JPH07229402A - ガスタービン翼及びその製造方法 - Google Patents

ガスタービン翼及びその製造方法

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Abstract

(57)【要約】 【目的】 空力損失を増加させることなく、遮熱コーテ
ィング層を形成できるガスタービン翼を提供すること。 【構成】 合金製材料で形成される翼本体１の表面に凹
形状部１０を形成し、この凹形状部１０に遮熱コーティ
ング層５を形成したもの。遮熱コーティング層５は、ボ
ンドコーティング層１１とセラミックスコーティング層
１２との２層構造とすることができる。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービン翼に係
り、更に詳細には、翼表面に遮熱コーティング層を形成
するガスタービン翼及びその製造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】高温ガスタービン翼の冷却には、インピ
ンジメント冷却やフィルム冷却などの冷却技術を導入し
て、翼材料が許容する温度以下に翼メタル温度を保つよ
うに、圧縮空気の一部を利用することが行われている。
また、翼本体は合金製材料で構成されているが、セラミ
ックスは金属材料に比較して熱衝撃や機械的強度は劣る
ものの耐熱性に優れているので、フィルム冷却翼の表面
にはしばしばセラミックスのコーティングが施されてい
る。すなわち、セラミックスがメタル温度を低減するた
めの遮熱コーティング材として用いられている。
【０００３】図５は、翼表面に遮熱コーティング層を形
成した従来のガスタービン翼を示す断面図である。すな
わち、翼本体１は合金製材料から成り、中空部２が形成
されていて、翼壁３には貫通穴４が穿設されている。そ
して、貫通穴４を除く翼本体１の表面のほぼ全域に遮熱
コーティング層５が形成されている。この遮熱コーティ
ング層５にはセラミックスが用いられている。
【０００４】このような従来のガスタービン翼の製造工
程は、先ず合金製材料で翼本体１を形成し、次いで貫通
穴４を穿設する加工を施し、その後貫通穴４部をマスキ
ングしてからセラミックスの遮熱コーティング層５を形
成させる工程を経て完成するものであった。なお、貫通
穴４は、いわゆるフィルム穴として機能するものであ
り、中空部２へ導入される冷却用の圧縮空気が貫通穴４
を通して吹き出すことにより、翼メタル温度を翼材料が
許容する温度以下に保つようにしている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】ところで、上記のよう
な従来のガスタービン翼は、貫通穴４をマスキングした
部分の上に遮熱コーティング層５を形成させているた
め、遮熱コーティング層５にマスキング厚さ分だけ段差
を生じ、この段差が翼の平滑さを損ない、翼損失を増加
させるという問題があった。
【０００６】本発明は、このような従来技術の課題を解
決するためになされたもので、空力損失を増加させるこ
となく、遮熱コーティング層を形成できるガスタービン
翼を提供することを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】上記の課題を解決するた
めに、本発明に係るガスタービン翼は、表面に凹形状部
を形成した合金製材料で構成される翼本体を包含し、こ
の翼本体の凹形状部に形成した遮熱コーティング層を具
備する。
【０００８】
【作 用】上記の手段によれば、翼表面の遮熱コーティ
ング層を形成する部分に、コーティング厚さ分だけ表面
に凹状の窪みを付けておき、この凹形状部に遮熱コーテ
ィング層を施工するようにしたので、コーティング層が
盛り上がったり段差を生ずるようなことがなく、平滑に
形成することができる。そして、遮熱コーティング層を
形成した後、翼表面を研磨することにより、容易に設計
どおりの翼形状に仕上げることができる。
【０００９】
【実施例】以下本発明に係るガスタービン翼の一実施例
について、図１ないし図４を参照して詳細に説明する。
なお、これらの図において、図５と同一部分には同一符
号を付して示してあるので、その部分の説明は省略す
る。
【００１０】図１は本発明に係るガスタービン翼の一実
施例を示す断面図、図２は図１中の遮熱コーティング層
の一例を示す断面図である。これらの図において、、合
金製材料で形成される翼本体１には、中空部２に通じる
ように翼壁３の要所要所に貫通穴４が穿設されている。
そして、この貫通穴４の周辺を除いて、翼本体１の表面
に凹形状部１０が形成されており、この凹形状部１０に
遮熱コーティング層５がコーティングにより設けられ
る。遮熱コーティング層５は、図２に示すように、内側
すなわち翼本体１の表面側にボンドコーティング層１１
が形成され、その上にセラミックスコーティング層１２
が形成された２層構造となっている。
【００１１】さて、遮熱コーティング層５の１層目を形
成するボンドコーティング層１１は、翼本体１の表面に
じかに形成されるもので、翼本体１の母材となる合金製
材料とは、熱処理によって拡散層が形成されて母材との
密着強度が増すように、例えばＣｏＣｒＡｌＹのような
材料を、厚さ０．１〜０．２ｍｍにコーティングしたも
のである。そして、このボンドコーティング層１１の上
に施工されて、遮熱コーティング層５の２層目を形成す
るセラミックスコーティング層１２は、遮熱効果を得る
ためのものであって、例えばＡｌ2 Ｏ3 などのようなセ
ラミックス材料を、厚さ０．３〜０．５ｍｍにコーティ
ングしたものである。ボンドコーティング層１１とセラ
ミックスコーティング層１２との接合においては、ボン
ドコーティング層１１の表面粗さ、すなわちアンカー効
果によって密着性が保たれるようになっている。
【００１２】そして、このようなボンドコーティング層
１１とセラミックスコーティング層１２とから成る遮熱
コーティング層５を施工した後、その表面を研磨して、
翼本体１の表面が設計どおりの平滑な翼形状となるよう
に修正を施して、ガスタービン翼が完成する。
【００１３】なお、翼本体１の表面に凹形状部１０を形
成するに当たっては、図３に示すように、貫通穴４の周
囲を残して、翼本体１の表面に凹形状部１０を形成した
り、又は、一般に翼本体１に形成されている貫通穴４
は、図４に示すように、翼表面を流れる流体の流れ方向
（矢印で示す）に交差する方向に並んで形成されている
ので、貫通穴４が並んでいる列の部分を残して、翼本体
１の表面に凹形状部１０を形成している。
【００１４】
【発明の効果】以上詳述したように、本発明によれば、
翼本体の表面に凹凸や段差を形成することなく、平滑に
仕上げることができるので、空力損失を増加させること
なく、ガスタービンの性能の向上と、翼の信頼性向上に
寄与することができる。また、遮熱コーティング層をボ
ンドコーティング層とセラミックスコーティング層との
２層で形成することによって、母材との密着性を極めて
良好に保つことができる。そして、凹形状部の深さを適
宜変更することによって、遮熱コーティング層の厚みを
仕様に合わせて所望の厚みにすることもできる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るガスタービン翼の一実施例を示す
断面図である。
【図２】図１中の遮熱コーティング層の一例を示す断面
図である。
【図３】図１中の貫通穴の周囲を残して、翼本体の表面
に凹形状部を形成する状況を説明するための図である。
【図４】図１中の貫通穴が並んでいる列の部分を残し
て、翼本体の表面に凹形状部を形成する状況を説明する
ための図である。
【図５】従来のガスタービン翼を示す断面図である。
【符号の説明】
１ 翼本体 ２ 中空部 ３ 翼壁 ４ 貫通穴 ５ 遮熱コーティング層 １０ 凹形状部 １１ ボンドコーティング層 １２ セラミックスコーティング層

