JP3611607B2 - エンジン部品のクーリングホール再加工方法 - Google Patents
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- B23P2700/06—Cooling passages of turbine components, e.g. unblocking or preventing blocking of cooling passages of turbine components
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は、多数のクーリングホールが形成されたエンジン部品に耐熱用コーティングを施した後でクーリングホールの開口縁部を所定の寸法に再加工するためのエンジン部品のクーリングホール再加工方法（以下、特別の場合を除いて、単にクーリングホール再加工方法という。）に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来、航空機用ジェットエンジンのエンジン部品、例えば、タービンブレードやベーンには、クーリングホールが多数形成されたものがある。このクーリングホール内にはエンジン運転時に冷却用流体が流されエンジン部品を冷却する。
【０００３】
さらに、このようなエンジン部品の表面を熱から保護するために、エンジン部品の表面に耐熱性のコーティング層を形成する技術がある。
【０００４】
ここで、単に、コーティングを施した場合には、コーティング層がクーリングホールの開口縁部内に進入してしてしまい、開口面積が減少したりあるいは完全に閉塞されてクーリングホールの本来の機能を発揮させることができなくなる。
【０００５】
したがって、従来では、コーティング層がクーリングホール内に進入しないように、例えば、クーリングホールの内部を通して開口から外側に向かってアルゴンガスなどを流しながらコーティングを施したり（以下、第１の従来例という。）、予めクーリングホールの開口部に金属製の棒材などを立てておきコーティングを施す（以下、第２の従来例）といったコーティング方法が採られていた。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、第１の従来例のコーティング方法では、クーリングホールの開口部付近のコーティング層の密着性が低下するといった欠点があり、第２の従来例のコーティング方法では、クーリングホールに棒材を挿入するために手間がかかり、クーリングホールが多数ある場合には非現実的である。
【０００７】
本発明は、上記事情に鑑みてなされたもので、クーリングホールの開口部付近のコーティング層の密着性を低下させることなく、しかも、作業性良くかつ精度良くクーリングホールを再加工することができるクーリングホール再加工方法を提供することを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
本発明のクーリングホール再加工方法は、多数のクーリングホールが形成されたエンジン部品に耐熱用コーティングを施した後でクーリングホールの開口縁部を所定の寸法に再加工するするためのエンジン部品のクーリングホール再加工方法であって、ノズルからクーリングホールの開口縁部に向けて高圧流体を噴射させるとともに、前記高圧流体の噴射位置を前記クーリングホールの開口を横切るように移動させて、前記開口縁部に侵入したコーティング材を除去し、前記クーリングホールは、前記エンジン部品の表面に対して斜めに配置されるとともに、前記エンジン部品の表面における開口は楕円に形成され、前記高圧流体の噴射位置を前記クーリングホールの開口の長手方向に移動させることを特徴とする。
ここで、例えば、前記クーリングホールの直径は、０．２〜１．０ｍｍであり、前記高圧流体の噴射位置の移動距離は、前記クーリングホールの開口の長手方向に、０．３〜３．０ｍｍである。
【０００９】
【作用】
本発明のクーリングホール再加工方法によれば、コーティングを施した際にクーリングホールの開口縁部にコーティング層が侵入するが、高圧流体をクーリングホールに噴射させることで開口縁部のコーティング層は除去される。しかも、高圧流体の噴射位置を開口を横切るように移動させるので、開口縁部に侵入したコーティング層が完全に除去され、しかも、除去されたコーティング層は微細に砕かれるので、クーリングホールに詰まったりすることがない。
【００１０】
【実施例】
以下に、図面を参照して、本発明の一実施例のクーリングホール再加工方法について説明する。
【００１１】
本実施例のクーリングホール再加工方法が適用されるタービンブレード１には、図１に示すように、多数のクーリングホール２が形成されており、これらのクーリングホール２は集合するかあるいは単独で、タービンブレード１の冷却用流体の供給路に通じている。このクーリングホール２は、タービンブレード１の表面に対して斜めに配置されており、図１（ｂ）に示すように、この表面で楕円の開口２ａが形成されている。なお、タービンブレード１の材質としては、ニッケル基コバルト合金が使用され、クーリングホール２の直径は０．２〜１．０ｍｍである。
【００１２】
さらに、このようなタービンブレード１の表面には、図２に示すように、その表面を熱から保護するための耐熱性のコーティング層３が形成されている。このコーティング層３は、タービンブレード１の表面に形成されるボンドコート層３ｂと、このボンドコート３ｂの表面に形成されたトップコート層３ａとから構成される。ボンドコート層３ｂとしては、０．０５〜０．２ｍｍの厚さのニッケル基合金やコバルト基合金や鉄基合金が採用され、トップコート層３ａとしては、０．０５〜０．３ｍｍの厚さのジルコニア系セラミックスが採用される。
