JP2018059472A - タービン翼の製造方法 - Google Patents

タービン翼の製造方法 Download PDF

Info

Publication number
JP2018059472A
JP2018059472A JP2016198778A JP2016198778A JP2018059472A JP 2018059472 A JP2018059472 A JP 2018059472A JP 2016198778 A JP2016198778 A JP 2016198778A JP 2016198778 A JP2016198778 A JP 2016198778A JP 2018059472 A JP2018059472 A JP 2018059472A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
base material
temperature
treatment
undercoat
heating
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP2016198778A
Other languages
English (en)
Other versions
JP6739309B2 (ja
JP2018059472A5 (ja
Inventor
大助 吉田
Daisuke Yoshida
大助 吉田
鳥越　泰治
Taiji Torigoe
泰治 鳥越
正樹 種池
Masaki Taneike
正樹 種池
尚俊 岡矢
Naotoshi Okaya
尚俊 岡矢
義之 井上
Yoshiyuki Inoue
義之 井上
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Mitsubishi Power Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Hitachi Power Systems Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority to JP2016198778A priority Critical patent/JP6739309B2/ja
Application filed by Mitsubishi Hitachi Power Systems Ltd filed Critical Mitsubishi Hitachi Power Systems Ltd
Priority to PCT/JP2017/034426 priority patent/WO2018066392A1/ja
Priority to DE112017005101.0T priority patent/DE112017005101T5/de
Priority to KR1020197002702A priority patent/KR20190022804A/ko
Priority to CN201780042532.3A priority patent/CN109415977B/zh
Priority to US16/313,992 priority patent/US20190234220A1/en
Publication of JP2018059472A publication Critical patent/JP2018059472A/ja
Publication of JP2018059472A5 publication Critical patent/JP2018059472A5/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP6739309B2 publication Critical patent/JP6739309B2/ja
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C10/00—Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces
    • C23C10/28—Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces using solids, e.g. powders, pastes
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/04—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D only coatings of inorganic non-metallic material
    • C23C28/042—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D only coatings of inorganic non-metallic material including a refractory ceramic layer, e.g. refractory metal oxides, ZrO2, rare earth oxides
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/32—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer
    • C23C28/321—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer
    • C23C28/3215—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer at least one MCrAlX layer
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/34—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates
    • C23C28/345—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer
    • C23C28/3455—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer with a refractory ceramic layer, e.g. refractory metal oxide, ZrO2, rare earth oxides or a thermal barrier system comprising at least one refractory oxide layer
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/02—Pretreatment of the material to be coated, e.g. for coating on selected surface areas
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/06—Metallic material
    • C23C4/073—Metallic material containing MCrAl or MCrAlY alloys, where M is nickel, cobalt or iron, with or without non-metal elements
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/10—Oxides, borides, carbides, nitrides or silicides; Mixtures thereof
    • C23C4/11—Oxides
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/18—After-treatment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
    • F05D2230/237—Brazing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/40—Heat treatment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/90—Coating; Surface treatment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/175—Superalloys
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/21—Oxide ceramics
    • F05D2300/2112—Aluminium oxides
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/21—Oxide ceramics
    • F05D2300/2118—Zirconium oxides
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/611—Coating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/70—Treatment or modification of materials
    • F05D2300/701—Heat treatment

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)
  • Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)

Abstract

【課題】遮熱コーティングと母材との密着性を確保しつつ、遮熱コーティングに斑点やクラック等が生じることを抑制できるタービン翼の製造方法を提供する。
【解決手段】Ｎｉ基合金材料を用いて形成されたタービン翼の母材の表面に、母材よりも耐酸化性の高い金属材料を用いてアンダーコートを形成することと、アンダーコートが形成された母材を加熱してアンダーコートの一部を母材側に拡散させる拡散処理を行うことと、拡散処理が行われた後、アンダーコートの表面に母材及びアンダーコートよりも熱伝導率が低い材料を用いてトップコートを形成することと、を含む。
【選択図】図１

