JPH09324256A - 合金被覆ガスタービン翼及びその製造方法 - Google Patents
合金被覆ガスタービン翼及びその製造方法Info
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- JPH09324256A JPH09324256A JP14546696A JP14546696A JPH09324256A JP H09324256 A JPH09324256 A JP H09324256A JP 14546696 A JP14546696 A JP 14546696A JP 14546696 A JP14546696 A JP 14546696A JP H09324256 A JPH09324256 A JP H09324256A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】高温での耐久性に優れた合金被覆ガスタービン
翼およびその製造法を提供する。 【解決手段】本発明の被覆層は基材３上にＣｏ及び／又
はＮｉを主成分としＣｒ，Ａｌを含み、さらにＹ及び／
又はＴａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか一つもしくはその組合
せからなる合金被覆層２と、さらにその上の酸化処理に
よって表面側にＡｌ2Ｏ3層４が形成されたＡｌ拡散層１
からなる。その製造工程は、合金被覆層の形成，合金被
覆層へのＡｌ拡散処理，Ａｌ拡散層表面の熱プラズマに
よる酸化処理とからなる。
翼およびその製造法を提供する。 【解決手段】本発明の被覆層は基材３上にＣｏ及び／又
はＮｉを主成分としＣｒ，Ａｌを含み、さらにＹ及び／
又はＴａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか一つもしくはその組合
せからなる合金被覆層２と、さらにその上の酸化処理に
よって表面側にＡｌ2Ｏ3層４が形成されたＡｌ拡散層１
からなる。その製造工程は、合金被覆層の形成，合金被
覆層へのＡｌ拡散処理，Ａｌ拡散層表面の熱プラズマに
よる酸化処理とからなる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、高温耐久性、特に
高温耐食性に優れた合金被覆ガスタービン翼及びその製
造法さらにそのガスタービン翼を備えたガスタービンに
関する。
高温耐食性に優れた合金被覆ガスタービン翼及びその製
造法さらにそのガスタービン翼を備えたガスタービンに
関する。
【０００２】
【従来の技術】発電用のガスタービンは発電効率の向上
を目的として燃焼ガス温度が高くなってきており、その
結果、高温の燃焼ガスに曝されるタービン静翼・動翼の
高温耐久性の向上が強く要望されている。高温耐久性と
して特に燃料中のＳ，燃焼用空気中のＮａ，Ｋ等によっ
て引き起こされる高温腐食に対する耐久性が必要とな
る。このような高温腐食を防止する対策として高温耐食
性に優れた合金を被覆する方法が通常行われている。ま
た、燃焼ガス温度の高温化に伴う翼基材のメタル温度も
当然高くなってくるが、耐熱材料の高温強度にも限界が
あるため、翼の冷却技術の進歩も著しい。その結果、翼
は中空構造の薄肉厚の耐熱合金で構成されるようにな
り、高温腐食による翼の肉厚の低減は翼の高温信頼性を
著しく損なうことになる。また、翼の冷却方法としてリ
ターンフロー，インピンジ等の手法を用いることによ
り、翼基材のメタル温度を低くしているのであるが、複
雑な冷却方法を用いるが故に翼全体の均一冷却が難しく
なり温度分布を持つことが多くなる。
を目的として燃焼ガス温度が高くなってきており、その
結果、高温の燃焼ガスに曝されるタービン静翼・動翼の
高温耐久性の向上が強く要望されている。高温耐久性と
して特に燃料中のＳ，燃焼用空気中のＮａ，Ｋ等によっ
て引き起こされる高温腐食に対する耐久性が必要とな
る。このような高温腐食を防止する対策として高温耐食
性に優れた合金を被覆する方法が通常行われている。ま
た、燃焼ガス温度の高温化に伴う翼基材のメタル温度も
当然高くなってくるが、耐熱材料の高温強度にも限界が
あるため、翼の冷却技術の進歩も著しい。その結果、翼
は中空構造の薄肉厚の耐熱合金で構成されるようにな
り、高温腐食による翼の肉厚の低減は翼の高温信頼性を
著しく損なうことになる。また、翼の冷却方法としてリ
ターンフロー，インピンジ等の手法を用いることによ
り、翼基材のメタル温度を低くしているのであるが、複
雑な冷却方法を用いるが故に翼全体の均一冷却が難しく
なり温度分布を持つことが多くなる。
【０００３】このような背景により各種の耐食被覆材及
び被覆方法が提案されている。最も多い方法は、Ｃｏ又
はＮｉ及びそれらを組合せた合金にＣｒ，Ａｌを添加
し、さらにＹ及びその他の希土類元素添加した合金（以
下、ＭＣｒＡｌＸ合金と称す。ＭはＦｅ，Ｎｉ，Ｃｏ、
ＸはＹ及びその他の希土類元素である。）被覆を設けた
ものがある。このようなＭＣｒＡｌＸ合金被覆を設けた
タービン翼では、高温腐食環境下に曝された場合、Ｎｉ
或いはＣｏの硫化反応より、Ｃｒ，Ａｌの酸化反応が優
先しＣｒ，Ａｌの酸化物が保護被膜として形成される。
Ｎｉ或いはＣｏの硫化物は低融点の化合物であり、液相
となりやすく、反応が促進され減肉が大きくなる。一
方、Ｃｒ，Ａｌの酸化物は融点が高く液相とならないた
め、硫化物に比べ酸化物の形成反応速度は遅く、減肉の
程度は少なくなる。すなわち、MCrAlX合金被覆は耐熱合
金に比べＣｒ，Ａｌの含有量が多いため、高温腐食環境
下でＣｒ，Ａｌの酸化物保護被膜が生じ、減肉が少なく
高温耐食性に優れることになる。
び被覆方法が提案されている。最も多い方法は、Ｃｏ又
はＮｉ及びそれらを組合せた合金にＣｒ，Ａｌを添加
し、さらにＹ及びその他の希土類元素添加した合金（以
下、ＭＣｒＡｌＸ合金と称す。ＭはＦｅ，Ｎｉ，Ｃｏ、
ＸはＹ及びその他の希土類元素である。）被覆を設けた
ものがある。このようなＭＣｒＡｌＸ合金被覆を設けた
タービン翼では、高温腐食環境下に曝された場合、Ｎｉ
或いはＣｏの硫化反応より、Ｃｒ，Ａｌの酸化反応が優
先しＣｒ，Ａｌの酸化物が保護被膜として形成される。
