JP2007218261A - ガスタービン構成要素のコーティング方法 - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービンエンジンの構成要素上に保護コーティングを付着させる方法を提供すること。
【解決手段】タービン部品（４０）の内部通路表面に金属コーティングを形成する方法は、タービン部品の外表面にニッケルアルミニウムボンドコーティングを施し、タービン部品をＶＰＡチャンバ（８８）内に配置し、ガスマニホールドを少なくとも１つの内部通路入口に連結し、金属コーティングガスを使用してタービン部品の内表面にコーティングを形成する気相アルミナイド化（ＶＰＡ）処理によってタービン部品の内表面および外表面の少なくとも一部を被覆することを含む。
【選択図】図６

Description

本発明は、一般にガスタービンエンジンに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンの構成要素上に保護コーティングを付着させる方法に関する。

ガスタービンエンジンは、典型的には、高圧圧縮機、低圧圧縮機、燃焼器および少なくとも１つのタービンを含む。圧縮機が空気を圧縮し、それが燃料と混合され燃焼器に送られる。次いで、その混合気が点火されて高温の燃焼ガスが発生する。燃焼ガスはタービンに送られる。タービンは、燃焼ガスからエネルギを取り出して、圧縮機に動力を供給し飛行中航空機を推進させるまたは発電機などの負荷装置に動力を供給する有用な仕事を行う。

ガスタービンエンジン内における動作環境は、熱的、化学的に過酷である。高温合金の有意な利点は、鉄基、ニッケル基およびコバルト基超合金の配合によって達成されてきたが、そうした合金から形成される構成要素はしばしば、タービン、燃焼器およびオーグメンタなどガスタービンエンジンの特定区画内に配置される場合、長期にわたる曝露に耐えることができない。一般的な解決策は、タービン、燃焼器およびオーグメンタ構成要素に、酸化および高温腐食を抑制する環境コーティング、または酸化および高温腐食の抑制に加えてその運転環境から構成要素表面を断熱するサーマルバリアコーティング（ＴＢＣ）をもたらすことである。

環境コーティングとして幅広く使用されてきたコーティング材料は、拡散アルミナイドコーティングを含む。拡散アルミナイドコーティングは、一般的に、パック拡散浸透法などの拡散処理法によって形成される単一層の耐酸化性層である。拡散処理は、一般的に、構成要素表面とアルミニウム含有ガス組成が反応して２つの別個の領域を生成することを伴い、その領域の最も外側は、付加層であり、ＭＡｌで表される耐環境性の金属間化合物（ｉｎｔｅｒｍｅｔａｌｌｉｃ）を含有する。ここで、Ｍは基材材料に応じて決まる鉄、ニッケルまたはコバルトである。付加層の下は拡散領域であり、拡散勾配および基材の局所領域における元素の溶解度の変化の結果としてコーティング反応中に生じる種々の金属間相および準安定相を含む。空気中における高温曝露の間、ＭＡｌ金属間化合物は、拡散コーティングおよびその下にある基材の酸化を抑制する保護用の酸化アルミニウム（アルミナ）スケールまたは層を形成する。

ＮｉＡｌオーバーレイコーティングからなる信頼性の高いＴＢＣボンドコートは、アルミナイド処理の影響を非常に受けやすい。ＮｉＡｌコーティング前および／または後のアルミナイドは、結果的にＴＢＣのサイクル寿命（ｃｙｃｌｉｃ ｌｉｆｅ）の実質的な低下をもたらし得る。しかし、内部冷却通路を酸化および高温腐食から保護するためには、気相アルミナイドが必要である。タービン部品の外表面と内表面の間のこの異なる機能要件（ｃｒｏｓｓ−ｆｕｎｃｔｉｏｎａｌ ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔ）によって、気相アルミナイド化（ＶＰＡ）コーティングを行い、内部を保護するために内部通路にワックスを充填し、外表面からアルミナイドを化学的に剥離し、化学的処理中内部通路を保護する、非常に労働集約的で費用のかかる処理にされる。さらに、それらのステップによって、内部通路に付着されたコーティングへの化学的攻撃の危険が増すことになる。

