(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
遮熱コーティング、及び、内部冷却通路を有するタービン翼に、外表面から該内部冷却通路に連通するフィルム冷却孔を加工する方法であって、
翼基材にボンドコートを施工する第１工程と、
当該第１工程を施した前記翼基材に冷却孔列を穿孔する第２工程と、
当該第２工程を施した前記翼基材にトップコートを施工する第３工程と、
当該第３工程を施した前記翼基材における前記冷却孔列を含む帯状の領域に対し、前記トップコートを機械的方法で除去する第４工程と、
を有することを特徴とするタービン翼の冷却孔加工方法。
【請求項２】
請求項１において、
前記冷却孔列を含む帯状の領域に対し、前記トップコートを機械的方法で除去する前記第４工程として、エアブラスト法またはウォータージェット法を用いることを特徴とするタービン翼の冷却孔加工方法。
【請求項３】
請求項１または２において、
前記第４工程で前記トップコートを除去した領域の底面は、前記第１工程で施工された前記ボンドコートの表面と一致し、
前記第４工程で前記トップコートを除去した領域と残存させた領域との境界部は、斜面または曲面形状であることを特徴とするタービン翼の冷却孔加工方法。
【請求項４】
請求項１〜３のいずれかのタービン翼の冷却孔加工方法を用いて作製されることを特徴とするタービン翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン翼の冷却孔加工方法に係り、特に、遮熱コーティング、及び、内部冷却通路を有するタービン翼に、外表面から該内部冷却通路に連通するフィルム冷却孔を加工する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンは効率向上を目的として運転温度が年々高くなってきている。このような高温化に対処するために、ガスタービン高温部品では、部品の温度を低減する目的で表面にセラミックスよりなる遮熱コーティング（Thermal Barrier Coating：以下ＴＢＣと称す）を施すことが行われている。ＴＢＣを施したガスタービン高温部品では、ＴＢＣの遮熱効果により、ＴＢＣを施工しない場合に比べて部品温度が低く抑えられることから、ガスタービン部品の中でも特に高温強度が要求される部品（例えば、動静翼，燃焼器等）に多く用いられる。使用条件にもよるが、一般的にＴＢＣの適用により基材温度は５０〜１００℃低減できるといわれており、ガスタービン高温部品にＴＢＣを施すことは非常に有効である。ＴＢＣは基材に対して、耐酸化性に優れたＭＣｒＡｌＹ合金層を介して、低熱伝導性で耐熱性にも優れた部分安定化ジルコニアを遮熱層として形成するのが一般的である（例えば、特許文献１参照）。ここで、Ｍは鉄（Ｆｅ），Ｎｉ及びＣｏからなるグループから選ばれた少なくとも１種を表し、Ｃｒはクロム、Ａｌはアルミニウム、Ｙはイットリウムを表す。
【０００３】
一方、ガスタービの効率を増大させたいという要望のために、燃焼ガス温度が高温化するとともに、ガスタービン高温部品の高温部分が増大している。これに対応するため、ガスタービン高温部品では、大きな熱負荷がかかる場所において、多くの場合、フィルム冷却孔による冷却が使用される。フィルム冷却孔による冷却は、内部冷却通路を流れる冷却空気の一部を、内部冷却通路から翼の外表面に連通して穿孔された、小さな直径（０.１〜１mm程度）のフィルム冷却孔から翼外表面に噴出させるもので、噴出した冷却空気が翼の外表面で膜状の流れを形成するように、特定の角度およびパターンで、複数のフィルム冷却孔を設けることによって行われる。フィルム冷却システムは、ＴＢＣと一緒に使用される。
【０００４】
フィルム冷却システムとＴＢＣを併用する場合には、ＴＢＣ施工後にフィルム冷却孔を穿孔する方法と、翼基材にフィルム冷却孔を穿孔後にＴＢＣを施工する方法が用いられる。しかし、前者の方法では、ＴＢＣを翼外表面に設けられたＴＢＣのトップコートである部分安定化ジルコニアセラミック膜まで連通したフィルム冷却孔を穿孔する必要があるが、ＴＢＣトップコートはセラミックのため、硬く，脆く，非導電性のため、金属基材の穿孔に一般的に用いられる機械加工や放電加工が不可能となり、穿孔加工が非常に難しくなるという課題が生じる。また、後者の方法では、穿孔したフィルム冷却孔内にＴＢＣを施工した際の付着物によって冷却孔の閉塞が生じてしまうという課題がある。
