JP4799302B2 - タービン・ブレードのチップを処理する方法およびその方法で処理したタービン・ブレード - Google Patents

タービン・ブレードのチップを処理する方法およびその方法で処理したタービン・ブレード Download PDF

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Description

本発明はそれぞれ対応する独立請求項の前分に記載されているタービン・ブレードの先端すなわちチップを処理する方法およびその方法で処理したタービン・ブレードに関するものである。
例えば航空機用エンジンや陸上汎用ガス・タービンに使用されているタービンの作動においては、効率の観点から、タービン・ブレード・チップとハウジング側の対応するシールとの間隙をできるだけ小さく保持することが望ましい。この間隙が過大だと、その間隙を通して未使用の高エネルギ・ガスが多量に漏出するために、タービンの効率は低下する。そのため、タービン・ブレード・チップは研磨性コーティングを施され、運転当初の少なくとも数時間に及ぶ回転時に、タービン・ブレード・チップが磨耗性のシールに喰い込んでシールを切削するようになされる。この研磨性コーティングは通常は硬い研磨粒子または切削粒子を含み、これがシールに喰い込む。ブレード・チップの表面に備えられた耐酸化性の金属マトリックス中にそのような粒子を埋入することは知られている。
電気的技術によって粒子を金属マトリックス中に埋入することはＵＳ−Ａ５９３５４０７の例で知られている。この明細書は等軸晶系ボルニトライド（ｃＢＮ）、この種の応用例で硬質研磨粒子として現在しばしば使用されるセラミックを開示している。しかしながらｃＢＮ粒子は、例えば８００℃を超える高温ですぐに酸化し、これにより研磨性コーティングがかなり劣化するという特徴を有する。
研磨性コーティング中の硬質粒子としてシリコン・カーバイド（ＳｉＣ）を使用することもまた知られている（ＵＳ−Ａ４２４９９１３を参照）。しかしながらＳｉＣは、特に超合金に接触すると熱力学的に十分な安定が得られない欠点を有する。しかしながら現在のところ、特に非常な高温で運転されるタービンでは、通常はニッケル基合金やコバルト基合金の超合金でタービン・ブレードを製造することが普通である。その熱力学的な不安定さのためにＳｉＣとニッケルとの接触は例えばシリカイド（ｓｉｌｉｃｉｄｅｓ）を形成し、シリカイドはＳｉＣを、したがって研磨性コーティングを劣化させることになる。この問題の解決策として、ＳｉＣが金属マトリックスと直接に接触することを、したがってシリコンが拡散すること、および（または）シリコンが金属マトリックスと反応することを防止するために、ＳｉＣ粒子に酸化アルミニュウム（Ａｌ2Ｏ3）を被覆することがＵＳ−Ａ４２４９９１３で示唆されている。しかしながらこの解決策の欠点は、酸化アルミニュウム層にクラックや割れ目のような欠陥がある場合、シリコンと金属マトリックスとの間に直接的な接触が再び生じて、これによりＳｉＣ粒子、したがって研磨性コーティングの劣化が生じることである。
この技術的な状況に基づき、本発明の目的は、良好な切削性および研磨性を有する一方で劣化作用に対する抵抗力を高められた研磨性コーティングの形成を可能にするタービン・ブレード・チップの処理方法を提供することである。本発明の他の目的は、この方法により処理したタービン・ブレードを提案することである。
この目的を満たす本発明の主題は、それぞれに関して記載された独立請求項の特徴によって特徴づけられる。
したがって、本発明によれば、研磨性コーティングを形成するためにシリコン・カーバイド（ＳｉＣ）粒子がタービン・ブレード表面に結合され、自己修復バリヤ層がＳｉＣ粒子上に形成されるタービン・ブレード・チップの処理方法が提供される。
拡散／反応防止バリヤとして作用するバリヤ層は自己修復性を有し、ＳｉＣ粒子の被膜にクラックがあっても、それらのクラックは自己修復性により再び塞がれてＳｉＣ粒子と金属成分との間の接触が永久に防止されるので、劣化を生じることはない。これにより研磨性コーティングの寿命が明確に延長されることになる。
この方法を遂行する好ましい方法では、ＳｉＣ粒子がブレード・チップ表面に付与される前に、それらのＳｉＣ粒子上に自己修復バリヤ層が形成される。これは、ＳｉＣ粒子によるコーティングの簡単化且つ効率化を助成する。
自己修復バリヤ層は、クロム（Ｃｒ）、ジルコニウム（Ｚｒ）、チタン（Ｔｉ）、タンタル（Ｔａ）、ニオブ（Ｎｂ）、ハフニウム（Ｈｆ）、イットリウム（Ｙ）、スカンジウム（Ｓｃ）、トリウム（Ｔｈ）、ウラン（Ｕ）、モリブデン（Ｍｏ）を含む群、およびそれらの列挙した元素の合金から選ばれた金属を被覆して好ましく形成される。これらの材料の被覆は自己修復する良好なバリヤ層を形成することになる。
