JP2949605B2 - 合金被覆ガスタービン翼及びその製造方法 - Google Patents
合金被覆ガスタービン翼及びその製造方法Info
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Description
耐食性に優れた合金被覆ガスタービン翼及びその製造方
法更にそのガスタービン翼を備えたガスタービンに関す
る。
を目的として燃焼ガス温度が高くなってきており、その
結果、高温の燃焼ガスに曝されるタービン静翼・動翼の
高温耐久性の向上が強く要望されている。高温耐久性と
して特に燃料中のS、燃焼用空気中のNa、K等によっ
て引きおこされる高温腐食に耐する耐久性が必要とな
る。このような高温腐食を防止する対策として高温耐食
性に優れた合金を被覆する方法が通常行なわれている。
また、燃焼ガス温度の高温化に伴う翼基材のメタル温度
も当然高くなってくるが、耐熱材料の高温強度にも限界
があるため、翼の冷却技術の進歩も著しい。その結果、
翼は中空構造の薄肉厚の耐熱合金で構成されるようにな
り、高温腐食による翼の肉厚の低減は翼の高温信頼性を
著しく損うことになる。また、翼の冷却方法としてリタ
ーンフロー、インピンジ等の手法を用いることにより、
翼基材のメタル温度を低くしているのであるが、複雑な
冷却方法を用いるが故に翼全体の均一冷却が難しくなり
温度分布をもつことが多くなる。
び被覆方法が提案されている。最も多い方法としては、
Co又はNi及びそれらを組み合わせた合金にCr、A
lを添加し、更にY及びその他の希土類元素を添加した
合金(以下、MCrAlX合金と称す。MはFe,N
i,Co、XはY及びその他の希土類元素である。)被
覆を設けたものがある。このようなMCrAlX合金被
覆を設けたタービン翼では、高温腐食環境下に曝された
場合、Ni或いはCoの硫化反応より、Cr、Alの酸
化反応が優先し、Cr、Alの酸化物が形成される。N
i或いはCoの硫化物は低融点の化合物であり、液相と
なり易く、反応が促進され減肉が大きくなる。一方、C
r、Alの酸化物は融点が高く液相とならないため、硫
化物に比べ酸化物の形成反応速度は遅く、減肉の程度は
少なくなる。すなわち、MCrAlX合金被覆は耐熱合
金に比べCr、Alの含有量が多いため、高温腐食環境
下でCr、Alの酸化が生じ、減肉が少なく高温耐食性
に優れることになる。
れたMCrAlX合金被覆として、Cr、Alを多く含
有した合金が必要となる。しかし、MCrAlX合金被
覆でCr、Alの含有量を多くした場合、合金被覆材の
靭性が低下し、クラック等の損傷が生じ易くなる。被覆
層にクラックが生じた場合、そのクラックが起点となり
翼基材まで進展し、薄肉で構成される翼の破損になる。
このような、燃焼ガス温度の高温化に伴う高温腐食環境
条件の悪化と、翼構造の変化に対応するため、燃焼ガス
温度の低いタービンの翼(この場合、冷却無しか、ある
いは、冷却構造が簡単で翼肉厚が厚い)に比べ高温耐食
被覆に種々の改良が提案されている。例えば U.S.PAT40
80486, U.S.PAT4246323, U.S.PAT4326011で公開され
ている技術として、MCrAlX合金被覆の表面部分近
傍のAl、Cr、Si等の含有量を増加させるものがあ
る。この方法としては拡散浸透が主である。これらの方
法ではAl、Cr、Si等の含有量の多い表面層を形成
することにより、MCrAlX合金被覆の高温耐食性を
向上させることが可能になると提案されている。また、
合金被覆の下部のAl、Cr、Siの含有量は表面部近
傍に比べ少ないので、下部の靭性の低下は無いので表面
部でクラックが生じた際もその進展は下部で止まると予
想されている。
知のMCrAlX合金被覆の耐食性の改良技術は、いず
れも単一組成のMCrAlX合金被覆の表面部のみを改
質したものであり、本発明者らの検討結果、燃焼ガス温
度の高いガスタービン翼として必ずしも十分なものでな
いことが判明した。
被覆の公知技術の検討結果にもとずき、高温での耐久性
に優れたガスタービン翼及びその製造方法更にそのガス
タービン翼を有したガスタービンを提供することにあ
る。
rAlX合金被覆層及びその表面部のAl、Cr含有量
を多くした被覆層について高温腐食試験を行ない、燃焼
ガス温度の高い高温ガスタービン翼用の耐食被覆層とし
て、種々の目的及び作用を有した多層の被覆層を設けた
ものが優れていることを見い出した。
する上で有効な元素であるAlに注目し、種々の組成の
MCrAlX合金被覆層の表面部のAl含有量を増加さ
せ高温腐食試験を実施し以下の知見を得た。すなわち、
