WO2020184092A1 - タービン動翼及びコンタクト面製造方法 - Google Patents

タービン動翼及びコンタクト面製造方法 Download PDF

Info

Publication number
WO2020184092A1
WO2020184092A1 PCT/JP2020/006318 JP2020006318W WO2020184092A1 WO 2020184092 A1 WO2020184092 A1 WO 2020184092A1 JP 2020006318 W JP2020006318 W JP 2020006318W WO 2020184092 A1 WO2020184092 A1 WO 2020184092A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
contact
film
oxidation
blade
contact surface
Prior art date
Application number
PCT/JP2020/006318
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
芳史 岡嶋
妻鹿　雅彦
鳥越　泰治
Original Assignee
三菱重工業株式会社
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 三菱重工業株式会社 filed Critical 三菱重工業株式会社
Priority to KR1020217026202A priority Critical patent/KR20210113380A/ko
Priority to US17/431,827 priority patent/US11946389B2/en
Priority to DE112020001189.5T priority patent/DE112020001189T5/de
Priority to CN202080015104.3A priority patent/CN113439150A/zh
Publication of WO2020184092A1 publication Critical patent/WO2020184092A1/ja

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/16—Form or construction for counteracting blade vibration
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
    • F05D2230/237—Brazing
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/90—Coating; Surface treatment
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/307—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the tip of a rotor blade
    • 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

