JPH0724970U - 高接着強度を持つサーマルバリヤー被膜を有するタービンエンジン用翼 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 耐熱特性を損なうことなく、従来法で得られ
る翼に較べより高い遮熱被膜の接着強度を持ち、さらに
過酷な使用条件に耐え得るタービンエンジン用翼の提
供。 【構成】 例えばインコネル１００製基材７上に、ボン
ド層として耐熱合金からなる中間被膜８を爆発溶射法で
溶射した後、その上にＺｒＯ₂ ・８Ｙ₂ Ｏ₃ からなる遮
熱被膜６を同じく爆発溶射したタービンエンジン用翼
は、遮熱被膜の接着強度が従来法で得られる翼と較べ
て、４．５ｋｇ／ｍｍ² 以上と高く、しかも耐熱特性を
損なうことなく、さらに過酷な使用条件に耐えることが
できる。

Description

【考案の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】

本考案は、タービンエンジンで使用される翼に関する。

【０００２】

【従来の技術】

ガスタービンに使用される静翼および動翼は常に高温に曝されるため、例えば コバルト、ニッケルあるいはこれら両者を主体とし、他の合金元素を添加して、 高温での変形に対するクリープ強さを持たせた耐熱超合金が使用されている。

【０００３】 ガスタービンでの効率を上げるために入口ガス温度が益々高くなると、翼等の 部材の耐熱限界を越える場合が生じる。そこで、これら翼の表面に熱伝達率の低 いジルコニア系酸化物の溶射被膜を形成し、翼母材の温度がその耐熱限界を越え ないようにしている。

【０００４】

【考案が解決しようとする課題】

しかしながら、ガスタービンの動翼等が高温でしかも高速で回転していて絶え ず遠心力を受け、使用中の翼の変形が大きい場合、上記のサーマルバリヤー（遮 熱）被膜はその変形に追従できず剥離する。

【０００５】 そこで、より高い、接着強度を持つサーマルバリヤー溶射被膜が必要となって きた。

【０００６】 したがって、本考案の目的は、耐熱特性を損なうことなく、従来法で得られる 翼に較べより高い遮熱被膜の接着強度を持ち、さらに過酷な使用条件に耐え得る タービンエンジン用翼を提供することにある。

【０００７】

【課題を解決するための手段】

本考案者達は上記目的を達成すべく研究の結果、ジルコニア系酸化物サーマル バリヤー（遮熱）被膜の接着強度をより高めるため、従来の前記溶射被膜の形成 に利用されてきたプラズマ溶射法に代わり、爆発溶射法を用いれば接着力が４． ５ｋｇ／ｍｍ² 以上である遮熱被膜を持つタービン翼が得られ、かつ翼母材と上 記遮熱被膜との間に耐熱合金からなる中間被膜（ボンド層）を設けることが有利 であることを見いだし本考案に到達した。

【０００８】 すなわち本考案者達は、下記のタービンエンジン用翼を開発することにより前 記課題を解決したのである。

【０００９】 （１）ジルコニア系酸化物からなるサーマルバリヤー被膜が表面に溶射された タービンエンジン用翼であって、前記被膜の接着強度が４．５ｋｇ／ｍｍ² 以上 であることを特徴とするタービンエンジン用翼。

【００１０】 （２）前記溶射されたサーマルバリヤー被膜が爆発溶射法で施工されたもので ある前記（１）記載の翼。

【００１１】 （３）前記サーマルバリヤー被膜と翼母材との間に耐熱合金からなる中間被膜 を持つ前記（１）記載の翼。

【００１２】

【作用】

本考案による翼では、サーマルバリヤー被膜の接着強度が従来より高く、４． ５ｋｇ／ｍｍ² 以上が期待される。

【００１３】 本考案において、サーマルバリヤー（遮熱）被膜の形成に用いられる爆発溶射 法は、図１の模式断面図に示すように、酸素ガス供給口２およびアセチレンガス 供給口３から導入された酸素とアセチレンとの混合ガスを点火プラグ５により点 火爆発させ、これによって生じる音速の２倍に達する高速燃焼エネルギーを利用 して、粉末材料供給口１から導入された金属やセラミックの粉末を半溶融状態で 基材７に激突させ基材面に強固な例えばサーマルバリヤー（遮熱）被膜６を形成 するものである。なお４は窒素ガス供給口であり、白抜き矢印はそれぞれのガス または材料の供給方向を、また複数の平行の矢印は燃焼ガスの進行方向を示して いる。

【００１４】 従来のプラズマ溶射法がプラズマ流によって粉末材料を音速と同じ速さで基材 に衝突させるのに対し、上記爆発溶射法では音速の２倍の速さで衝突させるので 、より高い接着強度が得られる。

