JP3825748B2 - 熱バリアコーティングを有する金属加工物に穴をドリル加工する方法 - Google Patents

熱バリアコーティングを有する金属加工物に穴をドリル加工する方法 Download PDF

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Description

【０００１】
【発明の背景】
航空宇宙応用又は地上基礎のタービン応用に使用される燃焼ライナーは、作動中に冷却効果を生じさせるような角度でドリル加工された一連のレーザードリル加工穴を有する。レーザードリル加工された冷却穴はエフュージョン（effusion；吹き出し）穴と呼ばれる。典型的な素子は適正な冷却パターンを容易にするために数千のエフュージョン穴を有する。エフュージョン穴は素子の表面に対して極めて急角度（例えば１７°−２５°）（図面参照）で特徴的にドリル加工される。これらのエフュージョン穴は３つの異なる処理：トレパン即ち穿頭；パーカッション（percussion；衝撃）ドリル加工;又はレーザー飛行(Laser-on-the-Fly)によりレーザードリル加工できる。
【０００２】
合焦したビームで材料を穿孔し次いで穴を形成するために穴の周辺のまわりを横切るレーザードリル加工の穿頭方法は、断然最も時間を消費する。穿頭されるレーザー穴は、材料の厚さ及び進入角度に応じて、１穴当り８ないし１２秒を要することがある。レーザードリル加工のパーカッション方法は、穴が完全に形成されてしまうまで、金属内への一連のパルスレーザーショットを使用することにより穴を形成するように不合焦レーザービームを使用する。パーカッションドリル加工される穴は、材料の厚さ及び進入角度に応じて、１穴当り１ないし５秒を要することがある。レーザードリル加工のレーザー飛行方法は一度に１パルスの回転サイクル中に複数の穴をドリル加工するように、回転装置の速度及びレーザーのパルスを同期させながら不合焦レーザービームを使用する（米国特許第６１３０４０５号明細書参照）。レーザー飛行方法により形成される穴は、材料の厚さ及び進入角度に応じて、１穴当り０．３ないし２秒を要することがある。
【０００３】
燃焼ライナーを製造するために使用される典型的な材料はほぼ２４００°Ｆの融点を有する高温度ステンレススチール合金である。これらの素子の寿命期待を向上させるために、設計技術者はセラミックの頂部コートを有する熱バリアコーティング（ＴＢＣ）の層を素子に付加した。図面に示すように、ＴＢＣは一般にセラミックの頂部コート２を金属基体１に接着するための接着コート３を有する。接着コートはＭＣｒＡｌＹ接着コートとすることができ、ここに、ＭはＮｉ（ニッケル）、Ｃｏ（コバルト）又はＦｅ（鉄）又はＣｏとＮｉとの組み合わせ；アルミナイド接着剤；又はプラチナアルミナイド接着コートである。
【０００４】
セラミック基礎の頂部コートは、例えば、イッテリアで安定されたジルコニアとすることができる。ＭＣｒＡｌＹ接着コートはプラズマ噴霧、電子ビーム物理蒸気蒸着又はスパッタリングを含む種々の処理により施すことができ、一方、セラミックの頂部コートはプラズマ噴霧、電子ビーム物理蒸気蒸着、スパッタリング及び化学蒸気蒸着を含む種々の処理により施すことができる。セラミックの頂部コートは、例えば、４５００°Ｆの高い融点を有する。
【０００５】
この熱バリアコーティングの付加は、素子の寿命及びエンジンの性能を改善するが、レーザードリル加工操作のための問題を生じさせた。セラミックコーティングを通しての図４に示すような基礎金属内へのレーザードリル加工を行ったとき、大きな面積の改鋳物４が基体の基礎金属と熱バリアコーティングとの公差点に生じる。改鋳物のこの領域の厚さは約０．６１ｍｍ（０．０２４インチ）まで測定された。いくつかのオリジナル・イクイップメント・マニュファクチャラーズ(Original Equipment Manufacturers) （ＯＥＭ）の燃焼ライナーのための設計仕様は約０．１０ｍｍ（０．００４インチ）の厚さで最大の許容可能な改鋳物レベルを設定した。許容可能な限界よりも大きな改鋳物層は素子の寿命にとって有害である。その理由は、応力ひび割れが改鋳物層から最終的に生じることがあるからである。
【０００６】
改鋳物のポケットは、ＴＢＣが基礎金属に遭遇するようなレーザーの相互作用の直接の結果である。基礎金属がセラミックの頂部コートの４５００°Ｆよりも遥かに小さい２４００°Ｆの融点を有するので、溶融材料は結合点で小さなポケットを生じさせる傾向を有する（図３参照）。パーカッション又はレーザー飛行ドリル加工方法を使用する場合、第１及び第２のパルス間でポケットが生じる。穴を完全に製造するのに必要な引き続きのレーザーパルス中、溶融材料は外方へ押し出される。材料が外方へ押し出されると、溶融材料の一部は発生したポケット内へ再置される。ポケット内でのこの材料の固化が改鋳物４の「気泡」を形成する（図４参照）。
【０００７】
多くの異なるパラメータ設定及びガスアシスト組み合わせが改鋳物の「気泡」を減少させるために試みられた。結果は試験されたすべての組み合わせと同様であり、改鋳物の「気泡」が明らかに存在した。レーザー加工の穿頭方法を使用した場合、レーザービームが周辺のまわりを横切るときに、改鋳物の「気泡」は排除された。しかし、穿頭方法で素子を製造するのに必要な極端に長いサイクル時間のため、これは許容できる解決策ではない。添付の図面を参照しながら例として本発明を一層詳細に説明する。
【０００８】
【発明の概要】
セラミックの頂部コートを貫通するが金属加工物内へ実質上進入しない深さでカウンタボア（座ぐり孔）をレーザードリル加工し、次いで、カウンタボアに整合しカウンタボアよりも小さな直径を有する穴を、加工物を通してレーザードリル加工することにより、セラミックの頂部コートを備えた熱バリアコーティングを有する金属加工物を通る穴をドリル加工する方法が提供される。
【０００９】
【発明の詳細な説明】
