JP2008063657A - 高温耐フレッティング摩耗コーティングを施工する方法 - Google Patents

Abstract

【課題】 コンプレッサー又はタービン動翼部品での使用に適していて、除去できて、部品の点検及び修復した後で再施工してから部品を稼動状態に戻すことができる耐フレッティング摩耗コーティングの施工法を提供する。
【解決手段】 本方法では、対応ガスタービンエンジン部品と接触する合わせ面を有するガスタービンエンジン動翼（３０）を基材として準備し、基材に大気プラズマ溶射を用いて高温ボンドコート（２２）を施工することによって、点検可能で修復可能なタービン動翼（３０）を得る。
【選択図】 図２

Description

本発明は、金属表面に耐フレッティング摩耗コーティングを施工する方法に関し、具体的には、かかるコーティングを大気プラズマ溶射を用いて施工することに関する。

ガスタービンエンジンにおける合わせ部品間の接続部でのわずかな動き又は振動によって、一般にフレッティング又はフレッティング摩耗といわれる現象が起こる。典型的な部品の組合せとしては、ローター又は回転ディスクで支持されるファン又はコンプレッサー動翼がある。かかる摩耗の発生を回避できなければ、部品の一方若しくは両方又はそれらの合わせ面を早期に修復又は交換する必要が生じかねない。最新ガスタービンエンジンコンプレッサーでは、Ｔｉ合金は耐フレッティング摩耗又は摩擦防止特性に比較的劣ることが判明した。例えば、市販されていて広く使用されているＴｉ６−２−４−２合金（公称組成：約６重量％のＡｌ、２重量％のＳｎ、４重量％のＺｒ、２重量％のＭｏ、残部のＴｉ）のようなＴｉ合金は約１００ｋｓｉを超えるような比較的高い室温耐力を有しており、作動中動翼スロットのような隣接部材との間でフレッティング摩耗を起こしかねない。

常用されている耐フレッティングコーティングの組合せの一例は、部品の合わせ面にＣｕ−Ｎｉ−Ｉｎ合金（公称組成：３６重量％のＮｉ、５重量％のＩｎ、残部のＣｕ）を施工した後、二硫化モリブデン固形膜潤滑剤で被覆したものである。このＣｕ−Ｎｉ−Ｉｎ合金及びかかる摩耗を回避するためのガスタービンエンジン部品への施工は米国特許第３１４３３８３号に記載されている。かかる合金はある程度低い温度用途では有効であるが、その耐力は高い温度及び応力での用途、例えば約３４３℃（６５０°Ｆ）〜約５９３℃（１１００°Ｆ）で作動させる最新ガスタービンエンジンでの使用には不充分である。同様に、エポキシのような有機バインダーと混合して用いられる二硫化モリブデンは、約３４３℃（６５０°Ｆ）超でバインダーが酸化されて効果を失い、コーティング混合物の押出と基材の摩耗を生じるので、不適当である。

さらに最近では、ガスタービンコンプレッサー又はタービン動翼のダブテール圧力面への高温耐摩耗性コーティングの施工は、Ｔａｙｌｏｒ他の米国特許第５５１８６８３号に開示されているような高速フレーム溶射（ＨＶＯＦ）又は「Ｄ−Ｇｕｎ」溶射法によって粉末金属ボンドコートを施工することで行われている。Ｔａｙｌｏｒは、高温耐摩耗性のためにＨＶＯＦ法で耐摩耗コーティングを施工した後、合わせ面で摩耗が生じるときの潤滑性を与えるため乾性被膜潤滑剤を施工することについて記載している。

しかし、ＨＶＯＦコーティングは従来の修復法では除去することができないので、部品基材を接触端亀裂について点検することができない。そのため、ＨＶＯＦコーティングを有するコンプレッサー又はタービン動翼部品は、その下の基材を損傷したり特定の用途で要求される臨界寸法を変化させたりせずにはＨＶＯＦコーティングをダブテール圧力面から容易には除去できないので、修復可能なものではなくなる。
米国特許第３１４３３８３号明細書 米国特許第５５１８６８３号明細書 米国特許第６５５５１７９号明細書 米国特許第６４９１９６７号明細書 米国特許第５７１２０５０号明細書 米国特許第５６８３８２５号明細書 米国特許出願公開第２００５／０１２３７８５号明細書 米国特許出願公開第２００５／００１４０１０号明細書 米国特許出願公開第２００４／０１４２１１２号明細書 米国特許出願公開第２００４／００４８０９０号明細書 米国特許出願公開第２００４／０００５４５２号明細書 米国特許出願公開第２００３／０２３２１３９号明細書 米国特許出願公開第２００３／０１６５３８５号明細書 米国特許出願公開第２００３／０１５７３６３号明細書 米国特許出願公開第２００２／０００４１４２号明細書 国際公開第２００５／０４５１９９号パンフレット 欧州特許出願公開第０４９９６５０３号明細書