既知の処理技術は、内表面および外表面両方がある動翼全体を約９８０〜１０９０℃（約１８００〜約２０００°Ｆ）でＶＰＡコーティングし、化学的攻撃から保護するために内部通路にワックスを充填し、化学的表面処理によって外表面からＡｌを剥離し、ワックスを除去し、すべてのアルミナイドの除去を確実なものにするように加熱着色することからなる。これらの処理ステップによって、コスト超過になり、約７〜１０日の製造時間が余分にかかることになる。
米国特許第５，２３６，７４５号公報 米国特許第５，４０３，６６９号公報 米国特許第５，４１９，９７１号公報 米国特許第５，７２３，０７８号公報 米国特許第５，８１７，３７１号公報 米国特許第６，０２０，０７５号公報 米国特許第６，１６８，８７４号公報 米国特許第６，４３４，８２３号公報 米国特許第６，４４０，４９６号公報 米国特許第６，４６５，０４０号公報 米国特許第６，５０３，５７４号公報 米国特許第６，５５５，１７９号公報 米国特許第６，８００，３７６号公報 米国特許第６，８６３，９２５号公報

１つの態様において、タービン部品の表面上に金属コーティングを形成する方法が提供される。本方法は、タービン部品をＶＰＡチャンバ内に配置し、ガスマニホールドを少なくとも１つの内部通路入口に連結し、金属コーティングガスを使用する気相アルミナイド化（ＶＰＡ）処理によってタービン部品の内表面および外表面を被覆してタービン部品の内表面にアルミナイドコーティングを、ボンドコート上に少なくとも部分的にコーティングを形成することを含む。

他の態様において、外表面を有し少なくとも１つの内部通路を含むタービン部品の内部通路の表面上に金属コーティングを形成する方法が提供される。本方法は、タービン部品の外表面に高い耐酸化性ニッケルアルミナイド（ＮｉＡｌ）ボンドコートを施し、その動翼をＶＰＡコーティングチャンバ内に配置し、小さいチャンクの形のアルミニウム供給源を配置し、ハロゲン化化合物を導入してより高い温度でガス状の蒸気を作り出し、内表面および外表面両方にアルミナイドコーティングを形成することを含む。

ニッケルアルミナイドコーティングの性能を維持しながら、タービン部品例えば動翼などの内表面および外表面を耐酸化性コーティングで被覆する方法を以下に詳細に説明する。本方法は、タービン部品の外表面をニッケルアルミナイドコーティングで被覆し、気相アルミナイド化処理を用いてタービン部品の内表面および外表面上に保護コーティングを付着させて酸化および高温腐食からタービン部品を保護することを含む。プロセスパラメータの特異性（ｕｎｉｑｕｅｎｓｓ）は、平衡組成のアルミナイド蒸気をニッケルアルミナイド外表面にもたらす一方内表面にコーティングをもたらすようにデザインされる。

図を参照すると、図１は、ファンアセンブリ１２、ならびに高圧圧縮機１４、燃焼器１６および高圧タービン１８を含むコアエンジン１３を含むガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０は、低圧タービン２０およびブースタ２２も含む。ファンアセンブリ１２は、ロータディスク２６から径方向に外方に延びる数多く並んだファンブレード２４を含む。エンジン１０は、吸気側２８および排気側３０を有する。一実施形態では、ガスタービンエンジンは、オハイオ州シンシナティのＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ社から市販されているＧＥ９０である。ファンアセンブリ１２とタービン２０は、第１のロータシャフト３１によって連結され、圧縮機１４とタービン１８は、第２のロータシャフト３２によって連結される。

運転中、空気は中心軸３４に沿ってファンアセンブリ１２を通って流れ、圧縮された空気は高圧圧縮機１４に供給される。高圧に圧縮された空気は、燃焼器１６に送達される。燃焼器１６からの（図１には示されない）空気流れは、タービン１８、２０を駆動する。タービン２０は、シャフト３１を介してファンアセンブリ１２を駆動する。

図２は、（図１に示される）ガスタービンエンジン１０に使用され得るタービン部品の概略斜視図である。図３は、タービン部品の内部の概略図である。本明細書における例示的な実施形態において、方法は、タービン動翼４０に関して説明されているが、タービン動翼４０に限らずどんなタービン部品にも用いることができる。図２、３を参照すると、例示的な実施形態では、複数のタービン動翼４０がガスタービンエンジン１０の高圧タービン動翼段（図示せず）を形成する。各動翼４０は、中空のエーロフォイル４２、およびエーロフォイル４２を既知のやり方でロータディスク（図示せず）に取り付けるのに使用される一体型のダブテール４３を含む。

