JPH10195629A - ガスタービン翼及びその皮膜形成方法 - Google Patents
ガスタービン翼及びその皮膜形成方法Info
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- JPH10195629A JPH10195629A JP35024796A JP35024796A JPH10195629A JP H10195629 A JPH10195629 A JP H10195629A JP 35024796 A JP35024796 A JP 35024796A JP 35024796 A JP35024796 A JP 35024796A JP H10195629 A JPH10195629 A JP H10195629A
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- Japan
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- gas turbine
- oxide film
- film
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 ガスタービン翼の後段のものは形状が大きい
こと等により耐高温腐食性皮膜を施すことがままならず
大気環境の悪化した昨今特に問題としてクローズアップ
されている。本発明はこの問題を解消し簡単に好ましい
皮膜を形成したタービン翼及びその皮膜形成方法を提供
するものである。 【解決手段】 処理する翼の大気加熱条件である処理温
度と時間をラーソン・ミラー・パラメータ（ＬＭＰ）に
沿って選定し、翼表面に１μｍ以上、又は１μｍ〜３μ
ｍのクロム酸化皮膜を形成するようにしたもの。
こと等により耐高温腐食性皮膜を施すことがままならず
大気環境の悪化した昨今特に問題としてクローズアップ
されている。本発明はこの問題を解消し簡単に好ましい
皮膜を形成したタービン翼及びその皮膜形成方法を提供
するものである。 【解決手段】 処理する翼の大気加熱条件である処理温
度と時間をラーソン・ミラー・パラメータ（ＬＭＰ）に
沿って選定し、翼表面に１μｍ以上、又は１μｍ〜３μ
ｍのクロム酸化皮膜を形成するようにしたもの。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンにお
いて、後段動翼に適用される高温燃焼ガスに対する耐蝕
性表面処理に関する。
いて、後段動翼に適用される高温燃焼ガスに対する耐蝕
性表面処理に関する。
【０００２】
【従来の技術】発電用ガスタービンにおいては、ランニ
ングコスト低減のため、低質燃料を使用することが近年
の傾向にあり、タービン翼は従来に比べて高温腐食環境
にある場合が多い。
ングコスト低減のため、低質燃料を使用することが近年
の傾向にあり、タービン翼は従来に比べて高温腐食環境
にある場合が多い。
【０００３】通常ガスタービンは油燃料１ｋｇに対して
燃焼用空気は約５０ｍ3 を要し、この多量の空気を大気
から吸い込むため、設置位置が工場地帯や海岸の周辺の
ような場合にあっては、大気中のナトリウム（Ｎａ）や
塩素（Ｃｌ）等の微量の腐食成分も、タービン翼の高温
腐食の原因となっている。
燃焼用空気は約５０ｍ3 を要し、この多量の空気を大気
から吸い込むため、設置位置が工場地帯や海岸の周辺の
ような場合にあっては、大気中のナトリウム（Ｎａ）や
塩素（Ｃｌ）等の微量の腐食成分も、タービン翼の高温
腐食の原因となっている。
【０００４】従って従来のこのような使用環境にあるガ
スタービンでは、ガス温度が高く腐食性の厳しい前段翼
には、耐高温腐食性皮膜材がコーティング（被覆、皮膜
