JP4088407B2

JP4088407B2 - Method for manufacturing gas turbine member

Info

Publication number: JP4088407B2
Application number: JP2000306562A
Authority: JP
Inventors: 忠男市川
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2000-10-05
Filing date: 2000-10-05
Publication date: 2008-05-21
Anticipated expiration: 2020-10-05
Also published as: JP2002115563A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、シェイプド穴部から冷却用気体を供給して表面がフィルム冷却されるガスタービン部材、例えば静翼、動翼またはライナーシュラウド等の製造方法に関するものであり、特に、このシェイプド穴部の形成方法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンの燃焼温度は通常は約１１００℃であって、１３００℃を越える場合があるので、ガスタービン部材、例えば静翼、動翼またはライナーシュラウド等が高温に曝される。従って、これらガスタービン部材には、例えばニッケル基耐熱合金等の耐熱性に優れた金属材料が用いられると共に、フィルム冷却がなされている。フィルム冷却とは、ガスタービン部材の表面に形成された多数の冷却穴から冷却用気体（通常は空気）を供給し、冷却用気体をガスタービン部材の表面に沿って流して薄い低温気流層（いわゆる冷却フィルム）を形成することにより、ガスタービン部材を冷却する冷却方式である。フィルム冷却によって、高温ガスからガスタービン部材への熱の移動が抑制される。
【０００３】
冷却穴は、ガスタービン部材の内部に位置するストレート穴部と、このストレート穴部に連続していてガスタービン部材の表面に開口するシェイプド穴部とから構成されている。シェイプド穴部は、ガスタービン部材の内側から表面に向かって徐々に内寸が大きくなっている。また、シェイプド穴部は、冷却用気体の流れ方向の内寸よりもこれと直交方向の内寸の方が大きくなっている。従って、シェイプド穴部の開口部は例えば長円形状であり、この場合、開口部の長手方向の断面形状は略すり鉢状である。シェイプド穴部がこのような形状とされることにより、冷却穴の下流域で冷却用気体が広がり、冷却フィルムを容易に形成できるようになる。
【０００４】
シェイプド穴部のような形状の穴を金属材料の表面に形成する方法として、放電加工がよく知られている。しかし、例えば静翼の表面には、静翼の耐熱性向上を目的として、ＺｒＯ₂−Ｙ₂Ｏ₃等のセラミックスからなるコーティング層（いわゆるサーマルバリアコーティング）が設けられるのが通例であり、このコーティング層には通電性はないので、放電加工によるシェイプド穴部の形成は不可能である。従って、シェイプド穴部の形成はレーザ光照射によって行われるのが一般的である（例えば特開平１０−８５９７７号公報等参照）。
【０００５】
ところで、シェイプド穴部の開口部の寸法は機種や形成箇所によって異なるが、通常は長さが約３ｍｍで、幅が約０．８ｍｍである。一方、レーザ光照射によってガスタービン部材の表面に形成されるレーザスポットの直径は約０．３ｍｍから約０．４ｍｍであり、開口部の寸法よりもかなり小さい。従って、例えば特開平１０−６０５９号公報に開示されているように、シェイプド穴部を形成するために、ガスタービン部材の表面に対して斜め方向から多数回にわたってレーザ光を照射する加工法が開示されている。
【０００６】
図６は、従来のシェイプド穴部形成方法を説明するための平面図である。図６では、長円状の開口部５１が示されている。また、図６に示される多数の円５３は光軸を中心として形成されるレーザスポット（レーザ光が当たる領域）である。レーザ光はガスタービン部材の表面に対して斜め方向から照射されるので、レーザスポットは本来楕円形状であるが、図６では、便宜的に円形とされている。図６からも明らかなように、シェイプド穴部の形成には、多数回（多い場合には３０回以上）にわたってレーザ光を照射する必要がある。
【０００７】
特開平１０−６０５９号公報に開示されているように、ガスタービン部材を移動させることによりレーザ光のレーザスポットが焦点からずれている状態において、レーザ光をガスタービン部材に照射する場合には、レーザスポットの直径が大きくなるため照射回数を低減できる。しかしながら、位置ズレが大きくなるとレーザ光エネルギが分散して加工が困難になるので、レーザスポットの大径化（すなわち照射回数の低減）が制限される。例えば、前述の特開平１０−６０５９号公報に開示されているように、レーザスポットの直径が０．６ｍｍとされた場合でも、十数回のレーザ光照射作用が必要である。レーザ光の照射作用においてはレーザ光発射機とガスタービン部材との相対位置を調節して光軸の位置を決定する位置合わせ作業が必要であるが、照射回数が多い場合にはこの位置合わせ作業を頻繁に行う必要があり、ガスタービン部材の製造に手間がかかるという問題がある。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
