JP2004232499A

JP2004232499A - タービン動翼およびその皮膜形成方法

Info

Publication number: JP2004232499A
Application number: JP2003019421A
Authority: JP
Inventors: Masahiro Ito; 正弘伊東; Kazuaki Ikeda; 一昭池田; Shoichi Fukamatsu; 彰一深松; Akira Sakuma; 章佐久間
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 2003-01-28
Filing date: 2003-01-28
Publication date: 2004-08-19

Abstract

【課題】一般的な翼形状及び翼材料をそのまま適用して、その金属表面に炭化物系セラミックスを溶射積層して金属表面を改質し、硬度を向上させて個体粒子侵食に対する耐侵食性を高めることができ、翼の流体性能の維持、高強度維持ひいてはタービンの長期安全運転を図ることができる。
【解決手段】蒸気タービンにおける初段落側または再熱初段落側の翼列を構成するタービン動翼であって、タービンロータ１８と、このタービンロータに設けられ蒸気通路に配置される翼１７とを備え、翼１７の蒸気通路有効部の表面に、炭化物系セラミックスを主体とする溶射皮膜２１を形成する。
【選択図】図２

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、蒸気タービンのタービン動翼に係り、特にボイラ等から飛来する酸化スケールやスラッジ等の微小固体粒子による侵食からの防止対策を施したタービン動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般に蒸気タービンにおいては、タービンケーシングの内周壁に軸方向に間隔をおいてノズルダイヤフラムが固定される一方、このノズルダイヤフラムに対向してタービン動翼が配設され、タービン段落が形成されている。
【０００３】
タービン動翼は、多数の翼を、タービンロータと一体に形成されたロータディスクに植設することにより構成されている。
【０００４】
このような蒸気タービンにおける高圧初段落（第１段落）のノズルダイヤフラムや、再熱初段落（中圧第１段落）のノズルダイヤフラムおよびノズル翼については、特に後縁部において侵食減肉される現象が認められるため、これらノズル部品に対しては従来、種々の侵食防止対策が施されてきた。
【０００５】
ところで、近年の蒸気タービンの大容量化に伴い、ノズル部品だけでなく、タービン動翼、特に高圧初段落あるいは再熱初段落の翼の入口側部分についても、侵食減肉する損傷現象が見られるようになってきている。しかし、従来では、これらのタービン動翼に対しては侵食防止対策が施されていない。
【０００６】
なお、蒸気タービンの低圧タービンについては、キャビテーションに起因するエロージョン対策として、タングステン系アモルファス合金のスパッタリング被膜を形成することが提案され（例えば特許文献１参照）、また超高温のガスタービン動翼については、耐酸化性コーティング皮膜を形成する等、種々の提案がされているが（例えば特許文献２，３，４等参照）、上述したように、蒸気タービンの高圧初段落や再熱初段落の翼の入口側部分における侵食減肉の傾向に対しては、特に有効な対策が提案されていない。
【０００７】
【特許文献１】
特開平５−５１７６９号公報
【０００８】
【特許文献２】
特開平８−７４５０４号公報
【０００９】
【特許文献３】
特開２０００−２７３５０１号公報
【００１０】
【特許文献４】
特開２００２−１２９３３号公報
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】
上述したように、近年の蒸気タービンの大容量に伴い、蒸気タービンの運転に際してタービン動翼における第１段落目の翼、特に再熱初段落（中圧第１段落）の翼の材料が侵食減肉される傾向が認められる。この侵食減肉が継続すると、翼の翼形状（断面形状）が、正規の形状から大きく損なわれて、翼の流体性能が低下してしまうだけでなく、翼の強度も低下してしまうという問題が生じる。
【００１２】