処理）されてきた。例えば、その代表的なものとして
は、被覆材として、コバルト（Ｃｏ）、ニッケル（Ｎ
ｉ）、クロム（Ｃｒ）、アルミニウム（Ａｌ）又は／及
びイットリウム（Ｙ）等の合金粉末を選び、プラズマ溶
射等により皮膜形成をすることで対応している。
スタービンでは、ガス温度が高く腐食性の厳しい前段翼
には、耐高温腐食性皮膜材がコーティング（被覆、皮膜
処理）されてきた。例えば、その代表的なものとして
は、被覆材として、コバルト（Ｃｏ）、ニッケル（Ｎ
ｉ）、クロム（Ｃｒ）、アルミニウム（Ａｌ）又は／及
びイットリウム（Ｙ）等の合金粉末を選び、プラズマ溶
射等により皮膜形成をすることで対応している。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら前記した
ような従来のコーティングは一般にコストが高く、かつ
溶射装置の容器容量の制約から、形状寸法の大きい後段
の大型翼には適用が困難であり、Ｎｉ基超耐熱合金のＵ
ｄｉｍｅｔ５２０（商品名）の鍛造翼では、機械加工後
のアルミナ（Ａｌ2 Ｏ3 ）粒子によるショットプラスト
の最終製造工程を以て、また、ＩＮ７３８ＬＣ（商品
名）の真空精密鋳造翼では、真空熱処理の最終製造工程
を以てそれぞれ実機に供せられていた。
ような従来のコーティングは一般にコストが高く、かつ
溶射装置の容器容量の制約から、形状寸法の大きい後段
の大型翼には適用が困難であり、Ｎｉ基超耐熱合金のＵ
ｄｉｍｅｔ５２０（商品名）の鍛造翼では、機械加工後
のアルミナ（Ａｌ2 Ｏ3 ）粒子によるショットプラスト
の最終製造工程を以て、また、ＩＮ７３８ＬＣ（商品
名）の真空精密鋳造翼では、真空熱処理の最終製造工程
を以てそれぞれ実機に供せられていた。
【０００６】しかも近年全国的に大気環境が悪化した状
況下にあっては、ガスタービンは非常に厳しい高温腐蝕
環境に置かれており、前段のタービン翼のみならず、後
段のタービン翼においても、結晶粒界に腐食性成分が侵
入し、粒界を弱化して亀裂を生じさせるという顕著な腐
食損傷を発生させるおそれがあり、後段タービン翼の耐
高温腐食性の向上は強く望まれるようになって来てい
る。
況下にあっては、ガスタービンは非常に厳しい高温腐蝕
環境に置かれており、前段のタービン翼のみならず、後
段のタービン翼においても、結晶粒界に腐食性成分が侵
入し、粒界を弱化して亀裂を生じさせるという顕著な腐
食損傷を発生させるおそれがあり、後段タービン翼の耐
高温腐食性の向上は強く望まれるようになって来てい
る。
【０００７】本発明はこのようなニーズに応えて、耐高
温腐食性に優れた表面処理を施した後段動翼及び同後段
動翼の表面処理である皮膜形成方法を提供することを課
題とするものである。
温腐食性に優れた表面処理を施した後段動翼及び同後段
動翼の表面処理である皮膜形成方法を提供することを課
題とするものである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明は前記した課題を
解決するべくなされたものであり、翼表面に厚さ１μｍ
以上のクロム酸化物皮膜を形成したガスタービン翼を提
供し、ガスタービン翼の、特に好ましくは後段の翼の表
面に、１ｍμ以上の厚さにクロム酸化物皮膜を積極的に
形成し、同皮膜により翼基材の高温腐食の開始時期を大
巾に遅らせるようにしたものである。
解決するべくなされたものであり、翼表面に厚さ１μｍ
以上のクロム酸化物皮膜を形成したガスタービン翼を提
供し、ガスタービン翼の、特に好ましくは後段の翼の表
面に、１ｍμ以上の厚さにクロム酸化物皮膜を積極的に
形成し、同皮膜により翼基材の高温腐食の開始時期を大
巾に遅らせるようにしたものである。
【０００９】また、本発明は、翼表面に厚さ１μｍ〜３