【００１３】
ここで、コーティング層３を形成した際に、図２（ａ）中で点線で示すように、コーティング層３がクーリングホール２の開口２ａの縁部内に進入して付着する。このため、開口面積が減少させられ（図示しないが場合によっては完全に閉塞されて）、クーリングホールの本来の機能を発揮させることができなくなる。
【００１４】
そこで、本実施例のクーリングホール再加工方法を用いて、開口面積を正規のものとする。
【００１５】
すなわち、図１に示すように、ノズル４に高圧流体（例えば、水）を供給し、図２（ａ）に示すように、ノズル４からクーリングホール２に向けて高圧流体を噴射させる。次に、図２（ｂ）に示すように、ノズル４を楕円の開口２ａの長さ方向に移動させる。
【００１６】
これにより、高圧流体をクーリングホール２に噴射させた際に、流体圧により、クーリングホール２の開口縁部に侵入したコーティング層３が除去される。しかも、高圧流体の噴射位置を開口２ａを横切るように移動させるので、開口縁部に侵入したコーティング層３が完全に除去され、除去されたコーティング層３は微細に砕かれるので、クーリングホール２に詰ることが防止される。
【００１７】
ここで、高圧流体の噴射条件等は、コーティング層３の材質やクーリングホール２内への侵入度合等を考慮して、以下の範囲から適宜選択される。すなわち、噴射圧力１００〜２０００ｋｇｆ／ｃｍ２、ノズルワーク間距離（ノズル４とタービンブレード１との距離）１０〜１００ｍｍ、ノズルオリフィス径０．１〜０．５ｍｍ、ノズル移動速度１０〜１０００ｍｍ／ｍｉｎ、ノズルトラバース距離（クーリングホール毎の開口２ａの長手方向への移動距離）０．３〜３．０ｍｍである。
【００１８】
なお、エンジン部品の例として、タービンブレード１を挙げて説明したが、これに限定されることなく、他のエンジン部品例えばベーン等に適用することができる。
【００１９】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明のクーリングホール再加工方法によれば、多数のクーリングホールが形成されたエンジン部品に耐熱用コーティングを施した後でクーリングホールの開口縁部を所定の寸法に再加工するために、ノズルからクーリングホールの開口縁部に向けて高圧流体を噴射させるとともに、前記高圧流体の噴射位置を前記クーリングホールの開口を横切るように移動させて、前記開口縁部に進入したコーティング材を除去するようにしているので、クーリングホールの開口部付近のコーティング層の密着性を低下させることなく、しかも、作業性良くかつ精度良くクーリングホールを再加工することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例のクーリングホール再加工方法を示す図である。
【図２】図１のクーリングホール再加工方法を示す工程図である。
【符号の説明】
１ タービンブレード（エンジン部品）
２ クーリングホール
２ａ 開口
３ コーティング層
３ａ トップコート層
３ｂ ボンドコート層
４ ノズル
【産業上の利用分野】
本発明は、多数のクーリングホールが形成されたエンジン部品に耐熱用コーティングを施した後でクーリングホールの開口縁部を所定の寸法に再加工するためのエンジン部品のクーリングホール再加工方法（以下、特別の場合を除いて、単にクーリングホール再加工方法という。）に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来、航空機用ジェットエンジンのエンジン部品、例えば、タービンブレードやベーンには、クーリングホールが多数形成されたものがある。このクーリングホール内にはエンジン運転時に冷却用流体が流されエンジン部品を冷却する。
【０００３】
さらに、このようなエンジン部品の表面を熱から保護するために、エンジン部品の表面に耐熱性のコーティング層を形成する技術がある。
【０００４】
ここで、単に、コーティングを施した場合には、コーティング層がクーリングホールの開口縁部内に進入してしてしまい、開口面積が減少したりあるいは完全に閉塞されてクーリングホールの本来の機能を発揮させることができなくなる。
【０００５】
したがって、従来では、コーティング層がクーリングホール内に進入しないように、例えば、クーリングホールの内部を通して開口から外側に向かってアルゴンガスなどを流しながらコーティングを施したり（以下、第１の従来例という。）、予めクーリングホールの開口部に金属製の棒材などを立てておきコーティングを施す（以下、第２の従来例）といったコーティング方法が採られていた。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、第１の従来例のコーティング方法では、クーリングホールの開口部付近のコーティング層の密着性が低下するといった欠点があり、第２の従来例のコーティング方法では、クーリングホールに棒材を挿入するために手間がかかり、クーリングホールが多数ある場合には非現実的である。
【０００７】
本発明は、上記事情に鑑みてなされたもので、クーリングホールの開口部付近のコーティング層の密着性を低下させることなく、しかも、作業性良くかつ精度良くクーリングホールを再加工することができるクーリングホール再加工方法を提供することを目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
