystal structure, or a high-speed gas flame spraying method (HVOF) described in "JP-A-9-316622" is used.
[0005]
There are several types of thermal barrier coating layers formed in this way. In recent years, thermal barrier coatings having a high porosity and a large thickness have been applied to improve thermal barrier performance. . However, when the thickness of the thermal barrier coating layer is increased, peeling of the thermal barrier coating tends to occur during operation of the gas turbine. Therefore, a diffusion heat treatment for improving the adhesion of the bond coat to the base material is performed after the thermal barrier coating is applied to improve the peel resistance.
[0006]
Here, as one embodiment of the thermal barrier coating application method, FIG. 3 and FIG. 4 are used for the thermal barrier coating application method on the inner surface of the combustor liner 1 of the gas turbine exposed to a high-temperature combustion gas of 1000 ° C. or more. Will be explained.
[0007]
FIG. 3 is a cross-sectional view of the vicinity of the combustor liner 1 in which the thermal barrier coating portion 4 for protecting the combustor liner substrate 2 from the high-temperature combustion gas 3 is shown in an enlarged manner.
[0008]
According to FIG. 3, the thermal barrier coating section 4 includes a thermal barrier coating layer y and a thermal barrier coating layer in which the thermal barrier coating layer is thicker than the thermal barrier coating layer y and the porosity of the top coat layer is increased. Layer 2 has two types of thermal barrier coating layers, and the location of the spring seal 5 and the other locations are different in the type of thermal barrier coating layer. Specifically, a thermal barrier coating layer y is formed at a location of a spring seal 5 attached to the combustor liner 1, and a thermal barrier coating layer x is formed at other locations.
[0009]
During the operation of a jet engine, a gas turbine engine or a gas turbine, the thermal barrier coating layer x may be more easily peeled off than the thermal barrier coating layer y. To improve the adhesion between the thermal barrier coating portion 4 and the inner surface of the combustor liner 1 as a base material. However, the diffusion heat treatment step causes a decrease in the strength of components constituting a part of the combustor components, for example, components such as the spring seal 5.
[0010]
Therefore, when forming a thermal barrier coating layer on the inner surface of the combustor liner 1, the thermal barrier coating layer x that requires diffusion heat treatment is applied before attaching the spring seal 5, in order to avoid a decrease in the strength of the spring seal 5. After the spring seal 5 has been attached, the heat shield coating layer y that does not require a diffusion heat treatment step after the heat shield coating is formed is formed on the combustor liner substrate 2 at the location where the spring seal 5 is attached.
[0011]
FIG. 4 shows a work process flow chart for sequentially explaining the thermal barrier coating application method for forming the thermal barrier coating portion 4 of FIG. The block shown by the dotted line (step S1) is a process that occurs only when a component is repaired, and is a process that does not exist when a new component is manufactured.
[0012]
First, in step S1, the old thermal barrier coating (the thermal barrier coating layer after use) is removed and the spring seal 5 is removed. Next, in step S2, masking is performed so that the thermal barrier coating layer x is not formed on the inner surface of the combustor liner 1 where the spring seal 5 is attached.
[0013]
In the step S3 of forming a thermal barrier coating layer, a thermal barrier coating layer x is formed on the inner surface of the combustor liner 1. Next, in step S4, the masking applied to the mounting portion of the spring seal 5 is removed, and in step S5, a diffusion heat treatment step for increasing the adhesion between the bond coat of the thermal barrier coating layer x and the inner surface of the combustor liner substrate 2 is performed. I do. Then, when the diffusion heat treatment process in step S5 is completed, a new spring seal 5 is attached in step S6.
[0014]
Next, in step S7, the area where the thermal barrier coating layer x is formed, that is, the non-attached portion of the spring seal 5 is masked, and in step S8, the attached portion of the spring seal 5 on the inner surface of the combustor liner 1 is masked. A heat barrier coating layer y forming step is performed. By performing the step of forming the thermal barrier coating layer y in step S8, the thermal barrier coating layer y is formed, and the formation of the thermal barrier coating portion 4 is completed. Finally, in step S9, the masking of the non-attached portion of the spring seal 5 performed in step S7 is removed.
