JP4873087B2 - 表面処理方法、タービン動翼、ガスタービンエンジン、及び蒸気タービンエンジン - Google Patents

Description

本発明は、表面処理方法、タービン動翼、ガスタービンエンジン、及び蒸気タービンエンジンに関する。

ジェットエンジン等のガスタービンエンジンに用いられるタービン動翼は、タービン部品の１つであって、部品本体としての動翼本体を具備している。
そして、タービン動翼における前記動翼本体の被処理部に対して、例えばアブレイシブ性及び耐酸化性を局所的に確保するような表面処理が施されている。
ここで、アブレイシブ性とは、相手部品を容易に削ることができる特性のことをいう。

即ち、前記動翼本体における前記被処理部以外の部位にマスキングをする。
そして、耐酸化金属を溶射材料として用い、前記動翼本体の前記被処理部に溶射によって耐酸化性のある下地コートを形成する。

更に、セラミクスを溶射材料として用い、前記下地コートの表側に溶射によって硬質の保護コートを形成する。

ところで、前記下地コート、前記保護コート等のコートは、溶射によって形成されているため、ブラスト処理，マスキングテープの貼り付け処理等の前記コートを形成に伴う前処理、マスキングテープの除去処理等の前記コートの形成に伴う後処理がそれぞれ必要である。

そのため、前記タービン動翼の製造時間が長くなって、前記タービン動翼の生産性の向上を図ることが容易でないという問題がある。

また、同じ理由により、前記コートが前記動翼本体から剥がれ易く、前記タービン動翼の品質が安定しないという問題がある。

なお、前述の問題は、前記タービン動翼に限らず、タービン部品、更には、前記タービン部品を含む金属部品においても生じるものである。

そこで、前述の問題を解決するために、本発明の第１の特徴は、ガスタービンエンジンに用いられかつ前記ガスタービンエンジンの軸心を中心として回転可能なタービン動翼の構成要素である動翼本体の翼の先端部に対して、耐酸化性とアブレイシブ性を確保するような表面処理を施すための表面処理方法であって、前記動翼本体を成形した後に、耐酸化金属の粉末とセラミックスの粉末を混合した混合材料の粉末から成形した成形体、或いは加熱処理した前記成形体により構成される電極を用い、電気絶縁性のある液中または気中において、前記電極と前記動翼本体の前記翼の先端部との間にパルス状の放電を発生させ、その放電エネルギーにより、前記電極の電極材料或いは該電極材料の反応物質の堆積と拡散と溶着の３つの混合現象によって、前記動翼本体の前記翼の先端部に強固に結合した耐酸化性及びアブレイシブ性のある保護コートを形成することである。

また、本発明の第２の特徴は、タービン動翼の構成要素である動翼本体の翼の前縁から腹面に亘った部位に対して、耐エロージョン性を確保するような表面処理を施すための表面処理方法であって、前記動翼本体を成形した後に、金属の粉末又は金属化合物の粉末とセラミックスの粉末を混合して成形した成形体、或いは加熱処理した前記成形体により構成される電極を用い、電気絶縁性のある液中又は気中において、前記動翼本体の翼の前縁から腹面に亘った部位と前記電極との間にパルス状の放電を発生させ、その放電エネルギーにより、前記電極の電極材料或いは該電極材料の反応物質の堆積と拡散と溶着の３つの混合現象によって、前記動翼本体の翼の前縁から腹面に亘った部位に強固に結合した耐エロージョン性のある硬質の保護コートを形成することである。

実施形態に係わるガスタービンエンジンの模式図である。 第１の実施形態に係わるタービン動翼の側面図である。 実施形態に係わる放電加工機の側面図である。 図４（ａ）及び図４（ｂ）は、第１の実施形態に係わるタービン部品の製造方法を説明する図である。 第１の実施形態の変形例に係わるタービン動翼の側面図である。 第２の実施形態に係わるタービン動翼の側面図である。 図７（ａ）及び図７（ｂ）は、第２の実施形態に係わる表面処理方法を説明する図である。 図８（ａ）は、図８（ｂ）におけるＶＩＩＩＡ−ＶＩＩＩＡに沿った図であって、図８（ｂ）は、第３の実施形態に係わるタービン動翼の側面図である。 図９（ａ）及び図９（ｂ）は、第３の実施形態に係わる表面処理方法を説明する図である。 第４の実施形態に係わるタービン動翼の側面図である。 図１１（ａ）、図１１（ｂ）、及び図１１（ｃ）は、第４の実施形態に係わる表面処理方法を説明する図である。 図１２（ａ）及び図１２（ｂ）は、第４の実施形態の変形例に係わる表面処理方法を説明する図である。 第５の実施形態に係わる蒸気エンジンの模式図である。 第５の実施形態に係わるタービン動翼の側面図である。 図１５（ａ）は、図１５（ｂ）を上からみた図であって、図１５（ｂ）は、第５の実施形態に係わる表面処理方法を説明する図である。 図１６（ａ）は、図１６（ｂ）を上からみた図であって、図１６（ｂ）は、第５の実施形態に係わる表面処理方法を説明する図である。 図１７は、第５の実施形態の変形例に係わるタービン動翼の側面図である。

以下、本発明をより詳細に説明するために、本発明の各実施形態につき、適宜に図面を参照して説明する。

なお、図面中において、「ＦＦ」は、前方向を指してあって、「ＦＲ」は、後方向を指している。また、説明中において、適宜に、「前後方向」のことをＸ軸方向といい、「左右方向」のことをＹ軸方向といい、「上下方向」のことをＺ軸方向という。

（第１の実施形態）
以下、第１の実施形態について図１、図２、図３、図４（ａ）、及び図４（ｂ）を参照して説明する。

図１及び図２に示すように、第１の実施形態に係わるタービン動翼１は、ジェットエンジン等のガスタービンエンジン３に用いられるタービン部品の一つであって、ガスタービンエンジンの３の軸心３ｃを中心として回転可能である。

タービン動翼１は、部品本体としての動翼本体５を具備しており、この動翼本体５は、翼７と、翼７の基端側に一体に形成されたプラットホーム９と、このプラットホーム９に形成されたダブテール１１とからなっている。
ここで、プラットホーム９は、燃焼ガスの流路面９ｆを有してあって、ダブテール１１は、タービンディスク（図示省略）のダブテール溝（図示省略）に嵌合可能である。なお、翼７の先端部が、動翼本体５の被処理部になっている。

