JP3864458B2 - タービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法 - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
図６に示すように、ガスタービンエンジンにおいては、タービン動翼の翼本体１の先端とシュラウド２の内周面との間隙δをできる限り狭めて、翼本体１の腹面（圧力面）側から背面（負圧面）側への燃焼ガスの漏れ流れに起因する圧力損失（漏れ損失）を抑制し、タービン効率の向上を図るようにしているが、回転中心軸に対するタービンロータの偏心、タービンロータに生じる振動、タービン動翼の熱変形等の種々の要因によって、翼本体１の先端がシュラウド２の内周面に接触し、該翼本体１の先端に摺動による損傷が発生することがある。
【０００３】
このような、シュラウド２の内周面との接触による翼本体１の損傷を防止するために、特公平８−２６３６７号公報では、図７に示すように、タービン動翼の翼本体１（タービンブレード）の先端に、セラミックスと耐熱合金との混合粉末の焼結によって形成した耐摩耗片３を拡散ろう付けにより固着して、シュラウド２に対するタービン動翼の翼本体１の先端部分の耐摩耗性を向上させるようにすることが提案されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、前述のように、タービン動翼の翼本体１（タービンブレード）の先端に対して耐摩耗片３を拡散ろう付けによって固着しようとする場合、翼本体１に対する耐摩耗片３の位置合わせが容易ではなく、翼本体１の先端部において寸法精度の良好な外形を得ることが困難であり、また、拡散ろう付けが適切な状態で行われないと、シュラウド２に耐摩耗片３が接触したときに、該耐摩耗片３が翼本体１から脱落することがある。
【０００５】
本発明は上述した実情に鑑みてなしたもので、タービン動翼の翼本体の先端部の耐摩耗層の寸法精度を確保するとともに、翼先端の耐久性の向上を図ることを目的としている。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するため、本発明のタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法では、翼本体をその先端面が略水平に上方を向くように電解液槽の内部に配置し、翼本体の先端面に電気メッキによるメッキ層を形成させながら、電解液槽の内部に粒状研磨材を撒布することで、翼本体の先端面に対してメッキ層により粒状研摩材を仮止めし、耐熱合金を溶射することにより形成される耐熱合金層によって前記の粒状研摩材を翼本体の先端面に固着し、熱間等方加圧処理によって耐熱合金層中の気泡を潰し且つ前記のメッキ層と耐熱合金層とを拡散させた後、機械加工によって粒状研摩材の先端に達するまで耐熱合金層を削除し、更に、ケミカルミーリング加工によって粒状研摩材の先端部近傍の耐熱合金層を除去して粒状研摩材の先端部分を耐熱合金層から露出させる。
【０００７】
本発明のタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法においては、粒状研摩材をメッキ層によって翼本体の先端面に仮止めすることにより、耐熱合金の溶射時における粒状研摩材の移動を抑止し、また、耐熱合金の溶射により形成される耐熱合金層とメッキ層とを熱間等方加工処理で拡散させるとともに、耐熱合金層中の気泡を潰して、前記の粒状研摩材を翼本体の先端面に強固に保持し、更に、機械加工並びにケミカルミーリング加工で耐熱合金層から粒状研摩材の先端部分を露出させることにより、タービン動翼の先端部の寸法精度の確保と翼先端の耐久性の向上を図る。
【０００８】
【発明の実施の形態】
以下、本発明を実施する形態を、図示例と共に説明する。
【０００９】
図１から図５は本発明のタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法を適用して、ニッケル基合金鋼よりなるタービン動翼の翼本体６の先端面に耐摩耗層４を形成させる手順を示すものである。
【００１０】
この耐摩耗層４は、粒状研摩材となるアルミナ砥粒５を翼本体６の先端面６ａに電気メッキによって仮止めする工程（図２参照）と、翼本体６の先端面６ａに対してニッケル系耐熱合金を減圧環境下で溶射する工程（図３参照）と、熱間等方加圧処理（以下、ＨＩＰ処理と称す）によってニッケル系耐熱合金層８に含まれている気泡を潰し且つニッケルメッキ層７とニッケル系耐熱合金層８とを拡散する工程と、機械加工によってアルミナ砥粒５の先端よりも上方に位置しているニッケル系耐熱合金層８を削除する工程（図４参照）と、ケミカルミーリング加工によってアルミナ砥粒５の先端部近傍のニッケル系耐熱合金層８を除去する工程（図５参照）とによって形成される。
【００１１】
