JP2013194617A - Gas turbine blade, combustor, shroud and gas turbine employing them - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、動翼、静翼、燃焼器、シュラウド等のガスタービン高温部品、特に、高温腐食環境が厳しい条件下での使用に好適な、耐熱性、耐食性に優れたガスタービン高温部品に関する。また、これら部品を用いたガスタービンに関する。 The present invention relates to high-temperature components for gas turbines such as moving blades, stationary blades, combustors, and shrouds, and particularly to high-temperature components for gas turbines that are suitable for use under severe conditions of high-temperature corrosion environments and have excellent heat resistance and corrosion resistance. Moreover, it is related with the gas turbine using these components.
ガスタービンは効率向上を目的として運転温度が年々高くなってきている。運転温度の高温化に対処するために、ガスタービン高温部品の一部には、部品の温度環境を和らげる目的で表面にセラミックスよりなる遮熱コーティング（Thermal Barrier Coating：以下ＴＢＣと称す）を施すことが行われている。使用条件にもよるが、一般的にＴＢＣの適用により基材温度は５０〜１００℃低減できる。例えば、特開昭６２−２１１３８７号公報（特許文献１）などには、基材に対して、ＭＣｒＡｌＹ合金層を介して、低熱伝導性で耐熱性に優れた部分安定化ジルコニアよりなる遮熱層を有するＴＢＣが開示されている。ここで、Ｍは鉄（Ｆｅ）、Ｎｉ及びＣｏからなるグループから選ばれた少なくとも１種を表し、Ｃｒはクロム、Ａｌはアルミニウム、Ｙはイットリウムを表す。また、ガスタービン用のＴＢＣでは、燃焼ガスの高温化に対応するための耐熱性向上、および、燃焼ガス中に含まれる固体粒子（主に酸化物）による粒子摩耗（エロージョン）が課題とされている。
例えば、特開平９−７８２５８号公報（特許文献２）では、耐熱性に優れた多孔質の遮熱層の表面に、耐エロージョン性を向上する目的で緻密な保護層を設けることが開示されている。ガスタービンでは、従来、燃焼性や腐食防止の観点から、燃料として液化天然ガス（ＬＮＧ）や灯油、軽油等、腐食因子となる不純物の少ない、比較的高品位の燃料が用いられてきた。これらの燃料では硫黄（Ｓ）や灰分等、腐食因子の含有量は非常に少なく、概ね、Ｓは０.０１質量％以下、灰分はほとんど含まれず、高温部品に腐食損傷が生じることは少ない。しかし、近年、燃料価格高騰や省資源の観点から、ガスタービンでも重油等の低品位燃料の使用が増加している。低品位燃料では、硫黄、アルカリ金属、バナジウムなどの腐食因子となる元素を含み、燃焼ガス中で、相互に、あるいは、燃焼空気中の酸素（Ｏ）や海塩粒子（ＮａＣｌ等）等と複雑に反応し、高温腐食の原因となる化合物を生成する。これらの化合物はＴＢＣ、特にジルコニア層部分に損傷を引き起こす。このような、高温腐食によるＴＢＣの損傷に対し、特開２０１１−１２２８７号公報（特許文献３）では、多孔質セラミックＴＢＣにシリカ系の環境遮蔽層を設けたＴＢＣが開示されている。しかし、低品位燃料でも高効率が求められ、より高温燃焼ガスによる腐食環境下に耐えるＴＢＣが必要となってきている。多孔質ＴＢＣよりも高温燃焼ガス環境で耐久性に優れたＴＢＣとして、例えば、特開２００５−１８０２５７号公報（特許文献４）等に開示されている、縦クラックを有するＴＢＣが知られている。しかし、縦クラックを有するＴＢＣは、熱応力緩和のために皮膜厚さをほぼ貫通する縦クラックが存在するため、溶融塩等の腐食因子が、縦クラックを通じて容易にＴＢＣ内に侵入してしまうため、腐食環境での耐久性低下が著しいという問題があった。
The operation temperature of gas turbines is increasing year by year for the purpose of improving efficiency. In order to cope with higher operating temperatures, some thermal turbine coatings with thermal barrier coating (hereinafter referred to as TBC) are applied to some of the high-temperature parts of gas turbines in order to reduce the temperature environment of the parts. Has been done. Although it depends on the use conditions, the substrate temperature can generally be reduced by 50 to 100 ° C. by application of TBC. For example, JP-A-62-211387 (Patent Document 1) and the like disclose a thermal barrier layer made of partially stabilized zirconia having low thermal conductivity and excellent heat resistance with respect to a base material via an MCrAlY alloy layer. A TBC is disclosed. Here, M represents at least one selected from the group consisting of iron (Fe), Ni, and Co, Cr represents chromium, Al represents aluminum, and Y represents yttrium. Further, in TBC for gas turbines, improvement in heat resistance to cope with higher temperature of combustion gas and particle wear (erosion) due to solid particles (mainly oxides) contained in the combustion gas are regarded as problems. Yes.
For example, Japanese Patent Laid-Open No. 9-78258 (Patent Document 2) discloses that a dense protective layer is provided on the surface of a porous heat shield layer having excellent heat resistance for the purpose of improving erosion resistance. Yes. Conventionally, in gas turbines, from the viewpoint of combustibility and corrosion prevention, a relatively high-grade fuel with few impurities that are corrosive factors such as liquefied natural gas (LNG), kerosene, and light oil has been used as the fuel. In these fuels, the content of corrosion factors such as sulfur (S) and ash is very small. Generally, S is 0.01% by mass or less, almost no ash is contained, and high-temperature parts rarely cause corrosion damage. However, in recent years, the use of low-grade fuels such as heavy oil is increasing in gas turbines from the viewpoint of soaring fuel prices and resource saving. Low-grade fuels contain elements that are corrosive factors such as sulfur, alkali metals, vanadium, and are complex with combustion gases, with each other or with oxygen (O) and sea salt particles (NaCl, etc.) in the combustion air. To produce compounds that cause hot corrosion. These compounds cause damage to the TBC, particularly the zirconia layer portion. With respect to such damage to TBC due to high temperature corrosion, Japanese Patent Application Laid-Open No. 2011-12287 (Patent Document 3) discloses a TBC in which a porous ceramic TBC is provided with a silica-based environmental shielding layer. However, high efficiency is demanded even with low grade fuel, and a TBC that can withstand a corrosive environment with higher temperature combustion gas is required. As a TBC superior in durability in a high-temperature combustion gas environment as compared with a porous TBC, for example, a TBC having a longitudinal crack disclosed in JP-A-2005-180257 (Patent Document 4) is known. However, a TBC having a longitudinal crack has a longitudinal crack that almost penetrates the film thickness in order to alleviate thermal stress. Therefore, corrosion factors such as molten salt can easily enter the TBC through the longitudinal crack. There was a problem that the durability was significantly reduced in a corrosive environment.
本発明の目的は、ガスタービンで低品位燃料を用いた場合等、腐食環境での使用に対する耐久性、信頼性を有するガスタービン翼、燃焼器、シュラウドと、これを用いたガスタービンを提供することにある。 An object of the present invention is to provide a gas turbine blade, a combustor, a shroud having durability and reliability for use in a corrosive environment such as when a low-grade fuel is used in a gas turbine, and a gas turbine using the same. There is.
ガスタービン翼は、Ｎｉ、ＣｏまたはＦｅを含む合金よりなる基材と、基材上に設けられ、合金よりなる結合層と、結合層上に設けられた遮熱コーティングを有するガスタービン高温部品であって、前記遮熱コーティングは、皮膜の厚さ方向に延びる複数の縦クラックを有する遮熱層と、シリカを含む環境遮蔽層とを有し、さらに、遮熱層の縦クラック内の少なくとも一部に、シリカを含む物質が含浸されていることを特徴とする。 The gas turbine blade is a gas turbine high-temperature component having a base material made of an alloy containing Ni, Co, or Fe, a bonding layer made of the alloy, and a thermal barrier coating provided on the bonding layer. The thermal barrier coating has a thermal barrier layer having a plurality of longitudinal cracks extending in the thickness direction of the film, an environmental shielding layer containing silica, and further includes at least one of the longitudinal cracks in the thermal barrier layer. The portion is impregnated with a substance containing silica.
ここで言う、ガスタービン翼とは、ガスタービン動翼、ガスタービン静翼の少なくともいずれか一方を意味する。 Here, the gas turbine blade means at least one of a gas turbine blade and a gas turbine stationary blade.
