(57)【要約】【課題】タービン構成要素１５０の面を環境抵抗性且つ磨耗抵抗性のある材料にて被覆する。【解決手段】被覆方法は、粉末材料をタービン構成要素の面に冷ガスダイナミックスプレーするステップ２０４を備える。粉末材料は、ＭＣｒＡｌＹ粉末と、立方晶窒化ほう素、ダイヤモンド、炭化物及び酸化物のような減磨性粉末との混合体を備えている。ここでＭはＮｉ、Ｃｏ及びそれらの混合体から選ばれる。方法は、冷ガスダイナミックスプレー２０４を行った後、タービン構成要素１５０を熱処理するステップ２０６を更に含むことができる。このように、本発明を採用して、ＨＰＴ構成要素の性能及び耐久性を著しく改良し且つ、その有効寿命を劇的に引き延ばすことができる。【選択図】  図２
2006097133.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン構成要素（１５０）の面を環境抵抗性且つ磨耗抵抗性のある材料にて被覆する方法において、
粉末材料をタービン構成要素の面に冷ガスダイナミックスプレーすることにより減磨性被覆を形成するステップ（２０４）を備え、該粉末材料が、
Ｍが、Ｎｉ、Ｃｏ及びそれらの混合体から選ばれるところの、ＭＣｒＡｌＹ粉末と、
立方晶窒化ほう素、ダイヤモンド、炭化物及び酸化物から成る群から選ばれる減磨性材料粉末と、の混合体から成る、被覆する方法。
【請求項２】
請求項１の方法において、減磨性材料被覆を圧密化し且つ、均質化するのに十分に高い温度にてタービン構成要素（１５０）を加熱するステップ（２０６）を更に備える、方法。
【請求項３】
請求項２の方法において、加熱するステップ（２０６）は、約２ないし約８時間の範囲にて行われる、方法。
【請求項４】
請求項２の方法において、加熱するステップ（２０６）は、約１０３７.７８ないし約１１２１.１１℃（約１９００ないし約２０５０°Ｆ）の範囲の温度にて行われる、方法。
【請求項５】
請求項１の方法において、タービン構成要素（１５０）を機械加工し、スプレーした粉末材料を約０.０５０８ｍｍないし約２.５４０ｍｍ（約０．００２ないし約０．１００インチ）の範囲の厚さにするステップを更に備える、方法。
【請求項６】
請求項１の方法において、ＭＣｒＡｌＹ粉末／減磨性材料粉末の混合体のパーセント比は、重量比にて約９０／１０ないし約２０／８０の範囲にある、方法。
【請求項７】
タービン構成要素（１５０）の面を環境抵抗性且つ磨耗抵抗性のある材料にて被覆する方法において、
粉末材料をタービン構成要素の面に冷ガスダイナミックスプレーすることにより減磨性材料被覆を形成するステップ（２０４）を備え、該粉末材料が、
Ｍが、Ｎｉ、Ｃｏ及びそれらの混合体から選ばれるところの、ＭＣｒＡｌＹ粉末と、
立方晶窒化ほう素、ダイヤモンド、炭化物及び酸化物から成る群から選ばれる減磨性材料粉末との混合体から成り、
冷ガスダイナミックスプレー（２０４）の後、タービン構成要素（２０６）を熱処理するステップを更に備える、被覆する方法。
【請求項８】
請求項７の方法において、熱処理（２０６）は、約２ないし約８時間の範囲にて行われる、方法。
【請求項９】
請求項７の方法において、加熱するステップ（２０６）は、約１０３７.７８ないし約１１２１.１１℃（約１９００ないし約２０５０°Ｆ）の範囲の温度にて行われる、方法。
【請求項１０】
請求項７の方法において、ＭＣｒＡｌＹ粉末／減磨性材料粉末の混合体のパーセント比は、重量比にて約９０／１０ないし約２０／８０の範囲である、方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、高温度及び高圧力の環境にて機能するタービンエンジン構成要素に関する。より具体的には、本発明は、磨耗に起因する浸食、腐食、酸化、熱疲労、異物粒子の衝撃、及びその他の危険を防止すべく、タービン翼のようなタービンエンジン構成要素を被覆する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジンは、各種型式の航空機の主動力源として使用されている。該エンジンは、また、空気コンプレッサ、液圧ポンプ及び工業用ガスタービン（ＩＧＴ）発電装置を駆動する補助電力源でもある。更に、タービンエンジンからの動力は、病院等用の非常用発電装置のような定置型動力源用として使用される。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
