JP2004150272A - Moving blade and coating method therefor - Google Patents

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    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a moving blade improved in yield and reduced in cost by optimizing an abrasive coating range, and to provide a coating method thereof. <P>SOLUTION: Abrasive coating 7 and 8 are performed to a corner part of the moving blades 1 and 3 in the rotation progressing direction or a surface thereof in the rotation progressing direction. The moving blades 1 and 3 and a discharge electrode 9 are dipped in the working liquid, and the discharge electrode 9 is provided near the corner part of the moving blade in the rotation progressing direction or the surface thereof in the rotation progressing direction, and discharge is generated between them to perform the abrasive coating 7 and 8 to only the corner part of the moving blade in the rotation progressing direction. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はタービンや圧縮機等で用いられる動翼及びそのコーティング方法に関し、特に翼先端部に最適なアブレーシブコーティングを施した動翼及びそのコーティング方法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンの運転時には、動翼は先端部に遠心力による伸びと熱による伸びとが生じるため、ケーシングやシュラウドとのチップクリアランスを適正に保つように設定する必要がある。接触を恐れてチップクリアランスを大きくし過ぎるとガスタービンの効率が低下し、逆に小さくし過ぎるとケーシングやシュラウドと接触して動翼の先端部が破損しガスタービンの故障の原因となってしまうからである。
【０００３】
そこで、動翼の先端部に、ケーシングやシュラウドとの接触を考慮した耐摩耗用のアブレーシブコーティング（Ａｂｒａｓｉｖｅ Ｃｏａｔｉｎｇ）を施す一方で、ケーシングやシュラウド側にはアブレイダブルコーティング（Ａｂｒａｄａｂｌｅ Ｃｏａｔｉｎｇ）を施し、その硬度の差により、ガスタービン駆動時に動翼の先端部でケーシングやシュラウド側のコーティングを削り取り、チップクリアランスを最小限に保つようにしている。
【０００４】
ここで、図３は従来の動翼の一例を示す図であり、（Ａ）は通常のタービン動翼の斜視図、（Ｂ）はチップシュラウド付タービン動翼の斜視図、（Ｃ）は圧縮機翼の斜視図である。なお、これらの図では、ディスク側のプラットホームやダブテールの図は省略してある。
図３（Ａ）、（Ｃ）に示すタービン及び圧縮機の動翼１の場合には、その翼先端部の全域（図の裏側も含む）に渡ってアブレーシブコーティング２が施されている。一方、図３（Ｂ）に示すチップシュラウド付動翼３では、チップシュラウド４に設けられたチップフィン５の先端部の全域に渡ってアブレーシブコーティング６が施されている。
【０００５】
上記アブレーシブコーティング２，６のコーティング材には、アブレイダブルコーティングのコーティング材よりも硬い材料であるジルコニア（ＺｒＯ２）やＣＢＮ（Ｃｕｂｉｃ Ｂｏｒｏｎ Ｎｉｔｒｉｄｅ）、タングステンカーバイド（ＷＣ）等が用いられ、肉盛溶接・メッキ・溶射等によりコーティングされている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
上述したように、従来のアブレーシブコーティングでは、動翼の先端部全域に施されているため、コーティングする範囲が広く、製品の歩留まりが悪いという問題があった。また、ＣＢＮ等のコーティング材は高価なものが多く、コストが高いという問題もあった。