また、ガスタービン用燃焼器は、Ｎｉ、ＣｏまたはＦｅを含む合金よりなる基材と、基材上に設けられ、合金よりなる結合層と、結合層上に設けられた遮熱コーティングを有するガスタービン用燃焼器であって、前記遮熱コーティングは、皮膜の厚さ方向に延びる複数の縦クラックを有する遮熱層と、シリカを含む環境遮蔽層とからなり、さらに、遮熱層の縦クラック内の少なくとも一部にシリカを含む物質が含浸されていることを特徴とする。 Further, a combustor for a gas turbine includes a base material made of an alloy containing Ni, Co, or Fe, a bonding layer provided on the base material, a bonding layer made of the alloy, and a thermal barrier coating provided on the bonding layer. In the turbine combustor, the thermal barrier coating includes a thermal barrier layer having a plurality of vertical cracks extending in a thickness direction of the coating, and an environmental shield layer containing silica, and further, the vertical cracks of the thermal barrier layer A substance containing silica is impregnated in at least a part of the inside.
また、ガスタービン用シュラウドは、Ｎｉ、ＣｏまたはＦｅを含む合金よりなる基材と、基材上に設けられ、合金よりなる結合層と、結合層上に設けられた遮熱コーティングを有するガスタービン用シュラウドであって、前記遮熱コーティングは、皮膜の厚さ方向に延びる複数の縦クラックを有する遮熱層と、シリカを含む環境遮蔽層とからなり、さらに、遮熱層の縦クラック内の少なくとも一部にシリカを含む物質が含浸されていることを特徴とする。 A gas turbine shroud has a base material made of an alloy containing Ni, Co, or Fe, a bond layer provided on the base material, a bond layer made of the alloy, and a thermal barrier coating provided on the bond layer. The thermal barrier coating comprises a thermal barrier layer having a plurality of longitudinal cracks extending in the thickness direction of the film, and an environmental shielding layer containing silica, and further includes a thermal barrier layer in the longitudinal cracks of the thermal barrier layer. It is characterized in that a substance containing silica is impregnated at least in part.
環境遮蔽層と縦クラック内に充填されたシリカを含む物質により、環境の遮蔽効果があり、耐食性が向上する。また、環境遮蔽層の一部を縦クラックに含浸させることにより、互いの密着性が向上するため、遮熱層の損傷を防止できる。その結果、耐久性、信頼性が向上する。 The substance containing silica filled in the environmental shielding layer and the vertical cracks has an environmental shielding effect and improves the corrosion resistance. Further, by impregnating a part of the environmental shielding layer into the vertical crack, the mutual adhesion is improved, so that the heat shielding layer can be prevented from being damaged. As a result, durability and reliability are improved.
本発明は、遮熱層の表面に耐食性の環境遮蔽層を設けたＴＢＣを使用することにある。
具体的には、Ｎｉ、ＣｏまたはＦｅを主成分とする合金基材と、結合層を介して前記基材の表面に形成された遮熱コーティングを有し、当該遮熱コーティングは、セラミックスからなる縦クラックを有する遮熱層と耐食性の環境遮蔽層を有するものであって、環境遮蔽層の一部が遮熱層の縦クラック内の少なくとも一部に含浸されている。これにより、環境遮蔽層が溶融塩と遮熱層の接触を妨げ、遮熱層の溶融塩腐食を防止すると同時に、環境遮蔽層の一部が遮熱層の縦クラック内の少なくとも一部に含浸していることから、遮熱層との高い密着性が得られる。上記の構成に対応する具体例としては、Ｎｉ、ＣｏまたはＦｅを主成分とする合金よりなる基材と、基材上に形成されたＭＣｒＡｌＹ合金またはＭＣｒＡｌ合金よりなる合金層（ＭはＦｅ、Ｎｉ及びＣｏの少なくともいずれか１種）と、合金層上に形成された部分安定化ジルコニアよりなる縦クラックを有するセラミックス層と、セラミックス層上に形成されたシリカを主成分とする緻密質のガラス層とを有する耐熱部材であって、セラミックス層の縦クラック内の少なくとも一部に、ガラス層が含浸された状態で一体化されているものである。
This invention exists in using TBC which provided the corrosion-resistant environmental shielding layer on the surface of the thermal-insulation layer.
Specifically, an alloy base material mainly composed of Ni, Co, or Fe, and a thermal barrier coating formed on the surface of the base material via a bonding layer, the thermal barrier coating is made of ceramics. A thermal barrier layer having longitudinal cracks and a corrosion-resistant environmental shielding layer are provided, and at least a part of the environmental shielding layer is impregnated in at least a part of the longitudinal cracks of the thermal shielding layer. As a result, the environmental shielding layer prevents contact between the molten salt and the heat shielding layer and prevents the molten salt corrosion of the heat shielding layer, and at the same time, a part of the environmental shielding layer impregnates at least a part of the longitudinal cracks of the heat shielding layer. Therefore, high adhesion with the heat shield layer can be obtained. Specific examples corresponding to the above configuration include a base material made of an alloy mainly composed of Ni, Co, or Fe, and an alloy layer made of MCrAlY alloy or MCrAl alloy formed on the base material (M is Fe, Ni). And at least one of Co), a ceramic layer having longitudinal cracks made of partially stabilized zirconia formed on the alloy layer, and a dense glass layer mainly composed of silica formed on the ceramic layer. In which the glass layer is impregnated in at least a part of the longitudinal cracks in the ceramic layer.
ＴＢＣを施したガスタービン高温部品では、ＴＢＣの遮熱効果により、ＴＢＣを施工しない場合に比べて部品温度が低く抑えられることから、ガスタービン部品の中でも特に高温強度が要求される部品（例えば、タービン動静翼、燃焼器、タービンシュラウド等）に多く用いられる。ガスタービン高温部品にＴＢＣを施すことは非常に有効である。まず、このようなＴＢＣの腐食損傷について詳細を説明する。低品位の燃料としては、現状、硫黄分や灰分の比較的少ない低硫黄Ａ重油（ＬＳＡ重油）が中小型のガスタービンを中心に用いられている。また、更に低品位の高硫黄Ａ重油やＢ、Ｃ重油を燃料として使用することに対する要望も高い。低品位の燃料では、硫黄分や、灰分中にアルカリ金属（Ｎａ、Ｋ）、バナジウム（Ｖ）といった腐食因子を含む。例えば、日本工業規格（ＪＩＳ）Ｋ２２０５「重油」によると、低硫黄Ａ重油（１種１号重油）では、Ｓが０.５％以下、灰分が０.０５％以下、高硫黄Ａ重油（１種２号重油）ではＳが２.０％以下、灰分が０.０５％以下、Ｂ重油（２種重油）ではＳが３.０％以下、灰分が０.０５％以下、Ｃ重油（３種１号重油）では、Ｓが３.５％以下、灰分が０.１％以下と規定されており、更に低質の重油では、Ｓや灰分の含有率に規定が設けられていないものもある。なお、高品位燃料では、概ねＳは０.０１質量％以下であり、灰分はほとんど含まれない。低品位の燃料に含まれる腐食因子は、燃焼ガス中で、相互に、あるいは、燃焼空気中の酸素（Ｏ）や海塩粒子（ＮａＣｌ等）等と複雑に反応し、高温腐食の原因となる様々の化合物を生じる。特に、比較的融点の低い化合物は、高温部品の表面に溶融状態で付着、凝縮することで、激しい高温腐食を引き起こす（いわゆる溶融塩腐食）。ガスタービン高温部品に用いられる耐熱合金も溶融塩腐食によって激しく腐食するため、低品位燃料を用いる場合の大きな課題である。特に、耐熱合金の表面に形成され、耐酸化性や耐食性に寄与するクロミア（Ｃｒ2Ｏ3）やアルミナ（Ａｌ2Ｏ3）といった保護性酸化物皮膜が溶融塩中で容易に溶解する。また、ＴＢＣの部分安定化ジルコニアも同様に溶融塩腐食による損傷が生じる。特に燃料中にＳが０.５％、Ｖが０.０１％を越えて含まれる環境においては、従来技術のＴＢＣでは、遮熱層として用いられる部分安定化ジルコニアが溶融塩腐食による損傷を受け、短時間で剥離を生じやすい。低品位燃料を用いた溶融塩腐食環境下での長期間の運転においても十分な耐久性、信頼性を有するＴＢＣを提供するためには、ＴＢＣの溶融塩腐食による損傷を抑制する必要がある。 