熱バリアコーティング（ＴＢＣ）で先に覆われた航空宇宙用の素子の（パーカッション及びレーザー飛行（ＬＯＦ）処理を使用する）レーザードリル加工は約０．６１ｍｍ（０．０２４インチ）の厚さまでの範囲となることがあるレーザー改鋳物のポケットを生じさせる。本発明の方法は、エフュージョン冷却穴をドリル加工する前に熱バリアコーティング内にカウンタボアを形成するためにレーザービームを使用することにより、レーザー改鋳物のポケットを大幅に減少させるか又は排除する。
【００１０】
この方法はセラミックの頂部コートを備えた熱バリアコーティングを有する金属加工物を通しての穴のドリル加工の実行を許容する。ステンレススチール合金（例えば、ＧＴＤ２２２、ハイネス(Haynes)１８８又はＡＭＳ５８７８）からなるガスタービンの燃焼ライナーに関して特定の例を提供したが、例えば、タービンブレード及び羽根並びに排気排出ノズルを同様に含む他のガスタービン素子をこの方法でドリル加工できる。ニッケル又はコバルト基礎の超合金を含む他の合金からなる加工物もこの方法から利益を得ることができる。
【００１１】
図面に示すように、加工物上の熱バリアコーティングは一般にセラミックの頂部コート２を金属基体１に接着するため接着コート３を有し、当業界で既知のような方法により施される接着コート及びセラミックの頂部コートを有することができる。典型的には、燃焼ライナーのためのＴＢＣの厚さは、接着コートに対して約０．０８ないし０．２５ｍｍ（約０．００３ないし０．０１０インチ）、セラミックの頂部コートに対して約０．２３ないし０．５１ｍｍ（約０．００９０．０２０インチ）とすることができる。
【００１２】
穴をドリル加工するとき、カウンタボア５を最初にレーザードリル加工する（図１参照）。カウンタボア５は主要な穴６よりも大きな直径で、この穴と同心でこれに整合するように穴明けされる穴である。レーザードリル加工により形成されるカウンタボア５は図１に示すような湾曲した表面又は円弧表面を呈する。カウンタボア５の直径は、穴６のドリル加工中に改鋳物の「気泡」の形成を回避するように、ドリル加工すべき穴６よりも大きい。カウンタボア５はセラミックの頂部コート２を通って延びるか又はこれに侵入するが、金属基体１内へ実質上侵入しない。
【００１３】
典型的には、カウンタボア５は接着コート３内へ延び、接着コートはカウンタボアのドリル加工中に金属基体１の損傷を阻止するバッファ層として作用する。カウンタボアの直径は一般に穴の直径よりも約５０ないし１５０％好ましくは７５ないし１２５％大きい。典型的には、燃焼ライナーのための冷却穴６に対しては、穴の直径は約０．４８ないし０．６１ｍｍ（約０．０１９ないし０．０２４インチ）であり、一方、カウンタボアの直径は約１．０２ないし１．２７ｍｍ（約０．０４０ないし０．０５０インチ）である。
【００１４】
カウンタボア５をドリル加工した後、穴６がカウンタボアに整合してレーザードリル加工される（図２参照）。カウンタボアが穴よりも大きいので、ＴＢＣと基体との間の交差点での改鋳物の気泡の形成は大幅に減少するか又は回避される。
【００１５】
【例】
円筒状の高温度ステンレススチール合金（ＡＭＳ５８７８）の燃焼ライナーを、プラズマ噴霧により施された約０．０８ないし０．２０ｍｍ（０．００３ないし０．００８インチ）のＮｉＣｒＡｌＹ（メクトコ・アムドリー(Mectco Amdry)接着コート及び約０．２３ないし０．３６ｍｍ（０．００９ないし０．０１４インチ）のイットリア安定ジルコニアのセラミック頂部コートを有する熱バリアコーティング（ＴＢＣ）で覆った。一連のエフュージョン冷却穴を必要とする燃焼ライナーを回転装置に固定した。回転装置はＣＮＣ制御装置により制御されるレーザー機械加工センターの一部であり、パルスＮＤ：ＹＡＣレーザーに結合された。ドリル加工のレーザー方法は、穴パターンの設計に応じて、パーカッションドリル加工又はレーザー飛行のいずれかとすることができる。ＴＢＣを備えた素子の側はエフュージョン穴の入口側とした。
【００１６】
レーザーヘッドはエフュージョン穴の必要な入口角度（２０°）に設定した。レーザーヘッドは約０．５１ｍｍ（０．０２０インチ）の直径のエフュージョン穴のための約１．０２ｍｍ（０．０４０インチ）の直径のカウンタボアを形成するために所定の量だけ不合焦された。ルモニックス(Lumonics)のＪＫ−７０４ＮＤ：ＹＡＧレーザーを使用し、２００ｍｍ焦点のレンズでＬＤ１作動モードを設定した。初期のカウンタボア作業は圧縮空気のアシストガスを使用した。２つのレーザーパルスで１インチのほぼ０．５００だけ不合焦させることにより、セラミックの頂部コートを貫通して接着コート層内へ侵入するが基体内へは侵入しない所望の直径（約１．０２ｍｍ（０．０４０インチ））及び深さ（約０．２５ないし０．３８ｍｍ（０．０１０ないし０．０１５インチ））のカウンタボアを形成した。図１に示すカウンタボア５を形成した。レーザードリル加工を行い、エフュージョンよりも大きな直径にセラミックの頂部コートのみを除去した。
【００１７】
カウンタボアを伴う穴の全体の列の設定を完了した後、次いで、レーザーヘッドを所定の位置へ不合焦し戻し、約０．５１ｍｍ（０．０２０インチ）の直径の所望のエフュージョン冷却穴を形成した。エフュージョン穴のドリル作業のためのアシストガスは酸素とした。次いで、パーカッション又はレーザー飛行レーザードリル処理により、エフュージョン穴をカウンタボアに整合するようにドリル加工した。製造されたエフュージョン冷却穴は約０．０２４ないし０．０５１ｍｍ（約０．００１ないし０．００２インチ）の厚さの改鋳物の減少した層を有していた。
【００１８】
比較例としてのエフュージョン冷却穴のドリル作業をカウンタボア無しで行ったところ、約０．２４ないし０．５１ｍｍ（約０．０１０ないし０．０２０インチ）の厚さで約１．２７ｍｍ（約０．０５０インチ）の長さの改鋳物層の気泡が発生した。
【図面の簡単な説明】
【図１】 その中にドリル加工されたカウンタボアを備える加工物を示す概略図。
【図２】 本発明に係る、ドリル加工された穴を備える加工物を示す概略図。
【図３】 図２の穴６の中心線７を見下ろした補助図。
【図４】 従来技術によるドリル加工された穴を備える加工物を示す概略図。
【図５】 図４の穴６の中心線７を見下ろした補助図である。