殆どのタービンエンジンは、全体として、同一の基本的な動力発生方法に従う。圧縮された空気は、燃料と混合し且つ燃焼され、膨張する高温の燃焼ガスはエンジン内の静止タービンベーンに対して向けられる。ベーンは、高速度のガス流を部分的に横方向に方向変更し、回転可能なタービンディスクに取り付けられたタービン翼と衝突させる。衝突するガスの力によってタービンディスクは高速度にて回転する。ジェット推進エンジンは、回転するタービンディスクにより発生された動力を使用して、より多くの空気をエンジン内に吸引し、高速度の燃焼ガスがガスタービンの後端から出て、前進推力を発生させる。その他のエンジンは、この動力を使用して１つ又はより多くのプロペラ、発電装置又はその他の装置を回転させる。
【０００４】
タービンエンジンは、多くの主及び二次機能用の動力を提供するから、エンジンの作用寿命及び作動効率の双方を最適化することが重要である。エンジン効率を最適にすることのできる１つの方法は、膨張する高温の空気がエンジンから漏洩することを防止することである。タービン翼と該翼を取り囲むタービン部分のシュラウドとの間の空隙を最小にすることは、高温の空気が該空隙を通って漏洩するのを防止することになる。該空隙を最小にする１つの方法は、翼先端を研磨し、且つ、その他の機械加工を行い、取り付けた翼がシュラウドの内径に正確に適合するようにすることである。しかし、翼を研磨することは、通常、翼先端に付与された白金アルミナイド又は上張り被覆をしばしば除去することになる。その結果、裸の翼の合金は、エンジンの作動中、過酷な環境に直接、曝され、その結果、腐食、酸化、浸食、熱疲労、磨耗及び異物粒子の衝撃に起因する劣化を受け易い。劣化した翼は、翼とそれを取り囲むシュラウドとの間に空隙を形成し、動力効率を低下させるから、磨耗し又は損傷した翼は、エンジンの作動中の効率を低下させることになる。
【０００５】
従って、タービン翼のようなタービンエンジン構成要素を被覆する方法及び材料が必要とされている。タービン構成要素の耐久性を向上させる減磨および環境抵抗性のある被覆材料、及び構成要素をかかる材料にて被覆する効率的で且つ経済的な方法が特に必要とされている。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明は、タービン構成要素の面をＭＣｒＡｌＹと減磨材との粉末混合体にて被覆する方法を提供するものである。該方法は、粉末材料をタービン構成要素の面に冷ガスダイナミックスプレー（ｃｏｌｄ  ｇａｓ−ｄｙａｎｍｉｃ  ｓｐｒａｙ）するステップを備えており、該粉末材料は、ＭＣｒＡｌＹ粉末と減磨材粉末との混合体を含む。減磨材粉末は、例えば、立方晶窒化ほう素（ＣＢＮ）、ダイヤモンドなどである。Ｍは、Ｎｉ、Ｃｏ及びその混合体の中から選ばれる。１つの実施の形態において、該方法は、冷ガスダイナミックスプレーした後、タービン構成要素を熱処理するステップを更に備えている。
【０００７】
好ましい方法のその他の独立的な特徴及び有利な効果は、単に一例として本発明の原理を示す添付図面と共に、以下の詳細な説明を読むことにより明らかになるであろう。
本発明の以下の詳細な説明は、性質上、単に一例にしか過ぎず、本発明又はその適用例及び用途を制限することを意図するものではない。更に、本発明の上記の背景技術又は本発明の以下の詳細な説明に記載された何らかの理論により拘束されることを意図するものではない。
【０００８】