In a gas turbine high-temperature part subjected to TBC, the temperature of the part can be suppressed lower than in the case where TBC is not applied due to the heat shielding effect of TBC. Turbine blades, vanes, combustors, turbine shrouds, etc.). It is very effective to apply TBC to the gas turbine hot parts. First, the details of such TBC corrosion damage will be described. Currently, low-sulfur A heavy oil (LSA heavy oil), which has a relatively low sulfur content and ash content, is mainly used as a low-grade fuel mainly for small and medium-sized gas turbines. Further, there is a high demand for using low-grade high sulfur A heavy oil, B, C heavy oil as fuel. Low-grade fuel contains sulfur and ash, and corrosive factors such as alkali metals (Na, K) and vanadium (V). For example, according to Japanese Industrial Standard (JIS) K2205 “heavy oil”, low sulfur A heavy oil (Type 1 No. 1 heavy oil) has S of 0.5% or less, ash content of 0.05% or less, high sulfur A heavy oil (1 In Type 2 heavy oil), S is 2.0% or less, ash content is 0.05% or less, in B heavy oil (Type 2 heavy oil), S is 3.0% or less, ash content is 0.05% or less, C heavy oil (3 In Type 1 heavy oil), S is specified to be 3.5% or less and ash content is 0.1% or less, and in some low-quality heavy oils, there is no provision for S and ash content. . In high-grade fuel, S is generally 0.01% by mass or less, and ash is hardly contained. Corrosion factors contained in low-grade fuels react with each other or in a complex manner with oxygen (O), sea salt particles (NaCl, etc.) in the combustion air, and cause high-temperature corrosion. This produces a variety of compounds. In particular, a compound having a relatively low melting point adheres and condenses on the surface of a high-temperature component in a molten state, thereby causing severe high-temperature corrosion (so-called molten salt corrosion). The heat-resistant alloy used for gas turbine high-temperature parts also corrode violently due to molten salt corrosion, which is a major problem when using low-grade fuel. In particular, protective oxide films such as chromia (Cr 2 O 3 ) and alumina (Al 2 O 3 ) that are formed on the surface of the heat-resistant alloy and contribute to oxidation resistance and corrosion resistance are easily dissolved in the molten salt. Similarly, TBC partially stabilized zirconia is also damaged by molten salt corrosion. Particularly in an environment where S is contained in the fuel in an amount exceeding 0.5% and V exceeding 0.01%, in the TBC of the prior art, the partially stabilized zirconia used as the heat shielding layer is damaged by molten salt corrosion. , Easy to peel in a short time. In order to provide a TBC having sufficient durability and reliability even in a long-term operation in a molten salt corrosion environment using a low-grade fuel, it is necessary to suppress damage due to the molten salt corrosion of TBC.
本発明者らは、結合層を介して、セラミックスからなる遮熱層を設け、さらにその表面を高温腐食に対する環境遮蔽層で被覆した。これらの層としては、結合層としてＭＣｒＡｌＹ、ＭＣｒＡｌ層などの合金層、遮熱層として安定化ジルコニア層などの縦クラックを有するセラミックス層、環境遮蔽層としてシリカガラス層などのシリカを主成分とする層が例示される。さらに環境遮蔽層を、遮熱層の縦クラック内部に一部含浸し、一部表面に残るように設ける。これにより、環境遮蔽層が溶融塩と遮熱層の接触を妨げ、遮熱層の溶融塩腐食を防止する。同時に、環境遮蔽層の一部が遮熱層の縦クラック内に含浸していることから、両者の高い密着性が得られる。さらに、縦クラックの含浸されていない部分が熱応力緩和機能を発揮する。このようなＴＢＣを採用した耐熱部材は、耐食性、耐熱性に優れる。また、従来のＴＢＣに比べ、本発明のＴＢＣは過酷な溶融塩腐食環境における耐食性、耐熱性に優れるため、ガスタービン用の高温部品に採用するのに好適である。ガスタービンを運転する場合に、高温部品の耐久性、信頼性が向上することで、高温部品の交換や点検の周期を長く設定することが可能となり、ガスタービンの運転コストを低く抑えられる。また、安価な低品位燃料を使用してガスタービンを運転できるため、ガスタービンの燃料コストを低く抑えることが可能となる。腐食環境が厳しく、高温の条件下で運転されるガスタービンの高温部品としては、タービン動静翼、シュラウドや燃焼器等の部品がある。 The inventors of the present invention provided a thermal barrier layer made of ceramics through a bonding layer, and further covered the surface with an environmental barrier layer against high temperature corrosion. These layers are mainly composed of alloy layers such as MCrAlY and MCrAl layers as bonding layers, ceramic layers having vertical cracks such as stabilized zirconia layers as heat shielding layers, and silica such as silica glass layers as environmental shielding layers. Layers are illustrated. Furthermore, an environmental shielding layer is provided so as to be partially impregnated inside the vertical crack of the heat shielding layer and partially remain on the surface. Thereby, an environmental shielding layer prevents the contact of molten salt and a heat shield layer, and prevents the molten salt corrosion of a heat shield layer. At the same time, since a part of the environmental shielding layer is impregnated in the longitudinal cracks of the heat shielding layer, high adhesion between them can be obtained. Furthermore, the part where the vertical crack is not impregnated exhibits a thermal stress relaxation function. A heat-resistant member employing such TBC is excellent in corrosion resistance and heat resistance. In addition, compared with the conventional TBC, the TBC of the present invention is excellent in corrosion resistance and heat resistance in a harsh molten salt corrosion environment, and is therefore suitable for use in high-temperature parts for gas turbines. When the gas turbine is operated, the durability and reliability of the high-temperature parts are improved, so that it is possible to set a longer period for replacement and inspection of the high-temperature parts, and to reduce the operation cost of the gas turbine. In addition, since the gas turbine can be operated using inexpensive low-grade fuel, the fuel cost of the gas turbine can be kept low. Examples of high-temperature parts of gas turbines that are operated under high-temperature conditions in which the corrosive environment is severe include parts such as turbine rotor blades, shrouds, and combustors.
本発明のガスタービン用の高温部品は、耐熱性のある合金の基材上に、結合層、遮熱層、環境遮蔽層を有する。合金基材は、ガスタービン動翼、静翼、シュラウド、燃焼器等に用いられている種々の耐熱合金を用いることができる。Ｎｉ、ＣｏまたはＦｅを主成分とする合金が好適である。結合層は、合金基材と遮熱層の密着性を高めるために両者の中間の熱膨張係数を有することが好ましい。さらに、基材よりも耐食性、耐酸化性に優れた合金を用いることがより好ましい。ＴＢＣの結合層として一般的に知られているものを適宜使用することができる。例えば、実質的にＮｉ、Ｃｏを主成分として、Ｃｒ及びＡｌを添加した合金が望ましい。さらに添加元素として、Ｙ、Ｈｆ、Ｔａ、Ｓｉ、Ｃｅ等を０〜１０重量（wt）％の範囲で含むことができる。特に、一般にＭＣｒＡｌＹと称される合金（ＭはＮｉ、Ｆｅ、Ｃｏのいずれか、または複数）は好適に用いられる。結合層は減圧プラズマ溶射法によって形成することが最も望ましいが、ＨＶＯＦ溶射法やＨＶＡＦ溶射法等の高速ガス溶射法、コールドスプレー法、大気中プラズマ溶射法等を用いることも可能である。結合層の厚さは０.０５〜０.３mmの範囲が好ましい。遮熱層はセラミックスであり、ＺｒＯ2系のセラミックスを用いるのが好ましい。特にＹ2Ｏ3、ＭｇＯ、ＣａＯ、ＣｅＯ2、Ｓｃ2Ｏ3、Ｅｒ2Ｏ3、Ｇｄ2Ｏ3、Ｙｂ2Ｏ3、Ａｌ2Ｏ3、ＳｉＯ2、Ｌａ2Ｏ3から選ばれた少なくとも１種を含む部分安定化ジルコニアが望ましい。イットリア（Ｙ2Ｏ3）部分安定化ジルコニアは極めて好適である。縦クラックを有する安定化ジルコニアからなる遮熱層は大気中プラズマ溶射法などによって形成できる。ガスタービン用の高温部材として使用する場合には、遮熱層の厚さは０.１〜１mmの範囲が好ましい。０.１mm未満ではＴＢＣとして十分な遮熱性が得らない場合がある。また、１mm以上では耐熱性が低下し剥離を生じやすくなるため好ましくない。縦クラックを有する安定化ジルコニアからなる遮熱層の気孔率は、断面組織における気孔が占める面積率において１０％以下が好ましい。気孔率が１０％以上では、皮膜の機械的強度が低下して剥離を生じやすくなる。環境遮蔽層は、遮熱層、結合層、耐熱合金基材と溶融塩が接触し、これらの腐食による損傷を防止する機能を果たす。従って、環境遮蔽層は溶融塩と接触しても反応や溶解せずに皮膜を維持するものであって、溶融塩の通過を抑制するものを使用する。従って環境遮蔽層の気孔率は５％以下が好ましい。気孔率が５％を越えると開気孔が増加し、気孔を通じて環境遮蔽層を溶融塩が浸透、通過しやすくなる。環境遮蔽層の厚さは０.０５〜０.２mmの範囲であることが好ましい。０.０５mm未満では環境遮蔽層として十分な遮蔽性が得られず、０.２mm以上では成膜時の残留応力や熱応力によってクラックが生じやすくなり、好ましくない。