本発明はこのような問題に鑑みてなされたものであり、工程が簡略化され、従って製造コストが低減されうるガスタービン部材の製造方法を提供することを目的とするものである。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、
フィルム冷却がなされるガスタービン部材に、このガスタービン部材の表面に冷却用気体を供給するためのシェイプド穴部をレーザ光によって形成する工程を含むガスタービン部材の製造方法であって、
前記レーザ光によって形成されるレーザスポットの中心に位置する光軸を、前記レーザスポットの直径よりも小さい直径を有する円の円周に沿って回転運動させつつ前記シェイプド穴部を形成することを特徴とするガスタービン部材の製造方法が提供される。
【００１０】
この製造方法においては、レーザ光の光軸を、レーザスポットの直径よりも小さい直径を有する円の円周に沿って回転運動させつつレーザ光の照射を行うので、一回の照射作用によって広領域を加工することができる。従って、加工時間が短縮され、ガスタービン部材の製造コストを低減できる。
【００１１】
好ましくは、位置合わせされた光軸を回転運動させて穴加工を行った後、レーザスポットが移動する領域を囲む円の中心が、次のレーザスポットが移動する領域を囲む円の外周に位置するように光軸の回転運動中心を移動させて別の箇所に位置合わせを行い、さらにこの光軸をレーザスポットの直径よりも小さい直径を有する別の円の円周に沿って回転運動させつつ穴加工を行うことを繰り返す。これにより、照射回数および位置合わせ回数が低減し、ガスタービン部材の製造工程を簡略化できる。
【００１２】
好ましくは、前記ガスタービン部材を移動させることにより、前記レーザ光のレーザスポットが焦点からずれている状態でレーザ光をガスタービン部材に照射して、シェイプド穴部を形成する。これにより、レーザスポットが大きくなり、照射回数および位置合わせ回数をさらに低減できる。
【００１３】
シェイプド穴部とストレート穴部とのいずれを先に形成してもよいが、まずシェイプド穴部を形成した後に、ストレート穴部を、レーザ光の光軸をレーザスポットの直径よりも小さい直径を有する円の円周に沿って回転運動させつつ形成するのが好ましい。これにより、シェイプド穴部とストレート穴部とを連続的に加工できる。
【００１４】
ストレート穴部を先に形成する場合には、形成されたストレート穴部にレーザ光遮蔽物質を配置してから、シェイプド穴部を形成するのが好ましい。レーザ光遮蔽物質により、シェイプド穴部形成時にレーザ光がストレート穴部の壁面を損傷させるのを防止できる。
【００１５】
【発明の実施の形態】
以下、適宜図面を参照して、本発明の実施形態を説明する。
【００１６】
図１は、本発明の一つの実施形態にかかるガスタービン部材の製造方法の様子を示す斜視図である。図１では、ガスタービン部材である静翼１が、シュラウド３と共に示されている。図１において符号５で示されているのは、レーザ光発射機のヘッド（レーザヘッド）である。レーザ光７がレーザヘッド５から発射されていて、このレーザ光７は静翼１の表面に照射されている。この照射作用により、後述される冷却穴のシェイプド穴部が形成される。図１では、既に形成された多数のシェイプド穴部の開口部９が示されている。静翼１はニッケル基耐熱合金からなり、表面にはサーマルバリアコーティングが施されている。
【００１７】
図２（ａ）は図１の製造方法によって形成された冷却穴１１を示す拡大平面図であり、図２（ｂ）は図２（ａ）の線Ｂ−Ｂに沿った断面図である。この冷却穴１１は、シェイプド穴部１３とストレート穴部１５とを備えている。冷却用気体は、図２（ｂ）において上下方向に流れる。
【００１８】
静翼１の表面に開口しているシェイプド穴部１３は、このシェイプド穴部１３の開口部９が長円形状（陸上競技のトラックに類似の形状）であるように整形されている。すなわち、開口部９の長さ（図２（ａ）における左右方向の寸法）は、開口部９の幅（図２（ａ）における上下方向の寸法）よりも大きい。開口部９が長円形状とされることにより、冷却用気体が開口部９の下流域に広がって、冷却フィルム（冷却用気体の層流領域）を容易に形成できるようになる。
【００１９】
図２（ｂ）に示されるように、図２（ａ）の線Ｂ−Ｂに沿ってみたシェイプド穴部１３の断面形状は略すり鉢状である。すなわち、シェイプド穴部１３は、開口部９から静翼１の内部に向かって徐々に内寸が小さくなっている。このようにシェイプド穴部１３を略すり鉢状にすることにより、冷却用気体が開口部９の下流域に広がって、冷却フィルムを容易に形成できるようになる。
