(57)【要約】少なくとも１列の動翼（１）を備えた熱的なターボ機械が開示されている。少なくとも１つの第１の動翼（１）が、他の動翼よりも大きな半径方向長さを有しており且つ翼先端部（２）に第１の摩耗層（７２）を装備されている。第１の動翼（１）よりも小さな半径方向長さを有する少なくとも１つの動翼（１）の翼先端部（２）には第２の摩耗層（７１）が装備されている。第１の摩耗層（７２）は、第２の摩耗層（７１）よりも良好な切断能力及び低い熱的な安定性を有している。第１の摩耗層（７２）は、熱的なターボ機械の運転開始中にステータ（８）の摩耗可能な層と接触し、第２の摩耗層（７１）は、熱的なターボ機械の連続運転中にステータ（８）の摩耗可能な層と接触する。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
熱的なターボ機械であって、ロータ（９）とステータ（８）とが設けられており、該ステータの内周面の少なくとも１領域が摩耗可能な層によってコーティングされており、更に、少なくとも１列の動翼（１）が設けられており、これらの動翼の翼先端部がロータの周面をめぐって、前記のステータのコーティングされた領域に対向位置するように配置されている形式のものにおいて、
‐少なくとも１つの第１の動翼が、第２の動翼よりも大きな半径方向長さを有しており且つ翼先端部（２）に第１の摩耗層（７２）を装備されており、
‐第１の動翼よりも小さな半径方向長さを有する少なくとも１つの第２の動翼が、翼先端部（２）に第２の摩耗層（７１）を装備されており、
‐第１の摩耗層（７２）が第２の摩耗層（７１）よりも良好な切断能力、つまり摩耗可能な層に対してより攻撃的な切断特性及びより低い熱的な安定性を有していることを特徴とする、熱的なターボ機械。
【請求項２】
少なくとも１つの動翼の翼先端部（２）に第２の摩耗層（７１）が配置されており、この第２の摩耗層の上位に第１の摩耗層（７２）が配置されている、請求項１記載の熱的なターボ機械。
【請求項３】
若干数の第１の動翼及び第２の動翼（１）が、ロータ（９）における動翼列の範囲にわたって配置されている、請求項１又は２記載の熱的なターボ機械。
【請求項４】
第１の動翼及び第２の動翼よりも小さな半径方向長さを有する第３の動翼が、コーティングされていない翼先端部を有している、請求項３記載の熱的なターボ機械。
【請求項５】
摩耗層（７１，７２）がマトリックスに埋め込まれた摩耗粒子から成っている、請求項１から４までのいずれか１項記載の熱的なターボ機械。
【請求項６】
前記粒子が、第１の摩耗層（７２）では立方晶窒化硼素であり、第２の摩耗層（７１）では粒子はカーバイド、特にクロムカーバイドである、請求項５記載の熱的なターボ機械。
【請求項７】
第１及び／又は第２の層の粒子がニッケル合金又はチタン合金によって被覆されている、請求項５又は６記載の熱的なターボ機械。
【請求項８】
前記マトリックスが、コンポーネントに類似した鋼合金、高温耐久性のニッケル・はんだ化合物、或いは高温耐久性のニッケル超合金又はコバルト超合金から成っている、請求項５から７までのいずれか１項記載の熱的なターボ機械。
【請求項９】
翼先端部の翼材料を溶融させて、発生する溶湯にパウダ状材料を供給することを特徴とする、請求項５から８までのいずれか１項記載の熱的なターボ機械の動翼を製作するための方法。
【請求項１０】
パウダ状材料に摩耗する硬質材料粒子と結合材材料とを含ませる、請求項９記載の方法。
【請求項１１】
翼先端部の材料をレーザビームによって溶融させる、請求項９又は１０記載の方法。
【請求項１２】
摩耗粒子の昇華又は溶解を防止するために、能動的なレーザ出力制御を用いる、請求項９から１１までのいずれか１項記載の方法。
【請求項１３】
熱的なターボ機械が圧縮機又はガスタービンである、請求項１から８までのいずれか１項記載の熱的なターボ機械。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
技術分野
本発明は、ロータ、ステータ、該ステータに位置する摩耗可能な層及びロータの周面をめぐって、ステータに対向位置するように配置された少なくとも１列の動翼を備えた熱的なターボ機械から出発する。
【０００２】
背景技術
