WO2014196634A1 - Aircraft jet engine compressor blade and method for processing surface thereof - Google Patents
Aircraft jet engine compressor blade and method for processing surface thereof Download PDFInfo
- Publication number
- WO2014196634A1 WO2014196634A1 PCT/JP2014/065104 JP2014065104W WO2014196634A1 WO 2014196634 A1 WO2014196634 A1 WO 2014196634A1 JP 2014065104 W JP2014065104 W JP 2014065104W WO 2014196634 A1 WO2014196634 A1 WO 2014196634A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- blade
- coating
- jet engine
- amorphous layer
- sand
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
- F04D29/324—Blades
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C14/00—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material
- C23C14/06—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material characterised by the coating material
- C23C14/0641—Nitrides
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/02—Selection of particular materials
- F04D29/023—Selection of particular materials especially adapted for elastic fluid pumps
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/60—Fluid transfer
- F05D2260/607—Preventing clogging or obstruction of flow paths by dirt, dust, or foreign particles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
- F05D2300/17—Alloys
- F05D2300/173—Aluminium alloys, e.g. AlCuMgPb
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
- F05D2300/17—Alloys
- F05D2300/174—Titanium alloys, e.g. TiAl
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
- F05D2300/22—Non-oxide ceramics
- F05D2300/224—Carbon, e.g. graphite
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
- F05D2300/516—Surface roughness
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
- F05D2300/611—Coating
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Physical Vapour Deposition (AREA)
Abstract
A compressor blade for an aircraft jet engine, with which the deposition of sand during operation in desert areas is prevented, and for which an amorphous layer coating is formed on the blade surface. The amorphous layer includes at least one component from TiAlSiN, TiAlCrN, AlCrSiN, AlTiSiN, TiCN, and DLC, and preferably includes AlTiSiN. Furthermore, the blade surface is formed with a prescribed surface roughness, and a coating can be formed thereupon, with the surface roughness preferably less than 0.1 Ra.
Description
本発明は、航空機用ジェットエンジンの圧縮機のブレード及びその表面処理方法に関し、特に砂の堆積を防止するような航空機ジェットエンジンの圧縮機のブレード及びその表面処理方法に関する。
The present invention relates to an aircraft jet engine compressor blade and a surface treatment method thereof, and more particularly, to an aircraft jet engine compressor blade and a surface treatment method thereof for preventing sand accumulation.
航空機用ジェットエンジンには、吸気口から排気口に向かう軸に沿って圧縮機、燃焼室、タービンが順に設けられ、このうち圧縮機はさらに低圧圧縮機、中圧圧縮機、高圧圧縮機から構成されている。
An aircraft jet engine is provided with a compressor, a combustion chamber, and a turbine in this order along the axis from the intake port to the exhaust port. Of these, the compressor further comprises a low-pressure compressor, an intermediate-pressure compressor, and a high-pressure compressor. Has been.
これら圧縮機においては、軸流圧縮機を構成するために金属により形成されたブレードが備えられている。従来、ブレードには、裸の金属が使用され、金属表面に処理はなされていなかった。
These compressors are provided with blades made of metal to constitute an axial flow compressor. Conventionally, bare metal is used for the blade, and the metal surface has not been treated.
これらのブレードは、高圧の空気をさらに圧縮するものであるので、ブレードの表面に空気中の微粒子が堆積しやすいという性質がある。このような微粒子の堆積は、特に高圧圧縮機において顕著である。
Since these blades further compress high-pressure air, there is a property that fine particles in the air are easily deposited on the surface of the blade. Such deposition of fine particles is particularly remarkable in a high-pressure compressor.
例えば、航空機が砂漠地帯で運用される場合には、空気中に大量の砂が含まれるため、高圧圧縮機のブレードへの砂の堆積が見られる。砂の堆積により高圧圧縮機のブレードの形状が変化して空力性能が劣化し、ひいてはジェットエンジンの燃費に悪影響を与えることがあった。ここで、砂漠地帯の砂は、硫酸カルシウム（ＣａＳＯ４）を含むことが知られている。
For example, when an aircraft is operated in a desert area, since a large amount of sand is contained in the air, sand is accumulated on the blades of the high-pressure compressor. The accumulation of sand changed the shape of the blade of the high-pressure compressor and deteriorated aerodynamic performance, which in turn adversely affected the fuel efficiency of the jet engine. Here, it is known that the sand in the desert region contains calcium sulfate (CaSO 4 ).