Definitions

  • This disclosure relates to a turbine blade and contact surface manufacturing method.
  • a gas turbine for power generation which is a type of turbomachine, is composed of a compressor, a combustor, and a turbine. Then, the air taken in from the air intake is compressed by the compressor to become high temperature and high pressure compressed air, and the combustor supplies fuel to the compressed air and burns it to generate high temperature and high pressure. Combustion gas (working fluid) is obtained, and the combustion gas drives a turbine to drive a generator connected to the turbine.
  • the front stage 1-stage blade and 2-stage blade have a short length in the blade height direction (radial direction on the rotation axis), but the rear stage 3-stage blade and
  • the four-stage rotor blade (final-stage rotor blade) has a long blade height direction (long blade) in terms of performance. Since turbine blades with a long blade height direction are prone to vibration, a tip shroud is attached to the tip and the tip shrouds of adjacent blades are brought into contact with each other to form an annular shape. It forms a shroud that forms.
  • a coating film is formed on the surface of the contact portion, which is the contact portion of the shroud of the moving blade (Patent Document 1).
  • Turbine blades require maintenance such as repair or replacement if the contact surface of the tip shroud is damaged. In addition, if the base material of the contact surface is damaged, maintenance may not be possible. Therefore, it is required to improve the durability of the contact surface.
  • At least one embodiment of the present invention solves the above-mentioned problems, and provides a turbine rotor blade and a contact surface manufacturing method capable of improving the durability of the contact surface and increasing the reliability of the blade.
  • the purpose is.
  • the turbine moving blade for achieving the above-mentioned object includes a blade body and a tip shroud provided at the tip of the blade body, and the tip shroud has a contact block facing an adjacent tip shroud.
  • the contact block has a base material, an oxidation-resistant film laminated on the surface of the base material, and a contact film laminated on the surface of the oxidation-resistant film.
  • the oxidation-resistant film is preferably an MCrAlY alloy.
  • the oxidation-resistant film is a CoNiCrAlY alloy.
  • the contact film has a thickness of 0.02 mm or more and 0.30 mm or less
  • the oxidation-resistant film has a thickness of 0.02 mm or more and 0.30 mm or less.
  • the (thickness of the oxidation-resistant film / thickness of the contact film) of the contact film and the oxidation-resistant film is preferably 0.7 or more and 1.3 or less.
  • the oxidation-resistant film is at least laminated on a region of the surface of the contact block facing the adjacent chip shroud that may not be in contact with the facing contact block.
  • the contact film is laminated only on the contact block.
  • a heat shield coating film is laminated on the surface of the blade surface of the blade body.
  • the contact surface manufacturing method for achieving the above-mentioned object is a contact surface manufacturing method for forming a contact surface on the surface of the contact block of the tip shroud of the turbine moving blade, and forming an oxidation resistant film on the surface of the base material.
  • the step of forming an oxidation-resistant film and the step of forming a contact film on the surface of the oxidation-resistant film are included.
  • a blade surface oxidation-resistant film forming step for forming an oxidation-resistant film on the blade surface of the turbine rotor blade, and after the blade surface oxide-resistant film forming step, heat is generated together with chip brazing and stabilization. It is preferable to include a step of performing a diffusion treatment.
  • the turbine blade is a used turbine blade, and it is preferable to have a step of removing the used contact surface formed on the surface of the contact block before forming the oxidation-resistant film.
  • the durability of the contact surface of the tip shroud can be improved, the risk of damage to the base metal can be reduced, and the reliability of the turbine blade can be improved.
  • FIG. 1 is a schematic view showing a gas turbine to which the turbine blades of the present embodiment are applied.
  • FIG. 2 is a schematic view showing an assembled state of the turbine blades of the present embodiment.
  • FIG. 3 is a schematic view showing a schematic configuration of a tip shroud of a turbine blade.
  • FIG. 4 is a schematic view showing an enlarged peripheral portion of the contact portion of the tip shroud.
  • FIG. 5 is a front view showing a schematic configuration of a contact portion on the back side.
  • FIG. 6 is a cross-sectional view showing a schematic configuration of a contact portion on the back side.
  • FIG. 7 is a flowchart showing an example of a contact surface manufacturing method.
  • FIG. 8 is a flowchart showing an example of a contact surface manufacturing method.
  • FIG. 9 is a flowchart showing an example of a contact surface manufacturing method.
  • FIG. 1 is a schematic view showing a gas turbine to which the turbine blades of the present embodiment are applied.
  • FIG. 2 is a schematic view showing an assembled state of the turbine blades of the present embodiment.
  • the gas turbine of the present embodiment includes a compressor 11, a combustor 12, and a turbine 13.
  • a generator (not shown) is connected to this gas turbine so that power can be generated.
  • the compressor 11 has an air intake 21 for taking in air, and a plurality of stationary blades 23 and moving blades 24 are alternately arranged in the front-rear direction (axial direction of the rotor 32 described later) in the compressor cabin 22. Therefore, an air extraction chamber 25 is provided on the outside thereof.
  • the combustor 12 can burn by supplying fuel to the compressed air compressed by the compressor 11 and igniting it.
  • a plurality of stationary blades 27 and moving blades 28 are alternately arranged in the front-rear direction (axial direction of the rotor 32 described later) in the turbine casing 26.
  • An exhaust chamber 30 is arranged on the downstream side of the turbine casing 26 via an exhaust casing 29, and the exhaust chamber 30 has an exhaust diffuser 31 connected to the turbine 13.
  • the rotor (rotating shaft) 32 is located so as to penetrate the central portion of the compressor 11, the combustor 12, the turbine 13, and the exhaust chamber 30.
  • the end of the rotor 32 on the compressor 11 side is rotatably supported by the bearing portion 33, while the end on the exhaust chamber 30 side is rotatably supported by the bearing portion 34.
  • the compressor casing 22 of the compressor 11 is supported by the legs 35
  • the turbine casing 26 of the turbine 13 is supported by the legs 36
  • the exhaust chamber 30 is supported by the legs 37. ..
  • the air taken in from the air intake 21 of the compressor 11 passes through the plurality of stationary blades 23 and the moving blades 24 and is compressed to become high-temperature and high-pressure compressed air.
  • a predetermined fuel is supplied to the compressed air and combusted.
  • the high-temperature and high-pressure combustion gas (working fluid) which is the working fluid generated by the combustor 12
  • the generator connected to the rotor 32 is driven.
  • the energy of the exhaust gas (combustion gas) is converted into pressure by the exhaust diffuser 31 of the exhaust chamber 30, decelerated, and then released to the atmosphere.
  • the moving blade (turbine moving blade) 28 on the rear stage side is provided with a tip shroud.
  • a moving blade on the third stage is exemplified.
  • the moving blade 28 includes a blade root portion 41 fixed to a disk (rotor 32), a blade body 42 whose base end portion is joined to the blade root portion 41, and a tip portion of the blade body 42. It has a tip shroud 43 connected to the tip shroud 43, and a seal fin (seal fin) 44 formed on the outer surface of the tip shroud 43.
  • the blade body 42 includes a negative pressure surface 42a and a positive pressure surface 42b.
  • the negative pressure surface 42a is a back surface having a convex surface on the side in which the exhaust gas flows.
  • the positive pressure surface 42b is a ventral side surface in which the surface of the cross section on the side through which the exhaust gas flows is concave.
  • the wing body 42 is twisted by a predetermined angle.
  • a plurality of blade roots 41 are fitted to the outer peripheral portion of the disk along the circumferential direction, so that the tip shrouds 43 are connected to each other in contact with each other.
  • the turbine 13 forms a ring-shaped shroud on the outer peripheral side by bringing the tip shrouds 43 of the plurality of rotor blades 28 into contact with each other.
  • FIG. 4 is a schematic view showing an enlarged peripheral portion of the contact portion of the tip shroud.
  • FIG. 5 is a front view showing a schematic configuration of a contact portion on the back side.
  • FIG. 6 is a cross-sectional view showing a schematic configuration of a contact portion on the back side.
  • the tip shroud 43 has a long plate shape extending along the circumferential direction of the shroud, and is inclined radially outward from a positive pressure surface (ventral wing surface) to a negative pressure surface (dorsal wing surface) in the axial direction (patented). See FIG. 9 of Document 1).
  • the tip shroud 43 has a dorsal tip shroud 46 extending to the negative pressure surface 42a side of the wing body 42, and a ventral tip shroud 48 extending to the positive pressure surface 42b side of the wing body 42.
  • fins 44 extending radially outward are arranged on the radial outer upper surface of the dorsal tip shroud 46 and the ventral tip shroud 48.
  • the fin 44 is arranged at the central portion in the circumferential direction of the tip shroud 43, and extends in the circumferential direction of the turbine blade 28.
  • the fin 44 has a fillet 120 formed at a connection portion with the tip shroud 43. That is, the fin 44 has a fillet 120 region formed at the end on the tip shroud 32 side on the inner side in the radial direction, in which the plate width becomes wider toward the tip shroud 43.
  • the dorsal tip shroud 46 includes a dorsal contact block 50 and a dorsal cover plate 51 extending axially downstream from the fins 44. Further, the dorsal cover plate 51 is the dorsal side on the downstream side in the axial direction from the fin 44, and the downstream side cover plate 52 formed on the dorsal contact block 50 side on the front edge side and the ventral side on the trailing edge side. It has a downstream ventral cover plate 66 formed on the contact block 60 side.
  • the fin 44, the contact block 50, and the back cover plate 51 are integrally molded.
  • the dorsal cover plate 51 is a plate extending in a direction that intersects the wing body 42 in the radial direction, and is connected to the wing body 42 on the lower surface of the end surface on the upstream side in the axial direction of the dorsal cover plate 51. .. Further, the upper surface of the end surface of the back side cover plate 51 on the upstream side in the axial direction, which is connected to the back side contact block 50 on the front edge side, and the other back side cover plate 51 is connected to the fins 44.
  • the dorsal contact block 50 is provided at the leading edge of the dorsal tip shroud 46.
  • the dorsal contact block 50 has a dorsal contact surface (first surface) 110 facing in the circumferential direction.
  • the dorsal contact block 50 has a structure having a thickness in a direction orthogonal to the dorsal contact surface 110, and the end portion on the side opposite to the dorsal contact surface 110 is the downstream dorsal cover plate. It is connected to 52.
  • the dorsal contact block 50 has a coating 101 formed on its surface.
  • the dorsal contact block 50 is the end opposite to the circumferential direction of the dorsal contact surface 110 and is joined to the fin 44 on the upstream side in the axial direction, and the downstream side in the axial direction is the end of the dorsal tip shroud 46 via the inclined surface 116. It is joined to the downstream back side cover plate 52.
  • the dorsal contact surface 110 is a surface facing the ventral contact surface 140 of the ventral contact block 60 of the tip shroud 43 of the adjacent turbine blade described later in the circumferential direction.
  • the downstream dorsal cover plate 52 extends axially downstream from the dorsal wing surface or dorsal contact surface 110 of the wing body 42 along the inner peripheral surface 46b on the radial inner side of the tip shroud 43. ..
  • the downstream back cover plate 66 is connected to the axially downstream end of the ventral contact block 60, which will be described later, via the connecting portion 68.
  • the connecting portion 68 is a convex curved surface that protrudes toward the ventral wing surface side of the wing body 42.
  • the ventral tip shroud 48 includes a ventral contact block 60 and a ventral cover plate 61 extending axially upstream from the fins 44. Further, the ventral cover plate 61 is ventral on the upstream side in the axial direction from the fin 44, and is formed on the ventral contact block 50 side on the front veranda side of the upstream ventral cover plate 56 and the ventral side on the trailing edge side. It has an upstream ventral cover plate 62 formed on the contact block 60 side.
  • the fin 44, the ventral contact block 60, and the ventral cover plate 61 are integrally molded.
  • the ventral contact block 60 is provided at the trailing edge of the ventral tip shroud 48.
  • the ventral contact block 60 has a ventral contact surface (contact surface) 140 facing in the circumferential direction.
  • the ventral contact surface 140 is a surface that faces the dorsal contact block 50 (dorsal contact surface 110) of the tip shroud 43 of the adjacent turbine blade 28 in the circumferential direction. That is, the ventral contact surface 140 is arranged so as to face the dorsal contact surface 110 of the adjacent turbine moving blade 28.
  • the upstream ventral cover plate 62 is a plate extending in the radial direction in which the wing body 42 is erected, and is inside the tip shroud 43 from the dorsal wing surface edge or the dorsal contact surface 110 of the wing body 42. It extends along the peripheral surface 48b in the direction of separation on the upstream side in the axial direction.
  • the upstream side back cover plate 56 is connected to the axially upstream end of the dorsal contact block 50 via a connecting portion 58.
  • the connecting portion 58 is a convex curved surface that protrudes toward the dorsal wing surface side of the wing body 42.
  • the dorsal contact surface (contact surface) 110 of the dorsal contact block 50 and the ventral contact surface (contact surface) 140 of the ventral contact block 60 will be described.
  • the dorsal contact surface 110 faces the ventral contact surface 140 of the adjacent turbine blade 28.
  • the structure of the dorsal contact surface 110 will be described, but the ventral contact surface 140 also has the same structure.
  • a coating 102 is formed on the base material 100 on the ventral contact surface 140 of the ventral contact block 60.
  • the turbine blades 28 are exposed to high temperatures in the gas turbine. Therefore, the base material 100 constituting the turbine blade is formed by using a material having excellent heat resistance, for example, a Ni-based alloy.
  • the Ni-based alloy include Cr: 12.0% or more and 14.3% or less, Co: 8.5% or more and 11.0% or less, Mo: 1.0% or more and 3.5% or less, W: 3.
  • the Ni-based alloy having the above composition may contain Zr: 0.001 ppm or more and 5 ppm or less.
  • the Ni-based alloy having the above composition may contain Mg and / or Ca: 1 ppm or more and 100 ppm or less, and further, Pt: 0.02% or more and 0.5% or less, Rh: 0.02% or more and 0. One or more of 5% or less and Re: 0.02% or more and 0.5% or less may be contained, or both of them may be contained.