【０００５】
これらの課題に対し、従来技術として、セラミックにも穿孔可能なレーザを用いてＴＢＣ施工後に穿孔する方法が知られている。さらに、ＴＢＣ施工後に、冷却孔を穿孔する部分のみ、ブラスト法によりＴＢＣトップコートを除去して金属基体を露出して、放電加工やレーザ加工を行う方法（特許文献１），ＴＢＣ施工前に穿孔した冷却孔にマスキングを施しＴＢＣ施工を行う方法（特許文献２），冷却孔を穿孔した後にＴＢＣを施工し、冷却孔の付着物をエアブラストやウォータージェット等によって除去する方法（特許文献３，４）等が提案されている。
【０００６】
上記従来技術では、よりフィルム冷却の効果を高めるために、非常に多数のフィルム冷却孔を有するタービン翼において、閉塞物の除去効果，加工精度等の問題，工程の複雑化，特殊で高価な設備が必要等の問題がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】特開平９−１３６２６０号公報
【特許文献２】特開２００３−３４３２０５号公報
【特許文献３】特開２００３−２８５２６９号公報
【特許文献４】特表２００７−５１９５３０号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
本発明の目的は、簡便な方法でフィルム冷却孔の閉塞なしにＴＢＣをタービン翼に施工する方法を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
（１）本発明は、遮熱コーティング、及び、内部冷却通路を有するタービン翼に、外表面から該内部冷却通路に連通するフィルム冷却孔を加工する方法であって、翼基材にボンドコートを施工する第１工程と、当該第１工程を施した前記翼基材に冷却孔列を穿孔する第２工程と、当該第２工程を施した前記翼基材にトップコートを施工する第３工程と、当該第３工程を施した前記翼基材における前記冷却孔列を含む帯状の領域に対し、前記トップコートを機械的方法で除去する第４工程と、を有することを特徴としている。
【００１０】
（２）また、本発明のタービン翼は、上記（１）のタービン翼の冷却孔加工方法を用いて作製されるタービン翼であることを特徴とする。
【発明の効果】
【００１１】
本発明によれば、従来技術に比べ、冷却孔の閉塞や、穿孔によるＴＢＣの損傷がほとんど生じないため、より信頼性の高いフィルム冷却システムとＴＢＣを併用した翼を、より簡便に加工することが可能となり、ガスタービン翼の信頼性向上と、製造コストを低く抑えることが同時に可能という利点がある。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本発明によるフィルム冷却孔形成過程の模式図である。
【図２】本発明の実施例によるフィルム冷却孔とＴＢＣを設けたタービン動翼の斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下、本発明を図面を用いて詳細に説明する。
【００１４】
本発明の一実施形態に係るガスタービン翼のフィルム冷却孔加工方法について、図１により説明する。
【００１５】
図１に示す本実施形態の冷却孔加工方法においては、Ｎｉ基耐熱合金製の翼母材１にボンドコートとしてＭＣｒＡｌＹ合金がコーティングされてボンドコート層２が形成される（図１―（１））。この状態で、所定の位置に、所定の数の、フィルム冷却孔４が放電加工法によって穿孔される（図１−（２））。
【００１６】
そして、フィルム冷却孔穿孔後にＴＢＣトップコートとして部分安定化ジルコニアセラミックがコーティングされて、セラミックコーティング層３が形成される。この際、フィルム冷却孔の内部、または、フィルム冷却出口付近は、コーティングされたジルコニアセラミックによって閉塞した状態となる（図１−（３））。また、フィルム冷却孔内部の一部にも、付着コーティングされたジルコニアセラミックが付着する。
【００１７】
この後、フィルム冷却孔列に沿って、フィルム冷却孔を含む帯状の領域に対し、アルミナ等の研削性粒子をエアブラスト装置等を用いて投射し、セラミックコーティング層３、及び、フィルム冷却孔内の付着物を除去する（図１−（４））。
【００１８】