そして、翼７の先端部には、後述のように、アブレイシブ性と耐酸化性のある新規な構成の保護コート１３が形成されており、保護コート１３の表側には、ピーニング処理が施されている。換言すれば、第１の実施形態に係わる新規な表面処理方法に基づいて、翼７の先端部に対して耐酸化性とアブレイシブ性を確保するような表面処理が施されている。

図３に示すように、実施形態に係わる放電加工機１５は、翼７の先端部等、タービン部品における部品本体の被処理部に対して、表面処理を施すための使用される装置であって、Ｘ軸方向及びＹ軸方向へ延びたベッド１７を具備している。また、ベッド１７には、テーブル１９が設けられており、このテーブル１９は、Ｘ軸サーボモータ（図示省略）の駆動によってＸ軸方向へ移動可能であって、Ｙ軸サーボモータ（図示省略）の駆動によってＹ軸方向へ移動可能である。

テーブル１９には、加工油等の電気絶縁性のある液Ｓを貯留する加工槽２１が設けられており、この加工槽２１内には、支持プレート２３が設けられている。
この支持プレート２３には、動翼本体５等、タービン部品における部品本体をセット可能な治具２５が設けられている。なお、治具２５は、電源２７に電気的に接続されている。

ベッド１７の上方には、加工ヘッド２９がコラム（図示省略）を介して設けられており、この加工ヘッド２９は、Ｚ軸サーボモータ（図示省略）の駆動によってＺ軸方向へ移動可能である。また、加工ヘッド２９には、電極３１を保持する保持部材３３が設けられている。なお、保持部材３３は、電源２７に電気的に接続されている。

ここで、電極３１は、耐酸化金属の粉末とセラミックスの粉末との混合粉末からプレスによる圧縮によって成形した成形体、或いは真空炉等によって加熱処理した前記成形体により構成されるものである。なお、電極３１は、圧縮によって成形する代わりに、泥漿、ＭＩＭ（Ｍｅｔａｌ Ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ Ｍｏｌｄｉｎｇ）、溶射等によって成形しても差し支えない。

また、電極３１を構成する前記耐酸化金属は、Ｍ−ＣｒＡｌＹ、ＮｉＣｒ合金のうちいずれか１種の金属又は２種以上の金属のことである。更に、Ｍ−ＣｒＡｌＹの中のＭとは、Ｃｏ、Ｎｉ、又はＣｏとＮｉのことであって、つまり、Ｍ−ＣｒＡｌＹとは、ＣｏＣｒＡｌＹ、ＮｉＣｒＡｌＹ、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹ、ＮｉＣｏＣｒＡｌＹのことをいう。なお、Ｓｉは、１０００℃を超える温度ではＮｉと共品を作る可能性があるので、Ｍ−ＣｒＡｌＹは、ＣｏＣｒＡｌＹ、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹが好ましい。

電極３１を構成する前記セラミックスは、ｃＢＮ、ＴｉＣ、ＴｉＮ、ＴｉＡｌＮ、ＴｉＢ２、ＷＣ、ＳｉＣ、Ｓｉ３Ｎ４、Ｃｒ３Ｃ２、Ａｌ２Ｏ３、ＺｒＯ２−Ｙ、ＺｒＣ、ＶＣ、Ｂ４Ｃのうちいずれか１種の材料又は２種以上の混合材料である。

なお、表１には、ｃＢＮ、各種炭化物、及び酸化物の常温でのビッカース硬さを示している。

なお、電極３１の先端部は、翼７の先端部の形状に近似した形状を呈している。

第１の実施形態に係わるタービン部品の製造方法は、タービン動翼１を製造するための方法であって、次のような（ｉ）本体成形工程と、（ｉｉ）コート形成工程と、（ｉｉｉ）ピーニング工程とを具備している。ここで、（ｉｉ）コート形成工程と（ｉｉｉ）ピーニング工程は、第１の実施形態に係わる新規な表面処理方法に基づいている。

（ｉ）本体成形工程
図４（ａ）に示すように、鍛造または鋳造によって動翼本体５の大部分を成形する。そして、研削加工等の機械加工によって動翼本体５残りの部分、例えばダブテール１１の外形部分を成形する。

（ｉｉ）コート形成工程
前記（ｉ）本体成形工程が終了した後に、翼７の先端部が上を向くように、治具２５に動翼本体５をセットする。次に、前記Ｘ軸サーボモータ及び前記Ｙ軸サーボモータの駆動によってテーブル１９をＸ軸方向及びＹ軸方向へ移動させることにより、翼７の先端部が電極３１に対向するように動翼本体５の位置決めを行う。なお、テーブル１９をＸ軸方向とＹ軸方向のうちのいずれかの方向に移動させるだけで足りる場合もある。

そして、電気絶縁性のある液Ｓ中において、電極３１と翼７の先端部との間にパルス状の放電を発生させる。これにより、図４（ｂ）に示すように、その放電エネルギーにより、電極３１の電極材料或いは該電極材料の反応物質の堆積と溶融と拡散の３つの混合現象によって、翼７の先端部に強固に結合した耐酸化性及びアブレイシブ性のある保護コート１３を形成することができる。なお、パルス状の放電を発生させる際に、前記Ｚ軸サーボモータの駆動によって電極３１を加工ヘッド２９と一体的にＺ軸方向へ僅かな移動量だけ往復させる。

（ｉｉｉ）ピーニング工程
前記（ｉｉ）コート形成工程が終了した後に、治具２５から動翼本体５を取り外して、ピーニング装置（図示省略）の所定位置にセットする。そして、前記ピーニング装置によって保護コート１３の表側にピーニング処理を施す。なお、ピーニング処理の具体的な態様は、ショットを用いたショットピーニング処理（例えば、特開２００１−１７０８６６号公報、特開２００１−２６００２７号公報、特開２０００−２２５５６７号公報等参照）、レーザ光を用いたレーザピーニング処理（例えば、特開２００２−２３６１１２号公報、特開２００２−２３９７５９号公報等参照）がある。

これで、タービン動翼１の製造が終了する。

次に、第１の実施形態の作用について説明する。

まず、保護コート１３は放電エネルギーにより形成されるため、保護コート１３の範囲を放電が生じる範囲に限定することができ、保護コート１３を形成に伴う前処理、及び保護コート１３の形成に伴う後処理をそれぞれ省略することができる。

また、同じ理由により、放電エネルギーにより形成された保護コート１３と動翼本体５の母材との境界部分Ｂは、組成比が傾斜する構造になっており、保護コート１３と動翼本体５の母材を強固に結合させることができる。