Description

本発明は、タービン翼の製造方法に関する。
ガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンとを有している。圧縮機は、空気を取り込んで圧縮し、高温高圧の圧縮空気とする。燃焼器は、この圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させる。タービンは、車室内に複数の静翼及び動翼が交互に配置されている。タービンは、圧縮空気の燃焼により発生した高温高圧の燃焼ガスによって動翼が回転する。この回転により、熱エネルギーが回転エネルギーに変換される。
静翼や動翼といったタービン翼は、高温下に曝されるため、耐熱性の高い金属材料を用いて形成される。また、タービン翼には、高温から保護するための遮熱コーティング（Thermal Barrier Coating：ＴＢＣ）が形成される。遮熱コーティングとしては、例えばタービン翼の母材の表面にアンダーコートが形成され、アンダーコートの表面にトップコートが形成される。
特開２００３−３４３２０５号公報
アンダーコートは、母材の酸化を防止すると共にトップコートの密着性を向上させるものであり、例えば合金材料等を用いて形成される。トップコートは、母材の遮熱性を高めるものであり、例えばセラミック材料等を用いて形成される。従来、アンダーコートと母材との間の密着性を確保するため、アンダーコート及びトップコートを形成した後、アンダーコートを母材の表面に拡散させるための加熱処理を行っている。しかしながら、この加熱処理により、遮熱コーティングの一部、例えばトップコートに斑点やクラック等が生じる場合があった。
本発明は、上記に鑑みてなされたものであり、遮熱コーティングと母材との密着性を確保しつつ、遮熱コーティングに斑点やクラック等が生じることを抑制できるタービン翼の製造方法を提供することを目的とする。
本発明に係るタービン翼の製造方法は、Ｎｉ基合金材料を用いて形成されたタービン翼の母材の表面に、前記母材よりも耐酸化性の高い金属材料を用いてアンダーコートを形成することと、前記アンダーコートが形成された前記母材を加熱して前記アンダーコートの一部を前記母材側に拡散させる拡散処理を行うことと、前記拡散処理が行われた後、前記アンダーコートの表面に前記母材及び前記アンダーコートよりも熱伝導率が低い材料を用いてトップコートを形成することと、を含む。
本発明によれば、トップコートを形成する前に拡散処理が行われるため、トップコートに斑点やクラック等が生じることを抑制できる。これにより、遮熱コーティングと母材との密着性を確保しつつ、遮熱コーティングに斑点やクラック等が生じることを抑制できる。
また、前記拡散処理は、加熱による前記トップコートの品質低下を防止するために設定される設定温度よりも高い加熱温度で前記母材を加熱してもよい。
本発明によれば、トップコートを形成する前に拡散処理が行われるため、設定温度よりも高い加熱温度で母材を加熱しても、トップコートに斑点やクラック等が生じなくても済む。これにより、拡散処理を確実に行うことができる。なお、加熱によるトップコートの品質低下としては、例えばトップコートに斑点やクラック等が生じることが挙げられる。
また、前記母材を加熱して安定化処理を行うことと、前記安定化処理が行われた前記母材を加熱して時効処理を行うことと、をさらに含み、前記拡散処理は、前記アンダーコートが形成された前記母材に対して前記安定化処理及び前記時効処理のうち少なくとも一方を行うことを含んでもよい。
本発明によれば、アンダーコートが形成された母材に対して安定化処理及び時効処理のうち少なくとも一方の加熱処理を、アンダーコートの拡散処理を兼ねて行うことができる。これにより、製造工程の短縮化を図ることができる。
また、ろう材が配置された前記母材を加熱してろう付け処理を行うことをさらに含み、前記拡散処理は、前記ろう付け処理及び前記安定化処理を、前記アンダーコートが形成された前記母材に対して一の加熱処理として行うことを含んでもよい。
本発明によれば、母材に対する加熱処理として、ろう付け処理及び安定化処理を一の加熱処理として行うことにより、加熱処理をより短時間で行うことができる。
また、前記拡散処理は、前記ろう付け処理及び前記安定化処理と前記時効処理とを、前記アンダーコートが形成された前記母材に対して一の加熱処理として連続して行うことを含んでもよい。
本発明によれば、母材に対する加熱処理として、ろう付け処理及び安定化処理と時効処理とを一の加熱処理として連続して行うことにより、加熱処理をさらに短時間で行うことができる。
本発明によれば、遮熱コーティングと母材との密着性を確保しつつ、遮熱コーティングに斑点やクラック等が生じることを抑制できる。
図１は、第１実施形態に係るタービン翼の製造方法の一例を示すフローチャートである。 図２は、ステップＳ４０における加熱処理の手順の一例を示すフローチャートである。 図３は、第２実施形態に係るタービン翼の製造方法のステップＳ４０における拡散処理の一例を示すフローチャートである。 図４は、ろう付け処理及び安定化処理を一の加熱処理として行う場合の加熱温度の時間変化の一例を示すグラフである。 図５は、第３実施形態に係るタービン翼の製造方法のステップＳ４０における拡散処理の一例を示すフローチャートである。 図６は、ろう付け処理及び安定化処理と時効処理とを一の加熱処理として連続して行う場合の加熱温度の時間変化の一例を示すグラフである。 図７は、ろう付け処理及び安定化処理と時効処理とを一の加熱処理として連続して行う場合の加熱温度の時間変化の他の例を示すグラフである。 図８は、変形例に係るタービン翼の製造方法の一例を示すフローチャートである。 図９は、ステップＳ３５０の加熱処理における加熱温度の時間変化の一例を示すグラフである。
