JP6507317B2 - 局所２層遮熱コーティング - Google Patents

Description

本発明は、遮熱コーティングを含む遮熱コーティングシステムを有するタービンブレードに関連し、２層遮熱コーティングは、高応力領域において局所的に適用される。

セラミック遮熱コーティング（ＴＢＣ）は、入熱からの高温において使用するための構成部品を保護するために使用されている。これはタービンブレードに当てはまる。例えば、欧州特許出願公開第２ ８４５ ９２４ Ａ１号明細書は、完全安定化または部分安定化ジルコニアの第１のセラミック層およびその上にジルコン酸ガドリニウムなどのパイロクロア構造を有する層を含むコーティングシステムを使用することを開示している。

タービンのタービンブレードの場合、より大きな熱応力のため、タービンブレードの圧力領域に局部的な温度ピークがある。これは、金属保護層のより多くの消費またはＴＢＣのスポーリングをもたらす。

冷却空気孔の使用は、圧縮機空気の消費をもたらし、結果として効率の低下をもたらす。

対策がなければ、タービンの最大運転時間は低減される。

欧州特許出願公開第２ ８４５ ９２４ Ａ１号明細書

従って、本発明の目的は、上記の問題を解決することである。

この目的は、請求項１に記載のタービンブレードによって達成される。

コーティングシステムを有する構成部品を示す。 本発明による構成の様々な図を示す。 本発明による構成の様々な図を示す。 本発明による構成の様々な図を示す。 本発明による構成の様々な図を示す。

図面および明細書は、本発明の例示的な実施形態のみを示している。

図１は、タービンブレード１のブレードの翼を通した断面を示している。

吸引側７および圧迫側４があり、タービンブレード１は、流入端１０で高温ガスの流れを受けており、流出端１３を有している。

タービンブレード１の場合、圧迫側４の領域において高応力領域２２がある。

タービンブレード１は、流れ１１の方向で高温ガスによって周りが流されている。

図２は、タービンブレード１の平面図を示しており、ここでは簡略化して示したブレードの翼１９および締結領域１６を有している。

局所領域２２において、増大した熱応力がある。この領域において、局所補強３６、３６’、３６”（図３、４および５）がある。

局所補強３６、３６’、３６”は、好ましくはプラットフォーム２１に近接して配置されており、好ましくは流れ１１の方向で圧迫側４全体にわたる遷移領域３９（図５）と共に延在することができる。

垂直に、またはそれに半径方向に、すなわち方向４０に、広がりは最大５０％、特に高くても３０％である。タービンブレード１の場合、この図は、好ましくは、ブレードの翼１９にのみ関連している。

この増大した熱応力を許容するために、遮熱コーティングの厚さが局所的に増加される。

図３および図４は、本発明による構成の断面図を示している。

周囲層３３と同じ材料の増加適用の結果としての層の厚さの増加は起こらないが、代わりに第１の材料とは異なる第２の材料が局所的に適用される。

第１のセラミック層３３は、タービンブレード１のブレードの翼１９およびブレードのプラットフォーム２１上に配置される。

好ましくは、タービンブレード１上の遮熱コーティング３３は、ジルコニウムベースの層、特に部分安定化ジルコニアの層であり、補強されるＴＢＣは、特にジルコン酸ガドリニウムに基づくパイロクロア層３６、３６’、３６”の局所適用によって達成される。

局所補強３６、３６’、３６”の材料はまた、好ましくは完全安定化ジルコニアである。

局所補強３６、３６’、３６”の材料は、少なくとも１０％、特に２０％、第１のセラミック層３３より多孔質であるように好ましくは作られる。

特に、第１のセラミック層３３と同様に、局所補強３６、３６’、３６”は、同様に、部分安定化ジルコニアを含む。

この場合、図３に示すように、局所補強３６、３６’、３６”の第２の材料は、下部セラミック層３３に適用されてもよく、すなわち補強３６’の下の遮熱コーティング３３の層の厚さは、局所補強３６’の周りでそのままちょうど同じ厚さである。

同様に、他の材料が局所的に適用される、正確に言うと厚化が得られるような方法（図４）で適用される凹所３４が存在するように、下部遮熱コーティング３３を局所補強３６”の領域においてある程度薄くすることが可能である。