【０００７】
本発明は、かかる問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、アブレーシブコーティングの範囲を最適化することによって、歩留まりを向上させるとともに、コストの低減を図ることができる動翼及びそのコーティング方法を提供することである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、先端部にアブレーシブコーティングの施された動翼であって、アブレーシブコーティング（７，８）は、動翼（１，３）の回転進行方向の角部又は回転進行方向の面に施されていることを特徴とする動翼が提供される。
【０００９】
本発明によれば、アブレーシブコーティングの範囲が最適化されていることから歩留まりを向上させることができ、また作業時間の短縮及びコーティング材の節約をすることができることからコストの低減を図ることができる。
【００１０】
さらに、本発明によれば、動翼の先端部にアブレーシブコーティングを施すコーティング方法であって、動翼（１，３）及び放電電極（９）を加工液中に浸し、動翼（１，３）の回転進行方向の角部又は回転進行方向の面部の近傍に放電電極（９）を設置し、これらの間で放電させることによって、動翼（１，３）の回転進行方向の角部にのみアブレーシブコーティング（７，８）を施す、ことを特徴とする動翼のコーティング方法が提供される。
【００１１】
本発明によれば、いわゆる放電コーティングを用いることによって、容易かつ安価に動翼の回転進行方向の角部にのみ又は回転進行方向の面にのみアブレーシブコーティングを施すことができる。
【００１２】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の好ましい実施形態について図面を参照して説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００１３】
図１は、本発明の動翼を示す斜視図であり、（Ａ）は通常のタービン動翼、（Ｂ）はチップシュラウド付タービン動翼、（Ｃ）は圧縮機動翼である。なお、これらの図では、ディスク側のプラットホームやダブテールの図は省略してある。
【００１４】
図１（Ａ）において、ａ−１は通常のタービン翼、ａ−２は薄い翼、ａ−３は先端にコーティング無しの場合である。
ａ−１の通常のタービン動翼１では、動翼の回転進行方向の角部、すなわち動翼先端部の背側の側面と端面にのみ、又は回転進行方向の面、すなわち、先端部の背側面にのみ、アブレーシブコーティング７が施されている。
ａ−１の薄いタービン動翼では、先端全面にコーティングを施し、反対の面はコーティング無しでもよい。
ａ−３のタービン動翼では、先端全面がコーティング無しである。
【００１５】
図１（Ｂ）において、ｂ−１は通常のチップシュラウド付タービン翼、ｂ−２は小さい翼、ｂ−３は先端にコーティング無しの場合である。
ｂ−１の通常のチップシュラウド付動翼３では、チップフィン５の先端部の回転進行方向の角部にのみ、又は回転進行方向の面、すなわち、先端部の背側面にのみ、アブレーシブコーティング８が施されている。なお、チップシュラウド４は、ガスタービンの高速回転時に動翼３の共振を防止するとともに、高温ガスが動翼３の外側に漏洩するのを防止するために設けられるものである。
ｂ−２の小さい翼では、先端全面にコーティングを施し、反対の面はコーティング無しでもよい。
ｂ−３のタービン動翼では、先端全面がコーティング無しである。
【００１６】
図１（Ｃ）において、ｃ−１は通常の圧縮機動翼、ｃ−２は先端にコーティング無しの場合である。
ｃ−１の通常の圧縮機動翼１では、動翼の回転進行方向の角部、すなわち動翼先端部の腹側の側面と端面にのみ、又は回転進行方向の面、すなわち、先端部の腹側面にのみ、アブレーシブコーティング７が施されている。
ｃ−２の圧縮機動翼では、先端全面がコーティング無しである。
【００１７】
上述したように、アブレーシブコーティングは、ケーシングやシュラウド側に施されたアブレイダブルコーティングとの硬度の差により、ガスタービン駆動時に動翼１，３の先端部でアブレイダブルコーティングを削り取り、チップクリアランスを最小限に保つようにするために施されるものである。そして、この現象は、動翼１，３の回転進行方向の角部が接触することによって始まり、ケーシングやシュラウドが削り取られることによって終了する。つまり、この角部が接触した後は、同一翼の他の部分がケーシングやシュラウドに接触することはほとんどないのである。この事実に鑑みれば、従来のように翼先端部の全域に渡ってアブレーシブコーティングを施す必要はなく、本発明が示すように、回転進行方向の角部にのみ、又は回転進行方向の面にのみアブレーシブコーティング７，８が施されていれば十分である。このようにコーティングする範囲を最適化することにより、コーティングする範囲は狭まり、製品の歩留まりが向上し、作業時間の短縮や高価なコーティング材の節約もすることができ、コストを低減することができる。