以下、本発明に係るタービン翼の製造方法の実施形態を図面に基づいて説明する。なお、この実施形態によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施形態における構成要素には、当業者が置換可能かつ容易なもの、あるいは実質的に同一のものが含まれる。
＜第１実施形態＞
図１は、第１実施形態に係るタービン翼の製造方法の一例を示すフローチャートである。図１に示すように、第１実施形態に係るタービン翼の製造方法は、例えばガスタービンの静翼や動翼といったタービン翼の母材を形成する工程（ステップＳ１０）と、母材に対してブラスト処理を行う工程（ステップＳ２０）と、母材の表面にアンダーコートを形成する工程（ステップＳ３０）と、アンダーコートに拡散処理を行う工程（ステップＳ４０）と、アンダーコートの表面にトップコートを形成する工程（ステップＳ５０）とを含む。
ステップＳ１０では、静翼や動翼等のタービン翼を構成する母材が形成される。タービン翼は、ガスタービンにおいて高温下に曝される。このため、タービン翼を構成する母材は、耐熱性に優れた合金、例えばＮｉ基合金等の材料を用いて形成される。Ｎｉ基合金としては、例えばＣｒ：１２．０％以上１４．３％以下、Ｃｏ：８．５％以上１１．０％以下、Ｍｏ：１．０％以上３．５％以下、Ｗ：３．５％以上６．２％以下、Ｔａ：３．０％以上５．５％以下、Ａｌ：３．５％以上４．５％以下、Ｔｉ：２．０％以上３．２％以下、Ｃ：０．０４％以上０．１２％以下、Ｂ：０．００５％以上０．０５％以下、を含有し、残部がＮｉおよび不可避不純物からなる組成のＮｉ基合金等が挙げられる。また、上記組成のＮｉ基合金に、Ｚｒ：０．００１ｐｐｍ以上５ｐｐｍ以下を含有してもよい。また、上記組成のＮｉ基合金に、Ｍｇおよび／またはＣａ：１ｐｐｍ以上１００ｐｐｍ以下を含有してもよく、さらにＰｔ：０．０２％以上０．５％以下、Ｒｈ：０．０２％以上０．５％以下、Ｒｅ：０．０２％以上０．５％以下のうちの１種または２種以上を含有してもよく、これら双方を含有してもよい。
母材は、上記材料を用いて鋳造や鍛造などによって形成される。鋳造によって母材を形成する場合、例えば普通鋳造材（Conventional Casting：ＣＣ）、一方向凝固材（Directional Solidification：ＤＳ）、単結晶材（Single Crystal：ＳＣ）等の母材を形成することができる。以下、母材として一方向凝固材が用いられる場合を例に挙げて説明するが、これに限定するものではなく、母材が普通鋳造材又は単結晶材であっても同様の説明が可能である。
なお、母材を形成した後、前工程で生成された析出物を加熱によって固溶させ、成分偏析を軽減させる溶体化処理を行ってもよい。溶体化処理を行う場合、例えば１２００℃程度の温度で母材を加熱する。
ステップＳ２０では、母材の表面にアンダーコートを形成する前に、例えば母材の表面にアルミナ（Ａｌ２Ｏ３）を吹き付けることにより、母材表面を粗面化する。母材を粗面化することにより、アンカー効果によって、母材とアンダーコートの密着性が向上する。なお、ブラスト処理の後、母材の表面を洗浄するクリーニング処理を行ってもよい。
ステップＳ３０では、母材の表面にアンダーコートを形成する。アンダーコートは、タービン翼を高温から保護するための遮熱コーティング（Thermal Barrier Coating：ＴＢＣ）の一部である。アンダーコートは、母材の酸化を防止すると共にトップコートの密着性を向上させる。アンダーコートの材料としては、例えば母材よりも耐酸化性の高いＭＣｒＡｌＹ等の合金材料を用いることができる。ステップＳ３０では、例えば母材の表面を加熱した後、上記合金材料等を母材の表面に溶射することでアンダーコートを形成する。
ステップＳ４０では、アンダーコートに拡散処理を行う。拡散処理は、アンダーコートを加熱することにより、アンダーコートを構成する原子を母材側に拡散させ、アンダーコートと母材との間の密着性を向上させる処理である。拡散処理は、母材にアンダーコートを形成した後、トップコートが形成されていない状態で行う。
ステップＳ４０では、拡散処理として、母材に対する加熱処理を行うことができる。このような加熱処理としては、例えばろう付け処理、安定化処理、時効処理等の加熱処理が挙げられる。図２は、ステップＳ４０における加熱処理の手順の一例を示すフローチャートである。図２に示すように、ステップＳ４０において、ろう付け処理（Ｓ４１）、安定化処理（Ｓ４３）及び時効処理（Ｓ４５）をこの順に行うことができる。
ステップＳ４１におけるろう付け処理は、母材にろう材を配置した状態で加熱することにより、ろう材を母材に溶融させて接合する処理である。ろう材としては、例えばＢＮｉ−２相当材等が用いられる。この場合、ろう材の固相線温度は、例えば９７０℃程度である。ろう付け処理に用いられるろう材の量については、実験等を行うことで予め調整しておく。ろう付け処理では、ろう材を溶融させることが可能な温度、例えば１０６０℃以上、１１００℃以下の温度で加熱処理を行うことができる。
ろう付け処理を行う場合、母材にろう材を配置した状態で所定の加熱炉に投入し、加熱炉のヒータを作動させて加熱を開始する。加熱開始後、まず、加熱炉の炉内温度（加熱温度）を所定の予熱温度にまで上昇させる。この予熱温度は、ろう材の固相線温度よりも低い温度に設定され、例えば９３０℃以上、９７０℃以下の温度とすることができる。炉内温度が予熱温度に到達した場合、炉内温度の上昇を停止し、所定時間、当該予熱温度での加熱処理（予熱処理）を行う。予熱処理を行うことにより、母材及びろう材の温度が全体的に均一に上昇し、各部位における温度差が低減する。予熱処理を所定時間行った後、再び炉内温度を上昇させる。炉内温度が上記のろう付け温度に到達した場合、炉内温度の上昇を停止し、当該ろう付け温度で所定時間、加熱処理を行う。これにより、ろう材が溶融して母材に接合される。所定時間行われた後、例えばヒータを停止させ、加熱炉内に冷却用の気体を供給することにより母材の温度を例えば３０℃／ｍｉｎ程度の温度低下速度で所定の冷却温度まで急激に低下させる（急冷）。