アルミナ砥粒５を翼本体６の先端面６ａに仮止めする際には、脱脂処理を行った翼本体６の先端面６ａ以外の部分にマスキングを施したうえ、翼本体６をその先端面６ａが略水平に上方を向くように電解液槽の内部に配置し、先端面６ａに電気メッキによる厚さ０．０１〜０．０３ｍｍのニッケルメッキ層７を形成させながら、電解液槽の内部にアルミナ砥粒５を散布し、該アルミナ砥粒５を翼本体６の先端面６ａに、隣接するアルミナ砥粒５が砥粒径の約３倍以下の間隔を隔てるように沈降させ（図２参照）、アルミナ砥粒５を翼本体６の先端面６ａに仮止めする。
【００１２】
このときのメッキオプショナルエリアａは、図２に示すように翼本体６全周の先端面６ａから下方へ向って０〜０．５ｍｍの範囲とする。
【００１３】
ニッケルメッキ層７によるアルミナ砥粒５の仮止めができたならば、翼本体６の先端面６ａ以外の部分にマスキングを施したうえ、先端面６ａにプラズマ溶射等の手段によってニッケル系耐熱合金を溶射し、これにより形成される厚さ０．４〜０．５ｍｍのニッケル系耐熱合金層８によって前記のニッケルメッキ層７を被覆する（図３参照）。
【００１４】
ニッケル系耐熱合金の溶射範囲は、前記のメッキオプショナルエリアａ（図２参照）と同等の範囲内とし、翼本体６の腹面及び背面に対しては、溶射によるニッケル系耐熱合金が付着しないようにする。
【００１５】
次いで、ニッケル系耐熱合金層８を形成させた上記の翼本体６に対して、圧力１５００ｋｇ／ｃｍ2 、温度１０８０±１５℃のアルゴンガス雰囲気中で３時間程度のＨＩＰ処理を行い、ニッケル系耐熱合金層８中の気泡を潰すとともに、ニッケルメッキ層７とニッケル系耐熱合金層８とを拡散によって強固に接合させる。
【００１６】
また、ニッケル系耐熱合金層８の反翼本体側の端面に対して機械切削加工を行い、先に述べたアルミナ砥粒５よりも反翼本体側に位置しているニッケル系耐熱合金層８を削除する（図４参照）。
【００１７】
このとき、ニッケル系耐熱合金層８の削除過多によって、アルミナ砥粒５の脱落が生じないように注意する。ニッケル系耐熱合金層８に対する機械切削加工が完了したならば、ニッケル系耐熱合金層８の切削加工面８ａ以外の部分にマスキングを施したうえ、ニッケル系耐熱合金層８の切削加工面８ａをニッケルが強い溶解反応を呈する強酸溶液に浸漬させて、アルミナ砥粒５の先端が０．０１〜０．０３ｍｍ程度、ニッケル系耐熱合金層８から露出するように加工し、アルミナ砥粒５、ニッケルメッキ層７、ニッケル系耐熱合金層８によって耐摩耗層４を形成する（図５参照）。
【００１８】
このように、図２から図５に示すような各工程を経て形成された図１に示す耐摩耗層４を有するタービン動翼においては、アルミナ砥粒５をニッケルメッキ層７によって翼本体６の先端面６ａに仮止めすることにより、ニッケル系耐熱合金の溶射時におけるアルミナ砥粒５の移動を抑止し、また、ニッケル系耐熱合金の溶射により形成されるニッケル系耐熱合金層８とニッケルメッキ層７とをＨＩＰ処理で拡散し、また、ニッケル系耐熱合金層８中の気泡を潰して、前記のアルミナ砥粒５を翼本体６の先端面６ａに強固に保持し、更に、機械加工並びにケミカルミーリング加工でニッケル系耐熱合金層８からアルミナ砥粒５の先端部分を露出させるので、翼本体６の先端部の耐摩耗層４の寸法精度を容易に確保することができ、また、翼先端の耐久性の向上を図ることができる。
【００１９】
なお、本発明のタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法は、上述した形態例にのみ限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において種々変更を加え得ることは勿論である。
【００２０】
【発明の効果】
以上述べたように、本発明のタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法によれば、粒状研摩材をメッキ層によって翼本体の先端面に仮止めすることにより、耐熱合金の溶射時における粒状研摩材の移動を抑止し、また、耐熱合金の溶射により形成される耐熱合金層とメッキ層とを熱間等方加工処理で拡散させるとともに、耐熱合金層中の気泡を潰して、前記の粒状研摩材を翼本体の先端面に強固に保持し、更に、機械加工並びにケミカルミーリング加工で耐熱合金層から粒状研摩材の先端部分を露出させるので、タービン動翼の先端部の寸法精度の確保と翼先端の耐久性の向上を図ることができ、よって、タービン動翼の翼先端における摩耗が防止され、翼先端の摩耗に起因するエンジン性能の低下を抑止することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法に基づき耐摩耗層を形成したタービン動翼の一例を示す側面図である。
【図２】図１に関連するメッキによるアルミナ砥粒の仮止め工程を示す断面図である。
【図３】図１に関連するアルミナ砥粒及びニッケルメッキ層への耐熱合金の溶射工程を示す断面図である。