本発明は、腐食、酸化、熱疲労、異物粒子の衝撃、磨耗及びその他の危険に起因する劣化を防止し得るようタービン翼のような高圧力タービン（ＨＰＴ）の構成要素を被覆する、改良された方法を提供するものである。該方法によれば、冷ガスダイナミックスプレー技術を利用して、ＨＰＴ構成要素の面をＭＣｒＡｌＹ合金と減磨性材料との混合体にて被覆する。冷ガスダイナミックスプレー技術を用いた後、熱処理を行い、被覆のミクロ組織を均質化し、また、結合強度、環境抵抗性、及び耐磨耗性（減磨抵抗性）の性質を改良することができる。これらの被覆は、幾つかの例を挙げれば、浸食、酸化、腐食、熱疲労亀裂、及び衝撃損傷を生じさせる可能性のある物体、材料、及びその他の因子に対するタービン翼及びベーンのような構成要素の耐久性を向上させるために使用することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
先ず、図１を参照すると、一例としての冷ガスダイナミックスプレー装置１００が概略図にて示されている。該装置１００は、全体的な配置として図示されており、また、必要に応じて追加的な特徴及び構成要素を装置１００内に組み込むことができる。冷ガスダイナミックスプレー装置１００の主要な構成要素は、粉末材料を提供する粉末供給装置と、粉末材料を加熱し且つ、加速するキャリヤガス供給源（典型的には、ヒータを含む）と、混合チャンバと、収斂−拡がりノズルとを有している。一般に、装置１００は、ＭＣｒＡｌＹと減磨性粉末との混合体を、適宜な加圧されたガスと共に、混合チャンバに搬送する。粒子は、ヘリウム又は窒素のような加圧されたキャリヤガスにより、特別に設計されたノズルを通って加速され且つ、タービン構成要素の標的面に向けられる。粒子が標的面を打撃すると、運動エネルギの変換により粒子は塑性変形し、その一方にて、粒子は標的面との結合部を形成する。このようにして、冷ガスダイナミックスプレー装置１００は、粉末材料をＨＰＴ構成要素の面に結合し、これにより構成要素を強化し且つ、保護する。
【００１０】
粒子は、それらの融点よりも十分に低い温度にて混合され且つ、施されるから、冷ガスダイナミックスプレー過程は、「冷ガス」過程と称される。粒子温度ではなくて、標的表面に衝撃する粒子の運動エネルギにより、粒子は塑性変形し且つ、標的面と結合する。このため、ＨＰＴ構成要素の面に対する結合は、固体粉末を溶融した液滴に変化させるのに不十分な熱エネルギにて固相過程として生じる。
【００１１】
本発明によれば、冷ガスダイナミックスプレー装置１００は、ＨＰＴ構成要素の面に溶接又はその他の方法にて施すことが困難なＭＣｒＡｌＹ合金と減磨性材料との高強度の混合体を施す。冷ガスダイナミックスプレー装置１００は、異なる粉末の混合体、密度及び強度の多数の層を堆積させることができる。装置１００は、典型的には、外部周囲環境にて作動可能である。
【００１２】
冷ガスダイナミックスプレー装置１００は、多岐に亙るＭＣｒＡｌＹと減磨性材料との混合体を溶射するのに有用である。一例としての実施の形態において、ＭＣｒＡｌＹ粉末は、１つ又はより多くの合金を含み、Ｍは、Ｎｉ、Ｃｏ又はＮｉ及びＣｏの混合物である。一例としての減磨性材料は、ダイヤモンド、立方晶窒化ほう素（ＣＢＮ）、及び各種の炭化物、酸化物を含む。ＭＣｒＡｌＹ／減磨性粉末の混合体のパーセント比は、重量比にて約９０／１０ないし約２０／８０の範囲にある。
【００１３】
上述したように、冷ガスダイナミックスプレー過程を利用して多岐に亙り異なるタービンエンジン構成要素に保護被覆を提供することができる。例えば、タービンエンジンの高温部分のタービン翼は、磨耗、酸化及びその他の劣化を特に受け易い。本発明に従って被覆された一例としてのタービン翼は、ＩＮ７３８、ＩＮ７９２、ＭａｒＭ２４７、Ｒｅｎｅ８０、Ｒｅｎｅ１２５、ＲｅｎｅＮ５、ＳＣ１８０、ＣＭＳＸ４、ＰＷＡ１４８４のような高性能Ｎｉ系超合金にて製造される。
【００１４】