MCrAlX合金被覆層でMがCo及びCoを含むNi
の場合、表面部のAl含有量を増加させた被覆層では、
Al含有量を増加させない場合の被覆層に比べ高温耐食
性が低下するという現象が確認できた。一方、MがNi
のMCrAlX合金被覆層では、表面部のAl含有量を
増加させることにより、Al含有量を増加させない場合
に比べ耐食性は著しく向上した。一方、MCrAlX合
金被覆層についてMの種類による耐食性の比較結果で
は、MがCo、又はCoとNiの被覆層の耐食性が優れ
ていたが、MがNiの場合、その耐食性は著しく低いも
のであった。これらの結果を比較した場合、同一試験条
件では、 MがNiのMCrAlX合金被覆層の表面
のAl含有量を増加させた被覆層、 MがCo又はC
oとNiのMCrAlX合金被覆層、 MがCo又は
CoとNiのMCrAlX合金被覆層の表面のAl含有
量を増加させた被覆層、 MがNiのMCrAlX合
金被覆層の順であった。このような結果の理由として
は、Ni−Cr−AlとCo−Cr−Alの三元状態図
からCo−Cr−Al系ではマトリックスとなるα相
(Co)中のβ相(CoAl)の固溶限が少なく、Al
の増加でβ相が容易に析出するのに対し、Ni−Cr−
Al系ではマトリックスとなるγ相(Ni)中のβ相
(NiAl)の固溶限が大きく、Alの増加でもβ相が
析出し難いことが考えられる。すなわち、MがCo又は
CoとNiのMCrAlX合金被覆層では表面部のAl
含有量を増加させることによりβ相が多量に析出し、そ
れらの析出相が集合して大きなものになる。一方、Mが
NiのMCrAlX合金被覆層では表面部のAl含有量
を増加させてもβ相が析出し難く、析出してもその量が
少ないため大きな析出相にまで成長しない。
びマトリックスとなる部分のAl含有量の差で、高温耐
食性に違いが生じたと推察される。すなわち、MがCo
又はCoとNiのMCrAlX合金被覆層では表面部の
Al含有量を増加させることは、耐食性の向上の点から
大きな問題となる。一方、MがNiのMCrAlY合金
被覆層は表面部のAl含有量を増加させた場合、マトリ
ックス中のAl量が増加し、かつ、析出相も少ないた
め、耐食性が最も優れた被覆層になる。しかし、Al含
有量を増加させた部分の靭性は低下する。その結果特に
高温ガスタービン用の薄肉の複雑空冷翼ではガスタービ
ンの起動・停止の際の熱応力により靭性の低下した被覆
層でクラックが生じる。高温腐食はこのようなクラック
を通じて、その下部層まで進行する。従って、表面部の
Al含有量を増加したNiCrAlX合金被覆層におい
て、Al含有量を増加した部分の下部の合金被覆層の耐
食性も重要な要因となる。
にもとずき、高温腐食条件が厳しく、かつ、熱応力が大
きい、高温ガスタービン用の薄肉の中空構造複雑冷却翼
に対する、高温耐食性及び高温信頼性に優れた被覆層と
して、翼基材と接する部分に、Co又はCoとNiを主
成分とするMCrAlX合金被覆層を設け、その上にN
iを主成分とするMCrAlX合金被覆層を設け、か
つ、Niを主成分とするMCrAlX合金被覆のAl含
有量が最外表面部で多く内部方向になるに従って連続的
に減少している構成の被覆層を見い出した。
面に高温耐食性及び耐酸化性に富む被覆層を設けたガス
タービン翼において、前記被覆層は、基材と接する部分
にCoを主成分としCr、Alを含み、更にY及び/又
はTa,Zr,Ceのいずれか1つ若しくはその組合せ
から成る下部合金被覆層と、その下部合金被覆層の上に
Niを主成分とし、Cr、Alを含み、更にY及び/又
はTa,Zr,Ceのいずれか1つ若しくはその組合せ
から成る上部合金被覆層との2層を備え、前記上部合金
被覆層のAl含有量が最外表面部で大きく内側で連続的
に減少して拡散されていることを特徴とするものであ
る。
高温耐食性及び耐酸化性に富む被覆層を設けたガスター
ビン翼において、前記被覆層は、基材と接する部分にC
o−Niを主成分としCr、Alを含み、更にY及び/
又はTa,Zr,Ceのいずれか1つ若しくはその組合
せから成る下部合金被覆層と、その下部合金被覆層の上
にNiを主成分とし、Cr、Alを含み、更にY及び/
又はTa,Zr,Ceのいずれか1つ若しくはその組合
せから成る上部合金被覆層との2層を備え、前記上部合
金被覆層のAl含有量が最外表面部で大きく内側で連続
的に減少して拡散されていることを特徴とするものであ
る。
部合金被覆層はCr;10〜30wt%、Al;5〜1
5wt%、Y;0.1〜1.5wt%、残部Co及び不
可避的不純物よりなり、上部合金被覆層はCr;10〜
30wt%、Al;5〜15wt%、Y;0.1〜1.
