(57)【要約】【課題】表層のトップコート層のみを選択的に除去して、冷却孔周辺の耐酸化性をもつボンドコート層の保持を可能としたガスタービン翼の製造方法を提供する。【解決手段】基材表面に耐酸化金属系のボンドコート層を介してセラミック系のトップコート層を被覆するガスタービン高温部品の製造方法において、翼基材７６に耐酸化金属系のボンドコート層７４を施工する第１の工程（Ａ）と、前記基材表面にボンドコート層が施工されたガスタービン高温部品に複数の冷却孔７０，７２を形成する第２の工程（Ｂ）と、前記冷却孔が形成された前記ボンドコート層の表面にセラミック系のトップコート層７３を形成する第３の工程（Ｃ）と、前記複数の冷却孔を含む所定の領域を露出するように前記ガスタービン高温部品の表面をマスキング８２し、非マスキング面８５にショットブラスト８３を施工して該非マスキング面のトップコート層を除去する第４の工程（Ｄ）と、を有する。【選択図】  図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
基材表面に耐酸化金属系のボンドコート層を介してセラミック系のトップコート層を被覆するガスタービン高温部品の製造方法において、
基材表面に耐酸化金属系のボンドコート層を施工する第１の工程と、
前記基材表面にボンドコート層が施工されたガスタービン高温部品に複数の冷却孔を形成する第２の工程と、
前記冷却孔が形成された前記ボンドコート層の表面にセラミック系のトップコート層を形成する第３の工程と、
前記複数の冷却孔を含む所定の領域を露出するように前記ガスタービン高温部品の表面をマスキングし、非マスキング面にショットブラストを施工して該非マスキング面のトップコート層を除去する第４の工程と、
を有することを特徴とするガスタービン高温部品の製造方法。
【請求項２】
請求項１のガスタービン高温部品の製造方法において、
前記第４の工程は、前記冷却孔の出口部を閉塞したトップコート層を除去することを特徴とするガスタービン高温部品の製造方法。
【請求項３】
請求項１のガスタービン高温部品の製造方法において、
前記第４の工程は、前記ボンドコート層を保持させたまま、非マスキング面に露出するトップコート層のみをショットブラストにより除去することを特徴とするガスタービン高温部品の製造方法。
【請求項４】
請求項３のガスタービン高温部品の製造方法において、
前記第４の工程は、粒径１３０μｍ以下のアルミナ粉末を圧力３００〜４００ｋＰａで噴射するショットブラストであることを特徴とするガスタービン高温部品の製造方法。
【請求項５】
請求項１のガスタービン高温部品の製造方法において、
前記ガスタービン高温部品は、静翼または動翼であって、その翼プロファイル部またはエンドウォール部に適用することを特徴とするガスタービン高温部品の製造方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービン翼の製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンを構成するタービン翼（静翼，動翼）は燃焼器からの高温ガスを直に受けるため、最も冷却及び保護を必要とする部品である。このため、ガスタービン翼には、冷却のための冷却孔が形成されるとともに、翼基材の保護のため翼基材表面に保護層が施される。この保護層は、一般に翼基材よりも高温耐食耐酸化性の高い合金からなる結合層（ボンドコート層）と、さらにこの結合層を高温耐久性の高いセラミックで覆うセラミック層（トップコート層）で構成するのが一般的である。
【０００３】
これに関する従来技術としては、例えば特許文献１に記載のものがある。この特許文献１には翼に冷却孔を加工した後、各孔を硬化可能なプラグ材料で覆いプラグ材料を硬化させ、冷却孔にマスキングを施し基材とマスキング部に皮膜を施しマスキング材及びプラグ材を取り除く製造方法が記載されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２００１−１７３４０５号公報（〔００３４〕〜〔００３８〕）
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
上記特許文献１では、冷却孔周辺の基材は保護層が形成されておらず、高温ガスに直接曝されてしまう構造であると共にマスキングの際には多数の冷却孔に個々にプラグ材を挿入する必要があり手間を要する手法となっていた。すなわち、翼の損傷を防ぐために冷却孔周辺に保護層を設け、且つ、簡便な製造方法が必要である。