Ｎｉ或いはＣｏの硫化物は低融点の化合物であり、液相
となりやすく、反応が促進され減肉が大きくなる。一
方、Ｃｒ，Ａｌの酸化物は融点が高く液相とならないた
め、硫化物に比べ酸化物の形成反応速度は遅く、減肉の
程度は少なくなる。すなわち、MCrAlX合金被覆は耐熱合
金に比べＣｒ，Ａｌの含有量が多いため、高温腐食環境
下でＣｒ，Ａｌの酸化物保護被膜が生じ、減肉が少なく
高温耐食性に優れることになる。
【０００４】また、この結果から、高温耐食性により優
れたＭＣｒＡｌＸ合金被覆としてＣｒ，Ａｌを多く含有
した合金が必要となる。しかし、ＭＣｒＡｌＸ合金被覆
でＣｒ，Ａｌの含有量を多くした場合、合金被覆材の靭
性が低下し、クラック等の損傷が生じ易くなる。被覆層
にクラックが生じた場合、そのクラックが起点となり翼
基材まで進展し、薄肉で構成される翼の破損になる。こ
のような、燃焼ガス温度の高温化に伴う高温腐食環境条
件の悪化と、翼構造の変化に対応するため、燃焼ガス温
度の低いタービンの翼（この場合、冷却無しか、或い
は、冷却構造が簡単で翼肉厚が厚い）に比べ高温耐食被
覆に種々の改良が提案されている。例えば、Ｕ.Ｓ.ＰＡ
Ｔ4080486，Ｕ.Ｓ.ＰＡＴ4246323，Ｕ.Ｓ.ＰＡＴ432601
で公開されている技術として、ＭＣｒＡｌＸ合金被覆の
表面部分近くのＣｒ，Ａｌ，Ｓｉ等の含有量を増加させ
るものがある。この方法は拡散浸透が主である。これら
の方法ではＣｒ，Ａｌ，Ｓｉ等の含有量の多い表面層を
形成することにより、ＭＣｒＡｌＸ合金被覆の高温耐食
性を向上させることが可能になると提案されている。ま
た、合金被覆の下部のＣｒ，Ａｌ，Ｓｉの含有量は表面
部近くに比べ少ないので、下部の靭性の低下は無いので
表面部でクラックが生じた際もその進展は下部で止まる
と予想されている。
れたＭＣｒＡｌＸ合金被覆としてＣｒ，Ａｌを多く含有
した合金が必要となる。しかし、ＭＣｒＡｌＸ合金被覆
でＣｒ，Ａｌの含有量を多くした場合、合金被覆材の靭
性が低下し、クラック等の損傷が生じ易くなる。被覆層
にクラックが生じた場合、そのクラックが起点となり翼
基材まで進展し、薄肉で構成される翼の破損になる。こ
のような、燃焼ガス温度の高温化に伴う高温腐食環境条
件の悪化と、翼構造の変化に対応するため、燃焼ガス温
度の低いタービンの翼（この場合、冷却無しか、或い
は、冷却構造が簡単で翼肉厚が厚い）に比べ高温耐食被
覆に種々の改良が提案されている。例えば、Ｕ.Ｓ.ＰＡ
Ｔ4080486，Ｕ.Ｓ.ＰＡＴ4246323，Ｕ.Ｓ.ＰＡＴ432601
で公開されている技術として、ＭＣｒＡｌＸ合金被覆の
表面部分近くのＣｒ，Ａｌ，Ｓｉ等の含有量を増加させ
るものがある。この方法は拡散浸透が主である。これら
の方法ではＣｒ，Ａｌ，Ｓｉ等の含有量の多い表面層を
形成することにより、ＭＣｒＡｌＸ合金被覆の高温耐食
性を向上させることが可能になると提案されている。ま
た、合金被覆の下部のＣｒ，Ａｌ，Ｓｉの含有量は表面
部近くに比べ少ないので、下部の靭性の低下は無いので
表面部でクラックが生じた際もその進展は下部で止まる
と予想されている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】しかし、これらの公知
のＭＣｒＡｌＸ合金被覆の耐食性の改良技術は、いずれ
もＭＣｒＡｌＸ合金被覆の表面部に酸化物保護被膜を形
成するＣｒ，Ａｌ，Ｓｉ等の元素を拡散浸透しその含有
量を増加させたものであるため、高温腐食環境下に曝さ
れた場合、表面にこれらの酸化物保護被膜が形成される
一方で、高温での元素の拡散によりＭＣｒＡｌＸ合金被
覆層の靭性低下が免れず、本発明者らの検討の結果、燃
焼ガス温度の高いガスタービン翼として必ずしも十分な
物でないことが判明した。
のＭＣｒＡｌＸ合金被覆の耐食性の改良技術は、いずれ
もＭＣｒＡｌＸ合金被覆の表面部に酸化物保護被膜を形
成するＣｒ，Ａｌ，Ｓｉ等の元素を拡散浸透しその含有
量を増加させたものであるため、高温腐食環境下に曝さ
れた場合、表面にこれらの酸化物保護被膜が形成される
一方で、高温での元素の拡散によりＭＣｒＡｌＸ合金被
覆層の靭性低下が免れず、本発明者らの検討の結果、燃
焼ガス温度の高いガスタービン翼として必ずしも十分な
物でないことが判明した。
【０００６】本発明の目的は、ＭＣｒＡｌＸ合金被覆の
公知技術の検討結果に基づき、高温での耐久性に優れた
ガスタービン翼及びその製造方法、さらにそのガスター
ビン翼を有したガスタービンを提供することにある。
公知技術の検討結果に基づき、高温での耐久性に優れた
ガスタービン翼及びその製造方法、さらにそのガスター
ビン翼を有したガスタービンを提供することにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明は種々のＭＣｒＡｌＸ合金被覆層及びその表
面部にＣｒ，Ａｌ含有量を多くした被覆層について高温
腐食試験を行いその腐食形態を検討した結果、以下の知
見を得た。すなわち、従来技術のＭＣｒＡｌＸ合金被覆
の表面部に酸化物保護被膜を形成するＣｒ，Ａｌ，Ｓｉ
等の元素を拡散浸透しその含有量を増加させたもので
は、高温腐食環境下に曝された場合、表面にこれらの酸
化物保護被膜が形成される一方で、高温での元素の拡散
によりＭＣｒＡｌＸ合金被覆層下部のＣｒ，Ａｌ，Ｓｉ
等の濃度が増加していくことによるＭＣｒＡｌＸ合金被
覆層の靭性低下が生じる。その結果、特に高温ガスター
ビン用の薄肉の複雑空冷翼ではガスタービンの起動・停
止の際の熱応力により靭性の低下した合金被覆層でクラ
ックが生じる。高温腐食はこのようなクラックを通じ
て、合金被覆層下部まで進行し、ついには基材の腐食に
至る。一方、MCrAlX合金被覆層の靭性低下が生じない程
度に表面部のＣｒ，Ａｌ含有量を低く抑えた場合では、
酸化物保護被膜が形成される際にＭＣｒＡｌＸ合金被覆
層内のＣｒ，Ａｌが酸化物保護被膜の形成に消費される
ことになり、Ｃｒ，Ａｌの拡散浸透を行わない場合と比
べ耐食性の十分な向上が得られない。また、ＣｒとＡｌ
を拡散浸透したものの比較から、燃焼ガス温度の高い高
温ガスタービンで予想される高温腐食環境では高温腐食
を防止する上で最も有効な元素はＡｌであり、高温で安
