JPH1030403A - タービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法 - Google Patents
タービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法Info
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- JPH1030403A JPH1030403A JP18617796A JP18617796A JPH1030403A JP H1030403 A JPH1030403 A JP H1030403A JP 18617796 A JP18617796 A JP 18617796A JP 18617796 A JP18617796 A JP 18617796A JP H1030403 A JPH1030403 A JP H1030403A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 タービン動翼の先端部における耐摩耗層の寸
法精度と耐久性能の向上を図るようにする。 【解決手段】 翼本体６の先端面に対してニッケルメッ
キ層７によりアルミナ砥粒５の下端部を仮止めし、ニッ
ケル系耐熱合金を減圧環境下で溶射することにより形成
されるニッケル系耐熱合金層８によってアルミナ砥粒５
を翼本体６の先端面に固着し、ＨＩＰ処理でニッケルメ
ッキ層７とニッケル系耐熱合金層８とを拡散させた後、
機械加工によってアルミナ砥粒５の先端に達するまでニ
ッケル系耐熱合金層８を削除し、更に、ケミカルミーリ
ング加工によりアルミナ砥粒５の先端部近傍のニッケル
系耐熱合金層８を除去してアルミナ砥粒５の先端部分を
露出させ、翼本体６の先端部に耐摩耗層４を形成する。
法精度と耐久性能の向上を図るようにする。 【解決手段】 翼本体６の先端面に対してニッケルメッ
キ層７によりアルミナ砥粒５の下端部を仮止めし、ニッ
ケル系耐熱合金を減圧環境下で溶射することにより形成
されるニッケル系耐熱合金層８によってアルミナ砥粒５
を翼本体６の先端面に固着し、ＨＩＰ処理でニッケルメ
ッキ層７とニッケル系耐熱合金層８とを拡散させた後、
機械加工によってアルミナ砥粒５の先端に達するまでニ
ッケル系耐熱合金層８を削除し、更に、ケミカルミーリ
ング加工によりアルミナ砥粒５の先端部近傍のニッケル
系耐熱合金層８を除去してアルミナ砥粒５の先端部分を
露出させ、翼本体６の先端部に耐摩耗層４を形成する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はタービン動翼の翼先
端に対する耐摩耗層の形成方法に関するものである。
端に対する耐摩耗層の形成方法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図６に示すように、ガスタービンエンジ
ンにおいては、タービン動翼の翼本体１の先端とシュラ
ウド２の内周面との間隙δをできる限り狭めて、翼本体
１の腹面（圧力面）側から背面（負圧面）側への燃焼ガ
スの漏れ流れに起因する圧力損失（漏れ損失）を抑制
し、タービン効率の向上を図るようにしているが、回転
中心軸に対するタービンロータの偏心、タービンロータ
に生じる振動、タービン動翼の熱変形等の種々の要因に
よって、翼本体１の先端がシュラウド２の内周面に接触
し、該翼本体１の先端に摺動による損傷が発生すること
がある。
ンにおいては、タービン動翼の翼本体１の先端とシュラ
ウド２の内周面との間隙δをできる限り狭めて、翼本体
１の腹面（圧力面）側から背面（負圧面）側への燃焼ガ
スの漏れ流れに起因する圧力損失（漏れ損失）を抑制
し、タービン効率の向上を図るようにしているが、回転
中心軸に対するタービンロータの偏心、タービンロータ
に生じる振動、タービン動翼の熱変形等の種々の要因に
よって、翼本体１の先端がシュラウド２の内周面に接触
し、該翼本体１の先端に摺動による損傷が発生すること
がある。