バリヤ層はクロムまたはクロム合金を被覆して形成されることが特に好ましい。クロムを被覆することで、熱力学的に安定したクロム−シリコン−カーバイド層Ｃｒ5Ｓｉ3ＣがＣｒ−ＳｉＣ境界層に形成され、これが拡散プロセスおよび化学反応プロセスに抗するバリヤを形成する。クラックが生じてＣｒ−ＳｉＣ境界層を通って延在するならば、このクラック領域の内部にクロムが侵入してそれを塞ぐ。
この方法を遂行する有利な方法によれば、ＳｉＣ粒子は金属マトリックス中に埋入されてブレード・チップ表面に結合される。ＳｉＣ粒子は、ＭＣｒＡｌＸマトリックス（Ｍはニッケル（Ｎｉ）および（または）コバルト（Ｃｏ）および（または）鉄（Ｆｅ）を指し、Ｘはイットリウム（Ｙ）および（または）ジルコニウム（Ｚｒ）および（または）ハフニウム（Ｈｆ）を指す）中に埋入することが立証されている。
研磨性コーティングを形成する好ましい可能な方法は、バリヤ層を備えたＳｉＣ粒子をキャリヤ、例えば薄い金属プレートに固定し、引続きコーティングにより金属マトリックスを形成してキャリヤから遠いＳｉＣ粒子の少なくとも表面部分をその金属マトリックス中に埋入させ、キャリヤから遠いその表面をブレード・チップに固定して、キャリヤを取外す方法である。この方法は、ＳｉＣ粒子とブレード・チップ表面との間に間隙や穴が生じないことを保証し、これにより特に良好で信頼できるＳｉＣ粒子の固定が達成される。
同じ利点をもたらす同様に好ましい変形方法は、ＳｉＣ粒子を例えば薄い金属プレートのキャリヤに固定し、特にＰＶＤ方法によってバリヤ層をＳｉＣ粒子上に形成し、引続き金属マトリックスを形成してキャリヤから遠いＳｉＣ粒子の少なくとも表面部分をその金属マトリックス中に埋入させ、キャリヤから遠いその表面をブレード・チップに固定して、キャリヤを取外すことで遂行される。
これらの二つの異なる方法において、キャリヤから遠い表面はロウ付けによってブレード・チップに固定されることが好ましい。
実際上の理由で、蒸気相からの物理的沈着、換言すればＰＶＤ方法、特に高速ＰＶＤ方法によって金属マトリックスを形成することが好ましい。
別の方法は、ＳｉＣ粒子がロウ付けによってブレード・チップに結合されて行われる方法である。
この構成において、ロウ付けの前にＭＣｒＡｌＸ層（Ｍはニッケル（Ｎｉ）および（または）コバルト（Ｃｏ）および（または）鉄（Ｆｅ）を指し、Ｘはイットリウム（Ｙ）および（または）ジルコニウム（Ｚｒ）および（または）ハフニウム（Ｈｆ）を指す）が最初にブレード・チップに形成されるならば、有利となる。ＭＣｒＡｌＸ層はＰＶＤ方法、特に高速ＰＶＤ方法によって形成されることが好ましい。
他の可能な方法は、ＳｉＣ粒子をレーザー溶接によってブレード・チップに結合させる方法である。
特に、ＳｉＣ粒子をロウ付けする場合には、ＳｉＣ粒子がバリヤ層に加えて保護層、好ましくはＭＣｒＡｌＸ（Ｍはニッケル（Ｎｉ）および（または）コバルト（Ｃｏ）および（または）鉄（Ｆｅ）を指し、Ｘはイットリウム（Ｙ）および（または）ジルコニウム（Ｚｒ）および（または）ハフニウム（Ｈｆ）を指す）の保護層を与えられると有利である。
本発明によるタービン・ブレードは、本発明の方法によって処理されたブレード・チップを有することを特徴とする。
特にこれは、ブレード・チップにＳｉＣ粒子を含む研磨性コーティングを備え、そのＳｉＣ粒子が自己修復バリヤ層を有しているタービン・ブレードである。得られる利点は本発明の方法における利点と同じである。
タービン・ブレードの好ましい実施例では、バリヤ層はクロム（Ｃｒ）、ジルコニウム（Ｚｒ）、チタン（Ｔｉ）、タンタル（Ｔａ）、ニオブ（Ｎｂ）、ハフニウム（Ｈｆ）、イットリウム（Ｙ）、スカンジウム（Ｓｃ）、トリウム（Ｔｈ）、ウラン（Ｕ）、モリブデン（Ｍｏ）を含む群、およびそれらの列挙した元素の合金から選ばれた金属を被覆して形成される。
バリヤ層はクロムまたはクロム合金を被覆して形成されることが特に好ましい。
タービン・ブレードの好ましい実施例では、ＳｉＣ粒子は金属マトリックス中に埋入されることでブレード・チップ表面に結合される。
ＳｉＣ粒子はＭＣｒＡｌＸマトリックス（Ｍはニッケル（Ｎｉ）および（または）コバルト（Ｃｏ）および（または）鉄（Ｆｅ）を指し、Ｘはイットリウム（Ｙ）および（または）ジルコニウム（Ｚｒ）および（または）ハフニウム（Ｈｆ）を指す）中に埋入されることが特に好ましい。
本発明の他の有利な方策および好ましい実施例が従属請求項から得られる。
本発明は実施例を参照し、また図面によってさらに詳細に説明される。