  • the base material 100 is formed by casting, forging, or the like using the above materials.
  • a base material such as a conventional casting material (Conventional Casting: CC), a unidirectional solidification material (DS), and a single crystal material (Single Crystal: SC) can be formed. ..
  • CC Conventional Casting
  • DS unidirectional solidification material
  • SC Single Crystal material
  • the coating 101 is formed on the surface of the base material 100 and becomes the contact surface 110.
  • the coating 101 has an undercoat film (oxidation-resistant film) 102 laminated on the surface of the base material 100, and a contact film (wear-resistant film) 104 laminated on the surface of the undercoat film 102.
  • the coating 101 is formed on the entire surface of the contact surface 110.
  • the undercoat film 102 is a film formed of a material having higher oxidation resistance than the base material 100.
  • a material having higher oxidation resistance than the base material 100 for example, an alloy material such as MCRAlY can be used. Further, it is more preferable to use a CoNiCrAlY alloy as the material of the undercoat film 102.
  • the contact film 104 is a film formed of a material having higher wear resistance than the undercoat film 102.
  • a cobalt-based abrasion resistant material such as Trivalloy (registered trademark) can be used.
  • the turbine blade 28 has an oxidation-resistant film by laminating a coating 101 on a surface to be a contact surface 110, an undercoat film (oxidation-resistant film) 102, and a contact film 104 laminated on the undercoat film 102.
  • a wear-resistant film may be laminated on top of the coating.
  • the oxidation-resistant film can form a contact block that protects the base material.
  • the contact film disappears, the contact surface does not come into contact with the contact surface, and the oxidation-resistant film can protect the base material even when exposed in the atmosphere. This makes it possible to form a highly durable contact surface.
  • the contact film 104 preferably has a thickness of 0.02 mm or more and 0.30 mm or less, and the undercoat film 102 preferably has a thickness of 0.02 mm or more and 0.30 mm or less.
  • the thickness of the undercoat film 102 and the contact film 104 are preferably 0.1, and the thickness of the contact film 104 is preferably 0.1.
  • the thickness of the undercoat film 102 and the thickness of the contact film 104 are about the same.
  • each film has a manufacturing error of about 30%. Therefore, (thickness of undercoat film / thickness of contact film) is preferably 0.7 or more and 1.3 or less.
  • the contact film 104 may be laminated only on the contact block as in the present embodiment. As a result, the region where the contact film 104 is formed can be reduced, and the contact film 104 can be formed efficiently.
  • the turbine moving blade 28 of the present embodiment has an undercoat film and a heat shield on the surface of the blade surface of the blade body 42, that is, the surface of the base material of the negative pressure surface (dorsal side surface) 42a and the abdominal pressure surface (ventral side surface) 42b.
  • a coating (TBC: Thermal Barrier Coating) film is laminated.
  • the undercoat film is an oxidation-resistant film similar to the coating 101.
  • the TBC film is, for example, a ceramic film made of oxide ceramics provided on the surface of the undercoat film.
  • the undercoat film becomes a bond coat film of the TBC film.
  • the ceramic film may contain a ZrO 2 based material, particularly YSZ (yttria-stabilized zirconia), which is ZrO 2 partially or completely stabilized with Y 2 O 3 .
  • the TBC film has a heat-shielding property and protects the base material.
  • the turbine moving blade 28 of the present embodiment is not limited to the coating 101 provided on the entire surface of the dorsal contact surface 110 and the ventral contact surface 140.
  • the oxidation-resistant film 102 does not have to be provided on the entire surface of the contact surface, and may be provided in a region where there is a possibility of non-contact with the contact surface facing the contact surface. That is, the oxidation-resistant film 102 may have a structure that is not provided in a part of the region in contact with the contact surface facing the contact surface. Further, the contact film 104 may not be provided in a region where there is a possibility of non-contact with the contact surface facing the contact surface.
  • the coating 101 of the present embodiment in which the two layers are laminated may be provided only on the contact surface as described above, but may be provided on another part of the chip shroud, for example, a fin or the like. Further, the coating 101 of the present embodiment in which the two layers are laminated may be provided, for example, on the inner diameter side of the fins, or on the inner diameter side of the fins and inside the circumferential end portion in the axial direction. Good. Further, it may be provided at a part on the upstream side or a part on the downstream side in the gas flow direction among the peripheral end portions.
  • FIG. 7 is a flowchart showing an example of a contact surface manufacturing method.
  • the turbine blades form a contact surface by forming a coating 101 in a region corresponding to the contact surfaces of the contact blocks 50 and 60 formed of the base material 100.
  • the contact surface may be manufactured by processing by an operator, or may be manufactured by an automatically created device. The following describes the case where the worker performs the work.
  • a structure formed of a base material is produced.
  • An example of such a turbine blade is a moving blade with a shroud.
  • a plurality of shrouded blades are arranged side by side in a predetermined direction, for example, in the rotation direction of the rotor of the turbine, and have a contact block in which a contact surface is formed.
  • the wings are formed by casting or forging, and are machined.
  • a base material such as a conventional casting material (Conventional Casting: CC), a unidirectional solidification material (DS), and a single crystal material (Single Crystal: SC) can be formed. ..
  • the base material may be a unidirectional solidifying material or a single crystal material.
  • the blade may be manufactured by three-dimensional lamination.
  • step S14 the worker performs surface treatment of the base material. Specifically, the portion of the contact block of the base material that becomes the contact surface is cleaned and blasted. In addition, the operator masks an area other than the processing target.
  • an undercoat film that serves as an oxidation-resistant film is formed on the surface that serves as the contact surface of the base material.
  • an alloy material such as MCRAlY, which has higher oxidation resistance than the base material, can be used.
  • the undercoat film is formed by spraying the above alloy material or the like onto the surface of the base material.
  • the undercoat film can be formed on the surface of the base material by, for example, atmospheric pressure plasma spraying, high-speed frame spraying, reduced pressure plasma spraying, atmospheric plasma spraying, or the like.
  • a contact film is formed on the surface of the undercoat film to form a contact surface.
  • a contact film for example, a cobalt-based abrasion resistant material such as Trivalloy (registered trademark) can be used.
  • the contact film can be formed on the surface of the undercoat film by, for example, atmospheric pressure plasma spraying, high-speed frame spraying, reduced pressure plasma spraying, atmospheric plasma spraying, or the like.
  • the worker performs chip brazing and stabilization processing (step S20). Specifically, the worker performs a brazing treatment on the base material, slowly cools the base material, and then performs a solution treatment as a stabilization treatment.
  • the brazing treatment is a treatment in which the brazing material is melted and joined to the base material by heating the brazing material in a state where the brazing material is arranged on the base material.
  • the brazing material for example, a material such as Amdry (registered trademark) DF-6A is used.
  • the liquidus temperature of the brazing filler metal is, for example, about 1155 ° C.
  • the amount of brazing material used for the brazing process is adjusted in advance by conducting experiments and the like.
  • the heat treatment can be performed at a temperature at which the brazing material can be melted, for example, a temperature of 1175 ° C. or higher and 1215 ° C. or lower.
  • the stabilization treatment is a treatment in which the base material is heated to dissolve and grow the ⁇ 'phase, which is an intermetallic compound, in the base material.
  • the heat treatment can be performed at a temperature lower than the heating temperature in the brazing treatment, for example, at a temperature of 1100 ° C. or higher and 1140 ° C. or lower.
  • the heat treatment improves the adhesion between the base material, the undercoat film, and the contact film.
  • step S22 the worker executes surface treatment and masking treatment. Specifically, the surface treatment of the blade surface of the turbine blade is performed, and the masking treatment is performed to cover the area other than the blade surface.
  • an undercoat film serving as an oxidation-resistant film is formed on the blade surface of the base material.
  • an alloy material such as MCRAlY, which has higher oxidation resistance than the base material, can be used.
  • the undercoat film is formed by spraying the above alloy material or the like onto the surface of the base material.
  • step S26 the operator forms a top coat film on the blade surface (step S26).
  • a heat shield coating (TBC) film is formed as the top coat film.
  • the heat shield coating film is formed by thermal spraying.
  • the operator executes diffusion heat treatment (step S28). Specifically, by performing the aging treatment and heating the base material that has been subjected to the solution treatment, the ⁇ 'phase grown in the solution treatment is further grown in the base material, and the ⁇ 'phase that has grown in the solution treatment is further grown and is generated in the solution treatment. A ⁇ 'phase having a diameter smaller than that of the ⁇ 'phase is precipitated. This small diameter ⁇ 'phase increases the strength of the base metal. Therefore, the aging treatment finally adjusts the strength and ductility of the base metal by precipitating a small-diameter ⁇ 'phase and increasing the strength of the base metal.
  • the temperature can be set to, for example, 830 ° C. or higher and 870 ° C.
  • the heater of the heating furnace is stopped, and the temperature of the base metal is rapidly lowered at a temperature lowering rate of, for example, about 30 ° C./min by supplying a cooling gas into the heating furnace. (Quenching).
  • step S30 the worker executes the inspection and finishing process.
  • the worker for example, performs a visual inspection or the like to maintain the contact surface.
  • an undercoat film (oxidation-resistant film) is formed as a coating on the surface to be the contact surface, and then the contact film is formed on the undercoat film to cover the oxidation-resistant film.
  • a contact film wear resistant film
  • the oxidation-resistant film can form a contact block that protects the base material.
  • the contact film disappears, the contact surface does not come into contact with the contact surface, and the oxidation-resistant film can protect the base material even when exposed in the atmosphere. This makes it possible to form a highly durable contact surface.
  • FIG. 8 is a flowchart showing an example of a contact surface manufacturing method. A detailed description of the process of FIG. 8 similar to the contact surface manufacturing method of FIG. 7 will be omitted.
  • step S12 The worker performs machining of the wing (step S12). Next, the operator performs surface treatment of the base material (step S14). Next, the operator forms an undercoat film of the contact portion on the portion of the contact block to be the contact surface (step S16).
  • step S18 the worker forms a contact surface
  • step S42 the operator executes surface treatment and masking treatment
  • step S44 the operator forms an undercoat film on the blade surface
  • step S46 the operator performs chip brazing / stabilizing treatment and diffusion heat treatment. Specifically, the process of step S20 of FIG. 7 and the process of step S28 described above are continuously executed.
  • step S26 the operator forms a top coat film on the blade surface.
  • step S30 the worker executes the inspection and finishing process.
  • an undercoat film (oxidation resistant film) on the contact surface and the blade surface is formed, and diffusion heat treatment is performed together with the chip brazing / stabilizing treatment. Therefore, the heat treatment step can be continuously performed. This makes it possible to form an undercoat film on the contact surface while improving work efficiency.
  • FIG. 9 is a flowchart showing an example of a contact surface manufacturing method. A detailed description of the process of FIG. 9 similar to the contact surface manufacturing method of FIG. 8 will be omitted.
  • step S12 The worker performs machining of the wing (step S12).
  • step S14 the operator performs surface treatment of the base material (step S14). Specifically, the contact surface and the wing surface of the contact block of the base material are cleaned and blasted. In addition, the operator masks an area (a portion to be a contact surface) other than the processing target.
  • the operator forms an undercoat film of the contact portion, which is a portion to be the contact surface of the contact block (step S16).
  • the operator forms an undercoat film on the blade surface (step S52).
  • the contact portion and the undercoat film on the blade surface can be continuously formed by the same processing apparatus.
  • step S18 the worker forms a contact surface
  • step S46 the operator performs chip brazing / stabilizing treatment and diffusion heat treatment
  • step S26 the operator forms a topcoat film on the blade surface
  • step S30 the worker executes the inspection and finishing process
  • the undercoat film can be formed in one step. As a result, the steps of surface processing and masking of the blade surface can be omitted. Further, as in the treatment of FIG. 8, before the chip brazing / stabilizing treatment, an undercoat film (oxidation resistant film) is formed on the contact surface and the blade surface, and diffusion heat treatment is performed together with the chip brazing / stabilizing treatment. By performing the above, the heat treatment step can be continuously performed. This makes it possible to form an undercoat film on the contact surface while improving work efficiency.
  • the above contact surface manufacturing method can be used for manufacturing the contact surface of a newly manufactured turbine blade, but is not limited to this.
  • the above contact surface manufacturing method can also be applied when forming a coating by repairing the turbine blade used.
  • the machining in step S12 is a fixation that removes the used contact surface formed on the surface of the contact block of the used turbine blade. This is a contact surface manufacturing method in which the used contact surface is removed and a new contact surface is manufactured in the above step.
  • Compressor 12 Combustor 13 Turbine 27 Static blade 28 Moving blade (Turbine moving blade) 32 rotor (rotating shaft) 41 Wing root 42 Wing body 42a Negative pressure surface (back side) 42b Abdominal pressure surface (ventral side) 43 Tip Shroud 44 Seal Fin (Fin) 46 Dorsal tip shroud 47 Dorsal end area 49 Ventral end area 48 Ventral tip shroud 50, 60 Contact block 51 Dorsal cover plate 52 Downstream dorsal cover plate 56 Upstream dorsal cover plate 54 Ventral cover End face 64 Dorsal cover End face 58, 68 Connection part 61 Ventral cover plate 62 Upstream ventral cover plate 66 Downstream ventral cover plate 100 Base material 101 Coating 102 Undercoat film (oxidation resistant film) 104 Contact film (wear resistant film) 110 contact surface 140 contact surface