ガスタービン又は圧縮機の案内翼及び動翼は著しい負荷に晒されている。熱的なターボ機械の漏れ損失を小さく保持するためには、ターボ機械の動翼が、擦過するようにステータに嵌め込まれる。ガスタービン又は圧縮機のステータには動翼に対向位置するように蜂の巣構造が取り付けられている。このような蜂の巣構造を有する圧縮機は、例えば米国特許第５５２０５０８号明細書から公知である。圧縮機の動翼は前記構造に組み込まれるので、最小限のシールギャップが動翼と蜂の巣構造との間に生ぜしめられる。この蜂の巣構造は耐熱性の金属合金から成っており、後の形状に対応するように曲げられた複数の薄板ストリップから構成されている。
【０００３】
前記のような摩耗可能な構造に擦り込まれる翼先端部には、動翼の摩耗若しくは短縮を防止するため、又は少なくとも最小限にするために、大抵摩耗層が設けられている。米国特許第５７０４７５９号明細書、米国特許第４５８９８２３号明細書及び米国特許第５６０３６０３号明細書には、例えば翼先端部に摩耗材料が装備されたタービン翼が開示されている。
【０００４】
更に、米国特許第６１９４０８６号明細書に開示された摩耗保護層では、マトリックスに埋め込まれた立方晶窒化硼素がプラズマスプレー法によってタービン翼に被着される。
【０００５】
極めて良好な切断特性を有する摩耗層は、数時間にしかならない極めて短い寿命しか有していないということが判った。但し、羽根植付け部のベース材料は、無防備にステータのコーティングに組み込むためには通常極めて制限された範囲内でしか適していない。それというのも前記ベース材料は、摩擦過程において溶融してステータ側に堆積するか若しくは塗被される恐れがあるからである。翼材料のこのような堆積が生ぜしめられると、研磨システムに支障を来し、翼は擦込み過程において短くなる。工業用ガスタービンの場合、ロータの羽根植付け部によってステータの摩耗可能な層に形成される擦込み深さの約８０％が、新たに運転を開始した後の最初の数時間で擦込み過程によって達成される。擦込み過程が完全に終了した後で羽根植付け部がステータを擦過することは滅多になく、擦過する場合も僅かな侵入深さでしかない。
【０００６】
この理由から、米国特許第４６７１７３５号明細書若しくはドイツ連邦共和国特許出願公開第３４０１７４２号明細書に基づいて、個別に周面に配分された翼をロータに配置することが公知である。これらの翼の、ケーシングに対応配置された端部域は被覆帯状に形成されており、これらの被覆帯状の翼端部域は半径方向外側に位置する耐摩耗性の層を支持している。この層は硬質材料群から選択されている。
【０００７】
発明の説明
本発明の課題は、運転開始中及び擦込み過程中は動翼が著しい侵入深さで攻撃的にステータ材料に切り込むのに対して、その後の商業的な運転では長い操業段階において動翼は僅かにしか切り込まないか若しくは擦り込まない、熱的なターボ機械を提供することである。これにより、操業段階の時間中は摩耗材料があまり激しくないステータとの接触を、損傷されずに克服するということが保証されるのが望ましい。
【０００８】
本発明により、このことは独立請求項の特徴部に記載の構成を有する熱的なターボ機械において達成される。
【０００９】
本発明の第１の構成は、攻撃的に切断する第１の摩耗層によってのみコーティングされた、若干数の第１の動翼が設けられている点にある。第１の摩耗層が装備された動翼は他の全ての動翼よりも長く、従って、ステータとの接触時に切断作業を行わねばならない唯一の動翼である。
【００１０】
付加的に、専ら熱的に比較的安定した第２の摩耗層を有する別の動翼が、ロータの周面にわたって配分されている。これらの動翼は、第１の摩耗層の装備された第１の動翼よりも小さな半径方向長さを有しており且つ外装の施されていない動翼よりも大きな半径方向長さを有している。ロータの周面にわたって配分されて配置されたはるかに多数の動翼は、摩耗層を有していない。但し、これらの動翼は、摩耗層を有する動翼によって、外装の施されていない動翼がステータと接触しないように保護される。
【００１１】
本発明の第２の構成では、翼先端部に２つの摩耗層、即ち第２の摩耗層と第１の摩耗層とを備えた若干数の第１の動翼が設けられている。最上位の摩耗層は攻撃的な切断性を有してはいるが、小さな熱的な安定性しか有していない。上側の摩耗層が摩耗した後で現れる下側の摩耗層は、攻撃的な切断特性は低いが、その代わりに熱的には著しく安定的である。
【００１２】
第１の摩耗層の設けられた動翼は他の全ての動翼よりも長く、従ってステータとの接触時に切断作業を行わねばならない唯一の動翼である。これにより、熱的なターボ機械の運転開始中及びこれに関連した擦込み過程中は、前記摩耗層しかステータと接触しない。引き続く運転において、前記の上側の、攻撃的に切断はするが熱的にはあまり安定していない摩耗層が摩耗する。その後、ターボ機械の後続の商業的な段階においては、熱的に安定性ではあるが、攻撃的な切断性は低い第２の摩耗層しかステータと接触しない。