5wt%、残部Ni及び不可避的不純物よりなるもの、
又は、下部合金被覆層はCr;10〜30wt%、A
l;5〜15wt%、Y;0.1〜1.5wt%、残部
Co−Niでその比Co/Niが0.5以上のもの及び
不可避的不純物よりなり、上部合金被覆層はCr;10
〜30wt%、Al;5〜15wt%、Y;0.1〜
1.5wt%、残部Ni及び不可避的不純物よりなるも
のがよい。また、上部合金被覆層中に拡散されているA
lの最大濃度は、15〜25%であるものがよい。ま
た、上部合金被覆層中に拡散されているAlは、最外表
面部から下部合金被覆層に接する部分まで連続的に減少
しているもの、又は、最外表面部から徐々に減少し、下
部合金被覆層に接する手前部分ではほぼ一定値に成って
いるものがよい。また、下部合金被覆層の厚さが25〜
200μm、上部合金被覆層の厚さが25〜200μm
であるものがよい。
て、Alが拡散されている前記2層の合金被覆層は、少
なくとも翼面全面及びプラットフォーム部に設けられて
いるものがよい。ここで、翼先端部分の基材表面にAl
が拡散されて基材表面近傍のAl含有量が多く形成され
ているものは更によい。また、Alが拡散されている前
記2層の合金被覆層は、少なくとも翼面全面及び燃焼ガ
スに曝されるガスパス部の表面に設けられているものが
よい。
高温耐食性及び耐酸化性に富む被覆層を設けた合金被覆
ガスタービン翼の製造方法において、基材表面にCo又
はCo−Niを主成分とし、Cr、Alを含み、更にY
及び/又はTa,Zr,Ceのいずれか1つ若しくはそ
の組合せから成る下部合金被覆層を形成する工程と、そ
の下部合金被覆層の表面に、Niを主成分とし、Cr、
Alを含み、更にY及び希土類元素から成る合金被覆層
を形成する工程と、前記Niを主成分とし、Cr、Al
を含み、更にY及び/又はTa,Zr,Ceのいずれか
1つ若しくはその組合せから成る上部合金被覆層を形成
する工程と、上部合金被覆層にAlを拡散浸透させる工
程とを含むことを特徴とするものである。
ビンディスクにダブティル部が固定された単段又は複数
段のタービンブレードと、前記ブレードに対応して設け
られたタービンノズルとを備えたガスタービンにおい
て、前記のいずれかの合金被覆ガスタービン翼を備えて
いることを特徴とするものである。
面部のAl含有量が大きく、内部方向で連続的に減少し
ているNiを主成分とするMCrAlX合金より成る上
部合金被覆層は、過酷な高温腐食環境からタービン翼を
保護する作用を有しており、Al含有量が連続的に変化
しているのは、薄肉構造の空冷タービン翼で生じる翼基
材の熱応力により、Niを主成分とするMCrAlX合
金皮膜層にクラック等の損傷が生じ難くしている。Al
含有量を大きくしたMCrAlY合金被覆では、Al含
有量の増加とともに靭性が損なわれていくため、Al含
有量の大きい部分と小さい部分とが不連続、特にAl含
有量が急激に変化している場合、熱応力によりAl含有
量の大きい部分にクラックが生じ易くなる。しかしなが
ら、高い燃焼ガス温度に曝されるタービン翼では、熱応
力が生じるタービンの起動・停止をくり返すことによ
り、上記のような被覆層を設けたタービン翼でも、被覆
層中にクラックが生じ易くなる。
にNiを主成分とするMCrAlX合金被覆層に比べ高
温耐食性に優れたCo又はCoとNiを主成分とするM
CrAlX合金より成る下部合金被覆層を設けた構造に
なっている。ここで、Co又はCoとNiを主成分とす
るMCrAlX合金被覆層は、高温腐食を模擬した試験
の結果、Niを主成分としたMCrAlX合金被覆層に
比べ高温耐食性に優れている。
スタービン翼では、ガスタービンの起動・停止によって
生じる熱応力によって、高温耐食性には優れるが靭性の
点で問題のあるAl含有量を大きくしたNiを主成分と
するMCrAlX合金被覆層にクラックが生じた場合で
も、その下部にNiを主成分とするMCrAlX合金被
覆層に比べ高温耐食性に優れたCo又はCoとNiを主
成分とするMCrAlX合金被覆層が存在する構造にな
っているため、公知の被覆層(例えば U.S.PAT408048
6)を設けたガスタービン翼に比べ高温腐食に対して信
頼性の高いタービン翼となる。このように本発明の特徴
は、燃焼ガス温度の高いガスタービン用の翼(翼基材の
メタル温度を低くするため、翼構造が中空薄肉である)
で信頼性向上の点で考慮すべき低品位燃料に対応できう
る高温耐食性、更に、起動・停止の際に生じる熱応力に
よる被覆層のクラックに対して十分対処しうる被覆層を
設けたガスタービン翼及びそのようなタービン翼を設け
たガスタービンを提供することである。
CoNiCrAlY合金被覆の成分組成及びその上に設
けられるNiCrAlY合金被覆の成分組成について次
に説明する。Cr,Alの各元素は高温耐食性を維持す