μｍのクロム酸化物皮膜を形成したガスタービン翼を提
供し、ガスタービン翼の、特に好ましくは後段の翼の表
面に形成するクロム酸化物皮膜の厚さは少なくとも１μ
ｍ、そして最高３μｍの範囲とし、この特定された厚さ
の皮膜により翼基材の高温腐食の開始時期を大巾に遅ら
せるようにしたものである。
μｍのクロム酸化物皮膜を形成したガスタービン翼を提
供し、ガスタービン翼の、特に好ましくは後段の翼の表
面に形成するクロム酸化物皮膜の厚さは少なくとも１μ
ｍ、そして最高３μｍの範囲とし、この特定された厚さ
の皮膜により翼基材の高温腐食の開始時期を大巾に遅ら
せるようにしたものである。
【００１０】また、本発明は、翼表面にクロム酸化物皮
膜を施すガスタービン翼の皮膜形成方法において、 ２１≦（Ｔ＋２７３）×（２０＋ｌｏｇ10ｔ）×１０-3 〔但し、加熱処理時間ｔは；０．５≦ｔ≦４０[Hr]〕 を満たす温度Ｔ〔℃〕にて大気中で加熱処理するように
したガスタービン翼の皮膜形成方法を提供し、前記関係
式を満す温度Ｔと加熱処理時間ｔとの関連に於てガスタ
ービン翼の表面に形成される皮膜により、翼基材の高温
腐食の開始時期を大巾に遅らせるようにしたものであ
る。
膜を施すガスタービン翼の皮膜形成方法において、 ２１≦（Ｔ＋２７３）×（２０＋ｌｏｇ10ｔ）×１０-3 〔但し、加熱処理時間ｔは；０．５≦ｔ≦４０[Hr]〕 を満たす温度Ｔ〔℃〕にて大気中で加熱処理するように
したガスタービン翼の皮膜形成方法を提供し、前記関係
式を満す温度Ｔと加熱処理時間ｔとの関連に於てガスタ
ービン翼の表面に形成される皮膜により、翼基材の高温
腐食の開始時期を大巾に遅らせるようにしたものであ
る。
【００１１】
【発明の実施の形態】本発明の実施の一形態を図に基づ
いて説明する。
いて説明する。
【００１２】図１に示すように、ガスタービンの後段動
翼、具体的には第４段動翼２（基材：Ｎｉ基超合金であ
るＵｄｉｍｅｔ５２０（商品名））をショットプラスト
を行い表面の油脂や付着物を除去したあと、大気加熱炉
１に装入した。
翼、具体的には第４段動翼２（基材：Ｎｉ基超合金であ
るＵｄｉｍｅｔ５２０（商品名））をショットプラスト
を行い表面の油脂や付着物を除去したあと、大気加熱炉
１に装入した。
【００１３】ここで用いたＵｄｉｍｅｔ５２０（商品
名）合金の化学組成は次表の通りである。
名）合金の化学組成は次表の通りである。
【００１４】
【表１】
【００１５】そして処理した動翼２は、長さが８００ｍ
ｍ以上ある長大翼であり、真空プラズマ溶射の適用は困
難なものである。また、大気加熱炉１は、実際の加熱処
理を出来るだけ模擬するために均熱域が高さ１ｍ，幅１
ｍ，奥行き３ｍの大型のものを使用した。
ｍ以上ある長大翼であり、真空プラズマ溶射の適用は困
難なものである。また、大気加熱炉１は、実際の加熱処
理を出来るだけ模擬するために均熱域が高さ１ｍ，幅１
ｍ，奥行き３ｍの大型のものを使用した。
【００１６】この動翼２は７５０℃に加熱して３時間保
持することにより、タービン翼の表面に厚さ約１μｍの
耐食性のある強固な酸化クロム（Ｃｒ2 Ｏ3 ）の保護皮
膜を形成した。
持することにより、タービン翼の表面に厚さ約１μｍの
耐食性のある強固な酸化クロム（Ｃｒ2 Ｏ3 ）の保護皮
膜を形成した。
【００１７】図２に前記翼２（ａ図参照）の断面の一部
（ｂ図参照）を拡大して前記酸化処理により形成した酸
化クロム（Ｃｒ2 Ｏ3 ）保護皮膜を概念的に表示した
（ｃ図参照）。母材（基材）上面に全域に亘って１μｍ
またはそれ以上の皮膜が形成されていることがわかる。
（ｂ図参照）を拡大して前記酸化処理により形成した酸
化クロム（Ｃｒ2 Ｏ3 ）保護皮膜を概念的に表示した