定なＡｌ2Ｏ3が表面に保護被膜として生成することが耐
食性に重要であることが判明した。
に、本発明は種々のＭＣｒＡｌＸ合金被覆層及びその表
面部にＣｒ，Ａｌ含有量を多くした被覆層について高温
腐食試験を行いその腐食形態を検討した結果、以下の知
見を得た。すなわち、従来技術のＭＣｒＡｌＸ合金被覆
の表面部に酸化物保護被膜を形成するＣｒ，Ａｌ，Ｓｉ
等の元素を拡散浸透しその含有量を増加させたもので
は、高温腐食環境下に曝された場合、表面にこれらの酸
化物保護被膜が形成される一方で、高温での元素の拡散
によりＭＣｒＡｌＸ合金被覆層下部のＣｒ，Ａｌ，Ｓｉ
等の濃度が増加していくことによるＭＣｒＡｌＸ合金被
覆層の靭性低下が生じる。その結果、特に高温ガスター
ビン用の薄肉の複雑空冷翼ではガスタービンの起動・停
止の際の熱応力により靭性の低下した合金被覆層でクラ
ックが生じる。高温腐食はこのようなクラックを通じ
て、合金被覆層下部まで進行し、ついには基材の腐食に
至る。一方、MCrAlX合金被覆層の靭性低下が生じない程
度に表面部のＣｒ，Ａｌ含有量を低く抑えた場合では、
酸化物保護被膜が形成される際にＭＣｒＡｌＸ合金被覆
層内のＣｒ，Ａｌが酸化物保護被膜の形成に消費される
ことになり、Ｃｒ，Ａｌの拡散浸透を行わない場合と比
べ耐食性の十分な向上が得られない。また、ＣｒとＡｌ
を拡散浸透したものの比較から、燃焼ガス温度の高い高
温ガスタービンで予想される高温腐食環境では高温腐食
を防止する上で最も有効な元素はＡｌであり、高温で安
定なＡｌ2Ｏ3が表面に保護被膜として生成することが耐
食性に重要であることが判明した。
【０００８】そこで、本発明では上記のような検討結果
に基づき、高温腐食条件が厳しく、かつ、熱応力が大き
い、高温ガスタービン用の薄肉の中空構造複雑冷却翼に
対する、高温耐食性及び高温信頼性に優れた被覆層とし
て耐熱合金の基材の表面にＣｏ及び／又はＮｉを主成分
としＣｒ，Ａｌを含み、さらにＹ及び／又はＴａ，Ｚ
ｒ，Ｃｅのいずれか一つもしくはその組合せからなる合
金被覆層からなり、さらに前記合金被覆層の上に酸化処
理によって表面側がＡｌ2Ｏ3化されたＡｌ拡散層を設け
た被覆層を見いだした。
に基づき、高温腐食条件が厳しく、かつ、熱応力が大き
い、高温ガスタービン用の薄肉の中空構造複雑冷却翼に
対する、高温耐食性及び高温信頼性に優れた被覆層とし
て耐熱合金の基材の表面にＣｏ及び／又はＮｉを主成分
としＣｒ，Ａｌを含み、さらにＹ及び／又はＴａ，Ｚ
ｒ，Ｃｅのいずれか一つもしくはその組合せからなる合
金被覆層からなり、さらに前記合金被覆層の上に酸化処
理によって表面側がＡｌ2Ｏ3化されたＡｌ拡散層を設け
た被覆層を見いだした。
【０００９】すなわち本発明は、耐熱合金の基材の表面
に高温耐食性及び耐酸化性に富む被覆層を設けたガスタ
ービン翼において、前記被覆層はＣｏ及び／又はＮｉを
主成分としＣｒ，Ａｌを含み、さらにＹ及び／又はＴ
ａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか一つもしくはその組合せから
なる合金被覆層からなり、さらにその上に酸化処理によ
って表面側がＡｌ2Ｏ3化されたＡｌ拡散層を設けたこと
を特徴とするものである。ここで、前記合金被覆層はＣ
ｒ；１０〜３０ｗｔ％，Ａｌ；５〜１５ｗｔ％，Ｙ；
０.１〜１.５ｗｔ％、残部Ｃｏ及び／又はＮｉ、及び不
可避的不純物よりなるものがよい。また、合金被覆層上
部に設けたＡｌ拡散層中のＡｌ濃度は１５〜２５％であ
るものがよい。また、合金被覆層上部に設けた酸化処理
によって表面側がＡｌ2Ｏ3化されたＡｌ拡散層の厚さは
１０μｍ以下であるものがよい。また、合金被覆層表面
に設けた酸化処理によって表面側がＡｌ2Ｏ3化されたＡ
ｌ拡散層の内、Ａｌ2Ｏ3化された部分の厚さはＡｌ拡散
層全体の厚さの２／３を最大として１〜５μｍの範囲の
ものがよい。
に高温耐食性及び耐酸化性に富む被覆層を設けたガスタ
ービン翼において、前記被覆層はＣｏ及び／又はＮｉを
主成分としＣｒ，Ａｌを含み、さらにＹ及び／又はＴ
ａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか一つもしくはその組合せから
なる合金被覆層からなり、さらにその上に酸化処理によ
って表面側がＡｌ2Ｏ3化されたＡｌ拡散層を設けたこと
を特徴とするものである。ここで、前記合金被覆層はＣ
ｒ；１０〜３０ｗｔ％，Ａｌ；５〜１５ｗｔ％，Ｙ；
０.１〜１.５ｗｔ％、残部Ｃｏ及び／又はＮｉ、及び不
可避的不純物よりなるものがよい。また、合金被覆層上
部に設けたＡｌ拡散層中のＡｌ濃度は１５〜２５％であ
るものがよい。また、合金被覆層上部に設けた酸化処理
によって表面側がＡｌ2Ｏ3化されたＡｌ拡散層の厚さは
１０μｍ以下であるものがよい。また、合金被覆層表面
に設けた酸化処理によって表面側がＡｌ2Ｏ3化されたＡ
ｌ拡散層の内、Ａｌ2Ｏ3化された部分の厚さはＡｌ拡散
層全体の厚さの２／３を最大として１〜５μｍの範囲の
ものがよい。
【００１０】また、前記合金被覆ガスタービン翼で、酸
化処理によって表面側がＡｌ2Ｏ3化されたＡｌ拡散層を
上部に設けた合金被覆層が、少なくとも翼面全面及びプ
ラットフォーム部に設けられているものがよい。また、
酸化処理によって表面側がＡｌ2Ｏ3化されたＡｌ拡散層
を上部に設けた合金被覆層が、少なくとも翼面全面及び
燃焼ガスに曝されるガスパス部の表面に設けられている
ものがよい。
化処理によって表面側がＡｌ2Ｏ3化されたＡｌ拡散層を
上部に設けた合金被覆層が、少なくとも翼面全面及びプ
ラットフォーム部に設けられているものがよい。また、
酸化処理によって表面側がＡｌ2Ｏ3化されたＡｌ拡散層
を上部に設けた合金被覆層が、少なくとも翼面全面及び
燃焼ガスに曝されるガスパス部の表面に設けられている
ものがよい。
【００１１】また本発明は、耐熱合金の基材の表面に高
温耐食性及び耐酸化性に富む被覆層を設けたガスタービ
ン翼の製造方法で、基材表面にＣｏ及び／又はＮｉを主
成分としＣｒ，Ａｌを含み、さらにＹ及び／又はＴａ，
Ｚｒ，Ｃｅのいずれか一つもしくはその組合せからなる
合金被覆層を形成する工程と、その合金被覆層の上にＡ