る元素で、Crが10wt%以下、Alが5wt%以下
では耐食性の低下が生ずる。又、Crが30wt%以
上、Alが15%以上では金属間化合物NiAl、Co
Al等のβ相の析出量が大となり、靭性が低下する。C
rはβ相の析出を促進する。Yに関しても上記と同様
で、特に1.5wt%以上では粒界にY2O3が析出し、
靭性を損なう。CoCrAlY合金被覆の場合は不純物
としてNiを含んでいる。また、CoNiCrAlY合
金被覆の場合はCo/Niが0.5以下ではNiが大部
分の合金組成となり、耐食性が低下する。NiCrAl
Y合金被覆の場合は不純物としてCoを含んでいる。
尚、前記各合金被覆の成分として前記Yを基本として、
その他にTa,Zr,Ce等のいずれか1つ若しくは組
合せで、総量5wt%以下添加することにより、高温耐
食性がより向上する。
明する。Al拡散層中での最大Al濃度の値としては1
5〜25%の範囲内が有効である。10%ではAl拡散
の効果が顕著に現れず耐食性が悪い。30%ではNiA
lの析出量が多くなり、やはり耐食性に劣る。15〜2
5%ではNiAlの析出量も多くなく、高温腐食に曝さ
れる被覆層の表面部のAlの高濃度化の効果が発揮さ
れ、特に高温条件(900℃以上)での被覆層の耐食性
の向上が図れる。
C;0.1〜0.2%、 Co;8〜11%、Cr;1
0〜25%、Al;1.5〜5%、Ti;1〜7%、
W;1〜10%、Ni;55%以上の成分組成から成る
Ni基合金鋳物であり、その他に5%以下のTa,M
o,Nb,Hf,Zr,Reの1種以上を含むことがで
きる。
C;0.2〜0.5%、Ni;5〜15%、Si;2%
以下、Mn;2%以下、Cr;25〜35%、W;3〜
10%、B;0.003〜0.03%、Co;45%以
上の成分組成から成るCo基鋳造合金であり、その他に
Ti,Nb,Zr,Hf,Taの1種以上を1%以下含
むことができる。
(Rene´−80:Ni−9.5Co−14Cr−3
Al−4W−4Mo−5Ti−0.17C)を試験片基
材とし、その表面に本発明の被覆層を設けたものを作製
した。試験片形状及び寸法は、直径9×50mmの丸棒
及び直径9×80mmで、中心部に直径5mmの穴を有
した中空パイプである。先ず試験片を脱脂、洗浄した
後、Al2O3製グリッド(粒径100〜150μm)を
用いて、5Kg/cm2の圧力の圧縮空気によって表面
を粒面化するブラスチング処理を行なった。
よりCo−32%Ni−21%Cr−8%Al−1%Y
の組成から成る下部合金被覆層を設けた。その厚さは7
5μmである。その下部合金被覆層の形成条件は、Ar
−7%Hzプラズマを用い、プラズマ出力50KW、溶
射距離250mm、溶射時の雰囲気圧力50Torr、
粉末供給量50g/min、溶射中の試験片温度650
℃である。
金被覆層の上に、同様の方法でNi−20%Cr−8%
Al−0.5%Y合金より成る上部合金被覆層を設け
た。その厚さは75μmである。その上部合金被覆層の
形成条件はCoNiCrAlY合金被覆層と同様であ
る。
面に、CoNiCrAlY合金被覆層/NiCrAlY
合金被覆層を設けた二層構造の被覆層から成る試験片を
用い、Al拡散処理を実施し、NiCrAlY合金被覆
層の表面部のAl含有量を大きくする処理を行なった。
その処理方法は、4%Al+1.5%NH4Cl−残Al
2O3からなる混合粉末中に試験片を埋め込み、Ar雰囲
気中で750℃、4h加熱するものである。しかる後、
混合粉末中から試験片を取り出し表面付着物を除去した
後、真空中で1060℃、4hの加熱処理を行なった。
観察結果の模式図、及び、EPMAによる断面のCo、
Ni、Cr、Alの分析結果を図1(a)、(b)に示
す。基材3の表面に下部合金被覆層2が設けられ、その
上に上部合金被覆層1が設けられている。本発明の2層
構造の被覆層では図1で明らかなようにNiCrAlY
上部合金被覆層1の表面部のAl含有量が最も大きく内
部になるに従って減少している。EPMAの分析結果か
ら作製した本発明のAl拡散層での最大Al濃度は15
%であった。なお、本発明において、Al拡散層の最大
Al濃度は重要であり、その制御は処理に用いるAl−
NH4Cl−Al2O3の混合粉末の組成比、処理温度、処
理時間によって実現できる。
粉末中のAl含有量の増加、処理温度の高温化、処理時
間の長時間化がある。小さくする方法としてはその逆で
ある。本実施例では混合粉末中のAl含有量によって制
御した。すなわち、 10%Al+1.0%NH4Cl+残Al2O3の混合粉末
を用いた処理(処理No.A)、 15%Al+1.0%NH4Cl+残Al2O3(処理N
o.B)、 23%Al+0.5%NH4Cl+残Al2O3(処理N
o.C)、 2%Al+1.0%NH4Cl+残Al2O3(処理No.