本発明のクーリングホール再加工方法は、多数のクーリングホールが形成されたエンジン部品に耐熱用コーティングを施した後でクーリングホールの開口縁部を所定の寸法に再加工するするためのエンジン部品のクーリングホール再加工方法であって、ノズルからクーリングホールの開口縁部に向けて高圧流体を噴射させるとともに、前記高圧流体の噴射位置を前記クーリングホールの開口を横切るように移動させて、前記開口縁部に侵入したコーティング材を除去し、前記クーリングホールは、前記エンジン部品の表面に対して斜めに配置されるとともに、前記エンジン部品の表面における開口は楕円に形成され、前記高圧流体の噴射位置を前記クーリングホールの開口の長手方向に移動させることを特徴とする。
ここで、例えば、前記クーリングホールの直径は、０．２〜１．０ｍｍであり、前記高圧流体の噴射位置の移動距離は、前記クーリングホールの開口の長手方向に、０．３〜３．０ｍｍである。
【０００９】
【作用】
本発明のクーリングホール再加工方法によれば、コーティングを施した際にクーリングホールの開口縁部にコーティング層が侵入するが、高圧流体をクーリングホールに噴射させることで開口縁部のコーティング層は除去される。しかも、高圧流体の噴射位置を開口を横切るように移動させるので、開口縁部に侵入したコーティング層が完全に除去され、しかも、除去されたコーティング層は微細に砕かれるので、クーリングホールに詰まったりすることがない。
【００１０】
【実施例】
以下に、図面を参照して、本発明の一実施例のクーリングホール再加工方法について説明する。
【００１１】
本実施例のクーリングホール再加工方法が適用されるタービンブレード１には、図１に示すように、多数のクーリングホール２が形成されており、これらのクーリングホール２は集合するかあるいは単独で、タービンブレード１の冷却用流体の供給路に通じている。このクーリングホール２は、タービンブレード１の表面に対して斜めに配置されており、図１（ｂ）に示すように、この表面で楕円の開口２ａが形成されている。なお、タービンブレード１の材質としては、ニッケル基コバルト合金が使用され、クーリングホール２の直径は０．２〜１．０ｍｍである。
【００１２】
さらに、このようなタービンブレード１の表面には、図２に示すように、その表面を熱から保護するための耐熱性のコーティング層３が形成されている。このコーティング層３は、タービンブレード１の表面に形成されるボンドコート層３ｂと、このボンドコート３ｂの表面に形成されたトップコート層３ａとから構成される。ボンドコート層３ｂとしては、０．０５〜０．２ｍｍの厚さのニッケル基合金やコバルト基合金や鉄基合金が採用され、トップコート層３ａとしては、０．０５〜０．３ｍｍの厚さのジルコニア系セラミックスが採用される。
【００１３】
ここで、コーティング層３を形成した際に、図２（ａ）中で点線で示すように、コーティング層３がクーリングホール２の開口２ａの縁部内に進入して付着する。このため、開口面積が減少させられ（図示しないが場合によっては完全に閉塞されて）、クーリングホールの本来の機能を発揮させることができなくなる。
【００１４】
そこで、本実施例のクーリングホール再加工方法を用いて、開口面積を正規のものとする。
【００１５】
すなわち、図１に示すように、ノズル４に高圧流体（例えば、水）を供給し、図２（ａ）に示すように、ノズル４からクーリングホール２に向けて高圧流体を噴射させる。次に、図２（ｂ）に示すように、ノズル４を楕円の開口２ａの長さ方向に移動させる。
【００１６】
これにより、高圧流体をクーリングホール２に噴射させた際に、流体圧により、クーリングホール２の開口縁部に侵入したコーティング層３が除去される。しかも、高圧流体の噴射位置を開口２ａを横切るように移動させるので、開口縁部に侵入したコーティング層３が完全に除去され、除去されたコーティング層３は微細に砕かれるので、クーリングホール２に詰ることが防止される。
【００１７】
ここで、高圧流体の噴射条件等は、コーティング層３の材質やクーリングホール２内への侵入度合等を考慮して、以下の範囲から適宜選択される。すなわち、噴射圧力１００〜２０００ｋｇｆ／ｃｍ２、ノズルワーク間距離（ノズル４とタービンブレード１との距離）１０〜１００ｍｍ、ノズルオリフィス径０．１〜０．５ｍｍ、ノズル移動速度１０〜１０００ｍｍ／ｍｉｎ、ノズルトラバース距離（クーリングホール毎の開口２ａの長手方向への移動距離）０．３〜３．０ｍｍである。
【００１８】
なお、エンジン部品の例として、タービンブレード１を挙げて説明したが、これに限定されることなく、他のエンジン部品例えばベーン等に適用することができる。
【００１９】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明のクーリングホール再加工方法によれば、多数のクーリングホールが形成されたエンジン部品に耐熱用コーティングを施した後でクーリングホールの開口縁部を所定の寸法に再加工するために、ノズルからクーリングホールの開口縁部に向けて高圧流体を噴射させるとともに、前記高圧流体の噴射位置を前記クーリングホールの開口を横切るように移動させて、前記開口縁部に進入したコーティング材を除去するようにしているので、クーリングホールの開口部付近のコーティング層の密着性を低下させることなく、しかも、作業性良くかつ精度良くクーリングホールを再加工することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例のクーリングホール再加工方法を示す図である。