クラックが生じると、クラックを通じた環境遮蔽性の低下や、環境遮蔽層の剥離を生じやすくなる。環境遮蔽層は、粘度を調整したスラリーや、ゾルゲル法を使用して生成させる。環境遮蔽層としては、溶融塩と反応しにくいシリカ（ＳｉＯ2）を主成分とする材料を用いるのが好ましい。例えば、硫黄を含む燃料を使用した場合、同時に存在する他の化合物や雰囲気の環境にも影響をうけるが、主としてアルカリ金属の硫酸塩（例えば、Ｎａ2ＳＯ4、Ｋ2ＳＯ4等）が高温部品の表面に付着、凝縮しやすい。これらは酸性塩としての性質を有するため、アルミナやクロミアといった両性酸化物、ジルコニアやイットリアといった塩基性酸化物と反応し、溶解することで溶融塩腐食が生じやすい。純度の高いシリカは酸性酸化物のため溶融塩との反応が生じ難く、溶融塩腐食に対し優れた耐久性を示す。シリカよりなる環境遮蔽層にはシリカ以外の添加物を加えてもよいが、ジルコニアやアルミナなどの硫黄やバナジウムに対して耐性のない成分は添加しないようにする。なお、環境遮蔽層は、シリカの純度が低いと不純物等の影響によって溶融塩腐食に対する耐食性が低下する場合がある。従って特に、シリカの純度が９０％以上の石英ガラス質の材料が望ましい。
The high-temperature component for a gas turbine of the present invention has a bonding layer, a heat shielding layer, and an environmental shielding layer on a heat-resistant alloy base material. As the alloy base material, various heat-resistant alloys used in gas turbine rotor blades, stationary blades, shrouds, combustors, and the like can be used. An alloy containing Ni, Co or Fe as a main component is preferable. The tie layer preferably has an intermediate thermal expansion coefficient in order to improve the adhesion between the alloy base and the heat shield layer. Furthermore, it is more preferable to use an alloy having better corrosion resistance and oxidation resistance than the base material. What is generally known as a TBC bonding layer can be appropriately used. For example, an alloy containing Ni and Co as main components and Cr and Al added is desirable. Further, Y, Hf, Ta, Si, Ce, and the like can be included in the range of 0 to 10% by weight (wt) as additive elements. In particular, an alloy generally referred to as MCrAlY (M is any one of Ni, Fe, Co, or a plurality thereof) is preferably used. The bonding layer is most preferably formed by a low pressure plasma spraying method, but a high-speed gas spraying method such as HVOF spraying or HVAF spraying, a cold spray method, an atmospheric plasma spraying method, or the like can also be used. The thickness of the bonding layer is preferably in the range of 0.05 to 0.3 mm. The heat shield layer is ceramic, and it is preferable to use ZrO 2 ceramics. In particular, at least selected from Y 2 O 3 , MgO, CaO, CeO 2 , Sc 2 O 3 , Er 2 O 3 , Gd 2 O 3 , Yb 2 O 3 , Al 2 O 3 , SiO 2 , La 2 O 3 Partially stabilized zirconia containing one species is desirable. Yttria (Y 2 O 3 ) partially stabilized zirconia is very suitable. A thermal barrier layer made of stabilized zirconia having longitudinal cracks can be formed by an atmospheric plasma spraying method or the like. When used as a high temperature member for a gas turbine, the thickness of the heat shield layer is preferably in the range of 0.1 to 1 mm. If the thickness is less than 0.1 mm, sufficient heat shielding property as TBC may not be obtained. On the other hand, when the thickness is 1 mm or more, the heat resistance is lowered and peeling tends to occur. The porosity of the heat shield layer made of stabilized zirconia having longitudinal cracks is preferably 10% or less in terms of the area ratio occupied by the pores in the cross-sectional structure. When the porosity is 10% or more, the mechanical strength of the film is lowered and peeling tends to occur. The environmental shielding layer functions to prevent damage due to corrosion when the heat shielding layer, the bonding layer, the heat-resistant alloy substrate and the molten salt come into contact with each other. Therefore, the environmental shielding layer is used to maintain the film without reacting or dissolving even when it comes in contact with the molten salt, and to suppress the passage of the molten salt. Therefore, the porosity of the environmental shielding layer is preferably 5% or less. When the porosity exceeds 5%, the open pores increase, and the molten salt easily penetrates and passes through the environmental shielding layer through the pores. The thickness of the environmental shielding layer is preferably in the range of 0.05 to 0.2 mm. If the thickness is less than 0.05 mm, sufficient shielding property as an environmental shielding layer cannot be obtained.
When a crack is generated, the environmental shielding property is lowered through the crack and the environmental shielding layer is easily peeled off. The environmental shielding layer is formed by using a slurry whose viscosity is adjusted or a sol-gel method. As the environmental shielding layer, it is preferable to use a material mainly composed of silica (SiO 2 ) which does not easily react with the molten salt. For example, when a fuel containing sulfur is used, other compounds present at the same time and the atmosphere environment are affected, but mainly alkali metal sulfates (for example, Na 2 SO 4 , K 2 SO 4, etc.) are hot. It tends to adhere and condense on the surface of parts. Since these have properties as acidic salts, they react with amphoteric oxides such as alumina and chromia, and basic oxides such as zirconia and yttria, and are liable to cause molten salt corrosion. Silica with high purity is an acidic oxide and does not easily react with molten salt, and exhibits excellent durability against molten salt corrosion. Additives other than silica may be added to the environmental shielding layer made of silica, but components not resistant to sulfur and vanadium such as zirconia and alumina should not be added. In addition, when the purity of silica is low, the environmental shielding layer may have reduced corrosion resistance against molten salt corrosion due to the influence of impurities and the like. Accordingly, a quartz vitreous material having a silica purity of 90% or more is particularly desirable.
主成分がシリカからなる環境遮蔽層の形成方法としては、金属アルコキシドのアルコール溶液を用いたゾルゲル法を適用できる。また他にも、コロイダルシリカ溶液、アルカリ金属シリケート溶液等のシリカ前駆体を含む溶液を用いてもよい。これを塗布して前駆体の層を形成し、乾燥、焼成してシリカ皮膜を形成することができる。また、市販のシリカコーティング剤を用いることも可能である。ただし、添加物や不純物の影響が許容できる範囲で、最終的に形成されるシリカ層が溶融塩に対する耐食性を有する必要がある。 As a method for forming an environmental shielding layer whose main component is silica, a sol-gel method using an alcohol solution of a metal alkoxide can be applied. In addition, a solution containing a silica precursor such as a colloidal silica solution or an alkali metal silicate solution may be used. This can be applied to form a precursor layer, dried and fired to form a silica film. A commercially available silica coating agent can also be used. However, it is necessary that the finally formed silica layer has corrosion resistance to the molten salt within a range where the influence of additives and impurities can be tolerated.