【００１８】
図２は、図１（Ａ）に示した動翼のコーティング方法を示す図である。本発明のコーティング方法では、動翼１及び放電電極９を加工液（油）で満たされた加工槽１０の中に浸し、動翼１の回転進行方向の角部近傍に放電電極９を設置し、これらの間で放電させることによって、動翼１の回転進行方向の角部にのみアブレーシブコーティング７を施している。
このアブレーシブコーティング７は、１０〜２０μｍと非常に薄いので（図ではわかり易くするために誇張してある）、従来どおりに動翼１を成形した後に、回転進行方向の角部に又は回転進行方向の面にのみアブレーシブコーティング７を施すだけで十分である。もちろん、アブレーシブコーティング７の厚み分だけ動翼１の角部を機械加工で削るようにしたり、予めその分を考慮した鋳型を用いて動翼１を成形するようにしたりしてもよい。
また、翼厚の薄い翼では、回転進行方向面と先端面全体にアブレーシブコーティングを施すことを含む。ただし進行と反対の面に施すことはない。
なお、図２に示す動翼１及び放電電極９は、その断面のみを示している。
【００１９】
このコーティング方法では、動翼１の回転進行方向の角部にのみ放電コーティングできるように、動翼先端部の背側の側面と端面のみを覆うような形状の放電電極９を用いるのが好ましい。例えば、この放電電極９は、断面が略Ｌ字状であって、翼の背側に沿って湾曲した形状をしている。
なお、図示しないが、図１（Ｂ）に示すチップシュラウド付タービン動翼３の場合には、チップフィン５の回転進行方向の角部を覆うような電極を用いればよい。
【００２０】
放電コーティングでは、加工液中に浸した動翼１と放電電極９とに電圧を印加することによって対峙した面で放電を発生させ、この放電によって放電電極９の表面を溶融し、溶融した元素を動翼１の表面に付着させ合金化させている。放電電極９には、コーティング材を固化したものが用いられる。
放電コーティングは、コーティングの厚さを数μｍで制御できるため、動翼１のような精密部品に最適なコーティング方法である。また、コーティングしたい箇所に局部的に入熱できるのでマスキング等の前処理が不要であり、動翼の熱変形も生じないので後処理も不要である。
【００２１】
図１に示した動翼のアブレーシブコーティングは、従来の方法と同様に、肉盛溶接、メッキ及び溶射によっても施すこともできる。メッキコーティングの場合には、ＣＢＮ砥粒をニッケルメッキで電着すればよいし、溶射コーティングの場合には、母材（翼）との熱膨張差を緩和するためにＮｉ−Ｃｒ−Ｃｏ合金を溶射した後にジルコニアやＣＢＮを溶射すればよい。
【００２２】
なお、本発明は、上述した実施形態に限定されず、コーティング材として、ＳｉＣ、ＴｉＣ、Ｃｒ３Ｃ２やＷＣを用いる等、本発明の要旨を逸脱しない限りで種々に変更できることは勿論である。
【００２３】
【発明の効果】
上述したように、本発明は、アブレーシブコーティングの範囲を最適化しているため、製品の歩留まりを向上させることができ、また、作業時間の短縮及びコーティング材の節約をすることができることからコストの低減を図ることができる。さらに、いわゆる放電コーティングを用いることによって、容易かつ安価に動翼の回転進行方向の角部にのみ又は回転進行方向の面にのみアブレーシブコーティングを施すことができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の動翼を示す斜視図であり、（Ａ）は通常のタービン動翼、（Ｂ）はチップシュラウド付タービン動翼、（Ｃ）は圧縮機動翼の図である。
【図２】動翼のコーティング方法を示す図である。
【図３】従来の動翼を示す斜視図であり、（Ａ）は通常のタービン動翼、（Ｂ）はチップシュラウド付タービン動翼、（Ｃ）は圧縮機動翼の図である。
【符号の説明】
１ 動翼
２，６，７，８ アブレーシブコーティング
３ チップシュラウド付動翼
４ チップシュラウド
５ チップフィン
９ 放電電極
１０ 加工槽[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a moving blade used in a turbine, a compressor, and the like, and a coating method thereof, and more particularly to a moving blade having an optimal abrasive coating applied to a blade tip and a coating method thereof.