（ｃ図参照）。母材（基材）上面に全域に亘って１μｍ
またはそれ以上の皮膜が形成されていることがわかる。
【００１８】なお、前記した大気加熱条件（７５０℃、
３時間）の設定根拠は、以下の通りである。
３時間）の設定根拠は、以下の通りである。
【００１９】Ｕｄｉｍｅｔ５２０（商品名）合金におけ
る大気加熱条件と酸化皮膜厚さの関係は図３に示すよう
になっている。同図３において横軸はラーソン・ミラー
・パラメータ（Ｌａｒｓｏｎ Ｍｉｌｌｅｒ Ｐａｒａ
ｍｅｔｅｒ 以下、ＬＭＰと略す）で、これは温度Ｔ
（℃）と時間ｔ（Ｈｒ）とのパラメータで、温度が高い
ほど、また時間が長いほどこのＬＭＰは大きくなる。
る大気加熱条件と酸化皮膜厚さの関係は図３に示すよう
になっている。同図３において横軸はラーソン・ミラー
・パラメータ（Ｌａｒｓｏｎ Ｍｉｌｌｅｒ Ｐａｒａ
ｍｅｔｅｒ 以下、ＬＭＰと略す）で、これは温度Ｔ
（℃）と時間ｔ（Ｈｒ）とのパラメータで、温度が高い
ほど、また時間が長いほどこのＬＭＰは大きくなる。
【００２０】一般に酸化被膜の厚さは、このＬＭＰによ
り整理でき、所望の厚さの酸化被膜を得るには、ＬＭＰ
さえ合わせておけばよい。
り整理でき、所望の厚さの酸化被膜を得るには、ＬＭＰ
さえ合わせておけばよい。
【００２１】耐食性の皮膜として明確な効果を得るため
には、酸化皮膜の厚さを１μｍ以上とする条件、即ち、
ＬＭＰが２１以上を選ぶ必要がある。この関係を数式で
整理すると、次の様になる。
には、酸化皮膜の厚さを１μｍ以上とする条件、即ち、
ＬＭＰが２１以上を選ぶ必要がある。この関係を数式で
整理すると、次の様になる。
【００２２】 ＬＭＰ＝（Ｔ＋２７３）（２０＋ｌｏｇ10ｔ）×１０-3 ここでＴは温度℃、ｔは加熱処理時間Ｈｒである。
【００２３】前記したように、酸化皮膜の厚さを１μｍ
とすると、ＬＭＰは２１となるので、前記数式において
ＬＭＰを２１としてＴとｔの関係を求めると、例えば、
７００℃で約４０時間、７５０℃で約３時間、８００℃
で約０．５時間という関係がある。
とすると、ＬＭＰは２１となるので、前記数式において
ＬＭＰを２１としてＴとｔの関係を求めると、例えば、
７００℃で約４０時間、７５０℃で約３時間、８００℃
で約０．５時間という関係がある。
【００２４】一方、Ｕｄｉｍｅｔ５２０（商品名）合金
の通常の熱処理における最終時効処理は、通常７６０℃
にて行われるため、酸化処理条件はこの最終時効処理温
度以下であり、かつ経済的に短時間で実施できる条件で
ある必要がある。この理由から本実施例のＵｄｉｍｅｔ
５２０（商品名）合金の場合、７５０℃×３Ｈｒが最も
好ましい条件と見られる。
の通常の熱処理における最終時効処理は、通常７６０℃
にて行われるため、酸化処理条件はこの最終時効処理温
度以下であり、かつ経済的に短時間で実施できる条件で
ある必要がある。この理由から本実施例のＵｄｉｍｅｔ
５２０（商品名）合金の場合、７５０℃×３Ｈｒが最も
好ましい条件と見られる。
【００２５】なお、これら動翼材料と酸化処理条件の組
み合わせは、翼材質や翼形状の違いを考慮して、適宜、
適切なものを選択することが出来ることは勿論である。
み合わせは、翼材質や翼形状の違いを考慮して、適宜、
適切なものを選択することが出来ることは勿論である。
【００２６】前記のようにして形成した皮膜の耐高温腐
食性の確認を、本実施の形態による酸化皮膜を施した試
験片と従来の無処理の試験片及び酸化皮膜を形成するが
その厚さを１μｍよりも薄くした試験片とを溶融塩中の
浸漬腐食試験にて実施した（基材はいずれも、Ｕｄｉｍ
ｅｔ５２０（商品名）合金）。
食性の確認を、本実施の形態による酸化皮膜を施した試
験片と従来の無処理の試験片及び酸化皮膜を形成するが