【０００３】このような、シュラウド２の内周面との接
触による翼本体１の損傷を防止するために、特公平８−
２６３６７号公報では、図７に示すように、タービン動
翼の翼本体１（タービンブレード）の先端に、セラミッ
クスと耐熱合金との混合粉末の焼結によって形成した耐
摩耗片３を拡散ろう付けにより固着して、シュラウド２
に対するタービン動翼の翼本体１の先端部分の耐摩耗性
を向上させるようにすることが提案されている。
触による翼本体１の損傷を防止するために、特公平８−
２６３６７号公報では、図７に示すように、タービン動
翼の翼本体１（タービンブレード）の先端に、セラミッ
クスと耐熱合金との混合粉末の焼結によって形成した耐
摩耗片３を拡散ろう付けにより固着して、シュラウド２
に対するタービン動翼の翼本体１の先端部分の耐摩耗性
を向上させるようにすることが提案されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、前述の
ように、タービン動翼の翼本体１（タービンブレード）
の先端に対して耐摩耗片３を拡散ろう付けによって固着
しようとする場合、翼本体１に対する耐摩耗片３の位置
合わせが容易ではなく、翼本体１の先端部において寸法
精度の良好な外形を得ることが困難であり、また、拡散
ろう付けが適切な状態で行われないと、シュラウド２に
耐摩耗片３が接触したときに、該耐摩耗片３が翼本体１
から脱落することがある。
ように、タービン動翼の翼本体１（タービンブレード）
の先端に対して耐摩耗片３を拡散ろう付けによって固着
しようとする場合、翼本体１に対する耐摩耗片３の位置
合わせが容易ではなく、翼本体１の先端部において寸法
精度の良好な外形を得ることが困難であり、また、拡散
ろう付けが適切な状態で行われないと、シュラウド２に
耐摩耗片３が接触したときに、該耐摩耗片３が翼本体１
から脱落することがある。
【０００５】本発明は上述した実情に鑑みてなしたもの
で、タービン動翼の翼本体の先端部の耐摩耗層の寸法精
度を確保するとともに、翼先端の耐久性の向上を図るこ
とを目的としている。
で、タービン動翼の翼本体の先端部の耐摩耗層の寸法精
度を確保するとともに、翼先端の耐久性の向上を図るこ
とを目的としている。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、本発明のタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の
形成方法では、翼本体の先端面に対してメッキ層により
粒状研摩材を仮止めし、耐熱合金を溶射することにより
形成される耐熱合金層によって前記の粒状研摩材を翼本
体の先端面に固着し、熱間等方加圧処理によって耐熱合
金層中の気泡を潰し且つ前記のメッキ層と耐熱合金層と
を拡散させた後、機械加工によって粒状研摩材の先端に
達するまで耐熱合金層を削除し、更に、ケミカルミーリ
ング加工によって粒状研摩材の先端部近傍の耐熱合金層
を除去して粒状研摩材の先端部分を耐熱合金層から露出
させる。
め、本発明のタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の
形成方法では、翼本体の先端面に対してメッキ層により
粒状研摩材を仮止めし、耐熱合金を溶射することにより
形成される耐熱合金層によって前記の粒状研摩材を翼本
体の先端面に固着し、熱間等方加圧処理によって耐熱合
金層中の気泡を潰し且つ前記のメッキ層と耐熱合金層と
を拡散させた後、機械加工によって粒状研摩材の先端に
達するまで耐熱合金層を削除し、更に、ケミカルミーリ
ング加工によって粒状研摩材の先端部近傍の耐熱合金層
を除去して粒状研摩材の先端部分を耐熱合金層から露出
させる。
【０００７】本発明のタービン動翼の翼先端に対する耐
摩耗層の形成方法においては、粒状研摩材をメッキ層に
よって翼本体の先端面に仮止めすることにより、耐熱合
金の溶射時における粒状研摩材の移動を抑止し、また、
耐熱合金の溶射により形成される耐熱合金層とメッキ層