次に、図２を参照すると、タービンエンジンにて使用される型式の一例である翼１５０が示されているが、タービン翼は、一般に、ガスタービンエンジンのモデル及び適用例いかんによって異なる形状、寸法及びサイズを有する。翼１５０は、浸食、磨耗、酸化、腐食、亀裂及びその他の損傷を特に受け易い幾つかの構成要素を有しており、本発明の過程は異なる翼の構成要素を被覆し得るよう特別に調整することができる。かかる翼の構成要素の１つは、翼型１５２である。翼型１５２は、凹状面と、凸状面とを有している。作動時、高温ガスは凹状面に衝突し、これによりタービンエンジンに対し駆動力を提供する。翼型１５２は、翼型１５２の周りを流れる空気に遭遇する前縁１６２と後縁１６４とを有している。翼１５０はまた、先端１６０も有している。幾つかの適用例において、先端は、一般にスクウィラー（ｓｑｕｅａｌｅｒｓ）として知られる隆起した特徴構造部を有することができる。タービン翼１５０は鳩尾部１５４を介して、図示しないタービンハブ又はロータディスクに取り付けられ、該鳩尾部は、翼型１５２から下方に伸び且つ、タービンハブのスロットと係合する。プラットホーム１５６は、翼型１５２が鳩尾部１５４に接続される領域から長手方向外方に伸びている。多数の冷却通路は翼型１５２の内部を貫通して伸びて、翼型１５２の表面の開口部１５８にて終わるようにすることが望ましい。
【００１５】
上述したように、本発明の過程は、一部分、劣化が生じた翼構成要素に依存する翼の特定の必要性に適合するよう、特別に調整することができる。例えば、翼型の先端１６０は、酸化、浸食、熱疲労及び磨耗に起因する劣化を特に受け易く、冷ガスダイナミックスプレー過程を使用してＭＣｒＡｌＹ合金と減磨性材料との混合体を新品又は再生した翼型の先端１６０に施す。被覆の厚さは、０．０５０８ｍｍ（０．００２インチ）ないし２．５４ｍｍ（０．１００インチ）の範囲である。冷ガスダイナミックスプレー過程の後、先端１６０を機械加工し、先端１６０を所望の寸法にすることができる。
【００１６】
別の例として、冷ガスダイナミックスプレー過程を利用して翼型の前縁１６２の劣化を防止することができる。前縁１６２は、典型的には、浸食及び異物粒子の衝撃に起因する劣化を受け易い。この適用例において、冷ガスダイナミックスプレー過程を使用して新品又は再生した前縁１６２を保護する材料を施す。この場合にも、この過程は、ＭＣｒＡｌＹ合金と減磨性材料との混合体を前縁１６２に冷ガスダイナミックスプレーすることにより行うことができる。冷ガスダイナミックスプレーした後、寸法の修復及び溶射後処理過程を行うことができる。
【００１７】
タービン翼は、冷ガスダイナミックスプレー過程を使用して被覆することのできるタービン構成要素の型式の単に一例であることも強調すべきであろう。ベーン、シュラウド、燃料ライナー、燃料ノズル及びその他のタービン構成要素は、本発明に従って同一の方法にて被覆することができる。
【００１８】
多岐に亙り異なる装置及び器具を使用して冷ガスダイナミックスプレー過程を行うことができる。例えば、その内容を参考として本明細書に含めた、「被覆を施すガス動的溶射方法（Ｇａｓ−Ｄｙｎａｍｉｃ  Ｓｐｒａｙｉｎｇ  Ｍｅｔｈｏｄ  ｆｏｒ  Ａｐｐｌｙｉｎｇ  ａ  Ｃｏａｔｉｎｇ）」という名称の米国特許明細書５，３０２，４１４号には、５ないし約５０ミクロンの粒子寸法を有する材料を加速し且つ、粒子をプロセスガスと混合させて０．０５ないし１７ｇ／ｓ−ｃｍ２の範囲の体積流密度を有する粒子を提供する設計とされた装置が記載されている。超音速度がガス流に付与され、ジェットは、所定のプロフィールを使用して高密度及び低温度にて形成される。形成されるガス及び粉末の混合体を超音速ジェット内に導入し且つ、十分に加速して３００ないし１２００ｍ／ｓの範囲の粒子速度を確保する。この方法において、粒子は、固相にて、すなわち、粉末材料の融点よりも著しく低い温度にて施され且つ、堆積させる。これにより生じる被覆は、高速度の塑性変形に変換される粒子の衝撃及び運動エネルギにより形成され、粒子は面に結合される。該装置は、典型的には、約５ないし２０大気圧の圧力及び３９８．８９℃（７５０°Ｆ）以内の温度のガスを使用する。これに限定されるものではないが、ガスは例えば、空気、窒素、ヘリウム及びそれらの混合体を備えることができる。この場合にも、この装置は、粉末材料を標的面に冷間溶射（冷ガスダイナミックスプレー）し得るようにすることのできる装置の型式の単に一例にしか過ぎない。
【００１９】