ステップＳ４３における安定化処理は、母材を加熱することにより、母材において金属間化合物であるγ´相を成長させ、γ´相の大きさ、形態等をそろえる処理である。安定化処理では、例えばろう付け処理における加熱温度と同等の温度、例えば１０６０℃以上、１１００℃以下の温度で加熱処理を行うことができる。
安定化処理では、母材においてγ´相が成長し、当該γ´相の大きさ、形態等がそろえられる。安定化処理を行う場合には、ろう付け処理と同様に、予熱処理を行ってもよい。この場合、予熱処理を行った状態から安定化処理の加熱温度で加熱するため、母材の各部がムラなく加熱されることになる。このため、母材の各部においてγ´相が均一に成長する。安定化処理が所定時間行われた後、例えばヒータを停止させ、加熱炉内に冷却用の気体を供給することにより母材の温度を例えば３０℃／ｍｉｎ程度の温度低下速度で所定の冷却温度まで急激に低下させる（急冷）。この急冷処理により、γ´相の状態（粒径等）が保持される。
時効処理は、安定化処理を行った母材を加熱することにより、母材において、安定化処理で成長したγ´相をさらに成長させると共に、当該安定化処理で生じたγ´相よりも小径のγ´相を析出させる。この小径のγ´相は、母材の強度を増加させる。したがって、時効処理は、小径のγ´相を析出させ、母材の強度を高めることにより、最終的に母材の強度及び延性を調整する。時効処理では、例えば８３０℃以上、８７０℃以下の温度とすることができる。時効処理を所定時間行った後、加熱炉のヒータを停止させ、加熱炉内に冷却用の気体を供給することにより母材の温度を例えば３０℃／ｍｉｎ程度の温度低下速度で急激に低下させる（急冷）。
このような加熱処理を行うことにより、アンダーコートが粗面化された母材の表面に拡散され、母材の表面とアンダーコートとの間の密着性が向上する。なお、ステップＳ４０の拡散処理では、上記ろう付け処理、安定化処理及び時効処理の３つの加熱処理の全てを行う場合に限定されるものではなく、少なくとも１つのみを行ってもよい。
ステップＳ５０では、アンダーコートの表面にトップコートを形成する。トップコートは、上記遮熱コーティングの一部であり、母材の表面を高温から保護する。トップコートの材料としては、セラミック等の熱伝導率の小さい材料が用いられる。セラミックとしては、例えばジルコニアを主成分とする材料等が用いられる。ステップＳ５０では、例えば上記材料をアンダーコートの表面に大気プラズマ溶射することにより形成される。
以上のように、本実施形態に係るタービン翼の製造方法は、トップコートを形成する前に拡散処理を行うため、トップコートに斑点やクラック等が生じることを抑制できる。これにより、遮熱コーティングと母材との密着性を確保しつつ、遮熱コーティングに斑点やクラック等が生じることを抑制できる。
＜第２実施形態＞
図３は、第２実施形態に係るタービン翼の製造方法における拡散処理の一例を示すフローチャートである。第２実施形態に係るタービン翼の製造方法は、第１実施形態と同様に、ステップＳ１０からステップＳ５０を含むものであり、ステップＳ４０の手順が第１実施形態とは異なっている。以下、ステップＳ４０を中心に説明する。
図３に示すように、ステップＳ４０では、ろう付け処理及び安定化処理を、アンダーコートが形成された母材に対して一の加熱処理として行う工程（ステップＳ１４１）と、時効処理を行う工程（ステップＳ１４３）とを含んでいる。ステップＳ１４３の時効処理については、第１実施形態と同様である。ここでは、ステップＳ１４１の処理について説明する。
ステップＳ１４１では、ろう付け処理と安定化処理とを一の加熱処理として連続して行う。図４は、ステップＳ１４２における加熱処理の一例を示すグラフである。図４の横軸は時間を示し、縦軸は温度を示している。
図４に示すように、ステップＳ１４１では、母材にろう材を配置した状態で所定の加熱炉に投入し、加熱炉のヒータを作動させて加熱を開始する（時刻ｔ１）。加熱開始後、まず、加熱炉の炉内温度（加熱温度）を所定の予熱温度Ｔ０にまで上昇させる。この予熱温度Ｔ０は、ろう材の固相線温度よりも低い温度に設定され、例えば９３０℃以上、９７０℃以下の温度とすることができる。炉内温度が予熱温度Ｔ０に到達した場合（時刻ｔ２）、炉内温度の上昇を停止し、所定時間、当該予熱温度Ｔ０での加熱処理（予熱処理）を行う。予熱処理を行うことにより、母材及びろう材の温度が全体的に均一に上昇し、各部位における温度差が低減する。
予熱処理を所定時間行った後（時刻ｔ３）、再び炉内温度を上昇させる。炉内温度が第１温度Ｔ１に到達した場合（時刻ｔ４）、炉内温度の上昇を停止し、当該第１温度Ｔ１で所定時間、加熱処理を行う。この第１温度Ｔ１での加熱処理により、ろう材が溶融して母材に接合される。また、母材においてγ´相が成長し、当該γ´相の大きさ、形態等がそろえられる。予熱処理を行った状態から第１温度Ｔ１で加熱するため、母材の各部がムラなく加熱されることになる。このため、均一にろう付けすることができると共に、母材の各部においてγ´相が均一に成長する。第１温度Ｔ１での加熱処理が所定時間行われた後（時刻ｔ５）、例えばヒータを停止させ、加熱炉内に冷却用の気体を供給することにより母材の温度を例えば３０℃／ｍｉｎ程度の温度低下速度で所定の冷却温度まで急激に低下させる（急冷）。この急冷処理により、γ´相の状態（粒径等）が保持される。その後、炉内温度が所定の冷却温度まで低下した場合（時刻ｔ６）、ステップＳ３０の処理が完了する。このように、本実施形態では、ろう付け処理及び安定化処理を一の加熱処理として行う。