[0015]
[Problems to be solved by the invention]
However, when the thermal barrier coating layer x is formed by the conventional thermal barrier coating application method, the thermal barrier coating layer x is provided in the combustor liner 1 in order to perform the diffusion heat treatment step so as to increase the adhesion to the inner surface of the combustor liner substrate 2. Some parts, for example, the spring seal 5 and the like have reduced strength. Therefore, when repairing the combustor parts, it is necessary to always replace all the parts with new parts from the viewpoint of ensuring safety even if the spring seal 5 itself is not damaged.
[0016]
Further, in the conventional thermal barrier coating application method, it is necessary to apply a thermal barrier coating layer y to a part mounting portion of the spring seal 5. Therefore, for example, it is necessary to perform masking so that the thermal barrier coating layer x is not applied to the installation site of the spring seal 5, and after replacing the spring seal 5 with a new one, the installation site of the existing thermal barrier coating layer x is applied. It is necessary to perform masking so that the thermal barrier coating layer y is not applied. For this reason, the conventional thermal barrier coating method has a complicated operation and an increased number of man-hours, leading to a longer work period of the thermal barrier coating work.
[0017]
The present invention has been made in order to solve the above-described problems, and has improved workability in a thermal barrier coating application method applied to protect components such as a combustor of a jet engine or a gas turbine from high-temperature gas. It is intended to provide a thermal barrier coating construction method that shortens the construction period.
[0018]
[Means for Solving the Problems]
In order to solve the above-mentioned problems, a method for applying a thermal barrier coating according to the present invention, as described in claim 1, heat-shields a component exposed to a high-temperature gas such as a jet engine, a gas turbine engine or a gas turbine. In a thermal barrier coating application method comprising a thermal barrier coating step of forming a coating layer to protect from a high-temperature gas, the thermal barrier coating step includes forming a thermal barrier coating layer on a surface of the component exposed to the high-temperature gas. Forming a thermal barrier coating layer; forming a thermal barrier coating layer; and performing a diffusion heat treatment step to increase adhesion between the surface of the component exposed to the high-temperature gas and the thermal barrier coating layer formed by the thermal barrier coating layer forming process. And an aging heat treatment step for restoring the strength of the steel sheet.
[0019]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, an embodiment of a thermal barrier coating application method according to the present invention will be described with reference to the drawings.
[0020]
FIG. 1A is a cross-sectional view of the vicinity of a combustor liner 11 of a gas turbine 10, and FIG. 1B is a thermal barrier coating layer formed to protect the combustor liner 11 from a high-temperature combustion gas 12. FIG. 2 is a cross-sectional view of the combustor liner 11 in which a formation range (hereinafter, referred to as a thermal barrier coating portion) 14 of a (protective film) 13 is enlarged and shown in more detail.
[0021]
The gas turbine 10 shown in FIG. 1A guides compressed air 16 and fuel 17 discharged from a compressor 15 to a combustor liner 11 and causes the combustor liner 11 to burn. The generated combustion gas 12 is guided to a turbine (not shown) as a working medium for obtaining rotational energy. The thermal barrier coating 14 formed on the combustor liner 11 is located on the inner surface of the combustor liner 11 exposed to the combustion gases 12. Further, the thermal barrier coating layer 13 formed on the thermal barrier coating portion 14 is provided with a bond coat formed on the component surface serving as a base material, that is, a bond coat formed on the inner surface of the combustor liner base material 18, and a heat shield on the bond coat. It is a two-layer film structure having a top coat with high effect.
[0022]
FIG. 1B is an enlarged cross-sectional view of the thermal barrier coating portion 14 located on the inner surface of the combustor liner 11.
[0023]
According to FIG. 1 (B), the thermal barrier coating layer 13 formed on the thermal barrier coating section 14 is different from the thermal barrier coating section 4 formed by the conventional thermal barrier coating application method in that the spring seal 20 is attached. A thermal barrier coating layer (protective film) x is also applied to the part. In addition, a portion other than the mounting portion of the spring seal 20 is provided with the thermal barrier coating layer x in the same manner as the conventional thermal barrier coating application method. Therefore, the thermal barrier coating layer 13 formed on the thermal barrier coating part 14 has only the thermal barrier coating layer x.