従来では、このような蒸気タービンのタービン動翼における浸食減肉について特に指摘されることがなく、その原因究明がなされておらず、さらに的確な対策が提案されていない。
【００１３】
本発明は、このような事情に鑑みてなされたもので、蒸気タービン運転時における第１段落目の翼、特に再熱初段落（中圧第１段落）の翼の材料が侵食減肉されることの原因を究明し、その原因に対応する的確な防止対策を施し、翼の翼形状を正規の形状に維持したままで翼の流体性能の維持を図り、翼を高強度に維持することができるタービン動翼を提供することを目的とする。
【００１４】
【課題を解決するための手段】
蒸気タービン動翼における浸食減肉の原因について種々の検討を行なった結果によると、作動流体である蒸気の中には、蒸気タービンの上流側にあるボイラ（図示せず）の管壁などから剥離した酸化スケールや、スラッジ等の微小固体粒子が含まれていることがあり、これらの固体粒子が慣性作用によって高圧初段落（第１段落）のノズルダイヤフラムや、再熱初段落（中圧第１段落）のノズルダイヤフラムに蒸気とともに流入している。
【００１５】
すなわち、近年の大容量の蒸気タービンにおいては、上記の固体粒子が第１段落のノズル翼の後縁部に衝突し、ノズル翼の特に後縁部を侵食減肉させた後これを通過し、第１段落のタービン動翼における翼の入口側に噴出し、その翼に衝突することにより、侵食減肉する損傷現象が発生することが明らかとなった。
【００１６】
この事象について、図５および図６を参照して説明する。
【００１７】
図５は、ノズル翼の翼間から噴出した作動流体（蒸気）の作動ベクトルを示している。この図５に示すように、ノズルダイヤフラム内輪１のノズル翼１ａの翼間２から噴出した蒸気は、回転しているタービン動翼３における翼４の翼間５へ相対速度ベクトルＶ１をもって流入し、翼４を回転させる。すなわち、ノズル翼１ａは作動流体の有する熱エネルギを速度エネルギに変換し、変換後、下流側に位置する翼４に向けて整流噴射し、翼４は噴射された作動流体の速度エネルギを回転エネルギに変換している。
【００１８】
ところで、作動流体である蒸気の中には、上述したように、蒸気タービンの上流側にあるボイラ（図示せず）の管壁などから剥離した酸化スケールやスラッジ等の微小固体粒子が含まれていることがある。
【００１９】
図６は、このような微小固体粒子がノズル翼１ａの翼間から噴出した場合の作動ベクトルを示している。この図６に示すように、作動流体（蒸気）に含まれる固体粒子は、ノズル翼１ａの翼間２を通過して噴出すると、作動流体と固体粒子との物性値の違いから、作動流体の噴出速度と固体粒子の噴出速度には差が生じる。すなわち、固体粒子の噴出速度の方が、作動流体の噴出速度よりも遅くなる。この結果、回転している翼４の翼間５には、前述した作動流体の相対速度ベクトルＶ１とは異なる角度の相対速度ベクトルＶ２をもって、固体粒子が翼４の入口側前縁に直接、衝突する方向での流入形態となる。この固体粒子の衝突により、翼４は入口側の部分から侵食減肉されて損傷して行く。これが損傷現象のメカニズムである。
【００２０】
このように、固体粒子が蒸気タービンに流入して来る条件下でタービン運転を行なうと、第１段落目のタービン翼、特に再熱初段落（中圧第１段落）の翼４には、固体粒子の衝突によって材料の侵食減肉が起こり、この侵食減肉が継続すると、翼４の翼断面形状が、正規の形状から大きく損なわれ、翼の流体性能が低下するだけでなく、翼の強度も低下するという問題が生じていたものである。
【００２１】
そこで、発明者においては、翼の金属表面の硬度を向上させることによって、タービン動翼の固体粒子侵食に対する耐侵食性を高めることに着目した。すなわち、タービン動翼の金属表面を改質させ、表面硬度を向上させることにより、浸食防止が可能となるとの知見を得た。
【００２２】
以上の知見に基づき、請求項１に係る発明では、タービンロータの周方向に動翼が複数枚植設されたタービン動翼と、タービンケーシングに設けられその周方向に多数の静翼が配設されたノズルダイヤフラムとから成るタービン段落を複数段設けた高圧タービンおよび中圧タービンの少なくとも一方を有する蒸気タービンにおいて、前記タービン動翼の蒸気通路有効部の表面に炭化物系セラミックスを主体とする溶射皮膜を形成したことを特徴とするタービン動翼を提供する。