図１は、全体を符号１で示された本発明によるタービン・ブレードの実施例を概略的に示している。タービン・ブレード１はブレード・チップ１１を有し、ブレード・チップとは回転軸線からもっとも遠いタービン・ブレード１の端部を意味する。研磨性層１２はブレード・チップ１１の表面上に備えられ、知られているようにタービンの作動状態において磨耗性シール４１と協働する。磨耗性シール４１は担持媒体４２によりタービンのハウジング４に固定される。磨耗性シール４１は、例えばセラミック材料で形成できる。研磨性層１２は後述する本発明による方法で形成される。
タービン・ブレード１の回転方向は↑Ｄで示されており、換言すればタービン・ブレード１は図面の紙面へ向けて回転する。少なくとも最初の数時間に及ぶ作動の間、タービン・ブレード１は磨耗性シール４１を研磨または切削する。その結果、ブレード・チップ１１と磨耗性シール４１との間のクリアランスすなわち間隙は可能な限り小さくなり、非常にわずかな高エネルギ・ガスだけしか未使用状態でこの間隙を通して漏出できなくなる。
タービン・ブレード１のブレード・チップ１１を処理する本発明による方法は、特にシリコン・カーバイド（ＳｉＣ）粒子が研磨性コーティングを形成するためにブレード・チップ１１の表面に結合され、ＳｉＣ粒子の表面には自己修復バリヤ層が備えられることを特徴とする。
図２は被覆されたＳｉＣ粒子の一実施例の断面図を示しており、その粒子は全体的に符号３を付されている。被覆を有するＳｉＣ粒子は実際のＳｉＣ粒子３１と、自己修復バリヤ層３２と、バリヤ層３２を保護するためにＳｉＣ粒子３１を被覆している材料３３とを含む。
ＳｉＣは熱力学的に安定しないものであることが知られている。特に、例えばニッケル（Ｎｉ）やニッケル合金のような金属や金属化合物と接触すると、ＳｉＣは劣化を生じる。これは別のニッケル−シリコン化合物の形態をしたシリカイドの形成および純炭素の析出を生じ、ＳｉＣはＮｉとの接触により分解される。
このことからＮｉおよびＮｉ化合物が非常に重大となる。なぜなら、作動温度が例えば８００℃を超える非常に高温であるタービン・ブレードを製造するために典型的に使用される超合金の多くは、ニッケル基合金だからである。
ニッケル（またはタービン・ブレードの別の金属元素）およびＳｉＣ粒子の間の接触を防止するために、本発明によれば、ＳｉＣの拡散およびその周囲の金属物質との化学反応に抗するバリヤとして作用する自己修復バリヤ層３２がＳｉＣ粒子３１の表面に備えられる。これを目的として、例えばＳｉＣよりも熱力学的により安定しているカーバイドやカーバイド化合物をＳｉＣ粒子の表面上に形成することができる。
本発明で重要となるバリヤ層３２の特徴は、自己修復性である。バリヤ層３２は活性層であり、傷ついた場合にはそれ自体で「修復」する。これは、バリヤ層３２を通してＳｉＣまで延在するクラックや傷がある場合、材料３３を有する層からクラックや傷領域の内部へ粒子が拡散し、シリコンと結合して、バリヤ層３２のクラックや傷を塞ぐことを意味する。ＳｉＣ粒子３１の劣化はこの自己修復性によって効果的に回避され、これは、特に耐久性に優れ且つ完全な機能を果たす研磨性層１２が形成され、その研磨性層１２は８００℃超の温度で安定性を維持し、酸化せず、磨耗性シール４１に対する非常に良好な切削性と研磨性を有することを意味する。
本発明を遂行する特に好ましい方法では、バリヤ層３２は、クロム（Ｃｒ）、ジルコニウム（Ｚｒ）、チタン（Ｔｉ）、タンタル（Ｔａ）、ニオブ（Ｎｂ）、ハフニウム（Ｈｆ）、イットリウム（Ｙ）、スカンジウム（Ｓｃ）、トリウム（Ｔｈ）、ウラン（Ｕ）、モリブデン（Ｍｏ）の元素の一つでＳｉＣ粒子３１を被覆することで形成される。列挙した元素の合金もまたバリヤ層の形成に使用できる。それらの元素の被覆は、ＳｉＣよりも熱力学的に安定したカーバイドを形成することになる。
以下に、ＳｉＣ粒子にクロムを被覆することで本発明によるバリヤ層３２が形成される特に関係する実際的に好ましい例が参照される。しかしながらこの説明は他の元素や合金に対しても同様に与えられる。
粒子３は、金属マトリックス内に埋入させることでブレード・チップの表面に結合されることが好ましい。図３は、タービン・ブレードのブレード・チップ１１上の研磨性層１２を通る断面を示している。被覆された粒子３がブレード・チップ１１の表面に備えられている金属マトリックス５に埋入される。金属マトリックス５はＭＣｒＡｌＸ（Ｍはニッケル（Ｎｉ）および（または）コバルト（Ｃｏ）および（または）鉄（Ｆｅ）を指し、Ｘはイットリウム（Ｙ）および（または）ジルコニウム（Ｚｒ）および（または）ハフニウム（Ｈｆ）を指す）のマトリックスであることが好ましい。
本発明による幾つかの特別な実施例が以下に説明される。