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

コンタクト面の耐久性を向上させ、翼の信頼性をより高くすることができるタービン動翼等を提供することにある。タービン動翼であって、翼本体と、翼本体の先端に備えられたチップシュラウドと、を備え、チップシュラウドは、隣接するチップシュラウドと対面するコンタクトブロックを有し、コンタクトブロックは、母材と、母材の表面に積層された耐酸化被膜と、耐酸化被膜の表面に積層されたコンタクト膜と、を有する。

Description

タービン動翼及びコンタクト面製造方法
　本開示は、タービン動翼及びコンタクト面製造方法に関するものである。
　例えば、ターボ機械の一種である発電用のガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンにより構成されている。そして、空気取入口から取り込まれた空気が圧縮機によって圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となり、燃焼器にて、この圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させることで高温・高圧の燃焼ガス（作動流体）を得て、この燃焼ガスによりタービンを駆動し、このタービンに連結された発電機を駆動する。
　このようなガスタービンのタービンにて、前方段の１段動翼や２段動翼は、翼高さ方向（回転軸における径方向）の長さが短いが、後方段の３段動翼や４段動翼（最終段動翼）では、性能面からこの翼高さ方向の長さが長いもの（長大翼）となっている。そして、翼高さ方向の長さが長いタービン動翼は、振動が発生しやすいことから、先端部にチップシュラウドを装着し、隣接する動翼のチップシュラウド同士を接触させることで、円環形状をなすシュラウドを形成している。動翼のシュラウドの接触部であるコンタクト部は、表面にコーティング皮膜を形成している（特許文献１）。
特開２０１０－２５５０４４号公報
　タービン動翼は、チップシュラウドのコンタクト面に損傷が生じると、補修や交換等のメンテナンスが必要になる。また、コンタクト面の母材が損傷すると、メンテナンスできない場合がある。そのため、コンタクト面の耐久性をより高くすることが求められている。
　本発明の少なくとも一実施形態は、上述した課題を解決するものであり、コンタクト面の耐久性を向上させ、翼の信頼性をより高くすることができるタービン動翼及びコンタクト面製造方法を提供することを目的とする。
　上述した目的を達成するためのタービン動翼は、翼本体と、前記翼本体の先端に備えられたチップシュラウドと、を備え、前記チップシュラウドは、隣接するチップシュラウドと対面するコンタクトブロックを有し、前記コンタクトブロックは、母材と、前記母材の表面に積層された耐酸化被膜と、前記耐酸化被膜の表面に積層されたコンタクト膜と、を有する。
　前記耐酸化被膜は、ＭＣｒＡｌＹ合金であることが好ましい。
　前記耐酸化被膜は、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金であることがさらに好ましい。
　前記コンタクト膜は、厚みが０．０２ｍｍ以上０．３０ｍｍ以下であり、前記耐酸化被膜は、厚みが０．０２ｍｍ以上０．３０ｍｍ以下であることが好ましい。
　前記コンタクト膜と前記耐酸化被膜とは、（前記耐酸化被膜の厚み／前記コンタクト膜の厚み）は、０．７以上１．３以下であることが好ましい。
　前記耐酸化被膜は、前記コンタクトブロックの隣接するチップシュラウドと対面する面のうち、対面するコンタクトブロックと非接触となる可能性がある領域に少なくとも積層されることが好ましい。
　前記コンタクト膜は、前記コンタクトブロックのみに積層されていることが好ましい。
　前記翼本体は、翼面の表面に遮熱コーティング膜が積層されることが好ましい。
　上述した目的を達成するためのコンタクト面製造方法は、タービン動翼のチップシュラウドのコンタクトブロックの表面にコンタクト面を形成するコンタクト面製造方法であって、前記母材の表面に耐酸化被膜を形成する耐酸化被膜形成ステップと、前記耐酸化被膜の表面にコンタクト膜を形成するコンタクト膜形成ステップと、を含む。
　前記コンタクト膜形成ステップの後に、前記タービン動翼の翼面に耐酸化被膜を形成する翼面耐酸化被膜形成ステップと、前記翼面耐酸化被膜形成ステップの後に、チップろう付け、安定化とともに熱拡散処理を行うステップと、を含むことが好ましい。
　前記コンタクト膜形成ステップの前に、前記タービン動翼の翼面に耐酸化被膜を形成する翼面アンダーコート形成ステップを含むことが好ましい。
　前記タービン動翼は、使用済みのタービン動翼であり、前記耐酸化皮膜を形成する前に、コンタクトブロックの表面に形成された使用済みのコンタクト面を除去するステップを有することが好ましい。
　本発明の一実施形態によれば、チップシュラウドのコンタクト面の耐久性を向上させ、母材の損傷の恐れを低減でき、タービン翼の信頼性が向上する。
図１は、本実施形態のタービン動翼が適用されたガスタービンを表す概略図である。 図２は、本実施形態のタービン動翼の組立状態を表す概略図である。 図３は、タービン動翼のチップシュラウドの概略構成を示す模式図である。 図４は、チップシュラウドの接触部分の周辺部を拡大して示す模式図である。 図５は、背側のコンタクト部の概略構成を示す正面図である。 図６は、背側のコンタクト部の概略構成を示す断面図である。 図７は、コンタクト面製造方法の一例を示すフローチャートである。 図８は、コンタクト面製造方法の一例を示すフローチャートである。 図９は、コンタクト面製造方法の一例を示すフローチャートである。
　以下に添付図面を参照して、本発明に係るタービン動翼及びコンタクト面製造方法の好適な実施形態を詳細に説明する。なお、この実施形態により本発明が限定されるものではない。
　図１は、本実施形態のタービン動翼が適用されたガスタービンを表す概略図である。図２は、本実施形態のタービン動翼の組立状態を表す概略図である。本実施形態のガスタービンは、図１に示すように、圧縮機１１と燃焼器１２とタービン１３により構成されている。このガスタービンには、図示しない発電機が連結されており、発電可能となっている。
　圧縮機１１は、空気を取り込む空気取入口２１を有し、圧縮機車室２２内に複数の静翼２３と動翼２４が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されてなり、その外側に抽気室２５が設けられている。燃焼器１２は、圧縮機１１で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給し、点火することで燃焼可能となっている。タービン１３は、タービン車室２６内に複数の静翼２７と動翼２８が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されている。このタービン車室２６の下流側には、排気車室２９を介して排気室３０が配設されており、排気室３０は、タービン１３に接続する排気ディフューザ３１を有している。
　また、圧縮機１１、燃焼器１２、タービン１３、排気室３０の中心部を貫通するようにロータ（回転軸）３２が位置している。ロータ３２は、圧縮機１１側の端部が軸受部３３により回転自在に支持される一方、排気室３０側の端部が軸受部３４により回転自在に支持されている。
　そして、このガスタービンは、圧縮機１１の圧縮機車室２２が脚部３５に支持され、タービン１３のタービン車室２６が脚部３６により支持され、排気室３０が脚部３７により支持されている。
　従って、圧縮機１１の空気取入口２１から取り込まれた空気が、複数の静翼２３と動翼２４を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。燃焼器１２にて、この圧縮空気に対して所定の燃料が供給され、燃焼する。そして、この燃焼器１２で生成された作動流体である高温・高圧の燃焼ガス（作動流体）が、タービン１３を構成する複数の静翼２７と動翼２８を通過することでロータ３２を駆動回転し、このロータ３２に連結された発電機を駆動する。一方、排気ガス（燃焼ガス）のエネルギは、排気室３０の排気ディフューザ３１により圧力に変換され減速されてから大気に放出される。
　上述した本実施形態のタービン１３において、後段側の動翼（タービン動翼）２８は、チップシュラウドを備えている。後段側の動翼としては、３段目の動翼が例示される。図２に示すように、動翼２８は、ディスク（ロータ３２）に固定される翼根部４１と、基端部がこの翼根部４１に接合される翼本体４２と、この翼本体４２の先端部に連結されるチップシュラウド４３、チップシュラウド４３の外面に形成されるシールフィン（シールフィン）４４と、を有する。翼本体４２は、負圧面４２ａと正圧面４２ｂとを備える。負圧面４２ａは、断面の排ガスが流れる側の面が凸となる背側面である。正圧面４２ｂは、断面の排ガスが流れる側の面が凹となる腹側面である。翼本体４２は、所定角度だけねじられている。動翼２８は、翼根部４１がディスクの外周部に周方向に沿って複数嵌合することで、各チップシュラウド４３同士が接触して接続される。タービン１３は、複数の動翼２８のチップシュラウド４３同士を接触させることで、外周側に円環形状をなすシュラウドを構成する。
　次に、図３に加え、図４から図６を用いて、チップシュラウド４３の詳細な構造について説明する。図４は、チップシュラウドの接触部分の周辺部を拡大して示す模式図である。図５は、背側のコンタクト部の概略構成を示す正面図である。図６は、背側のコンタクト部の概略構成を示す断面図である。
　チップシュラウド４３は、シュラウドの周方向に沿って延びる長い板形状であり、軸方向に正圧面（腹側翼面）から負圧面（背側翼面）に向けて径方向外側方向に傾いている（特許文献１の図９参照）。チップシュラウド４３は、翼本体４２の負圧面４２ａ側に延在する背側チップシュラウド４６と、翼本体４２の正圧面４２ｂ側に延在する腹側チップシュラウド４８と、を有する。タービン動翼２８は、背側チップシュラウド４６と腹側チップシュラウド４８の径方向外側の上面には、径方向外側に延伸するフィン４４が配置されている。フィン４４は、チップシュラウド４３の周方向中央部に配置され、タービン翼２８の周方向に延在している。フィン４４は、チップシュラウド４３との接続部にフィレット１２０が形成されている。つまり、フィン４４は、径方向内側のチップシュラウド３２側の端部に、チップシュラウド４３に向かうにしたがって板幅は広くなるフィレット１２０の領域が形成されている。