更に、保護コート１３の表側にはピーニング処理が施されているため、保護コート１３の表側に残留圧縮応力を与えることができる。

以上の如き、第１の実施形態態によれば、保護コート１３の範囲を放電が生じる範囲に限定することができ、保護コート１３を形成に伴う前処理、及び保護コート１３の形成に伴う後処理をそれぞれ省略できるため、タービン動翼１の製造に要する製造時間が短くなって、タービン動翼１の生産性の向上を容易に図ることができる。特に、耐酸化性のある下地コートを形成する工程と、アブレイシブ性のある保護コートを形成する工程によるのではなく、換言すれば、２つのコート形成工程によるのではなく、１つのコート形成工程によって動翼本体５の先端側に耐酸化性とアブレイシブ性のある保護コート１３を形成することができ、タービン動翼１の製造に要する製造時間を更に短縮することができる。

また、保護コート１３と動翼本体５の母材を強固に結合させることができるため、保護コート１３が動翼本体５の先端部から剥離し難くなって、タービン動翼１の品質を安定させることができる。

更に、保護コート１３の表側に残留圧縮応力を与えることができるため、保護コート１３の疲労強度を高めることができ、タービン動翼１の寿命を伸ばすことができる。

なお、本発明は、前述の第１の実施形態の説明に限るものではなく、タービン動翼１以外のタービン部品における部品本体の被処理部に対して、第１の実施形態に係わる新規な表面処理方法に基づいて耐酸化性とアブレイシブ性を確保するような表面処理を施す等、適宜の変更が可能である。

（変形例）
以下、第１の実施形態の変形例について図５、図１を参照して説明する。

図５に示すように、第１の実施形態の変形例に係わるタービン動翼３７は、タービン動翼１と同様に、ガスタービンエンジン３に用いられるタービン部品の一つであって、ガスタービンエンジンの３の軸心３ｃを中心として回転可能である。また、タービン動翼３７は、部品本体としての動翼本体３９を具備しており、この動翼本体３９は、翼７と、プラットホーム９と、ダブテール１１の他に、翼７の先端に形成されたシュラウド４１とからなっている。ここで、シュラウド４１は、燃焼ガスの流路面４１ｆを有してあって、一対のチップシール４３を備えている。なお、シュラウド４１における一対のチップシール４３の先端部が、動翼本体３９の被処理部になっている。

そして、一対のチップシール４３の先端部には、タービン動翼１における保護コート１３と同様に、新規な前記第１表面処理方法に基づいて、耐酸化性とアブレイシブ性のある保護コート４５がそれぞれ形成されてあって、保護コート４５の表側には、ピーニング処理が施されている。

従って、第１の実施形態の変形例においても、前述の第１の実施形態の作用及び効果と同様の作用及び効果を奏する。

（第２実施形態）
以下、第１の実施形態について図１、図３、図６、図７（ａ）、及び図７（ｂ）を参照して説明する。

図１に示すように、第２の実施形態に係わるタービン動翼４７は、第１の実施形態に係わるタービン動翼１と同様に、ジェットエンジン等のガスタービンエンジンに用いられるタービン部品の一つであって、ガスタービンエンジンの３の軸心３ｃを中心として回転可能である。

図６に示すように、タービン動翼４７は、部品本体としての動翼本体４９を具備しており、この動翼本体４９は、タービン動翼１における動翼本体５と同様に、翼７と、プラットホーム９と、ダブテール１１とからなっている。なお、翼７の先端部が、動翼本体５の第１被処理部になっており、翼７の先端部を含む翼面全体が、第２被処理部になっている。

そして、翼７の先端部、翼面全体に対して、新規な第２表面処理方法に基づいて次のような表面処理が施されている。換言すれば、翼７の先端部、翼面全体には、新規な構成のコートが形成されている。

即ち、翼７の先端部には、アブレイシブ性のある硬質の第１保護コート５１が放電エネルギーによって形成されている。具体的には、第１保護コート５１は、図７（ａ）に示す電極５３及び図３に示す実施形態に係わる放電加工機１５を用い、電気絶縁性のある液Ｓ中において、翼７の先端部と電極５３との間にパルス状の放電を発生させ、その放電エネルギーにより、電極５３の電極材料或いは該電極材料の反応物質を翼７の先端部に堆積、拡散、及び／又は溶着させることによって形成されるものである。なお、電気絶縁性のある液Ｓ中において、パルス状の放電を発生させる代わりに、電気絶縁性のある気中において、パルス状の放電を発生させるようにしても差し支えない。

ここで、電極５３は、金属の粉末、金属の化合物の粉末、セラミックスの粉末のうちいずれか１種の粉末又は２種以上の混合粉末からプレスによる圧縮によって成形した成形体、或いは真空炉等によって加熱処理した前記成形体により構成されるものである。なお、電極５３は、圧縮によって成形する代わりに、泥漿、ＭＩＭ（Ｍｅｔａｌ Ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ Ｍｏｌｄｉｎｇ）、溶射等によって成形しても差し支えない。

また、電極５３を構成する前記セラミックスは、第１の実施形態に係わる電極３１を構成する前記セラミックスと同じである。なお、電極５３の先端部は、翼７の先端部の形状に近似した形状を呈している。

一方、電極５３の代わりに、Ｓｉの固形物、Ｓｉの粉末からプレスによる圧縮によって成形した成形体、或いは真空炉等によって加熱処理した前記成形体により構成される電極５５を用いてもよい。そして、この場合には、アルカン炭化水素を含む電気絶縁性のある液中において、パルス状の放電を発生させる。なお、電極５５は、圧縮によって成形する代わりに、泥漿、ＭＩＭ（Ｍｅｔａｌ Ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ Ｍｏｌｄｉｎｇ）、溶射等によって成形しても差し支えない。

また、タービン動翼４７は、第１保護コート５１のカバレッジが６０％以上であって９５％以下になるように構成されている。なお、第１保護コート５１のカバレッジは、９０％以上であって９５％以下になるようにすることが望ましい。
ここで、カバレッジとは、被覆率のことをいう。

ここで、第１保護コート５１のカバレッジを下げる手法としては、放電時間を短縮して、翼７の先端部に放電が生じない微小な箇所を残す手法を採用した。なお、通常の放電時間は５ｍｉｎ／ｃｍ２程度であるが、３．８ｍｉｎ／ｃｍ２程度で処理することが望ましい。

また、９５％のカバレッジを得るための放電時間の計算式は、次のようになる。

９５％のカバレッジを得るための放電時間＝９８％のカバレッジを得るための放電時間×ｌｏｇ（１−０．９５）／ｌｏｇ（１−０．９８）である。なお、９８％のカバレッジは、１００％カバレッジとみなす。