このような高圧圧縮機のブレードに堆積した砂の層は高密度に押し固められ、強固にブレード表面に固着しており、ジェットエンジンの吸気口から水を散布することでは除去できなかった。砂の堆積を除去するためには、ジェットエンジンを分解してブレードごとに洗浄する必要があった。
The sand layer deposited on the blade of such a high-pressure compressor was compacted with high density and firmly adhered to the blade surface, and could not be removed by spraying water from the intake port of the jet engine. In order to remove sand deposits, it was necessary to disassemble the jet engine and clean the blades.
このため、航空機を砂漠地帯で運用する場合、高圧圧縮機のブレードに砂が堆積して空力性能が劣化し、航空機用ジェットエンジンの燃費に悪影響を与えていた。堆積物には基材の硫化腐食を引き起こすカルシウム（Ｃａ）、硫黄（Ｓ）成分が多く含まれていた。また、砂が堆積した高圧圧縮機のブレードを洗浄するためにジェットエンジンを分解する必要があり、保守に要する負担が大きかった。
For this reason, when the aircraft is operated in a desert area, sand accumulates on the blades of the high-pressure compressor and aerodynamic performance deteriorates, adversely affecting the fuel efficiency of the aircraft jet engine. The deposit contained a large amount of calcium (Ca) and sulfur (S) components that cause sulfidation corrosion of the substrate. In addition, it was necessary to disassemble the jet engine in order to clean the blades of the high-pressure compressor on which the sand had accumulated, and the burden required for maintenance was large.
本発明は、上述の実情に鑑みて提案されるものであって、砂漠地帯で運用される場合に砂の堆積を防止するような航空機用ジェットエンジンの圧縮機のブレード及びその表面処理方法を提供することを目的とする。
The present invention has been proposed in view of the above circumstances, and provides a blade of an aircraft jet engine compressor and a surface treatment method thereof for preventing sand accumulation when operated in a desert area. The purpose is to do.
本願に係るブレードは、航空機用ジェットエンジンの圧縮機のブレードであって、ブレードの表面にアモルファス層によるコーティングが形成されたものである。前記アモルファス層は、ＴｉＡｌＳｉＮ、ＴｉＡｌＣｒＮ、ＡｌＣｒＳｉＮ、ＡｌＴｉＳｉＮ、ＴｉＣＮ、ＤＬＣの少なくとも一つを含むことが好ましい。前記アモルファス層は、ＡｌＴｉＳｉＮを含むことが好ましい。前記アモルファス層の［（強度）３／（弾性率）２］は、２０以上であることが好ましく、４０以上であることがさらに好ましい。前記ブレードの表面が所定の表面粗さに形成され、さらにその上にコーティングが形成されることが好ましい。前記所定の表面粗さは、空力性能を悪化させない粗さであることが好ましい。前記表面粗さは０．１Ｒａ以下であることが好ましい。前記圧縮機は、高圧圧縮機であることが好ましい。
The blade according to the present application is a blade of a compressor for an aircraft jet engine, and a coating of an amorphous layer is formed on the surface of the blade. The amorphous layer preferably includes at least one of TiAlSiN, TiAlCrN, AlCrSiN, AlTiSiN, TiCN, and DLC. The amorphous layer preferably includes AlTiSiN. [(Strength) 3 / (elastic modulus) 2 ] of the amorphous layer is preferably 20 or more, and more preferably 40 or more. It is preferable that the surface of the blade is formed to have a predetermined surface roughness, and further a coating is formed thereon. The predetermined surface roughness is preferably a roughness that does not deteriorate aerodynamic performance. The surface roughness is preferably 0.1 Ra or less. The compressor is preferably a high pressure compressor.
本願に係る方法は、航空機用ジェットエンジンの圧縮機に備えられるブレードを製造する方法であって、このブレードの表面にアモルファス層によるコーティングを形成するステップを含むものである。
The method according to the present application is a method of manufacturing a blade provided in a compressor of an aircraft jet engine, and includes a step of forming a coating with an amorphous layer on the surface of the blade.
本発明によると、航空機用ジェットエンジンのブレードへの砂の堆積を防止し、高圧圧縮機の空力性能の劣化を防止し、ひいてはジェットエンジンの性能を確保することができる。また、航空機用ジェットエンジンのブレードへの砂の堆積を防止することにより、高圧圧縮機を含むジェットエンジンの保守のための負担を軽減することができる。
According to the present invention, sand accumulation on the blades of an aircraft jet engine can be prevented, the aerodynamic performance of the high-pressure compressor can be prevented from being deteriorated, and the performance of the jet engine can be secured. Moreover, the burden for the maintenance of the jet engine including the high-pressure compressor can be reduced by preventing the sand from accumulating on the blades of the aircraft jet engine.