その厚さを１μｍよりも薄くした試験片とを溶融塩中の
浸漬腐食試験にて実施した（基材はいずれも、Ｕｄｉｍ
ｅｔ５２０（商品名）合金）。
【００２７】即ち、腐食性の溶融塩（４０％ＣａＳ
Ｏ4 ，４０％Ｎａ2 ＳＯ4 ，１０％ＮａＣｌ，１０％Ｚ
ｎＣｌ2 ）の中に試験片を浸漬した状態で、加速腐食試
験を実施しその結果を次の表にとりまとめた。
Ｏ4 ，４０％Ｎａ2 ＳＯ4 ，１０％ＮａＣｌ，１０％Ｚ
ｎＣｌ2 ）の中に試験片を浸漬した状態で、加速腐食試
験を実施しその結果を次の表にとりまとめた。
【００２８】
【表２】
【００２９】本実施の形態による厚さ１μｍ以上の酸化
皮膜を持つ酸化処理材は、無処理材（比較材）の約１
／２〜１／３倍の重量減少であった。
皮膜を持つ酸化処理材は、無処理材（比較材）の約１
／２〜１／３倍の重量減少であった。
【００３０】また、酸化皮膜は持つがその厚さが１μｍ
より薄い場合（比較材）、無処理のものよりも重量減
少は少ないものの、その効果は低いことがわかった。
より薄い場合（比較材）、無処理のものよりも重量減
少は少ないものの、その効果は低いことがわかった。
【００３１】また、試験後の試験片の断面を観察する
と、無処理材では粒界浸食が著しかったのに対し、本実
施の形態による厚さ１μｍ以上の酸化皮膜を持つ酸化処
理材は粒界浸食が軽微であり、浸食深さで無処理材の約
１／１０程度であった。
と、無処理材では粒界浸食が著しかったのに対し、本実
施の形態による厚さ１μｍ以上の酸化皮膜を持つ酸化処
理材は粒界浸食が軽微であり、浸食深さで無処理材の約
１／１０程度であった。
【００３２】なお、ここでは熱処理するタービン翼２は
鍛造翼をイメージして説明したが、これは鋳造翼であっ
ても実質的に同一である。ただ、詳しく言えば鍛造翼の
場合は鍛造における最終工程のショットブラスト処理を
経て完成したものを大気中加熱処理を行い翼表面にクロ
ム酸化物の皮膜を形成するか、鋳造（精密鋳造）翼の場
合には最終工程の真空熱処理のうち最後の時効熱処理を
大気中で行い、その後は前記と全て同様に翼表面にクロ
ム酸化皮膜を形成することになる。
鍛造翼をイメージして説明したが、これは鋳造翼であっ
ても実質的に同一である。ただ、詳しく言えば鍛造翼の
場合は鍛造における最終工程のショットブラスト処理を
経て完成したものを大気中加熱処理を行い翼表面にクロ
ム酸化物の皮膜を形成するか、鋳造（精密鋳造）翼の場
合には最終工程の真空熱処理のうち最後の時効熱処理を
大気中で行い、その後は前記と全て同様に翼表面にクロ
ム酸化皮膜を形成することになる。
【００３３】
【発明の効果】以上、本発明によれば、耐高温腐食性に
優れたＣｒ2 Ｏ3 表面被膜を表面処理により形成した後
段動翼により、腐食損傷の防止を図ることができ、ひい
ては、ガスタービンの信頼性・耐久性の向上に寄与する
ものである。
優れたＣｒ2 Ｏ3 表面被膜を表面処理により形成した後
段動翼により、腐食損傷の防止を図ることができ、ひい
ては、ガスタービンの信頼性・耐久性の向上に寄与する
ものである。
【図１】本発明の実施の一形態に係る翼の表面処理工程
の概要を示し、（ａ）は処理されるタービン翼の斜視
図、（ｂ）は大気加熱炉内２の処理状況の説明図。
の概要を示し、（ａ）は処理されるタービン翼の斜視
図、（ｂ）は大気加熱炉内２の処理状況の説明図。
【図２】図１の工程で処理された翼の皮膜の概念を示
し、（ａ）は皮膜を形成されたタービン翼の斜視図、
（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ断面の説明図、（ｃ）は（ｂ）
の要部を拡大した皮膜の概念図。
し、（ａ）は皮膜を形成されたタービン翼の斜視図、