　背側チップシュラウド４６は、背側コンタクトブロック５０と、フィン４４から軸方向下流側に延在する背側カバー板５１と、からなる。また、背側カバー板５１は、フィン４４より軸方向下流側の背側であって、前縁側の背側コンタクトブロック５０側に形成される下流側背側カバー板５２と、後縁側の腹側コンタクトブロック６０側に形成される下流側腹側カバー板６６と、を有する。フィン４４と、コンタクトブロック５０と背側カバー板５１とは、一体で成形されている。背側カバー板５１は、翼本体４２に対して径方向に交差する方向に延在する板であり、背側カバー板５１の軸方向上流側の端面の下面で翼本体４２と結合している。また、背側カバー板５１の軸方向上流側の端面の上面であって、前縁側で背側コンタクトブロック５０に連結し、その他の背側カバー板５１は、フィン４４に連結している。
　背側コンタクトブロック５０は、背側チップシュラウド４６の前縁端部に設けられている。背側コンタクトブロック５０は、周方向に向く背側コンタクト面（第１面）１１０を有する。背側コンタクトブロック５０は、図７に示すように背側コンタクト面１１０に直交する方向に厚みがある構造であり、背側コンタクト面１１０とは反対側の端部が、下流側背側カバー板５２と連結している。背側コンタクトブロック５０は、表面にコーティング１０１が形成されている。背側コンタクトブロック５０は、背側コンタクト面１１０の周方向反対側端であって、軸方向上流側でフィン４４に接合し、軸方向下流側は傾斜面１１６を介して背側チップシュラウド４６の下流側背側カバー板５２に接合する。
　背側コンタクト面１１０は、図４に示すように、後述する隣接するタービン翼のチップシュラウド４３の腹側コンタクトブロック６０の腹側コンタクト面１４０と周方向で対向する面である。下流側背側カバー板５２は、翼本体４２の背側翼面又は背側コンタクト面１１０からチップシュラウド４３の径方向内側の内周面４６ｂに沿って軸方向下流側の離間する方向に延在する。下流側背側カバー板６６は、接続部６８を介して後述する腹側コンタクトブロック６０の軸方向下流側の端部と接続している。接続部６８は、翼本体４２の腹側翼面側に向かって突出する凸の湾曲面である。
　腹側チップシュラウド４８は、腹側コンタクトブロック６０と、フィン４４から軸方向上流側に延在する腹側カバー板６１と、からなる。また、腹側カバー板６１は、フィン４４より軸方向上流側の腹側であって、前縁側の腹側コンタクトブロック５０側に形成される上流側腹側カバー板５６と、後縁側の腹側コンタクトブロック６０側に形成される上流側腹側カバー板６２と、を有する。フィン４４と、腹側コンタクトブロック６０と、腹側カバー板６１とは、一体で成形されている。
　腹側コンタクトブロック６０は、腹側チップシュラウド４８の後縁端部に設けられている。腹側コンタクトブロック６０は、周方向に向く腹側コンタクト面（コンタクト面）１４０を有する。腹側コンタクト面１４０は、隣接するタービン動翼２８のチップシュラウド４３の背側コンタクトブロック５０（背側コンタクト面１１０）と周方向で対向する面である。つまり、腹側コンタクト面１４０は、隣接するタービン動翼２８の背側コンタクト面１１０と対向して配置されている。上流側腹側カバー板６２は、翼本体４２が立設する径方向に交差する方向に延在する板であり、翼本体４２の背側翼面縁又は背側コンタクト面１１０からチップシュラウド４３の内周面４８ｂに沿って軸方向上流側の離間する方向に延在する。上流側背側カバー板５６は、接続部５８を介して背側コンタクトブロック５０の軸方向上流側の端部と接続されている。接続部５８は、翼本体４２の背側翼面側に向かって突出する凸の湾曲面である。
　次に、背側コンタクトブロック５０の背側コンタクト面（コンタクト面）１１０、腹側コンタクトブロック６０の腹側コンタクト面（コンタクト面）１４０の構造を説明する。図３及び図４に示すように、背側コンタクト面１１０は、隣接するタービン動翼２８の腹側コンタクト面１４０と対面している。以下、背側コンタクト面１１０の構造を説明するが、腹側コンタクト面１４０も同様の構造である。
　腹側コンタクトブロック６０の腹側コンタクト面１４０は、母材１００にコーティング１０２が形成されている。ここで、タービン動翼２８は、ガスタービンにおいて高温下に曝される。このため、タービン翼を構成する母材１００は、耐熱性に優れた合金、例えばＮｉ基合金等の材料を用いて形成される。Ｎｉ基合金としては、例えばＣｒ：１２．０％以上１４．３％以下、Ｃｏ：８．５％以上１１．０％以下、Ｍｏ：１．０％以上３．５％以下、Ｗ：３．５％以上６．２％以下、Ｔａ：３．０％以上５．５％以下、Ａｌ：３．５％以上４．５％以下、Ｔｉ：２．０％以上３．２％以下、Ｃ：０．０４％以上０．１２％以下、Ｂ：０．００５％以上０．０５％以下、を含有し、残部がＮｉおよび不可避不純物からなる組成のＮｉ基合金等が挙げられる。また、上記組成のＮｉ基合金に、Ｚｒ：０．００１ｐｐｍ以上５ｐｐｍ以下を含有してもよい。また、上記組成のＮｉ基合金に、Ｍｇおよび／またはＣａ：１ｐｐｍ以上１００ｐｐｍ以下を含有してもよく、さらにＰｔ：０．０２％以上０．５％以下、Ｒｈ：０．０２％以上０．５％以下、Ｒｅ：０．０２％以上０．５％以下のうちの１種または２種以上を含有してもよく、これら双方を含有してもよい。
　母材１００は、上記材料を用いて鋳造や鍛造などによって形成される。鋳造によって母材を形成する場合、例えば普通鋳造材（Conventional　Casting：ＣＣ）、一方向凝固材（Directional　Solidification：ＤＳ）、単結晶材（Single　Crystal：ＳＣ）等の母材を形成することができる。以下、母材１００として普通鋳造材が用いられる場合を例に挙げて説明するが、これに限定するものではなく、母材が一方向凝固材又は単結晶材であってもよい。
　コーティング１０１は、母材１００の表面に形成され、コンタクト面１１０となる。コーティング１０１は、母材１００の表面に積層されたアンダーコート膜（耐酸化皮膜）１０２と、アンダーコート膜１０２の表面に積層されたコンタクト膜（耐摩耗皮膜）１０４と、を有する。コーティング１０１は、コンタクト面１１０の全面に形成されている。
　アンダーコート膜１０２は、母材１００よりも耐酸化性の高い材料で形成された皮膜である。アンダーコート膜１０２の材料としては、例えば、ＭＣｒＡｌＹ等の合金材料を用いることができる。また、アンダーコート膜１０２の材料としては、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金を用いることがより好ましい。
　コンタクト膜１０４は、アンダーコート膜１０２よりも耐摩耗性が高い材料で形成された皮膜である。コンタクト膜１０４の材料としては、例えばトリバロイ（登録商標）等のコバルト基耐磨耗材を用いることができる。
　タービン動翼２８は、コンタクト面１１０となる面に、コーティング１０１を、アンダーコート膜（耐酸化皮膜）１０２と、アンダーコート膜１０２の上に積層したコンタクト膜１０４を積層することで、耐酸化皮膜の上に耐摩耗皮膜を積層したコーティングとすることができる。これにより、コンタクト膜１０４が損傷した場合も、耐酸化皮膜が母材を守るコンタクトブロックを形成することができる。例えば、コンタクト膜が無くなり、対面するコンタクト面と接触しなくなり、雰囲気中に露出した場合も耐酸化皮膜が母材を保護することができる。これにより、耐久性の高いコンタクト面を形成することができる。タービン動翼２８の翼面にＴＢＣ膜を設けることで、より高温の環境下で使用することができる。
　コンタクト膜１０４は、厚みが０．０２ｍｍ以上０．３０ｍｍ以下であり、アンダーコート膜１０２は、厚みが０．０２ｍｍ以上０．３０ｍｍ以下であることが好ましい。アンダーコート膜１０２とコンタクト膜１０４の厚みを上記範囲とすることで、摩耗によりコンタクト膜１０４が無くなることを抑制でき、母材１００の表面をアンダーコート膜１０２で酸化減肉から保護することができる。また、母材１００の厚みを１とした場合、例えば、アンダーコート膜１０２の厚みは０．１とし、コンタクト膜１０４の厚みは０．１とすることが好ましい。つまり、アンダーコート膜１０２の厚みとコンタクト膜１０４の厚みとは、同程度とすることが好ましい。また、それぞれの膜は、３０％程度の製造誤差がある。このため、（アンダーコート膜の厚み／コンタクト膜の厚み）は、０．７以上１．３以下とすることが好ましい。
　また、コンタクト膜１０４は、本実施形態のようにコンタクトブロックのみに積層されてもよい。これにより、コンタクト膜１０４を形成する領域を少なくでき、効率よく形成することが可能となる。
　また、本実施形態のタービン動翼２８は、翼本体４２の翼面、つまり、負圧面（背側面）４２ａと、腹圧面（腹側面）４２ｂの母材の表面にアンダーコート膜と、遮熱コーティング（ＴＢＣ：Thermal　Barrier　Coating）膜が積層される。アンダーコート膜は、コーティング１０１と同様の耐酸化皮膜である。ＴＢＣ膜は、例えば、アンダーコート膜の表面に設けられる酸化物セラミックスからなるセラミックス膜である。アンダーコート膜は、ＴＢＣ膜のボンドコート膜となる。セラミックス膜は、ＺｒＯ２系の材料、特にＹ２Ｏ3で部分安定化又は完全安定化したＺｒＯ２であるＹＳＺ（イットリア安定化ジルコニア）を含んでもよい。ＴＢＣ膜は、遮熱性を有し、母材を保護する。
　また、本実施形態のタービン動翼２８は、背側コンタクト面１１０、腹側コンタクト面１４０の全面にコーティング１０１を設けたがこれに限定されない。耐酸化皮膜１０２は、コンタクト面の全面に設けなくてもよく、対面するコンタクト面と非接触となる可能性がある領域に設ければよい。つまり、耐酸化皮膜１０２は、対面するコンタクト面と接触する領域の一部に設けていない構造としてもよい。また、コンタクト膜１０４は、対面するコンタクト面と非接触となる可能性がある領域には設けなくてもよい。また、２層が積層された本実施形態のコーティング１０１は、上述したようにコンタクト面のみに設けてもよいが、チップシュラウドの他の部分、例えばフィン等に設けてもよい。また、２層が積層された本実施形態のコーティング１０１は、例えば、フィンよりも内径側に設けてもよいし、フィンよりも内径側、かつ軸方向において周方向端部の内側に設けてもよい。また、周方向端部のうち、ガス流れ方向の上流側の一部、下流側の一部に設けてもよい。
　図７は、コンタクト面製造方法の一例を示すフローチャートである。タービン動翼は、母材１００で形成されたコンタクトブロック５０、６０のコンタクト面に対応する領域にコーティング１０１を形成することで、コンタクト面を形成する。コンタクト面は、作業者が処理を行い製造しても、自動で作成する装置で製造してもよい。以下は、作業者は作業を行う場合として説明する。