【００２３】
請求項２に係る発明では、前記溶射皮膜は、前記動翼の蒸気通路有効部における翼入口側前縁の高さ方向全体に亘って形成されている請求項１記載のタービン動翼を提供する。
【００２４】
請求項３に係る発明では、前記溶射皮膜は、前記動翼の蒸気通路有効部における翼入口側前縁から翼腹側および翼背側の少なくともいずれか一方の側に亘って形成されている請求項１記載のタービン動翼を提供する。
【００２５】
請求項４に係る発明では、前記溶射皮膜が形成される範囲は、前記動翼における腹側では、翼入口側前縁から腹側に沿う蒸気の道のりの１／３以下の範囲、同背側では、翼入口側前縁から背側に沿う蒸気の道のりの１／２以下の範囲に設定されている請求項３記載のタービン動翼を提供する。
【００２６】
請求項５に係る発明では、前記溶射皮膜の組成は、重量％で、５０％以上８５％以下のＣｒ_３Ｃ_２と、Ｍを予め選定された金属材料としたときに、このＣｒ_３Ｃ_２を結合するバインダである１５％以上５０％以下のＭＣｒＡｌＹとを含む請求項１記載のタービン動翼を提供する。
【００２７】
請求項６に係る発明では、前記ＭＣｒＡｌＹは、前記動翼の翼表面に第１層としてプラズマ溶射により形成され、前記Ｃｒ_３Ｃ_２は、同第２層として高圧・高速ガス炎溶射により形成されている請求項５記載のタービン動翼を提供する。
【００２８】
請求項７に係る発明では、前記ＭＣｒＡｌＹによる第１層内の気孔率は、５％以上２０％以下に設定されている請求項６記載のタービン動翼を提供する。
【００２９】
請求項８に係る発明では、前記ＭＣｒＡｌＹによる第１層は、プラズマ溶射に代え、高速ガス炎溶射により形成されている請求項６記載のタービン動翼を提供する。
【００３０】
請求項９に係る発明では、前記ＭＣｒＡｌＹによる第１層の膜厚は５０〜１５０μｍであり、前記Ｃｒ_３Ｃ_２による第２層の膜厚は４００〜３００μｍである請求項５から請求項８までのいずれかに記載のタービン動翼を提供する。
【００３１】
請求項１０に係る発明では、請求項５から請求項９までのいずれかに記載の皮膜を形成するタービン動翼への皮膜形成方法であって、前記動翼の翼表面への溶射皮膜形成における溶射法として、高圧・高速ガス炎溶射法を用い、溶射距離を２５０〜５００ｍｍとして形成することを特徴とするタービン動翼への皮膜形成方法を提供する。
【００３２】
請求項１１に係る発明では、請求項５から請求項９までのいずれかに記載の皮膜を形成するタービン動翼への皮膜形成方法であって、前記動翼の翼表面への溶射皮膜形成における溶射法として、高圧・高速ガス炎溶射法を用い、溶射速度を５００〜７００ｍｍ／ｓｅｃとして形成することを特徴とするタービン動翼への皮膜形成方法を提供する。
【００３３】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係るタービン動翼の実施形態について、図１〜図４を参照して説明する。
【００３４】
（１）適用タービンの構成（図１）
図１は、本実施形態のタービン動翼を適用する蒸気タービンの構成を示す断面図である。図１に示すように、この蒸気タービンでは、タービンケーシング１１の内周壁に、軸方向に間隔をおいてノズルダイヤフラム１２が固定され、ノズルダイヤフラム１２に対向してタービン動翼１３が配設され、これによりタービン段落が形成されている。
【００３５】
ノズルダイヤフラム１２は、周方向に順次配列された多数のノズル翼（静止翼）１４の内周側および外周側を、ノズルダイヤフラム内輪１５およびノズルダイヤフラム外輪１６によって一体に固定したものであり、蒸気タービンの静止部を構成している。
【００３６】
一方、タービン動翼１３は、タービンロータ１８と一体に形成されたロータディスク１９に多数の翼１７を植設したものであり、回転部を構成している。このタービン動翼１３は複数の動翼群からなり、各動翼群は数枚の翼１７をシュラウド２０で連結することにより、周方向に一体的に構成されている。
【００３７】
このような構成のもとで、本実施形態では、翼１７の蒸気が通過する蒸気通路有効部１７ａに、高さ方向の全域に亘って、炭化物系セラミックスを溶射することにより、溶射被膜を形成している。
【００３８】
（２）溶射被膜の形成範囲（図２）