更に、第１保護コート５１を形成した後に、第１保護コート５１の表側には、ピーニング処理が施されている。なお、ピーニング処理の具体的な態様は、ショットを用いたショットピーニング処理、レーザ光を用いたレーザピーニング処理がある。

翼７の翼面全体には、耐酸化性のある第２保護コートとしてのアルミコート５７が第１保護コート５１を覆うように形成されている。ここで、アルミコート５７は、図７（ｂ）に示すように、第１保護コート５１の表側にピーニング処理を施した後に、熱処理炉５９を用いたアルミナイズ処理によって形成されたものである。

なお、アルミナイズ処理によってアルミコート５７が形成される代わりに、クロマイズ処理によって耐酸化性のある第２保護コートとしてのクロムコートが形成されたり、ＣＶＤ又はＰＶＤによって耐酸化性のある第２保護コートが形成されたりしても差し支えない。また、アルミナイズ処理には、熱処理炉５９を用いないこともある。

次に、第２の最良の形態の作用について説明する。

まず、第１保護コート５１は放電エネルギーにより形成されるため、第１保護コート５１の範囲を放電が生じる範囲に限定することができ、第１保護コート５１を形成に伴う前処理、及び第１保護コート５１の形成に伴う後処理をそれぞれ省略することができる。

また、同じ理由により、放電エネルギーにより形成された第１保護コート５１と動翼本体４９の母材との境界部分Ｂは、組成比が傾斜する構造になっており、第１保護コート５１と動翼本体５の母材を強固に結合させることができる。

更に、第１保護コート５１のカバレッジが６０％以上であるため、第１保護コート５１の硬度を十分に高めて、タービンケース又はタービンシュラウド等の静止部品（図示省略）との接触によるタービン動翼４７の摩耗を十分に抑制することができる。また、第１保護コート５１のカバレッジが９５％以下であるため、ガスタービンエンジン３の稼動時における第１保護コート５１と動翼本体４９の母材との熱膨張差、及び繰り返し応力による伸びの差をある程度許容することができる。

また、第１保護コート５１の表側にはピーニング処理が施されているため、第１保護コート５１の表側に残留圧縮応力を与えることができる。

以上の如き、第２の実施形態によれば、第１保護コート５１の範囲を放電が生じる範囲に限定することができ、第１保護コート５１を形成に伴う前処理、及び第１保護コート５１の形成に伴う後処理をそれぞれ省略できるため、タービン動翼４７の製造に要する製造時間が短くなって、タービン動翼４７の生産性の向上を容易に図ることができる。

また、第１保護コート５１と動翼本体４９の母材を強固に結合させることができるため、第１保護コート５１が動翼本体４９の母材から剥離し難くなって、タービン動翼４７の品質が安定する。

更に、第１保護コート５１の硬度を十分に高めて、前記静止部品との接触による摩耗を十分に抑制しつつ、ガスタービンエンジン３の稼動時における第１保護コート５１と動翼本体４９の母材との熱膨張差、及び繰り返し応力による伸びの差をある程度許容できるため、ガスタービンエンジン３の稼動時に第１保護コート５１に割れが生じることがほとんどなくなって、タービン動翼４７の長寿命化を促進することができる。

また、第１保護コート５１の表側に残留圧縮応力を与えることができるため、第１保護コート５１の疲労強度を高めることができ、タービン動翼４７の寿命を伸ばすことができる。

なお、本発明は、前述の第２の実施形態の説明に限るものではなく、タービン動翼４７以外のタービン部品における部品本体の被処理部に対して、第２の実施形態に係わる新規な表面処理方法に基づいてな表面処理を施すことも可能である。

また、タービン動翼４７以外の前記タービン部品における前記部品本体の被処理部に、第１保護コート５１と同じ構成からなる耐エロージョン性又は熱遮蔽性のある別の保護コートを形成することも可能である。ここで、耐エロージョン性とは、異物等の衝突によって腐食されにくい特性のことをいう。

（第３実施形態）
以下、第３の最良の形態について図１、図３、図８（ａ）、図８（ｂ）、図９（ａ）、及び図９（ｂ）を参照して説明する。

図１に示すように、第３の実形態に係わるタービン動翼６１は、第１の実施形態に係わるタービン動翼１と同様に、ジェットエンジン等のガスタービンエンジンに用いられるタービン部品の一つであって、ガスタービンエンジンの３の軸心３ｃを中心として回転可能である。

図８（ａ）及び図８（ｂ）に示すように、第３の実形態に係わるタービン動翼６１は、部品本体としての動翼本体６３を具備しており、この動翼本体６３は、タービン動翼１における動翼本体５と同様に、翼７と、プラットホーム９と、ダブテール１１とからなっている。なお、翼７の前縁７ａから腹面７ｂに亘った部位が、動翼本体６３の第１被処理部になっており、翼７の翼面全体が、動翼本体６３の第２被処理部になっている。

そして、翼７の前縁７ａから腹面７ｂに亘った部位、翼面全体には、新規な第３表面処理方法に基づいて次のような表面処理が施されている。換言すれば、翼７の前縁７ａから腹面７ｂに亘った部位、翼面全体には、新規な構成のコートが形成されている。

即ち、翼７の前縁７ａから腹面７ｂに亘った部位には、硬質の第１保護コート６５が形成されている。具体的には、第１保護コート６５は、図３に示す放電加工機１５及び図９（ａ）に示す電極６７を用い、翼７の前縁７ａから腹面７ｂに亘った部位と電極６７との間にパルス状の放電を発生させ、その放電エネルギーにより、電極６７の電極材料或いは該電極材料の反応物質を翼７の前縁７ａから腹面７ｂに亘った部位に堆積、拡散、及び／又は溶着させることによって形成されるものである。

ここで、電極６７は、第２の実施形態に係わる電極５３と略同じ構成であって、電極６７の先端部は、翼７の前縁７ａから腹面７ｂに亘った部位の形状に近似した形状を呈している。

一方、電極６７の代わりに、Ｓｉの固形物、Ｓｉの粉末からプレスによる圧縮によって成形した成形体、或いは真空炉等によって加熱処理した前記成形体により構成される電極６９を用いてもよい。そして、この場合には、アルカン炭化水素を含む電気絶縁性のある液中において、パルス状の放電を発生させる。なお、電極６９は、圧縮によって成形する代わりに、泥漿、ＭＩＭ（Ｍｅｔａｌ Ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ Ｍｏｌｄｉｎｇ）、溶射等によって成形しても差し支えない。