【００２０】
ストレート穴部１５は、シェイプド穴部１３の下端から下方に直線状に延びており、シェイプド穴部１３とストレート穴部１５とは連続している。このストレート穴部１５の横断方向の断面形状はほぼ円形であり、ストレート穴部１５の直径は開口部９の幅にほぼ等しい。冷却用気体は静翼１の内部からストレート穴部１５を通ってシェイプド穴部１３に到達して、このシェイプド穴部１３から静翼１の表面に供給されて冷却フィルムを形成する。シェイプド穴部１３を形成することなしに、本実施形態と同様なストレート穴部を静翼の表面に直接的に形成する場合には、形成される冷却フィルムが本実施形態の場合に形成される冷却フィルムよりも小さくなるために冷却される範囲が小さくなる。シェイプド穴部１３を形成することなしに、本実施形態の開口部９の面積にほぼ等しい面積を有するストレート穴部を静翼の表面に直接的に形成する場合には、必要とされる冷却用気体の体積が増すためにガスタービンの性能が低下する。従って、本実施形態に示されるような寸法および形状を有するシェイプド穴部１３とストレート穴部１５とを採用することが好ましい。
【００２１】
図３は、レーザ光７の照射方法を説明するための平面図である。図３には、レーザ光７がガスタービン部材状に照射されることにより形成されたレーザスポット１７が示されている。焦点におけるレーザスポットの直径は約０．３ｍｍであるが、図３においてはガスタービン部材の表面を上方または下方に移動させることによりレーザスポットが焦点からずれている状態を示しているので、このレーザスポット１７の直径は約０．５ｍｍである。点Ｏはレーザスポット１７の中心であると共にレーザ光７の光軸である。点Ｏは、図３において鎖線（仮想線）で示される円１９の円周上に位置している。この状態から、光軸を円１９の円周に沿って回転運動させる。この回転運動により、レーザスポット１７は円２１（図３における最も大径の円）で囲まれた領域内を移動する。従って、円２１により囲まれた領域内にレーザ光７が照射され、この領域内が加工される。円１９の直径はレーザスポット１７の直径よりも小さいのが好ましく、それにより、光軸Ｏを回転運動させる際にレーザスポット１７により形成される円２１内に未加工領域、すなわちレーザ光が照射されていない領域が存在しないようにできる。このような光軸の回転運動作用は、レーザヘッド５を円運動させることによって行われれる。この円運動は、レーザ光発射機に装備されているいわゆるトレパニング機能、すなわちレーザ光を発射させつつレーザヘッドを移動させる機能を用いることによって行われる。
【００２２】
図３において鎖線により示される円１９（この円１９の円周に沿って光軸が回転運動する）の直径が例えば０．３ｍｍ（すなわち回転運動の半径が０．１５ｍｍ）である場合、円２１の直径は０．８ｍｍとなる。このように、円２１で囲まれる領域の面積は、レーザスポット１７の面積よりもはるかに大きい（この実施例では約２．６倍）。従って、一回のレーザ光照射作用により加工できる面積は、単に光軸を固定してレーザ光７を照射する場合（すなわち、レーザヘッドを固定しつつレーザ光を発射させる場合であって、ピアッシングと称される場合）に加工できる面積よりも大きい。これにより、所定面積を加工するのに必要とされるレーザ光照射回数を少なくできる。従って、レーザ光７の光軸を位置合わせする位置合わせ操作も少なくできる。
【００２３】
図４は、図３の照射方法により形成されたシェイプド穴部１３の開口部９を示す平面図である。図４においては、実線で示された六つの円２１が示されている。各円２１は、一回のレーザ光照射作用により加工される前述した領域である。すなわち、この開口部９は六回のレーザ光照射作用により形成されたものであり、この照射回数は図６に示された従来実施例における照射回数よりも極めて少ない。通常は、六回の照射作用のうちの三回の照射作用が静翼の表面に対して左斜め方向から行われ、他の三回の照射作用は静翼の表面に対して右斜め方向から行われる。照射作用を斜め方向から行うので照射領域は厳密には楕円であるが、図４では照射領域は便宜的に円２１として示されている。なお、図４において鎖線で示される円２２は、後述されるストレート穴部１５を形成するためのレーザ光照射領域である。
【００２４】
前述したようにシェイプド穴部１３（図２参照）を形成した後、レーザ光照射作用によってストレート穴部１５を形成する。トレパニングまたはピアッシングによりストレート穴部１５を形成できる。通常はストレート穴部１５の内径はレーザスポット１７の直径よりも大きいので、トレパニングによってストレート穴部１５を形成する。ストレート穴部１５をトレパニングにより形成する場合は、シェイプド穴部１３とストレート穴部１５との両方をトレパニングにより連続的に形成できる。