このように、一の加熱処理によってろう付け処理と安定化処理とが行われるため、製造工程における手間を軽減することができる。また、ろう付け処理及び安定化処理の２種類の処理を集中して行うため、短時間で効率的な処理が可能となる。
＜第３実施形態＞
図５は、第３実施形態に係るタービン翼の製造方法における拡散処理の一例を示すフローチャートである。第３実施形態に係るタービン翼の製造方法は、第１実施形態と同様に、ステップＳ１０からステップＳ５０を含むものであり、ステップＳ４０の手順が第１実施形態とは異なっている。以下、ステップＳ４０を中心に説明する。
図５に示すように、ステップＳ４０では、ろう付け処理及び安定化処理と時効処理とを行う工程（ステップＳ２４１）を含んでいる。ステップＳ２４１では、ろう付け処理及び安定化処理と時効処理とを一の加熱処理として連続して行う。図６は、ステップＳ２４１における加熱処理の一例を示すグラフである。図６の横軸は時間を示し、縦軸は温度を示している。
ステップＳ２４１では、第１実施形態と同様に、予熱温度Ｔ０で予熱処理（時刻ｔ１からｔ４）を行い、予熱処理の後、ろう付け処理及び安定化処理としての加熱処理を第１温度Ｔ１で行う（時刻ｔ４からｔ５）。
第１温度Ｔ１での加熱処理が所定時間行われた後（時刻ｔ５）、例えばヒータの動作を停止し、炉内温度を第２温度Ｔ２まで低下させる調整処理を行う。このとき、例えば３℃／ｍｉｎ以上、２０℃／ｍｉｎ以下程度の温度低下速度で母材温度を低下させる。したがって、第１実施形態に比べて、安定化処理後（時刻ｔ５以降）の温度低下が緩やかに行われる。
炉内温度が第２温度Ｔ２に到達した場合（時刻ｔ７）、ヒータを作動させ、炉内温度を第２温度Ｔ２とした状態で時効処理としての加熱処理を行う。よって、安定化処理の後は、加熱炉内を所定の冷却温度まで冷却することなく、時効処理を行うための第２温度Ｔ２に炉内温度をシフトさせて連続して時効処理を行う。このように、本実施形態では、ろう付け処理及び安定化処理と、時効処理とを一の加熱処理として連続して行う。
時効処理では、第１実施形態と同様に、例えば第１温度Ｔ１よりも低い第２温度Ｔ２で所定時間、加熱処理を行う。第２温度Ｔ２としては、例えば８３０℃以上、８７０℃以下の温度とすることができる。本実施形態では、安定化処理後の温度低下を緩やかに行った場合でも、第１実施形態のように急冷した場合と同様に、時効処理においてγ´相の成長及び小径のγ´相の析出が行われる。このため、強度及び延性のバランスに優れた母材が形成される。
時効処理を所定時間行った後（時刻ｔ８）、加熱炉のヒータを停止させ、加熱炉内に冷却用の気体を供給することにより母材温度を例えば３０℃／ｍｉｎ程度の温度低下速度で急激に低下させる（急冷）。炉内温度が所定の温度になった後（時刻ｔ９）、加熱炉内から母材を取り出すことで、加熱処理が終了する。
本実施形態では、ろう付け処理及び安定化処理と時効処理とを一の加熱処理として連続して行うため、加熱処理時間の更なる短縮化を図ることができる。また、ろう付け処理及び安定化処理を第１温度Ｔ１で行った後、時効処理の加熱温度である第２温度に調整する調整処理を行うことにより、加熱炉内の熱を有効利用することができる。
本発明の技術範囲は上記実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で適宜変更を加えることができる。上記第３実施形態では、安定化処理の後、炉内温度を第２温度Ｔ２まで低下させる調整処理を行う際に、母材を３℃／ｍｉｎ以上、２０℃／ｍｉｎ以下程度の温度低下速度で冷却する場合を例に挙げて説明したが、これに限定するものではない。
図７は、ろう付け処理及び安定化処理と時効処理とを一の加熱処理として連続して行う場合の炉内温度の時間変化の他の例を示すグラフである。図７に示すように、安定化処理の後、加熱炉内を例えば３０℃／ｍｉｎ程度の温度低下速度で冷却し、炉内温度が第２温度Ｔ２よりも低い第３温度Ｔ３になった場合に（時刻ｔ１０）、ヒータを作動させてもよい。第３温度Ｔ３としては、例えば５３０℃以上、５７０℃以下の温度程度に設定することができる。
ヒータを作動させた後、炉内温度が第２温度Ｔ２まで上昇した場合（時刻ｔ１１）、炉内温度の上昇を停止させ、加熱炉内を第２温度Ｔ２とした状態で時効処理を行う。その後は第２実施形態と同様に、時効処理を所定時間行った後（時刻ｔ１２）、加熱炉のヒータを停止させ、加熱炉内に冷却用の気体を供給することにより母材温度を３０℃／ｍｉｎ程度の温度低下速度で急激に低下させる（急冷）。炉内温度が所定の温度になった後（時刻ｔ１３）、加熱炉内から母材を取り出すことで、加熱処理が終了する。このように温度変化を行う場合であっても、加熱処理時間の短縮化を図ることができる。また、ろう付け処理及び安定化処理を第１温度Ｔ１で行った後、時効処理の加熱温度である第２温度Ｔ２に調整する調整処理を行うことにより、加熱炉内の熱を有効利用することができる。なお、安定化処理の後、母材を例えば３０℃／ｍｉｎ程度の温度低下速度で冷却し、炉内温度が第２温度Ｔ２になった場合に加熱炉内を第２温度Ｔ２とした状態で時効処理を行ってもよい。
また、上記各実施形態では、母材として一方向凝固材が用いられる場合を例に挙げて説明したが、これに限定するものではなく、母材として例えば普通鋳造材が用いられてもよい。図８は、変形例に係るタービン翼の製造方法の一例を示すフローチャートである。図８に示すように、変形例に係るタービン翼の製造方法は、普通鋳造材を用いて母材を形成する工程（ステップＳ３１０）と、母材に対して熱間静水圧処理を行う工程（ステップＳ３２０）と、母材の表面に耐摩耗コートを形成する工程（ステップＳ３３０）と、母材及び耐摩耗コートの表面にアンダーコートを形成する工程（ステップＳ３４０）と、母材にろう付け処理及び溶体化処理を行う工程（ステップＳ３５０）と、母材に時効処理を行う工程（ステップＳ３６０）と、母材にトップコートを形成する工程（ステップＳ３７０）とを含んでいる。本変形例では、ステップＳ３５０及びステップＳ３６０を拡散処理として行う。