【図４】図１に関連するニッケル系耐熱合金層への機械加工の工程を示す断面図である。
【図５】図１に関連するニッケル系耐熱合金層へのケミカルミーリング加工の工程を示す断面図である。
【図６】タービン動翼の一例を示す側面図である。
【図７】従来の耐摩耗片を先端部に有するタービン動翼の一例を示す側面図である。
【符号の説明】
５ アルミナ砥粒（粒状研摩材）
６ 翼本体
６ａ 先端面
７ ニッケルメッキ層（メッキ層）
８ ニッケル系耐熱合金層（耐熱合金層）
【発明の属する技術分野】
本発明はタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
図６に示すように、ガスタービンエンジンにおいては、タービン動翼の翼本体１の先端とシュラウド２の内周面との間隙δをできる限り狭めて、翼本体１の腹面（圧力面）側から背面（負圧面）側への燃焼ガスの漏れ流れに起因する圧力損失（漏れ損失）を抑制し、タービン効率の向上を図るようにしているが、回転中心軸に対するタービンロータの偏心、タービンロータに生じる振動、タービン動翼の熱変形等の種々の要因によって、翼本体１の先端がシュラウド２の内周面に接触し、該翼本体１の先端に摺動による損傷が発生することがある。
【０００３】
このような、シュラウド２の内周面との接触による翼本体１の損傷を防止するために、特公平８−２６３６７号公報では、図７に示すように、タービン動翼の翼本体１（タービンブレード）の先端に、セラミックスと耐熱合金との混合粉末の焼結によって形成した耐摩耗片３を拡散ろう付けにより固着して、シュラウド２に対するタービン動翼の翼本体１の先端部分の耐摩耗性を向上させるようにすることが提案されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、前述のように、タービン動翼の翼本体１（タービンブレード）の先端に対して耐摩耗片３を拡散ろう付けによって固着しようとする場合、翼本体１に対する耐摩耗片３の位置合わせが容易ではなく、翼本体１の先端部において寸法精度の良好な外形を得ることが困難であり、また、拡散ろう付けが適切な状態で行われないと、シュラウド２に耐摩耗片３が接触したときに、該耐摩耗片３が翼本体１から脱落することがある。
【０００５】
本発明は上述した実情に鑑みてなしたもので、タービン動翼の翼本体の先端部の耐摩耗層の寸法精度を確保するとともに、翼先端の耐久性の向上を図ることを目的としている。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するため、本発明のタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法では、翼本体をその先端面が略水平に上方を向くように電解液槽の内部に配置し、翼本体の先端面に電気メッキによるメッキ層を形成させながら、電解液槽の内部に粒状研磨材を撒布することで、翼本体の先端面に対してメッキ層により粒状研摩材を仮止めし、耐熱合金を溶射することにより形成される耐熱合金層によって前記の粒状研摩材を翼本体の先端面に固着し、熱間等方加圧処理によって耐熱合金層中の気泡を潰し且つ前記のメッキ層と耐熱合金層とを拡散させた後、機械加工によって粒状研摩材の先端に達するまで耐熱合金層を削除し、更に、ケミカルミーリング加工によって粒状研摩材の先端部近傍の耐熱合金層を除去して粒状研摩材の先端部分を耐熱合金層から露出させる。
【０００７】
本発明のタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法においては、粒状研摩材をメッキ層によって翼本体の先端面に仮止めすることにより、耐熱合金の溶射時における粒状研摩材の移動を抑止し、また、耐熱合金の溶射により形成される耐熱合金層とメッキ層とを熱間等方加工処理で拡散させるとともに、耐熱合金層中の気泡を潰して、前記の粒状研摩材を翼本体の先端面に強固に保持し、更に、機械加工並びにケミカルミーリング加工で耐熱合金層から粒状研摩材の先端部分を露出させることにより、タービン動翼の先端部の寸法精度の確保と翼先端の耐久性の向上を図る。
【０００８】
【発明の実施の形態】
以下、本発明を実施する形態を、図示例と共に説明する。
【０００９】
図１から図５は本発明のタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法を適用して、ニッケル基合金鋼よりなるタービン動翼の翼本体６の先端面に耐摩耗層４を形成させる手順を示すものである。
【００１０】
この耐摩耗層４は、粒状研摩材となるアルミナ砥粒５を翼本体６の先端面６ａに電気メッキによって仮止めする工程（図２参照）と、翼本体６の先端面６ａに対してニッケル系耐熱合金を減圧環境下で溶射する工程（図３参照）と、熱間等方加圧処理（以下、ＨＩＰ処理と称す）によってニッケル系耐熱合金層８に含まれている気泡を潰し且つニッケルメッキ層７とニッケル系耐熱合金層８とを拡散する工程と、機械加工によってアルミナ砥粒５の先端よりも上方に位置しているニッケル系耐熱合金層８を削除する工程（図４参照）と、ケミカルミーリング加工によってアルミナ砥粒５の先端部近傍のニッケル系耐熱合金層８を除去する工程（図５参照）とによって形成される。