図２は、図１のＡ−Ａ線に沿う拡大断面図であり、翼１７の蒸気通路有効部１７ａの断面形状を示している。図２に示すように、翼１７の蒸気通路有効部１７ａの表面に、炭化物系セラミックスを主体とする溶射皮膜２１が形成されている。この溶射皮膜２１が形成される範囲は、翼１７の蒸気通路有効部１７ａにおいては翼入口側前縁１７ｂの高さ方向全体に亘る。
【００３９】
また、溶射皮膜２１は、翼１７における翼断面の腹側１７ｃでは、翼入口側前縁１７ｂから腹側１７ｃに沿う蒸気の道のりの１／３以下の範囲、同背側１７ｄでは、翼入口側前縁１７ｂから背側１７ｄに沿う蒸気の道のりの１／２以下の範囲に設定されている。
【００４０】
なお、溶射被膜２１が形成される範囲は必ずしも上記の範囲に限られず、蒸気タービンの規模等に応じて、翼１７の蒸気通路有効部における翼入口側前縁１７ｂから翼断面の腹側１７ｃおよび背側１７ｄの少なくともいずれか一方の側に形成してもよく、また機器毎に必要と想定される箇所に形成してもよい。さらに、通路有効部１７ａの断面の全周、すなわちＬ_１＋Ｌ_２の全道のりを対象としてもよい。少なくとも、経験的に翼１７の侵食減肉が著しいと認められる箇所を含めることが望ましい。
【００４１】
（３）溶射皮膜の組成（図３）
図３は、図２のＢ−Ｂ線に沿う翼長さ方向の拡大断面図である。この図３に示すように、翼１７の基材（母材）の表層に炭化物系セラミックスの溶射被膜２１が形成され、溶射被膜２１中には気孔２２が存在している。
【００４２】
溶射皮膜２１の組成は、重量％で、５０％以上８５％以下のＣｒ_３Ｃ_２を含む材料、例えばＣｒＣ−ＮｉＣｒと、このＣｒＣ−ＮｉＣｒを翼１７の基材に結合するバインダである１５％以上５０％以下のＭＣｒＡｌＹとされている。ここで、Ｍは、Ｃｒ（クロム）、Ａｌ（アルミ）、Ｙ（イットリウム）以外の金属材料を示しており、例えばＦｅ（鉄）、Ｎｉ（ニッケル）、Ｍｏ（モリブデン）、Ｍｎ（マンガン）などを言う。
【００４３】
この溶射皮膜２１の溶射方法としては、ＭＣｒＡｌＹが翼表面に第１層として形成され、ＣｒＣ−ＮｉＣｒが第２層として形成されている。
【００４４】
このように、翼１７に溶射積層する高硬度溶射皮膜として、Ｃｒ_３Ｃ_２を含む材料を選定した理由等は、蒸気タービンの温度条件に基づいている。すなわち、蒸気タービンの蒸気温度は５６６℃または５９３℃の如く比較的高温であるため、翼１７に溶射積層させる皮膜としては適用環境中において安定で、かつ長期運用しても組成が分解しない炭化物とする必要がある。Ｃｒ_３Ｃ_２は、約７００℃まで安定した特性を維持し、高温蒸気にさらされても高硬度を維持することができる特性を有するものである。
【００４５】
（４）溶射施工方法
翼表面への溶射施工にあたっては、第１層目としてＭＣｒＡｌＹの形成を例えばプラズマ溶射によって行い、その後に第２層目としてＣｒＣ−ＮｉＣｒを高圧・高速ガス炎溶射法（ＨＶＯＦ）によってコーティングする。第１層目の溶射において、耐酸化性を増すために、プラズマ溶射に代えて高圧・高速ガス炎溶射を用い、溶射速度を速めることも可能である。この場合、高圧・高速ガス炎溶射法溶射距離は例えば２５０〜５００ｍｍに設定し、溶射速度は５００〜７００ｍｍ／ｓｅｃとすることが望ましい。溶射皮膜の厚さとしては、第１層目を５０〜１５０μｍとし、第２層目を４００〜３００μｍとする。
【００４６】
このようにして、作動流体である蒸気に混入されるボイラスケール等の固体粒子との衝突による、翼１７の浸食減肉を防止する高硬度溶射皮膜が形成される。
【００４７】
翼表面への溶射施工にあたっては、第１層目の溶射において、大気プラズマ溶射による皮膜の気孔率を５％以上２０％以下とし、蒸気タービン運転中に生じるタービン動翼母材の熱膨脹、収縮に対して、割れを生じることなく、追従性を有する溶射皮膜２１を形成することができる。
【００４８】
（５）測定結果（図４）
図４は、Ｃｒ_３Ｃ_２の組成と硬さ測定結果を示している。
【００４９】
図４に示すように、Ｃｒ_３Ｃ_２量が５０％以上になると硬さが上昇する傾向となる。しかし、Ｃｒ_３Ｃ_２量がさらに８５％以上となると、硬さは増すものの、脆くなる傾向がある。そこで、Ｃｒ_３Ｃ_２の組成を５０％以上８５％以下として、耐摩耗合金として多く使用されているＣｏ基合金よりも高硬度を得、しかも溶射皮膜の延性、靭性が低下しない特性範囲で適用できるようにしたのである。