好ましい方策は、ブレード・チップ１１の表面にＳｉＣ粒子３１を付与する前に、ＳｉＣ粒子３１に被膜を形成することである。市販されて入手可能なＳｉＣ粒子が開始材料として使用される。その粒子は最大５００μｍ（マイクロメートル）の直径、特に３００〜４００μｍの直径を有することが好ましい。その後、ＳｉＣ粒子はできるだけ均等な、例えば約１０μｍ厚のクロム層３３を形成するように、クロム（Ｃｒ）を被覆される。クロムの被覆は周知のあらゆる方法で行える。クロム層３３の形成には熱化学処理、パック・セメンテーション、蒸気相からの物理的または化学的沈着（ＰＶＤ（物理的蒸着）ＣＶＤ（化学的蒸着））、溶液またはスラリーからの沈着、または電気的処理が特に適している。クロム層を形成するそれらの方法は、当業者に一般に知られており、これ以上の説明は必要ない。
ＳｉＣ粒子３１（図２）が被膜を形成されたならば、ＳｉＣとＣｒとの境界域で化学式Ｃｒ5Ｓｉ3Ｃのクロム−シリコン−カーバイドの層の形成が行われる。このバリヤ層３２は外面をＣｒ元素の層３３で囲まれる。Ｃｒ5Ｓｉ3Ｃは特に自己修復性を有する。クラックが生じたならば、Ｃｒ元素が層３３からクラック領域の内部に拡散してそのクラックを修復する。これにより、他の金属元素（例えばニッケル）がタービン・ブレードを形成する合金または金属マトリックス５からＳｉＣに拡散することを防止され、したがって研磨性コーティングの劣化が防止される。Ｃｒ5Ｓｉ3Ｃ−ＳｉＣ系は１０００℃の温度であっても熱力学的および科学的に安定している。
特に良好で、僅かまたは無孔のバリヤ層３２、換言すればＣｒ5Ｓｉ3Ｃ層を形成できることを保証するために、クロムまたはクロム合金で被覆されたＳｉＣ粒子３に引続き熱処理（９００〜１６００℃の範囲が好ましい）を施すことが有利である。
ＳｉＣ粒子３１はクロムを被覆された後で、タービン・ブレード１のブレード・チップ１１の表面に結合されねばならない。タービン・ブレードは通常は例えばインコネル７１８（登録商標）の名称で入手できるニッケル基合金のような超合金で製造されている。クロム層３３とバリヤ層３２とを備えたＳｉＣ粒子３１はまずブレード・チップ１１の表面に仮固定される。これはエポキシ樹脂による接着や重合処理によって行われる。引続き金属マトリックス５（図３参照）がブレード・チップ１１上に形成され、その中にＳｉＣ粒子３が埋入される。好ましい方法によれば、ＭＣｒＡｌＸ（ＭとしてＮｉ元素が好ましい）系の金属マトリックス５が蒸気相からの物理的沈着（ＰＶＤ：物理的蒸着）によって形成される。これに適したさまざまなＰＶＤ方法が当業者に知られており、これに関してこれ以上の説明は不要である。ＨＳ−ＰＶＤ方法（ＨＳ：高速）が特に適しており、この方法では特に高い沈着率が使用される。金属マトリックス５は、この例では約３５０μｍの厚さに形成される。金属マトリックスの沈着によってＳｉＣ粒子はそのマトリックス中に埋入され、これによりブレード・チップ１１の表面に対して強固に固定される。したがって、タービン・ブレード１はブレード・チップ１１の上に、研磨および（または）研削部材として被覆したＳｉＣ粒子を含む研磨性層１２を受止める。
これに代えて、例えばエポキシ樹脂を使用して未被覆ＳｉＣ粒子３１をブレード・チップ１１にしっかり接着した後、第一の段階としてＰＶＤ方法によりそのＳｉＣ粒子３１に被覆を施してバリヤ層３２およびクロム層３３を形成し、最後に第二の段階としてＰＶＤ方法によりブレード・チップ１１の上に金属マトリックス５を沈着させ、これによりＳｉＣ粒子が金属マトリックス５内に埋入されてブレード・チップ１１に結合されるようにすることができる。
ＳｉＣ粒子３とブレード・チップ１１との間のより良好でさらに耐久性に優れた結合を達成するために、図４に見られる本発明の方法の実施例が適当である。
図４の頂面図に示されるように、被覆済みＳｉＣ粒子は例えばエポキシ樹脂７を使用して接着することにより、まずキャリヤ６に固定される。キャリヤ６は約１〜２ｍｍ厚の金属プレート、例えばＮｉプレートまたはニッケル基合金のインコネル７１８（登録商標）で形成されたプレートであることが好ましい。これは図４で上から二番目の図に示されている。この段階により、図面によれば被覆済みＳｉＣ粒子３のそれぞれの表面部分の上端、および好ましくは少なくとも上半分が金属マトリックス５によってコーティングされる。図４の上から三番目の図が示すように、キャリヤ６はここで上面を下にして反転され、ＳｉＣ粒子を覆っている金属マトリックス５がロウ付けによってブレード・チップ１１の表面に固定され、これによりＭＣｒＡｌＸで被覆されているＳｉＣ粒子の「足（ｆｅｅｔ）」がロウ材層８中に埋入される。最後に、図４の下図が示すように、キャリヤ６が取外される。これは、曲げ、剥取り、研磨または他の適当な処理方法で行うことができる。
