ガスタ−ビン動翼及びそのき裂発生抑制方法

【課題】実機で使用されたガスタービン動翼に発生するき裂を完全に抑制し、管理寿命まで使用可能としたガスタ−ビン動翼を提供すること
【解決手段】実機で使用されたガスタービン動翼にコーティングを被覆する際に、コーティングを全部同じ多層構造とせずに、元のコーティングのき裂の状況に応じて、層の組合せの異なる複数の領域で構成する。き裂の発生が抑制されるとともにき裂の発生が翼寿命を支配することなく管理寿命まで全うすることができる。

【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、耐久性を改善し、使用寿命を延ばしたガスタービン動翼及びそのき裂発生抑制方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービン発電プラントでは、ガスタービンと同軸に設けられた圧縮機の駆動によって圧縮された空気を燃焼器に案内して燃焼させ、高温燃焼ガスをトランジションピースを経てガスタービンの動翼に案内し、この動翼を回転駆動させてガスタービンで仕事をさせ、発電機にて発電を行わせるようになっている。
【０００３】
このようなガスタービンの高温部品である燃焼器ライナ、トランジションピース、静翼および動翼には耐熱超合金が用いられ、特に高温強度が要求される動翼にはＮｉ基超合金が使用されている。このＮｉ基超合金は析出強化型合金であり、一般にγ’相と呼ばれるＮｉ_３（Ａｌ，Ｔｉ）の金属間化合物をＮｉマトリックスに析出させることで高温強度を得ている。
【０００４】
しかし、このようなＮｉ基超合金製のガスタービン動翼については、ガスタービンの運転とともに種々の損傷が見られる。すなわち、動翼は高温の燃焼雰囲気に曝されるため、腐食や酸化その他の材質劣化が生じるとともに、運転時の遠心応力によってクリープ損傷が蓄積する。また、ガスタービンの起動あるいは停止時には、その熱履歴に遠心応力が重畳した熱疲労が生じ、さらに損傷が蓄積し、場合によってはき裂が発生している。
【０００５】
一般に、動翼が廃却となる時間は、表面に耐酸化・耐腐食コーティングを施工している初段動翼の場合には、１１００℃または１３００℃級ガスタービンのベースロード仕様の例では約４８０００時間であり、リコーティングを施して使用する場合は、コーティングの耐久性にもよるが、運転後約２４０００時間でリコーティングし、その後約２４０００時間から約４８０００時間使用した後廃却とするのが一般的である。近年、燃焼ガス温度の高温化または起動停止回数の増加により熱疲労によるき裂が多発し、外表面のコーティングで発生したき裂が基材まで進展し、動翼の寿命を支配するようになってきている。場合によっては管理寿命に到達する前にき裂損傷が顕著となり寿命に至ることもある。
【０００６】
コーティングの種類は大きく分類して２種類あり、基材の上にメタルコーティングするものとセラミックコーティングするものとがある。メタルコーティングするものは耐酸化性を向上するために最外表面にアルミの拡散処理を施し、アルミ濃度を向上させている。セラミックコーティングするものは、基材とセラミックコーティングの間に密着性を上げるためにボンドコーティングが施されている。近年では熱応力を緩和するために、セラミックコーティングの基材表面に対して垂直な方向に割れをあらかじめ入れているコーティングが使用されている。
【０００７】
実機で約２４０００時間使用されたものについて、リコーティングを行う前に翼のき裂発生状況をみると、メタルコーティングが施された翼の方がき裂の損傷量（き裂個数および長さ）が大きく、セラミックコーティングはそれに比較して小さかった。いずれのコーティングでもき裂が発生している領域は限られており、これまで施工されていた同じコーティングを施すと同じ領域に再発し、管理寿命に到達する前にき裂損傷が顕著なため寿命となるケースもある。
【０００８】
これまでに自己修復性の材料をコーティングして発生したき裂を縮小させる方法として特開２００２−８７８９６号公報に記載されたような方法が知られている。しかしながら、この方法では、き裂をなくすることはできず単にき裂を縮小させるに留まっている。
【特許文献１】特開２００２−８７８９６号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
上記の特許文献に記載された方法では、リコーティング時にこれまで施工されていたものと同じコーティングを施すと同じ領域に同様のき裂が再発し、管理寿命に到達する前にき裂損傷が顕著になり、寿命となるという問題があった。すなわち、再使用後の動翼に発生するき裂を完全に抑制し、管理寿命まで使用させる技術は知られていなかった。