ｌを拡散浸透させる工程と、さらに前記Ａｌ拡散層の表
面を熱プラズマによる酸化処理によってＡｌ2Ｏ3化する
工程とを含むことを特徴とするものである。
温耐食性及び耐酸化性に富む被覆層を設けたガスタービ
ン翼の製造方法で、基材表面にＣｏ及び／又はＮｉを主
成分としＣｒ，Ａｌを含み、さらにＹ及び／又はＴａ，
Ｚｒ，Ｃｅのいずれか一つもしくはその組合せからなる
合金被覆層を形成する工程と、その合金被覆層の上にＡ
ｌを拡散浸透させる工程と、さらに前記Ａｌ拡散層の表
面を熱プラズマによる酸化処理によってＡｌ2Ｏ3化する
工程とを含むことを特徴とするものである。
【００１２】ここで、Ａｌ拡散層の表面を熱プラズマに
よる酸化処理によってＡｌ2Ｏ3化する工程では、熱プラ
ズマ発生ガスとして酸素を用いるのがよい。また、Ａｌ
拡散層の表面を熱プラズマによる酸化処理によってＡｌ
2Ｏ3化する工程の際に、基材温度は８００℃以下に保持
するのがよい。
よる酸化処理によってＡｌ2Ｏ3化する工程では、熱プラ
ズマ発生ガスとして酸素を用いるのがよい。また、Ａｌ
拡散層の表面を熱プラズマによる酸化処理によってＡｌ
2Ｏ3化する工程の際に、基材温度は８００℃以下に保持
するのがよい。
【００１３】また本発明は、圧縮機と、燃焼器と、ター
ビンディスクにダブテイル部が固定された単段又は複数
段のタービンブレードと、前記ブレードに対応して設け
られたタービンノズルとを備えたガスタービンで、前記
のいずれかの合金被覆ガスタービン翼を備えていること
を特徴とする。
ビンディスクにダブテイル部が固定された単段又は複数
段のタービンブレードと、前記ブレードに対応して設け
られたタービンノズルとを備えたガスタービンで、前記
のいずれかの合金被覆ガスタービン翼を備えていること
を特徴とする。
【００１４】本発明による被覆層を設けたタービン翼で
は、厚さ１０μｍ以下のＡｌ拡散層の内、最表面の酸化
処理によって形成された厚さ１〜５μｍのＡｌ2Ｏ3層が
苛酷な高温腐食環境からタービン翼を保護する作用を有
している。また、その下にＡｌ含有量の多いＡｌ拡散層
が残存するため、上部のＡｌ2Ｏ3層に損傷が生じた場合
でも浸入してきた酸素と反応してＡｌ2Ｏ3膜を再生する
作用を有する。一方、このＡｌ拡散層は熱プラズマによ
る酸化処理によってＡｌ2Ｏ3膜を形成することにより、
厚さが１０μｍ以下と従来に比べ薄くてすみ、余分なＡ
ｌが合金被覆層に拡散して合金層の靭性を低下するのを
最小限に抑えることが可能である。このため、薄肉構造
の空冷タービン翼で生じる翼基材の熱応力により、Ａｌ
2Ｏ3層とＡｌ含有量の多い部分にクラックが生じても、
その下の合金被覆層は靭性の低下をほとんど生じていな
いためクラックの進展が生じることはなく、従来技術の
被覆層を設けたガスタービン翼に比べ高温腐食に対して
信頼性の高いタービン翼となる。
は、厚さ１０μｍ以下のＡｌ拡散層の内、最表面の酸化
処理によって形成された厚さ１〜５μｍのＡｌ2Ｏ3層が
苛酷な高温腐食環境からタービン翼を保護する作用を有
している。また、その下にＡｌ含有量の多いＡｌ拡散層
が残存するため、上部のＡｌ2Ｏ3層に損傷が生じた場合
でも浸入してきた酸素と反応してＡｌ2Ｏ3膜を再生する
作用を有する。一方、このＡｌ拡散層は熱プラズマによ
る酸化処理によってＡｌ2Ｏ3膜を形成することにより、
厚さが１０μｍ以下と従来に比べ薄くてすみ、余分なＡ
ｌが合金被覆層に拡散して合金層の靭性を低下するのを
最小限に抑えることが可能である。このため、薄肉構造
の空冷タービン翼で生じる翼基材の熱応力により、Ａｌ
2Ｏ3層とＡｌ含有量の多い部分にクラックが生じても、
その下の合金被覆層は靭性の低下をほとんど生じていな
いためクラックの進展が生じることはなく、従来技術の
被覆層を設けたガスタービン翼に比べ高温腐食に対して
信頼性の高いタービン翼となる。
【００１５】
（実施例１）ガスタービン翼材料として用いられるＮｉ
基耐熱合金（Rene′−８０：Ｎｉ−１４％Ｃｒ−４％Ｍ
ｏ−４％Ｗ−３％Ａｌ−５％Ｔｉ−９.５％Ｃｏ)を試験
片基材とし、その表面に本発明の被覆層を設けたものを
作成した。試験片形状及び寸法は直径９×５０mmの丸棒
及び直径９×８０mmで、中心部に直径５mmの孔を有した
中空パイプである。まず、試験片を脱脂，洗浄した後、
Ａｌ2Ｏ3製グリッド（粒径１００〜１５０μｍ）を用い
て、５kg／cm2 の圧力の圧縮空気によって表面を粗面化
するブラスチング処理を行った。その後、減圧雰囲気中
プラズマ溶射法によりそれぞれ組成の異なるＭＣｒＡｌ
Ｙ合金、すなわち、Ｃｏ−２０％Ｃｒ−８％Ａｌ−１％
Ｙ，Ｃｏ−３２％Ｎｉ−２１％Ｃｒ−８％Ａｌ−１％
Ｙ，Ｎｉ−２０％Ｃｒ−８％Ａｌ−０.５％Ｙ,Ｎｉ−３
０％Ｃｏ−２１％Ｃｒ−８％Ａｌ−０.５％Ｙ の組成か
らなる合金被覆層を設けた。その厚さはいずれの合金も
１００μｍである。これらの合金被覆層の形成条件は、
Ａｒ−７％Ｈ2 プラズマを用い、プラズマ出力５０ｋ
Ｗ，溶射距離２５０mm，溶射時の雰囲気圧力５０Torr，
粉末供給量５０ｇ／min ，溶射中の試験片温度６５０℃
である。
基耐熱合金（Rene′−８０：Ｎｉ−１４％Ｃｒ−４％Ｍ
ｏ−４％Ｗ−３％Ａｌ−５％Ｔｉ−９.５％Ｃｏ)を試験
片基材とし、その表面に本発明の被覆層を設けたものを
作成した。試験片形状及び寸法は直径９×５０mmの丸棒
及び直径９×８０mmで、中心部に直径５mmの孔を有した
中空パイプである。まず、試験片を脱脂，洗浄した後、
Ａｌ2Ｏ3製グリッド（粒径１００〜１５０μｍ）を用い
て、５kg／cm2 の圧力の圧縮空気によって表面を粗面化
するブラスチング処理を行った。その後、減圧雰囲気中
プラズマ溶射法によりそれぞれ組成の異なるＭＣｒＡｌ
Ｙ合金、すなわち、Ｃｏ−２０％Ｃｒ−８％Ａｌ−１％
Ｙ，Ｃｏ−３２％Ｎｉ−２１％Ｃｒ−８％Ａｌ−１％
Ｙ，Ｎｉ−２０％Ｃｒ−８％Ａｌ−０.５％Ｙ,Ｎｉ−３
０％Ｃｏ−２１％Ｃｒ−８％Ａｌ−０.５％Ｙ の組成か
らなる合金被覆層を設けた。その厚さはいずれの合金も
１００μｍである。これらの合金被覆層の形成条件は、
Ａｒ−７％Ｈ2 プラズマを用い、プラズマ出力５０ｋ
Ｗ，溶射距離２５０mm，溶射時の雰囲気圧力５０Torr，