この方法は、ＳｉＣ粒子とブレード・チップ１１の表面との間に空間がまったく形成されないことを保証する。これによってＳｉＣ粒子３とブレード・チップ１１との間には特に良好で信頼できる結合が得られ、これにより研磨性層１２は特に良好且つ耐久性に優れた状態でブレード・チップ１１に固定される。
これに代えて、図４に見られる方法では、まず未被覆ＳｉＣ粒子３１をキャリヤ６上にしっかりと接着した後、ＳｉＣ粒子３１に先ずＰＶＤ処理によってクロム層か、可能な代替層３３の一つを与え、これによりバリヤ層３２を形成することもできる。クロム層は約１０ミクロンの厚さで与えられることが好ましい。引続き例えば１００〜２００μｍ厚のＭＣｒＡｌＸ層が同様にＰＶＤによって付与され、これによりＣｒ被覆済みＳｉＣ粒子３のそれぞれの姫部分の図面における上端、および好ましくは少なくとも上半分が金属ＭＣｒＡｌＸでコーティングされる。ここで部分的にＭＣｒＡｌＸ被覆されたＳｉＣ粒子３を有するキャリヤ６は反転され、ＳｉＣ粒子を覆っているＭＣｒＡｌＸマトリックス５がロウ付けによりブレード・チップ１１の表面に固定され、これによりＭＣｒＡｌＸで覆われたＳｉＣ粒子の「足」がロウ材層の中に埋入される。最後に、キャリヤ６が取外される。
ＰＶＤ方法による金属マトリックス５の形成の代替例として、Ｃｒ被覆済みＳｉＣ粒子３をロウ付けによって金属マトリックス中に埋入し、それらをブレード・チップ１１の表面に固定することもできる。ＳｉＣ粒子３がロウ付けによってブレード・チップに固定されるならば、Ｃｒ被覆されたＳｉＣ粒子３をまずブレード・チップ１１に例えばエポキシ樹脂を使用して接着することによって仮固定した後、ロウ付け処理を開始することも有利である。
適当な硬質はんだが特定の適用例に応じて選ばれる。ニッケル基合金のインコネル７１８（登録商標）で形成されたタービン・ブレード１に典型的な特徴を与える幾つかの可能な例を以下に説明する。
充填材（フィラー）の使用に拘わらずにロウ付けを実施することは基本的に可能である。適当なロウ材は、例えばアムドリー（Ａｍｄｒｙ（登録商標））の名称で出願人が販売している製品グループに属する硬質はんだである。例えば、アムドリー９３６（Ｎｉ−Ｍｎ−Ｓｉ−Ｂ−Ｃｕ−Ｒｅ高温ロウ材）またはアムドリー７７５（ＣｒおよびＢ（ボロン）を含むニッケル基合金のはんだ）が特に適している。フィラーが使用されるならば、アムドリー９９５１がこれに特に適している。これはＮｉ，Ｃｒ，ＡｌおよびＹを含むＣｏ基合金である。
被覆墨のＳｉ粒子が埋入されるＭＣｒＡｌＸマトリックス５もまたロウ付け処理によって形成できる。
有利な方策は、ロウ付けの前に、例えば約５０μｍ厚でＰＶＤ方法により形成されることが好ましいＭＣｒＡｌＸ層をブレード・チップ１１に形成することである。その後、Ｃｒ被覆済みＳｉＣ粒子３がロウ付けによってこの層の上に固定される。仮形成されたＭＣｒＡｌＸ層はブレード・チップ１１の材料とＳｉＣ粒子３との間の中間バリヤとして作用して、ロウ付け時のブレード材料のインコネル７１８からのＮｉの拡散を防止するか、少なくとも非常に減少させる。
他の変形方法は、被覆済みのＳｉＣ粒子をレーザー溶接によってブレード・チップに固定することである。レーザー溶接によりブレード・チップ１１上にＭＣｒＡｌＸ（Ｘはイットリウム（Ｙ）であることが好ましい）層をまず形成し、その後にレーザー溶接によりブレード・チップ１１上にＣｒ被覆済みＳｉＣ粒子を固定する（ＭＣｒＡｌＸに富むフィラー材料を使用することが好ましい）という方法も可能である。して、ＳｉＣ粒子３はレーザー溶接によりブレード・チップ上のＭＣｒＡｌＸマトリックスに埋入されることもできる。
特にロウ付けおよびレーザー溶接を使用する方法では、Ｃｒ被覆済みＳｉＣ粒子３が溶接またはレーザー処理される前に追加の保護層で包まれるならば有利となる。この保護層もまたＭＣｒＡｌＸ系の材料（Ｍにはニッケル、Ｘにはイットリウムが好ましい）であることが好ましい。保護層の形成に使用できる張合わせ（ｃｌａｄｄｉｎｇ）方法は知られており、これ以上ここで説明する必要はない。
ブレード・チップ１１の上にＭＣｒＡｌＸマトリックスをまず沈着させ（ＰＶＤ方法によることが好ましい）、また電気的に、またはそれぞれ電気化学方法で被覆済みＳｉＣ粒子３を埋入することも可能である。
本発明による方法で処理されたブレード・チップは、処理後に追加の熱処理を施せることが理解されるであろう。そのような処理の最適化は特定の適用例に応じて行われる。
本発明によるタービン・ブレードの実施例である。 本発明による実施例とするバリヤ層を備えたＳｉＣ粒子の概略図である。 本発明による方法を使用して形成されたタービン・ブレード・チップ上の研磨性層を通る断面図である。 この方法を遂行する好ましい方法である。
１ タービン・ブレード
３ 粒子
４ ハウジング
５ 金属マトリックス
６ キャリヤ
７ エポキシ樹脂
８ ロウ材層