【００２５】
加工時においては、ストレート穴部１５を先に形成した後にシェイプド穴部１３を形成する場合がある。この場合は、シェイプド穴部１３を形成する前に、レーザ光遮蔽部材として例えばポリテトラフルオロエチレン製の丸棒等をストレート穴部１５に挿入する。これにより、シェイプド穴部１３を形成するためのレーザ光７がストレート穴部１５の壁面に到達して、この壁面を損傷させるのを妨げることができる。丸棒を挿入するのが困難な場合には、砂またはろう等のレーザ光遮蔽物質をストレート穴部１５内に充填する。このような充填タイプのレーザ光遮蔽物質においては、発火特性を有していない砂を使用するのが好ましい。
【００２６】
前記ガスタービン部材を移動させることにより、前記レーザ光のレーザスポットが焦点からずれている状態で前記レーザ光を前記ガスタービン部材に照射して、シェイプド穴部１３を形成する。これにより、レーザスポット１７の面積が焦点におけるレーザスポットの面積よりも大きくなる。照射位置におけるレーザスポット１７の面積は、焦点におけるレーザスポットの面積の１．１倍以上３．０倍以下であるが好ましく、１．５倍以上３．０倍以下であるのが特に好ましく、これにより、一回のレーザ光照射作用により加工される面積を大きくすることができる。照射位置におけるレーザスポット１７の面積が前記範囲未満である場合には、一回の照射作用により加工できる面積が小さくなる場合がある。この面積が前記範囲を越える場合には、エネルギが分散されるので加工が困難になる。
【００２７】
シェイプド穴部１３の形成に用いられるレーザ光７は、ＹＡＧレーザ、アルゴンレーザ、またはＣＯ₂レーザ等を含む。加工効率が高いため、レーザ光７はＹＡＧレーザであるのが好ましい。
【００２８】
図５は、本発明の製造方法によって製造された静翼の他の冷却穴２３を示す断面図である。図２においては、冷却穴１１を静翼１の表面に対して垂直方向に形成したが、図５においては、冷却穴２３を静翼に対して斜め方向に形成している。従って、冷却穴が垂直方向に形成されている場合よりも、冷却フィルムを静翼の表面に容易に形成できるようになっる。この冷却穴２３も、図２に示された冷却穴１１と同様に、シェイプド穴部２５とストレート穴部２７とを備えている。シェイプド穴部２５は、静翼の内部から開口部２９に向かって寸法が徐々に増している（略すり鉢形状）。このシェイプド穴部２５も、レーザ光７を照射しつつ、前述したように光軸を回転運動させることにより形成される。光軸を回転運動させることによって、光軸の位置合わせの回数およびレーザ光７の照射回数を少なくでき、従って加工時間を短縮できる。
【００２９】
本発明の製造方法をガスタービン部材のうちの静翼に対して適用したが、本発明の製造方法を、フィルム冷却が行われる静翼以外のガスタービン部材、例えば動翼またはライナーシュラウド等に対して適用できる。さらに、前述した説明に用いられたシェイプド穴部の寸法、レーザスポットの径、回転運動の半径または照射回数等は一例であり、これらは用途に応じて適宜変更が可能である。
【００３０】
【発明の効果】
前述したように、本発明の製造方法によれば、ガスタービン部材の製造工程を簡略化でき、製造コストを低減できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一つの実施形態によるガスタービン部材の製造方法の様子を示す斜視図である。
【図２】（ａ）図１の製造方法によって形成された冷却穴を示す拡大平面図である。
（ｂ）図２（ａ）の線Ｂ−Ｂに沿ってみた断面図である。
【図３】レーザ光の照射方法を説明するための平面図である。
【図４】図３の照射方法によって形成されたシェイプド穴部の開口部を示す平面図である。
【図５】本発明の製造方法によって製造された他の静翼の冷却穴を示す断面図である。
【図６】従来のシェイプド穴部形成方法を説明するための平面図である。
【符号の説明】
１…静翼
３…シュラウド
５…レーザヘッド
７…レーザ光
９…開口部
１１…冷却穴
１３…シェイプド穴部
１５…ストレート穴部
１７…レーザスポット
２３…冷却穴
２５…シェイプド穴部
２７…ストレート穴部
２９…開口部[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a method of manufacturing a gas turbine member, such as a stationary blade, a moving blade, or a liner shroud, whose surface is film-cooled by supplying a cooling gas from the shaped hole, and in particular, the shape of the shaped hole. The present invention relates to a forming method.