以下、本発明に係る航空機用ジェットエンジンの圧縮機のブレード及びその表面処理方法の実施の形態について、図面を参照して詳細に説明する。
Hereinafter, embodiments of an aircraft jet engine compressor blade and a surface treatment method thereof according to the present invention will be described in detail with reference to the drawings.
図１は、航空機用ジェットエンジンの高圧圧縮機のブレードの拡大断面図であり、ブレード１０の一部の断面を拡大して示すものである。なお、この図はブレード１０の表面処理を説明するためのものであり、図中のスケールは実際のブレード１０に対応するものではない。
FIG. 1 is an enlarged cross-sectional view of a blade of a high-pressure compressor of an aircraft jet engine, and shows an enlarged partial cross-section of the blade 10. This figure is for explaining the surface treatment of the blade 10, and the scale in the figure does not correspond to the actual blade 10.
ブレード１０は、基材１１の表面にアモルファス層による被膜、すなわちコーティング１２が形成されている。基材１１には、例えばチタン合金が用いられる。コーティング１２には、ＴｉＡｌＳｉＮ、ＴｉＡｌＣｒＮ、ＡｌＣｒＳｉＮ、ＡｌＴｉＳｉＮ、ＴｉＣＮ、ＤＬＣ（ダイヤモンドライクカーボン）の少なくとも一つを含むアモルファス層が基材１１上に形成される。このコーティング１２は、ＡｌＴｉＳｉＮを含むことが好ましい。
コーティング１２は、例えば１～５０μｍ、好ましくは２～２０μｍの厚さに形成されることが好ましい。 In theblade 10, a film made of an amorphous layer, that is, a coating 12 is formed on the surface of a base material 11. For the base material 11, for example, a titanium alloy is used. An amorphous layer containing at least one of TiAlSiN, TiAlCrN, AlCrSiN, AlTiSiN, TiCN, and DLC (diamond-like carbon) is formed on the substrate 11 in the coating 12. This coating 12 preferably comprises AlTiSiN.
Thecoating 12 is preferably formed to a thickness of, for example, 1 to 50 μm, preferably 2 to 20 μm.
コーティング１２は、例えば１～５０μｍ、好ましくは２～２０μｍの厚さに形成されることが好ましい。 In the
The
図２は、このようなブレード１０が備えられる航空機用のジェットエンジン２０の構成を示す図である。ジェットエンジン２０には、吸気口から排気口に向きに回転軸に沿って、ファン２１、低圧圧縮機２２、中圧圧縮機２３、高圧圧縮機２４、燃焼室２５、タービン２６が備えられている。ブレード１０は、これらのうち高圧圧縮機２４に備えられる。
FIG. 2 is a diagram showing a configuration of an aircraft jet engine 20 provided with such a blade 10. The jet engine 20 includes a fan 21, a low pressure compressor 22, an intermediate pressure compressor 23, a high pressure compressor 24, a combustion chamber 25, and a turbine 26 along the rotation axis from the intake port to the exhaust port. . The blade 10 is provided in the high-pressure compressor 24 among these.
なお、本実施の形態のブレードは、航空機用ジェットエンジンの圧縮機であれば適用することができ、高圧圧縮機２４のブレードに限定されない。例えば、低圧圧縮機２２や中圧圧縮機２３のブレードに適用することもできる。
The blade of the present embodiment can be applied to any aircraft jet engine compressor, and is not limited to the blade of the high-pressure compressor 24. For example, the present invention can be applied to the blades of the low-pressure compressor 22 and the intermediate-pressure compressor 23.
図３は、ブレード１０にコーティングを形成する成膜装置を示す図である。成膜装置３０は、チャンバ３１内に基材１１を格納し、この基材１１の表面に蒸着等の物理気相成長法（ＰＶＤ）によりアモルファス層によるコーティングを形成する。
FIG. 3 is a view showing a film forming apparatus for forming a coating on the blade 10. The film forming apparatus 30 stores the base material 11 in a chamber 31 and forms a coating with an amorphous layer on the surface of the base material 11 by physical vapor deposition (PVD) such as vapor deposition.
図中の成膜装置３０は、チャンバ３１内のテーブル３２で基材１１を支持し、テーブル３２を回転軸３３により所定速度で回転させている。チャンバ３１の内壁には複数の蒸発源３４が設けられ、コーティングを形成するための蒸着材料が気化されている。
In the film forming apparatus 30 in the figure, the substrate 11 is supported by a table 32 in a chamber 31, and the table 32 is rotated at a predetermined speed by a rotating shaft 33. A plurality of evaporation sources 34 are provided on the inner wall of the chamber 31, and a vapor deposition material for forming a coating is vaporized.