　作業者は、翼の機械加工を行う（ステップＳ１２）。母材で形成される構造物を作製する。このようなタービン翼の一例として、例えばシュラウド付き動翼等が挙げられる。シュラウド付き動翼は、所定方向、例えばタービンのロータの回転方向に複数並んで配置されており、コンタクト面が形成されるコンタクトブロックを有している。翼は、鋳造や鍛造などによって形成され、機械加工がおこなわれる。鋳造によって母材を形成する場合、例えば普通鋳造材（Conventional　Casting：ＣＣ）、一方向凝固材（Directional　Solidification：ＤＳ）、単結晶材（Single　Crystal：ＳＣ）等の母材を形成することができる。以下、母材として普通鋳造材が用いられる場合を例に挙げて説明するが、これに限定するものではなく、母材が一方向凝固材又は単結晶材であってもよい。また、翼は、三次元積層で作製してもよい。
　次に、作業者は、母材の表面処理を行う（ステップＳ１４）。具体的には、母材のコンタクトブロックのコンタクト面となる部分を洗浄し、ブラスト処理を行う。また、作業者は、加工対象以外の領域をマスキングする。
　次に、作業者は、コンタクトブロックのコンタクト面となる部分にコンタクト部分のアンダーコート膜を形成する（ステップＳ１６）。母材のコンタクト面となる表面に耐酸化皮膜となるアンダーコート膜を形成する。耐酸化皮膜の材料としては、上述したように、母材よりも耐酸化性の高いＭＣｒＡｌＹ等の合金材料を用いることができる。例えば母材の表面を加熱した後、上記合金材料等を母材の表面に溶射することでアンダーコート膜を形成する。アンダーコート膜は、例えば大気圧プラズマ溶射、高速フレーム溶射、減圧プラズマ溶射、雰囲気プラズマ溶射等の手法により、母材の表面に形成することができる。
　次に、作業者は、コンタクト面を形成する（ステップＳ１８）。具体的には、アンダー―コート膜の表面にコンタクト膜を形成して、コンタクト面を形成する。コンタクト膜としては、例えばトリバロイ（登録商標）等のコバルト基耐磨耗材を用いることができる。コンタクト膜は、例えば大気圧プラズマ溶射、高速フレーム溶射、減圧プラズマ溶射、雰囲気プラズマ溶射等の手法により、アンダーコート膜の表面に形成することができる。
　次に、作業者は、チップろう付け・安定化処理を行う（ステップＳ２０）。具体的には、作業者は、母材にろう付け処理を行い、徐冷した後に安定化処理として溶体化処理を行う。ろう付け処理は、母材にろう材を配置した状態で加熱することにより、ろう材を母材に溶融させて接合する処理である。ろう材としては、例えばアムドライ（登録商標）ＤＦ－６Ａ等の材料が用いられる。この場合、ろう材の液相線温度は、例えば１１５５℃程度である。ろう付け処理に用いられるろう材の量については、実験等を行うことで予め調整しておく。ろう付け処理では、ろう材を溶融させることが可能な温度、例えば１１７５℃以上、１２１５℃以下の温度で加熱処理を行うことができる。　
　安定化処理（溶体化処理）は、母材を加熱することにより、母材において金属間化合物であるγ´相を固溶及び成長させる処理である。溶体化処理では、例えばろう付け処理における加熱温度よりも低い温度、例えば１１００℃以上、１１４０℃以下の温度で加熱処理を行うことができる。また、加熱処理により、母材、アンダーコート膜、コンタクト膜の間の密着性が向上する。
　次に、作業者は、表面処理、マスキング処理を実行する（ステップＳ２２）。具体的には、タービン動翼の翼面の表面処理を行い、翼面以外の領域を覆うマスキング処理を行う。
　次に、作業者は、翼面のアンダーコート膜を形成する（ステップＳ２４）。具体的には、母材の翼面に耐酸化皮膜となるアンダーコート膜を形成する。耐酸化皮膜の材料としては、上述したように、母材よりも耐酸化性の高いＭＣｒＡｌＹ等の合金材料を用いることができる。例えば母材の表面を加熱した後、上記合金材料等を母材の表面に溶射することでアンダーコート膜を形成する。
　次に、作業者は、翼面のトップコート膜を形成する（ステップＳ２６）。トップコート膜として、遮熱コーティング（ＴＢＣ）膜を形成する。遮熱コーティング膜は、溶射により形成する。
　次に、作業者は、拡散熱処理を実行する（ステップＳ２８）。具体的には、時効処理を行い、溶体化処理を行った母材を加熱することにより、母材において、溶体化処理で成長したγ´相をさらに成長させると共に、当該溶体化処理で生じたγ´相よりも小径のγ´相を析出させる。この小径のγ´相は、母材の強度を増加させる。したがって、時効処理は、小径のγ´相を析出させ、母材の強度を高めることにより、最終的に母材の強度及び延性を調整する。時効処理では、例えば８３０℃以上、８７０℃以下の温度とすることができる。時効処理を所定時間行った後、加熱炉のヒータを停止させ、加熱炉内に冷却用の気体を供給することにより母材の温度を例えば３０℃／ｍｉｎ程度の温度低下速度で急激に低下させる（急冷）。
　次に、作業者は、検査、仕上げ処理を実行する（ステップＳ３０）。作業者は、例えば、外観検査等を行い、コンタクト面の手入れを行う。
　図７に示すように、コンタクト面となる面に、コーティングとして、アンダーコート膜（耐酸化皮膜）を形成した後、アンダーコート膜の上にコンタクト膜を形成することで、耐酸化皮膜の上にコンタクト膜（耐摩耗皮膜）を形成することができる。これにより、コンタクト膜が損傷した場合も、耐酸化皮膜が母材を守るコンタクトブロックを形成することができる。例えば、コンタクト膜が無くなり、対面するコンタクト面と接触しなくなり、雰囲気中に露出した場合も耐酸化皮膜が母材を保護することができる。これにより、耐久性の高いコンタクト面を形成することができる。
　次に、コンタクト面製造方法の他の例について、説明する。図８は、コンタクト面製造方法の一例を示すフローチャートである。図８の工程で、図７のコンタクト面製造方法と同様の工程については、詳細な説明を省略する。
　作業者は、翼の機械加工を行う（ステップＳ１２）。次に、作業者は、母材の表面処理を行う（ステップＳ１４）。次に、作業者は、コンタクトブロックのコンタクト面となる部分にコンタクト部分のアンダーコート膜を形成する（ステップＳ１６）。
　次に、作業者は、コンタクト面を形成する（ステップＳ１８）。次に、作業者は、表面処理、マスキング処理を実行する（ステップＳ４２）。具体的には、タービン動翼の翼面の表面処理を行い、翼面以外の領域を覆うマスキング処理を行う。次に、作業者は、翼面のアンダーコート膜を形成する（ステップＳ４４）。
　次に、作業者は、チップろう付け・安定化処理、拡散熱処理を行う（ステップＳ４６）。具体的には、上述した図７のステップＳ２０の処理と、ステップＳ２８の処理を連続して実行する。
　次に、作業者は、翼面のトップコート膜を形成する（ステップＳ２６）。次に、作業者は、検査、仕上げ処理を実行する（ステップＳ３０）。
　図８に示すように、チップろう付け・安定化処理の前に、コンタクト面と、翼面のアンダーコート膜（耐酸化皮膜）を形成し、チップろう付け・安定化処理とともに拡散熱処理を行うことで、熱処理工程を連続して行うことができる。これにより、作業を効率化しつつ、コンタクト面にアンダーコート膜を形成することができる。
　次に、コンタクト面製造方法の他の例について、説明する。図９は、コンタクト面製造方法の一例を示すフローチャートである。図９の工程で、図８のコンタクト面製造方法と同様の工程については、詳細な説明を省略する。
　作業者は、翼の機械加工を行う（ステップＳ１２）。次に、作業者は、母材の表面処理を行う（ステップＳ１４）。具体的には、母材のコンタクトブロックのコンタクト面となる部分と翼面を洗浄し、ブラスト処理を行う。また、作業者は、加工対象以外の領域（コンタクト面となる部分と、）をマスキングする。
　次に、作業者は、コンタクトブロックのコンタクト面となる部分であるコンタクト部分のアンダーコート膜を形成する（ステップＳ１６）。次に、作業者は、翼面のアンダーコート膜を形成する（ステップＳ５２）。コンタクト部分と翼面のアンダーコート膜は、同じ加工装置で連続して形成することができる。
　次に、作業者は、コンタクト面を形成する（ステップＳ１８）。次に、作業者は、チップろう付け・安定化処理、拡散熱処理を行う（ステップＳ４６）。次に、作業者は、翼面のトップコート膜を形成する（ステップＳ２６）。次に、作業者は、検査、仕上げ処理を実行する（ステップＳ３０）。
　図９に示すように、コンタクト面と翼面のアンダーコート膜を連続して形成することで、１つの工程で、アンダーコート膜を形成することができる。これにより、翼面の表面加工とマスキングの工程を省略することができる。また、図８の処理と同様に、チップろう付け・安定化処理の前に、コンタクト面と、翼面のアンダーコート膜（耐酸化皮膜）を形成し、チップろう付け・安定化処理とともに拡散熱処理を行うことで、熱処理工程を連続して行うことができる。これにより、作業を効率化しつつ、コンタクト面にアンダーコート膜を形成することができる。
　上記のコンタクト面製造方法は、新しく製造するタービン動翼のコンタクト面の製造に用いることができるがこれに限定されない。上記のコンタクト面製造方法は、使用したタービン動翼に対する補修でコーティングを形成する場合にも適用することができる。タービン動翼のコンタクト面を補修する場合、ステップＳ１２の機械加工が、使用済みのタービン動翼のコンタクトブロックの表面に形成された使用済みのコンタクト面を除去する固定となる。これにより、上記工程で、使用済みのコンタクト面を除去し、新たなコンタクト面を製造するコンタクト面製造方法となる。
　１１　圧縮機
　１２　燃焼器
　１３　タービン
　２７　静翼
　２８　動翼（タービン動翼）
　３２　ロータ（回転軸）
　４１　翼根部
　４２　翼本体
　４２ａ　負圧面（背側面）
　４２ｂ　腹圧面（腹側面）
　４３　チップシュラウド
　４４　シールフィン（フィン）
　４６　背側チップシュラウド
　４７　背側端部領域
　４９　腹側端部領域
　４８　腹側チップシュラウド
　５０、６０　コンタクトブロック
　５１　背側カバー板
　５２　下流側背側カバー板
　５６　上流側背側カバー板
　５４　腹側カバー端面
　６４　背側カバー端面
　５８、６８　接続部
　６１　腹側カバー板
　６２　上流側腹側カバー板
　６６　下流側腹側カバー板
　１００　母材
　１０１　コーティング
　１０２　アンダーコート膜（耐酸化皮膜）
　１０４　コンタクト膜（耐摩耗皮膜）
　１１０　コンタクト面
　１４０　コンタクト面