Claims (6)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】表面に凹形状部を形成した合金製材料で構
    成される翼本体を包含し、この翼本体の凹形状部に形成
    した遮熱コーティング層を具備することを特徴とするガ
    スタービン翼。
  2. 【請求項２】合金製材料で構成される翼本体の翼壁に貫
    通穴を有し、この貫通穴を通して翼本体の内部から外部
    へ冷却用流体を噴射するようにしたガスタービン翼にお
    いて、前記貫通穴の周辺を除いた翼本体の表面に形成し
    た凹形状部と、この凹形状部に形成した遮熱コーティン
    グ層とを具備することを特徴とするガスタービン翼。
  3. 【請求項３】請求項１又は２記載のガスタービン翼にお
    いて、前記遮熱コーティング層は内側に形成したボンド
    コーティング層と、その外側に形成したセラミックスコ
    ーティング層との２層から成るガスタービン翼。
  4. 【請求項４】請求項３記載のガスタービン翼において、
    ボンドコーティング層の厚さは０．１〜０．２ｍｍであ
    り、セラミックスコーティング層の厚さは０．３〜０．
    ５ｍｍであるガスタービン翼。
  5. 【請求項５】表面に凹形状部を有する翼本体を合金製材
    料で形成する工程と、この翼本体の凹形状部に遮熱コー
    ティング層を形成する工程と、この遮熱コーティング層
    の表面を研磨して翼形状を整える工程とから成ることを
    特徴とするガスタービン翼の製造方法。
  6. 【請求項６】翼壁に貫通穴を有し、この貫通穴を通して
    翼本体の内部から外部へ冷却用流体を噴射するようにし
    たガスタービン翼において、前記貫通穴の周辺を除いた
    表面に凹形状部を有する翼本体を合金製材料で形成する
    第１の工程と、この翼本体の凹形状部にボンドコーティ
    ング層を形成する第２の工程と、このボンドコーティン
    グ層の上にセラミックスコーティング層を形成する第３
    の工程と、このセラミックスコーティング層の表面を前
    記貫通穴の周辺の表面が露出するまで研磨して翼形状を
    整える第４の工程とから成ることを特徴とする、遮熱コ
    ーティング層を有するガスタービン翼の製造方法。
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Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6039537A (en) * 1996-09-04 2000-03-21 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade which can be subjected to a hot gas flow
JP2001295605A (ja) * 2000-04-11 2001-10-26 General Electric Co <Ge> 冷却を改善するためにタービンノズルセグメントの側壁の厚さを調整する方法
JP2010506086A (ja) * 2006-10-05 2010-02-25 シーメンス エナジー インコーポレイテッド タービンエンジン内で使用可能なタービンエーロフォイル用断熱コーティングシステム
JP2010237046A (ja) * 2009-03-31 2010-10-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 試験片製造方法及びコーティング層の物性値測定方法
JP2011102582A (ja) * 2009-11-10 2011-05-26 General Electric Co <Ge> 翼形部熱シールド
JP2012127343A (ja) * 2010-12-10 2012-07-05 General Electric Co <Ge> 冷却チャンネルを有する構成部品および製造方法
JP2012132451A (ja) * 2010-12-23 2012-07-12 General Electric Co <Ge> 基板に通路孔を形成するために基板を修正する方法および関連する物品
JP2013139807A (ja) * 2012-01-05 2013-07-18 General Electric Co <Ge> スロット付きタービン翼形部
WO2020246156A1 (ja) * 2019-06-05 2020-12-10 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービンの翼の補修方法及びガスタービンの翼

