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JP3170135B2 - ガスタービン翼の製造方法 - Google Patents

ガスタービン翼の製造方法

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JP3170135B2
JP3170135B2 JP04522294A JP4522294A JP3170135B2 JP 3170135 B2 JP3170135 B2 JP 3170135B2 JP 04522294 A JP04522294 A JP 04522294A JP 4522294 A JP4522294 A JP 4522294A JP 3170135 B2 JP3170135 B2 JP 3170135B2
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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Mitsubishi Heavy Industries Ltd
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    • 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
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Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービン翼に係
り、更に詳細には、翼表面に遮熱コーティング層を形成
するガスタービン翼の製造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】高温ガスタービン翼の冷却には、インピ
ンジメント冷却やフィルム冷却などの冷却技術を導入し
て、翼材料が許容する温度以下に翼メタル温度を保つよ
うに、圧縮空気の一部を利用することが行われている。
また、翼本体は合金製材料で構成されているが、セラミ
ックスは金属材料に比較して熱衝撃や機械的強度は劣る
ものの耐熱性に優れているので、フィルム冷却翼の表面
にはしばしばセラミックスのコーティングが施されてい
る。すなわち、セラミックスがメタル温度を低減するた
めの遮熱コーティング材として用いられている。
【０００３】図５は、翼表面に遮熱コーティング層を形
成した従来のガスタービン翼を示す断面図である。すな
わち、翼本体１は合金製材料から成り、中空部２が形成
されていて、翼壁３には貫通穴４が穿設されている。そ
して、貫通穴４を除く翼本体１の表面のほぼ全域に遮熱
コーティング層５が形成されている。この遮熱コーティ
ング層５にはセラミックスが用いられている。
【０００４】このような従来のガスタービン翼の製造工
程は、先ず合金製材料で翼本体１を形成し、次いで貫通
穴４を穿設する加工を施し、その後貫通穴４部をマスキ
ングしてからセラミックスの遮熱コーティング層５を形
成させる工程を経て完成するものであった。なお、貫通
穴４は、いわゆるフィルム穴として機能するものであ
り、中空部２へ導入される冷却用の圧縮空気が貫通穴４
を通して吹き出すことにより、翼メタル温度を翼材料が
許容する温度以下に保つようにしている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】ところで、上記のよう
な従来のガスタービン翼は、貫通穴４をマスキングした
部分の上に遮熱コーティング層５を形成させているた
め、遮熱コーティング層５にマスキング厚さ分だけ段差
を生じ、この段差が翼の平滑さを損ない、翼損失を増加
させるという問題があった。
【０００６】本発明は、このような従来技術の課題を解
決するためになされたもので、空力損失を増加させるこ
となく、遮熱コーティング層を形成できるガスタービン
翼の製造方法を提供することを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】上記の課題を解決するた
めに、本発明に係るガスタービン翼の製造方法は、翼壁
に貫通穴を有し、この貫通穴を通して翼本体の内部から
外部へ冷却用流体を噴射するようにしたガスタービン翼
において、前記貫通穴の周辺を除いた表面に凹形状部を
有する翼本体を合金製材料で形成する第１の工程と、こ
の翼本体の凹形状部にボンドコーティング層を形成する
第２の工程と、このボンドコーティング層の上にセラミ
ックスコーティング層を形成する第３の工程と、このセ
ラミックスコーティング層の表面を前記貫通穴の周辺の
表面が露出するまで研磨して翼形状を整える第４の工程
とかなら成ることを特徴とする。
【０００８】
【作 用】上記の手段によれば、翼表面の遮熱コーティ
ング層を形成する部分に、コーティング厚さ分だけ表面
に凹状の窪みを付けておき、この凹形状部に遮熱コーテ
ィング層を施工するようにしたので、コーティング層が
盛り上がったり段差を生ずるようなことがなく、平滑に
形成することができる。そして、遮熱コーティング層を
形成した後、翼表面を研磨することにより、容易に設計
どおりの翼形状に仕上げることができる。
【０００９】
【実施例】以下本発明に係るガスタービン翼の一実施例