D) のそれぞれの処理を行なった。いずれも処理温度750
℃、処理時間4hである。EPMAの分析結果、Al拡
散層の最大Al濃度はA、B、C、Dの各処理条件の試
験片で、20、25、30、10%であった。そして、
NiCrAlY合金被覆層と基材との間にCoNiCr
AlY合金被覆層がある。
被覆層も作製した。作製方法及びその条件は本発明の被
覆層の一部を形成するのと同様であり、Co−20%C
r−8%Al−1%Y合金粉末、あるいは、Ni−20
%Cr−8%Al−0.5%Y合金粉末を用いた。これ
らのそれぞれの単一組成の合金被覆層(厚さ100μ
m)を形成した後、本発明の被覆層の一部を形成するの
と同様のAl拡散処理にて、それぞれの被覆層の表面の
Al含有量を大きくした。図2(a)〜(c)はこのよ
うな公知の被覆層を設けたNi基耐熱合金の断面組織観
察結果の模式図及び、EPMAによる断面のCo、N
i、Cr、Alの分析結果を示す。図において、5は基
材3の表面に設けられた単一層からなる合金被覆層を示
す。分析結果から求めたAl拡散層の最大Al濃度は、
15、20、25%のそれぞれの値であった。
lX合金被覆層を設けた試験片も作製した。比較材は下
部被覆層としてCoNiCrAlY、上部被覆層として
NiCrAlY、CoCrAlYから成るもの、及び単
一組成のMCrAlY合金被覆層から成るもので、その
作製法は本実施例のMCrAlY合金被覆層を形成する
方法と同様の減圧雰囲気中プラズマ溶射法で、溶射条件
も上記の本発明の実施例と同様である。被覆層の厚さも
二層構造ではおのおの75μm、一層構造では100μ
mである。表1に本発明の被覆層及び比較の為の被覆層
を設けた試験片を示す。
験片を用いて図3に示すバーナリグ高温腐食試験装置で
被覆層の高温耐食性を評価した。試験は燃料として軽油
(S含有量0.4%)を用い、燃焼炎中に高温腐食を生
じせしめるNaClを添加した。添加方法はNaCl水
溶液を燃焼炎中に投入する方法で、燃焼炎中の添加量は
200ppmである。燃焼炎中に設けた試験片には熱電
対を取付け試験片温度を測定した。試験後、試験片に付
着した付着物を除去し、試験前の重量測定値と比較し、
重量損失量を評価した。また、重量損失量に大差が無い
場合、試験片の断面組織観察を行ない、被覆層の表層部
の損傷の有無を調べた。表2は高温腐食試験による重量
損失量の測定結果、表3は断面組織観察による被覆層の
表層部の損傷の有無を示す。
試験結果(表2、表3)から、本発明の被覆層(No.
2〜No.4)及びNo.6〜8の公知の被覆層では重
量減量も全くなく、断面組織も健全であった。一方、N
o.25〜27に示すCoCrAlY合金被覆層にAl
拡散層を設けた場合、その耐食性は悪く、高温試験では
基材の一部にまで高温腐食が生じていた。またNo.
1、No.5の場合、Al拡散層のAl濃度が最適でな
いため、本発明の被覆層に比べ高温での耐食性が低下し
ていた。その他、No.9〜No.24の被覆層ではい
ずれも900℃以上の高温試験で重量減少、断面組織の
損傷が生じており、特に1000℃では顕著であった。
5〜15%のCoを主成分とするMCrAlY合金、及
びCr量が10〜30%、Al量が5〜15%でCo/
Niが0.5以上のCoNiCrAlY合金では900
℃での耐食性はその他の成分のMCrAlY合金に比べ
て優れていた。従って本発明の実施例では、下部被覆層
としてCo−32%Ni−21%Cr−8%Al−0.
5%Y合金を用いたが、本発明の下部被覆層として上記
組成範囲のCoCrAlY、CoNiCrAlY合金を
用いても本実施例と同様の耐食性が得られる。また、上
部被覆層としても上記組成範囲のNiCrAlY合金を
用いることにより、本実施例と同様の耐食性が得られ
る。このような評価法は実機のガスタービン翼の曝され
る高温腐食を模擬したものであるが、ガスタービンの起
動・停止によって生じる熱応力の影響は対象となってい
ない。
用いて、熱応力と、高温腐食が相乗したガスタービン翼
の実環境を模擬した評価を実施した。本法は加熱源とし
てAr−7%Hzガスのプラズマジェットを用い、中空
試験片の内部を圧縮空気によって空冷する方式である。
プラズマジェットの出力は40KWで、加熱距離は10
0mmで、プラズマジェット中にSO2ガス及びNaC
lを添加した。またプラズマジェットによる加熱を10
min.、プラズマジェットを発生させるプラズマガン
を移動させ、空冷のみを行なう冷却工程を1min.繰
り返すサイクル試験とした。その結果、SO2ガス及び
NaClにより試験片表面にNa2SO4溶融塩が形成さ
れ、実機条件を加速した高温腐食条件下になるととも
に、ガスタービン翼の熱的条件(熱流束1MW/m2、
加熱時の基材温度950℃、冷却時の基材温度(250
℃)となり、加熱、冷却のくり返しによってガスタービ
ンの起動・停止をほぼ模擬した熱応力条件にもなる。
(No.2〜4)とNo.6〜8,11,21の公知の
被覆層を設けたそれぞれの試験片を用いて評価した。試