上記セラミックコーティング層３の除去については、粒径５０〜１００μｍのアルミナ粉末を用い、エアブラストの空気圧を１〜５kgｆ／cm2の圧力とし、エアブラストノズル先端と製品表面間のブラスト距離を５０〜１５０mmとしてブラストを行うことが好ましい。また、エアブラストに替えて、ウォータージェットを用いることも可能である。ウォータージェットを用いる場合には、ウォータージェット中に研削性粒子を添加することも可能である。なお、セラミックコーティング層３を除去した領域と残存させた領域の境界部は、セラミックコーティング層３の剥離や欠けを避けるため、滑らかな斜面、あるいは、曲面形状とすることが好ましい。マスク方法にも依るが、セラミックコーティング層３を除去した領域と残存させた領域の境界部が、鋭いエッジを有する段差状となっている場合は、セラミックコーティング層３の除去作業後に、境界部に研磨仕上げを行うことが好ましい。
【００１９】
以下、実施例を説明する。
【００２０】
〔実施例〕
本発明の冷却孔加工方法を用いて、フィルム冷却孔とＴＢＣを設けたガスタービン動翼を作製した。ガスタービン動翼の全体構成を表す斜視図を図２に示す。
【００２１】
図２において、このガスタービン動翼はＮｉ基耐熱合金（Ｒｅｎｅ８０）製で、例えば３段の動翼を備えたガスタービン回転部分の初段の動翼として用いられ、翼部２１，プラットフォーム部２２，シャンク部２３，シールフィン２４，チップポケット２５を有し、ダブテイル２６を介してディスクに取り付けられる。
【００２２】
また、この動翼は、翼部長さ１００mm，プラットフォーム部４２以降の長さ１２０mmであり、動翼は内部から冷却できるように冷却媒体、特に空気又は水蒸気が通るように冷却孔（図示せず）がダブテイル２６から翼部２１を通して設けられている。
【００２３】
なお、このＴＢＣ動翼は初段に最も優れているが、２段以降の後段動翼にも設けることができる。
【００２４】
そして、このガスタービン動翼の翼部２１及びプラットフォーム部２２に、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金（Ｃｏ−３２ｗｔ％Ｎｉ−２１ｗｔ％Ｃｒ−８ｗｔ％Ａｌ−０.５％Ｙ）粉末を用いて、減圧雰囲気中プラズマ溶射にてボンドコートをコーティングし、拡散熱処理として、真空中で１１２１℃×２ｈ＋８４３℃×２４ｈの熱処理を実施した。ボンドコートの厚さは約２００μｍである。
【００２５】
その後、放電加工によって、直径０.８mmのフィルム冷却孔２７を、所定の位置に所定の個数、翼部２１に穿孔した。
【００２６】
ボンドコート層を設け、フィルム冷却孔を穿孔した翼基材上に、イットリア部分安定化ジルコニア（ＺｒＯ2−８ｗｔ％Ｙ2Ｏ3）粉末を用い、大気中プラズマ溶射にて約０.５mmの厚さ、気孔率が約２０％の多孔質セラミックコーティング層を設けた。
【００２７】
セラミックコーティング層施工後、フィルム冷却孔のほとんどが一部、乃至は、完全に閉塞していた。その後、翼部２１のフィルム冷却孔２７の列に沿って、幅１.２mmのフィルム冷却孔を含む帯状の領域以外の部分に対し、マスキングテープを用いたマスキングを施した。
【００２８】
そして、マスキングを施していない幅１.２mmのフィルム冷却孔を含む帯状の領域２８に対し、エアブラスト装置によって、空気圧２kgｆ／cm2の圧力で、粒子径５０〜１００μｍのアルミナ粒子を投射して、セラミックコーティングを除去した。除去処理後には、フィルム冷却孔内の付着物も除去されていることが確認された。
【産業上の利用可能性】
【００２９】
本発明の冷却孔加工方法は、非常に簡便で信頼性に優れている。このため、フィルム冷却孔とＴＢＣを併用したガスタービンの動翼，静翼の加工方法として適する。また、ガスタービンのみならず、航空機エンジンの動静翼にも適用することができる。さらに、新製時のみならず、補修時の再コーティングにも適用することができる。
【符号の説明】
【００３０】
１  翼母材
２  ボンドコート層
３  セラミックコーティング層
４，２７  フィルム冷却孔
２１  翼部
２２  プラットフォーム部
２３  シャンク部
２４  シールフィン
２５  チップポケット
２６  ダブテイル
【図１】
0005517163.tif 000002
【図２】
0005517163.tif 000003