【００１５】

【実施例１】 図２は接着強度試験などの試験に用いられた試料を示す断面図、図３は遮熱被 膜が形成された試料の接着強度試験に用いられた試験装置の側面図であって、こ れらの図を参照して以下説明する。 （１）図２に示すように、インコネル１００製基材７上にＣｏ−Ｎｉ−Ｃｒ−Ａ ｌ−Ｙ合金系のボンド層８を被膜厚み０．１２±０．０３ｍｍに爆発溶射法で形 成し、さらにその上にＺｒＯ₂ ・８Ｙ₂ Ｏ₃ からなる遮熱被膜６を被膜厚み０． ２５±０．１５ｍｍに形成して調製した試料９を用意した。 （２）図３に示す接着強度試験装置の試料固定材１２の所定位置に上下を接着剤 １０で挟んだ上記試料９を固定し、試料固定材１２の上下に設けられた引張り治 具１１によって図の矢印方向に引張り試料中の遮熱被膜の接着強度を測定し、結 果を表１に示した。 （３）次いで、前記試料を大気中１０００℃で５００時間暴露耐久試験に供し、 結果を表１に示した。 （４）さらに前記試料を１０００℃より２０℃の水中に投下する熱衝撃試験に供 し、その熱衝撃性を調べ結果を表１に示した。

【００１６】

【実施例２】 ボンド層８をＣｏ−Ｃｒ−Ｔａ−Ａｌ−Ｙ系合金＋Ａｌ₂ Ｏ₃ に変えた以外は 実施例１と同様にして試料９を調製し、以下実施例１と同じ要領で遮熱被膜の接 着強度を測定し、結果を表１に示した。

【００１７】 次に、実施例１と同様に試料を暴露耐久試験および熱衝撃試験に供し、結果を 表１に示した。

【００１８】

【比較例】

実施例１で用いたインコネル１００製基材７上に、Ｃｏ−Ｎｉ−Ｃｒ−Ａｌ− Ｙ系合金からなるボンド層８およびＺｒＯ₂ ・８Ｙ₂ Ｏ₃ からなる遮熱被膜６を プラズマ溶射法で形成した以外は実施例と同じ要領で遮熱被膜の接着強度を測定 し、さらに暴露耐久試験および熱衝撃試験に供し、それらの結果を同じく表１に 示した。

【００１９】

【表１】 以上の各試験の結果によれば、本考案による遮熱被膜が従来の被膜よりも高い 接着強度を示しており、本考案によって接着力を高めても、従来の方法に比し耐 熱特性を損なうことなく、また熱衝撃性に悪影響を及ぼさないことが確認された 。

【００２０】

【考案の効果】

以上説明したように、本考案によれば、従来法で得られる翼に較べて、耐熱特 性を損なうことなく、より高い遮熱被膜の接着強度が得られるので、さらに過酷 な使用条件に耐え得るタービンエンジン用翼を提供することができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本考案の実施例で用いられた、基材上への遮熱
被膜形成のための爆発溶射装置の模式断面図である。

【図２】接着強度などの試験に用いられた試料を示す断
面図である。

【図３】遮熱被膜が形成された試料の接着強度試験に用
いられた試験装置の側面図である。

【符号の説明】

１ 粉末材料供給口 ２ 酸素ガス供給口 ３ アセチレンガス供給口 ４ 窒素ガス供給口 ５ 点火プラグ ６ 遮熱被膜 ７ 基材 ８ 中間被膜（ボンド層） ９ 試料 １０ 接着剤 １１ 引張り治具 １２ 試料固定材

フロントページの続き (72)考案者 萓場 邦彦 埼玉県入間市大字小谷田1666−４ ＧＨ 526 (72)考案者 永井 正夫 東京都目黒区目黒本町６−21−15 (72)考案者 新田 英郎 埼玉県東松山市松風台４−48 (72)考案者 加藤 彰一 埼玉県桶川市寿２−17−４ (72)考案者 田村 秀樹 埼玉県上尾市浅間台３−19−５ ハイツＵ ＵＶ101 (72)考案者 ジョン クリストファー ウッド 埼玉県与野市上峰４−14−24 シャンブル 105号

Claims (3)

【実用新案登録請求の範囲】
1. 【請求項１】 ジルコニア系酸化物からなり接着強度が
   ４．５ｋｇ／ｍｍ²以上であるサーマルバリヤー被膜が
   表面に溶射された構造を持つことを特徴とするタービン
   エンジン用翼。
2. 【請求項２】 前記溶射サーマルバリヤー被膜が爆発溶
   射法で施工されたものである請求項１記載のタービンエ
   ンジン用翼。
3. 【請求項３】 前記サーマルバリヤー被膜と翼母材との
   間に耐熱合金からなる中間被膜を持つ請求項１または２
   記載のタービンエンジン用翼。