１１ ブレード・チップ
１２ 研磨性層
３１ ＳｉＣ粒子
３２ バリヤ層
３３ クロム層
４１ 磨耗性シール
４２ 担持媒体

Claims (18)

  1. 研磨性コーティングを形成するためにシリコン・カーバイド（ＳｉＣ）粒子（３１）をブレード・チップ（１１）の表面に結合させるタービン・ブレードのブレード・チップの処理方法であって、自己修復バリヤ層（３２）がＳｉＣ粒子（３１）の上に形成され、その自己修復バリヤ層（３２）が、クロム（Ｃｒ）、ジルコニウム（Ｚｒ）、チタン（Ｔｉ）、タンタル（Ｔａ）、ニオブ（Ｎｂ）、ハフニウム（Ｈｆ）、イットリウム（Ｙ）、スカンジウム（Ｓｃ）、トリウム（Ｔｈ）、ウラン（Ｕ）、モリブデン（Ｍｏ）およびそれらの元素の合金を含む群から選ばれた材料をＳｉＣ粒子（３１）に被覆することによって形成されることを特徴とする方法。
  2. ＳｉＣ粒子（３１）をブレード・チップ（１１）の表面に付与する前にＳｉＣ粒子（３１）の表面上に自己修復バリヤ層（３２）が形成される請求項１に記載された方法。
  3. クロムまたはクロム合金を被覆することで自己修復バリヤ層（３２）が形成される請求項１または請求項２に記載された方法。
  4. ブレード・チップ（１１）の表面の金属マトリックス（５）に埋入させることでＳｉＣ粒子（３１）がブレード・チップ（１１）の表面に結合される請求項１から請求項３までのいずれか一項に記載された方法。
  5. ＳｉＣ粒子（３１）がＭＣｒＡｌＸマトリックス（５）（Ｍはニッケル（Ｎｉ）および（または）コバルト（Ｃｏ）および（または）鉄（Ｆｅ）を指し、Ｘはイットリウム（Ｙ）および（または）ジルコニウム（Ｚｒ）および（または）ハフニウム（Ｈｆ）を指す）に埋入される請求項４に記載された方法。
  6. バリヤ層（３２）を備えたＳｉＣ粒子（３１）をキャリヤ（６）に固定し、
    引続き金属マトリックスを形成して、キャリヤ（６）から遠いＳｉＣ粒子（３）の少なくとも表面部分をその金属マトリックス中に埋入させ、
    キャリヤ（６）を取外す、請求項１から請求項５までのいずれか一項に記載された方法。
  7. ＳｉＣ粒子（３１）をキャリヤ（６）に固定し、
    ＰＶＤ方法によってバリヤ層（３２）をＳｉＣ粒子上に形成し、
    引続き被覆によって金属マトリックス（５）を形成してキャリヤ（６）から遠いＳｉＣ粒子（３１）の少なくとも表面部分をその金属マトリックス中に埋入させ、
    キャリヤ（６）から遠いその表面をブレード・チップ（１１）に固定し、
    キャリヤ（６）を取外す、請求項１から請求項６までのいずれか一項に記載された方法。
  8. キャリヤ（６）から遠い表面をロウ付けによってブレード・チップ（１１）に固定する請求項６または請求項７に記載された方法。
  9. 金属マトリックス（５）が物理的蒸着により、換言すればＰＶＤ方法、特に高速ＰＶＤ方法によって、蒸気相から形成された請求項３から請求項８までのいずれか一項に記載された方法。
  10. ＳｉＣ粒子（３１）がロウ付けによってブレード・チップ（１１）に結合される請求項１から請求項８までのいずれか一項に記載された方法。
  11. ロウ付けの前に、ＭＣｒＡｌＸ層（Ｍはニッケル（Ｎｉ）および（または）コバルト（Ｃｏ）および（または）鉄（Ｆｅ）を指し、Ｘはイットリウム（Ｙ）および（または）ジルコニウム（Ｚｒ）および（または）ハフニウム（Ｈｆ）を指す）がまずブレード・チップ（１１）上に形成される請求項１０に記載された方法。
  12. ＳｉＣ粒子（３１）がレーザー溶接によってブレード・チップ（１１）に結合される請求項１から請求項８までのいずれか一項に記載された方法。
  13. ＳｉＣ粒子（３１）がバリヤ層（３２）に加えて保護層、好ましくはＭＣｒＡｌＸの保護層（Ｍはニッケル（Ｎｉ）および（または）コバルト（Ｃｏ）および（または）鉄（Ｆｅ）を指し、Ｘはイットリウム（Ｙ）および（または）ジルコニウム（Ｚｒ）および（または）ハフニウム（Ｈｆ）を指す）を形成される請求項１から請求項１２までのいずれか一項に記載された方法。
  14. ブレード・チップ（１１）が請求項１から請求項１３までのいずれか一項に記載された方法で処理されたタービン・ブレード。
  15. ブレード・チップ（１１）が研磨性層（１２）を形成され、研磨性層はシリコン−カーバイド（ＳｉＣ）粒子を含んでいるタービン・ブレードであって、ＳｉＣ粒子（３１）が自己修復バリヤ層（３２）を有し、その自己修復バリヤ層（３２）が、クロム（Ｃｒ）、ジルコニウム（Ｚｒ）、チタン（Ｔｉ）、タンタル（Ｔａ）、ニオブ（Ｎｂ）、ハフニウム（Ｈｆ）、イットリウム（Ｙ）、スカンジウム（Ｓｃ）、トリウム（Ｔｈ）、ウラン（Ｕ）、モリブデン（Ｍｏ）、およびそれら元素の合金を含む群から選ばれた材料をＳｉＣ粒子（３１）に被覆することによって形成されることを特徴とするタービン・ブレード。