ステップＳ３２０における熱間静水圧処理（Hot Isostatic Pressing：ＨＩＰ）は、母材をアルゴンガスの雰囲気中に配置した状態で、例えば１１８０℃以上１２２０℃以下の温度で加熱する。これにより、母材の全表面に対して等しく圧力が加えられた状態で加熱される。熱間静水圧処理が完了した後、加熱を停止する（炉冷）ことにより母材の温度を低下させる。なお、ステップＳ３２０の後に、後述する溶体化処理と同様の処理を行ってもよい。
ステップＳ３３０において、耐摩耗コートとしては、例えばトリバロイ（登録商標）８００等のコバルト基耐磨耗材を用いることができる。ステップＳ３２０では、例えば大気圧プラズマ溶射、高速フレーム溶射、減圧プラズマ溶射、雰囲気プラズマ溶射等の手法により、母材に上記材料の層を形成することができる。
ステップＳ３４０では、上記実施形態と同様の手法により、母材にアンダーコートを形成する。
ステップＳ３５０では、母材にろう付け処理を行い、炉冷した後に溶体化処理を行う。ろう付け処理は、母材にろう材を配置した状態で加熱することにより、ろう材を母材に溶融させて接合する処理である。ろう材としては、例えばアムドライ（登録商標）ＤＦ−６Ａ等の材料が用いられる。この場合、ろう材の固相線温度は、例えば１０５０℃程度である。ろう付け処理に用いられるろう材の量については、実験等を行うことで予め調整しておく。ろう付け処理では、ろう材を溶融させることが可能な温度（Ｔ２１）、例えば１１７５℃以上、１２１５℃以下の温度で加熱処理を行うことができる。
溶体化処理は、母材を加熱することにより、母材において金属間化合物であるγ´相を固溶及び成長させる処理である。溶体化処理では、例えばろう付け処理における加熱温度よりも低い温度（Ｔ２２）、例えば１１００℃以上、１１４０℃以下の温度で加熱処理を行うことができる。
図９は、ステップＳ３５０の加熱処理における加熱温度の時間変化の一例を示すグラフである。図９の横軸は時間を示し、縦軸は温度を示している。ステップＳ３５０では、まず、ろう付け処理を行う。ろう付け処理は、母材にろう材を配置した状態で所定の加熱炉に投入し、加熱炉のヒータを作動させて加熱を開始する（時刻ｔ２１）。加熱炉の炉内温度（加熱温度）が上記温度Ｔ２１に到達した場合（時刻ｔ２２）、炉内温度の上昇を停止し、当該温度Ｔ２１で所定時間、加熱処理を行う。これにより、ろう材が溶融して母材に接合される。
なお、母材を加熱炉に投入した後、炉内温度を所定の予熱温度にまで上昇させて、所定時間、当該予熱温度での加熱処理（予熱処理）を行ってもよい。この場合の予熱温度は、ろう材の固相線温度よりも低い温度に設定され、例えば１０３０℃とすることができる。なお、予熱温度は、ろう材の固相線温度に応じて適宜変更することができる。予熱処理を行うことにより、母材及びろう材の温度が全体的に均一に上昇し、各部位における温度差が低減する。予熱処理を所定時間行った場合、予熱処理後に炉内温度を温度Ｔ２１まで上昇させてろう付け処理を行う。
ろう付け処理が所定時間行われた後（時刻ｔ２３）、例えばヒータを停止させることにより母材の温度を３℃／ｍｉｎ以上、２０℃／ｍｉｎ以下程度の温度低下速度で、溶体化処理における温度Ｔ２２よりも低い温度Ｔ２３まで低下させる（徐冷）。温度Ｔ２３としては、例えば９８０℃以上、１０２０℃以下の温度とすることができる。徐冷で冷却することにより、ろう付け部分にボイド等が生じることが抑制される。
徐冷により炉内温度が温度Ｔ２３に到達した後、炉内温度を上昇させる調整処理を行う（時刻ｔ２４）。調整処理は、ヒータを作動させることにより、炉内温度を温度Ｔ２２まで上昇させる。炉内温度が温度Ｔ２２まで上昇した場合（時刻ｔ２５）、炉内温度の上昇を停止させ、加熱炉内を温度Ｔ２２とした状態で溶体化処理を行う。溶体化処理が所定時間行われた後、例えばヒータを停止させ、加熱炉内に冷却用の気体を供給する（時刻ｔ２６）。冷却用の気体を供給することにより、母材の温度を例えば３０℃／ｍｉｎ程度の温度低下速度で所定の冷却温度まで急激に低下させる（急冷）。この急冷処理により、γ´相の状態（粒径等）が保持される。炉内温度が所定の温度になった後（時刻ｔ２７）、加熱炉内から母材を取り出すことで、ステップＳ３４０が終了する。なお、ステップＳ３４０では、ろう付け処理と溶体化処理とを分けて行ってもよい。
なお、ステップＳ３５０の加熱処理により、耐摩耗コート及び耐酸化コートが母材の表面に拡散され、母材の表面と各コートとの間の密着性が向上する。
ステップＳ３６０における時効処理は、上記各実施形態と同様に、例えば８３０℃以上、８７０℃以下の温度とすることができる。時効処理を所定時間行った後、加熱炉のヒータを停止させ、加熱炉内に冷却用の気体を供給することにより母材の温度を例えば３０℃／ｍｉｎ程度の温度低下速度で急激に低下させる（急冷）。
このような加熱処理を行うことにより、アンダーコートが粗面化された母材の表面に拡散され、母材の表面とアンダーコートとの間の密着性が向上する。
ステップＳ３７０では、上記各実施形態と同様の手法により、アンダーコートの表面にトップコートを形成する。
上記タービン翼の製造方法は、トップコートを形成する前に拡散処理を行うため、トップコートに斑点やクラック等が生じることを抑制できる。これにより、遮熱コーティングと母材との密着性を確保しつつ、遮熱コーティングに斑点やクラック等が生じることを抑制できる。
Ｔ０ 予熱温度
Ｔ１ 第１温度
Ｔ２ 第２温度