蒸発源３４には蒸発源電源３５から電源が供給され、また、基材１１にはバイアス源３６によりバイアス電圧が供給されている。さらに、チャンバ３１には吸気口３７からガスが供給されるとともに、真空ポンプ３８により排気され、チャンバ３１内は所定の雰囲気に保たれている。
The evaporation source 34 is supplied with power from an evaporation source power source 35, and the substrate 11 is supplied with a bias voltage from a bias source 36. Further, gas is supplied to the chamber 31 from the air inlet 37 and exhausted by the vacuum pump 38, so that the inside of the chamber 31 is maintained in a predetermined atmosphere.
このような成膜装置３０のチャンバ３１内に格納された基材１１は、所定時間にわたって蒸着材料を蒸着されることにより、表面にアモルファス層によるコーティングが形成される。アモルファス層の性質は、堆積速度、成膜速度等によって調整することができる。例えば、基材１１上に形成されるコーティングが結晶化することなくアモルファス化するように高速で堆積することができる。
The base material 11 stored in the chamber 31 of the film forming apparatus 30 is coated with an amorphous layer on the surface by depositing a deposition material over a predetermined time. The properties of the amorphous layer can be adjusted by the deposition rate, film formation rate, and the like. For example, the coating formed on the substrate 11 can be deposited at a high speed so as to be amorphous without being crystallized.
図４は、コーティング１２が形成されたブレード１０の顕微鏡像を示す図である。この顕微鏡像は、ＡｌＴｉＳｉＮ系の材料を蒸着した場合に基材１１の表面に形成されるコーティング１２の断面を走査電子顕微鏡により約一万倍に拡大したものである。
FIG. 4 is a view showing a microscopic image of the blade 10 on which the coating 12 is formed. This microscopic image is obtained by enlarging the cross section of the coating 12 formed on the surface of the base material 11 by a scanning electron microscope about 10,000 times when an AlTiSiN material is deposited.
基材１１の表面に蒸着したＡｌＴｉＳｉＮ系の材料は二層に別れ、基材上に数μｍの厚さのＴｉＡｌ系窒化物による層が形成され、この上に１μｍより薄いＴｉＳｉ系窒化物の層が形成されている。
The AlTiSiN material deposited on the surface of the substrate 11 is divided into two layers, a TiAl nitride layer having a thickness of several μm is formed on the substrate, and a TiSi nitride layer thinner than 1 μm is formed thereon. Is formed.
実施例として、各種材料によりブレード１０を構成する基材１１を作成することを想定し、当該材料による丸棒形状の試験片６１上にコーティング１２を形成し、砂の付着性を比較した。この実施例においては、高速バーナーリグ装置を用いて、稼働中の高圧圧縮機における高圧、高速の空気流を再現し、砂を模擬した硫酸カルシウム（ＣａＳＯ４）の粉末を試験片６１に吹き付けて砂を堆積させた。
As an example, assuming that the base material 11 constituting the blade 10 is made of various materials, the coating 12 was formed on a round bar-shaped test piece 61 made of the material, and the adhesion of sand was compared. In this embodiment, a high-speed and high-speed air flow in an operating high-pressure compressor is reproduced using a high-speed burner rig apparatus, and powder of calcium sulfate (CaSO 4 ) simulating sand is sprayed on a test piece 61 to form sand. Was deposited.
図５は、バーナーリグ装置を用いた試験片６１に対する砂の付着の試験の様子を示す図である。試験は、図のように配置したバーナーリグ装置を用いて２回にわたって試験片６１にＣａＳＯ４の粉末を吹き付けた。粉末の平均粒径は約１．５μｍであった。
FIG. 5 is a diagram showing a state of a test for adhesion of sand to the test piece 61 using a burner rig apparatus. In the test, powder of CaSO 4 was sprayed on the test piece 61 twice using a burner rig apparatus arranged as shown in the figure. The average particle size of the powder was about 1.5 μm.
バーナーリグ装置において、図５中（ａ）に示すように、円周上に試験片６１を保持して回転する試験片ホルダ５５に向け、燃焼器５１から火炎５２とともに硫酸カルシウム粉末を噴射し、試験片６１に火炎５２と硫酸カルシウム粉末が均等に当たるようにした。
In the burner rig apparatus, as shown in FIG. 5 (a), the calcium sulfate powder is sprayed together with the flame 52 from the combustor 51 toward the test piece holder 55 that holds the test piece 61 on the circumference and rotates. The flame 52 and the calcium sulfate powder were applied to the piece 61 evenly.