また、タービン動翼６１は、第１保護コート６５のカバレッジが６０％以上であって９５％以下になるように構成されている。なお、第１保護コート６５のカバレッジは、９０％以上であって９５％以下になるようにすることが望ましい。更に、第１保護コート６５を形成した後で、第１保護コート６５の表側には、ピーニング処理が施されている。

更に、図８（ａ）及び図８（ｂ）に示すように、翼７の翼面全体には、酸化性のある第２保護コートとしてアルミコート７１が第１保護コート６５を覆うように形成されている。そして、アルミコート７１は、図９（ｂ）に示すように、第１保護コート６５が形成された後に、熱処理炉７３を用いたアルミナイズ処理によって形成されたものである。

なお、アルミナイズ処理によってアルミコート７１が形成される代わりに、クロマイズ処理によって第２保護コートとしてのクロムコートが形成されたり、ＣＶＤ又はＰＶＤによって耐酸化性のある第２保護コートが形成されたりしても差し支えない。また、アルミナイズ処理には、熱処理炉７３を用いないこともある。

次に、第３の実施形態の作用について説明する。

まず、第１保護コート６５は放電エネルギーにより形成されるため、第１保護コート６５の範囲を放電が生じる範囲に限定することができ、第１保護コート６５を形成に伴う前処理、及び第２保護コート６５の形成に伴う後処理をそれぞれ省略することができる。

また、同じ理由により、放電エネルギーにより形成された第１保護コート６５と動翼本体６３の母材との境界部分Ｂは、組成比が傾斜する構造になっており、第１保護コート６５と動翼本体６３の母材を強固に結合させることができる。

更に、第１保護コート６５のカバレッジが６０％以上であるため、第１保護コート６５の硬度を十分に高めて、埃，砂等の衝突による摩耗を十分に抑制することができる。また、第１保護コート６５のカバレッジが９５％以下であるため、ガスタービンエンジン３の稼動時における第１保護コート６５と動翼本体６３の母材との熱膨張差、及び繰り返し応力による伸びの差をある程度許容することができる。

また、第１保護コート６５の表側にはピーニング処理が施されているため、第１保護コート６５の表側に残留圧縮応力を与えることができる。

以上の如き、第３の実施形態によれば、第１保護コート６５の範囲を放電が生じる範囲に限定することができ、第１保護コート６５を形成に伴う前処理、及び第１保護コート６５の形成に伴う後処理をそれぞれ省略できるため、タービン動翼６１の製造に要する製造時間が短くなって、タービン動翼６１の生産性の向上を容易に図ることができる。

また、第１保護コート６５と動翼本体６３の母材を強固に結合させることができるため、第１保護コート６５が動翼本体６３の母材から剥離し難くなって、タービン動翼６１の品質が安定する。

更に、第１保護コート６５の硬度を十分に高めて、埃，砂等の衝突による摩耗を十分に抑制しつつ、ガスタービンエンジン３び稼動時における第１保護コート６５と動翼本体６３の母材との熱膨張差、及び繰り返し応力による伸びの差をある程度許容できるため、ガスタービンエンジン３の稼動時に第１保護コート６５に割れが生じることがほとんどなくなって、タービン動翼６１の長寿命化を促進することができる。

また、第１保護コート６５の表側に残留圧縮応力を与えることができるため、第１保護コート６５の疲労強度を高めることができ、タービン動翼６１の寿命を伸ばすことができる。

なお、本発明は、前述の第３の実施形態の説明に限るものではなく、タービン動翼６１以外のタービン部品における部品本体の被処理部に対して、第３の実施形態に係わる新規な表面処理方法に基づいてな表面処理を施す等、適宜の変更が可能である。

（第４の実施形態）
以下、第４の実施形態について図１、図３、図１０、図１１（ａ）、図１１（ｂ）、及び図１１（ｃ）を参照して説明する。

図１に示すように、第４の実施形態に係わるタービン動翼７５は、第１の実施形態に係わるタービン動翼１と同様に、ジェットエンジン等のガスタービンエンジン３に用いられるタービン部品の一つであって、ガスタービンエンジンの３の軸心３ｃを中心として回転可能である。

また、図１０に示すように、タービン動翼７５は、部品本体としての動翼本体７７を具備しており、この動翼本体７７は、タービン動翼１の動翼本体５と同様に、翼７と、プラットホーム９と、ダブテール１１とからなっている。
なお、翼７の先端部が、動翼本体７７の被処理部になっている。

そして、翼７の先端部には、後述のように、耐酸化性とアブレイシブ性のある新規な構成のコートが形成されている。換言すれば、第４の実施形態に係わる新規な表面処理方法に基づいて、翼７の先端部に対して、表面処理が施されている。

即ち、翼７の先端部には、耐酸化性と熱遮蔽性のあるポーラスな下地コート７９が放電エネルギーにより形成されている。具体的には、下地コート７９は、図１１（ａ）に示す下地コート用電極８１及び図３に示す実施形態に係わる放電加工機１５を用い、電気絶縁性のある液Ｓ中において、翼７の先端部と電極８１との間にパルス状の放電を発生させ、その放電エネルギーにより、電極８１の電極材料或いは該電極材料の反応物質を翼７の先端部に堆積、拡散、及び／又は溶着させることによって形成されたものである。なお、電気絶縁性のある液Ｓ中において、パルス状の放電を発生させる代わりに、電気絶縁性のある気中において、パルス状の放電を発生させるようにしても差し支えない。

ここで、電極８１は、耐酸化金属の粉末からプレスによる圧縮によって成形した成形体、或いは真空炉等によって加熱処理した前記成形体により構成されるものである。なお、電極８１は、圧縮によって成形する代わりに、泥漿、ＭＩＭ（Ｍｅｔａｌ Ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ Ｍｏｌｄｉｎｇ）、溶射等によって成形しても差し支えない。

また、電極８１を構成する前記耐酸化金属は、第１の実施形態に係わる電極３１を構成する前記耐酸化金属と同じである。なお、電極８１の先端部は、翼７の先端部の形状に近似した形状を呈している。

図１０に示すように、下地コート７９の表側には、中間コート８３が放電エネルギーによって形成されており、この中間コート８３は、ガスタービンエンジン３の稼動時に流動性のあるＳｉＯ２に変化可能なＳｉＣとＭｏＳｉ２のうちの少なくともいずれかを主成分とした複合材料により構成されている。