遮熱層の縦クラック内の少なくとも一部に、環境遮蔽層を含浸させることで、両者の密着性を向上させ、環境遮蔽層の剥離を防止する。縦クラック内への含浸深さは、縦クラック長さ、あるいは、遮熱層の厚さに対し１０〜２０％程度とする。含浸深さが浅すぎる場合は、環境遮蔽層と遮熱層の間の密着性が不十分となり、含浸深さが深すぎる場合は、遮熱層の縦クラックによる熱応力緩和機能が実質的に低下し、剥離を生じやすくなる。含浸深さは概ね、０.０１〜０.１mmの範囲が好ましい。シリカ前駆体を含む溶液を用いて環境遮蔽層を設ける場合、溶液の粘度を予め適当に調整することで、遮熱層の表面に溶液を塗布した際に、その一部が遮熱層の縦クラック内に毛細現象によって浸透する。浸透した溶液は、乾燥、焼成を経て、安定化ジルコニアからなる遮熱層内の縦クラック中で固化してシリカを形成する。含浸層の深さは上記の溶液の粘度により調整できる。なお、縦クラック内に含浸するシリカは、運転時の温度で軟化する特性を有するものを用いることも可能である。運転時の高温で軟化するシリカが縦クラック内に含浸されている場合は、縦クラックによる熱応力緩和機能をほとんど阻害することなく、縦クラックを通じた腐食因子の侵入を阻止できる。例えば、所望の軟化温度を有する、シリカにナトリウム、カルシウム、ホウ素等を微量添加したものが使用できる。 By impregnating the environmental shielding layer into at least a part of the longitudinal cracks of the heat shielding layer, the adhesion between the two is improved, and peeling of the environmental shielding layer is prevented. The depth of impregnation into the vertical crack is about 10 to 20% of the length of the vertical crack or the thickness of the heat shield layer. When the impregnation depth is too shallow, the adhesion between the environmental shielding layer and the heat shielding layer is insufficient, and when the impregnation depth is too deep, the thermal stress relaxation function due to the longitudinal cracks of the thermal insulation layer is substantially reduced. It becomes low and it becomes easy to produce peeling. The impregnation depth is generally preferably in the range of 0.01 to 0.1 mm. When providing an environmental shielding layer using a solution containing a silica precursor, when the solution is applied to the surface of the thermal barrier layer by adjusting the viscosity of the solution appropriately in advance, a part of the longitudinal direction of the thermal barrier layer is applied. It penetrates into the crack by capillary action. The infiltrated solution is dried and fired, and then solidifies in the vertical cracks in the thermal barrier layer made of stabilized zirconia to form silica. The depth of the impregnated layer can be adjusted by the viscosity of the above solution. In addition, as the silica impregnated in the vertical crack, it is possible to use one having a characteristic of softening at the temperature during operation. When silica that is softened at a high temperature during operation is impregnated in the vertical crack, the penetration of the corrosion factor through the vertical crack can be prevented without substantially inhibiting the thermal stress relaxation function due to the vertical crack. For example, silica having a desired softening temperature and a small amount of sodium, calcium, boron or the like added to silica can be used.
耐熱部材の一例について、図１の断面模式図を用いて説明する。図１では、Ｎｉ、ＣｏまたはＦｅを主成分とする合金基材１０の表面上に、ＭＣｒＡｌＹ合金等からなる結合層１１を介して、安定化ジルコニアからなる縦クラックを有する遮熱層１２を設け、その表面に主成分がシリカからなる高温腐食に対する環境遮蔽層１３を設ける。さらに、環境遮蔽層１３の一部が遮熱層１２の縦クラック内の少なくとも一部に含浸している。本発明の耐熱部材は、腐食環境における耐久性が優れている。このため、ガスタービンの動翼、静翼及び燃焼器等の高温条件下で使用される高温部品として適する。また、ガスタービンのみならず、航空機エンジンなどの他の高温機器にも適用することができる。 An example of the heat-resistant member will be described with reference to the schematic cross-sectional view of FIG. In FIG. 1, a heat shielding layer 12 having a longitudinal crack made of stabilized zirconia is provided on the surface of an alloy substrate 10 containing Ni, Co or Fe as a main component via a bonding layer 11 made of MCrAlY alloy or the like. The surface is provided with an environmental shielding layer 13 against high temperature corrosion composed mainly of silica. Further, a part of the environmental shielding layer 13 is impregnated into at least a part of the longitudinal cracks of the heat shielding layer 12. The heat resistant member of the present invention has excellent durability in a corrosive environment. For this reason, it is suitable as a high temperature part used under high temperature conditions such as a moving blade, a stationary blade, and a combustor of a gas turbine. Moreover, it can be applied not only to a gas turbine but also to other high-temperature equipment such as an aircraft engine.
本実施例のガスタービン動翼について、図２を用いて説明する。図２は、ガスタービン動翼の全体構成を表す斜視図である。図２において、このガスタービン動翼はＮｉ基耐熱合金（Ｒｅｎｅ８０）製で、例えば３段の動翼を備えたガスタービン回転部分の初段の動翼として用いられ、翼部２１、プラットフォーム部２２、シャンク２３、シールフィン２４、チップポケット２５を有し、ダブテイル２６を介してディスクに取り付けられる。また、この動翼は、翼部長さ１００mm、プラットフォーム部２２以降の長さ１２０mmであり、動翼は内部から冷却できるように冷却媒体、特に空気又は水蒸気が通るように冷却孔（図示せず）がダブテイル２６から翼部２１を通して設けられている。ガスタービン動翼のうち、燃焼ガスに曝される翼部２１及びプラットフォーム部２２に縦クラックを有するＴＢＣを形成した。ガスタービン動翼の作製方法を以下に説明する。 The gas turbine rotor blade of the present embodiment will be described with reference to FIG. FIG. 2 is a perspective view showing the overall configuration of the gas turbine rotor blade. In FIG. 2, this gas turbine blade is made of a Ni-base heat-resistant alloy (Rene 80), and is used as a first stage blade of a rotating portion of a gas turbine having, for example, three stages of blades. It has a shank 23, a seal fin 24, and a chip pocket 25, and is attached to the disk via a dovetail 26. The blade has a blade length of 100 mm and a length of 120 mm after the platform portion 22, and the blade is cooled by a cooling medium (not shown) through which a cooling medium, particularly air or water vapor passes, so that the blade can be cooled from the inside. Is provided from the dovetail 26 through the wing 21. Among the gas turbine rotor blades, TBCs having vertical cracks were formed in the blade part 21 and the platform part 22 exposed to the combustion gas. A method for manufacturing the gas turbine rotor blade will be described below.
基材上にＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金（Ｃｏ−３２wt％Ｎｉ−２１wt％Ｃｒ−８wt％Ａｌ−０.５％Ｙ）粉末を用いて、減圧雰囲気中プラズマ溶射にて結合層を形成した。さらに拡散熱処理として、真空中で１１２１℃×２ｈ＋８４３℃×２４ｈの熱処理を実施した。結合層の厚さは約３００μｍである。その後、結合層を設けた基材上に、イットリア部分安定化ジルコニア（ＺｒＯ2−８wt％Ｙ2Ｏ3）粉末を用い、大気中プラズマ溶射（プラズマ出力約１００kW）にて約０.６mmの厚さ、気孔率が約８％の縦クラックを有するジルコニア層を設けた。この際の成膜条件としては、予熱温度が約８００℃、第一の工程（予熱時及び１パス目の溶射時）における溶射ガンの移動速度は２０ｍ／min、溶射距離は８５mmとし、熱流速約０.２ＭＷ／ｍ2とした。そして、連続する第二の工程（２パス目以降）からは、溶射ガンの移動速度は３０ｍ／min、溶射距離は９０mmとし、熱流速約０.４ＭＷ／ｍ2とした。さらに、この表面にシリカ前駆体を含む溶液として、セラミック系接着剤・充填剤として市販されている東亜合成株式会社製の商品名「アロンセラミックＣ」に水を加えることで、粘度を室温で約３Ｐａ・secに調整したものをディップ法により塗布した。塗布後、室温で２４ｈ自然乾燥した。その後さらに、試験翼を約９０℃×１ｈ、１５０℃×１ｈに電気炉中で加熱した。その結果、ジルコニア層の表面にシリカを主成分とする環境遮蔽層を形成した。予め同様の手順で作製した小型の試験片の断面を観察した結果、環境遮蔽層の厚さは約０.１５mmであり、縦クラック内の含浸深さは約０.０８mmであった。 Using a CoNiCrAlY alloy (Co-32 wt% Ni-21 wt% Cr-8 wt% Al-0.5% Y) powder on the substrate, a bonding layer was formed by plasma spraying in a reduced-pressure atmosphere. Furthermore, as diffusion heat treatment, heat treatment of 1121 ° C. × 2 h + 843 ° C. × 24 h was performed in vacuum. The thickness of the tie layer is about 300 μm. Thereafter, yttria partially stabilized zirconia (ZrO 2 -8 wt% Y 2 O 3 ) powder was used on the base material provided with the bonding layer, and the thickness was about 0.6 mm by atmospheric plasma spraying (plasma output about 100 kW). A zirconia layer having vertical cracks with a porosity of about 8% was provided. The film forming conditions at this time were a preheating temperature of about 800 ° C., a spray gun moving speed of 20 m / min in the first step (during preheating and spraying of the first pass), a spraying distance of 85 mm, and a heat flow rate. About 0.2 MW / m 2 . From the second continuous step (after the second pass), the moving speed of the spray gun was 30 m / min, the spray distance was 90 mm, and the heat flow rate was about 0.4 MW / m 2 . Furthermore, as a solution containing a silica precursor on the surface, water is added to a trade name “Aron Ceramic C” manufactured by Toa Gosei Co., Ltd., which is commercially available as a ceramic adhesive and filler, so that the viscosity is about room temperature. What was adjusted to 3 Pa · sec was applied by a dip method. After coating, it was naturally dried at room temperature for 24 hours. Thereafter, the test blade was further heated to about 90 ° C. × 1 h and 150 ° C. × 1 h in an electric furnace. As a result, an environmental shielding layer mainly composed of silica was formed on the surface of the zirconia layer. As a result of observing a cross section of a small test piece prepared in the same procedure in advance, the thickness of the environmental shielding layer was about 0.15 mm, and the impregnation depth in the vertical crack was about 0.08 mm.