とを熱間等方加工処理で拡散させるとともに、耐熱合金
層中の気泡を潰して、前記の粒状研摩材を翼本体の先端
面に強固に保持し、更に、機械加工並びにケミカルミー
リング加工で耐熱合金層から粒状研摩材の先端部分を露
出させることにより、タービン動翼の先端部の寸法精度
の確保と翼先端の耐久性の向上を図る。
摩耗層の形成方法においては、粒状研摩材をメッキ層に
よって翼本体の先端面に仮止めすることにより、耐熱合
金の溶射時における粒状研摩材の移動を抑止し、また、
耐熱合金の溶射により形成される耐熱合金層とメッキ層
とを熱間等方加工処理で拡散させるとともに、耐熱合金
層中の気泡を潰して、前記の粒状研摩材を翼本体の先端
面に強固に保持し、更に、機械加工並びにケミカルミー
リング加工で耐熱合金層から粒状研摩材の先端部分を露
出させることにより、タービン動翼の先端部の寸法精度
の確保と翼先端の耐久性の向上を図る。
【０００８】
【発明の実施の形態】以下、本発明を実施する形態を、
図示例と共に説明する。
図示例と共に説明する。
【０００９】図１から図５は本発明のタービン動翼の翼
先端に対する耐摩耗層の形成方法を適用して、ニッケル
基合金鋼よりなるタービン動翼の翼本体６の先端面に耐
摩耗層４を形成させる手順を示すものである。
先端に対する耐摩耗層の形成方法を適用して、ニッケル
基合金鋼よりなるタービン動翼の翼本体６の先端面に耐
摩耗層４を形成させる手順を示すものである。
【００１０】この耐摩耗層４は、粒状研摩材となるアル
ミナ砥粒５を翼本体６の先端面６ａに電気メッキによっ
て仮止めする工程（図２参照）と、翼本体６の先端面６
ａに対してニッケル系耐熱合金を減圧環境下で溶射する
工程（図３参照）と、熱間等方加圧処理（以下、ＨＩＰ
処理と称す）によってニッケル系耐熱合金層８に含まれ
ている気泡を潰し且つニッケルメッキ層７とニッケル系
耐熱合金層８とを拡散する工程と、機械加工によってア
ルミナ砥粒５の先端よりも上方に位置しているニッケル
系耐熱合金層８を削除する工程（図４参照）と、ケミカ
ルミーリング加工によってアルミナ砥粒５の先端部近傍
のニッケル系耐熱合金層８を除去する工程（図５参照）
とによって形成される。
ミナ砥粒５を翼本体６の先端面６ａに電気メッキによっ
て仮止めする工程（図２参照）と、翼本体６の先端面６
ａに対してニッケル系耐熱合金を減圧環境下で溶射する
工程（図３参照）と、熱間等方加圧処理（以下、ＨＩＰ
処理と称す）によってニッケル系耐熱合金層８に含まれ
ている気泡を潰し且つニッケルメッキ層７とニッケル系
耐熱合金層８とを拡散する工程と、機械加工によってア
ルミナ砥粒５の先端よりも上方に位置しているニッケル
系耐熱合金層８を削除する工程（図４参照）と、ケミカ
ルミーリング加工によってアルミナ砥粒５の先端部近傍
のニッケル系耐熱合金層８を除去する工程（図５参照）
とによって形成される。
【００１１】アルミナ砥粒５を翼本体６の先端面６ａに
仮止めする際には、脱脂処理を行った翼本体６の先端面
６ａ以外の部分にマスキングを施したうえ、翼本体６を
その先端面６ａが略水平に上方を向くように電解液槽の
内部に配置し、先端面６ａに電気メッキによる厚さ０．
０１〜０．０３ｍｍのニッケルメッキ層７を形成させな
がら、電解液槽の内部にアルミナ砥粒５を散布し、該ア
ルミナ砥粒５を翼本体６の先端面６ａに、隣接するアル
ミナ砥粒５が砥粒径の約３倍以下の間隔を隔てるように
沈降させ（図２参照）、アルミナ砥粒５を翼本体６の先
端面６ａに仮止めする。
仮止めする際には、脱脂処理を行った翼本体６の先端面
６ａ以外の部分にマスキングを施したうえ、翼本体６を
その先端面６ａが略水平に上方を向くように電解液槽の
内部に配置し、先端面６ａに電気メッキによる厚さ０．
０１〜０．０３ｍｍのニッケルメッキ層７を形成させな
がら、電解液槽の内部にアルミナ砥粒５を散布し、該ア
ルミナ砥粒５を翼本体６の先端面６ａに、隣接するアル
ミナ砥粒５が砥粒径の約３倍以下の間隔を隔てるように
沈降させ（図２参照）、アルミナ砥粒５を翼本体６の先
端面６ａに仮止めする。