【００１０】
本発明は、かかる従来の問題に対処してなされたもので、実機で使用されたガスタービン動翼において、元のコーティングで実機使用した際のき裂の発生状況に応じて新たなコーティングを複数の構造の異なる複数の領域から構成させることにより、再使用後の動翼に発生するき裂を完全に抑制し、管理寿命まで使用させるガスタ−ビン動翼及びそのき裂発生抑制方法を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
かかる目的を達成するため、本発明のガスタービン動翼の一つの形態は、実機での使用履歴をもつＮｉ基超合金の基材にコーティングが被覆されたガスタービン動翼であって、前記コーティングが、初期のコーティングと異なる構造の複数の領域からなることを特徴とする。
【００１２】
また、本発明のガスタービン動翼の他の形態は、前記コーティングが、少なくとも表面が異なる材質の複数の領域からなることを特徴とする。
【００１３】
本発明においては、上記複数の領域は、メタルコーティング、セラミックコーティング又はこれらの組合わされた複数層から構成することが望ましく、特に、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙ又はＮｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ｍｏ、Ｗの組成からなるメタルコーティング、ジルコニア系のセラミックコーティング又はこれらの組合わされた複数層からなることがより望ましい。さらに、本発明においては、メタルコーティングの外表面には、Ａｌの拡散浸透層を形成することができる。本発明は、特に、第１段以降の動翼に対して効果的である。
【００１４】
本発明のガスタービン動翼のき裂発生抑制方法は、実機で使用されたガスタービン動翼のメタルコーティング又はメタルコーティングとセラミックコーティングを除去し、基材上に新たなコーティングを被覆するにあたり、元のコーティングのき裂の発生状況に応じて新たなコーティングの構造を異ならせることを特徴とする。
【００１５】
コーティングの構造を異ならせる方法としては、例えば、多層構造としてき裂の発生状況に応じてコーティングの各層の材質を変える方法が挙げられる。多層構造の各層を構成するコーティングとしては、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成のＮｉ基合金からなるメタルコーティングやジルコニア系のセラミックコーティング又はこれらの組合せが挙げられる。
【００１６】
具体的には、新たなコーティングを、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなるメタルコーティングで行い、高温にさらされる領域にＡｌの拡散浸透層を形成する方法、新たなコーティングを、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成のメタルコーティングで行い、特に高温に曝される領域にさらにジルコニア系のセラミックコーティングを行う方法、あるいは新たなコーティングを、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成のメタルコーティングとジルコニア系のセラミックコーティングを順に被覆することにより行った後、元のコーティングでき裂が多く発生した部位に、さらにその上に延性に優れたメタルコーティングを行う方法等が挙げられる。
【発明の効果】
【００１７】
本発明に係るガスタ−ビン動翼及びそのき裂発生抑制方法によれば、所定の管理期間使用後、初期のコーティングにおけるき裂の発生状況を観察し、コーティングを除去した後、従来は動翼の基材の表面に一律に所期のコーティングと同じ組成、同じ施工方法でコーティングしていたのを、き裂の発生状況に応じて、領域を分けて異なる構造のコーティングを組合わせて施すようにしたので、き裂の発生が抑制されるとともにき裂の発生が翼寿命を支配することなく管理寿命まで全うすることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１８】
図１乃至図４は、約２４０００時間使用後の１３００℃級ガスタービン第１段動翼１のき裂発生状況を示す。なお、図１は動翼１の腹側１ａから見た正面図、図２はその平面図（矢印方向が腹側）、図３は動翼１の背側１ｂから見た背面図、図４はその平面図（矢印方向が腹側）であり、符号２はき裂を示す。
【００１９】