図５（ｂ）は図５（ａ）の矢視Ａによるものであり、回転シャフト５６によって回転駆動される試験片ホルダ５５に保持された試験片６１は、火炎と硫酸カルシウム粉末を噴射する燃焼器５１正面に位置するようになされている。
FIG. 5B is according to arrow A in FIG. 5A, and the test piece 61 held by the test piece holder 55 rotated by the rotating shaft 56 burns flame and calcium sulfate powder. It is made to be located in front of the vessel 51.
実験の結果、試験片６１に形成されたコーティング１２の材質と試験片６１に対する砂の付着性について、次のような結果が得られた。評価は、コーティング無の試験片に対する重量増加比に基づいて行った。
As a result of the experiment, the following results were obtained for the material of the coating 12 formed on the test piece 61 and the adhesion of sand to the test piece 61. The evaluation was based on the weight increase ratio with respect to the test piece without coating.
試料５のＡｌＴｉＳｉＮ系の場合に最も砂の付着が少ない結果が得られた。このＡｌＴｉＳｉＮ系のコーティング１２の顕微鏡像は、前記図４に示したものである。また、このＡｌＴｉＳｉＮ系に次いで、試料２のＴｉＡｌＳｉＮ系、試料６のＴｉＣＮ、試料７の耐熱ＤＬＣ（ダイヤモンドライクカーボン）、試料８のＤＬＣにおいても良好な結果が得られた。さらに、試料３のＴｉＡｌＣｒＮ系においてもやや良い結果が得られた。
In the case of sample 5 of AlTiSiN system, the result with the least sand adhesion was obtained. The microscopic image of the AlTiSiN coating 12 is shown in FIG. In addition to this AlTiSiN system, good results were also obtained in the TiAlSiN system of sample 2, TiCN of sample 6, heat-resistant DLC (diamond-like carbon) of sample 7, and DLC of sample 8. Furthermore, a slightly better result was obtained in the TiAlCrN system of Sample 3.
このような砂の付着性が少ない試験片６１の材料を基材１１としたブレード１０を使用することにより、ブレード１０への砂の堆積を防止することができ、ひいては、空力性能の劣化を低減し、ジェットエンジンの燃費の低下させないようにすることができる。
By using the blade 10 having the base material 11 made of the material of the test piece 61 having low sand adhesion, sand can be prevented from accumulating on the blade 10, and the aerodynamic performance can be reduced. In addition, the fuel consumption of the jet engine can be prevented from decreasing.
実施例２として、コーティング１２に含まれる各種材料の耐エロージョン特性を調べた。ここでは、一般的に耐エロージョン特性と関連のあるパラメータ［（強度）３／（弾性率）２］の値を各コーティング１２に含まれる成分別に表２に示した。
As Example 2, erosion resistance characteristics of various materials included in the coating 12 were examined. Here, the values of parameters [(strength) 3 / (elastic modulus) 2 ] generally related to the erosion resistance are shown in Table 2 for each component contained in each coating 12.
砂の付着が最も少なかった試料５のＡｌＴｉＳｉＮ系および付着抑制効果が良好であった試料２のＴｉＡｌＳｉＮ系のコーティングに含まれるＴｉＳｉＮ成分は、高硬度および高弾性率に寄与し、パラメータ値は高値を示した。すなわち、高硬度・高弾性率は耐エロージョン特性に加えて、砂堆積防止を発現する因子の一つであるといえる。
The TiSiN component contained in the AlTiSiN-based coating of Sample 5 where the sand adhesion was the least and the TiAlSiN-based coating of Sample 2 where the adhesion suppression effect was good contributed to high hardness and high elastic modulus, and the parameter value was high. Indicated. That is, it can be said that high hardness and high elastic modulus are one of the factors that express sand accumulation prevention in addition to erosion resistance.
換言すると、前記パラメータ［（強度）３／（弾性率）２］の値が高値であると、耐エロージョン特性が向上し、砂堆積が防止される。例えば、前記パラメータ［（強度）３／（弾性率）２］の値は、２０以上であることが好ましく、４０以上であることがさらに好ましい。
In other words, when the value of the parameter [(strength) 3 / (elastic modulus) 2 ] is high, the erosion resistance is improved and sand accumulation is prevented. For example, the value of the parameter [(strength) 3 / (elastic modulus) 2 ] is preferably 20 or more, and more preferably 40 or more.