について、図１ないし図４を参照して詳細に説明する。
なお、これらの図において、図５と同一部分には同一符
号を付して示してあるので、その部分の説明は省略す
る。
【００１０】図１は本発明に係るガスタービン翼の一実
施例を示す断面図、図２は図１中の遮熱コーティング層
の一例を示す断面図である。これらの図において、、合
金製材料で形成される翼本体１には、中空部２に通じる
ように翼壁３の要所要所に貫通穴４が穿設されている。
そして、この貫通穴４の周辺を除いて、翼本体１の表面
に凹形状部１０が形成されており、この凹形状部１０に
遮熱コーティング層５がコーティングにより設けられ
る。遮熱コーティング層５は、図２に示すように、内側
すなわち翼本体１の表面側にボンドコーティング層１１
が形成され、その上にセラミックスコーティング層１２
が形成された２層構造となっている。
【００１１】さて、遮熱コーティング層５の１層目を形
成するボンドコーティング層１１は、翼本体１の表面に
じかに形成されるもので、翼本体１の母材となる合金製
材料とは、熱処理によって拡散層が形成されて母材との
密着強度が増すように、例えばＣｏＣｒＡｌＹのような
材料を、厚さ０．１〜０．２ｍｍにコーティングしたも
のである。そして、このボンドコーティング層１１の上
に施工されて、遮熱コーティング層５の２層目を形成す
るセラミックスコーティング層１２は、遮熱効果を得る
ためのものであって、例えばＡｌ2 Ｏ3 などのようなセ
ラミックス材料を、厚さ０．３〜０．５ｍｍにコーティ
ングしたものである。ボンドコーティング層１１とセラ
ミックスコーティング層１２との接合においては、ボン
ドコーティング層１１の表面粗さ、すなわちアンカー効
果によって密着性が保たれるようになっている。
【００１２】そして、このようなボンドコーティング層
１１とセラミックスコーティング層１２とから成る遮熱
コーティング層５を施工した後、その表面を研磨して、
翼本体１の表面が設計どおりの平滑な翼形状となるよう
に修正を施して、ガスタービン翼が完成する。
【００１３】なお、翼本体１の表面に凹形状部１０を形
成するに当たっては、図３に示すように、貫通穴４の周
囲を残して、翼本体１の表面に凹形状部１０を形成した
り、又は、一般に翼本体１に形成されている貫通穴４
は、図４に示すように、翼表面を流れる流体の流れ方向
（矢印で示す）に交差する方向に並んで形成されている
ので、貫通穴４が並んでいる列の部分を残して、翼本体
１の表面に凹形状部１０を形成している。
【００１４】
【発明の効果】以上詳述したように、本発明によれば、
翼本体の表面に凹凸や段差を形成することなく、平滑に
仕上げることができるので、空力損失を増加させること
なく、ガスタービンの性能の向上と、翼の信頼性向上に
寄与することができる。特に、セラミックスコーティン
グ層の表面を貫通穴の周辺の表面が露出するまで研磨す
ることにより、容易に設計通りの翼形状に仕上げること
ができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るガスタービン翼の一実施例を示す
断面図である。
【図２】図１中の遮熱コーティング層の一例を示す断面
図である。
【図３】図１中の貫通穴の周囲を残して、翼本体の表面
に凹形状部を形成する状況を説明するための図である。
【図４】図１中の貫通穴が並んでいる列の部分を残し
て、翼本体の表面に凹形状部を形成する状況を説明する
ための図である。
【図５】従来のガスタービン翼を示す断面図である。
【符号の説明】
１ 翼本体 ２ 中空部 ３ 翼壁 ４ 貫通穴 ５ 遮熱コーティング層 １０ 凹形状部 １１ ボンドコーティング層 １２ セラミックスコーティング層
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 青木 素直 兵庫県高砂市荒井町新浜二丁目１番１号 三菱重工業株式会社 高砂研究所内 (56)参考文献 特開 昭54−67817（ＪＰ，Ａ) 特開 昭64−56880（ＪＰ，Ａ) 特開 平４−203465（ＪＰ，Ａ) 実開 昭61−152702（ＪＰ，Ｕ) 米国特許5030060（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F01D 5/18 F01D 5/28 F01D 9/02

Claims (1)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 翼壁に貫通穴を有し、この貫通穴を通し
    て翼本体の内部から外部へ冷却用流体を噴射するように
    したガスタービン翼において、前記貫通穴の周辺を除い
    た表面に凹形状部を有する翼本体を合金製材料で形成す
    る第１の工程と、この翼本体の凹形状部にボンドコーテ
    ィング層を形成する第２の工程と、このボンドコーティ
    ング層の上にセラミックスコーティング層を形成する第
    ３の工程と、このセラミックスコーティング層の表面を
    前記貫通穴の周辺の表面が露出するまで研磨して翼形状
    を整える第４の工程とかなら成ることを特徴とする、遮
    熱コーティング層を有するガスタービン翼の製造方法。
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