[0002]
[Prior art]
During the operation of the gas turbine, the rotor blades undergo elongation due to centrifugal force and heat at the tip, so that it is necessary to set the tip clearance between the casing and the shroud appropriately. If the tip clearance is too large for fear of contact, the efficiency of the gas turbine will decrease.On the other hand, if it is too small, the tip of the blade will be damaged by contact with the casing or shroud, causing a failure of the gas turbine. Because.
[0003]
Therefore, abrasion-resistant coating (Abrasive Coating) is applied to the tip of the rotor blade in consideration of contact with the casing and the shroud, while abradable coating is applied to the casing and the shroud side. Due to the difference in hardness, the coating on the casing and shroud side is scraped off at the tip of the moving blade when the gas turbine is driven, so that the tip clearance is kept to a minimum.
[0004]
Here, FIG. 3 is a diagram showing an example of a conventional moving blade, (A) is a perspective view of a normal turbine moving blade, (B) is a perspective view of a turbine moving blade with a tip shroud, and (C) is a compression view. It is a perspective view of a machine wing. In these figures, the illustration of the platform and dovetail on the disk side is omitted.
In the case of the rotor blade 1 of the turbine and the compressor shown in FIGS. 3A and 3C, the abrasive coating 2 is applied over the entire area of the blade tip (including the back side of the figure). . On the other hand, in the blade 3 with the tip shroud shown in FIG. 3B, the abrasive coating 6 is applied to the entire tip end portion of the tip fin 5 provided on the tip shroud 4.
[0005]
Zirconia (ZrO 2 ), CBN (Cubic Boron Nitride), tungsten carbide (WC), or the like, which is harder than the coating material of the abradable coating, is used as the coating material of the abrasive coatings 2 and 6. Coated by overlay welding, plating, thermal spraying, etc.
[0006]
[Problems to be solved by the invention]
As described above, in the conventional abrasive coating, since the coating is applied to the entire tip portion of the moving blade, there is a problem that the coating range is wide and the product yield is low. Further, many coating materials such as CBN are expensive, and there is a problem that the cost is high.
[0007]
The present invention has been made to solve such a problem. That is, an object of the present invention is to provide a moving blade and a coating method for the same that can improve the yield and reduce the cost by optimizing the range of the abrasive coating.
[0008]
[Means for Solving the Problems]
According to the present invention, a rotor blade having an abrasive coating applied to a tip end thereof, wherein the abrasive coating (7, 8) is provided at a corner or a rotation in the rotational direction of rotation of the rotor blade (1, 3). A moving blade is provided which is provided on a surface in a traveling direction.
[0009]
According to the present invention, the yield can be improved because the range of the abrasive coating is optimized, and the cost can be reduced because the working time can be reduced and the coating material can be saved. Can be.
[0010]
Further, according to the present invention, there is provided a coating method for applying abrasive coating to a tip portion of a moving blade, wherein the moving blade (1, 3) and the discharge electrode (9) are immersed in a working fluid, and , 3), a discharge electrode (9) is installed in the vicinity of the corner in the rotation direction or the surface in the rotation direction, and discharge is performed between the electrodes to make the angle in the rotation direction of the blade (1, 3). A method for coating a moving blade, characterized in that an abrasive coating (7, 8) is applied only to a portion.
[0011]
According to the present invention, by using a so-called discharge coating, the abrasive coating can be easily and inexpensively applied only to the corners of the moving blade in the rotation direction or only to the surface in the rotation direction.
[0012]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. In addition, the same reference numerals are given to the common parts in the respective drawings, and the duplicate description will be omitted.
[0013]
FIG. 1 is a perspective view showing a moving blade of the present invention, in which (A) is a normal turbine moving blade, (B) is a turbine moving blade with a chip shroud, and (C) is a compressor moving blade. In these figures, the illustration of the platform and dovetail on the disk side is omitted.