【００１２】このときのメッキオプショナルエリアａ
は、図２に示すように翼本体６全周の先端面６ａから下
方へ向って０〜０．５ｍｍの範囲とする。
は、図２に示すように翼本体６全周の先端面６ａから下
方へ向って０〜０．５ｍｍの範囲とする。
【００１３】ニッケルメッキ層７によるアルミナ砥粒５
の仮止めができたならば、翼本体６の先端面６ａ以外の
部分にマスキングを施したうえ、先端面６ａにプラズマ
溶射等の手段によってニッケル系耐熱合金を溶射し、こ
れにより形成される厚さ０．４〜０．５ｍｍのニッケル
系耐熱合金層８によって前記のニッケルメッキ層７を被
覆する（図３参照）。
の仮止めができたならば、翼本体６の先端面６ａ以外の
部分にマスキングを施したうえ、先端面６ａにプラズマ
溶射等の手段によってニッケル系耐熱合金を溶射し、こ
れにより形成される厚さ０．４〜０．５ｍｍのニッケル
系耐熱合金層８によって前記のニッケルメッキ層７を被
覆する（図３参照）。
【００１４】ニッケル系耐熱合金の溶射範囲は、前記の
メッキオプショナルエリアａ（図２参照）と同等の範囲
内とし、翼本体６の腹面及び背面に対しては、溶射によ
るニッケル系耐熱合金が付着しないようにする。
メッキオプショナルエリアａ（図２参照）と同等の範囲
内とし、翼本体６の腹面及び背面に対しては、溶射によ
るニッケル系耐熱合金が付着しないようにする。
【００１５】次いで、ニッケル系耐熱合金層８を形成さ
せた上記の翼本体６に対して、圧力１５００ｋｇ／ｃｍ
2 、温度１０８０±１５℃のアルゴンガス雰囲気中で３
時間程度のＨＩＰ処理を行い、ニッケル系耐熱合金層８
中の気泡を潰すとともに、ニッケルメッキ層７とニッケ
ル系耐熱合金層８とを拡散によって強固に接合させる。
せた上記の翼本体６に対して、圧力１５００ｋｇ／ｃｍ
2 、温度１０８０±１５℃のアルゴンガス雰囲気中で３
時間程度のＨＩＰ処理を行い、ニッケル系耐熱合金層８
中の気泡を潰すとともに、ニッケルメッキ層７とニッケ
ル系耐熱合金層８とを拡散によって強固に接合させる。
【００１６】また、ニッケル系耐熱合金層８の反翼本体
側の端面に対して機械切削加工を行い、先に述べたアル
ミナ砥粒５よりも反翼本体側に位置しているニッケル系
耐熱合金層８を削除する（図４参照）。
側の端面に対して機械切削加工を行い、先に述べたアル
ミナ砥粒５よりも反翼本体側に位置しているニッケル系
耐熱合金層８を削除する（図４参照）。
【００１７】このとき、ニッケル系耐熱合金層８の削除
過多によって、アルミナ砥粒５の脱落が生じないように
注意する。ニッケル系耐熱合金層８に対する機械切削加
工が完了したならば、ニッケル系耐熱合金層８の切削加
工面８ａ以外の部分にマスキングを施したうえ、ニッケ
ル系耐熱合金層８の切削加工面８ａをニッケルが強い溶
解反応を呈する強酸溶液に浸漬させて、アルミナ砥粒５
の先端が０．０１〜０．０３ｍｍ程度、ニッケル系耐熱
合金層８から露出するように加工し、アルミナ砥粒５、
ニッケルメッキ層７、ニッケル系耐熱合金層８によって
耐摩耗層４を形成する（図５参照）。
過多によって、アルミナ砥粒５の脱落が生じないように
注意する。ニッケル系耐熱合金層８に対する機械切削加
工が完了したならば、ニッケル系耐熱合金層８の切削加
工面８ａ以外の部分にマスキングを施したうえ、ニッケ
ル系耐熱合金層８の切削加工面８ａをニッケルが強い溶
解反応を呈する強酸溶液に浸漬させて、アルミナ砥粒５
の先端が０．０１〜０．０３ｍｍ程度、ニッケル系耐熱
合金層８から露出するように加工し、アルミナ砥粒５、
ニッケルメッキ層７、ニッケル系耐熱合金層８によって
耐摩耗層４を形成する（図５参照）。
【００１８】このように、図２から図５に示すような各
工程を経て形成された図１に示す耐摩耗層４を有するタ
ービン動翼においては、アルミナ砥粒５をニッケルメッ
キ層７によって翼本体６の先端面６ａに仮止めすること
により、ニッケル系耐熱合金の溶射時におけるアルミナ
砥粒５の移動を抑止し、また、ニッケル系耐熱合金の溶
射により形成されるニッケル系耐熱合金層８とニッケル