【００１３】
摩耗層は、有利には充填材材料から成るマトリックスに埋め込まれた、チタンコーティングを備えた非常に硬質の立方晶窒化硼素から成っている。粒子の埋め込まれた前記マトリックスは、比較的延性の良好に給湿する材料から成っている。これらのコーティングの利点は、硬質材料によって得られる攻撃的な切断特性と、延性のマトリックスによって得られる靱性とのコンビネーションにある。チタンコーティングと、適合する充填材との間が良好に給湿されることによって、擦込み過程中の激しい機械的な負荷にも耐えられるシステムが得られる。圧縮機翼のコーティングにおける充填材としては、ベース材料に類似した鋼合金か、又は少量のＢｉ及びＳ添加物を有するニッケル材料が用いられる。比較的高い温度が支配するタービン段のコンポーネント用にも、やはりニッケル又はコバルトベースの適当な超合金が使用され得る。
【００１４】
本発明の別の有利な構成は、従属請求項に記載されている。
【００１５】
実施例の説明
以下に、本発明の実施例を図面につき詳しく説明する。
【００１６】
本発明を理解するために重要な部材しか図示していない。同一部材には、異なる図面において同一符号を付してある。媒体の流れ方向は矢印によって示されている。
【００１７】
図１にはガスタービン、圧縮機又は別の熱的なターボ機械の動翼１が示されている。この動翼１は、翼先端部２と翼脚部３とを備えた翼ブレード４から成っており、前記翼脚部３を以て動翼１はロータ９に組み付けられる。翼ブレード４と翼脚部３との間には一般にプラットホーム５が配置されており、このプラットホーム５は翼脚部３延いてはロータ９を、翼ブレード４の周りを流れる流体から遮蔽している。動翼１は、ＭＣｒＡｌＹ及び付加的なセラミック材料（ＴＢＣ）から成る保護層６によって覆われていてよい。当該の動翼１の先端部には摩耗保護層７が配置されている。
【００１８】
図２には、熱的なターボ機械の動翼列の一部が示されている。動翼１は、それぞれロータ９に固定されており且つステータ８に対向位置するように配置されている。本発明では、ロータ９の周面にわたって配置された動翼列の少数の動翼１に、２つの異なる摩耗層７１，７２が翼先端部２に装備されている。高さｘ２を有する最上位の摩耗層７２は攻撃的な切断性を有しているが、比較的小さな熱的な安定性しか有していない。上位の摩耗層７２の摩耗後に現れる、高さｘ１を有する下位の摩耗層７１は、切断特性における攻撃性は低いが、その代わり熱的に著しく安定性を有している。摩耗層７１，７２の切断能力Ｑのクオリティーと熱的な耐久性Ｔとの間の質的な関連性は、図３に概略的に示されている。
【００１９】
摩耗層７２の設けられた動翼１は他の全ての動翼１よりも長く、延いてはステータ８との接触時に切断作業を行わねばならない唯一の動翼である。即ち、熱的なターボ機械を（新たに）運転開始する間及びこれに関連した擦込み過程の間は、摩耗層７２しかステータ８に接触しない。引き続く運転において、この上側の攻撃的に切断する、但し熱的には安定性の低い摩耗層７２が摩耗する。その後、続くターボ機械の商業的な段階では、下側の摩耗層７１だけがステータ８と接触する。
【００２０】
本発明の簡単な変化態様は、１翼列において３つの異なる長さを有する動翼１を使用するという点にある。若干数の第１の動翼１は、攻撃的に切断する第１の摩耗層７２によってのみコーティングされている。この第１の摩耗層７２が設けられた動翼１は他の全ての動翼１よりも長く、延いてはステータ８との接触時に切断作業を行わねばならない唯一の動翼である。
【００２１】
摩耗層７２のあまり良好でない熱的な安定性に基づいて、専ら下側の摩耗層７１、即ちあまり良好な切断特性は有していないが、著しく大きな熱的な安定性を有している複数の動翼１が付加的にロータ９の周面にわたって配分されている。図２に示したように、当該の動翼１は第１の若しくは上側の摩耗層７２の設けられた第１の動翼よりも小さな半径方向長さを有しており且つ外装の施されていない動翼１よりも大きな半径方向長さを有している。
【００２２】
ロータ９の周面にわたって配分されて配置されたはるかに多数の動翼１は摩耗層を有していない。但し、これらの動翼１は摩耗層７１，７２を有する動翼１によって、外装の施されていない動翼１がステータ８と接触しないように保護される。それというのも、外装の施されていない動翼１は比較的小さな半径方向長さを有しているからである。