Claims (12)

  1. 　翼本体と、
    　前記翼本体の先端に備えられたチップシュラウドと、を備え、
    　前記チップシュラウドは、隣接するチップシュラウドと対面するコンタクトブロックを有し、
    　前記コンタクトブロックは、母材と、
    　前記母材の表面に積層された耐酸化被膜と、
    　前記耐酸化被膜の表面に積層されたコンタクト膜と、を有するタービン動翼。
  2. 　前記耐酸化被膜は、ＭＣｒＡｌＹ合金である請求項１に記載のタービン動翼。
  3. 　前記耐酸化被膜は、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金である請求項２に記載のタービン動翼。
  4. 　前記コンタクト膜は、厚みが０．０２ｍｍ以上０．３０ｍｍ以下であり、
    　前記耐酸化被膜は、厚みが０．０２ｍｍ以上０．２０ｍｍ以下である請求項１から請求項３のいずれか一項に記載のタービン動翼。
  5. 　前記コンタクト膜と前記耐酸化被膜とは、（前記耐酸化被膜の厚み／前記コンタクト膜の厚み）は、０．７以上１．３以下である請求項１から請求項４のいずれか一項に記載のタービン動翼。
  6. 　前記耐酸化被膜は、前記コンタクトブロックの隣接するチップシュラウドと対面する面のうち、対面するコンタクトブロックと非接触となる可能性がある領域に少なくとも積層される請求項１から請求項５のいずれか一項に記載のタービン動翼。
  7. 　前記コンタクト膜は、前記コンタクトブロックのみに積層されている請求項１から請求項６のいずれか一項に記載のタービン動翼。
  8. 　前記翼本体は、翼面の表面に遮熱コーティング膜が積層される請求項１から請求項７のいずれか一項に記載のタービン動翼。
  9. 　タービン動翼のチップシュラウドのコンタクトブロックの表面にコンタクト面を形成するコンタクト面製造方法であって、
    　母材の表面に耐酸化被膜を形成するステップと、
    　前記耐酸化被膜の表面にコンタクト膜を形成するステップと、を含むコンタクト面製造方法。
  10. 　前記コンタクト膜を形成するステップの後に、前記タービン動翼の翼面に耐酸化被膜を形成するステップと、
    　前記翼面に前記耐酸化被膜を形成するステップの後に、チップろう付け、安定化とともに熱拡散処理を行うステップと、を含む請求項９に記載のコンタクト面製造方法。
  11. 　前記コンタクト膜を形成するステップの前に、前記タービン動翼の翼面に耐酸化被膜を形成するステップを含む請求項９に記載のコンタクト面製造方法。
  12. 　前記タービン動翼は、使用済みのタービン動翼であり、
    　前記耐酸化被膜を形成する前に、コンタクトブロックの表面に形成された使用済みのコンタクト面を除去するステップを有する請求項９から請求項１１のいずれか一項に記載のコンタクト面製造方法。
PCT/JP2020/006318 2019-03-12 2020-02-18 タービン動翼及びコンタクト面製造方法 WO2020184092A1 (ja)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020217026202A KR20210113380A (ko) 2019-03-12 2020-02-18 터빈 동익 및 콘택트면 제조 방법
US17/431,827 US11946389B2 (en) 2019-03-12 2020-02-18 Turbine rotor blade and contact surface manufacturing method
DE112020001189.5T DE112020001189T5 (de) 2019-03-12 2020-02-18 Turbinenlaufschaufel und Kontaktoberflächenherstellungsverfahren
CN202080015104.3A CN113439150A (zh) 2019-03-12 2020-02-18 涡轮动叶片以及接触面制造方法