実施例３として、砂の付着性に対する表面粗さの影響についてさらに比較した。この実施例では、ブレード１０の基材１１と同じ材質を有する丸棒形状の試験片６１の表面に空力性能を悪化させないような所定の表面粗さを形成し、その上にＴｉＡｌＮコーティング１２を形成した。そして、コーティングなしの試験片に対する重量変化を測定した。
As Example 3, the effect of surface roughness on sand adhesion was further compared. In this embodiment, a predetermined surface roughness that does not deteriorate the aerodynamic performance is formed on the surface of the round bar-shaped test piece 61 having the same material as the base material 11 of the blade 10, and the TiAlN coating 12 is formed thereon. did. And the weight change with respect to the test piece without a coating was measured.
実験の結果、表面粗さと砂の付着性について、次のような関係が得られた。評価は、コーティング無の試験片に対する重量増加比に基づいて行った。
As a result of the experiment, the following relationship was obtained for surface roughness and sand adhesion. The evaluation was based on the weight increase ratio with respect to the test piece without coating.
表面粗さ約０．３Ｒａの時は砂の付着が比較的多く、効果が認められなかった。これに対して、表面粗さ約０．１Ｒａの時は砂の付着に低下が見られ、やや効果が認められた。したがって、表面粗さ約０．１Ｒａ以下のときに砂の付着の低下を期待できる。
When the surface roughness was about 0.3 Ra, sand adhered relatively much and no effect was observed. On the other hand, when the surface roughness was about 0.1 Ra, the adhesion of sand was reduced, and a slight effect was observed. Therefore, a decrease in sand adhesion can be expected when the surface roughness is about 0.1 Ra or less.
このようにコーティング１２に表面粗さを組み合わせることにより、コーティング１２の効果に加えてさらなる砂の付着防止を図ることができる。
In this way, by combining the surface roughness with the coating 12, in addition to the effect of the coating 12, it is possible to further prevent the adhesion of sand.
以上の実施例１～３においては、砂漠地帯の上空に浮遊している砂の成分として想定される硫酸カルシウムを使用したため、これらのコーティング１２が砂漠地帯の上空を航行する航空機に有効であることが確認された。
In Examples 1 to 3 above, calcium sulfate, which is assumed to be a component of sand floating above the desert area, is used, so that these coatings 12 are effective for aircraft that fly over the desert area. Was confirmed.
１０ ブレード
１１ 基材
１２ コーティング
２０ ジェットエンジン
２４ 高圧圧縮機
３０ 成膜装置
５１ 燃焼器
６１ 試験片
DESCRIPTION OFSYMBOLS 10 Blade 11 Base material 12 Coating 20 Jet engine 24 High pressure compressor 30 Film-forming apparatus 51 Combustor 61 Test piece
１１ 基材
１２ コーティング
２０ ジェットエンジン
２４ 高圧圧縮機
３０ 成膜装置
５１ 燃焼器
６１ 試験片
DESCRIPTION OF
Claims (9)
- 航空機用ジェットエンジンの圧縮機のブレードであって、
ブレードの表面にアモルファス層によるコーティングが形成されたこと
を特徴とするブレード。 A blade of an aircraft jet engine compressor,
A blade characterized in that a coating of an amorphous layer is formed on the surface of the blade. - 前記アモルファス層は、ＴｉＡｌＳｉＮ、ＴｉＡｌＣｒＮ、ＡｌＣｒＳｉＮ、ＡｌＴｉＳｉＮ、ＴｉＣＮ、ＤＬＣの少なくとも一つを含むことを特徴とする請求項１に記載のブレード。 The blade according to claim 1, wherein the amorphous layer includes at least one of TiAlSiN, TiAlCrN, AlCrSiN, AlTiSiN, TiCN, and DLC.
- 前記アモルファス層は、ＡｌＴｉＳｉＮを含むことを特徴とする請求項２に記載のブレード。 The blade according to claim 2, wherein the amorphous layer contains AlTiSiN.
- 前記アモルファス層の［（強度）３／（弾性率）２］は、２０以上であることを特徴とする請求項１に記載のブレード。 2. The blade according to claim 1, wherein [(strength) 3 / (elastic modulus) 2 ] of the amorphous layer is 20 or more.
- 前記アモルファス層の［（強度）３／（弾性率）２］は、４０以上であることを特徴とする請求項４に記載のブレード。 The blade according to claim 4, wherein [(strength) 3 / (elastic modulus) 2 ] of the amorphous layer is 40 or more.
- 前記ブレードの表面が所定の表面粗さに形成され、さらにその上にコーティングが形成されたことを特徴とする請求項１に記載のブレード。 The blade according to claim 1, wherein a surface of the blade is formed to have a predetermined surface roughness, and a coating is further formed thereon.