[0024]
FIG. 2 shows a work process flow chart for sequentially explaining the work process up to forming the thermal barrier coating portion 14 shown in FIG. 1B, that is, the thermal barrier coating process. The blocks indicated by the dotted lines (steps S11 to S13) are steps that occur only when the parts are repaired, and do not exist when new parts are manufactured.
[0025]
According to FIG. 2, the procedure for forming the thermal barrier coating section 14 is to first remove the old thermal barrier coating (used thermal barrier coating layer) in step S11. Then, the spring seal 20 is inspected in step S12, and as a result of the inspection, if it is determined that the parts need to be replaced (YES in S12), the process proceeds to step S13. Next, the spring seal 20 is removed in step S13.
[0026]
Next, a new spring seal 20 is attached to the combustor liner 11 in step S14. When step S14 is completed, next, a step of forming a thermal barrier coating layer x is performed in step S15. The step of forming the thermal barrier coating layer x performed in step S15 is a step of forming the thermal barrier coating layer x on the inner surface of the combustor liner 11 including the spring seal 20.
[0027]
Next, in the diffusion heat treatment step of step S16, diffusion heat treatment is performed on the combustor liner 11 to increase the adhesion between the bond coat and the inner surface of the combustor liner base material 18. However, the strength of the precipitation-strengthened alloy used for the spring seal 20 and the like has been reduced by the diffusion heat treatment step performed in step S16. Therefore, the aging heat treatment is performed in the aging heat treatment step of Step S17. By performing the aging heat treatment, the spring seal 20 can recover the lowered strength. When step S17 is completed, the thermal barrier coating process is completed.
[0028]
On the other hand, as a result of checking the spring seal 20 in step S12, when it is determined that the parts need not be replaced (NO in S12), the process proceeds to step S15, and the processes from step S15 to step S17 are performed.
[0029]
In the thermal barrier coating application method shown in FIG. 2, compared with the conventional thermal barrier coating application method, the aging heat treatment is performed to recover the reduced strength of the spring seal 20, and the strength is reduced by the diffusion heat treatment. Since a heat-shielding coating layer x having an excellent heat-shielding effect can be formed even on a combustor using a precipitation-strengthened alloy such as a spring seal 20 for a part, the heat-shielding coating method can be formed in comparison with a conventional heat-shielding coating method. , Heat insulation is improved. Therefore, the amount of heat transfer from the high-temperature combustion gas 12 to the spring seal 20 is also reduced, and damage to the spring seal 20 can be reduced.
[0030]
In addition, the thermal barrier coating layer forming process in the thermal barrier coating process can be performed once, and the two masking operation processes and the masking removing process can be eliminated. Therefore, the work efficiency is remarkably improved and the number of work steps is reduced. That is, it is possible to provide a thermal barrier coating application method capable of improving the work efficiency and shortening the construction period, and forming the thermal barrier coating layer 13 having a high thermal barrier effect on the thermal barrier coating portion 14. .
[0031]
As described above, according to the embodiment of the thermal barrier coating application method according to the present invention, the thermal barrier coating layer 13 is shielded from the inner surface of the combustor liner 11 with the spring seal 20 attached to the combustor liner 11. Aging for recovering the reduced strength of the spring seal 20 by performing a process of forming a thermal barrier coating layer formed on the thermal coating unit 14 and a diffusion heat treatment process of increasing the adhesion between the thermal barrier coating layer 13 and the inner surface of the combustor liner 11. By performing the aging heat treatment in the heat treatment step, one heat shield coating layer forming step, two masking work steps, and a masking removing step in the heat shield coating step can be eliminated. Therefore, work efficiency is remarkably improved, and it is possible to provide a method of applying a thermal barrier coating with a shortened construction period.