[0002]
[Prior art]
Since the combustion temperature of a gas turbine is typically about 1100 ° C. and can exceed 1300 ° C., gas turbine components such as stationary blades, blades or liner shrouds are exposed to high temperatures. Therefore, for these gas turbine members, for example, a metal material having excellent heat resistance such as a nickel-base heat-resistant alloy is used, and film cooling is performed. Film cooling is a cooling gas (usually air) supplied from a large number of cooling holes formed on the surface of the gas turbine member, and the cooling gas flows along the surface of the gas turbine member to form a thin low-temperature airflow layer ( This is a cooling system for cooling the gas turbine member by forming a so-called cooling film. The film cooling suppresses the transfer of heat from the hot gas to the gas turbine member.
[0003]
The cooling hole is composed of a straight hole portion located inside the gas turbine member and a shaped hole portion that is continuous with the straight hole portion and opens on the surface of the gas turbine member. The inner diameter of the shaped hole gradually increases from the inside to the surface of the gas turbine member. Further, the shaped hole portion has an inner dimension in the direction orthogonal to the inner dimension in the flow direction of the cooling gas. Therefore, the opening of the shaped hole is, for example, oval, and in this case, the cross-sectional shape in the longitudinal direction of the opening is substantially mortar-shaped. When the shaped hole portion has such a shape, the cooling gas spreads in the downstream area of the cooling hole, and the cooling film can be easily formed.
[0004]
As a method for forming a hole having a shape like a shaped hole in the surface of a metal material, electric discharge machining is well known. However, for example, the surface of the stationary blade is usually provided with a coating layer (so-called thermal barrier coating) made of ceramics such as ZrO ₂ —Y ₂ O ₃ for the purpose of improving the heat resistance of the stationary blade. Since the coating layer is not electrically conductive, it is impossible to form a shaped hole by electric discharge machining. Therefore, the formation of the shaped hole is generally performed by laser beam irradiation (see, for example, JP-A-10-85777).
[0005]
By the way, although the dimension of the opening part of a shaped hole part changes with models and a formation location, usually length is about 3 mm and width is about 0.8 mm. On the other hand, the diameter of the laser spot formed on the surface of the gas turbine member by laser light irradiation is about 0.3 mm to about 0.4 mm, which is considerably smaller than the size of the opening. Therefore, as disclosed in, for example, Japanese Patent Laid-Open No. 10-6059, a processing method is disclosed in which laser light is irradiated many times from an oblique direction to the surface of a gas turbine member in order to form a shaped hole. Has been.
[0006]
FIG. 6 is a plan view for explaining a conventional shaped hole forming method. In FIG. 6, an oval opening 51 is shown. Also, a large number of circles 53 shown in FIG. 6 are laser spots (regions where the laser light strikes) formed around the optical axis. Since the laser beam is irradiated from the oblique direction to the surface of the gas turbine member, the laser spot is originally elliptical, but in FIG. 6, it is circular for convenience. As is apparent from FIG. 6, the formation of the shaped hole portion requires irradiation with laser light many times (30 times or more in many cases).
[0007]
As disclosed in Japanese Patent Application Laid-Open No. 10-6059, when the laser beam is irradiated to the gas turbine member in a state in which the laser spot of the laser beam is shifted from the focus by moving the gas turbine member, Since the diameter of the laser spot is increased, the number of irradiations can be reduced. However, since the laser beam energy is dispersed and machining becomes difficult when the positional deviation increases, the increase in the diameter of the laser spot (that is, the reduction in the number of irradiations) is limited. For example, as disclosed in Japanese Patent Laid-Open No. 10-6059 described above, even when the diameter of the laser spot is 0.6 mm, it is necessary to irradiate the laser beam ten times. In the laser beam irradiation action, it is necessary to adjust the position of the optical axis by adjusting the relative position between the laser beam emitter and the gas turbine member. Therefore, there is a problem that it takes time to manufacture the gas turbine member.
[0008]
[Problems to be solved by the invention]
The present invention has been made in view of such problems, and an object of the present invention is to provide a method of manufacturing a gas turbine member that can simplify the process and thus reduce the manufacturing cost.
[0009]
[Means for Solving the Problems]
According to the present invention,
A gas turbine member manufacturing method comprising a step of forming, by laser light, a shaped hole for supplying a cooling gas to the surface of the gas turbine member on a gas turbine member subjected to film cooling,
The shaped hole is formed by rotating an optical axis located at the center of a laser spot formed by the laser light along a circumference of a circle having a diameter smaller than the diameter of the laser spot. A method for manufacturing a gas turbine member is provided.