【００２３】
図４及び図５には、動翼１の先端部に摩耗層７１，７２を被着させるための装置及び方法が概略的に示されている。このような方法は、例えばドイツ連邦共和国特許第１９８５３７３３号明細書から公知である。
【００２４】
第１の摩耗層７２が、有利には極めて硬い立方晶窒化硼素（ｃＢＮ）から成っているのに対して、第２の摩耗層７１はカーバイド、特にクロムカーバイドから成っており、これらの摩耗層７１，７２は、それぞれ充填材材料から成るマトリックスに埋め込まれている。粒子の埋め込まれたこのマトリックスは、比較的延性の、良好な濡らし性の材料から成っており、摩耗粒子の給湿は、チタンコーティング又はニッケルコーティングによって向上され得る。これらのコーティングの利点は、硬質材料により得られる攻撃的な切断特性の、延性マトリックスにより得られる靱性とのコンビネーションにある。チタンコーティングと、適合する充填材との間が良好に吸湿されることによって、擦込み過程中の激しい機械的負荷にも耐えるシステムが得られる。圧縮機翼のコーティングにおける充填材としては、ベース材料と類似の鋼合金、又は少量のＢｉ及びＳ添加物を有するニッケル材料が使用される。比較的高い温度が支配するタービン段のコンポーネント用にも、やはりニッケル又はコバルトベースの適当な超合金が使用され得る。
【００２５】
図４には、動翼１の翼先端部２に、摩耗層７１，７２に対応するコーティング１７を被着するための装置の一般的な例が示されている。レーザビーム１１が動翼１の表面１０にわたって運動され（又は動翼１がレーザビーム１に対して相対運動され）、表面１０は局所的に溶融される。この場合、溶湯１２が形成される。コーティング又は別の被着法のために、溶湯１２にはパウダ状材料１３及びキャリアガス１４が、供給ノズル１５とノズル１５ａとを介して噴流の形で供給される。この場合、前記のパウダ状材料は摩耗硬質材料と結合材材料とから成る適当な混合物であってよい。溶湯１２については連続的に光学信号１８が記録されて、溶湯１２の特性としての温度、温度変動及び温度勾配を規定するために使用される。当該の装置及び適当な方法を以て複数のコーティング１７が順次被着されてもよく、この場合、例えばレーザ出力、送り速度又は硬質材料と結合材材料との間の混合比等のようなプロセスパラメータは、各コーティング１７毎に、又は同一コーティング１７の異なる部分毎に可変である。この方法は、立体的な物体のコーティングにも適している。図４に示した実施例では、溶湯１２について検出された光学信号１８の円錐に関してパウダ１３が連続的に溶湯１２に供給される。
【００２６】
図５には、図４に示した装置のための総合的なコントローラ２１が示されている。光学信号１８の情報は、レーザ出力、レーザビーム１１とコーティングしようとするコンポーネントとの間の相対速度、キャリアガス１４の体積流、供給されたパウダ１３の質量流、ノズル１５ａと動翼１との間の距離及びノズル１５ａと動翼１との間の角度等のプロセスパラメータを調節するために、コントローラ２１の閉鎖制御回路において使用される。レーザ出力を制御するためにはコントローラ２１内のコントローラ２４が役立ち、供給ノズル１５を制御するためにはコントローラ２３が役立つ。このようにして、溶湯１２の所望の特性が得られる。図５に符号１７で示したように、溶湯１２は後にコーティングとして凝固する。
【００２７】
コントローラ２１によるレーザ出力の自動制御は、コーティング１７の所望の顕微鏡組織を得るために有利な温度フィールドを生ぜしめることを可能にする。溶湯１２におけるマランゴニ対流を防止するためには、付加的に光学信号１８が使用されてよい。このことは、溶融された材料の凝固中に不具合が形成される危険を最小にする。
【００２８】
ＣＯ２、ファイバ結合されたＮｄ‐ＹＡＧ又はダイオードレーザ等の高出力レーザは、特にエネルギ源として適している。レーザビームは小さなスポットに焦点を合わせることができ且つ可変であり、このことは、ベース材料へのエネルギ入力の極めて精密な制御を可能にする。図５から判るように、レーザ出力用のコントローラ２４はメインプロセスコントローラ２２から分離されている。このことは、実時間におけるより迅速なデータ処理を可能にする。
【００２９】
本発明の方法は、同心的な供給ノズル１５、レーザ１１及び実時間プロセスコントロールによるオンライン監視システムを使用する。前記オンライン監視システムによって最適な方法パラメータが調節可能であり、これにより、コーティング１７の所望の顕微鏡組織が得られる。