具体的には、中間コート８３は、図１１（ｂ）に示す中間コート用電極８５及び図３に示す実施形態に係わる放電加工機１５を用い、電気絶縁性のある液Ｓ中において、下地コート７９と電極８５との間にパルス状の放電を発生させ、その放電エネルギーにより、電極８５の電極材料或いは該電極材料の反応物質を下地コート７９の表側に堆積、溶着、及び／又は拡散させることによって形成されたものである。なお、電気絶縁性のある液Ｓ中において、パルス状の放電を発生させる代わりに、電気絶縁性のある気中において、パルス状の放電を発生させるようにしても差し支えない。

ここで、電極８５は、前記複合材料の粉末からプレスによる圧縮によって成形した成形体、或いは真空炉等によって加熱処理した前記成形体により構成されるものである。なお、電極８５は、圧縮によって成形する代わりに、泥漿、ＭＩＭ（Ｍｅｔａｌ Ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ Ｍｏｌｄｉｎｇ）、溶射等によって成形しても差し支えない。また、電極８５の先端部は、翼７の先端部の形状に近似した形状を呈している。

一方、電極８５の代わりに、Ｓｉの固形物、Ｓｉの粉末からプレスによる圧縮によって成形した成形体、或いは真空炉等によって加熱処理した前記成形体により構成される電極８７を用いてもよい。そして、この場合には、アルカン炭化水素を含む電気絶縁性のある液中において、パルス状の放電を発生させる。なお、電極８７は、圧縮によって成形する代わりに、泥漿、ＭＩＭ（Ｍｅｔａｌ Ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ Ｍｏｌｄｉｎｇ）、溶射等によって成形しても差し支えない。

図１０に示すように、中間コート８３の表側には、アブレイシブ性のある硬質の保護コート８９が放電エネルギーによって形成されており、この保護コート８９は、酸化物系セラミックス、ｃＢＮ、前記酸化物系セラミックスと前記耐酸化金属との混合物、或いはｃＢＮと前記耐酸化金属との混合物により構成されている。

具体的には、保護コート８９は、図１１（ｃ）に示す保護コート用電極９１及び図３に示す実施形態に係わる放電加工機１５を用い、電気絶縁性のある液Ｓ中において、中間コート８３と電極９１との間にパルス状の放電を発生させ、その放電エネルギーにより、電極９１の電極材料或いは該電極材料の反応物質を中間コート８３の表側に堆積、溶着、及び／又は拡散させることによって形成されたものである。なお、電気絶縁性のある液Ｓ中において、パルス状の放電を発生させる代わりに、電気絶縁性のある気中において、パルス状の放電を発生させるようにしても差し支えない。

ここで、電極９１は、前記酸化物系セラミックスの粉末、ｃＢＮの粉末、前記酸化物系セラミックスの粉末と前記耐酸化金属の粉末との混合粉末、若しくはｃＢＮの粉末と前記耐酸化金属の粉末との混合粉末からプレスによる圧縮によって成形した成形体、或いは真空炉等によって加熱処理した前記成形体により構成されるものである。なお、電極９１は、圧縮によって成形する代わりに、泥漿、ＭＩＭ（Ｍｅｔａｌ Ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ Ｍｏｌｄｉｎｇ）、溶射等によって成形しても差し支えない。

また、電極９１を構成する前記酸化物系セラミックスは、第４の実施形態にあっては、イットリア安定化ジルコニアであるが、イットリア安定化ジルコニア以外の酸化物系セラミックスを用いてもよい。なお、電極９１の先端部は、翼７の先端部の形状に近似した形状を呈している。

図１０に示すように、翼７の翼面及びプラットホーム９の流路面９ｆには、耐酸化性のある第２保護コートとしてのアルミコート９３がアルミナイズ処理によって形成されている。なお、アルミコート９３をアルミナイズ処理によって形成する代わりに、耐酸化性のある第２保護コートとしてクロムコートをクロマイズ処理によって形成されるようにしてもよい。

次に、第４の実施形態の作用について説明する。

まず、下地コート７９、中間コート８３、及び保護コート８９は放電エネルギーにより形成されるため、保護コート８９等の範囲を放電が生じる範囲に限定することができ、保護コート８９等の形成に伴う前処理、保護コート８９等の形成に伴う後処理をそれぞれ省略することができる。

また、同じ理由により、下地コート７９と動翼本体７７の母材との境界部分Ｖ１、中間コート８３と下地コート７９との境界部分Ｖ２、及び保護コート８９と中間コート８３との境界部分Ｖ３は、それぞれ、組成比が傾斜する構造になっており、保護コート８９と動翼本体７７の母材を下地コート７９及び中間コート８３を介して強固に結合させることができる。

更に、翼７の先端部にポーラスな下地コート７９が形成されているため、ガスタービンエンジン３の稼動時における動翼本体７７と保護コート８９の熱膨張の差によって生じる応力を緩和して、保護コート８９に割れ等の欠陥が生じることを抑制できると共に、仮に前記欠陥が生じても、前記欠陥が翼７に伝播することを防ぐことができる。

また、ガスタービンエンジン３の稼動中に、中間コート８３を構成する前記複合材料は流動性のあるＳｉＯ２に変化するため、ＳｉＯ２、換言すれば、中間コート８３の一部分が下地コート７９の表側の微細孔に侵入し、下地コート７９の表側の通気性がほとんどなくなる。なお、下地コート７９に割れが生じている場合にあっては、中間コート８３の一部分が前記微細孔及び前記割れに侵入する。

更に、ポーラスな下地コート７９の熱伝導率が低く、下地コート７９の表側に中間コート８３を形成したことによって、タービン動翼７５の熱遮蔽性を高めることができる。

以上の如き、第４の実施形態によれば、保護コート８９等の範囲を放電が生じる範囲に限定することができ、保護コート８９等の形成に伴う前処理、保護コート８９等の形成に伴う後処理をそれぞれ省略できるため、タービン動翼７５の製造に要する製造時間が短くなって、タービン動翼６１の生産性の向上を容易に図ることができる。

また、保護コート８９と動翼本体７７の母材を強固に結合させることができるため、保護コート８９が動翼本体７７の母材から剥離し難くなって、タービン動翼７５の品質が安定する。

更に、ガスタービンエンジン３の稼動中に、ＳｉＯ２が下地コート７９の表側の微細孔に充填され、下地コート７９の表側の通気性がほとんどなくなるため、タービン動翼７５の耐酸化性を高めて、タービン動翼７５の品質の向上を図ることができる。