[0010]
In this manufacturing method, the laser beam is irradiated while rotating the optical axis of the laser beam along the circumference of a circle having a diameter smaller than the diameter of the laser spot. Can be processed. Accordingly, the processing time is shortened, and the manufacturing cost of the gas turbine member can be reduced.
[0011]
Preferably, after performing hole processing by rotating the aligned optical axis, the center of the circle surrounding the region where the laser spot moves is positioned on the outer periphery of the circle surrounding the region where the next laser spot moves by moving the rotation center of movement of the optical axis aligns elsewhere as further hole while rotating movement along the optical axis to the circumference of another circle having a diameter less than the diameter of the laser spot Repeat processing. Thereby, the frequency | count of irradiation and the frequency | count of alignment reduce, and the manufacturing process of a gas turbine member can be simplified.
[0012]
Preferably, by moving the gas turbine member, a laser spot of the laser beam by irradiating a state delle laser light is deviated from the focal point on the gas turbine member, to form a Shaped hole. Thereby, a laser spot becomes large and the frequency | count of irradiation and the frequency | count of alignment can further be reduced.
[0013]
Either the shaped hole portion or the straight hole portion may be formed first, but after forming the shaped hole portion first, the straight hole portion has a diameter smaller than the diameter of the laser spot with respect to the optical axis of the laser beam. It is preferable to form it while rotating it along the circumference of the circle. Thereby, a shaped hole part and a straight hole part can be processed continuously.
[0014]
When the straight hole portion is formed first, it is preferable that the shaped hole portion is formed after the laser light shielding material is disposed in the formed straight hole portion. The laser light shielding material can prevent the laser light from damaging the wall surface of the straight hole when forming the shaped hole.
[0015]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings as appropriate.
[0016]
FIG. 1 is a perspective view showing a state of a method for manufacturing a gas turbine member according to one embodiment of the present invention. In FIG. 1, a stationary blade 1 that is a gas turbine member is shown together with a shroud 3. A reference numeral 5 in FIG. 1 indicates a head (laser head) of a laser beam emitter. A laser beam 7 is emitted from the laser head 5, and the laser beam 7 is applied to the surface of the stationary blade 1. By this irradiation action, a shaped hole portion of a cooling hole described later is formed. FIG. 1 shows a number of already formed openings 9 of shaped holes. The stationary blade 1 is made of a nickel-based heat-resistant alloy and has a thermal barrier coating on the surface.
[0017]
2A is an enlarged plan view showing the cooling hole 11 formed by the manufacturing method of FIG. 1, and FIG. 2B is a cross-sectional view taken along line BB of FIG. 2A. The cooling hole 11 includes a shaped hole portion 13 and a straight hole portion 15. The cooling gas flows in the vertical direction in FIG.
[0018]
The shaped hole portion 13 opened on the surface of the stationary blade 1 is shaped so that the opening portion 9 of the shaped hole portion 13 has an oval shape (a shape similar to a track for athletics). That is, the length of the opening 9 (the horizontal dimension in FIG. 2A) is larger than the width of the opening 9 (the vertical dimension in FIG. 2A). Since the opening 9 has an oval shape, the cooling gas spreads in the downstream area of the opening 9 and a cooling film (a laminar flow region of the cooling gas) can be easily formed.
[0019]
As shown in FIG. 2B, the cross-sectional shape of the shaped hole 13 viewed along the line BB in FIG. 2A is substantially a mortar shape. That is, the inner dimension of the shaped hole 13 gradually decreases from the opening 9 toward the inside of the stationary blade 1. Thus, by making the shaped hole portion 13 into a substantially mortar shape, the cooling gas spreads in the downstream area of the opening portion 9 and a cooling film can be easily formed.
[0020]
The straight hole 15 extends linearly downward from the lower end of the shaped hole 13, and the shaped hole 13 and the straight hole 15 are continuous. The cross-sectional shape of the straight hole 15 in the transverse direction is substantially circular, and the diameter of the straight hole 15 is substantially equal to the width of the opening 9. The cooling gas reaches the shaped hole 13 from the inside of the stationary blade 1 through the straight hole 15 and is supplied from the shaped hole 13 to the surface of the stationary blade 1 to form a cooling film. When the straight hole portion similar to the present embodiment is formed directly on the surface of the stationary blade without forming the shaped hole portion 13, the formed cooling film is formed in the case of the present embodiment. Since it becomes smaller than a cooling film, the range cooled down becomes small. When the straight hole portion having an area substantially equal to the area of the opening portion 9 of the present embodiment is formed directly on the surface of the stationary blade without forming the shaped hole portion 13, it is necessary for cooling. As the volume of gas increases, the performance of the gas turbine decreases. Therefore, it is preferable to employ the shaped hole portion 13 and the straight hole portion 15 having dimensions and shapes as shown in the present embodiment.