（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ断面の説明図、（ｃ）は（ｂ）
の要部を拡大した皮膜の概念図。
【図３】大気加熱条件（ＬＭＰ）と皮膜の厚さとの関係
を示す説明図。
を示す説明図。
１ 大気加熱炉 ２ タービン翼
Claims (3)
- 【請求項１】 翼表面に厚さ１μｍ以上のクロム酸化物
皮膜を形成したことを特徴とするガスタービン翼。 - 【請求項２】 翼表面に厚さ１μｍ〜３μｍのクロム酸
化物皮膜を形成したことを特徴とするガスタービン翼。 - 【請求項３】 翼表面にクロム酸化物皮膜を施すガスタ
ービン翼の皮膜形成方法において、 ２１≦（Ｔ＋２７３）×（２０＋ｌｏｇ10ｔ）×１０-3 〔但し、加熱処理時間ｔは；０．５≦ｔ≦４０[Hr]〕 を満たす温度Ｔ〔℃〕にて大気中で加熱処理することを
特徴とするガスタービン翼の皮膜形成方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP35024796A JPH10195629A (ja) | 1996-12-27 | 1996-12-27 | ガスタービン翼及びその皮膜形成方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP35024796A JPH10195629A (ja) | 1996-12-27 | 1996-12-27 | ガスタービン翼及びその皮膜形成方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10195629A true JPH10195629A (ja) | 1998-07-28 |
Family
ID=18409218
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP35024796A Withdrawn JPH10195629A (ja) | 1996-12-27 | 1996-12-27 | ガスタービン翼及びその皮膜形成方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH10195629A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6352041B1 (en) * | 2001-02-13 | 2002-03-05 | United Microelectronics Corp. | Method for preventing corrosion of a furnace |
| JP2006283759A (ja) * | 2005-03-31 | 2006-10-19 | General Electric Co <Ge> | タービン構成部品及びその製造方法 |
-
1996
- 1996-12-27 JP JP35024796A patent/JPH10195629A/ja not_active Withdrawn
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6352041B1 (en) * | 2001-02-13 | 2002-03-05 | United Microelectronics Corp. | Method for preventing corrosion of a furnace |
| JP2006283759A (ja) * | 2005-03-31 | 2006-10-19 | General Electric Co <Ge> | タービン構成部品及びその製造方法 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20040302 |