Claims (5)

  1. Ｎｉ基合金材料を用いて形成されたタービン翼の母材の表面に、前記母材よりも耐酸化性の高い金属材料を用いてアンダーコートを形成することと、
    前記アンダーコートが形成された前記母材を加熱して前記アンダーコートの一部を前記母材側に拡散させる拡散処理を行うことと、
    前記拡散処理が行われた後、前記アンダーコートの表面にトップコートを形成することと、を含むタービン翼の製造方法。
  2. 前記拡散処理は、加熱による前記トップコートの品質低下を防止するために設定される設定温度よりも高い加熱温度で前記母材を加熱する請求項１に記載のタービン翼の製造方法。
  3. 前記母材を加熱して安定化処理を行うことと、
    前記安定化処理が行われた前記母材を加熱して時効処理を行うことと、をさらに含み、
    前記拡散処理は、前記アンダーコートが形成された前記母材に対して前記安定化処理及び前記時効処理のうち少なくとも一方を行うことを含む請求項１又は請求項２に記載のタービン翼の製造方法。
  4. ろう材が配置された前記母材を加熱してろう付け処理を行うことをさらに含み、
    前記拡散処理は、前記ろう付け処理及び前記安定化処理を、前記アンダーコートが形成された前記母材に対して一の加熱処理として行うことを含む請求項３に記載のタービン翼の製造方法。
  5. 前記拡散処理は、前記ろう付け処理及び前記安定化処理と前記時効処理とを、前記アンダーコートが形成された前記母材に対して一の加熱処理として連続して行うことを含む請求項４に記載のタービン翼の製造方法。
JP2016198778A 2016-10-07 2016-10-07 タービン翼の製造方法 Active JP6739309B2 (ja)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2016198778A JP6739309B2 (ja) 2016-10-07 2016-10-07 タービン翼の製造方法
DE112017005101.0T DE112017005101T5 (de) 2016-10-07 2017-09-25 Verfahren zur herstellung einer turbinenschaufel
KR1020197002702A KR20190022804A (ko) 2016-10-07 2017-09-25 터빈 블레이드의 제조 방법
CN201780042532.3A CN109415977B (zh) 2016-10-07 2017-09-25 涡轮叶片的制造方法
PCT/JP2017/034426 WO2018066392A1 (ja) 2016-10-07 2017-09-25 タービン翼の製造方法
US16/313,992 US20190234220A1 (en) 2016-10-07 2017-09-25 Method for producing turbine blade