粉末供給量５０ｇ／min ，溶射中の試験片温度６５０℃
である。
【００１６】このようにＮｉ基耐熱合金からなる基材表
面に、それぞれの組成の合金被覆層を設けた試験片にＡ
ｌ拡散処理を実施し合金被覆層の表面部のＡｌ含有量を
大きくする処理を行った。その処理方法は、１０％Ａｌ
＋１％ＮＨ４Ｃｌ−残部Ａｌ2Ｏ3からなる混合粉末中に
試験片を埋め込み、Ａｒ雰囲気中で７５０℃，１ｈ加熱
するものである。その後、混合粉末中から試験片を取り
出し表面付着物を除去した後、真空中で１０６０℃，４
ｈの加熱処理を行った。なお、本発明で、Ａｌ拡散層の
Ａｌ濃度及び厚さは重要であり、その制御は処理に用い
るＡｌ−ＮＨ4Ｃｌ−Ａｌ2Ｏ3 混合粉末の組成比，処理
温度，処理時間によって実現でき、Ａｌ拡散層のＡｌ濃
度が１５〜２５％の範囲，厚さが１０μｍ以下の範囲で
任意に選択できる。その後、図２に示す真空容器１４の
上部に水冷二重石英管プラズマトーチ１１を備えた高周
波誘導熱プラズマ装置を用いて、酸素熱プラズマ流１２
を試験片１３の表面に照射しＡｌ拡散層表面の酸化処理
を行った。その処理方法は、真空容器内圧力；１００To
rr，プラズマガス；酸素＋２０％Ａｒ，高周波出力；５
０ｋＷ，試験片温度；７００℃，照射時間；３０min で
ある。なお、本発明で、酸化処理によって形成されるＡ
ｌ2Ｏ3層の厚さは重要であり、その制御は高周波出力，
処理時間によって実現でき、Ａｌ2Ｏ3層の厚さがＡｌ拡
散層の２／３を最大として１〜５μｍの範囲で選択でき
る。
面に、それぞれの組成の合金被覆層を設けた試験片にＡ
ｌ拡散処理を実施し合金被覆層の表面部のＡｌ含有量を
大きくする処理を行った。その処理方法は、１０％Ａｌ
＋１％ＮＨ４Ｃｌ−残部Ａｌ2Ｏ3からなる混合粉末中に
試験片を埋め込み、Ａｒ雰囲気中で７５０℃，１ｈ加熱
するものである。その後、混合粉末中から試験片を取り
出し表面付着物を除去した後、真空中で１０６０℃，４
ｈの加熱処理を行った。なお、本発明で、Ａｌ拡散層の
Ａｌ濃度及び厚さは重要であり、その制御は処理に用い
るＡｌ−ＮＨ4Ｃｌ−Ａｌ2Ｏ3 混合粉末の組成比，処理
温度，処理時間によって実現でき、Ａｌ拡散層のＡｌ濃
度が１５〜２５％の範囲，厚さが１０μｍ以下の範囲で
任意に選択できる。その後、図２に示す真空容器１４の
上部に水冷二重石英管プラズマトーチ１１を備えた高周
波誘導熱プラズマ装置を用いて、酸素熱プラズマ流１２
を試験片１３の表面に照射しＡｌ拡散層表面の酸化処理
を行った。その処理方法は、真空容器内圧力；１００To
rr，プラズマガス；酸素＋２０％Ａｒ，高周波出力；５
０ｋＷ，試験片温度；７００℃，照射時間；３０min で
ある。なお、本発明で、酸化処理によって形成されるＡ
ｌ2Ｏ3層の厚さは重要であり、その制御は高周波出力，
処理時間によって実現でき、Ａｌ2Ｏ3層の厚さがＡｌ拡
散層の２／３を最大として１〜５μｍの範囲で選択でき
る。
【００１７】このようにして作製した試験片の断面組織
観察結果の模式図を図１に示す。基材３の表面に合金被
覆層２が設けられ、その上にＡｌ含有量の多いＡｌ拡散
層１が設けられ、さらにその表面部には酸素熱プラズマ
の照射によって形成されたＡｌ2Ｏ3層４が設けられてい
る。Ａｌ拡散層１のＡｌ濃度は最大２０％で、Ａｌ2Ｏ3
層４を含めたＡｌ拡散層１の厚さは５μｍ、そのうちＡ
ｌ2Ｏ3層４の厚さは２μｍである。なお、比較として公
知例(例えばＵ.Ｓ.ＰＡＴ4080486）の被覆層も作製し
た。作製方法及びその条件は本発明の被覆層の一部を形
成するのと同様であり、Ｃｏ−２０％Ｃｒ−８％Ａｌ−
１％Ｙ，Ｎｉ−２０％Ｃｒ−８％Ａｌ−０.５％Ｙ 合金
粉末を用いた。これらの合金被覆層（厚さ１００μｍ）
を形成した後、１０％Ａｌ＋１％ＮＨ4Ｃｌ−残部Ａｌ2
Ｏ3 からなる混合粉末中に試験片を埋め込み、Ａｒ雰囲
気中で７５０℃，４ｈ加熱処理して、それぞれの合金被
覆層の表面のＡｌ含有量を大きくした。このときのＡｌ
拡散層のＡｌ濃度は最大２０％で、厚さは５０μｍであ
る。表１に本発明の被覆層及び比較のための被覆層を設
けた試験片を示す。
観察結果の模式図を図１に示す。基材３の表面に合金被
覆層２が設けられ、その上にＡｌ含有量の多いＡｌ拡散
層１が設けられ、さらにその表面部には酸素熱プラズマ
の照射によって形成されたＡｌ2Ｏ3層４が設けられてい
る。Ａｌ拡散層１のＡｌ濃度は最大２０％で、Ａｌ2Ｏ3
層４を含めたＡｌ拡散層１の厚さは５μｍ、そのうちＡ
ｌ2Ｏ3層４の厚さは２μｍである。なお、比較として公
知例(例えばＵ.Ｓ.ＰＡＴ4080486）の被覆層も作製し
た。作製方法及びその条件は本発明の被覆層の一部を形
成するのと同様であり、Ｃｏ−２０％Ｃｒ−８％Ａｌ−
１％Ｙ，Ｎｉ−２０％Ｃｒ−８％Ａｌ−０.５％Ｙ 合金
粉末を用いた。これらの合金被覆層（厚さ１００μｍ）
を形成した後、１０％Ａｌ＋１％ＮＨ4Ｃｌ−残部Ａｌ2
Ｏ3 からなる混合粉末中に試験片を埋め込み、Ａｒ雰囲
気中で７５０℃，４ｈ加熱処理して、それぞれの合金被
覆層の表面のＡｌ含有量を大きくした。このときのＡｌ
拡散層のＡｌ濃度は最大２０％で、厚さは５０μｍであ
る。表１に本発明の被覆層及び比較のための被覆層を設
けた試験片を示す。
【００１８】
【表１】
【００１９】それぞれの被覆層を設けた丸棒試験片を用
いて図３に示すバーナリグ高温腐食試験装置で被覆層の
高温耐食性を評価した。試験は燃料として軽油（Ｓ含有
量０.４％)を用い、燃焼炎中に高温腐食を生じさせるＮ
ａＣｌを添加した。添加方法はＮａＣｌ水溶液を燃焼炎
中に投入する方法で、燃焼炎中の添加量は２００ppm で
ある。燃焼炎中に設けた試験片には熱電対を取り付け試
験片温度を測定した。試験後、試験片に付着した付着物
を除去し、試験前の重量測定値と比較し、重量損失量を
評価した。また、重量損失量に大差がない場合、試験片
の断面組織観察を行い、被覆層の表層部の損傷の有無を
調べた。表２は高温腐食試験による重量損失量の測定結
果、表３は断面組織観察による被覆層の表層部の損傷の
有無を示す。
いて図３に示すバーナリグ高温腐食試験装置で被覆層の
高温耐食性を評価した。試験は燃料として軽油（Ｓ含有