験のサイクル数は1500回である。表4は試験後の外
観観察及び断面組織の観察結果を示す。
観察では高温腐食による損傷は全く認められず、断面組
織観察の結果、表層部のAl含有量の大きいNiCrA
lY合金被覆層の表面に厚さ方向に多数のクラックが生
じており、そのクラック先端部のNiCrAlY合金被
覆層に高温腐食に起因する損傷(EPMAの結果、損傷
部にはCr2O3及びAl2O3が認められる)が認められ
た。しかし、その下部層のCoNiCrAlY合金被覆
層は高温腐食による損傷は全く認められず健全で、当然
ながら基材の損傷も無かった。一方、No.6〜8の表
面部のAl含有量を大きくしたNiCrAlY合金被覆
層では、表面部のAl含有量を大きくした部分にクラッ
クが生じており、そのクラック先端部で高温腐食による
損傷が生じていた。そして、一部では高温腐食による損
傷は基材まで達しており、基材の損傷部ではEPMAの
結果、Cr2O3、Al2O3、NiSが認められた。ま
た、No.11,21の被覆層ではクラックの発生はほ
とんど認められないが表面部から内部に向って高温腐食
による損傷が認められ、損傷は基材との境界部にまで達
しており、一部では高温腐食による基材の損傷も認めら
れた。
従来の被覆層に比べガスタービン翼を模擬した、熱応力
場と高温腐食が相乗した過酷な環境下でも信頼性の優れ
たものであることが明らかになった。
図5はガスタービン翼の外観図で、その内部は空冷用の
冷却通路、冷却効率を上げるタービレンスプロモータ、
ピンフィンを有したもので、翼は薄肉の中空構造であ
る。翼基材はNi基耐熱合金(Rene´−80製)
で、前述と同様の材料、方法により本発明の被覆層を形
成した。本発明の被覆層を設けた部分は翼面31及び高
温燃焼ガスに曝されるプラットフォーム32部である。
このようなガスタービン翼を実機ガスタービン動翼に用
いた結果、表1中のNo.8あるいはNo.21の従来
の被覆層を設けたものに比べ、高温腐食に対する耐久性
は3〜4倍であった。
1と同様の方法でCoNiCrAlYと、NiCrAl
Yの二層積層構造の被覆層を形成した。その条件等も実
施例1と同様である。しかる後、NiCrAlY合金被
覆層の表面部のAl含有量を大きくする処理を行なっ
た。処理法は実施例1と同様であるが、800℃のAr
雰囲気中で加熱時間を4hとした。しかる後、混合粉末
中から試験片を取り出し表面付着物を除去した後、真空
中で1060℃、4hの加熱処理を行なった。
観察結果の模式図、及び、EPMAによる断面のCo、
Ni、Cr、Alの分析結果を図6に示す。この場合の
本発明の被覆層では被覆層の表面部のAl含有量を大き
くした部分はNiCrAlY合金被覆層の全体になって
おり、Al含有量は表面が最大で内部になるに従って少
なくなっている。この場合、Ar雰囲気中でのAl拡散
処理後の上部被覆層中での最大Al濃度は18%であっ
たが、真空中での前記加熱処理後では最大Al濃度は1
2%になっていた。このような本発明の被覆層は実施例
1と同様の図4に示した高温腐食と熱応力とを相乗した
試験の結果、実施例1と同等の結果が得られ、実機ガス
タービン翼を模擬した条件下で優れた耐久性を有してい
た。
M247:Ni−8.4Cr−0.5Mo−9.5W−
5.5Al−0.7Ti−3.2Ta−10.1Co−
1.5Hf)及び、単結晶材(CMSX−4:Ni−
6.6Cr−0.6Mo−6.4W−3Re−5.6A
l−1.0Ti−6.5Ta−9.6Co−0.1H
f)を試験片基材として本発明の被覆層を作製した。こ
のようにして作製した本発明の被覆層について実施例1
に示した図4の試験装置により高温腐食と熱応力とを相
乗した耐久性評価を実施した。その結果、いずれの材料
を試験片基材とした場合とも、実施例1の本発明の被覆
層と同等の耐久性を示した。
本発明のガスタービン翼を作製した。被覆層の形成方法
として、先ず、ガスタービン翼の翼面腹側にのみCo−
32%Ni−21%Cr−8%Al−0.5%Y合金被
覆層を75μm厚さ形成し、しかる後、翼面腹側も含め
翼面全体及び燃焼ガスに曝されるプラットフォーム部に
Ni−20%Cr−8%Al−0.5%Y合金被覆層を
75μm厚さ形成した。その後、翼面全体及びプラット
フォーム部の合金被覆層の表面部のAl含有量を大きく
する処理を実施した。更にその後、真空中で1060
℃、4hの加熱処理を行なった。これらの一連の処理条
件は実施例1と同様である。本実施例では、ガスタービ
ン翼の腹側面にのみ本発明の被覆層が形成されている。
このような表面被覆層を設けたガスタービン翼は、翼の
腹側面の耐久性を向上させたものである。ガスタービン
翼では、翼の背側面に比べ腹側面の高温腐食、熱応力が
厳しくなる場合有効である。実施例1と同様に、実機ガ
スタービン動翼として用いた結果、表1中のNo.3、
あるいはNo.6の従来の被覆層を設けたものに比べ、
翼腹側の高温腐食に対する耐久性は3〜4倍であった。
本発明のガスタービン翼を作製した。被覆層の形成方法
として、先ず、ガスタービンの翼背側にCo−32%N