- 前記表面粗さは０．１Ｒａ以下であることを特徴とする請求項６に記載のブレード。 The blade according to claim 6, wherein the surface roughness is 0.1 Ra or less.
- 前記圧縮機は、高圧圧縮機であることを特徴とする請求項１～７のいずれかに一項に記載のブレード。 The blade according to any one of claims 1 to 7, wherein the compressor is a high-pressure compressor.
- 航空機用ジェットエンジンの圧縮機に備えられるブレードの表面処理方法であって、
このブレードの表面にアモルファス層によるコーティングを形成するステップを含むこと
を特徴とする方法。
A blade surface treatment method provided in a compressor of an aircraft jet engine,
Forming a coating with an amorphous layer on the surface of the blade.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2013119563A JP2014238014A (en) | 2013-06-06 | 2013-06-06 | Compressor blade and compressor blade of aircraft jet engine and surface treatment method therefor |
| JP2013-119563 | 2013-06-06 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2014196634A1 true WO2014196634A1 (en) | 2014-12-11 |
Family
ID=52008263
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/JP2014/065104 WO2014196634A1 (en) | 2013-06-06 | 2014-06-06 | Aircraft jet engine compressor blade and method for processing surface thereof |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2014238014A (en) |
| WO (1) | WO2014196634A1 (en) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2016104303A1 (en) * | 2014-12-25 | 2016-06-30 | 株式会社Ihi | Compressor blade for engine |
| CN109338303A (en) * | 2018-10-29 | 2019-02-15 | 中国科学院宁波材料技术与工程研究所 | A kind of amorphous and nanocrystalline composite coating and preparation method thereof for zircaloy protection |
| CN109898051A (en) * | 2019-03-29 | 2019-06-18 | 中南大学 | A kind of wear-resistant corrosion resistant DLC/SiNxLaminated film and preparation method thereof |
| WO2019128904A1 (en) * | 2017-12-29 | 2019-07-04 | 安徽工业大学 | Alcrsin coating with enhanced ion source and gradient-changed si content and ion size |
| USD885438S1 (en) * | 2019-10-05 | 2020-05-26 | Mountain Aerospace Research Solutions, Inc. | Engine |
| US10961952B1 (en) | 2020-01-29 | 2021-03-30 | Mountain Aerospace Research Solutions, Inc. | Air-breathing rocket engine |
| US11002225B1 (en) | 2020-01-29 | 2021-05-11 | Mountain Aerospace Research Solutions, Inc. | Air-breathing rocket engine |
| US11174817B2 (en) | 2020-01-29 | 2021-11-16 | Mountain Aerospace Research Solutions, Inc. | Air-Breathing rocket engine |
| US11220979B1 (en) | 2020-11-10 | 2022-01-11 | Mountain Aerospace Research Solutions, Inc. | Liquid-cooled air-breathing rocket engine |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2016196820A (en) * | 2015-04-02 | 2016-11-24 | 株式会社Ihi | Engine compressor blade |
| CN108486537B (en) * | 2018-03-09 | 2020-05-12 | 中国科学院宁波材料技术与工程研究所 | Amorphous protective coating for zirconium alloy and preparation method and application thereof |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009138674A (en) * | 2007-12-07 | 2009-06-25 | Tocalo Co Ltd | Compressor blade, method for manufacturing thr same, and gas turbine for thermal power generation |
| JP2010090892A (en) * | 2008-10-03 | 2010-04-22 | General Electric Co <Ge> | Surface treatment for turbine component to reduce particle accumulation during use thereof |
| JP2010209913A (en) * | 2009-03-06 | 2010-09-24 | General Electric Co <Ge> | Erosion and corrosion resistant turbine compressor airfoil and method of making the same |
| JP5140200B2 (en) * | 2011-06-17 | 2013-02-06 | 株式会社神戸製鋼所 | Hard coating coated member |
-
2013
- 2013-06-06 JP JP2013119563A patent/JP2014238014A/en active Pending
-
2014
- 2014-06-06 WO PCT/JP2014/065104 patent/WO2014196634A1/en active Application Filing
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009138674A (en) * | 2007-12-07 | 2009-06-25 | Tocalo Co Ltd | Compressor blade, method for manufacturing thr same, and gas turbine for thermal power generation |
| JP2010090892A (en) * | 2008-10-03 | 2010-04-22 | General Electric Co <Ge> | Surface treatment for turbine component to reduce particle accumulation during use thereof |
| JP2010209913A (en) * | 2009-03-06 | 2010-09-24 | General Electric Co <Ge> | Erosion and corrosion resistant turbine compressor airfoil and method of making the same |
| JP5140200B2 (en) * | 2011-06-17 | 2013-02-06 | 株式会社神戸製鋼所 | Hard coating coated member |