そこで、コンプレッサー又はタービン動翼部品での使用に適していて、除去できて、部品の点検及び修復した後で再施工してから部品を稼動状態に戻すことができる耐フレッティング摩耗コーティングの施工法が必要とされている。

本発明では、上記その他のニーズに対処すべく、ガスタービンエンジン動翼の合わせ面に大気プラズマ溶射（ＡＰＳ）プロセスを用いて耐フレッティング摩耗コーティングを施工する。

耐フレッティング摩耗コーティングの施工法について開示する。本方法は、対応ガスタービンエンジン部品と接触する合わせ面を有するガスタービンエンジン動翼を基材として準備し、基材の合わせ面の少なくとも一部に高温ボンドコートを大気プラズマ溶射することを含む。この方法では、将来動翼の点検及び修復ができるように後でＡＰＳコーティングを除去することができるという点で点検可能で修復可能なガスタービンエンジンが得られる。

耐フレッティング摩耗コーティングを有する修復可能なガスタービンエンジン動翼についても開示する。動翼は、翼形部とダブテール部とを含む修復可能なチタンアルミナイドのガスタービンエンジン動翼からなり、ダブテール部は圧力面と非圧力面とを有しており、ダブテール圧力面に大気プラズマ溶射された高温ボンドコートが設けられている。

本発明の一つの利点は、ガスタービンエンジンの部品にＡＰＳ法で耐フレッティング摩耗コーティングを施工することによって、後で部品を経済的に露出し、点検し、（必要に応じて）修復し、再度被覆し、稼動状態に戻すことができることである。

本発明の別の利点は、本方法では、同じコーティングをＨＶＯＦで施工したときよりも優れた摩耗性を示す耐フレッティング摩耗コーティングが得られることである。

本発明のその他の特徴と利点は、本発明の原理を一例として示す添付の図面と併せて好ましい実施形態に関する以下の詳細な説明を参照することによって明らかとなろう。

図１を参照すると、ガスタービンエンジン動翼３０が示されている。ガスタービンエンジン動翼３０は、作動時にガス流が衝突する正圧面３８と、その反対側の負圧面４０とを有する翼形部３６を有する。ガスタービン動翼３０はさらに、下側に延びるシャンク４２とダブテール４４の形態の一体付属部とを含んでおり、このダブテール４４でガスタービン動翼３０を、ガスタービンエンジンのガスタービンディスク（図示せず）に取り付けるる。翼形部３６とシャンク４２及びダブテール４４との間を横断してプラットフォーム４６が外側に延びている。

動翼３０は、コンプレッサー動翼又はタービン動翼を始めとするいかなるガスタービンエンジン動翼でもよく、具体的には低圧タービン動翼でも高圧タービン動翼でもよい。作動中、ダブテール４４、特にダブテール４４の正圧面４８は、振動及び摩擦によってガスタービンディスクと接触して、ダブテール４４に摩耗を生じる。この摩耗は、動翼３０とディスクの基材合金組成がチタン基合金動翼とニッケル基合金ディスクのように異なるときに増大しかねない。

次に図２を参照すると、動翼３０の一部が基材１５として機能し、これに、本発明の代表的な実施形態に従って耐フレッティング摩耗コーティングを施工する。通例、摩耗コーティングはダブテール４４、さらに典型的にはダブテール４４の圧力面４８に設けられる。ダブテールは、ガスタービンディスクの対応表面と一致した１以上の表面を有しており、これらの面はいずれもエンジン作動時にかなりの量の摩擦を受ける。

基材１５はいかなる実施可能な材料からなるものでもよい。例としては、γ′相又は関連相の析出によって強化されたニッケル基超合金のようなニッケル基合金、鉄基合金、コバルト基合金及びチタン基合金が挙げられる。

現在特に関心のもたれる基材１５は、γ−チタンアルミナイド及びα−２チタンアルミナイドを始めとするチタンアルミナイド（ＴｉＡｌ）である。基材１５としての使用に特に適したチタンアルミナイドの一例は、約３２〜約３３．５重量％のアルミニウム、約４．５〜約５．１重量％のニオブ、約２．４〜約２．７重量％のクロム、約０．０４〜０．１２重量％の酸素、約０．０２０重量％以下の窒素、約０．０１５重量％以下の炭素、約０．１０重量％以下の鉄、約０．００１重量％以下の水素、約０．０５０重量％以下の不純物及び残部のチタンという組成を有する。