[0021]
FIG. 3 is a plan view for explaining the irradiation method of the laser beam 7. FIG. 3 shows a laser spot 17 formed by irradiating the laser beam 7 in the shape of a gas turbine member. The diameter of the laser spot at the focal point is about 0.3 mm. In FIG. 3, the laser spot is shifted from the focal point by moving the surface of the gas turbine member upward or downward. The diameter of the spot 17 is about 0.5 mm. Point O is the center of the laser spot 17 and the optical axis of the laser beam 7. The point O is located on the circumference of a circle 19 indicated by a chain line (virtual line) in FIG. From this state, the optical axis is rotated along the circumference of the circle 19. Due to this rotational movement, the laser spot 17 moves in a region surrounded by a circle 21 (the largest diameter circle in FIG. 3). Therefore, the laser beam 7 is irradiated in the area surrounded by the circle 21, and the inside of this area is processed. The diameter of the circle 19 is preferably smaller than the diameter of the laser spot 17, so that when the optical axis O is rotated, an unprocessed area, that is, a laser beam is irradiated in the circle 21 formed by the laser spot 17. You can make sure that there is no area that is not. Such rotational movement of the optical axis is performed by circularly moving the laser head 5. This circular motion is performed by using a so-called trepanning function provided in the laser beam emitter, that is, a function of moving the laser head while emitting the laser beam.
[0022]
When the diameter of a circle 19 indicated by a chain line in FIG. 3 (the optical axis rotates along the circumference of the circle 19) is, for example, 0.3 mm (that is, the radius of the rotation is 0.15 mm), the circle 21 Has a diameter of 0.8 mm. Thus, the area of the region surrounded by the circle 21 is much larger than the area of the laser spot 17 (about 2.6 times in this embodiment). Therefore, the area that can be processed by a single laser light irradiation operation is the case where the optical axis is simply fixed and the laser light 7 is irradiated (that is, the laser light is emitted while the laser head is fixed, Larger than the area that can be processed. Thereby, the frequency | count of laser beam irradiation required in order to process a predetermined area can be decreased. Therefore, the alignment operation for aligning the optical axis of the laser beam 7 can be reduced.
[0023]
FIG. 4 is a plan view showing the opening 9 of the shaped hole 13 formed by the irradiation method of FIG. In FIG. 4, six circles 21 indicated by solid lines are shown. Each circle 21 is the region described above that is processed by a single laser light irradiation action. That is, the opening 9 is formed by six laser beam irradiations, and the number of times of irradiation is extremely smaller than the number of times of irradiation in the conventional example shown in FIG. Normally, three of the six irradiation actions are performed from the left oblique direction with respect to the surface of the stationary blade, and the other three irradiation actions are performed from the right oblique direction with respect to the surface of the stationary blade. Done. Although the irradiation region is strictly an ellipse because the irradiation operation is performed from an oblique direction, the irradiation region is shown as a circle 21 for convenience in FIG. Note that a circle 22 indicated by a chain line in FIG. 4 is a laser beam irradiation region for forming a straight hole 15 described later.
[0024]
After the shaped hole 13 (see FIG. 2) is formed as described above, the straight hole 15 is formed by the laser beam irradiation action. The straight hole 15 can be formed by trepanning or piercing. Usually, since the inner diameter of the straight hole portion 15 is larger than the diameter of the laser spot 17, the straight hole portion 15 is formed by trepanning. When the straight hole 15 is formed by trepanning, both the shaped hole 13 and the straight hole 15 can be continuously formed by trepanning.
[0025]
At the time of processing, the shaped hole 13 may be formed after the straight hole 15 is formed first. In this case, before forming the shaped hole portion 13, for example, a round bar made of polytetrafluoroethylene or the like is inserted into the straight hole portion 15 as a laser light shielding member. Thereby, it can prevent that the laser beam 7 for forming the shaped hole part 13 reaches | attains the wall surface of the straight hole part 15, and damages this wall surface. When it is difficult to insert a round bar, a laser beam shielding material such as sand or wax is filled in the straight hole 15. In such a filling type laser light shielding material, it is preferable to use sand having no ignition characteristics.
[0026]
By moving the gas turbine member, a laser spot of the laser beam is irradiated with a pre-SL laser beam to the gas turbine member in a state in which the deviation from the focal point, forming a Shaped holes 13. Thereby, the area of the laser spot 17 becomes larger than the area of the laser spot at the focal point. The area of the laser spot 17 at the irradiation position is preferably 1.1 to 3.0 times the area of the laser spot at the focal point, particularly preferably 1.5 to 3.0 times. Thus, the area to be processed can be increased by a single laser light irradiation action. When the area of the laser spot 17 at the irradiation position is less than the above range, the area that can be processed by one irradiation action may be small. If this area exceeds the above range, the energy is dispersed, making processing difficult.