エーロフォイル４２は、第１の側壁４４および第２の側壁４６を含む。第１の側壁４４は、凸形でありエーロフォイル４２の吸引側を画成し、第２の側壁４６は、凹形でありエーロフォイル４２の圧力側を画成する。側壁４４、４６は、前縁４８、およびエーロフォイル４２の前縁４８より下流に軸方向に間隔を置いて配置される後縁５０のところで連結される。

第１の側壁４４および第２の側壁４６はそれぞれ、長手方向すなわち径方向外方に延びて、ダブテール４３に隣接して配置されるブレードルート部５２から内部冷却チャンバ５６の径方向外側境界を画成する先端プレート５４まで延びる。冷却チャンバ５６は、エーロフォイル４２内の側壁４４と４６の間に画成される。エーロフォイル４２の内部冷却については当業界で既知である。例示的な実施形態では、冷却チャンバ５６は圧縮機抽気で冷却される蛇行通路５８を含む。

冷却キャビティ５６は、後縁５０に沿って長手方向（軸方向）に延びる複数の後縁スロット７０と流体連通する。具体的には、後縁スロット７０は、圧力側壁４６に沿って後縁５０まで延びる。各後縁スロット７０は、第１の側壁７４および第２の側壁７６によって圧力側壁４６から分離されるくぼんだ壁部７２を含む。冷却キャビティ出口開口７８は、冷却キャビティ５６から各後縁スロット７０近くのくぼんだ壁部７２まで延びる。各くぼんだ壁部７２は、後縁５０から冷却キャビティ出口開口７８まで延びる。複数のランド部８０によって、各後縁スロット７０は隣接の後縁スロット７０から分離される。側壁７４、７６はランド部８０から延びる。

さらに図４、５、６を参照すると、例示的な実施形態では、タービン部品例えばタービン動翼４０の内表面および外表面両方を酸化および高温腐食から保護するように、タービン部品４０はエーロフォイル４２の外表面にニッケルアルミナイド（ＮｉＡｌ）コーティングを付着させるプロセス１００により被覆される。具体的には、ニッケルアルミナイドコーティングが、第１の側壁４４および第２の側壁４６の少なくとも一部に施される。例示的な実施形態では、ニッケルアルミナイドコーティングは、エーロフォイル４２の実質的に外表面全体に約０．０２５〜約０．０７６ｍｍ（約０．００１〜約０．００３インチ（約１〜約３ミリインチ））の厚さに施される（１０２）。例示的な実施形態では、ニッケルアルミナイドコーティングは、下塗であり、実質的にエーロフォイル４２の外表面全体に約０．０５１ｍｍ（約０．００２インチ（２ミリインチ））の厚さに施される（１０２）。ニッケルアルミナイドコーティングは、一般的に、アルミニウム、ニッケル、ジルコニウムおよび／またはクロムを含むことができるアルミナイドボンドコートである。

例示的な実施例では、ニッケルアルミナイドボンドコーティングは、イオンプラズマ蒸着法、電子ビーム物理蒸着法（ＥＢ−ＰＶＤ）、または任意の他の高エネルギ蒸着法など視線法（ｌｉｎｅ−ｏｆ−ｓｉｇｈｔ ｐｒｏｃｅｓｓ）を使用してエーロフォイル４２に施される。

外側から被覆されたタービン部品４０は、次いで、気相アルミナイド化（ＶＰＡ）コーティングシステム９０のＶＰＡチャンバ８８内に配置される（１０４）。気相アルミナイド化システムは、クロム−アルミニウム、コバルト−アルミニウムまたはニッケル−アルミニウム組成のドナー合金（ｄｏｎｏｒ ａｌｌｏｙ）ペレット、アルミニウム含有蒸気を生成するハロゲン化物活性剤、熱源（炉）およびガスを内表面に流すマニホールドを含む。