[0014]
In FIG. 1 (A), a-1 is a normal turbine blade, a-2 is a thin blade, and a-3 is a case without a coating on the tip.
In the normal turbine rotor blade 1 of a-1, only the corners in the rotation traveling direction of the rotor blade, that is, only the side surface and the end surface on the back side of the blade tip, or the surface in the rotation traveling direction, that is, the back of the tip portion, The abrasive coating 7 is applied only to the side surfaces.
In the thin turbine blade of a-1, the coating may be applied to the entire front end, and the opposite surface may be uncoated.
In the turbine rotor blade of a-3, the entire front end has no coating.
[0015]
In FIG. 1 (B), b-1 is a normal turbine blade with a chip shroud, b-2 is a small blade, and b-3 is a case without a coating on the tip.
In the normal blade 3 with the tip shroud b-1, the abrasive is provided only on the corner of the tip portion of the tip fin 5 in the rotation direction, or on the surface in the rotation direction, that is, only on the back surface of the tip portion. A coating 8 has been applied. The tip shroud 4 is provided to prevent resonance of the moving blades 3 at the time of high-speed rotation of the gas turbine and to prevent high-temperature gas from leaking outside the moving blades 3.
In the small wing of b-2, coating may be applied to the entire tip surface, and the opposite surface may be uncoated.
In the turbine rotor blade of b-3, the entire front end has no coating.
[0016]
In FIG. 1 (C), c-1 is a normal compressor blade, and c-2 is a case without a coating on the tip.
In the normal compressor rotor blade c-1, only the corners in the rotational traveling direction of the rotor blades, that is, only the ventral side surface and the end face of the rotor blade tip, or the surface in the rotational traveling direction, that is, the antinode of the tip part The abrasive coating 7 is applied only to the side surfaces.
In the compressor blade of c-2, the entire tip surface is uncoated.
[0017]
As described above, the abrasive coating has a difference in hardness from the abradable coating applied to the casing and the shroud side. This is done to keep the tip clearance to a minimum. Then, this phenomenon starts when the corners of the rotating blades 1 and 3 in the rotational traveling direction come into contact with each other, and ends when the casing and the shroud are scraped off. That is, after the corner contacts, the other parts of the same wing hardly contact the casing or the shroud. In view of this fact, it is not necessary to apply the abrasive coating over the entire area of the tip of the wing as in the prior art, and as shown in the present invention, only at the corners in the direction of rotation or on the surface in the direction of rotation. It is sufficient if only the abrasive coatings 7 and 8 are provided. By optimizing the coating range in this way, the coating range is narrowed, the product yield is improved, the working time can be shortened, the expensive coating material can be saved, and the cost can be reduced. .
[0018]
FIG. 2 is a diagram illustrating a method of coating the rotor blade shown in FIG. In the coating method of the present invention, the moving blade 1 and the discharge electrode 9 are immersed in a processing tank 10 filled with a working fluid (oil), and the discharge electrode 9 is installed near a corner of the moving blade 1 in the rotation direction. By causing discharge between these, the abrasive coating 7 is applied only to the corners of the moving blade 1 in the direction of rotation.
Since the abrasive coating 7 is very thin, 10 to 20 μm (exaggerated in the figure for simplicity), after the rotor blade 1 is formed in the conventional manner, it is turned to the corner in the rotation direction or to the rotation direction. It is sufficient to apply the abrasive coating 7 only on the face in the direction. Needless to say, the corners of the moving blade 1 may be machined by the thickness of the abrasive coating 7 by machining, or the moving blade 1 may be formed using a mold in consideration of the thickness.
In the case of a wing having a small wing thickness, the method includes applying an abrasive coating to the entire surface in the rotational traveling direction and the front end surface. However, it is not applied to the opposite side of the progress.
Note that the rotor blade 1 and the discharge electrode 9 shown in FIG.
[0019]
In this coating method, it is preferable to use the discharge electrode 9 having such a shape as to cover only the side surface and the end surface on the back side of the blade tip so that the discharge coating can be performed only on the corners of the blade 1 in the rotation direction. For example, the discharge electrode 9 has a substantially L-shaped cross section and a curved shape along the back side of the wing.