被覆前に、基材１５の表面を乾式又は湿式ブラスト処理で約８０〜約１５０マイクロインチの表面粗さＲａに前処理してもよいし、被覆する必要のない領域をマスクしてもよい。基材１５の上に耐フレッティング摩耗コーティング２０を施工する。耐フレッティング摩耗コーティング２０は高温ボンドコート２２と適宜乾性被膜潤滑剤２４の層を含む。高温ボンドコート２２は、粉末又はワイヤーフィードを用いた大気プラズマ溶射技術で施工される。「高温ボンドコート」とは、ニッケル−クロム合金のように約３４３℃（６５０°Ｆ）超で安定な組成の材料からなるボンドコートを意味する。本発明の代表的な実施形態に係る方法では、約３４３℃（６５０°Ｆ）〜約７０４℃（１３００°Ｆ）で安定な高温ボンドコートが得られることが判明した。

適当な高温ボンドコート２２の一例は、約５８〜約６２重量％のニッケル、約１４〜約１８重量％のクロム、約１．３〜約１．７重量％のケイ素及び合計不純物量最大約０．２３重量％の組成を有するニッケル−クロム合金であり、これはＳｕｌｚｅｒ Ｍｅｔｃｏ社（スイス国ヴィンタートゥール）からＭＥＴＣＯＬＯＹ（登録商標）３３として市販されている。高温ボンドコートは通例約０．０２５４ｍｍ（０．００１インチ）〜約０．３０５ｍｍ（０．０１２インチ）の厚さに成膜される。

耐フレッティング摩耗コーティングは、適宜、高温ボンドコート２０上に施工された高温乾性被膜潤滑剤２４を含んでいてもよい。乾性被膜潤滑剤２４は通例グラファイトを含んでいるが、さらにケイ酸塩（例えばＥｖｅｒｌｕｂｅ Ｐｒｏｄｕｃｔｓ社（ジョージア州ピーチツリーシティ）から市販のＬＯＢ１８００）又はリン酸アルミニウム（例えば同じくＥｖｅｒｌｕｂｅ Ｐｒｏｄｕｃｔｓから市販のＥＶＥＲＬＵＢＥ（登録商標）８５３）の少なくともいずれかを含んでいてもよく、約０．０１３ｍｍ（０．０００５インチ）〜約０．１０２ｍｍ（０．００４インチ）の厚さに施工することができる。乾性被膜潤滑剤２４は溶射、刷毛塗り、浸漬その他の適当な方法で施工できるが、通例は溶射で施工した後熱処理サイクルに付して硬化させる。

高温ボンドコート２２のＡＰＳ施工と乾性被膜潤滑剤２４の組合せは、被覆されたガスタービンエンジン動翼とディスクとの摩擦及び摩耗を低減する耐フレッティング摩耗コーティングを与える。本発明の実施形態では、合わせ部品間の摩擦係数（滑り摩擦及びブレーキ摩擦の両者）を約０．６未満、さらに好ましくは約０．４未満に低減することができる。このように、大気プラズマ溶射による高温ボンドコート２２の施工によって、高温ボンドコートが施工されたガスタービンエンジン動翼の合わせ面、例えば稼働中の低圧タービン動翼のダブテール圧力面４８が保護される。

ＡＰＳによる高温ボンドコート２２の施工法には、さらに、各稼動休止期間に動翼を点検及び／又は修復することができるという利点がある。稼動休止期間に、各動翼をディスクから分離し、ＡＰＳ施工された高温ボンドコートを、例えばグリットブラスト処理、化学的ストリッピング又はウォータージェットストリッピングなどによって除去することができる。除去したら、基材の修復が必要となる亀裂その他の故障源を点検することができる。かかる点検及び修復は、ＨＶＯＦ施工法を用いるとＨＶＯＦコーティングがその下の基材に損傷を与えずには容易に除去することができないので、現状では不可能である。

点検及び必要に応じて修復した後、耐フレッティング摩耗コーティングをダブテール４４に再度施工することができ、修復された動翼３０を稼動状態に戻すことによって、他の場合には廃棄しなければならないタービン動翼を継続して使用することができる。