[0032]
In addition, by performing the aging heat treatment step, the strength of the spring seal 20, whose strength has been reduced by the diffusion heat treatment step, can be recovered. Therefore, the heat shield coating layer forming step and the diffusion heat treatment step are performed to achieve a high heat shielding effect. Can be formed. Therefore, it is possible to provide a thermal barrier coating application method capable of forming a thermal barrier coating layer 13 having a high thermal barrier effect even on a component having a portion whose strength is reduced by a diffusion heat treatment process such as the spring seal 20. Become.
[0033]
Further, it is possible to recover the strength by performing the aging heat treatment in the aging heat treatment step even for the precipitation strengthened alloy such as the spring seal 20 whose strength has been reduced by the diffusion heat treatment step after the thermal barrier coating layer forming step. Therefore, when there is no problem during inspection, such as when the parts such as the spring seal 20 are not damaged when repairing the combustor parts, it is not necessary to replace the parts with new parts, so that the cost for repair can be reduced.
[0034]
Furthermore, as compared with the conventional thermal barrier coating application method, for example, even for a combustor or the like using a precipitation strengthened alloy such as the spring seal 20, a thermal barrier coating layer x having an excellent thermal barrier effect is formed. Since it can be formed, the heat shielding property of a component made of a precipitation strengthened alloy such as the spring seal 20 is improved. Accordingly, the amount of heat transferred from the high-temperature combustion gas 12 to the spring seal 20 is also reduced, and damage to the spring seal 20 is reduced, and the life of the spring seal 20 is improved. The improvement in the life of the spring seal 20 indirectly contributes to a reduction in cost for repair.
[0035]
The object whose strength is reduced by the diffusion heat treatment step may be a plurality of parts, the whole part, or an assembly having a plurality of parts or more. For example, in the case where the strength is reduced by the diffusion heat treatment process for a certain part as a whole, the aging heat treatment step can be performed to recover the strength of the whole part whose strength has been reduced. In addition, the aging heat treatment step may be applied to a portion where the strength after the diffusion heat treatment step is substantially maintained. Furthermore, in the embodiment of the present invention, the aging heat treatment step is performed on a portion where the strength after the diffusion heat treatment step is substantially maintained, and the strength after the aging heat treatment step is increased with respect to the strength after the diffusion heat treatment step. Is also included.
[0036]
【The invention's effect】
According to the thermal barrier coating application method according to the present invention, in a thermal barrier coating application method applied to protect components such as a combustor of a jet engine or a gas turbine from a high-temperature combustion gas, a thermal barrier coating layer forming step Even if a heat-shielding coating layer having a high heat-shielding effect is formed by performing the diffusion heat treatment step, the aging heat treatment is performed in the aging heat treatment step to recover the strength of the component reduced by the diffusion heat treatment step. It becomes possible. Therefore, a heat-shielding coating layer having a high heat-shielding effect formed by performing the heat-shielding coating layer forming step and the diffusion heat-treating step can be formed without worrying about a mounting portion of a component whose strength is reduced by the diffusion heat treatment step. Thus, it is possible to provide a thermal barrier coating application method in which the work efficiency of the thermal barrier coating application operation is improved and the construction period is shortened.
[Brief description of the drawings]
BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a view showing a range in which a thermal barrier coating method according to the present invention is applied, (A) is a cross-sectional view near a combustor liner of a gas turbine, and (B) is a thermal barrier coating application according to the present invention. Sectional drawing which expanded the inner surface of the combustor liner which applied the method.
FIG. 2 is a work process flowchart illustrating a procedure for forming a thermal barrier coating layer by the thermal barrier coating application method according to the present invention.
FIG. 3 is a cross-sectional view showing an enlarged inner surface of a combustor liner for applying a conventional thermal barrier coating method, and showing a range of the thermal barrier coating process.
FIG. 4 is a work process flowchart illustrating a procedure for forming a thermal barrier coating portion by a conventional thermal barrier coating application method.
[Explanation of symbols]
Reference Signs List 10 Gas turbine 11 Combustor liner 12 Combustion gas 13 Thermal barrier coating layer (protective film)
14 Thermal barrier coating section 15 Compressor 16 Compressed air 17 Fuel 18 Combustor liner substrate 20 Spring seal