Claims (10)

  1. セラミックの頂部コートを備えた熱バリアコーティングを有する金属加工物内に穴をドリル加工する方法であって、
    セラミックの頂部コートを貫通するが金属加工物内へは実質上延びない深さでカウンタボアをレーザードリル加工する工程と；
    次いで、加工物を通りカウンタボアと同心に穴をレーザードリル加工する工程と；を含み、
    前記カウンタボア及び穴は、加工物の表面に対して１７ないし２５度の角度でドリル加工され、
    カウンタボアの直径は穴の直径よりも約５０％ないし１５０％大きいことを特徴とする方法。
  2. 金属加工物がガスタービン燃焼ライナーであり、穴が冷却穴であることを特徴とする請求項１の方法。
  3. カウンタボア及び穴がパーカッションドリル加工によりドリル加工されることを特徴とする請求項２の方法。
  4. カウンタボア及び穴がレーザー飛行処理によりドリル加工されることを特徴とする請求項２の方法。
  5. 熱バリアコーティングが更にセラミックの頂部コートを金属加工物に接着する接着コートを有することを特徴とする請求項１の方法。
  6. 金属加工物がステンレススチール合金からなることを特徴とする請求項２の方法。
  7. カウンタボアが接着コート内へ延びることを特徴とする請求項５の方法。
  8. カウンタボアが湾曲表面を有することを特徴とする請求項７の方法。
  9. セラミックの頂部コートがイットリア安定ジルコニアであることを特徴とする請求項８の方法。
  10. 接着コートがＭＣｒＡｌＹからなるグループから選択され、ここに、ＭはＮｉ、Ｃｏ、Ｆｅ又はＮｉ及びＣｏの組み合わせ、プラチナアルミナイド及びアルミナイドであることを特徴とする請求項９の方法。
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