i−21%Cr−8%Al−0.5%Y合金被覆層を1
50μm形成し、翼腹側に同じ成分の合金被覆層を75
μm形成し、更に翼腹側ではその上にNi−20%Cr
−8%Al−0.5%Y合金被覆層を75μm形成し
た。なお、プラットフォーム部はCo−32%Ni−2
1%Cr−8%Al−0.5%Y合金被覆層を100μ
m形成した。これら各種の被覆層の形成方法、条件は実
施例1と同様である。しかる後、翼腹面のみにAl拡散
処理を実施した。なお、その方法、条件も実施例1と同
様である。この場合、Al拡散処理の前に翼背面、プラ
ットフォーム部には有機バインダーを含むAl2O3を塗
布し、この部分をマスキングすることによりAl拡散が
生じないようにした。Al拡散処理後、ホーニング処理
(ホーニング剤Al2O3、粒子径50〜200μm、空
気圧3Kg/cm2)にてマスキング材を除去し、しか
る後、実施例1と同様の真空中加熱処理を実施した。
温腐食、熱応力が厳しくなる場合有効となる。実施例1
と同様に、実機ガスタービン動翼として用いた結果、実
施例4と同様に翼腹側の高温腐食に対する耐久性は従来
の被覆層を設けたものに比べ3〜4倍であった。
−80製)を用いて本発明のガスタービン翼を作製し
た。被覆層の形成方法として、実施例1と同様の被覆材
を用いて、同様の方法、条件にて、図7に示す翼面31
全面及び燃焼ガスに曝されるプラットフォーム32部の
表面にCoNiCrAlY/NiCrAlYの二層積層
構造の被覆層を形成した。しかる後、翼面31前面及び
プラットフォーム32部の表面に実施例1と同様の方法
にて、被覆層の表面近傍のAl含有量を大きくするとと
もに、図8に示した翼先端部分33a,33b,33c
の基材表面のそれぞれの部分のAl含有量を大きくし
た。
しく、かつ、冷却ガスが流れ基材温度が他の部分に比べ
低い図8中の翼先端部分33a,33b,33cについ
ては、Ni基超合金の表面近傍のAl含有量を大きく
し、かつ、基材温度が高い翼面前面31及びプラットフ
ォーム32部には表面のAl含有量を大きくした合金被
覆層を形成した本発明のガスタービン翼が作製できた。
この本発明のガスタービン翼では、実機で使用した場
合、翼先端部分からの高温腐食も防止でき、高温耐久性
に優れたガスタービン翼となる。
19.5%Co−22.5%Cr−2.0%Al−2.
0%W−1.0%Nb−1.4%Ta−3.7%Ti−
0.1%Zr−0.15%C−残Ni)を用いて本発明
のガスタービン翼を作製した。実施例1と同様の被覆材
を用いて、同様の方法、条件にて図9に示す翼面41全
面及び燃焼ガスに曝されるガスパス部42の表面に本発
明の被覆層を形成したガスタービン翼を作製した。
機に用いた結果、表1中のNo.8あるいはNo.21
の従来の被覆層を設けたものに比べ、高温腐食に対する
耐久性は3〜4倍であった。また図9に示す形状のター
ビン翼(IN−939製)において、実施例4あるいは
実施例5の方法と同様に本発明の被覆層を形成したガス
タービン翼を作製した。これらの本発明のガスタービン
翼を実機に用いた結果、上記と同様の優れた高温耐久性
が得られた。
面図である。本実施例におけるタービンディスク121
は2段有しており、ガス流の上流側より初段及び2段目
には中心孔122が設けられている。更に本実施例では
コンプレッサディスク123のガス流の下流側での最終
段、ディスタントピース124、タービンスペーサ12
5、タービンスタッキングボルト126、及びコンプレ
ッサスタッキングボルト127に12%Cr全マルテン
サイト系耐熱鋼を用いたものである。その他2段目のタ
ービンブレード120、タービンノズル128、燃焼機
129のライナ130、コンプレッサブレード131、
コンプレッサノズル132、ダイヤフラム133及びシ
ュラウド134を備えている。135はタービンスタブ
シャフト、136はコンプレッサスタブシャフトを示
す。タービンブレード120及びタービンノズル128
に前記本発明に係る被覆層が形成されている。これによ
り、高効率発電用ガスタービンシステムが可能になる。
相乗した環境下で使用されるガスタービン翼の耐久性向
上、長寿命化に大きく貢献する。特に、発電効率の高い
ガスタービンでは、燃焼ガス温度が高くなり、その結
果、翼基材の温度を耐熱合金の耐熱温度にするため翼の
冷却が必須となる。従って、翼の構造は中空の薄肉とな
り、高温腐食による基材の減肉が翼寿命を律速する。ま
た、このような構造の翼では、ガスタービンの起動・停
止に伴う熱応力が大きくなるが、本発明の被覆層は、熱
応力により被覆層にクラックが生じた際もその下部被覆
層によって高温耐食性が維持できる。上記のような点か
ら、本発明のガスタービン翼を用いることにより、高効
率発電用ガスタービンシステムが可能になる。
(b)はEPMAによるCo、Ni、Cr、Alの分析
結果を示す図である。
であり、(b)及び(c)はとEPMAによるCo、N
i、Cr、Alの分析結果を示す図である。
図である。
である。
(b)はEPMAによるCo、Ni、Cr、Alの分析