量０.４％)を用い、燃焼炎中に高温腐食を生じさせるＮ
ａＣｌを添加した。添加方法はＮａＣｌ水溶液を燃焼炎
中に投入する方法で、燃焼炎中の添加量は２００ppm で
ある。燃焼炎中に設けた試験片には熱電対を取り付け試
験片温度を測定した。試験後、試験片に付着した付着物
を除去し、試験前の重量測定値と比較し、重量損失量を
評価した。また、重量損失量に大差がない場合、試験片
の断面組織観察を行い、被覆層の表層部の損傷の有無を
調べた。表２は高温腐食試験による重量損失量の測定結
果、表３は断面組織観察による被覆層の表層部の損傷の
有無を示す。
【００２０】
【表２】
【００２１】
【表３】
【００２２】これらの表１の本発明及び公知の被覆層の
試験結果（表２，表３）から、本発明の被覆層（Ｎo.１
〜４）及びＮo.６の公知の被覆層では重量減量も全くな
く、断面組織も健全であった。一方、Ｎo.５に示すＣｏ
ＣｒＡｌＹ合金被覆層にＡｌ拡散層を設けた場合、その
耐食性は悪く、高温試験では基材の一部にまで高温腐食
が生じていた。このような評価方法は実機のガスタービ
ン翼の曝される高温腐食を模擬したものであるが、ガス
タービンの起動・停止によって生じる熱応力の影響は対
象となっていない。
試験結果（表２，表３）から、本発明の被覆層（Ｎo.１
〜４）及びＮo.６の公知の被覆層では重量減量も全くな
く、断面組織も健全であった。一方、Ｎo.５に示すＣｏ
ＣｒＡｌＹ合金被覆層にＡｌ拡散層を設けた場合、その
耐食性は悪く、高温試験では基材の一部にまで高温腐食
が生じていた。このような評価方法は実機のガスタービ
ン翼の曝される高温腐食を模擬したものであるが、ガス
タービンの起動・停止によって生じる熱応力の影響は対
象となっていない。
【００２３】そこで、本発明では図４に示す試験装置を
用いて、熱応力と高温腐食が相乗したガスタービン翼の
実環境を模擬した評価を実施した。本法は加熱源として
Ａｒ−７％Ｈ2 ガスのプラズマジェットを用い、中空試
験片の内部を圧縮空気によって空冷する方法である。プ
ラズマジェットの出力は４０ｋＷ、加熱距離は１００mm
で、プラズマジェット中にＳＯ2 ガス及びＮａＣｌを添
加した。また、プラズマジェットによる加熱を１０min
、プラズマジェットを発生させるプラズマガンを移動
させ、空冷のみを行う冷却行程を１min 繰り返すサイク
ル試験とした。その結果、ＳＯ2 ガス及びＮａＣｌによ
り試験片表面にＮａ2ＳＯ4溶融塩が形成され、実機条件
を加速した高温腐食条件下になるとともに、ガスタービ
ン翼の熱的条件となり加熱・冷却の繰り返しによってガ
スタービンの起動・停止をほぼ模擬した熱応力条件にも
なる。このような試験で表１の本発明の被覆層と公知の
被覆層を設けたそれぞれの試験片を用いて評価した。試
験のサイクル数は１５００回である。表４は試験後の外
観観察及び断面組織の観察結果を示す。
用いて、熱応力と高温腐食が相乗したガスタービン翼の
実環境を模擬した評価を実施した。本法は加熱源として
Ａｒ−７％Ｈ2 ガスのプラズマジェットを用い、中空試
験片の内部を圧縮空気によって空冷する方法である。プ
ラズマジェットの出力は４０ｋＷ、加熱距離は１００mm
で、プラズマジェット中にＳＯ2 ガス及びＮａＣｌを添
加した。また、プラズマジェットによる加熱を１０min
、プラズマジェットを発生させるプラズマガンを移動
させ、空冷のみを行う冷却行程を１min 繰り返すサイク
ル試験とした。その結果、ＳＯ2 ガス及びＮａＣｌによ
り試験片表面にＮａ2ＳＯ4溶融塩が形成され、実機条件
を加速した高温腐食条件下になるとともに、ガスタービ
ン翼の熱的条件となり加熱・冷却の繰り返しによってガ
スタービンの起動・停止をほぼ模擬した熱応力条件にも
なる。このような試験で表１の本発明の被覆層と公知の
被覆層を設けたそれぞれの試験片を用いて評価した。試
験のサイクル数は１５００回である。表４は試験後の外
観観察及び断面組織の観察結果を示す。
【００２４】
【表４】
【００２５】本発明の被覆層（Ｎo.１〜４）では外観観
察では高温腐食による損傷はまったく認められず、断面
組織観察の結果、表層部のＡｌ2Ｏ3層及びＡｌ拡散層に
厚さ方向に多数のクラックが生じており、そのクラック
先端部のＭＣｒＡｌＹ合金被覆層に高温腐食に起因する
損傷が認められた。しかし、その下部のＭＣｒＡｌＹ合
金被覆層には高温腐食による損傷は認められず健全で、
当然ながら基材の損傷もなかった。一方、Ｎo.５の被覆
層ではクラックの発生はほとんど認められないが表面部
から内部に向かって高温腐食による損傷が顕著で、損傷
は基材との境界部にまで達しており、一部では基材の損
傷も認められた。また、Ｎo.６の被覆層では表面部のＡ
ｌ含有量を多くした部分にクラックが生じており、その
深さは本発明による被覆層に比べ深くまで達していた。
また、そのクラック先端部で高温腐食による損傷が生じ
ていた。そして、一部では高温腐食による損傷は基材ま
で達していた。以上の評価試験の結果、本発明の被覆層
は従来の被覆層に比べ苛酷な環境下でも信頼性の優れた
ものであることが明らかになった。
察では高温腐食による損傷はまったく認められず、断面
組織観察の結果、表層部のＡｌ2Ｏ3層及びＡｌ拡散層に
厚さ方向に多数のクラックが生じており、そのクラック
先端部のＭＣｒＡｌＹ合金被覆層に高温腐食に起因する
損傷が認められた。しかし、その下部のＭＣｒＡｌＹ合
金被覆層には高温腐食による損傷は認められず健全で、
当然ながら基材の損傷もなかった。一方、Ｎo.５の被覆
層ではクラックの発生はほとんど認められないが表面部
から内部に向かって高温腐食による損傷が顕著で、損傷
は基材との境界部にまで達しており、一部では基材の損
傷も認められた。また、Ｎo.６の被覆層では表面部のＡ
ｌ含有量を多くした部分にクラックが生じており、その
深さは本発明による被覆層に比べ深くまで達していた。
また、そのクラック先端部で高温腐食による損傷が生じ
ていた。そして、一部では高温腐食による損傷は基材ま
で達していた。以上の評価試験の結果、本発明の被覆層
は従来の被覆層に比べ苛酷な環境下でも信頼性の優れた
ものであることが明らかになった。
【００２６】次に本発明のガスタービン翼を作成した。