実機を用いて本実施例のガスタービン動翼の耐久性を検証した。実機試験は、燃料として特Ａ重油を使用して運転し、溶融塩腐食による損傷が認められているガスタービンにおいて実施した。なお、比較のため、上述の本実施例の動翼と同様の方法で、結合層と遮熱層のみ施工して環境遮蔽層を設けない動翼（従来のＴＢＣを設けた動翼）も作製し、同時に試験に供した。２年間の運転後、試験翼を観察したところ、本実施例のガスタービン動翼ではＴＢＣの損傷は認められず健全であった。一方、比較例の従来の動翼では、遮熱層が局所的に剥離しているのが認められた。剥離部から遮熱層を機械的に剥ぎ取って採取し、遮熱層の断面を分析したところ、Ｓ、Ｖが検出された。従って、剥離が溶融塩腐食によるものと考えられる。以上の結果から、本実施例のガスタービン動翼は、従来のガスタービン動翼に比べ、耐久性に優れ、低品位燃料を用いた溶融塩腐食環境下での長期間の運転においても、十分な耐久性、信頼性を有することが確認された。本実施例の動翼は高温の初段に適用するのに好適である。なお、当然に２段目以降の後段動翼とすることもできる。 The durability of the gas turbine rotor blade of this example was verified using an actual machine. The actual machine test was conducted on a gas turbine that was operated using special heavy oil A as the fuel and was found to be damaged by molten salt corrosion. For comparison, a moving blade (a moving blade provided with a conventional TBC) in which only a bonding layer and a heat shielding layer are provided and an environmental shielding layer is not provided is manufactured in the same manner as the moving blade of the above-described embodiment. At the same time. When the test blades were observed after two years of operation, the gas turbine rotor blades of this example were sound without any TBC damage. On the other hand, in the conventional moving blade of the comparative example, it was recognized that the heat shield layer was locally peeled off. When the heat shielding layer was mechanically peeled from the peeled portion and collected, and the cross section of the heat shielding layer was analyzed, S and V were detected. Therefore, it is considered that peeling is caused by molten salt corrosion. From the above results, the gas turbine rotor blade of this example is superior in durability to the conventional gas turbine rotor blade, and is sufficient even in a long-term operation in a molten salt corrosion environment using a low-grade fuel. It was confirmed to have excellent durability and reliability. The rotor blade of this embodiment is suitable for application to the first stage at a high temperature. Of course, it is possible to use the second-stage and subsequent blades.
本実施例のガスタービン静翼について、図３を用いて説明する。図３は、ガスタービン静翼の全体構成を表す斜視図である。図３において、このガスタービン静翼は、Ｃｏ基耐熱合金製（ＦＳＸ４１４：Ｃｏ−１０wt％Ｎｉ−２９％Ｃｒ−７.５％Ｗ−１％Ｆｅ−０.４％Ｍｎ−０.８％Ｓｉ）で、例えば３段の静翼を備えたガスタービンの初段の静翼として用いられ、翼部３１、エンドウォール部３２を有し、内部から冷却できるように冷却媒体、特に空気又は水蒸気が通るように冷却孔（図示せず）がエンドウォール３２の端面から翼部３１を通して設けられている。このガスタービン静翼のうち、燃焼ガスに曝される翼部３１及びエンドウォール３２の翼側面（燃焼ガス通路面）に、実施例１と同様の方法でＴＢＣを形成した。具体的には静翼表面にＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金（Ｃｏ−３２wt％Ｎｉ−２１wt％Ｃｒ−８wt％Ａｌ−０.５％Ｙ）粉末を用いて、減圧雰囲気中プラズマ溶射にて結合層を形成した。さらに拡散熱処理として、真空中で１１２１℃×２ｈ＋８４３℃×２４ｈの熱処理を実施した。結合層の厚さは約３００μｍである。その後、結合層の上に、イットリア部分安定化ジルコニア（ＺｒＯ2−８wt％Ｙ2Ｏ3）粉末を用い、大気中プラズマ溶射にて、厚さ約０.４mm、気孔率約８％の縦クラックを有するジルコニア層を設けた。この際の溶射条件としては、予熱温度が約８００℃、第一の工程（予熱時及び１パス目の溶射時）における溶射ガンの移動速度は１８ｍ／min、溶射距離は８０mmとし、熱流速約０.２ＭＷ／ｍ2とした。そして、連続する第二の工程（２パス目以降）からは、溶射ガンの移動速度は３０ｍ／min、溶射距離は９０mmとし、熱流速約０.４ＭＷ／ｍ2とした。さらに、この表面にシリカ前駆体を含む溶液として、セラミック系接着剤・充填剤として市販されている東亜合成株式会社製の商品名「アロンセラミックＣ」に水を加えることで、粘度を室温で約３Ｐａ・secに調整したものをディップ法により塗布した。塗布後、室温で２４ｈ自然乾燥した。その後さらに、試験翼を約９０℃×１ｈ、１５０℃×１ｈに電気炉中で加熱した。その結果、ジルコニア層の表面にシリカを主成分とする環境遮蔽層を形成した。予め同様の手順で作製した小型の試験片の断面を観察した結果、環境遮蔽層の厚さは約０.１mmであり、縦クラック内の含浸深さは約０.０５mmであった。 The gas turbine stationary blade of the present embodiment will be described with reference to FIG. FIG. 3 is a perspective view illustrating the overall configuration of the gas turbine stationary blade. In FIG. 3, this gas turbine stationary blade is made of a Co-base heat-resistant alloy (FSX414: Co-10 wt% Ni-29% Cr-7.5% W-1% Fe-0.4% Mn-0.8% Si. ), For example, as a first-stage stationary blade of a gas turbine having three-stage stationary blades, and has a blade portion 31 and an end wall portion 32, through which a cooling medium, particularly air or water vapor, passes so as to be cooled from the inside. In this manner, a cooling hole (not shown) is provided from the end face of the end wall 32 through the blade portion 31. Of this gas turbine stationary blade, TBC was formed on the blade side surface (combustion gas passage surface) of the blade portion 31 and the end wall 32 exposed to the combustion gas by the same method as in Example 1. Specifically, a CoNiCrAlY alloy (Co-32 wt% Ni-21 wt% Cr-8 wt% Al-0.5% Y) powder was formed on the stationary blade surface by plasma spraying in a reduced-pressure atmosphere. Furthermore, as diffusion heat treatment, heat treatment of 1121 ° C. × 2 h + 843 ° C. × 24 h was performed in vacuum. The thickness of the tie layer is about 300 μm. After that, yttria partially stabilized zirconia (ZrO 2 -8 wt% Y 2 O 3 ) powder was used on the bonding layer, and vertical cracking with a thickness of about 0.4 mm and a porosity of about 8% was performed by atmospheric plasma spraying. A zirconia layer having The spraying conditions at this time were a preheating temperature of about 800 ° C., a spray gun moving speed of 18 m / min, a spraying distance of 80 mm in the first step (preheating and spraying of the first pass), and a heat flow rate of about It was set to 0.2 MW / m 2 . From the second continuous step (after the second pass), the moving speed of the spray gun was 30 m / min, the spray distance was 90 mm, and the heat flow rate was about 0.4 MW / m 2 . Furthermore, as a solution containing a silica precursor on the surface, water is added to a trade name “Aron Ceramic C” manufactured by Toa Gosei Co., Ltd., which is commercially available as a ceramic adhesive and filler, so that the viscosity is about room temperature. What was adjusted to 3 Pa · sec was applied by a dip method. After coating, it was naturally dried at room temperature for 24 hours. Thereafter, the test blade was further heated to about 90 ° C. × 1 h and 150 ° C. × 1 h in an electric furnace. As a result, an environmental shielding layer mainly composed of silica was formed on the surface of the zirconia layer. As a result of observing a cross section of a small test piece prepared in advance in the same procedure, the thickness of the environmental shielding layer was about 0.1 mm, and the impregnation depth in the vertical crack was about 0.05 mm.
実機を用いて本実施例のガスタービン動翼の耐久性を検証した。実機試験は、燃料として低硫黄Ａ重油を使用して運転し、溶融塩腐食による損傷が認められているガスタービンにおいて実施した。なお、比較のため、上述の本実施例の静翼と同様の方法で、結合層と遮熱層のみ施工して環境遮蔽層を設けない静翼（従来のＴＢＣを設けた静翼）も作製し、同時に試験に供した。２年間の運転後、試験翼を観察したところ、本実施例のガスタービン静翼ではＴＢＣの損傷は認められず健全であった。一方、比較例の従来の静翼では、遮熱層が局所的に剥離しているのが認められた。剥離部から遮熱層を機械的に剥ぎ取って採取し、遮熱層の断面を分析したところ、Ｓ、Ｖが検出された。従って、剥離が溶融塩腐食によるものと考えられる。以上の結果から、本実施例のガスタービン静翼は、従来のガスタービン静翼に比べ、耐久性に優れ、低品位燃料を用いた溶融塩腐食環境下での長期間の運転においても、十分な耐久性、信頼性を有することが確認された。本実施例の静翼は高温の初段に適用するのに好適である。なお、当然に２段目以降の後段静翼とすることもできる。 The durability of the gas turbine rotor blade of this example was verified using an actual machine. The actual machine test was conducted in a gas turbine that was operated using low-sulfur A heavy oil as fuel and was found to be damaged by molten salt corrosion. For comparison, a stationary blade (a conventional stationary blade provided with a TBC) in which only the bonding layer and the heat shielding layer are provided and the environmental shielding layer is not provided is manufactured in the same manner as the stationary blade of the above-described embodiment. At the same time. When the test blades were observed after two years of operation, the gas turbine stationary blades of this example were healthy with no TBC damage. On the other hand, in the conventional stationary blade of the comparative example, it was recognized that the heat shielding layer was locally peeled off. When the heat shielding layer was mechanically peeled from the peeled portion and collected, and the cross section of the heat shielding layer was analyzed, S and V were detected. Therefore, it is considered that peeling is caused by molten salt corrosion. From the above results, the gas turbine stationary blade of this example is superior in durability to the conventional gas turbine stationary blade, and is sufficient even in a long-term operation in a molten salt corrosion environment using low-grade fuel. It was confirmed to have excellent durability and reliability. The stationary blade of the present embodiment is suitable for application to the first stage at a high temperature. Of course, it is possible to use a second stage and subsequent rear stator blades.
図４は発電用ガスタービン主要部の断面模式図である。ガスタービンは、タービンケーシング４８の内部に、中心に回転軸（ロータ）４９と、回転軸４９の周囲に設置される動翼４６とケーシング４８側に支持される静翼４５、タービンシュラウド４７を有するタービン部４４を備える。このタービン部４４に連結され、大気を吸込み、燃焼用及び冷却媒体用の圧縮空気を得る圧縮機５０と、燃焼器４０を有する。燃焼器４０は、圧縮機５０から供給される圧縮空気と、供給される燃料（図示せず）を混合して噴射する燃焼器ノズル４１を有し、この混合気を燃焼器ライナ４２内で燃焼させて高温高圧の燃焼ガスを発生し、トランジションピース（尾筒）４３を介して、この燃焼ガスがタービン４４に供給されることで、ロータ４９が高速で回転する。圧縮機５０より吐出された圧縮空気の一部は、燃焼器４０のライナ４２、トランジションピース４３やタービン静翼４５、タービン動翼４６の内部冷却空気として用いられる。燃焼器４０で発生した高温高圧の燃焼ガスは、トランジションピース４３を経てタービン静翼４５で整流され、動翼４６に噴射されてタービン部４４を回転駆動する。そして図示はしていないが、一般的には回転軸４９の端部に結合されている発電機により発電するように構成されている。 FIG. 4 is a schematic cross-sectional view of the main part of the power generation gas turbine. The gas turbine has a rotating shaft (rotor) 49 at the center, a moving blade 46 installed around the rotating shaft 49, a stationary blade 45 supported on the casing 48 side, and a turbine shroud 47 inside the turbine casing 48. A turbine unit 44 is provided. A combustor 40 and a compressor 50 are connected to the turbine section 44 and suck in the atmosphere to obtain compressed air for combustion and a cooling medium. The combustor 40 includes a combustor nozzle 41 that mixes and injects compressed air supplied from the compressor 50 and supplied fuel (not shown), and combusts the mixture in the combustor liner 42. Thus, high-temperature and high-pressure combustion gas is generated, and this combustion gas is supplied to the turbine 44 via the transition piece (tail tube) 43, whereby the rotor 49 rotates at a high speed. A part of the compressed air discharged from the compressor 50 is used as internal cooling air for the liner 42, the transition piece 43, the turbine stationary blade 45, and the turbine rotor blade 46 of the combustor 40. The high-temperature and high-pressure combustion gas generated in the combustor 40 is rectified by the turbine stationary blade 45 through the transition piece 43 and injected to the rotor blade 46 to rotate and drive the turbine unit 44. Although not shown, it is generally configured to generate power with a generator coupled to the end of the rotating shaft 49.
本実施例は前述の実施例１及び２に記載の動翼２３及び静翼３４を各々高温側の１段目に用いガスタービンの回転部を構成したものである。さらに、本実施例では、燃焼器ライナ４２、トランジションピース４３の燃焼ガス通路にあたる内周面、および、初段のタービンシュラウド４７の燃焼ガス通路面に、実施例２に記載の方法に準じた方法によって環境遮蔽層を有するセラミックコーティング層を設けた構成とした。具体的には各部品の燃焼ガス通路表面にＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金（Ｃｏ−３２wt％Ｎｉ−２１wt％Ｃｒ−８wt％Ａｌ−０.５％Ｙ）粉末を用いて、大気中プラズマ溶射にて結合層を形成した。結合層の厚さは約２００μｍである。その後、結合層の上に、イットリア部分安定化ジルコニア（ＺｒＯ2−８wt％Ｙ2Ｏ3）粉末を用い、大気中プラズマ溶射にて、厚さ約０.３mm、気孔率約８％の縦クラックを有するジルコニア層を設けた。さらに、この表面にシリカ前駆体を含む溶液として、セラミック系接着剤・充填剤として市販されている東亜合成株式会社製の商品名「アロンセラミックＣ」に水を加えることで、粘度を室温で約３Ｐａ・secに調整したものをディップ法により塗布した。塗布後、室温で２４ｈ自然乾燥した。その後さらに、試験翼を約９０℃×１ｈ、１５０℃×１ｈに電気炉中で加熱した。その結果、ジルコニア層の表面にシリカを主成分とする環境遮蔽層を形成した。なお、本実施例では、３段で構成されるタービン部４４の初段静翼、初段動翼、初段シュラウドに、本発明の環境遮蔽層を有するセラミックコーティング層を設けた構成を採用したが、さらに後段の２段、３段に適用することも可能である。さらには、他の段数で構成されるタービン、例えば、２段、４段で構成されるタービンの全段落、または選択された段落に適用することも可能である。 In the present embodiment, the rotating part of the gas turbine is configured by using the moving blade 23 and the stationary blade 34 described in the first and second embodiments in the first stage on the high temperature side. Further, in this embodiment, the inner peripheral surface corresponding to the combustion gas passage of the combustor liner 42 and the transition piece 43 and the combustion gas passage surface of the first stage turbine shroud 47 are applied by a method according to the method described in the second embodiment. A ceramic coating layer having an environmental shielding layer was provided. Specifically, a CoNiCrAlY alloy (Co-32wt% Ni-21wt% Cr-8wt% Al-0.5% Y) powder is formed on the combustion gas passage surface of each part by plasma spraying in the atmosphere. did. The thickness of the tie layer is about 200 μm. After that, yttria partially stabilized zirconia (ZrO 2 -8 wt% Y 2 O 3 ) powder was used on the bonding layer, and vertical cracking with a thickness of about 0.3 mm and a porosity of about 8% was performed by atmospheric plasma spraying. A zirconia layer having Furthermore, as a solution containing a silica precursor on the surface, water is added to a trade name “Aron Ceramic C” manufactured by Toa Gosei Co., Ltd., which is commercially available as a ceramic adhesive and filler, so that the viscosity is about room temperature. What was adjusted to 3 Pa · sec was applied by a dip method. After coating, it was naturally dried at room temperature for 24 hours. Thereafter, the test blade was further heated to about 90 ° C. × 1 h and 150 ° C. × 1 h in an electric furnace. As a result, an environmental shielding layer mainly composed of silica was formed on the surface of the zirconia layer. In the present embodiment, the configuration in which the ceramic coating layer having the environmental shielding layer of the present invention is provided on the first stage stationary blade, the first stage moving blade, and the first stage shroud of the turbine section 44 configured by three stages is employed. It is also possible to apply to the subsequent two or three stages. Furthermore, it is also possible to apply to the whole paragraph of the turbine comprised by another stage number, for example, the turbine comprised by 2 stages, 4 stages, or the selected paragraph.
以上の構成による本実施例のガスタービンにおいて、燃料として低硫黄Ａ重油を使用して運転した。２年間の運転後、各部品を観察したところ、本実施例のガスタービンでは各部品のＴＢＣにほとんど溶融塩腐食による損傷は認められず健全であった。一方、本発明の環境遮蔽層を備えない、従来型のＴＢＣを用いたガスタービンでは、１年間の運転後に多数の部品でＴＢＣの遮熱層が溶融塩腐食によって局所的に剥離しているのが認められ、部品の補修、交換が必要となった。また、ＴＢＣの剥離部から遮熱層を機械的に剥ぎ取って採取し、遮熱層の断面を分析したところ、Ｓ、Ｖが検出された。 In the gas turbine of this example having the above-described configuration, operation was performed using low-sulfur A heavy oil as fuel. When each part was observed after 2 years of operation, the gas turbine of this example was sound with almost no damage caused by molten salt corrosion on the TBC of each part. On the other hand, in the gas turbine using the conventional TBC that does not include the environmental shielding layer of the present invention, the thermal barrier layer of the TBC is locally peeled off by molten salt corrosion in many parts after one year of operation. As a result, it was necessary to repair and replace parts. Further, when the thermal barrier layer was mechanically peeled off from the TBC peeling portion and collected, and the cross section of the thermal barrier layer was analyzed, S and V were detected.
以上の結果から、本実施例のガスタービンは、その優れた高温部品の耐食性により、安価な低品位の燃料を使用して、高信頼で運転することが可能となり、経済性、安定運用性に優れる。また、低品位燃料を用いた溶融塩腐食環境下での長期間の運転においても、十分な耐久性、信頼性を有する。また、本実施例で用いた、低硫黄Ａ重油よりも、さらに腐食成分含有量の多い、低品位の燃料、例えば、高硫黄Ａ重油、Ｂ重油、Ｃ重油等を用いた場合も、高温部品の高耐久性が期待できる。 From the above results, the gas turbine of this embodiment can be operated with high reliability by using inexpensive low-grade fuel due to its excellent corrosion resistance of high-temperature parts, and it is economical and stable operation. Excellent. In addition, it has sufficient durability and reliability even in long-term operation in a molten salt corrosion environment using low-grade fuel. In addition, even when using low-grade fuel, such as high-sulfur A heavy oil, B heavy oil, C heavy oil, etc. having a higher corrosion component content than the low sulfur A heavy oil used in this example, high-temperature parts High durability can be expected.
１０ 合金基材
１１ 結合層
１２ 遮熱層
１３ 環境遮蔽層
１４ 含浸層
１５ 溶射粒子
１６ 気孔
２１、３１ 翼部
２２ プラットフォーム部
２３ シャンク部
２４ シールフィン
２５ チップポケット
２６ ダブテイル
３２ エンドウォール
４０ 燃焼器
４１ 燃焼器ノズル
４２ 燃焼器ライナ
４３ トランジションピース
４４ タービン
４５ タービン動翼
４６ タービン静翼
４７ タービンシュラウド
４８ タービンケーシング
４９ タービンロータ
５０ 圧縮機
DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Alloy base material 11 Bonding layer 12 Heat shielding layer 13 Environmental shielding layer 14 Impregnation layer 15 Spray particles 16 Pore 21, 31 Wing part 22 Platform part 23 Shank part 24 Seal fin 25 Tip pocket 26 Dovetail 32 End wall 40 Combustor 41 Combustion Nozzle 42 Combustor liner 43 Transition piece 44 Turbine
45 Turbine blade 46 Turbine stationary blade 47 Turbine shroud 48 Turbine casing
49 Turbine rotor 50 Compressor
Claims (12)
前記遮熱コーティングは、皮膜の厚さ方向に延びる複数の縦クラックを有する遮熱層と、シリカを含む環境遮蔽層とを有し、さらに、遮熱層の縦クラック内の少なくとも一部にシリカを含む物質が含浸されていることを特徴とするガスタービン翼。 A gas turbine blade having a base material made of an alloy containing Ni, Co or Fe, a bonding layer formed on the base material and made of an alloy, and a thermal barrier coating provided on the bonding layer,
The thermal barrier coating has a thermal barrier layer having a plurality of longitudinal cracks extending in the thickness direction of the film, and an environmental shielding layer containing silica, and at least a part of the longitudinal cracks of the thermal barrier layer is silica. A gas turbine blade characterized by being impregnated with a substance containing
前記遮熱層はジルコニアよりなることを特徴とするガスタービン翼。 In claim 1 or 2,
The gas turbine blade according to claim 1, wherein the heat shield layer is made of zirconia.
前記環境遮蔽層は、厚さが０.０５〜０.２mmであり、気孔率が５％以下であることを特徴とするガスタービン翼。 In any one of Claims 1 thru | or 3,
The gas turbine blade according to claim 1, wherein the environmental shielding layer has a thickness of 0.05 to 0.2 mm and a porosity of 5% or less.
前記遮熱層は、厚さが０.１〜１mmであり、気孔率が１０％以下であることを特徴とするガスタービン翼。 In any one of Claims 1 thru | or 4,
The gas turbine blade according to claim 1, wherein the heat shield layer has a thickness of 0.1 to 1 mm and a porosity of 10% or less.
前記遮熱層の縦クラック内に充填されたシリカを含む物質は、使用温度で軟化する特性を有することを特徴とするガスタービン翼。 In any one of Claims 1 thru | or 5,
The gas turbine blade according to claim 1, wherein the substance containing silica filled in the vertical cracks of the heat shield layer has a characteristic of softening at a use temperature.
前記環境遮蔽層は、シリカ前駆体を含む溶液を用いて形成された層であることを特徴とするガスタービン翼。 In any one of Claims 1 thru | or 6.
The gas turbine blade according to claim 1, wherein the environmental shielding layer is a layer formed using a solution containing a silica precursor.
前記遮熱コーティングは、皮膜の厚さ方向に延びる複数の縦クラックを有する遮熱層と、シリカを含む環境遮蔽層とからなり、さらに、遮熱層の縦クラック内の少なくとも一部にシリカを含む物質が含浸されていることを特徴とするガスタービン用燃焼器。 A combustor for a gas turbine having a base material made of an alloy containing Ni, Co, or Fe, a bonding layer formed on the base material and made of an alloy, and a thermal barrier coating provided on the bonding layer,
The thermal barrier coating comprises a thermal barrier layer having a plurality of longitudinal cracks extending in the thickness direction of the film, and an environmental shielding layer containing silica, and silica is further applied to at least a part of the longitudinal cracks of the thermal barrier layer. A combustor for a gas turbine, which is impregnated with a contained material.
前記遮熱コーティングは、皮膜の厚さ方向に延びる複数の縦クラックを有する遮熱層と、シリカを含む環境遮蔽層とからなり、さらに、遮熱層の縦クラック内の少なくとも一部にシリカを含む物質が含浸されていることを特徴とするガスタービン用シュラウド。 A shroud for a gas turbine having a base material made of an alloy containing Ni, Co or Fe, a bonding layer formed on the base material and made of an alloy, and a thermal barrier coating provided on the bonding layer,
The thermal barrier coating comprises a thermal barrier layer having a plurality of longitudinal cracks extending in the thickness direction of the film, and an environmental shielding layer containing silica, and silica is further applied to at least a part of the longitudinal cracks of the thermal barrier layer. A shroud for a gas turbine, which is impregnated with a substance to be contained.
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