メッキ層７とをＨＩＰ処理で拡散し、また、ニッケル系
耐熱合金層８中の気泡を潰して、前記のアルミナ砥粒５
を翼本体６の先端面６ａに強固に保持し、更に、機械加
工並びにケミカルミーリング加工でニッケル系耐熱合金
層８からアルミナ砥粒５の先端部分を露出させるので、
翼本体６の先端部の耐摩耗層４の寸法精度を容易に確保
することができ、また、翼先端の耐久性の向上を図るこ
とができる。
工程を経て形成された図１に示す耐摩耗層４を有するタ
ービン動翼においては、アルミナ砥粒５をニッケルメッ
キ層７によって翼本体６の先端面６ａに仮止めすること
により、ニッケル系耐熱合金の溶射時におけるアルミナ
砥粒５の移動を抑止し、また、ニッケル系耐熱合金の溶
射により形成されるニッケル系耐熱合金層８とニッケル
メッキ層７とをＨＩＰ処理で拡散し、また、ニッケル系
耐熱合金層８中の気泡を潰して、前記のアルミナ砥粒５
を翼本体６の先端面６ａに強固に保持し、更に、機械加
工並びにケミカルミーリング加工でニッケル系耐熱合金
層８からアルミナ砥粒５の先端部分を露出させるので、
翼本体６の先端部の耐摩耗層４の寸法精度を容易に確保
することができ、また、翼先端の耐久性の向上を図るこ
とができる。
【００１９】なお、本発明のタービン動翼の翼先端に対
する耐摩耗層の形成方法は、上述した形態例にのみ限定
されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内
において種々変更を加え得ることは勿論である。
する耐摩耗層の形成方法は、上述した形態例にのみ限定
されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内
において種々変更を加え得ることは勿論である。
【００２０】
【発明の効果】以上述べたように、本発明のタービン動
翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法によれば、粒状
研摩材をメッキ層によって翼本体の先端面に仮止めする
ことにより、耐熱合金の溶射時における粒状研摩材の移
動を抑止し、また、耐熱合金の溶射により形成される耐
熱合金層とメッキ層とを熱間等方加工処理で拡散させる
とともに、耐熱合金層中の気泡を潰して、前記の粒状研
摩材を翼本体の先端面に強固に保持し、更に、機械加工
並びにケミカルミーリング加工で耐熱合金層から粒状研
摩材の先端部分を露出させるので、タービン動翼の先端
部の寸法精度の確保と翼先端の耐久性の向上を図ること
ができ、よって、タービン動翼の翼先端における摩耗が
防止され、翼先端の摩耗に起因するエンジン性能の低下
を抑止することができる。
翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法によれば、粒状
研摩材をメッキ層によって翼本体の先端面に仮止めする
ことにより、耐熱合金の溶射時における粒状研摩材の移
動を抑止し、また、耐熱合金の溶射により形成される耐
熱合金層とメッキ層とを熱間等方加工処理で拡散させる
とともに、耐熱合金層中の気泡を潰して、前記の粒状研
摩材を翼本体の先端面に強固に保持し、更に、機械加工
並びにケミカルミーリング加工で耐熱合金層から粒状研
摩材の先端部分を露出させるので、タービン動翼の先端
部の寸法精度の確保と翼先端の耐久性の向上を図ること
ができ、よって、タービン動翼の翼先端における摩耗が
防止され、翼先端の摩耗に起因するエンジン性能の低下
を抑止することができる。
【図１】本発明のタービン動翼の翼先端に対する耐摩耗
層の形成方法に基づき耐摩耗層を形成したタービン動翼
の一例を示す側面図である。
層の形成方法に基づき耐摩耗層を形成したタービン動翼
の一例を示す側面図である。
【図２】図１に関連するメッキによるアルミナ砥粒の仮
止め工程を示す断面図である。
止め工程を示す断面図である。
【図３】図１に関連するアルミナ砥粒及びニッケルメッ
キ層への耐熱合金の溶射工程を示す断面図である。
キ層への耐熱合金の溶射工程を示す断面図である。