これらの図に示すように、翼有効部の腹側１ａにおいては長手方向に沿ったき裂２が多数発生しており、背側１ｂにおいては長手方向と直角にき裂２が発生していた。なお、き裂が発生している領域をメタル温度でみると、腹側１ａのき裂発生領域は比較的、中温度域で、背側１ｂのき裂発生領域は比較的、高温度域に相当している。多数の翼の中からき裂個数およびき裂長さが最も長い翼１本を選定して切断し、腹側１ａのき裂部を観察した。その拡大断面を図５に模式的に示す。き裂２は基材３までは進展していなかったが、最外層のアルミナイズ層４からメタルコーティング５にまで達していた。
【００２０】
以下に、本発明の実施例について説明する。
まず、残りの翼についてコーティングを剥がし（ストリップ）、以下の各実施例に示すように領域を分けて異なる構造のコーティングを組合わせて施した。
【００２１】
（実施例１）
この動翼は、図１、図３に示すように、き裂２は中温度域と高温度域に発生していることから、まず、図６、図７に示すように中温度以下の領域でのき裂２の発生を抑制するため、延性に優れたＮｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなるコーティング５を被覆し、腹側１ａの前縁部と背側１ｂの高温に曝される領域にはメタルコーティング５の上に遮熱性に優れるセラミックコーティング６を被覆した。図８はメタルコーティング５の被覆部の断面を、図９はセラミックコーティング６の被覆部の断面を、それぞれ拡大して模式的に示した図である。
【００２２】
この実施例の翼を再使用し約２４０００時間後および約４８０００時間後すなわち管理寿命を全うした時点で表面のき裂発生状況の検査を行った。両運転時間の翼ともき裂は認められず、本発明によりき裂の発生が抑制されていた。なお、基材３は長時間の使用により材料劣化が認められた。これに伴い機械的性質、特にクリープ強度の低下が生じており、基材３は材料強度面からも寿命を全うしていた。
【００２３】
（実施例２）
この実施例は、実施例１と同じ１３００℃級ガスタービンの第１段動翼であるが、新翼の段階から縦割れ型のセラミックコーティングが施されていたものである。
【００２４】
図１０、図１１は約２００００時間使用後の翼の目視検査結果を示す。これらの図において、図１０は動翼１０の腹側１０ａから見た正面図、図１１は動翼１０の背側１０ｂから見た正面図であり、いずれの面にも外観から判別できるき裂は認められなかった。
【００２５】
しかし、断面観察すると前縁部、腹側中央および背側中央において、図１２に示すようにセラミックコーティング１１の初期から認められる縦割れ１２先端から基材１３とセラミックコーティング１１間に施されたボンドコーティング１４に若干き裂１２ａが進展していた。
【００２６】
このようにき裂１２ａが発生している領域を分けて、コーティングを剥がした後、図１３〜図１６に示すようにボンドコーティング１５とセラミックコーティング１６とを組合わせて施した。そして、き裂１２ａが前縁部、腹側中央部および背側中央部に発生していることから、図示するように全面をボンドコーティング１５を下地としたセラミックコーティング１６とし、き裂１２ａが認められた領域のみに、さらにその上に延性に優れたＮｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなるメタルコーティング１７を被覆した。図１５はセラミックコーティング１６の部分、図１６はその上にメタルコーティング１７を施した部分の断面構造を拡大して示した図である。
【００２７】
その後、再使用し約２４０００時間後および約４８０００時間後すなわち管理寿命を全うした時点で表面の検査および断面によるき裂発生状況の確認を行った。その結果、両運転時間の翼ともき裂は認められず、本発明によりき裂の発生が抑制されていた。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】使用履歴をもつメタルコーティングとアルミナイズド層をもつガスタービン動翼の腹側から見た正面図
【図２】図１の平面図
【図３】図１の背側から見た背面図
【図４】図２の平面図
【図５】図１の動翼のき裂の発生状態を拡大して示す断面図
【図６】本発明の第１の実施例の腹側から見た正面図
【図７】本発明の第１の実施例の背側から見た正面図
【図８】本発明の第１の実施例のメタルコーティング部分を拡大して示す断面図
【図９】本発明の第１の実施例のセラミックコーティング部分を拡大して示す断面図
【図１０】使用履歴をもつ縦割れ型のセラミックコーティングをもつガスタービン動翼の腹側から見た正面図
【図１１】使用履歴をもつ縦割れ型のセラミックコーティングをもつガスタービン動翼の背側から見た正面図
【図１２】図１０の動翼のき裂の発生状態を拡大して示す断面図
【図１３】本発明の第２の実施例の腹側から見た正面図