例示的な実施形態では、ドナー合金は、クロム−アルミニウム組成である。具体的には、チャンバ８８内の温度を約９８０〜１１２０℃（約１８００〜約２０５０°Ｆ）に設定する。例示的な実施形態では、チャンバ８８内の温度は、約１０８０℃（１９７５°Ｆ）に設定し、次いでクロム−アルミニウムドナー合金とチャンバ８８に供給されたハロゲン化物との反応からアルミナイドガスが生成され、それによってアルミニウムガスの一部が約３０分〜約４時間、一般的に約２時間かけてエーロフォイル４２の外表面および内表面上に付着される。例示的な実施形態では、アルミナイドコーティングがタービン部品４０の内表面上に約０．０１３〜約０．０３８ｍｍ（約０．０００５〜約０．００１５インチ（約１／２〜約１．５ミリインチ））の厚さに付着され、その場合ごくわずかなすなわち非常に少量のコーティングがタービン部品４０の外表面上に付着される。クロム−アルミニウムドナー合金および活性剤の化学組成は、内表面に所望のアルミニウムコーティングが形成される一方ニッケルアルミナイド外表面の化学組成に変化がないまままたは若干の変化しか受けないようなアルミニウム活量すなわちガス中のアルミニウムのモル分率で、ハロゲン化アルミニウムガスを生成するＶＰＡチャンバ内に含まれる。さらに好ましい実施形態では、クロム−アルミニウムドナー合金の化学組成は、約８０重量％のクロムおよび２０重量％のアルミニウムである。ドナー合金は、アルミニウムが約３０〜５０重量％である組成の現在一般的なドナー合金使用法に比べてアルミニウム組成が低いことが好ましい。主たる理論的なメカニズムは、低活量アルミニウムドナー合金中のアルミニウム量が、アルミニウムをニッケル基合金にもたらすのに十分であるのに対して、追加のアルミニウムをニッケルアルミナイドボンドコートに移すには十分に多くないことを含む。ハロゲン化アルミニウムガス中の気相における好ましい組成の低活量アルミニウムにより、ニッケルアルミナイドボンドコートを含むタービン部品の外表面は、実質的に、気相処理前と変わらないままになる。好ましい実施形態において、ハロゲン化アルミニウム活性剤（ＡｌＦ３）は、輸送ガス１ｆｔ^３／ｈｒあたり約０．３〜０．５グラムである。好ましい実施形態では、輸送ガスは水素、ヘリウム、窒素およびアルゴンであってよい。最も好ましいガスは水素である。最も好ましい実施形態では、輸送ガス流れは、内部キャビティを通るアルミナイド化蒸気流れをもたらす一方それと同時にアルミナイド化ガスの活量を実質的に低減してニッケルアルミナイド外側コーティングとの平衡を得るように、比例的に設計される。好ましい実施形態では、１時間あたりコーティングチャンバ８８の体積５つに相当する輸送ガスの流れによって、アルミニウムの活量が約５％低減されることが推定される。最も好ましい輸送ガス流れの範囲は、約１００〜２００ｆｔ^３／ｈｒである。

アルミナイジングプロセスは、タービン部品がアルミナイドされる温度に応じて約１〜１０時間にわたって行われる。好ましい実施形態では、アルミナイド化の時間は、アルミニウム活量を低くするようにこの範囲の低域で保たれる。最も好ましいプロセスでは、温度約１９７５°Ｆ（１０７０℃）で約２時間である。

上記で述べたプロセス１００は、外表面を腐食および／または酸化から保護するように、タービン部品４０外表面をＮｉＡｌ保護コーティングで被覆することを提供する。さらに、ＮｉＡｌコーティングは、電子ビーム物理蒸着（ＥＢ−ＰＶＤ）サーマルバリアコーティングについての耐酸化性ボンドコートである。本発明の最も好ましい実施形態は、様々な性能の低下を来たすことなく原状下においてＮｉＡｌボンドコートをもたらす。

具体的には、プロセス１００は、動翼の外表面がその上にアルミナイドされない一方動翼の内表面が所望の厚さに被覆されるように、ＶＰＡシステムを使用して平衡活性のアルミニウム蒸気で内部のアルミナイド化をもたらすことを含む。