なお、本発明は、前述の第４の実施形態の説明に限るものではなく、タービン動翼７５以外のタービン部品における部品本体の被処理部に対して、第４の実施形態に係わる新規な表面処理方法に基づいてな表面処理を施す等、適宜の変更が可能である。

（変形例）
第４の実施形態の変形例について１２Ａ及び１２Ｂを参照して説明する。

即ち、図１２（ｂ）に示すように、下地コート７９の表側に中間コート８３が形成される代わりに、保護コート８９の微細孔８９ｈがガラス状のＳｉＯ２からなる無定形材９７によって塞がれるようにしてもよい。この場合には、保護コート８９を形成した後に、図１２（ａ）に示すように保護コート８９の微細孔８９ｈにＳｉＯ２又はＭｏＳｉ２の粉末９９を充填して、翼７の先端部を加熱することにより、粉末９９を無定形材９７に変化させて、保護コート８９の微細孔８９ｈを塞ぐものである。なお、ＳｉＯ２又はＭｏＳｉ２の粉末９９は、液体に混ぜて塗り込まれる。

なお、第４の実施形態の変形例においても、前述の第４の実施形態の作用及び効果と同様の作用及び効果を奏する。

（第５の実施形態）
第５の実施形態について図１、図３、図１３、図１４、図１５（ａ）、図１５（ｂ）、図１６（ａ）、及び図１６（ｂ）を参照して説明する。

図１及び図１３に示すように、第５の実施形態に係わるタービン動翼９９は、ガスタービンエンジン３又は蒸気タービンエンジン１０１に用いられる翼部品の一つであって、ガスタービンエンジン３の軸心３ｃ又は蒸気タービン１０１の軸心１０１ｃを中心として回転可能である。

図１４に示すように、第５の実形態に係わるタービン動翼９９は、部品本体としての動翼本体１０３を具備しており、この動翼本体１０３は、第１の実施形態に係わるタービン動翼１における動翼本体５と同様に、翼７と、プラットホーム９と、ダブテール１１とからなっている。なお、翼７の前縁７ａから腹面７ｂに亘った部位、及びプラットホーム９の流路面９ｆが、動翼本体１０３の被処理部になっている。

そして、第５の実施形態に係わる新規な表面処理方法に基づいて、翼７の前縁７ａから腹面７ｂに亘った部位、プラットホーム９の流路面９ｆに対して、耐エロージョン性を確保するような表面処理が施されている。換言すれば、翼７の前縁７ａから腹面７ｂに亘った部位、プラットホーム９の流路面９ｆには、新規な構成からなるコートが形成されている。

即ち、翼７の前縁７ａから腹面７ｂに亘った部位、及びプラットホーム９の流路面９ｆには、耐エロージョン性のある硬質の保護コート１０５が放電エネルギーによって形成されている。

具体的には、保護コート１０５の大部分は、図１５（ａ）及び図１５（ｂ）に示す電極１０７及び図３に示す実施形態に係わる放電加工機１５を用い、電気絶縁性のある液Ｓ中において、翼７の前縁７ａから腹面７ｂに亘った部位と電極１０７との間に、プラットホーム９の流路面９ｆの腹側部分と電極１０７との間にパルス状の放電を発生させる。これにより、その放電エネルギーにより、電極１０７の電極材料或いは該電極材料の反応物質の堆積と拡散と溶着の３つの混合現象によって、翼７の前縁７ａから腹面７ｂに亘った部位とプラットホーム９の流路面９ｆの腹側部分に強固に結合した耐エロージョン性のある保護コート１０５の大部分が形成されるものである。なお、電気絶縁性のある液Ｓ中において、パルス状の放電を発生させる代わりに、電気絶縁性のある気中において、パルス状の放電を発生させるようにしても差し支えない。

更に、保護コート１０５の残りの部分は、図１６（ａ）及び図１６（ｂ）に示す電極１０９及び図３に示す実施形態に係わる放電加工機１５を用い、電気絶縁性のある液Ｓ中において、プラットホーム９の流路面９ｆの背側部分と電極１０９との間にパルス状の放電を発生させる。これにより、その放電エネルギーにより、電極１０９の電極材料或いは該電極材料の反応物質の堆積と拡散と溶着の３つの混合現象によって、 プラットホーム９の流路面９ｆに強固に結合した耐エロージョン性のある保護コート１０５の残りの部分が形成されるものである。

ここで、電極１０７．１０９は、第２の実施形態に係わる電極５３と同じ構成からなる電極である。なお、電極１０７の先端部は、翼７の前縁７ａから腹面７ｂに亘った部位の形状に近似した形状を呈してあって、電極１０９の先端部は、翼７の背面７ｃの形状に近似した形状を呈している。

また、電極１０７．１０９の代わりに、Ｓｉの固形物、Ｓｉの粉末からプレスによる圧縮によって成形した成形体、或いは真空炉等によって加熱処理した前記成形体により構成される電極１１１．１１３を用いてもよい。そして、この場合には、アルカン炭化水素を含む電気絶縁性のある液中において、パルス状の放電を発生させる。なお、電極１１１．１１３は、圧縮によって成形する代わりに、泥漿、ＭＩＭ（Ｍｅｔａｌ Ｉｎｊｅｃｔｉｏｎ Ｍｏｌｄｉｎｇ）、溶射等によって成形しても差し支えない。

更に、保護コート１０５を形成した後で、保護コート１０５の表側には、ピーニング処理が施されている。なお、ピーニング処理の具体的な態様は、ショットを用いたショットピーニング処理、レーザ光を用いたレーザピーニング処理がある。

次に、第５の実施形態の作用について説明する。

まず、保護コート１０５は放電エネルギーにより形成されるため、保護コート１０５の範囲を放電が生じる範囲に限定することができ、保護コート１０５を形成に伴う前処理、及び保護コート１０５の形成に伴う後処理をそれぞれ省略することができる。

また、同じ理由により、放電エネルギーにより形成された保護コート１０５と動翼本体１０３の母材との境界部分Ｂは、組成比が傾斜する構造になっており、保護コート１０５と動翼本体１０３の母材を強固に結合させることができる。

更に、保護コート１０５の表側にはピーニング処理が施されているため、保護コート１０５の表側に残留圧縮応力を与えることができる。

以上の如き、第５の実施形態によれば、保護コート１０５の範囲を放電が生じる範囲に限定することができ、保護コート１０５を形成に伴う前処理、及び保護コート１０５の形成に伴う後処理をそれぞれ省略できるため、タービン動翼９９の製造に要する製造時間が短くなって、タービン動翼９９の生産性の向上を容易に図ることができる。