図５はガスタービン翼の外観図で、その内部は空冷用の
冷却通路，冷却効率を上げるタービュレンスプロモータ
ー，ピンフィンを有したもので、翼は薄肉の中空構造で
ある。翼基材はＮｉ基耐熱合金で、前述と同様の材料，
方法により本発明の被覆層を形成した。本発明の被覆層
を設けた部分は翼面４１及び高燃焼ガスに曝されるプラ
ットフォーム部４２である。このようなガスタービン翼
を実機ガスタービン動翼に用いた結果、従来の被覆層を
設けたものに比べて、高温腐食に対する耐久性は格段に
向上した。
図５はガスタービン翼の外観図で、その内部は空冷用の
冷却通路，冷却効率を上げるタービュレンスプロモータ
ー，ピンフィンを有したもので、翼は薄肉の中空構造で
ある。翼基材はＮｉ基耐熱合金で、前述と同様の材料，
方法により本発明の被覆層を形成した。本発明の被覆層
を設けた部分は翼面４１及び高燃焼ガスに曝されるプラ
ットフォーム部４２である。このようなガスタービン翼
を実機ガスタービン動翼に用いた結果、従来の被覆層を
設けたものに比べて、高温腐食に対する耐久性は格段に
向上した。
【００２７】（実施例２）実施例１と同様の方法によ
り、Ｎｉ基の一方向凝固材（ＤＳ材，Ｍａｒ−Ｍ２４
７，Ｎｉ−１６％Ｃｒ−１.８％Ｍｏ−２.６％Ｗ−３.
４％Ａｌ−３.４％Ｔｉ−１.７％Ｔａ−８.５％Ｃｏ−
０.１％Ｃ）及びＮｉ基の単結晶材（ＳＣ材,ＣＭＳＸ−
４，Ｎｉ−６.６％Ｃｒ−０.６％Ｍｏ−６.４％Ｗ−３.
０％Ｒｅ−５.６％Ａｌ−１.０％Ｔｉ−６.５％Ｔａ−
９.６％Ｃｏ）を試験片基材として本発明の被覆層を作
製した。このようにして作製した本発明の被覆層につい
て実施例１に示した図４の試験装置により高温腐食と熱
応力とを相乗した耐久性評価を実施した。その結果、い
ずれの材料を試験片基材とした場合とも、実施例１の本
発明の被覆層と同等の耐久性を示した。
り、Ｎｉ基の一方向凝固材（ＤＳ材，Ｍａｒ−Ｍ２４
７，Ｎｉ−１６％Ｃｒ−１.８％Ｍｏ−２.６％Ｗ−３.
４％Ａｌ−３.４％Ｔｉ−１.７％Ｔａ−８.５％Ｃｏ−
０.１％Ｃ）及びＮｉ基の単結晶材（ＳＣ材,ＣＭＳＸ−
４，Ｎｉ−６.６％Ｃｒ−０.６％Ｍｏ−６.４％Ｗ−３.
０％Ｒｅ−５.６％Ａｌ−１.０％Ｔｉ−６.５％Ｔａ−
９.６％Ｃｏ）を試験片基材として本発明の被覆層を作
製した。このようにして作製した本発明の被覆層につい
て実施例１に示した図４の試験装置により高温腐食と熱
応力とを相乗した耐久性評価を実施した。その結果、い
ずれの材料を試験片基材とした場合とも、実施例１の本
発明の被覆層と同等の耐久性を示した。
【００２８】（実施例３）図６に示すタービン静翼（材
質：Ｎｉ基耐熱合金ＩＮ−９３９，Ｎｉ−２３％Ｃｒ−
２％Ｗ−２％Ａｌ−３.７％Ｔｉ−１.４％Ｔa−１９％
Ｃo−０.１５％Ｃ)を用いて本発明のガスタービン翼を
作製した。実施例１と同様の被覆材を用いて、同様の方
法，条件にて図６に示す翼面５１全面及び燃焼ガスに曝
されるガスパス部５２の表面に本発明の被覆層を形成し
たガスタービン翼を作製した。このガスタービン翼は実
施例１と同様に実機に用いた結果、優れた高温耐食性が
得られた。
質：Ｎｉ基耐熱合金ＩＮ−９３９，Ｎｉ−２３％Ｃｒ−
２％Ｗ−２％Ａｌ−３.７％Ｔｉ−１.４％Ｔa−１９％
Ｃo−０.１５％Ｃ)を用いて本発明のガスタービン翼を
作製した。実施例１と同様の被覆材を用いて、同様の方
法，条件にて図６に示す翼面５１全面及び燃焼ガスに曝
されるガスパス部５２の表面に本発明の被覆層を形成し
たガスタービン翼を作製した。このガスタービン翼は実
施例１と同様に実機に用いた結果、優れた高温耐食性が
得られた。
【００２９】
【発明の効果】本発明の被覆層は、高温腐食と熱応力が
相乗した環境化で使用されるガスタービン翼の耐久性向
上，長寿命化に大きく貢献する。特に、発電効率の高い
ガスタービンでは燃焼ガス温度が高くなり、その結果、
翼基材の温度を耐熱合金の耐熱温度にするため翼の冷却
が必須となる。したがって、翼の構造は中空の薄肉とな
り、高温腐食による基材の減肉が翼寿命を律速する。ま
た、このような構造の翼では、ガスタービンの起動・停
止に伴う熱応力が大きくなるが、本発明の被覆層は、Ａ
ｌ2Ｏ3保護被膜による高温耐食性を保持しながら、Ａｌ
含有量の増加による合金被覆層の靭性低下がほとんどな
いため優れた耐熱応力特性を発揮する。本発明のガスタ
ービン翼を用いることにより、高効率発電用ガスタービ
ンシステムが可能となる。
相乗した環境化で使用されるガスタービン翼の耐久性向
上，長寿命化に大きく貢献する。特に、発電効率の高い
ガスタービンでは燃焼ガス温度が高くなり、その結果、
翼基材の温度を耐熱合金の耐熱温度にするため翼の冷却
が必須となる。したがって、翼の構造は中空の薄肉とな
り、高温腐食による基材の減肉が翼寿命を律速する。ま
た、このような構造の翼では、ガスタービンの起動・停
止に伴う熱応力が大きくなるが、本発明の被覆層は、Ａ
ｌ2Ｏ3保護被膜による高温耐食性を保持しながら、Ａｌ
含有量の増加による合金被覆層の靭性低下がほとんどな
いため優れた耐熱応力特性を発揮する。本発明のガスタ
ービン翼を用いることにより、高効率発電用ガスタービ
ンシステムが可能となる。
【図１】本発明による被覆層の断面図。
【図２】高周波誘導熱プラズマ発生装置の説明図。
【図３】高温腐食試験装置の説明図。
【図４】高温腐食と熱応力を相乗させた試験装置の説明
図。
図。
【図５】本発明の合金被覆ガスタービン動翼の斜視図。
【図６】本発明の合金被覆ガスタービン静翼の斜視図。
１…Ａｌ拡散層、２…合金被覆層、３…基材、４…Ａｌ
2Ｏ3層。
2Ｏ3層。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 萩野谷 三男 茨城県日立市大みか町七丁目１番１号 株 式会社日立製作所日立研究所内
Claims (11)
- 【請求項１】耐熱合金の基材の表面に高温耐食性及び耐
酸化性に富む被覆層を設けたガスタービン翼において、
前記被覆層はＣｏ及び／又はＮｉを主成分としＣｒ，Ａ
ｌを含み、さらにＹ及び／又はＴａ，Ｚｒ，Ｃｅのいず
れか一つもしくはその組合せからなる合金被覆層からな
り、前記合金被覆層の上に酸化処理によって表面側がＡ