  16. クロムまたはクロム合金を被覆することでバリヤ層（３２）が形成された請求項１５に記載されたタービン・ブレード。
  17. 金属マトリックスに埋入させることでＳｉＣ粒子（３１）がブレード・チップの表面に結合された請求項１５または請求項１６に記載されたタービン・ブレード。
  18. ＳｉＣ粒子（３１）がＭＣｒＡｌＸ（Ｍはニッケル（Ｎｉ）および（または）コバルト（Ｃｏ）および（または）鉄（Ｆｅ）を指し、Ｘはイットリウム（Ｙ）および（または）ジルコニウム（Ｚｒ）および（または）ハフニウム（Ｈｆ）を指す）のマトリックス（５）に埋入された請求項１７に記載されたタービン・ブレード。
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Families Citing this family (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101372342B1 (ko) * 2007-05-04 2014-03-12 리버디 엔지니어링 리미티드 가스 터빈 부품에 연마 코팅을 제조하기 위한 방법
GB2449862B (en) * 2007-06-05 2009-09-16 Rolls Royce Plc Method for producing abrasive tips for gas turbine blades
US20090291323A1 (en) * 2008-05-23 2009-11-26 United Technologies Corporation Dispersion strengthened ceramic thermal barrier coating
GB0822703D0 (en) * 2008-12-15 2009-01-21 Rolls Royce Plc A component having an abrasive layer and a method of applying an abrasive layer on a component
EP2253803B1 (en) 2009-05-21 2018-12-12 Rolls-Royce plc Composite aerofoil blade with wear-resistant tip and corresponding method
US8576965B2 (en) * 2009-10-30 2013-11-05 Qualcomm Incorporated Methods and systems for interference cancellation in multi-mode coexistence modems
US20110105037A1 (en) * 2009-10-30 2011-05-05 Qualcomm Incorporated Methods and systems for interference cancellation in multi-mode coexistence modems
DE102010015974A1 (de) * 2010-03-09 2011-09-15 Friedrich-Alexander-Universität Erlangen-Nürnberg Beschichtung für Hochtemperaturbauteil mit selbstheilender Reparaturschicht
CH704833A1 (de) 2011-04-04 2012-10-15 Alstom Technology Ltd Komponente für eine Turbomaschine und ein Verfahren zum Herstellen einer derartigen Komponente.
US9663374B2 (en) 2011-04-21 2017-05-30 The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy Situ grown SiC coatings on carbon materials
US8807955B2 (en) 2011-06-30 2014-08-19 United Technologies Corporation Abrasive airfoil tip
ES2395645B1 (es) * 2011-07-29 2013-12-16 Airbus Operations, S.L. Escudo protector contra impactos de hielo en aeronaves.