第１のセラミック層３３は、好ましくは３５０μｍから５００μｍの厚さを有している。

局所補強３６、３６’、３６”は、好ましくは３００μｍまで、特に２５０μｍまでの厚さを有している。

好ましくは、局所補強３６、３６’、３６”は、少なくとも１０％、特に少なくとも３０％、第１のセラミック層３３より薄い。

図５は、構成部品１のブレードの翼領域１９の平面図のみを示している。

第１の遮熱コーティング３３のみを有している領域と局所補強３６、３６’、３６”との間には（図３および図４）、第１のセラミック層３３および局所補強３６’、３６”の組成の勾配を有している遷移領域３９があってもよい。

遷移領域３９は同様に局所領域を表している。

１ タービンブレード
４ 圧迫側
７ 吸引側
１０ 流入端
１１ 流れ
１３ 流出端
１６ 締結領域
１９ ブレードの翼
２１ プラットフォーム
２２ 高応力領域
３０ 基材
３３ 遮熱コーティング
３４ 凹所
３６、３６’、３６” 局所補強
３９ 遷移領域
４０ 方向

Claims (14)

1. セラミック遮熱コーティングシステムを有するタービンブレードであって、少なくとも、
   ブレードのプラットフォームとして、およびブレードの翼として設計された基材（３０）を含み、
   前記基材（３０）上には、遮熱コーティングとしての第１のセラミック層（３３）があり、これは露出された高温領域において大部分または完全に前記基材（３０）を保護し、遮熱を局所的に補強するための前記遮熱コーティングの局所補強（３６、３６’、３６”）があり、
   前記局所補強（３６、３６’、３６”）は、前記第１のセラミック層（３３）の材料とは異なる材料を含み、
   前記局所補強（３６’）は、減少した層厚さを有する前記第１のセラミック層（３３）なしに、前記第１のセラミック層（３３）の上に配置されており、
   前記局所補強（３６、３６’、３６”）は、前記ブレードの翼の面積の多くとも３０％で設けられており、前記局所補強（３６、３６’、３６”）は、プラットフォーム（２１）に近接して、流れ（１１）の方向に圧迫側（４）全体にわたって延在して配置されており、前記ブレードの翼の径方向において多くとも３０％である広がりを有していることを特徴とする、タービンブレード。
2. 前記第１のセラミック層（３３）の材料は、ジルコニアを含む、請求項１に記載のタービンブレード。
3. 前記第１のセラミック層（３３）の材料は、部分安定化ジルコニアを含む、請求項２に記載のタービンブレード。
4. 前記局所補強（３６、３６’、３６”）の材料は、パイロクロアを含む、請求項１から３のいずれか一項に記載のタービンブレード。
5. 前記局所補強（３６、３６’、３６”）の材料は、ジルコン酸ガドリニウムを含む、請求項４に記載のタービンブレード。
6. 前記局所補強（３６、３６’、３６”）の材料は、完全安定化ジルコニアを含む、請求項１から５のいずれか一項に記載のタービンブレード。
7. 前記局所補強（３６、３６’、３６”）の材料は、前記第１のセラミック層（３３）の材料よりも少なくとも１０％、多孔質である、請求項１から６のいずれか一項に記載のタービンブレード。
8. 前記局所補強（３６、３６’、３６”）の材料は、前記第１のセラミック層（３３）の材料よりも２０％、多孔質である、請求項７に記載のタービンブレード。
9. 前記局所補強（３６、３６’、３６”）の材料は、部分安定化ジルコニアを含む、請求項７に記載のタービンブレード。
10. 組成の遷移領域（３９）が前記局所補強（３６、３６’、３６”）と周囲の前記第１のセラミック層（３３）との間に存在する、請求項１から９のいずれか一項に記載のタービンブレード。
11. 前記局所補強（３６、３６’、３６”）が、前記局所補強（３６、３６’、３６”）のこの領域における下部の前記第１のセラミック層（３３）よりも少なくとも１０％、薄く作られている、請求項１から１０のいずれか一項に記載のタービンブレード。
12. 前記局所補強（３６、３６’、３６”）が、前記局所補強（３６、３６’、３６”）のこの領域における下部の前記第１のセラミック層（３３）よりも少なくとも３０％、薄く作られている、請求項１１に記載のタービンブレード。
13. 前記第１のセラミック層（３３）は、３５０μｍから５００μｍの厚さを有しており、および／または、
    前記局所補強（３６、３６’、３６”）は、３００μｍまでの厚さを有している、請求項１から１２のいずれか一項に記載のタービンブレード。
14. 前記基材（３０）と前記第１のセラミック層（３３）との間に金属結合被覆が配置されている、請求項１から１３のいずれか一項に記載のタービンブレード。

Images