ｌ2Ｏ3化されたＡｌ拡散層を設けたことを特徴とする合
金被覆ガスタービン翼。 - 【請求項２】請求項１において、前記合金被覆層はＣ
ｒ；１０〜３０ｗｔ％，Ａｌ；５〜１５ｗｔ％，Ｙ；
０.１〜１.５ｗｔ％、残部Ｃｏ及び／又はＮｉ、及び不
可避的不純物よりなる合金被覆ガスタービン翼。 - 【請求項３】請求項１または２において、前記合金被覆
層上部に設けたＡｌ拡散層中のＡｌ濃度が１５〜２５％
である合金被覆ガスタービン翼。 - 【請求項４】請求項１〜３のいずれかにおいて、前記合
金被覆層上部に設けた酸化処理によって表面側がＡｌ2
Ｏ3化されたＡｌ拡散層の厚さが１０μｍ以下である合
金被覆ガスタービン翼。 - 【請求項５】請求項１〜４のいずれかにおいて、前記合
金被覆層表面に設けた酸化処理によって表面側がＡｌ2
Ｏ3化されたＡｌ拡散層の内、Ａｌ2Ｏ3化された部分の
厚さはＡｌ拡散層全体の厚さの２／３を最大として１〜
５μｍの範囲である合金被覆ガスタービン翼。 - 【請求項６】請求項１〜５のいずれかにおいて、前記酸
化処理によって表面側がＡｌ2Ｏ3化されたＡｌ拡散層を
上部に設けた合金被覆層が、少なくとも翼面全面及びプ
ラットフォーム部に設けられている合金被覆ガスタービ
ン翼。 - 【請求項７】請求項１〜５のいずれかにおいて、前記酸
化処理によって表面側がＡｌ2Ｏ3化されたＡｌ拡散層を
上部に設けた合金被覆層が、少なくとも翼面全面及び燃
焼ガスに曝されるガスパス部の表面に設けられている合
金被覆ガスタービン翼。 - 【請求項８】耐熱合金の基材の表面に高温耐食性及び耐
酸化性に富む被覆層を設けたガスタービン翼の製造方法
において、基材表面にＣｏ及び／又はＮｉを主成分とし
Ｃｒ，Ａｌを含み、さらにＹ及び／又はＴａ，Ｚｒ，Ｃ
ｅのいずれか一つもしくはその組合せからなる合金被覆
層を形成する工程と、その合金被覆層の上にＡｌを拡散
浸透させる工程と、さらに前記Ａｌ拡散層の表面を熱プ
ラズマによる酸化処理によってＡｌ2Ｏ3化する工程とを
含むことを特徴とする合金被覆ガスタービン翼の製造方
法。 - 【請求項９】請求項８において、前記Ａｌ拡散層の表面
を熱プラズマによる酸化処理によってＡｌ2Ｏ3化する工
程に熱プラズマ発生ガスとして酸素を用いる合金被覆ガ
スタービン翼の製造方法。 - 【請求項１０】請求項８または９において、前記Ａｌ拡
散層の表面を熱プラズマによる酸化処理によってＡｌ2
Ｏ3化する工程の際に、基材温度を８００℃以下に保持
する合金被覆ガスタービン翼の製造方法。 - 【請求項１１】圧縮機と、燃焼器と、タービンディスク
にダブテイル部が固定された単段又は複数段のタービン
ブレードと、前記ブレードに対応して設けられたタービ
ンノズルとを備えたガスタービンにおいて、請求項１〜
７のいずれかに記載の前記合金被覆ガスタービン翼を備
えているガスタービン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14546696A JP3255015B2 (ja) | 1996-06-07 | 1996-06-07 | 合金被覆ガスタービン翼及びその製造方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP14546696A JP3255015B2 (ja) | 1996-06-07 | 1996-06-07 | 合金被覆ガスタービン翼及びその製造方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09324256A true JPH09324256A (ja) | 1997-12-16 |
| JP3255015B2 JP3255015B2 (ja) | 2002-02-12 |
Family
ID=15385897
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP14546696A Expired - Lifetime JP3255015B2 (ja) | 1996-06-07 | 1996-06-07 | 合金被覆ガスタービン翼及びその製造方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3255015B2 (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2004106579A1 (ja) * | 2003-05-30 | 2004-12-09 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co. Ltd. | 反応抑制コーティング方法 |
| US7138189B2 (en) | 2002-03-27 | 2006-11-21 | Japan Science And Technology Agency | Heat-resistant Ti alloy material excellent in resistance to corrosion at high temperature and to oxidation |
| GB2429465A (en) * | 2005-08-24 | 2007-02-28 | Univ Northumbria Newcastle | Aluminide coating for a substrate and a method for providing same. |
| WO2016151924A1 (ja) * | 2015-03-23 | 2016-09-29 | 三菱重工業株式会社 | コーティング層補修方法 |
| JP2018077107A (ja) * | 2016-11-09 | 2018-05-17 | 株式会社ディ・ビー・シー・システム研究所 | 熱電対およびその製造方法ならびに熱電対製造用構造体およびその製造方法 |
-
1996
- 1996-06-07 JP JP14546696A patent/JP3255015B2/ja not_active Expired - Lifetime
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