【００５０】
さらに、翼１７への溶射施工にあたり、ＮｉＣｒのバインダは使用温度域が６００℃程度までなので、第１層にＭＣｒＡｌＹを用いて、蒸気温度が５９３℃を越える蒸気タービンにも安定した溶射皮膜を形成することができる。
【００５１】
【発明の効果】
本発明によれば、タービン動翼において、一般的な翼形状及び翼材料をそのまま適用して、翼の金属表面に炭化物系セラミックスを溶射積層して金属表面を改質し、硬度を向上させて個体粒子侵食に対する耐侵食性を高めることができ、流体性能の維持、高強度維持ひいてはタービンの長期安全運転を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施形態によるタービン動翼を適用する蒸気タービンの構成を示す断面図。
【図２】図１のＡ−Ａ線に沿う拡大断面図。
【図３】図２におけるＢ−Ｂ線断面図。
【図４】本発明の一実施形態における溶射被膜の組成と硬さ測定結果を示すグラフ。
【図５】ノズル翼の翼間から噴出した作動流体（蒸気）の作動ベクトルを示す説明図。
【図６】ノズル翼の翼間から噴出した微小固体粒子の作動ベクトルを示す説明図。
【符号の説明】
１ノズルダイヤフラム内輪
１ａノズル翼
２翼間
３タービン動翼
４翼
５翼間
１１タービンケーシング
１２ノズルダイヤフラム
１３タービン動翼
１４ノズル翼（静止翼）
１５ノズルダイヤフラム内輪
１６ノズルダイヤフラム外輪
１７翼
１７ａ蒸気通路有効部
１７ｂ翼入口側前縁
１７ｃ腹側
１７ｄ背側
１８タービンロータ
１９ロータディスク
２０シュラウド
２１溶射皮膜
２２気孔

Claims

タービンロータの周方向に動翼が複数枚植設されたタービン動翼と、タービンケーシングに設けられその周方向に多数の静翼が配設されたノズルダイヤフラムとから成るタービン段落を複数段設けた高圧タービンおよび中圧タービンの少なくとも一方を有する蒸気タービンにおいて、
前記タービン動翼の蒸気通路有効部の表面に炭化物系セラミックスを主体とする溶射皮膜を形成したことを特徴とするタービン動翼。
前記溶射皮膜は、前記動翼の蒸気通路有効部における翼入口側前縁の高さ方向全体に亘って形成されている請求項１記載のタービン動翼。
前記溶射皮膜は、前記動翼の蒸気通路有効部における翼入口側前縁から翼腹側および翼背側の少なくともいずれか一方の側に亘って形成されている請求項１記載のタービン動翼。
前記溶射皮膜が形成される範囲は、前記動翼における腹側では、翼入口側前縁から腹側に沿う蒸気の道のりの１／３以下の範囲、同背側では、翼入口側前縁から背側に沿う蒸気の道のりの１／２以下の範囲に設定されている請求項３記載のタービン動翼。
前記溶射皮膜の組成は、重量％で、５０％以上８５％以下のＣｒ_３Ｃ_２と、Ｍを予め選定された金属材料としたときに、このＣｒ_３Ｃ_２を結合するバインダである１５％以上５０％以下のＭＣｒＡｌＹとを含む請求項１記載のタービン動翼。
前記ＭＣｒＡｌＹは、前記動翼の翼表面に第１層としてプラズマ溶射により形成され、前記Ｃｒ_３Ｃ_２は、同第２層として高圧・高速ガス炎溶射により形成されている請求項５記載のタービン動翼。
前記ＭＣｒＡｌＹによる第１層内の気孔率は、５％以上２０％以下に設定されている請求項６記載のタービン動翼。
前記ＭＣｒＡｌＹによる第１層は、プラズマ溶射に代え、高速ガス炎溶射により形成されている請求項６記載のタービン動翼。
前記ＭＣｒＡｌＹによる第１層の膜厚は５０〜１５０μｍであり、前記Ｃｒ_３Ｃ_２による第２層の膜厚は４００〜３００μｍである請求項５から請求項８までのいずれかに記載のタービン動翼。
請求項５から請求項９までのいずれかに記載の皮膜を形成するタービン動翼への皮膜形成方法であって、前記動翼の翼表面への溶射皮膜形成における溶射法として、高圧・高速ガス炎溶射法を用い、溶射距離を２５０〜５００ｍｍとして形成することを特徴とするタービン動翼への皮膜形成方法。
請求項５から請求項９までのいずれかに記載の皮膜を形成するタービン動翼への皮膜形成方法であって、前記動翼の翼表面への溶射皮膜形成における溶射法として、高圧・高速ガス炎溶射法を用い、溶射速度を５００〜７００ｍｍ／ｓｅｃとして形成することを特徴とするタービン動翼への皮膜形成方法。