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2019-045288 2019-03-12
JP2019045288A JP7398198B2 (ja) 2019-03-12 2019-03-12 タービン動翼及びコンタクト面製造方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2020184092A1 true WO2020184092A1 (ja) 2020-09-17

Family

ID=72427304

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2020/006318 WO2020184092A1 (ja) 2019-03-12 2020-02-18 タービン動翼及びコンタクト面製造方法

Country Status (6)

Country Link
US (1) US11946389B2 (ja)
JP (1) JP7398198B2 (ja)
KR (1) KR20210113380A (ja)
CN (1) CN113439150A (ja)
DE (1) DE112020001189T5 (ja)
WO (1) WO2020184092A1 (ja)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2022050126A1 (ja) 2020-09-03 2022-03-10 株式会社Ihi バルブ構造、および、過給機
JP7434199B2 (ja) * 2021-03-08 2024-02-20 株式会社東芝 タービン動翼

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH01279781A (ja) * 1988-05-06 1989-11-10 Hitachi Ltd セラミック被覆耐熱部材
JPH06256786A (ja) * 1992-03-30 1994-09-13 Agency Of Ind Science & Technol 高性能摺動面の製造方法
JPH09196176A (ja) * 1996-01-24 1997-07-29 Nippon Piston Ring Co Ltd ピストンリング
JP2001152803A (ja) * 1999-11-30 2001-06-05 Mitsubishi Heavy Ind Ltd シュラウドコンタクト面のコーティング方法およびシュラウド付き動翼
JP2018059471A (ja) * 2016-10-07 2018-04-12 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼の製造方法

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4822248A (en) * 1987-04-15 1989-04-18 Metallurgical Industries, Inc. Rebuilt shrouded turbine blade and method of rebuilding the same
US6129991A (en) 1994-10-28 2000-10-10 Howmet Research Corporation Aluminide/MCrAlY coating system for superalloys
US6164916A (en) * 1998-11-02 2000-12-26 General Electric Company Method of applying wear-resistant materials to turbine blades, and turbine blades having wear-resistant materials
JP4533719B2 (ja) * 2000-06-16 2010-09-01 三菱重工業株式会社 Ｔｂｃ用溶射原料およびその製造方法、ガスタービン部材並びにガスタービン
JP2002106360A (ja) * 2000-09-29 2002-04-10 Toshiba Corp ガスタービン用部品および当該部品を備えたガスタービン
JP2002266603A (ja) 2001-03-06 2002-09-18 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン動翼、タービン静翼、タービン用分割環、及び、ガスタービン
WO2002103074A1 (en) 2001-06-15 2002-12-27 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Thermal barrier coating material and method for production thereof, gas turbine member using the thermal barrier coating material, and gas turbine
US20070202269A1 (en) * 2006-02-24 2007-08-30 Potter Kenneth B Local repair process of thermal barrier coatings in turbine engine components
JP5489519B2 (ja) 2009-04-24 2014-05-14 三菱重工業株式会社 コーティング材料、コーティング方法、及びシュラウド付き動翼
FR2970999B1 (fr) * 2011-02-02 2015-03-06 Snecma Aubes de turbomachine en cmc, roue mobile de turbomachine et turbomachine les comportant et procede pour leur fabrication
JP2013001923A (ja) * 2011-06-14 2013-01-07 Mitsubishi Heavy Ind Ltd シュラウドのコンタクト面の形成方法、シュラウドを有するタービン動翼、及びガスタービン
EP2537959B1 (de) * 2011-06-22 2013-12-25 MTU Aero Engines GmbH Mehrfache Verschleißschutzbeschichtung und Verfahren zu Ihrer Herstellung
US9863249B2 (en) * 2012-12-04 2018-01-09 Siemens Energy, Inc. Pre-sintered preform repair of turbine blades
US10570754B2 (en) * 2014-11-06 2020-02-25 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Steam turbine rotor blade, method for manufacturing steam turbine rotor blade, and steam turbine
CN109804104B (zh) * 2016-11-09 2021-03-30 株式会社Ihi 具备耐磨损被膜的滑动部件和耐磨损被膜的形成方法
US10598030B2 (en) * 2017-01-10 2020-03-24 General Electric Company Assembly, treated article, and process of treating a turbine component
JP6856426B2 (ja) * 2017-03-30 2021-04-07 三菱重工業株式会社 遮熱コーティング方法、翼セグメントの製造方法
US11135677B2 (en) * 2018-03-06 2021-10-05 General Electric Company Laser welding of component
JP6986155B2 (ja) * 2018-06-19 2021-12-22 三菱パワー株式会社 タービン動翼、ターボ機械及びコンタクト面製造方法
US10590772B1 (en) * 2018-08-21 2020-03-17 Chromalloy Gas Turbine Llc Second stage turbine blade

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH01279781A (ja) * 1988-05-06 1989-11-10 Hitachi Ltd セラミック被覆耐熱部材
JPH06256786A (ja) * 1992-03-30 1994-09-13 Agency Of Ind Science & Technol 高性能摺動面の製造方法
JPH09196176A (ja) * 1996-01-24 1997-07-29 Nippon Piston Ring Co Ltd ピストンリング
JP2001152803A (ja) * 1999-11-30 2001-06-05 Mitsubishi Heavy Ind Ltd シュラウドコンタクト面のコーティング方法およびシュラウド付き動翼
JP2018059471A (ja) * 2016-10-07 2018-04-12 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼の製造方法

Also Published As

Publication number Publication date
DE112020001189T5 (de) 2021-11-25
KR20210113380A (ko) 2021-09-15
US11946389B2 (en) 2024-04-02
JP7398198B2 (ja) 2023-12-14
US20220154583A1 (en) 2022-05-19
JP2020148125A (ja) 2020-09-17
CN113439150A (zh) 2021-09-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8356409B2 (en) Repair method for gas turbine engine components
JP6340010B2 (ja) ターボ機械の中で使用するためのシールシステムおよびそれを製作する方法
US7686568B2 (en) Methods and apparatus for fabricating turbine engines
JP3629920B2 (ja) ガスタービン用ノズル，発電用ガスタービン，Ｃｏ基合金及び溶接材料
US20150308273A1 (en) Shrouded single crystal dual alloy turbine disk
WO2020184092A1 (ja) タービン動翼及びコンタクト面製造方法
US10513782B2 (en) Dual alloy blade
US20110217484A1 (en) Method for repairing seal segments of rotor/stator seals of a gas turbine
US7182580B2 (en) Layer system, and process for producing a layer system
US20090123722A1 (en) Coating system
GB2475850A (en) An Abrasive Layer and a Method Of Applying an Abrasive Layer on a Turbomachine Component
US11319819B2 (en) Turbine blade with squealer tip and densified oxide dispersion strengthened layer
JP6054137B2 (ja) 遮熱コーティングを有するガスタービン用高温部材
US8123464B2 (en) Coating optimization process using a coupon and component comprising a coupon
US20040261265A1 (en) Method for improving the wear resistance of a support region between a turbine outer case and a supported turbine vane
JP5917353B2 (ja) タービン用部品、タービン、およびタービン用部品の製造方法
JP2010163889A (ja) チタニウム−アルミニウム金属間化合物よりなる低圧タービン部品の修復方法および修復された低圧タービン部品
JP2007262961A (ja) ガスタ−ビン動翼及びそのき裂発生抑制方法

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: 20770783

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 20217026202

Country of ref document: KR

Kind code of ref document: A

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 20770783

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1