結果を示す図である。
である。
図である。
Claims (13)
- 【請求項1】 耐熱合金製の基材の表面に高温耐食性及
び耐酸化性に富む被覆層を設けたガスタービン翼におい
て、前記被覆層は、基材と接する部分にCoを主成分と
しCr、Alを含み、更にY及び/又はTa,Zr,C
eのいずれか1つ若しくはその組合せから成る下部合金
被覆層と、その下部合金被覆層の上にNiを主成分と
し、Cr、Alを含み、更にY及び/又はTa,Zr,
Ceのいずれか1つ若しくはその組合せから成る上部合
金被覆層との2層を備え、前記上部合金被覆層のAl含
有量が最外表面部で大きく内側で連続的に減少して拡散
されていることを特徴とする合金被覆ガスタービン翼。 - 【請求項2】 耐熱合金製の基材の表面に高温耐食性及
び耐酸化性に富む被覆層を設けたガスタービン翼におい
て、前記被覆層は、基材と接する部分にCo−Niを主
成分としCr、Alを含み、更にY及び/又はTa,Z
r,Ceのいずれか1つ若しくはその組合せから成る下
部合金被覆層と、その下部合金被覆層の上にNiを主成
分とし、Cr、Alを含み、更にY及び/又はTa,Z
r,Ceのいずれか1つ若しくはその組合せから成る上
部合金被覆層との2層を備え、前記上部合金被覆層のA
l含有量が最外表面部で大きく内側で連続的に減少して
拡散されていることを特徴とする合金被覆ガスタービン
翼。 - 【請求項3】 請求項1において、下部合金被覆層はC
r;10〜30wt%、Al;5〜15wt%、Y;
0.1〜1.5wt%、残部Co及び不可避的不純物よ
りなり、上部合金被覆層はCr;10〜30wt%、A
l;5〜15wt%、Y;0.1〜1.5wt%、残部
Ni及び不可避的不純物よりなることを特徴とする合金
被覆ガスタービン翼。 - 【請求項4】 請求項2において、下部合金被覆層はC
r;10〜30wt%、Al;5〜15wt%、Y;
0.1〜1.5wt%、残部Co−Niでその比Co/
Niが0.5以上のもの及び不可避的不純物よりなり、
上部合金被覆層はCr;10〜30wt%、Al;5〜
15wt%、Y;0.1〜1.5wt%、残部Ni及び
不可避的不純物よりなることを特徴とする合金被覆ガス
タービン翼。 - 【請求項5】 請求項1〜4のいずれかにおいて、上部
合金被覆層中に拡散されているAlの最大濃度は15〜
25%であることを特徴とする合金被覆ガスタービン
翼。 - 【請求項6】 請求項1〜5のいずれかにおいて、上部
合金被覆層中に拡散されているAlは、最外表面部から
下部合金被覆層に接する部分まで連続的に減少している
ことを特徴とする合金被覆ガスタービン翼。 - 【請求項7】 請求項1〜6のいずれかにおいて、上部
合金被覆層中に拡散されているAlは、最外表面部から
徐々に減少し、下部合金被覆層に接する手前部分ではほ
ぼ一定値に成っていることを特徴とする合金被覆ガスタ
ービン翼。 - 【請求項8】 請求項1〜7のいずれかにおいて、下部
合金被覆層の厚さが25〜200μm、上部合金被覆層
の厚さが25〜200μmであることを特徴とする合金
被覆ガスタービン翼。 - 【請求項9】 請求項1〜8のいずれかにおいて、Al
が拡散されている前記2層の合金被覆層は、少なくとも
翼面全面及びプラットフォーム部に設けられていること
を特徴とする合金被覆ガスタービン翼。 - 【請求項10】 請求項9において、翼先端部分の基材
表面にAlが拡散されて基材表面近傍のAl含有量が多
く形成されていることを特徴とする合金被覆ガスタービ
ン翼。 - 【請求項11】 請求項1〜8のいずれかにおいて、A
lが拡散されている前記2層の合金被覆層は、少なくと
も翼面全面及び燃焼ガスに曝されるガスパス部の表面に
設けられていることを特徴とする合金被覆ガスタービン
翼。 - 【請求項12】 耐熱合金製の基材の表面に高温耐食性
及び耐酸化性に富む被覆層を設けた合金被覆ガスタービ
ン翼の製造方法において、基材表面にCo又はCo−N
iを主成分とし、Cr、Alを含み、更にY及び/又は
Ta,Zr,Ceのいずれか1つ若しくはその組合せか
ら成る下部合金被覆層を形成する工程と、その下部合金
被覆層の表面に、Niを主成分とし、Cr、Alを含
み、更にY及び希土類元素から成る合金被覆層を形成す
る工程と、前記Niを主成分とし、Cr、Alを含み、
更にY及び/又はTa,Zr,Ceのいずれか1つ若し
くはその組合せから成る上部合金被覆層を形成する工程
と、上部合金被覆層にAlを拡散浸透させる工程とを含
むことを特徴とする合金被覆ガスタービン翼の製造方
法。 - 【請求項13】 圧縮機と、燃焼機と、タービンディス
クにダブティル部が固定された単段又は複数段のタービ
ンブレードと、前記ブレードに対応して設けられたター
ビンノズルとを備えたガスタービンにおいて、請求項1
〜11のいずれかに記載の合金被覆ガスタービン翼を備
えていることを特徴とするガスタービン。
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