【図１４】本発明の第２の実施例の背腹側から見た正面図
【図１５】本発明の第２の実施例のボンドコーティングとセラミックコーティングの部分を拡大して示す断面図
【図１６】本発明の第２の実施例のボンドコーティングとセラミックコーティングの上に、さらにメタルコーティングを施した部分を拡大して示す断面図
【符号の説明】
【００２９】
1，１０…動翼、１ａ，１０ａ……腹側、１ｂ，１０ｂ……背側、２，１２ａ……き裂、３……基材、４…アルミナイズ層、５、１７……ＮｉＣｏＣｒＡｌＹコーティング、６，１１，１６……セラミックコーティング、１４，１５……ボンドコーティング

【特許請求の範囲】
【請求項１】
実機での使用履歴をもつＮｉ基超合金の基材にコーティングが被覆されたガスタービン動翼であって、
前記コーティングが、初期のコーティングと異なる構造の複数の領域からなることを特徴とするガスタ−ビン動翼。
【請求項２】
前記コーティングが、少なくとも表面が異なる材質の複数の領域からなることを特徴とするガスタ−ビン動翼。
【請求項３】
前記複数の領域が、メタルコーティング、セラミックコーティング又はこれらの組合わされた複数層からなることを特徴とする請求項１又は２記載のガスタ−ビン動翼。
【請求項４】
前記複数の領域が、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなるメタルコーティング、ジルコニア系のセラミックコーティングまたはこれらの組み合わされた複数層からなることを特徴とする請求項３記載のガスタ−ビン動翼。
【請求項５】
前記メタルコーティン層の外表面には、Ａｌの拡散浸透層が形成されていることを特徴とする請求項１乃至４のいずれか1項記載のガスタ−ビン動翼。
【請求項６】
前記ガスタービン動翼は、第１段以降の動翼であることを特徴とする請求項１乃至５のいずれか1項記載のガスタービン動翼。
【請求項７】
実機で使用されたガスタービン動翼のコーティングを除去し、基材上に新たなコーティングを被覆するにあたり、
元のコーティングのき裂発生状況に応じて新たなコーティングの構造を異ならせることを特徴とするガスタービン動翼のき裂発生抑制方法。
【請求項８】
実機で使用されたガスタービン動翼のコーティングを除去し、基材上に新たなコーティングを被覆するにあたり、
元のコーティングのき裂発生状況に応じて新たなコーティングの少なくとも表面の材質を異ならせて被覆することを特徴とするガスタービン動翼のき裂発生抑制方法。
【請求項９】
前記新たなコーティングの構造は、メタルコーティング、セラミックコーティング又はこれらの組合わされた複数層からなる請求項７又は８記載のガスタービン動翼のき裂発生抑制方法。
【請求項１０】
前記新たなコーティングは、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなり、高温に曝される領域には、その上にジルコニア系のセラミックコーティングを被覆することを特徴とする請求項７乃至９のいずれか1項に記載のガスタービン動翼のき裂発生抑制方法。
【請求項１１】
前記メタルコーティングの外表面に、Ａｌの拡散浸透層を形成することを特徴とする請求項６乃至３のいずれか1項記載のガスタ−ビン動翼のき裂発生抑制方法。
【請求項１２】
実機で使用されたガスタービン動翼のＮｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなるコーティングを除去し、基材上に新たなコーティングを被覆するにあたり、
前記基材上に、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなるコーティングを被覆し、元のコーティングにき裂が多く発生した部位には、さらにその上にジルコニア系のセラミックコーティングを被覆することを特徴とするガスタービン動翼のき裂発生抑制方法。
【請求項１３】
実機で使用されたガスタービン動翼のＮｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなるコーティングを除去し、基材上に新たなコーティングを被覆するにあたり、
前記基材上に、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｃｒ、Ａｌ、Ｙの組成からなるコーティングとジルコニア系のセラミックコーティングを順に被覆し、元のコーティングにき裂が多く発生した部位には、さらにその上に延性に優れたメタルコーティングを被覆することを特徴とするガスタービン動翼のき裂発生抑制方法。
【請求項１４】
請求項１乃至６のいずれか１項記載のガスタービン動翼を備えたガスタービン設備。

【図１】