また、保護コート１０５と動翼本体１０３の母材を強固に結合させることができるため、保護コート１０５が動翼本体１０３の母材から剥離し難くなって、タービン動翼９９の品質が安定する。

更に、保護コート１０５の表側に残留圧縮応力を与えることができるため、保護コート１０５の疲労強度を高めることができ、タービン動翼９９の寿命を伸ばすことができる。

なお、本発明は、前述の第５の実施形態の説明に限るものではなく、タービン動翼９９以外の翼部品における部品本体の被処理部、或いは翼部品以外の金属部品における部品本体の被処理部に対して、第５の実施形態に係わる新規な表面処理方法に基づいてな表面処理を施す等、適宜の変更が可能である。

（変形例）
次に、第５の実施形態の変形例について図１７を参照して説明する。

図１及び図１３に示すように、第５の実施形態の変形例に係わるタービン動翼１１５は、タービン動翼９９と同様に、ガスタービンエンジン３又は蒸気タービンエンジン１０１に用いられる翼部品の一つであって、ガスタービンエンジン３の軸心３ｃ又は蒸気タービン１０１の軸心１０１ｃを中心として回転可能である。

また、図１７に示すように、第５の実施形態の変形例に係わるタービン動翼１１５は、部品本体としての動翼本体１１７を具備しており、この動翼本体１１７は、第１の実施形態の変形例に係わるタービン動翼３７と同様に、翼７と、プラットホーム９と、ダブテール１１と、シュラウド４１とからなっている。

なお、翼７の前縁７ａから腹面７ｂに亘った部位、及びプラットホーム９の流路面９ｆ、シュラウド４１の流路面４１ｆが、動翼本体１１７の被処理部になっている。

そして、第５の実施形態に係わる新規な表面処理方法に基づいて、翼７の前縁７ａから腹面７ｂに亘った部位、プラットホーム９の流路面９ｆ、及びシュラウド４１の流路面４１ｆには、耐エロージョン性のある硬質の高硬度コート１１９が形成されている。

なお、第５の実施形態の変更例においても、前述の第５の実施形態の作用及び効果と同様の効果を奏する。

以上のように、本発明をいくつかの好ましい実施形態により説明したが、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。

また、２００３年６月１１日に日本国特許庁に出願された特願２００３−１６７０６８号の内容、２００４年３月２４日に日本国特許庁に出願された特願２００４−０８８０３３号の内容、２００４年３月２４日に日本国特許庁に出願された特願２００４−０８８０３１号の内容、２００３年６月１０日に日本国特許庁に出願された特願２００３−１６５４０３号の内容は、参照により本願の内容に挿入されたものとする。

Claims (12)

1. ガスタービンエンジンに用いられかつ前記ガスタービンエンジンの軸心を中心として回転可能なタービン動翼の構成要素である動翼本体の翼の先端部に対して、耐酸化性とアブレイシブ性を確保するような表面処理を施すための表面処理方法であって、
   前記動翼本体を成形した後に、耐酸化金属の粉末とセラミックスの粉末を混合した混合材料の粉末から成形した成形体、或いは加熱処理した前記成形体により構成される電極を用い、電気絶縁性のある液中または気中において、前記電極と前記動翼本体の前記翼の先端部との間にパルス状の放電を発生させ、その放電エネルギーにより、前記電極の電極材料或いは該電極材料の反応物質の堆積と拡散と溶着の３つの混合現象によって、前記動翼本体の前記翼の先端部に強固に結合した耐酸化性及びアブレイシブ性のある保護コートを形成することを特徴とする表面処理方法。
2. 前記耐酸化金属は、ＮｉＣｒ合金、Ｍ−ＣｒＡｌＹのうちいずれか１種の材料又は２種以上の混合材料であることを特徴とする請求項１に記載の表面処理方法。
3. 前記セラミックスは、ｃＢＮ、ＴｉＣ、ＴｉＮ、ＴｉＡｌＮ、ＴｉＢ２、ＷＣ、ＳｉＣ、Ｓｉ３Ｎ４、Ｃｒ３Ｃ２、Ａｌ２Ｏ３、ＺｒＯ２−Ｙ、ＺｒＣ、ＶＣ、Ｂ４Ｃのうちいずれか１種の材料又は２種以上の混合材料であることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載の表面処理方法。
4. 前記保護コートを形成した後に、前記保護コートの表側にピーニング処理を施すことを特徴とする請求項１から請求項３のうちのいずれかの請求項に記載の表面処理方法。
5. 請求項１から請求項４のいずれかの請求項に記載の表面処理方法に基づいて表面処理が施されたことを特徴とするタービン動翼。
6. 請求項５に記載のタービン動翼を具備したことを特徴とするガスタービンエンジン。
7. タービン動翼の構成要素である動翼本体の翼の前縁から腹面に亘った部位に対して、耐エロージョン性を確保するような表面処理を施すための表面処理方法であって、
   前記動翼本体を成形した後に、金属の粉末又は金属化合物の粉末とセラミックスの粉末を混合して成形した成形体、或いは加熱処理した前記成形体により構成される電極を用い、電気絶縁性のある液中又は気中において、前記動翼本体の翼の前縁から腹面に亘った部位と前記電極との間にパルス状の放電を発生させ、その放電エネルギーにより、前記電極の電極材料或いは該電極材料の反応物質の堆積と拡散と溶着の３つの混合現象によって、前記動翼本体の翼の前縁から腹面に亘った部位に強固に結合した耐エロージョン性のある硬質の保護コートを形成することを特徴とする表面処理方法。
8. 前記セラミックスは、ｃＢＮ、ＴｉＣ、ＴｉＮ、ＴｉＡｌＮ、ＴｉＢ２、ＷＣ、ＳｉＣ、Ｓｉ３Ｎ４、Ｃｒ３Ｃ２、Ａｌ２Ｏ３、ＺｒＯ２−Ｙ、ＺｒＣ、ＶＣ、Ｂ４Ｃのうちいずれか１種の材料又は２種以上の混合材料であることを特徴とする請求項７に記載の表面処理方法。
9. 前記保護コートを形成した後に、前記保護コートの表側にピーニング処理を施すことを特徴とする請求項７又は請求項８に記載の表面処理方法。
10. 請求項７から請求項９のうちのいずれかの請求項に記載の表面処理方法に基づいて表面処理が施されたことを特徴とするタービン動翼。
11. 請求項１０に記載のタービン動翼を具備したことを特徴とするガスタービンエンジン。
12. 請求項１０に記載のタービン動翼を具備したことを特徴とする蒸気タービンエンジン。

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