US9101996B2 (en) * 2012-05-09 2015-08-11 Siemens Energy, Inc. Low melting point braze alloy for high temperature applications
US10982551B1 (en) 2012-09-14 2021-04-20 Raytheon Technologies Corporation Turbomachine blade
US9598973B2 (en) 2012-11-28 2017-03-21 General Electric Company Seal systems for use in turbomachines and methods of fabricating the same
WO2014151101A1 (en) 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Turbine blade tip treatment for industrial gas turbines
EP2781691A1 (en) * 2013-03-19 2014-09-24 Alstom Technology Ltd Method for reconditioning a hot gas path part of a gas turbine
US9909428B2 (en) * 2013-11-26 2018-03-06 General Electric Company Turbine buckets with high hot hardness shroud-cutting deposits
GB201419412D0 (en) * 2014-10-31 2014-12-17 Rolls Royce Plc Rotary device
CN104384509A (zh) * 2014-11-14 2015-03-04 北京矿冶研究总院 一种抗高温合金侵蚀的耐磨材料及其制备方法
US20160237832A1 (en) * 2015-02-12 2016-08-18 United Technologies Corporation Abrasive blade tip with improved wear at high interaction rate
US10316413B2 (en) * 2015-08-18 2019-06-11 Baker Hughes, A Ge Company, Llc Self-healing coatings for oil and gas applications
US11130191B2 (en) * 2016-07-22 2021-09-28 Hamilton Sundstrand Corporation Method of manufacturing metal articles
US10669856B1 (en) * 2017-01-17 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil frequency design
US11261737B1 (en) 2017-01-17 2022-03-01 Raytheon Technologies Corporation Turbomachine blade
US10801336B1 (en) * 2017-01-17 2020-10-13 Raytheon Technology Corporation Gas turbine engine airfoil frequency design
US11199096B1 (en) 2017-01-17 2021-12-14 Raytheon Technologies Corporation Turbomachine blade
CN108161283A (zh) * 2017-12-19 2018-06-15 东南大学 一种制备低温焊接碳化硅涂层的方法
US10927685B2 (en) 2018-07-19 2021-02-23 Raytheon Technologies Corporation Coating to improve oxidation and corrosion resistance of abrasive tip system
US11028721B2 (en) 2018-07-19 2021-06-08 Ratheon Technologies Corporation Coating to improve oxidation and corrosion resistance of abrasive tip system
US11073028B2 (en) 2018-07-19 2021-07-27 Raytheon Technologies Corporation Turbine abrasive blade tips with improved resistance to oxidation
DE102018214752A1 (de) * 2018-08-30 2020-03-05 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Betrieb einer Gasturbine
CN111218584B (zh) * 2018-11-23 2021-08-17 中国科学院金属研究所 一种dz40m合金零件大间隙钎焊修复方法
US11939884B2 (en) 2019-07-30 2024-03-26 Siemens Energy, Inc. System and method for repairing high-temperature gas turbine blades
CN111485958B (zh) * 2020-04-20 2021-06-22 山东交通学院 一种燃气涡轮发动机的叶片的叶尖涂层
US11536151B2 (en) 2020-04-24 2022-12-27 Raytheon Technologies Corporation Process and material configuration for making hot corrosion resistant HPC abrasive blade tips
CN111962066B (zh) * 2020-08-20 2022-10-25 西安交通大学 一种棱边平齐且呈锯齿状排列的叶尖切削涂层及其制备方法
EP4245963A1 (en) * 2022-03-16 2023-09-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Rotor blade, method for manufacturing a rotor blade and a gas turbine engine
CN116201759A (zh) * 2023-01-18 2023-06-02 河北德林机械有限公司 一种融进小颗粒合金镀层技术的渣浆泵产品

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2657246C2 (de) * 1976-12-17 1978-09-28 Hoechst Ag, 6000 Frankfurt Original eines Informationsträgers, Verfahren zum Herstellen des Originals, Verfahren zum Herstellen einer Matrize zum Prägen des Originals sowie Informa tionsträger, der mit der Matrize hergestellt ist
US4249913A (en) * 1979-05-21 1981-02-10 United Technologies Corporation Alumina coated silicon carbide abrasive
IL75564A (en) * 1984-06-25 1988-02-29 United Technologies Corp Abrasive surfaced article for high temperature service
JPS61249275A (ja) * 1985-04-26 1986-11-06 Inoue Japax Res Inc 砥粒の製造方法
WO1987007197A1 (en) * 1986-05-22 1987-12-03 Cline Carl F Method for production of cermets of abrasive materials
JPS6350367A (ja) * 1986-08-21 1988-03-03 科学技術庁無機材質研究所長 強靭性高密度の炭化けい素焼結体の製造法
US4741973A (en) * 1986-12-15 1988-05-03 United Technologies Corporation Silicon carbide abrasive particles having multilayered coating
JPH01287242A (ja) * 1988-05-11 1989-11-17 Hitachi Ltd 表面改質部品およびその製法
GB2301110A (en) * 1995-05-20 1996-11-27 Rolls Royce Plc Abrasive medium comprising silicon carbide coated with a barrier material
JP3001412B2 (ja) * 1996-04-15 2000-01-24 日本航空電子工業株式会社 機能皮膜の形成方法
US5935407A (en) * 1997-11-06 1999-08-10 Chromalloy Gas Turbine Corporation Method for producing abrasive tips for gas turbine blades
US5997248A (en) * 1998-12-03 1999-12-07 Sulzer Metco (Us) Inc. Silicon carbide composition for turbine blade tips
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
JP2002256808A (ja) * 2001-02-28 2002-09-11 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼エンジン、ガスタービン及び研磨層
JP3930403B2 (ja) * 2002-09-06 2007-06-13 三菱重工業株式会社 タービン動翼及びタービン動翼の製造方法

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