[0027]
The laser beam 7 used for forming the shaped hole 13 includes a YAG laser, an argon laser, a CO ₂ laser, or the like. Since the processing efficiency is high, the laser beam 7 is preferably a YAG laser.
[0028]
FIG. 5 is a cross-sectional view showing another cooling hole 23 of the stationary blade manufactured by the manufacturing method of the present invention. In FIG. 2, the cooling hole 11 is formed in a direction perpendicular to the surface of the stationary blade 1, but in FIG. 5, the cooling hole 23 is formed in an oblique direction with respect to the stationary blade. Therefore, the cooling film can be formed on the surface of the stationary blade more easily than when the cooling holes are formed in the vertical direction. Similarly to the cooling hole 11 shown in FIG. 2, the cooling hole 23 also includes a shaped hole portion 25 and a straight hole portion 27. The dimension of the shaped hole 25 gradually increases from the inside of the stationary blade toward the opening 29 (substantially mortar shape). The shaped hole portion 25 is also formed by rotating the optical axis as described above while irradiating the laser beam 7. By rotating the optical axis, the number of times of alignment of the optical axis and the number of times of irradiation with the laser beam 7 can be reduced, and therefore the processing time can be shortened.
[0029]
Although the manufacturing method of the present invention is applied to a stationary blade among gas turbine members, the manufacturing method of the present invention is applied to a gas turbine member other than a stationary blade where film cooling is performed, such as a moving blade or a liner shroud. Can be applied. Furthermore, the dimension of the shaped hole, the diameter of the laser spot, the radius of the rotational motion, the number of times of irradiation, etc. used in the above description are merely examples, and these can be appropriately changed according to the application.
[0030]
【The invention's effect】
As described above, according to the manufacturing method of the present invention, the manufacturing process of the gas turbine member can be simplified and the manufacturing cost can be reduced.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a perspective view showing a state of a manufacturing method of a gas turbine member according to one embodiment of the present invention.
2A is an enlarged plan view showing a cooling hole formed by the manufacturing method of FIG. 1; FIG.
(B) It is sectional drawing seen along line BB of Fig.2 (a).
FIG. 3 is a plan view for explaining a laser beam irradiation method.
4 is a plan view showing an opening of a shaped hole formed by the irradiation method of FIG. 3; FIG.
FIG. 5 is a cross-sectional view showing a cooling hole of another stationary blade manufactured by the manufacturing method of the present invention.
FIG. 6 is a plan view for explaining a conventional shaped hole forming method.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Static blade 3 ... Shroud 5 ... Laser head 7 ... Laser beam 9 ... Opening part 11 ... Cooling hole 13 ... Shaped hole part 15 ... Straight hole part 17 ... Laser spot 23 ... Cooling hole 25 ... Shaped hole part 27 ... Straight hole Part 29 ... opening

Claims

A gas turbine member manufacturing method comprising a step of forming, by laser light, a shaped hole for supplying a cooling gas to the surface of the gas turbine member on a gas turbine member subjected to film cooling,
The shaped hole is formed by rotating an optical axis located at the center of a laser spot formed by the laser light along a circumference of a circle having a diameter smaller than the diameter of the laser spot. A method for manufacturing a gas turbine member.

After drilling by rotating the optical axis, the center of the circle surrounding the region where the laser spot moves is positioned on the outer periphery of the circle surrounding the region where the next laser spot moves. By repeating the drilling while moving the center of the rotational movement of the shaft and further rotating the optical axis along the circumference of another circle having a diameter smaller than the diameter of the laser spot, The manufacturing method of Claim 1 which forms a shaped hole part.

By moving the gas turbine member, said laser spot illuminates the front SL laser beam to the gas turbine member in a state in which the deviation from the focal point, to claim 1 or claim 2 forming said Shaped hole The manufacturing method as described.

After forming the shaped hole portion by the laser beam, a straight straight hole portion that is continuous with the shaped hole portion is formed into a circle having a diameter smaller than the diameter of the laser spot with respect to the optical axis of the laser beam. The manufacturing method as described in any one of Claim 1 to 3 which further includes the process formed, making it rotate along a periphery.

2. A straight hole is formed in the gas turbine member, and a laser light shielding material or a laser light shielding member made of the laser light shielding material is disposed in the straight hole, and then a shaped hole is formed. 4. The production method according to any one of items 1 to 3.