【００１１】
アルミナ砥粒５を翼本体６の先端面６ａに仮止めする際には、脱脂処理を行った翼本体６の先端面６ａ以外の部分にマスキングを施したうえ、翼本体６をその先端面６ａが略水平に上方を向くように電解液槽の内部に配置し、先端面６ａに電気メッキによる厚さ０．０１〜０．０３ｍｍのニッケルメッキ層７を形成させながら、電解液槽の内部にアルミナ砥粒５を散布し、該アルミナ砥粒５を翼本体６の先端面６ａに、隣接するアルミナ砥粒５が砥粒径の約３倍以下の間隔を隔てるように沈降させ（図２参照）、アルミナ砥粒５を翼本体６の先端面６ａに仮止めする。
【００１２】
このときのメッキオプショナルエリアａは、図２に示すように翼本体６全周の先端面６ａから下方へ向って０〜０．５ｍｍの範囲とする。
【００１３】
ニッケルメッキ層７によるアルミナ砥粒５の仮止めができたならば、翼本体６の先端面６ａ以外の部分にマスキングを施したうえ、先端面６ａにプラズマ溶射等の手段によってニッケル系耐熱合金を溶射し、これにより形成される厚さ０．４〜０．５ｍｍのニッケル系耐熱合金層８によって前記のニッケルメッキ層７を被覆する（図３参照）。
【００１４】
ニッケル系耐熱合金の溶射範囲は、前記のメッキオプショナルエリアａ（図２参照）と同等の範囲内とし、翼本体６の腹面及び背面に対しては、溶射によるニッケル系耐熱合金が付着しないようにする。
【００１５】
次いで、ニッケル系耐熱合金層８を形成させた上記の翼本体６に対して、圧力１５００ｋｇ／ｃｍ2 、温度１０８０±１５℃のアルゴンガス雰囲気中で３時間程度のＨＩＰ処理を行い、ニッケル系耐熱合金層８中の気泡を潰すとともに、ニッケルメッキ層７とニッケル系耐熱合金層８とを拡散によって強固に接合させる。
【００１６】
また、ニッケル系耐熱合金層８の反翼本体側の端面に対して機械切削加工を行い、先に述べたアルミナ砥粒５よりも反翼本体側に位置しているニッケル系耐熱合金層８を削除する（図４参照）。
【００１７】
このとき、ニッケル系耐熱合金層８の削除過多によって、アルミナ砥粒５の脱落が生じないように注意する。ニッケル系耐熱合金層８に対する機械切削加工が完了したならば、ニッケル系耐熱合金層８の切削加工面８ａ以外の部分にマスキングを施したうえ、ニッケル系耐熱合金層８の切削加工面８ａをニッケルが強い溶解反応を呈する強酸溶液に浸漬させて、アルミナ砥粒５の先端が０．０１〜０．０３ｍｍ程度、ニッケル系耐熱合金層８から露出するように加工し、アルミナ砥粒５、ニッケルメッキ層７、ニッケル系耐熱合金層８によって耐摩耗層４を形成する（図５参照）。
【００１８】
このように、図２から図５に示すような各工程を経て形成された図１に示す耐摩耗層４を有するタービン動翼においては、アルミナ砥粒５をニッケルメッキ層７によって翼本体６の先端面６ａに仮止めすることにより、ニッケル系耐熱合金の溶射時におけるアルミナ砥粒５の移動を抑止し、また、ニッケル系耐熱合金の溶射により形成されるニッケル系耐熱合金層８とニッケルメッキ層７とをＨＩＰ処理で拡散し、また、ニッケル系耐熱合金層８中の気泡を潰して、前記のアルミナ砥粒５を翼本体６の先端面６ａに強固に保持し、更に、機械加工並びにケミカルミーリング加工でニッケル系耐熱合金層８からアルミナ砥粒５の先端部分を露出させるので、翼本体６の先端部の耐摩耗層４の寸法精度を容易に確保することができ、また、翼先端の耐久性の向上を図ることができる。
【００１９】
なお、本発明のタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法は、上述した形態例にのみ限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において種々変更を加え得ることは勿論である。
【００２０】
【発明の効果】
以上述べたように、本発明のタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法によれば、粒状研摩材をメッキ層によって翼本体の先端面に仮止めすることにより、耐熱合金の溶射時における粒状研摩材の移動を抑止し、また、耐熱合金の溶射により形成される耐熱合金層とメッキ層とを熱間等方加工処理で拡散させるとともに、耐熱合金層中の気泡を潰して、前記の粒状研摩材を翼本体の先端面に強固に保持し、更に、機械加工並びにケミカルミーリング加工で耐熱合金層から粒状研摩材の先端部分を露出させるので、タービン動翼の先端部の寸法精度の確保と翼先端の耐久性の向上を図ることができ、よって、タービン動翼の翼先端における摩耗が防止され、翼先端の摩耗に起因するエンジン性能の低下を抑止することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法に基づき耐摩耗層を形成したタービン動翼の一例を示す側面図である。