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2016198778A JP6739309B2 (ja) 2016-10-07 2016-10-07 タービン翼の製造方法

Publications (3)

Publication Number Publication Date
JP2018059472A true JP2018059472A (ja) 2018-04-12
JP2018059472A5 JP2018059472A5 (ja) 2019-08-08
JP6739309B2 JP6739309B2 (ja) 2020-08-12

Family

ID=61831655

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2016198778A Active JP6739309B2 (ja) 2016-10-07 2016-10-07 タービン翼の製造方法

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20190234220A1 (ja)
JP (1) JP6739309B2 (ja)
KR (1) KR20190022804A (ja)
CN (1) CN109415977B (ja)
DE (1) DE112017005101T5 (ja)
WO (1) WO2018066392A1 (ja)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6746457B2 (ja) * 2016-10-07 2020-08-26 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼の製造方法

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2014015666A (ja) * 2012-07-10 2014-01-30 Hitachi Ltd 発電用ガスタービン翼への遮熱コーティング、及びそれを用いた発電用ガスタービン

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001055928A (ja) * 1999-08-12 2001-02-27 Toshiba Corp ガスタービン高温部品の補修再生処理方法
JP3538106B2 (ja) * 2000-03-02 2004-06-14 株式会社東芝 ガスタービン部品の再生処理方法
JP2003343205A (ja) 2002-05-23 2003-12-03 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 詰物、翼及び翼表面の遮熱被覆施工方法
US20080145643A1 (en) * 2006-12-15 2008-06-19 United Technologies Corporation Thermal barrier coating
JP5232492B2 (ja) * 2008-02-13 2013-07-10 株式会社日本製鋼所 偏析性に優れたＮｉ基超合金
JP6016016B2 (ja) * 2012-08-09 2016-10-26 国立研究開発法人物質・材料研究機構 Ｎｉ基単結晶超合金
CN103408317B (zh) * 2013-07-24 2015-01-28 西北工业大学 一种c/c复合材料和镍基高温合金的高温钎焊连接方法
JP6532182B2 (ja) * 2013-08-06 2019-06-19 日立金属株式会社 Ｎｉ基合金、ガスタービン燃焼器用Ｎｉ基合金、ガスタービン燃焼器用部材、ライナー用部材、トランジッションピース用部材、ライナー、トランジッションピース

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2014015666A (ja) * 2012-07-10 2014-01-30 Hitachi Ltd 発電用ガスタービン翼への遮熱コーティング、及びそれを用いた発電用ガスタービン

Also Published As

Publication number Publication date
CN109415977B (zh) 2021-05-07
JP6739309B2 (ja) 2020-08-12
US20190234220A1 (en) 2019-08-01
DE112017005101T5 (de) 2019-08-01
KR20190022804A (ko) 2019-03-06
CN109415977A (zh) 2019-03-01
WO2018066392A1 (ja) 2018-04-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8235275B1 (en) Braze foil for high-temperature brazing and methods for repairing or producing components using a braze foil
US8881965B2 (en) Braze alloy for high-temperature brazing and methods for repairing or producing components using a braze alloy
US20100000976A1 (en) Process for Repairing a Component Comprising a Directional Microstructure by Setting a Temperature Gradient During the Laser Heat Action, and a Component Produced by Such a Process
WO2018066644A1 (ja) タービン翼の製造方法
JP5850850B2 (ja) レーザ充填および適度なｈｉｐ圧縮成形によるチタンブレードの修理方法
US20090014421A1 (en) Weld Repair Method for a Turbine Bucket Tip
JP2009540173A (ja) タービンまたはエンジン部材を生成または補修する方法、および部材、すなわち、タービンまたはエンジン部材
CA3035696A1 (en) Method for generating a component by a powder-bed-based additive manufacturing method and powder for use in such a method
RU2627088C2 (ru) Способ сварки и наплавки металлических деталей из алюминия способом дуговой сварки металлическим электродом в среде инертного газа с импульсным током и импульсной подачей проволоки
JP2011136344A (ja) ガスタービン部材の補修方法及びガスタービン部材
JP7082210B2 (ja) 焼結ワイヤの現場製造及び供給による付加製造又は修復のための方法及びシステム
JPH11156559A (ja) 硬化可能なニッケルベース合金を溶接する方法
CN109477431B (zh) 涡轮叶片的制造方法
US6991150B2 (en) Method of build up welding to thin-walled portion
JP2006144061A (ja) 遮熱コーティング部材およびその形成方法
JP6739309B2 (ja) タービン翼の製造方法
JP2015001163A (ja) 使用済みジェットエンジンに係る部品の補修方法
US20090113706A1 (en) Craze crack repair of combustor liners
JP2006016671A (ja) Ｎｉ基合金部材とその製造法及びタービンエンジン部品並びに溶接材料とその製造法
US20060144477A1 (en) Method for the production of a part having improved weldability and/or mechanical processability from an alloy
JP2013147717A (ja) モールド鋳型の補修方法
US20220281041A1 (en) Electron-beam welding of nickel-based superalloys, and device
US11504774B2 (en) Manufacturing method for hard-to-weld materials
RU2556175C1 (ru) Способ восстановления профиля пера лопатки газотурбинного двигателя
US20110171394A1 (en) Method of making a combustion turbine component using thermally sprayed transient liquid phase forming layer

Legal Events

Date Code Title Description
A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20190625

A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20190625

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20200414

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20200608

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20200623

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20200721

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 6739309

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150