【図２】図１のクーリングホール再加工方法を示す工程図である。
【符号の説明】
１ タービンブレード（エンジン部品）
２ クーリングホール
２ａ 開口
３ コーティング層
３ａ トップコート層
３ｂ ボンドコート層
４ ノズル
Claims (2)
- 多数のクーリングホールが形成されたエンジン部品に耐熱用コーティングを施した後でクーリングホールの開口縁部を所定の寸法に再加工するするためのエンジン部品のクーリングホール再加工方法であって、ノズルからクーリングホールの開口縁部に向けて高圧流体を噴射させるとともに、前記高圧流体の噴射位置を前記クーリングホールの開口を横切るように移動させて、前記開口縁部に侵入したコーティング材を除去し、
前記クーリングホールは、前記エンジン部品の表面に対して斜めに配置されるとともに、前記エンジン部品の表面における開口は楕円に形成され、
前記高圧流体の噴射位置を前記クーリングホールの開口の長手方向に移動させることを特徴とするエンジン部品のクーリングホール再加工方法。 - 前記クーリングホールの直径は、０．２〜１．０ｍｍであり、
前記高圧流体の噴射位置の移動距離は、前記クーリングホールの開口の長手方向に、０．３〜３．０ｍｍであることを特徴とする請求項１に記載のエンジン部品のクーリングホール再加工方法。
Priority Applications (1)
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|---|---|---|---|
| JP24661394A JP3611607B2 (ja) | 1994-10-12 | 1994-10-12 | エンジン部品のクーリングホール再加工方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24661394A JP3611607B2 (ja) | 1994-10-12 | 1994-10-12 | エンジン部品のクーリングホール再加工方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08108400A JPH08108400A (ja) | 1996-04-30 |
| JP3611607B2 true JP3611607B2 (ja) | 2005-01-19 |
Family
ID=17151013
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP24661394A Expired - Fee Related JP3611607B2 (ja) | 1994-10-12 | 1994-10-12 | エンジン部品のクーリングホール再加工方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
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| SG127668A1 (en) * | 1999-11-24 | 2006-12-29 | Gen Electric | Method for thermal barrier coating |
| FR2806017A1 (fr) * | 2000-03-09 | 2001-09-14 | Galva 45 | Procede d'ebavurage de pieces galvanisees et son dispositif |
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| US6620457B2 (en) * | 2001-07-13 | 2003-09-16 | General Electric Company | Method for thermal barrier coating and a liner made using said method |
| US6663919B2 (en) * | 2002-03-01 | 2003-12-16 | General Electric Company | Process of removing a coating deposit from a through-hole in a component and component processed thereby |
| EP1839801A1 (de) * | 2006-03-30 | 2007-10-03 | Siemens Aktiengesellschaft | Reparaturverfahren zum Instandsetzen von Bauteilen |
| US20110076405A1 (en) * | 2009-09-25 | 2011-03-31 | United Technologies Corporation | Hole drilling with close proximity backwall |
-
1994
- 1994-10-12 JP JP24661394A patent/JP3611607B2/ja not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH08108400A (ja) | 1996-04-30 |
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