JP2007519530A - 熱バリアコーティングを除去するための方法 - Google Patents
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Abstract
Description
ジェットエンジンの高温部分をなす燃焼チャンバ(コバルトまたはニッケルをベースとした超合金材料から製造される)を、レーザー穿孔によって形成された複数の空冷穴を備えたものとして製造した。部材のガス流通(高温側)表面を、まず最初に、金属製ボンドコートによってコーティングした。この金属製ボンドコートは、主にニッケルであって、クロムとアルミニウムとイットリアと(あるいは、他の反応元素)を含有している。金属製ボンドコートは、典型的には約0.13〜0.20mm(約0.005〜0.008インチ)という厚さでもって、プラズマ噴霧によって成膜される。ボンドコートの成膜の後に、レーザー穿孔プロセスを使用して、部材に関しての所望のエアフロー冷却特性が得られるような所望の傾斜角度でもって、複数の空冷穴を形成する。レーザー穿孔の後に、部材を洗浄し、これにより、すべてのレーザースラグを除去する、すなわち、レーザー穿孔プロセスに起因するすべての脱離材料を除去する。レーザー穿孔および洗浄の後に、同じ材料からなる付加的なボンドコート層を、約0.025〜0.76mm(約0.001〜0.003インチ)という厚さでもって、プラズマ噴霧プロセスによって成膜することができる。その後、プラズマ噴霧プロセスによって、約0.13〜0.50mm(約0.005〜0.020インチ)という厚さでもって、6〜8%のイットリアによって部分的に安定化された主にジルコニアからなるセラミック製トップコート層を成膜する。セラミック製トップコート層の成膜時には、部材の空冷穴は、熱バリアコーティング(セラミック製トップコート層)によって部分的に閉塞され、これにより、冷却エアフローを制限してしまうこととなる。
2 ロータリーテーブル
3 エアジェットノズル
4 乾燥エア供給圧力容器および媒体処理ユニット
5 駆動機構
10 燃焼チャンバ
11 冷却穴
12 外表面
Claims (27)
- 構成部材をなす金属基体表面からセラミック製熱バリアコーティングを除去するための方法であって、
前記部材の前記基体表面上の前記熱バリアコーティングのところにおいてエアジェットを発生させ、
その際、前記エアジェットを、非摩耗性粒状媒体を含有したものとし、
前記エアジェットを、前記基体表面を損傷させ得ない程度のなおかつ前記セラミック製熱バリアコーティングを除去し得る程度の低圧でもって、ノズルから放出することを特徴とする方法。 - 請求項1記載の方法において、
前記エアジェットの圧力を、138〜690kPa(20〜100PSIG)とすることを特徴とする方法。 - 請求項2記載の方法において、
前記媒体を、実質的に球形形状のものとすることを特徴とする方法。 - 請求項3記載の方法において、
前記球状媒体の直径を、0.05〜0.25mm(0.002〜0.010インチ)とすることを特徴とする方法。 - 請求項4記載の方法において、
前記媒体を、ガラスビーズとすることを特徴とする方法。 - 請求項1記載の方法において、
前記構成部材を、タービンエンジンの構成部材とすることを特徴とする方法。 - 請求項6記載の方法において、
前記タービンエンジンの前記構成部材を、燃焼チャンバとすることを特徴とする方法。 - タービンエンジンの金属製構成部材の冷却穴からセラミック製熱バリアコーティングを除去するための方法であって、
前記部材の前記冷却穴のところにおいてエアジェットを発生させ、
その際、前記エアジェットを、非摩耗性粒状媒体を含有したものとし、
前記エアジェットを、前記冷却穴の金属表面を損傷させ得ない程度のなおかつ前記セラミック製熱バリアコーティングを除去し得る程度の低圧でもって、ノズルから放出することを特徴とする方法。 - 請求項8記載の方法において、
前記エアジェットの圧力を、138〜690kPa(20〜100PSIG)とすることを特徴とする方法。 - 請求項9記載の方法において、
前記媒体を、実質的に球形形状のものとすることを特徴とする方法。 - 請求項10記載の方法において、
前記球状媒体の直径を、0.05〜0.25mm(0.002〜0.010インチ)とすることを特徴とする方法。 - 請求項11記載の方法において、
前記媒体を、ガラスビーズとすることを特徴とする方法。 - 請求項12記載の方法において、
前記タービンエンジンの前記構成部材を、燃焼チャンバとすることを特徴とする方法。 - 請求項8記載の方法において、
前記エアジェットを、前記冷却穴のところにおいて、前記部材の前記熱バリアコーティングを有している表面とは反対側の表面に向けることを特徴とする方法。 - 請求項9記載の方法において、
前記エアジェットの向きを、前記冷却穴のところにおいて、前記冷却穴と実質的に同じ角度とすることを特徴とする方法。 - 請求項8記載の方法において、
前記エアジェットによって、前記冷却穴の金属製エッジを丸くすることを特徴とする方法。 - 請求項8記載の方法において、
レーザー穿孔プロセスを使用して、前記タービン構成部材に、前記冷却穴を形成することを特徴とする方法。 - 熱バリアコーティングされたタービンエンジン構成部材に冷却穴を形成するための方法であって、
前記構成部材に冷却穴を穿孔形成し;
そのようにして冷却穴が形成された状態の前記構成部材の表面を、セラミック製熱バリアコーティングによってコーティングし;
前記構成部材の前記冷却穴のところにおいてエアジェットを発生させ、その際、前記エアジェットを、非摩耗性粒状媒体を含有したものとし、前記エアジェットを、前記冷却穴の金属表面を損傷させ得ない程度のなおかつ前記セラミック製熱バリアコーティングを除去し得る程度の低圧でもって、ノズルから放出する;
ことを特徴とする方法。 - 請求項18記載の方法において、
前記エアジェットの圧力を、138〜690kPa(20〜100PSIG)とすることを特徴とする方法。 - 請求項19記載の方法において、
前記媒体を、実質的に球形形状のものとすることを特徴とする方法。 - 請求項20記載の方法において、
前記球状媒体の直径を、0.05〜0.25mm(0.002〜0.010インチ)とすることを特徴とする方法。 - 請求項21記載の方法において、
前記媒体を、ガラスビーズとすることを特徴とする方法。 - 請求項22記載の方法において、
前記タービンエンジンの前記構成部材を、燃焼チャンバとすることを特徴とする方法。 - 請求項16記載の方法において、
前記エアジェットを、前記冷却穴のところにおいて、前記部材の前記熱バリアコーティングを有している表面とは反対側の表面に向けることを特徴とする方法。 - 請求項18記載の方法において、
前記エアジェットの向きを、前記冷却穴のところにおいて、前記冷却穴と実質的に同じ角度とすることを特徴とする方法。 - 請求項18記載の方法において、
前記エアジェットによって、前記冷却穴の金属製エッジを丸くすることを特徴とする方法。 - 請求項18記載の方法において、
レーザー穿孔プロセスを使用して、前記タービン構成部材を貫通穿孔して、前記冷却穴を形成することを特徴とする方法。
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