【０００６】
本発明の目的は、その表面にボンドコート層を介してトップコート層が施工されると共に基材に冷却孔が形成されるガスタービン高温部品において、簡便にトップコート層のみを選択的に除去して、冷却孔周辺の耐酸化性をもつボンドコート層の保持を可能としたガスタービン高温部品の製造方法を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
上記目的を達成するために、本発明では、基材表面に耐酸化金属系のボンドコート層を介してセラミック系のトップコート層を被覆するガスタービン高温部品の製造方法において、基材表面に耐酸化金属系のボンドコート層を施工する第１の工程と、前記基材表面にボンドコート層が施工されたガスタービン高温部品に複数の冷却孔を形成する第２の工程と、前記冷却孔が形成された前記ボンドコート層の表面にセラミック系のトップコート層を形成する第３の工程と、前記複数の冷却孔を含む所定の領域を露出するように前記ガスタービン高温部品の表面をマスキングし、非マスキング面にショットブラストを施工して該非マスキング面のトップコート層を除去する第４の工程と、を有することを特徴とするものである。
【発明の効果】
【０００８】
本発明によれば、表層のトップコート層のみを選択的に除去して、冷却孔周辺の耐酸化性をもつボンドコート層の保持を可能としたガスタービン翼の製造方法を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】本発明の一実施例である静翼を備えたガスタービンを示す要部断面図である。
【図２】本発明の一実施例を示す静翼の断面図である。
【図３】本発明の一実施例を示す静翼の斜視図である。
【図４】本発明の一実施例を示すコーティング施工面の断面図である。
【図５】本実施例による製造段階を示すコーティング施工面の断面図である。
【図６】ガスタービンの概略系統図である。
【図７】本発明の一実施例を示すコーティング施工面の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
以下、図面を用いて本発明の一実施例である静翼、並びに該静翼を備えたガスタービンについて詳細に説明する。図６は、本発明が適用されるガスタービンの基本構成を示す。本実施例のガスタービンは、圧縮機１０１，燃焼器１０２，タービン１０３，発電機１０４によって構成される。大気より取り込まれる空気は圧縮機１０１で圧縮され、燃焼器１０２に供給される。燃焼器１０２では、この圧縮空気と共に供給される燃料を燃焼して、高温，高圧の駆動流体を生成する。タービン１０３は、燃焼器１０２で生成された駆動流体によって駆動される。そして、タービン１０３と軸を介して接続される、負荷である発電機１０４から電機出力を取り出すようになっている。タービン１０３で仕事をした駆動流体は外部に排ガスとして排出される。
【００１１】
また、圧縮機１０１の出口から分岐した空気、或いは圧縮機１０１の途中段落から抽気した空気は、冷却流路１０５を通じてタービン１０３に導かれ、タービン１０３のガスパス中に設置された静翼，動翼等の冷却空気として使用されるようになっている。
【００１２】
図１は、このタービン１０３の要部（翼段落部）を断面で示したものである。図中、矢印４０が、燃焼器１０２の出口５からタービン１０３の内部に導かれた高温，高圧の駆動流体である主流ガスの流れ方向を示しており、この主流ガス４０が第１段静翼１及び第１段動翼２からなる第１段段落，第２段静翼３及び第２段動翼４からなる第２段段落を、順次流下して第１段動翼２，第２段動翼４を駆動するようになっている。前記第１段静翼１及び第２段静翼３は、ケーシング１１の内周側に夫々取り付けられている。
【００１３】
第１段動翼２は第１段動翼ロータディスク７に、第２段動翼４は第２段動翼ロータディスク９にそれぞれ固定されている。第１段動翼ロータディスク７と第２段動翼ロータディスク９との間には第２段静翼３の位置に対応してディスクスペーサ８が配置されている。そして、ディスタントピース６が、第１段動翼ロータディスク７，ディスクスペーサ８，第２段動翼ロータディスク９と、スタブシャフト１０により一体的に固定されており、これらのタービン部品がロータ部材としての回転体を形成している。
【００１４】