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6325871B1 (en) 1997-10-27 2001-12-04 Siemens Westinghouse Power Corporation Method of bonding cast superalloys
CN1280648A (zh) 1997-10-27 2001-01-17 西门子西屋动力公司 包括接合到超级合金基底上的薄蒙皮的涡轮机部件
DE59810031D1 (de) * 1998-09-10 2003-12-04 Alstom Switzerland Ltd Verfahren zum Ausbilden einer Filmkühlbohrung
GB2346415A (en) * 1999-02-05 2000-08-09 Rolls Royce Plc Vibration damping
DE19920567C2 (de) * 1999-05-03 2001-10-04 Fraunhofer Ges Forschung Verfahren zur Beschichtung eines im wesentlichen aus Titan oder einer Titanlegierung bestehenden Bauteils
DE19934418A1 (de) * 1999-07-22 2001-01-25 Abb Alstom Power Ch Ag Verfahren zum Beschichten einer lokal unterschiedlich beanspruchten Komponente
US6243948B1 (en) * 1999-11-18 2001-06-12 General Electric Company Modification and repair of film cooling holes in gas turbine engine components
US6339879B1 (en) * 2000-08-29 2002-01-22 General Electric Company Method of sizing and forming a cooling hole in a gas turbine engine component
EP1669545A1 (de) * 2004-12-08 2006-06-14 Siemens Aktiengesellschaft Schichtsystem, Verwendung und Verfahren zur Herstellung eines Schichtsystems
WO2007134620A1 (de) * 2006-05-19 2007-11-29 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum vorbereiten eines bauteils aus einem elektrisch leitenden basismaterial auf das durchführen eines erodierprozesses
US8241001B2 (en) * 2008-09-04 2012-08-14 Siemens Energy, Inc. Stationary turbine component with laminated skin
GB0903613D0 (en) * 2009-03-04 2009-04-08 Rolls Royce Plc Method of manufacturing an aerofoil
US8852720B2 (en) * 2009-07-17 2014-10-07 Rolls-Royce Corporation Substrate features for mitigating stress
US20110110772A1 (en) * 2009-11-11 2011-05-12 Arrell Douglas J Turbine Engine Components with Near Surface Cooling Channels and Methods of Making the Same
EP2524069B1 (en) 2010-01-11 2018-03-07 Rolls-Royce Corporation Features for mitigating thermal or mechanical stress on an environmental barrier coating
GB201205020D0 (en) * 2012-03-22 2012-05-09 Rolls Royce Plc A method of manufacturing a thermal barrier coated article
US9011087B2 (en) * 2012-03-26 2015-04-21 United Technologies Corporation Hybrid airfoil for a gas turbine engine
US10040094B2 (en) 2013-03-15 2018-08-07 Rolls-Royce Corporation Coating interface
JP6550000B2 (ja) * 2016-02-26 2019-07-24 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼
US20190316472A1 (en) * 2018-04-17 2019-10-17 United Technologies Corporation Double wall airfoil cooling configuration for gas turbine engine