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2016104303A1 (en) * | 2014-12-25 | 2016-06-30 | 株式会社Ihi | Compressor blade for engine |
| US10619644B2 (en) | 2014-12-25 | 2020-04-14 | Ihi Corporation | Compressor vane or blade for engine |
| WO2019128904A1 (en) * | 2017-12-29 | 2019-07-04 | 安徽工业大学 | Alcrsin coating with enhanced ion source and gradient-changed si content and ion size |
| US10941479B2 (en) | 2017-12-29 | 2021-03-09 | Anhui DuojinTuceng Technology Co. Ltd. | Ion source enhanced AlCrSiN coating with gradient Si content and gradient grain size |
| CN109338303A (en) * | 2018-10-29 | 2019-02-15 | 中国科学院宁波材料技术与工程研究所 | A kind of amorphous and nanocrystalline composite coating and preparation method thereof for zircaloy protection |
| CN109898051A (en) * | 2019-03-29 | 2019-06-18 | 中南大学 | A kind of wear-resistant corrosion resistant DLC/SiNxLaminated film and preparation method thereof |
| USD885438S1 (en) * | 2019-10-05 | 2020-05-26 | Mountain Aerospace Research Solutions, Inc. | Engine |
| US10961952B1 (en) | 2020-01-29 | 2021-03-30 | Mountain Aerospace Research Solutions, Inc. | Air-breathing rocket engine |
| US11002225B1 (en) | 2020-01-29 | 2021-05-11 | Mountain Aerospace Research Solutions, Inc. | Air-breathing rocket engine |
| US11174817B2 (en) | 2020-01-29 | 2021-11-16 | Mountain Aerospace Research Solutions, Inc. | Air-Breathing rocket engine |
| US11220979B1 (en) | 2020-11-10 | 2022-01-11 | Mountain Aerospace Research Solutions, Inc. | Liquid-cooled air-breathing rocket engine |
| US11635044B2 (en) | 2020-11-10 | 2023-04-25 | Mountain Aerospace Research Solutions, Inc. | Liquid-cooled air-breathing rocket engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2014238014A (en) | 2014-12-18 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| WO2014196634A1 (en) | Aircraft jet engine compressor blade and method for processing surface thereof | |
| JP5441596B2 (en) | Surface treatment of turbine components to reduce particle accumulation during turbine operation | |
| CN111005002B (en) | Preparation method of erosion-resistant and corrosion-resistant self-cleaning coating for compressor blade | |
| KR102630007B1 (en) | Turbine gap control coatings and methods | |
| US7666515B2 (en) | Turbine component other than airfoil having ceramic corrosion resistant coating and methods for making same | |
| EP2258889B1 (en) | Method and apparatus for applying a thermal barrier coating | |
| US20110052406A1 (en) | Airfoil and process for depositing an erosion-resistant coating on the airfoil | |
| US20140272166A1 (en) | Coating system for improved leading edge erosion protection | |
| US8512864B2 (en) | Component for rotary machine | |
| JP2008163449A (en) | Erosion resistant coating and method of making | |
| US11946147B2 (en) | Thermal barrier coating, turbine member, gas turbine, and method for producing thermal barrier coating | |
| GB2477869A (en) | Process for depositing a coating on a blisk | |
| CN107002706B (en) | Compressor blade for engine | |
| JP2002256967A (en) | Sliding member and its manufacturing method | |
| US10619644B2 (en) | Compressor vane or blade for engine | |
| JP7214120B2 (en) | Hard-coated member and its manufacturing method | |
| US8974588B2 (en) | Coating composition, a process of applying a coating, and a process of forming a coating composition | |
| Sahul et al. | Deposition and characterization of Ti-Al-CN coatings | |
| JP2017088937A (en) | Compressor blade for engine having anticorrosive coating, and coating method therefor | |
| Reedy | The Development and Synthesis of Multifunctional Erosion and Corrosion Resistant Titanium-chromium-nitride Coatings for Turbomachinery Applications | |
| FR2682400A1 (en) | Multilayer material, processes for the manufacture of this multilayer material and of one of the layers of this material and antierosion and antiabrasion coating including this multilayer material |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 14807537 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |
|
| 122 | Ep: pct application non-entry in european phase |
Ref document number: 14807537 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |