JP2013508697A

JP2013508697A - 閉塞孔を検出するための表面分析、および装置

Info

Publication number: JP2013508697A
Application number: JP2012534625A
Authority: JP
Inventors: ゲオルク・ボスタンヨーグロ; トールシュテン・メルツァー−ヨーキシュ; アンドレアス・オッペルト; ディミトリオス・トマイディス
Original assignee: シーメンスアクティエンゲゼルシャフト; クロウマロイガスタービンエルエルシー
Priority date: 2009-10-20
Filing date: 2010-10-13
Publication date: 2013-03-07
Anticipated expiration: 2030-10-13
Also published as: CN102667399B; WO2011047995A1; EP2314987A1; US8437010B2; US20120268747A1; CN102667399A; EP2491339A1; KR20120083481A; RU2012120338A; JP5596163B2; RU2532616C2

Abstract

非コーティング構成要素、および孔を備えたコーティング済構成要素に対してレーザ三角測量を実施することによって、コーティング後に再度開口すべき孔の正確な位置を検出することができる。

Description

本発明は、閉塞孔を検出するための表面分析方法に関する。

タービンブレードまたは翼の修繕時には、摩耗したセラミック保護層を除去しなければならず、また、修復後は、セラミック保護層を再度付着させなければならない。この場合、コーティング工程中に、現存する冷却空気孔が部分的に、または完全に閉塞してしまう。こうした冷却空気孔の削孔軸の位置および向きは判断することができず、または部分的にしか判断することができない。今日まで、こうした孔は、セラミック層の僅かな陥凹、および/または比較的小さい開口を発見することによってある程度識別され、手動による工程を用いて開口されてきた。信頼性が高く、制御可能なシステムは利用可能でない。

欧州特許第１２０４７７６号明細書欧州特許第１３０６４５４号明細書欧州特許出願公開第１３１９７２９号明細書国際公開第９９／６７４３５号国際公開第００／４４９４９号米国特許第６，０２４，７９２号明細書欧州特許出願公開第０８９２０９０号明細書欧州特許第０４８６４８９号明細書欧州特許第０７８６０１７号明細書欧州特許第０４１２３９７号明細書欧州特許出願公開第１３０６４５４号明細書

したがって、本発明の目的は、上述の課題を解決することである。

上記目的は、請求項１および６に記載の方法、および請求項７に記載の装置によって達成される。

従属請求項には、有利な方策がさらに列挙され、これらの方策は、さらなる利点を得るために、要求に応じて互いに組み合わせることができる。

本発明の方法の過程を示す概略図である。本発明の方法の過程を示す概略図である。本発明の方法の過程を示す概略図である。ガスタービンを示す図である。タービンブレードまたは翼を示す図である。燃焼室を示す図である。超合金の一覧を示す図である。

本明細書および図は、本発明の例示的な実施形態を単に示すものに過ぎない。

図１は、コーティング（図示せず）を備えた２つの孔の幾何形状データによって求められたコーティングモデル４を示す。

図１はまた、少なくとも１つの孔の位置７’、７”、およびその孔の向き１３’、１３”に関する理論的仮定に基づいたマスクモデル１９を示す。マスクモデル１９はまた、非コーティング構成要素１２０、１３０を測定することによっても求めることができる。湾曲した領域の表面を、好ましくは三角測量法によって、複数の次元において、許容可能な分解能、かつ非常に短時間で求めることができる。本明細書では例示的な構成要素として示すブレードまたは翼１２０、１３０を、孔の位置を画定し、かつ/または孔の軸位置を画定するために、非コーティング状態で、相対位置で走査する。これらのデータを、計算ユニット１６でマスクモデル１９（図１、２）として後に使用する。同様に、構成要素１２０、１３０の既知の幾何形状データをマスクモデル１９として使用することができ、こうしたデータは、例えば製造段階から事前に既知である。いずれにせよ、孔軸、および孔角度（孔の位置）が、データ記録（図２の１９）になければならない。

図２は、計算ユニット１６が、測定されたマスクモデル１９のデータまたは既知の幾何形状データ５を受け取ることを示す。

この後、構成要素１２０、１３０のコーティングが行われる。次いで、コーティング済の構成要素１２０、１３０を、特にレーザ三角測量によって再度測定し、その結果コーティングモデル４が形成される。

１つの孔または複数の孔の、先に求められた位置７’、７”と組み合わせると、コーティング済/閉塞状態にある冷却空気孔の位置および向きを正確に示すことが可能となる。

本明細書では、孔、および削孔軸の位置または中心が求められるまで、２つのモデル４、１９の比較１７を繰り返し行う。この場合、完全閉塞孔のトラフ１０’、１０”の陥凹位置、または部分閉塞孔の開口位置１０’、１０”を用いて、孔の中心、および閉塞していない孔の軸位置を求める。

同様に、孔の位置を求めるために、トラフ１０’、１０”の境界を孔の境界と比較することができる（図３）。この場合、コーティングに依存して、トラフ１０’の境界は、小さくても大きくてもいずれにせよ、境界７’内である向きを有しなければならず、本明細書では、例えば同心である（図３）。複数の孔がある場合、全ての孔にわたって最良の合致が繰り返して求められる。このようにして初めて、孔を再度開口することができる。

コンピュータを用いて、孔の中心点を計算することができ（図２の１７）、また、再度開口するための機械加工プログラムを生成することができ、それによって孔から「コートダウン（coat down）」を除去することが可能となる。コーティング下の冷却空気孔の位置および角度のデータを、コンピュータを用いて求めることに加えて、本明細書の重要な利点は、主に、個々のブレードまたは翼の冷却空気孔の正確な位置を、製造の各状態で得られることである。現在のところ、経験的判定による手法を用いて、コーティング中のブレードまたは翼１２０、１３０の反りを予測することしかできない。本明細書で使用する方法では、この予測を確認し、正確な位置を求めることができる（図２のステップ１７）。

図４は、ガスタービン１００の長手方向における部分断面図を例によって示す。ガスタービン１００は、その内部に、回転軸１０２周りで回転することができるように取り付けられたシャフトを備えたロータ１０３を有し、このロータは、タービンロータとも呼ばれる。吸気ハウジング１０４、圧縮機１０５、同軸に配置された複数のバーナ１０７を備えた、例えばトロイダル燃焼室１１０、特に環状燃焼室、タービン１０８、および排気ガスハウジング１０９が、ロータ１０３に沿って順に続いている。環状燃焼室１１０は、例えば、環状高温ガス流路１１１と連絡しており、ここで、例えば４つの連続したタービン段１１２がタービン１０８を成している。各タービン段１１２は、例えば、２つのブレードまたは翼リングから形成される。作動媒体１１３が流れる方向に見て、高温ガス流路１１１内では、案内翼の列１１５の後に、ロータブレード１２０から形成された列１２５が続く。

案内翼１３０が、ステータ１４３の内側ハウジング１３８に固定され、列１２５のロータブレード１２０は、例えばタービンディスク１３３によってロータ１０３に嵌合している。発電機（図示せず）が、ロータ１０３に結合されている。

ガスタービン１００の動作中、圧縮機１０５は、吸気ハウジング１０４から空気１３５を吸い込み、圧縮する。圧縮機１０５のタービン側端部で供給される圧縮空気は、バーナ１０７に送られ、ここで燃料と混合される。次いで、この混合体は燃焼室１１０内で燃焼し、作動媒体１１３を形成する。そこから、作動媒体１１３は、高温ガス流路１１１に沿って案内翼１３０、およびロータブレード１２０を通過して流れる。作動媒体１１３は、ロータブレード１２０で膨張し、その運動量を伝達し、それによってロータブレード１２０がロータ１０３を駆動し、ロータ１０３がそこに結合された発電機を駆動する。

ガスタービン１００の動作中、高温の作動媒体１１３に曝される構成要素は、熱応力を受ける。作動媒体１１３が流れる方向に見て、第１のタービン段１１２の案内翼１３０、およびロータブレード１２０は、環状燃焼室１１０の内側を覆う遮熱要素と共に、最も高い熱応力を受ける。そこを支配する温度に耐えることができるように、上記構成要素を冷却剤によって冷却することができる。構成要素の基材はさらに、一方向構造を有することができ、すなわち単結晶形態（SX構造）であるか、または長手方向にだけ指向する粒子（ＤＳ構造）を有する。例として、鉄基、ニッケル基、またはコバルト基の超合金が、構成要素、特にタービンブレードまたは翼１２０、１３０、および燃焼室１１０の構成要素用の材料として使用される。この種の超合金が、例えば、特許文献１、特許文献２、特許文献３、特許文献４、または特許文献５から既知である。

案内翼１３０は、タービン１０８の内側ハウジング１３８に面した案内翼ルート部（本明細書では図示せず）と、案内翼ルート部とは反対側の端部にある案内翼ヘッド部とを有する。案内翼ヘッド部は、ロータ１０３に面し、ステータ１４３の固定リング１４０に固定されている。

図５は、ターボ機械のロータブレード１２０または案内翼１３０の斜視図を示し、この構成要素は長手軸１２１に沿って延びている。

このターボ機械は、航空機、もしくは電気を発生する発電所のガスタービン、蒸気タービン、または圧縮機でよい。

ブレードまたは翼１２０、１３０は、長手軸１２１に沿って順に、固定領域４００、隣接するブレードまたは翼プラットフォーム４０３、および主ブレードまたは翼部４０６、およびブレードまたは翼先端４１５を有する。案内翼１３０の場合、翼１３０は、その翼先端４１５にさらなるプラットフォーム（図示せず）を有してもよい。

ロータブレード１２０、１３０をシャフトまたはディスク（図示せず）に固定するために使用されるブレードまたは翼ルート部１８３が、固定領域４００に形成される。ブレードまたは翼ルート部１８３は、例えばハンマーヘッド形に設計される。モミの木形、またはダブテール形のルート部など、他の形状も可能である。ブレードまたは翼１２０、１３０は、主ブレードまたは翼部４０６を通過して流れる媒体のために前縁４０９および後縁４１２を有する。

従来のブレードまたは翼１２０、１３０の場合、例として、中実の金属材料、特に超合金が、ブレードまたは翼１２０、１３０の全領域４００、４０３、４０６に使用される。この種の超合金が、例えば特許文献１、特許文献２、特許文献３、特許文献４、または特許文献５から既知である。ブレードまたは翼１２０、１３０は、この場合、一方向凝固を用いた鋳造法、鍛造法、フライス加工法、またはそれらの組合せによって作製することができる。

１つの単結晶構造または複数の単結晶構造を有するワークピースが、動作中に高度の機械的、熱的、かつ/または化学的応力に曝される機械の構成要素として使用される。この種の単結晶ワークピースは、例えば、溶融物の一方向凝固によって作製される。この一方向凝固には、液体金属合金を凝固させて、単結晶構造、すなわち単結晶ワークピースを形成する、または一方向に凝固させる鋳造法が関与する。この場合、樹枝状結晶が、熱が流れる方向に沿って指向し、柱状結晶粒構造（すなわち、ワークピースの全長にわたって粒子が延在し、本明細書では、慣習的に使用されている用語に従い、一方向凝固と呼ぶ）を成すか、または単結晶構造、すなわちワークピース全体が単一の結晶からなる構造を成す。これらの工程では、球状（多結晶）凝固への遷移を回避する必要があり、その理由は、無方向成長によって、横方向粒界、および長手方向粒界が必然的に形成されることになり、そのため一方向凝固または単結晶構成要素の良好な特性が打ち消されるからである。本文にて一般用語で一方向凝固マイクロ構造と呼ぶ場合、いかなる粒界も有しない、またはあるとしても小傾角粒界しか有しない単結晶、および長手方向に延びる粒界は有するが、いかなる横方向粒界も有しない柱状結晶構造のどちらをも意味するものとして理解されたい。結晶構造のこの第２の形態はまた、一方向凝固マイクロ構造（一方向凝固構造）とも記載する。この種の工程が、特許文献６、および特許文献７から既知である。

ブレードまたは翼１２０、１３０はさらに、腐食または酸化から保護するコーティング、例えば（ＭＣｒＡｌＸ；Ｍは、鉄（Ｆｅ）、コバルト（Ｃｏ）、ニッケル（Ｎｉ）からなる群から選択された少なくとも１つの元素であり、Ｘは、活性元素であり、イットリウム（Ｙ）および／またはケイ素、および／または少なくとも１つの希土類元素、またはハフニウム（Ｈｆ）を表す）を有することができる。この種の合金が、特許文献８、特許文献９、特許文献１０、または特許文献１１から既知である。密度は、好ましくは理論密度の９５%である。

酸化アルミニウム保護層（ＴＧＯ＝熱成長酸化物層）が、ＭＣｒＡｌＸ層上に（中間層または最外層として）形成される。

この層は、好ましくはＣｏ−３０Ｎｉ-２８Ｃｒ−８Ａｌ−０.６Ｙ−０.７ＳｉまたはＣｏ−２８Ｎｉ−２４Ｃｒ−１０Ａｌ−０.６Ｙの組成を有する。これらのコバルト基保護コーティングに加えて、Ｎｉ−１０Ｃｒ−１２Ａｌ−０．６Ｙ−３ＲｅまたはＮｉ−１２Ｃｏ−２１Ｃｒ−１１Ａｌ−０．４Ｙ−２ＲｅまたはＮｉ−２５Ｃｏ−１７Ｃｒ−１０Ａｌ−０．４Ｙ−１．５Ｒｅなどのニッケル基保護層を使用することもやはり好ましい。

例えばＺｒＯ_２、Ｙ_２Ｏ_３−ＺｒＯ_２からなる、すなわち酸化イットリウムおよび/または酸化カルシウムおよび/または酸化マグネシウムによって安定化されていない、部分的に安定化されている、または完全に安定化されている遮熱コーティングを、好ましくは最外層として、ＭＣｒＡｌＸ上に存在させることもやはり可能である。この遮熱コーティングは、ＭＣｒＡｌＸ層全体を被覆する。適切なコーティング法、例えば電子ビーム物理的気相成長法（ＥＢ−ＰＶＤ）などによって、柱状粒が遮熱コーティング中に生成される。他のコーティング法、例えば大気プラズマ溶射法（ＡＰＳ）、ＬＰＰＳ、ＶＰＳ、またはＣＶＤも可能である。遮熱コーティングは、熱衝撃に対する耐性を高めるために、多孔性粒を含むか、またはマイクロクラックもしくはマクロクラックを有してもよい。したがって、遮熱コーティングは、好ましくはＭＣｒＡｌＸ層よりも多孔性である。

ブレードまたは翼１２０、１３０は、形状が中空でも中実でもよい。ブレードまたは翼１２０、１３０を冷却すべき場合、ブレードまたは翼１２０、１３０は中空であり、膜冷却孔４１８（破線で示す）をやはり有することができる。

図６は、ガスタービン１００の燃焼室１１０を示す。燃焼室１１０は、例えば環状燃焼室として知られるものとして構成され、火炎１５６を生成する多数のバーナ１０７が、回転軸１０２の周りで外周上に配置され、共通の燃焼室空間１５４に開いている。この目的で、燃焼室１１０は、全体が回転軸１０２の周りに配置された環状形のものである。

比較的高い効率を達成するために、燃焼室１１０は、比較的高い、約１０００℃から１６００℃の温度の作動媒体M用に設計されている。材料には好ましくないこうした動作パラメータでも、比較的長い耐用期間が可能となるように、燃焼室壁１５３には、その作動媒体Ｍに面する側に、遮熱要素１５５から形成された内側ライニングが設けられている。

さらに、燃焼室１１０の内部が高温となるため、遮熱要素１５５および／またはそれらの保持要素に冷却システムを設けてもよい。その場合、遮熱要素１５５は、例えば中空であり、燃焼室空間１５４に開いた冷却孔（図示せず）をやはり有してもよい。

合金から作成された各遮熱要素１５５は、作動媒体側に、特に耐熱性のある保護層（ＭＣｒＡｌＸ層および/またはセラミックコーティング）を備えているか、または高温に耐えることが可能な材料（中実セラミックブリック）から作成される。これらの保護層は、タービンブレードまたは翼（すなわち、例えばＭＣｒＡｌＸ：Ｍは、鉄（Ｆｅ）、コバルト（Ｃｏ）、ニッケル（Ｎｉ）からなる群から選択された少なくとも１つの元素であり、Ｘは、活性元素であり、イットリウム（Ｙ）および／またはケイ素、および／または少なくとも１つの希土類元素、またはハフニウム（Ｈｆ）を表す）と同様のものでよい。この種の合金が、特許文献８、特許文献９、特許文献１０、または特許文献１１から既知である。

例えば、ＺｒＯ_２、Ｙ_２Ｏ_３−ＺｒＯ_２からなる、すなわち酸化イットリウムおよび／または酸化カルシウムおよび／または酸化マグネシウムによって安定化されていない、部分的に安定化されている、または完全に安定化されている例えばセラミックの遮熱コーティングを、ＭＣｒＡｌＸ上に存在させることもやはり可能である。

適切なコーティング法、例えば電子ビーム物理的気相成長法（ＥＢ−ＰＶＤ）などによって、柱状粒が遮熱コーティング中に生成される。他のコーティング法、例えば大気プラズマ溶射法（ＡＰＳ）、ＬＰＰＳ、ＶＰＳ、またはＣＶＤも可能である。遮熱コーティングは、熱衝撃に対する耐性を高めるために、多孔性粒を含むか、またはマイクロクラックもしくはマクロクラックを有してもよい。

改修（refurbishment）とは、使用後、タービンブレードもしくは翼１２０、１３０、または遮熱要素１５５から（例えば、サンドブラストによって）保護層を除去しなければならない可能性があることを意味する。その後、腐食および／または酸化物層、および生成物を除去する。適切な場合には、タービンブレードもしくは翼１２０、１３０、または遮熱要素１５５の亀裂もやはり修繕する。続いて、タービンブレードもしくは翼１２０、１３０、または遮熱要素１５５を再度コーティングすると、その後タービンブレードもしくは翼１２０、１３０、または遮熱要素１５５を再度利用することができる。

４コーティングモデル
５幾何形状データ
７’、７” 孔の位置
１０’、１０” トラフ
１３’、１３” 孔の向き
１６計算ユニット
１７比較
１９マスクモデル
１００ガスタービン
１０２回転軸
１０３ロータ
１０４吸気ハウジング
１０５圧縮機
１０７バーナ
１０８タービン
１０９排気ガスハウジング
１１０トロイダル燃焼室（環状燃焼室）
１１１環状高温ガス流路
１１２タービン段
１１３作動媒体
１１５案内翼列
１２０構成要素（ロータブレード）
１２１長手軸
１２５ロータブレード列
１３０構成要素（案内翼）
１３３タービンディスク
１３５空気
１３８内側ハウジング
１４０固定リング
１４３ステータ
１５３燃焼室壁
１５４燃焼室空間
１５５遮熱要素
１５６火炎
１８３翼ルート部
４００固定領域
４０３プラットフォーム
４０６主ブレードまたは翼部
４０９前縁
４１２後縁
４１５ブレードまたは翼先端
４１８膜冷却孔

Claims

構成要素（１２０、１３０）にある、コーティング後に開口すべき少なくとも部分的に閉塞した孔を表面分析する方法であって、
閉塞していない孔を備える構成要素（１２０、１３０）を、特にレーザ三角測量によって、非コーティング状態で測定し、マスクモデル（１９）を生成し、
前記マスクモデル（１９）が、少なくとも前記孔の位置、および前記孔の長手軸の向きも含むか、または前記マスクモデル（１９）が、データ記録から事前に既知であり、
特にレーザ三角測量によって、コーティング済構成要素（１２０、１３０）、したがって前記少なくとも部分的に閉塞した孔の測定を実施し、
このように生成されたデータ記録が、コーティングモデル（４）を表し、前記閉塞した孔を検出することが可能となるように、前記マスクモデル（１９）を前記コーティングモデル（４）と比較する、方法。
前記マスクモデル（１９）が、前記構成要素（１２０、１３０）の設計から事前に既知である、請求項１に記載の方法。
前記マスクモデル（１９）と、前記コーティングモデル（４）との実現可能な最良の合致を、繰返しによって求める、請求項１または２に記載の方法。
完全に閉塞した孔を検出し、特に閉塞した孔だけを検出する、請求項１、２、または３に記載の方法。
部分的に閉塞した孔だけを検出し、特に部分的に閉塞した孔だけを検出する、請求項１、２、３、または４に記載の方法。
構成要素（１２０、１３０）にある、コーティングされた孔を再度開口する方法であって、
前記孔の位置および向きを、請求項１、２、３、４、または５に記載の方法によって検出し、前記マスクモデル（１９）と前記コーティングモデル（４）との比較によって生成される機械加工プログラムを用いて、前記孔を再度開口する、方法。
特に請求項１、２、３、４、または５に記載の方法を実施する装置であって、
前記構成要素（１２０、１３０）の取付け部と、
前記構成要素（１２０、１３０）と、
測定センサ、特にレーザ三角測量用センサと、
マスクモデル（１９）およびコーティングモデル（４）の記憶ユニットを備え、かつ前記孔の位置および向きを繰り返して求め、特に機械加工プログラムを生成する計算ユニットと
を備える、装置。