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ZA782085B (en) * 1977-04-15 1979-03-28 Flogates Ltd Improvements relating to refractory sliding plate valve members
JPS6026656A (ja) * 1983-07-25 1985-02-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 内面溶射方法
US4743462A (en) * 1986-07-14 1988-05-10 United Technologies Corporation Method for preventing closure of cooling holes in hollow, air cooled turbine engine components during application of a plasma spray coating
US5030060A (en) * 1988-10-20 1991-07-09 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Method and apparatus for cooling high temperature ceramic turbine blade portions
US5039562A (en) * 1988-10-20 1991-08-13 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Method and apparatus for cooling high temperature ceramic turbine blade portions
GB2244943B (en) * 1990-06-12 1994-03-30 Turbine Blading Ltd Method of repair of turbines
US5405242A (en) * 1990-07-09 1995-04-11 United Technologies Corporation Cooled vane
US5216808A (en) * 1990-11-13 1993-06-08 General Electric Company Method for making or repairing a gas turbine engine component
US5113582A (en) * 1990-11-13 1992-05-19 General Electric Company Method for making a gas turbine engine component
US5210944A (en) * 1990-11-13 1993-05-18 General Electric Company Method for making a gas turbine engine component
US5142778A (en) * 1991-03-13 1992-09-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine component repair
JPH05870A (ja) * 1991-06-20 1993-01-08 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd セラミツクコートの材料

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6039537A (en) * 1996-09-04 2000-03-21 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade which can be subjected to a hot gas flow
JP2001295605A (ja) * 2000-04-11 2001-10-26 General Electric Co <Ge> 冷却を改善するためにタービンノズルセグメントの側壁の厚さを調整する方法
JP2010506086A (ja) * 2006-10-05 2010-02-25 シーメンス エナジー インコーポレイテッド タービンエンジン内で使用可能なタービンエーロフォイル用断熱コーティングシステム
JP2010237046A (ja) * 2009-03-31 2010-10-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 試験片製造方法及びコーティング層の物性値測定方法
JP2011102582A (ja) * 2009-11-10 2011-05-26 General Electric Co <Ge> 翼形部熱シールド
JP2012127343A (ja) * 2010-12-10 2012-07-05 General Electric Co <Ge> 冷却チャンネルを有する構成部品および製造方法
JP2012132451A (ja) * 2010-12-23 2012-07-12 General Electric Co <Ge> 基板に通路孔を形成するために基板を修正する方法および関連する物品
JP2013139807A (ja) * 2012-01-05 2013-07-18 General Electric Co <Ge> スロット付きタービン翼形部
WO2020246156A1 (ja) * 2019-06-05 2020-12-10 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービンの翼の補修方法及びガスタービンの翼
JP2020197190A (ja) * 2019-06-05 2020-12-10 三菱パワー株式会社 ガスタービンの翼の補修方法及びガスタービンの翼

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