【００３０】
図４から判るように、前記方法はレーザビーム供給と材料供給と監視システムとを１つの共通のヘッド内で結びつける。ダイクロイックミラー１９により、溶湯１２の赤外線（ＩＲ）ビームが、レーザビーム用に使用されるのと同じ光学系によって吸収される。ダイクロイックミラー１９は、レーザビーム１１を溶湯１２に伝達すると同時に、この溶湯１２についての光学信号１８に関して透過性である。この光学信号１８は、溶湯１２の温度のオンライン規定を行うために、溶湯１２から高温計２０又は別の検出器へ伝達される。
【００３１】
この目的のために、監視システムの光学特性は、測定スポットが溶湯１２よりも小さく且つ溶湯の中心に位置するように選択されている。
【００３２】
図６に例示したコーティングされた圧縮機翼先端部は、前記方法によって実現された。コーティングされたコンポーネントは、過度の熱がもたらされると変形する恐れのある肉薄な構造体であるということが認識可能であり、前記変形は結果的に許容不能な誤差をもたらす。このことは、局所的に極めて制限されたレーザ作用及び正確な出力制御によって回避され、構成部材の寸法は最小限にしか変化されない。
【００３３】
図７には、摩耗コーティングされた圧縮機翼先端部の長手方向摩耗面が示されている。翼のベース材料はオーステナイト鋼から成っており、約３００μｍの厚さのコーティングが、ＴｉコーティングされたｃＢＮ硬質材料粒子と、ＮｉＢＳｉ結合材材料とから成る混合物によって形成された。この場合は単一のコーティングが付与された例である。ｃＢＮ硬質材料粒子は、コーティングの上半分においてブロック構造体として認識可能であり、結合材材料によって完全に包囲されている。このことは、硬質材料粒子の良好な給湿を裏付けている。図７には、例えば既に図５で説明したコントローラによる良好なプロセス制御において、亀裂及び孔の無い構造が、ベース材料との優れた結合と共に実現され得るということが示されている。
【００３４】
本発明の別の実現化では、出力制御に用いられる光学信号１８が光ファイバ式の画像伝送体又はＣＣＤカメラによって溶湯の中心及び縁部域から記録される。このためには、検出器として使用されるＣＣＤカメラに適当な光学フィルタが装備される。情報は、溶湯１２の中心又は縁部域の１点又は同時に複数の点における温度を規定するために使用される。この場合、検出された光学信号１８の円錐は、焦点を合わせられたレーザビームに対して同心的に配置されてよい。この対称的な配置形式は、レーザとパウダ１３との間の相互作用プロセスが、あらゆる運動方向に関して同一であるということを保証する。このことは、とりわけ複雑に成形された構成部材の加工において有利である。それというのも、一定の相互作用プロセスに基づいて不変の良好な加工クオリティーが得られるからである。本発明の更に別の実現化では、溶湯１２から求められた光学信号１８がクオリティー制御に使用される。即ち、測定値の分析が、コーティングの所望の顕微鏡組織を実現するようにプロセスパラメータを最適化することを可能にした。信号の記録は、文書化する目的でも、一定の良好な生産クオリティーを保証するためにも行われてよい。制御システムを実現するためには、広範な機能を備えた、商業的に入手可能な注文生産のソフトウェアツール（例えばＬａｂＶｉｅｗ  ＲＴ）が使用されてよい。このようにして、＜１０ｍｓの制御時間が可能になる。更に、制御システムのためには、各温度範囲に固有に合わされたパラメータを有する複雑なＰＩＤ制御が実現され得る。
【図面の簡単な説明】
【００３５】
【図１】先端に摩耗保護層を備えた本発明によるタービン翼を示した図である。
【図２】ステータに対向位置するように配置された若干数の動翼を備えた、本発明によるターボ機械のロータを示した図である。
【図３】種々様々な摩耗保護層の熱的な安定性Ｔに対する切断能力のクオリティーが描かれた線図である。
【図４】タービン翼のコーティング装置を示した図である。
【図５】図４に示した装置のためのコントロールシステムを示した図である。
【図６】本発明により実現された、摩耗保護層を備えた圧縮機翼先端部を示した図である。
【図７】摩耗コーティングの顕微鏡写真である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【国際調査報告】
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