ガスタービンの作動原理について簡単に説明すると、圧縮機１０１と燃焼器１０２により高温・高圧となった駆動流体、すなわち主流ガス４０は、タービン１０３を構成する静翼１及び３によりその高圧エネルギーを流速のエネルギーに変換し、第１段動翼２及び第２段動翼４を回転させる。この回転エネルギーによって発電機１０４を駆動して電気出力を得ているが、回転エネルギーの一部は圧縮機１０１の駆動にも用いられる。一般に、タービン１０３の主流ガス４０の温度は、ガスタービンの耐熱材の温度によっても異なるが、通常の発電用のガスタービンにおいては、第１段静翼１，第２段静翼３、並びに第１段動翼２，第２段動翼４の翼材の許容温度以上の１１００℃〜１３００℃となっており、このような高温ガスにさらされる前記静翼，動翼の翼部は冷却して翼材の許容温度より低い温度に保つ必要がある。一般に第１段静翼１，第２段動翼３、並びに第１段動翼２，第２段静翼４の材質はニッケル基合金が用いられる。
【００１５】
第１段静翼１を例にとってみると、第１段静翼１は燃焼器出口５の下流、すなわちタービン１０３部の最上流に位置するため、燃焼器１０２から流入する前記高温ガスを直にうけることで熱負荷が大きく、最も冷却を必要とするタービン部品の一つである。
【００１６】
図２に示した第１段静翼１の廻りの要部拡大図を用いて静翼の冷却構造を詳細に説明する。第１段静翼１は、翼プロファイル部５１と、翼プロファイル部５１の外周側に設けられ、外周ガスパス側壁を形成する外周エンドウォール５０と、翼プロファイル部５１の内周側に設けられ、内周ガスパス側壁を形成する内周エンドウォール５２とで１１００℃〜１３００℃の駆動流体である主流ガス４０が流れる流路となるガスパスを形成している。
【００１７】
なお、外周エンドウォール５０は、主流ガス４０が流下するガスパスに面した外周ガスパス側壁の裏面側、即ち非ガスパス側となる外周エンドウォール５０の外周側には、凸部形状の静翼外周フック１４が形成されている。また、内周エンドウォール５２には、主流ガス４０が流下するガスパスに面した内周ガスパス側壁の裏面側、即ち非ガスパス側となる内周エンドウォール５２の内周側にも、凸部形状の静翼内周フック１５が形成されている。
【００１８】
そして、第１段静翼１の外周エンドウォール５０は、外周エンドウォール５０の外周側に形成した静翼外周フック１４によってケーシング１１の内周壁に保持されており、また、第１段静翼１の内周エンドウォール５２は、内周エンドウォール５２の内周側に形成した静翼内周フック１５によって、ケーシング１１に取り付けられたサポートリング１２に保持されている。
【００１９】
このように構成された静翼の冷却構造において、第１段静翼１を冷却するための空気は、圧縮機１０１から前記冷却流路１０５を通じて導かれ、ケーシング１１の内周壁と外周エンドウォール５０の外周側との間に形成された外周キャビティ２０と、ケーシング１１に取り付けたサポートリング１２の内周壁と内周エンドウォール５２の外周側との間に形成された内周キャビティ２１に、例えば、約８ＭＰａ，約３００℃程度の高圧の冷却空気として夫々供給され、第１段静翼１の冷却に用いられる。
【００２０】
図３に第１段静翼１の斜視図を示す。外周キャビティ２０及び内周キャビティ２１から導入された冷却空気は、外周エンドウォール５０及び内周エンドウォール５２に配列された多数の外周エンドウォール部冷却孔７０，内周エンドウォール部冷却孔７２からガスパス面に供給されるか、翼プロファイル部に配列された翼プロファイル部冷却孔７１からガスパス面に供給されフィルム冷却を行う。例えば、冷却孔の径は０.５mmから３.５mmの範囲にある。一般に、冷却孔はガスパス面に対しある角度をもって設置される。その角度は、例えば５°から４５°の範囲で設置される。冷却孔の径及び角度は構成部品の形状及び冷却条件により最適な値に適宜決定される。
【００２１】
また、第１段静翼１のガスパス面には第１段静翼１の保護のためコーティングが施される。コーティング施工面の断面図を図４に示す。このコーティングは翼基材７６上に施工され、耐酸化金属系のボンドコート層（ＭＣｒＡｌＹ：Ｍは金属であり主としてＮｉやＣｏ）７４とセラミック系のトップコート層（イットリア安定化ジルコニヤ、すなわちＹＳＺ）７３により形成する。例えばボンドコート層７４の厚みは１００から２００μｍであり、トップコート層７３の厚みは１５０から２５０μｍである。ボンドコート層７４は減圧雰囲気中プラズマ溶射もしくは高速フレーム溶射により行い、溶射後、拡散熱処理を行う。トップコート層７３はボンドコート層７４の拡散熱処理後、大気プラズマ溶射により施工する。ボンドコート層７４及びトップコート層７３の溶射角度はできるだけ翼基材表面７５に対し直角とし、４５°以下とならないことが望ましい。