【図４】図１に関連するニッケル系耐熱合金層への機械
加工の工程を示す断面図である。
加工の工程を示す断面図である。
【図５】図１に関連するニッケル系耐熱合金層へのケミ
カルミーリング加工の工程を示す断面図である。
カルミーリング加工の工程を示す断面図である。
【図６】タービン動翼の一例を示す側面図である。
【図７】従来の耐摩耗片を先端部に有するタービン動翼
の一例を示す側面図である。
の一例を示す側面図である。
５ アルミナ砥粒（粒状研摩材） ６ 翼本体 ６ａ 先端面 ７ ニッケルメッキ層（メッキ層） ８ ニッケル系耐熱合金層（耐熱合金層）
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 Ｆ０２Ｃ 7/28 Ｆ０２Ｃ 7/28 Ｅ
Claims (1)
- 【請求項１】 翼本体の先端面に対してメッキ層により
粒状研摩材を仮止めし、耐熱合金を溶射することにより
形成される耐熱合金層によって前記の粒状研摩材を翼本
体の先端面に固着し、熱間等方加圧処理によって耐熱合
金層中の気泡を潰し且つ前記のメッキ層と耐熱合金層と
を拡散させた後、機械加工によって粒状研摩材の先端に
達するまで耐熱合金層を削除し、更に、ケミカルミーリ
ング加工によって粒状研摩材の先端部近傍の耐熱合金層
を除去して粒状研摩材の先端部分を耐熱合金層から露出
させることを特徴とするタービン動翼の翼先端に対する
耐摩耗層の形成方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18617796A JP3864458B2 (ja) | 1996-07-16 | 1996-07-16 | タービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18617796A JP3864458B2 (ja) | 1996-07-16 | 1996-07-16 | タービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH1030403A true JPH1030403A (ja) | 1998-02-03 |
| JP3864458B2 JP3864458B2 (ja) | 2006-12-27 |
Family
ID=16183747
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18617796A Expired - Fee Related JP3864458B2 (ja) | 1996-07-16 | 1996-07-16 | タービン動翼の翼先端に対する耐摩耗層の形成方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3864458B2 (ja) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| US6811898B2 (en) | 2001-02-28 | 2004-11-02 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Wear-resistant coating and method for applying it |
| US6887036B2 (en) | 2001-11-09 | 2005-05-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine and manufacturing method therefor |
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-
1996
- 1996-07-16 JP JP18617796A patent/JP3864458B2/ja not_active Expired - Fee Related
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