次に、図３を参照すると、タービン翼、ベーン及びその他のＨＰＴ構成要素を被覆し且つ、保護する一例としての方法２００が示されている。この方法は、上述した冷ガスダイナミックスプレー過程を含み、また、拡散熱処理も含む。上述したように、冷ガスダイナミックスプレーは、結合及び被覆の積層化を行う「固相」過程を伴い、結合を生じさせるため、外部の熱エネルギを付与することに頼らない。しかし、熱エネルギは、所望のミクロ組織の形成、及び冷ガスダイナミックスプレーしたＭＣｒＡｌＹ／減磨性材料に対する相分布を促進し、その結果、ＭＣｒＡｌＹ／減磨性材料被覆を圧密化し且つ、均質化するから、結合が生じた後、熱エネルギが提供される。
【００２０】
第一のステップ２０２は、タービン構成要素の面を処理するステップを備えている。例えば、タービン翼を処理する最初のステップは、全ての酸化及び汚れた材料を除去するため、被覆すべき面を前機械加工し、脱脂し、グリッドブラストするステップを伴うことができる。
【００２１】
次のステップ２０４は、ＭＣｒＡｌＹと減磨性材料との混合体をタービン構成要素に冷ガスダイナミックスプレーするステップを備えている。上述したように、冷ガスダイナミックスプレーにおいて、その溶融温度以下の温度の粒子は加速され且つ、タービン構成要素の標的面に向けられる。粒子が標的面を打撃すると、粒子の運動エネルギは、粒子の塑性変形に変換され、粒子が標的面との強力な結合部を形成するようにする。溶射ステップは、ＭＣｒＡｌＹ／減磨性粉末の混合体をタービンエンジン内のタービン構成要素に直接施すステップを含む。例えば、材料をタービン翼及びベーン全体、特に、例えば、翼先端、及び前縁に施すことができる。
【００２２】
溶射（スプレー）ステップ２０４は、全体として、構成要素を所望の寸法に戻すが、必要であるならば、追加的な機械加工を行うことができる。一例としての実施の形態において、冷間溶射被覆の厚さは、ロータ機械加工後、約０．０５０８ｍｍ（０．００２インチ）ないし約２．５４ｍｍ（０．１００インチ）の範囲となる。
【００２３】
次のステップ２０６は、被覆したタービン構成要素に拡散熱処理を行うステップを含む。拡散熱処理は、被覆のミクロ組織を均質化し且つ、被覆と基層との間の結合強度を著しく向上させることができる。一例としての実施の形態に従い、タービン翼、ベーン又はその他の構成要素は、約１０３７．７８ないし約１１２１．１１℃（約１９００ないし約２０５０°Ｆ）の範囲の温度にて約２ないし約８時間、加熱され、減磨及び環境抵抗性被覆を圧密化し且つ、均質化する。
【００２４】
このように、本発明は、タービンエンジン構成要素を被覆する改良された方法を提供するものである。該方法は、冷ガスダイナミックスプレー技術を利用してタービン翼及びその他のタービンエンジン構成要素の劣化を防止する。これらの方法は、タービンエンジンの作動効率を最適にし且つ、タービン翼及びその他のエンジン構成要素の作動寿命を引き延ばすために使用することができる。
【００２５】
本発明は１つの好ましい実施の形態に関して説明したが、当該技術分野の当業者には、本発明の範囲から逸脱せずに、色々な変更を加え且つ、その要素に代えて等価物を使用することが可能であることが理解されよう。更に、本発明の必須の範囲から逸脱せずに、特定の状況及び材料について本発明の教示に適用できるよう多数の形態変更を為すことができる。このため、本発明は、本発明を実施するのに考えられる最良の形態として開示された特定の実施の形態にのみ限定されるものではなく、本発明は、特許請求の範囲に属する全ての実施の形態を包含することを意図するものである。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】一例としての実施の形態による一例としての冷ガスダイナミックスプレー装置の概略図である。
【図２】一例としての実施の形態による一例としてのタービン翼の斜視図である。
【図３】一例としての実施の形態による被覆方法のフロー図である。
【図１】
2006097133.tif 000003
【図２】
2006097133.tif 000004
【図３】
2006097133.tif 000005
【外国語明細書】
2006097133000001.pdf