【００２２】
ここで、冷却孔の加工後に単純にコーティングを施した場合、コーティングが冷却孔開口部に侵入・堆積し冷却孔が閉塞してしまう。これにより、本来期待する冷却孔による冷却効果が得られない。このため、冷却孔開口部に堆積したコーティング層を除去する必要がある。
【００２３】
本実施例では、第１段静翼１の外周エンドウォール５０及び内周エンドウォール５２において、まず、図５（Ａ）に示すように翼基材７６にボンドコート７４を施す。第一の工程であるボンドコート７４の施工は、冷却孔を形成する前の段階である。次に、第２の工程において、図５（Ｂ）に示すように放電加工により翼基材７６とボンドコート７４を貫通する複数の外周エンドウォール部冷却孔７０，内周エンドウォール部冷却孔７２を加工する。次に、第３の工程において、図５（Ｃ）に示すようにボンドコート層７４上にトップコート層７３を施工する。このとき、ガスパス側の冷却孔出口部８０はトップコート層７３のセラミックコーティングの付着物８１により閉塞する。
【００２４】
そして、第４の工程において、図５（Ｄ）に示すように外周エンドウォール５０及び内周エンドウォール５２上に配列された外周エンドウォール部冷却孔７０，内周エンドウォール部冷却孔７２が露出するように、非マスキング面８５に穴が開いたマスキング材８２（当て板）によりトップコート層表面（セラミックコーティング表面）８６をマスキングし、アルミナ粉末８３をショットブラストにより噴射する。非マスキング面８５は冷却孔の配列方向に沿ってその領域が設定されている。この結果、外周エンドウォール部冷却孔７０，内周エンドウォール部冷却孔７２の冷却孔出口部８０に付着したセラミックコーティング付着物８１及び非マスキング部のトップコート層８４が除去される。非マスキング面８５により露出した冷却孔周辺は冷却孔出口部８０から３mm程度の範囲に設置する。ここで、ショットブラスト工程では粒径１３０μｍ以下のアルミナ粉末８３を圧力３００ｋＰａから４００ｋＰａ程度で噴射することで、ボンドコート層７４を保持させたままトップコート層７３のみを除去することができる。
【００２５】
図７に上記工程により製造した翼コーティング部の断面を示す。冷却孔に付着した付着物を効率的に取り除き健全な冷却孔を得ると同時に、冷却孔周辺にボンドコート層を残存させ、冷却孔周辺の高温耐食耐酸化性を得ることができる。
【００２６】
本実施例によれば、トップコートコーティングの際に冷却孔出口部はトップコートコーティング材の堆積により閉塞するが、その後のショットブラスト工程により冷却孔を閉塞したトップコートコーティング材を除去しながら、冷却孔周辺のトップコート層のみを選択的に除去し、冷却孔周辺の耐酸化性をもつ保護層（ボンドコート層）の保持を可能としたガスタービン翼の製造方法を提供することができる。
【００２７】
本方法は同様の手段により第１段動翼２にも適用できる。
【符号の説明】
【００２８】
１  第１段静翼
２  第１段動翼
３  第２段静翼
４  第２段動翼
５  燃焼器出口
６  ディスタントピース
７  第１段動翼ロータディスク
８  ディスクスペーサ
９  第２段動翼ロータディスク
１０  スタブシャフト
１１  ケーシング
１２  サポートリング
１４  静翼外周フック
１５  静翼内周フック
２０  外周キャビティ
２１  内周キャビティ
４０  主流ガス
５０  外周エンドウォール
５１  翼プロファイル部
５２  内周エンドウォール
７０  外周エンドウォール部冷却孔
７１  翼プロファイル部冷却孔
７２  内周エンドウォール部冷却孔
７３  トップコート層
７４  ボンドコート層
７５  翼基材表面
７６  翼基材
８０  冷却孔出口部
８１  セラミックコーティング付着物
８２  マスキング材
８３  アルミナ粉末
８４  非マスキング部のトップコート層
８５  非マスキング面
８６  トップコート層表面（セラミックコーティング表面）
１０１  圧縮機
１０２  燃焼器
１０３  タービン
１０４  発電機
１０５  冷却流路
【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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