以下、本発明の実施例を参照して摩耗及び摩擦の結果を示す。これらの結果は、ＡＰＳ法による高温ボンドコートの施工法では、ＨＶＯＦ法で施工されたボンドコートで通例認められるものと通常少なくとも同等又は優れた摩耗及び摩擦が得られることを実証している。
実施例
チタンアルミナイドのシューに、約０．０６４ｍｍ（０．００２５インチ）〜約０．１１４ｍｍ（０．００４５インチ）の厚さのＭＥＴＣＯＬＯＹ（登録商標）３３ボンドコートをＡＰＳ法で施工した。幾つかの試料では、ボンドコートを約０．０１３ｍｍ（０．０００５インチ）〜約０．０５１ｍｍ（０．００２インチ）の厚さの乾性被膜潤滑剤の層で被覆した。ＬＯＢ１８００及びＥＶＥＲＬＵＢＥ（登録商標）８５３乾性被膜潤滑剤の両方を別々の試験で使用し、結果を合わせて平均した。試料に対する滑り摩耗試験は、ＧＥ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ｓｐｅｃｉｆｉｃａｔｉｏｎ Ｅ５０ＴＦ７６に準拠して行った。ただし、パラメーターは、４２７℃（８００°Ｆ）及び５３８℃（１０００°Ｆ）の温度並びに３４．５×１０^３ｋＰａ（５０００ｐｓｉ）〜１３７．９×１０^３ｋＰａ（２００００ｐｓｉ）の圧力での特定の用途に対する性能要件に合致するように修正した。これらの結果を、露出チタンアルミナイド、並びにボンドコートをＨＶＯＦで施工した被覆試料及び非被覆試料に対する滑り試験と比較した。平均した結果を次の表１に示す。

好ましい実施形態を参照して本発明を説明してきたが、当業者には明らかであろうが、本発明の技術的範囲内で様々な変形をなすことができ、その構成要素に代えて均等な要素を使用することができる。さらに、本発明の本質的な範囲から逸脱することなく、特定の状況又は材料を本発明の教示に適合させるための数多くの修正をなすことができる。従って、本発明は、本発明の最良の実施の形態として開示した特定の実施形態に限定されるものではなく、特許請求の範囲に包含されるあらゆる実施形態を包含する。

ガスタービンエンジン動翼を示す図。 本発明の代表的な実施形態に従って施工した耐フレッティング摩耗コーティングを有するガスタービンエンジン動翼の一部を示す図。

符号の説明

１５ 基材
２０ 耐フレッティング摩耗コーティング
２２ 高温ボンドコート
２４ 乾性被膜潤滑剤
３０ ガスタービンエンジン動翼
３６ 翼形部
３８ 正圧面
４０ 負圧面
４２ シャンク
４４ ダブテール
４６ プラットフォーム
４８ ダブテール圧力面

Claims (10)

1. 対応ガスタービンエンジン部品と接触する合わせ面を有するガスタービンエンジン動翼を基材として準備し、
   基材の合わせ面の少なくとも一部に高温ボンドコートを大気プラズマ溶射する
   ことを含んでなる方法。
2. 前記ガスタービンエンジン動翼がタービン動翼である、請求項１記載の方法。
3. 前記ガスタービンエンジン動翼がニッケル基合金、鉄基合金、コバルト基合金、チタン基合金又はこれらの組合せからなる、請求項１記載の方法。
4. 前記ガスタービンエンジン動翼がチタンアルミナイド合金からなる、請求項１記載の方法。
5. 前記チタンアルミナイド合金が、約３２〜約３３．５重量％のアルミニウム、約４．５〜約５．１重量％のニオブ、約２．４〜約２．７重量％のクロム、約０．０４〜約０．１２重量％の酸素、約０．０２０重量％以下の窒素、約０．０１５重量％以下の炭素、約０．１０重量％以下の鉄、約０．００１重量％以下の水素、約０．０５０重量％以下の不純物及び残部のチタンの組成を有する、請求項４記載の方法。
6. 大気プラズマ溶射する段階が、基材にニッケル−クロム合金ボンドコートを大気プラズマ溶射することを含む、請求項１記載の方法。
7. 大気プラズマ溶射する段階が、約５８〜約６２重量％のニッケル、約１４〜約１８重量％のクロム、約１．３〜約１．７重量％のケイ素及び約０．２３重量％以下の不純物の組成を有する合金を大気プラズマ溶射することを含む、請求項１記載の方法。
8. さらに、高温ボンドコート上に乾性被膜潤滑剤を施工することを含む、請求項１記載の方法。
9. さらに、
   高温ボンドコートを除去して基材の少なくとも一部を露出させ、
   基材を点検し、その後、
   基材の露出部分に高温ボンドコートを再施工する
   ことを含む、請求項１記載の方法。
10. さらに、点検する段階と再施工する段階の間に基材を修復する段階を含む、請求項９記載の方法。

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