Although not shown, in the case of the turbine blade 3 with the tip shroud shown in FIG. 1B, an electrode that covers the corner of the tip fin 5 in the rotational direction may be used.
[0020]
In the discharge coating, a voltage is applied to the moving blade 1 and the discharge electrode 9 immersed in the working fluid to generate a discharge on the opposing surfaces, and the discharge melts the surface of the discharge electrode 9 to remove the molten element. It is attached to the surface of the moving blade 1 and alloyed. A solidified coating material is used for the discharge electrode 9.
The discharge coating is an optimal coating method for precision parts such as the moving blade 1 because the thickness of the coating can be controlled at several μm. In addition, since heat can be locally input to a portion to be coated, pretreatment such as masking is unnecessary, and thermal deformation of the moving blade does not occur, so that post treatment is unnecessary.
[0021]
The abrasive coating of the rotor blade shown in FIG. 1 can also be applied by overlay welding, plating and thermal spraying, as in the conventional method. In the case of plating coating, CBN abrasive grains may be electrodeposited by nickel plating. In the case of thermal spray coating, a Ni-Cr-Co alloy is used to reduce the difference in thermal expansion with the base material (wing). After spraying, zirconia or CBN may be sprayed.
[0022]
Note that the present invention is not limited to the above-described embodiment, and it is needless to say that various modifications can be made without departing from the gist of the present invention, such as using SiC, TiC, Cr 3 C 2 or WC as a coating material. .
[0023]
【The invention's effect】
As described above, the present invention optimizes the range of the abrasive coating, so that the product yield can be improved, and the cost can be reduced because the working time can be shortened and the coating material can be saved. Can be reduced. Furthermore, by using a so-called discharge coating, the abrasive coating can be easily and inexpensively applied only to the corners of the rotating blade in the rotational direction or only to the surface in the rotational direction.
[Brief description of the drawings]
1A and 1B are perspective views showing a moving blade of the present invention, in which FIG. 1A is a diagram of a normal turbine moving blade, FIG. 1B is a diagram of a turbine moving blade with a chip shroud, and FIG.
FIG. 2 is a diagram illustrating a coating method of a moving blade.
3A and 3B are perspective views showing a conventional rotor blade, wherein FIG. 3A is a view of a normal turbine rotor blade, FIG. 3B is a view of a turbine rotor blade with a tip shroud, and FIG. 3C is a view of a compressor rotor blade.
[Explanation of symbols]
Reference Signs List 1 moving blade 2, 6, 7, 8 abrasive coating 3 moving blade with chip shroud 4 chip shroud 5 chip fin 9 discharge electrode 10 machining tank

Claims (2)

先端部にアブレーシブコーティングの施された動翼であって、アブレーシブコーティング（７，８）は、動翼（１，３）の回転進行方向の角部又は回転進行方向の面に施されている、ことを特徴とする動翼。A rotor blade having an abrasive coating on its tip, wherein the abrasive coating (7, 8) is applied to a corner or a surface of the rotor blade (1, 3) in the direction of rotation. A moving blade, which is characterized in that: 動翼の先端部にアブレーシブコーティングを施すコーティング方法であって、動翼（１，３）及び放電電極（９）を加工液中に浸し、動翼（１，３）の回転進行方向の角部又は回転進行方向の面部の近傍に放電電極（９）を設置し、これらの間で放電させることによって、動翼（１，３）の回転進行方向の角部にのみアブレーシブコーティング（７，８）を施す、ことを特徴とする動翼のコーティング方法。A coating method for applying abrasive coating to the tip of a moving blade, wherein the moving blade (1,3) and the discharge electrode (9) are immersed in a working fluid, and the rotational direction of the moving blade (1,3) is changed. By disposing a discharge electrode (9) near the corner or the surface in the direction of rotation and discharging between them, the abrasive coating (9) is applied only to the corner of the blade (1, 3) in the direction of rotation. 7. A method for coating a moving blade, comprising applying (7, 8).
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