【図２】図１に関連するメッキによるアルミナ砥粒の仮止め工程を示す断面図である。
【図３】図１に関連するアルミナ砥粒及びニッケルメッキ層への耐熱合金の溶射工程を示す断面図である。
【図４】図１に関連するニッケル系耐熱合金層への機械加工の工程を示す断面図である。
【図５】図１に関連するニッケル系耐熱合金層へのケミカルミーリング加工の工程を示す断面図である。
【図６】タービン動翼の一例を示す側面図である。
【図７】従来の耐摩耗片を先端部に有するタービン動翼の一例を示す側面図である。
【符号の説明】
５ アルミナ砥粒（粒状研摩材）
６ 翼本体
６ａ 先端面
７ ニッケルメッキ層（メッキ層）
８ ニッケル系耐熱合金層（耐熱合金層）
Claims (1)
- 翼本体をその先端面が略水平に上方を向くように電解液槽の内部に配置し、翼本体の先端面に電気メッキによるメッキ層を形成させながら、電解液槽の内部に粒状研磨材を撒布することで、翼本体の先端面に対してメッキ層により粒状研摩材を仮止めし、耐熱合金を溶射することにより形成される耐熱合金層によって前記の粒状研摩材を翼本体の先端面に固着し、熱間等方加圧処理によって耐熱合金層中の気泡を潰し且つ前記のメッキ層と耐熱合金層とを拡散させた後、機械加工によって粒状研摩材の先端に達するまで耐熱合金層を削除し、更に、ケミカルミーリング加工によって粒状研摩材の先端部近傍の耐熱合金層を除去して粒状研摩材の先端部分を耐熱合金層から露出させることを特徴とするタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法。
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|---|---|---|---|
| JP18617796A JP3864458B2 (ja) | 1996-07-16 | 1996-07-16 | タービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法 |
Applications Claiming Priority (1)
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| JP18617796A JP3864458B2 (ja) | 1996-07-16 | 1996-07-16 | タービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1030403A JPH1030403A (ja) | 1998-02-03 |
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ID=16183747
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| JP18617796A Expired - Fee Related JP3864458B2 (ja) | 1996-07-16 | 1996-07-16 | タービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法 |
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| JP3801452B2 (ja) | 2001-02-28 | 2006-07-26 | 三菱重工業株式会社 | 耐摩耗性コーティング及びその施工方法 |
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| EP1391537B1 (en) | 2001-05-31 | 2012-02-22 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Coating forming method and coating forming material, and abrasive coating forming sheet |
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-
1996
- 1996-07-16 JP JP18617796A patent/JP3864458B2/ja not_active Expired - Fee Related
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| JPH1030403A (ja) | 1998-02-03 |
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