本発明を様々な特定の実施形態に関して説明してきたが、特許請求の範囲の精神および範囲内で本発明を修正することができることを、当業者なら理解するであろう。

ガスタービンエンジンの概略図である。 図１に示される例示的なタービン動翼の概略的な斜視図である。 図２に示されるタービン動翼の内部の概略図である。 気相アルミナイド化マニホールドに連結される、図２に示されるタービン動翼の内部の概略図である。 気相アルミナイド化システムの概略図である。 図２に示される例示的なタービン動翼のコーティング方法の流れ図である。

符号の説明

１０ ガスタービンエンジン
１２ ファンアセンブリ
１３ コアエンジン
１４ 高圧圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２２ ブースタ
２４ ファンブレード
２６ ロータディスク
２８ 吸気側
３０ 排気側
３１ 第１のロータ軸
３２ 第２のロータ軸
３４ 中心線
４０ タービン部品
４２ エーロフォイル
４３ ダブテール
４４ 第１の側壁
４６ 第２の側壁
４８ 前縁
５０ 後縁
５２ ブレードルート部
５４ 先端プレート
５６ 冷却チャンバ
５８ 蛇行通路
７０ 後縁スロット
７２ くぼんだ壁部
７４ 第１の側壁
７６ 第２の側壁
７８ 冷却キャビティ出口開口
８０ ランド部
８８ 気相アルミナイド化（ＶＰＡ）チャンバ
９０ ＶＰＡコーティングシステム
１００ プロセスが外表面にコーティングをもたらす
１０２ ニッケルアルミニウム（ＮｉＡｌ）コーティングを実質的にエーロフォイルの外表面全体に施す。

１０４ タービン動翼を気相アルミナイド化（ＶＰＡ）チャンバ内に配置する。

Claims (10)

1. 外表面を有し少なくとも１つの内部通路を備えるタービン部品（４０）の内部通路表面に金属コーティングを形成する方法であって、
   前記タービン部品の外表面にニッケルアルミニウムボンドコーティングを施すステップと、
   前記タービン部品をＶＰＡチャンバ（８８）内に配置するステップと、
   ガスマニホールドを少なくとも１つの内部通路入口に連結するステップと、
   前記タービン部品を低活量のクロムアルミニウムドナー合金に曝すステップと、
   前記タービン部品の前記内表面の少なくとも一部を気相アルミナイド化（ＶＰＡ）処理によって被覆して、２４重量％のアルミニウム、６重量％のクロムおよび２重量％のジルコニウムの組成を実質的に有するニッケルアルミナイドコーティングを前記タービン構成要素の前記外表面の少なくとも一部上に形成するステップと
   を含む、方法。
2. 前記タービン部品（４０）を低活量のクロムアルミニウムドナー合金に曝すステップが、１０〜２４重量％のアルミニウムを含む組成のクロムおよびアルミニウムを含むドナー合金組成に前記タービン部品を曝すステップをさらに含む、請求項１記載の方法。
3. 前記コーティングが、ハロゲン化アルミニウムガスと金属表面の反応によって前記内表面に形成される、請求項１記載の方法。
4. 前記金属コーティングを１０４０〜１１２０℃（１９００〜２０５０°Ｆ）で３０分〜４時間熱処理するステップをさらに含む、請求項１記載の方法。
5. 前記タービン部品（４０）の前記外表面に、厚さ約０．００１〜約０．００３インチのボンドコーティングを施すステップをさらに含む、請求項１記載の方法。
6. 前記タービン部品（４０）の前記内表面の少なくとも一部に、厚さ約０．０００５〜約０．００１５インチのアルミニウムコーティングを施すステップをさらに含む、請求項１記載の方法。
7. 前記タービン部品の前記外表面の少なくとも一部に、厚さ０．０２５〜０．０７６ｍｍ（０．００１〜０．００３インチ）のコーティングを施すステップをさらに含む、請求項１記載の方法。
8. 前記部品の前記内表面および前記外表面上にコーティングを有し、前記金属コーティングが請求項１に従って形成された、タービン部品（４０）。
9. 前記ボンドコーティングの厚さが、０．０２５〜０．０７６ｍｍ（０．００１〜０．００３インチ）である、請求項７記載のタービン部品（４０）。
10. 前記コーティングが、前記タービン部品の前記内表面の少なくとも一部上において、厚さ０．０１３〜０．０３８ｍｍ（０．０００５〜０．００１５インチ）である、請求項７記載のタービン部品（４０）。

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