特開 2024-92644 タービン翼及びその製造方法、並びに、ガスタービンエンジン

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】公開特許公報(A)

(11)【公開番号】P2024092644

(43)【公開日】2024-07-08

(54)【発明の名称】タービン翼及びその製造方法、並びに、ガスタービンエンジン

(51)【国際特許分類】

   F01D 5/14 20060101AFI20240701BHJP

   F01D 5/28 20060101ALI20240701BHJP

   F02C 7/00 20060101ALI20240701BHJP

   F01D 25/00 20060101ALI20240701BHJP

   B23P 15/02 20060101ALI20240701BHJP

   B23K 26/361 20140101ALI20240701BHJP

   C23C 4/073 20160101ALI20240701BHJP

   C23C 4/11 20160101ALI20240701BHJP

【ＦＩ】

F01D5/14

F01D5/28

F02C7/00 D

F01D25/00 X

B23P15/02

B23K26/361

C23C4/073

C23C4/11

【審査請求】未請求

【請求項の数】11

【出願形態】ＯＬ

(21)【出願番号】P 2022208729

(22)【出願日】2022-12-26

(71)【出願人】

【識別番号】000000974

【氏名又は名称】川崎重工業株式会社

(74)【代理人】

【識別番号】110000556

【氏名又は名称】弁理士法人有古特許事務所

(72)【発明者】

【氏名】根上 将大

(72)【発明者】

【氏名】久間 康平

(72)【発明者】

【氏名】東 誠

(72)【発明者】

【氏名】谷口 智紀

(72)【発明者】

【氏名】田中 良造

【テーマコード（参考）】

3G202

4E168

4K031

【Ｆターム（参考）】

3G202BA03

3G202BA06

3G202BA10

3G202BB04

3G202EA08

4E168AD03

4E168AD18

4E168DA46

4E168DA47

4E168JA01

4E168JA15

4E168JB04

4K031AA02

4K031AB03

4K031CB21

4K031CB42

4K031DA04

(57)【要約】

【課題】ガスタービンエンジンのタービン翼において、遮熱コーティングの剥離を抑制しつつ耐熱性を高め得る技術を提案する。
【解決手段】タービン翼は、耐熱合金製の基材と、基材の表面を被覆する遮熱コーティングとを有する翼型の翼体を備える。翼体のコード方向の中央より後縁側の後部分の遮熱コーティングの平均厚さが、翼体のコード方向の中央より前縁側の前部分の遮熱コーティングの平均厚さよりも大きい。
【選択図】図６

【特許請求の範囲】

【請求項1】

耐熱合金製の基材と、前記基材の表面を被覆する遮熱コーティングとを有する翼型の翼体を備え、
前記翼体のコード方向の中央より後縁側の後部分の前記遮熱コーティングの平均厚さが、前記翼体の前記コード方向の中央より前縁側の前部分の前記遮熱コーティングの平均厚さよりも大きい、
タービン翼。

【請求項2】

前記遮熱コーティングは、セラミック製の遮熱層と、前記遮熱層と前記基材の間に介在する結合層とを含み、
前記翼体の前記後部分の前記遮熱層の平均厚さが、前記翼体の前記前部分の前記遮熱層の平均厚さよりも大きい、
請求項１に記載のタービン翼。

【請求項3】

前記翼体は、前記遮熱層の膜厚が第１膜厚であって前記翼体の前記前縁を含む第１領域と、前記遮熱層の膜厚が前記第１膜厚よりも大きい第２膜厚であって前記第１領域よりも前記コード方向の前記後縁側に配置された第２領域とを、有する、
請求項２に記載のタービン翼。

【請求項4】

前記翼体は、前記第１領域と前記第２領域の前記コード方向の間に配置され、前記遮熱層の膜厚が前記第１領域から前記第２領域へ向かって、前記第１膜厚から前記第２膜厚へ漸次増加する第３領域を有する、
請求項３に記載のタービン翼。

【請求項5】

前記第３領域は、前記翼体の前記前部分に配置されている、
請求項４に記載のタービン翼。

【請求項6】

前記第１領域の遮熱層表面の界面の展開面積比Ｓｄｒが０．５以下である、
請求項３に記載のタービン翼。

【請求項7】

請求項１乃至６のいずれか一項に記載のタービン翼を備える、ガスタービンエンジン。

【請求項8】

翼型の翼体を有するタービン翼の製造方法であって、
耐熱合金製の基材で前記翼体となる部分を含む成形部品を作製すること、
前記成形部品の表面に結合層となる第１層をコーティングすること、
前記第１層の表面に遮熱層となる第２層をコーティングすること、及び、
レーザアブレーション加工によって前記第２層の表面から材料の一部を除去することにより、前記翼体のコード方向の中央より前縁側の前部分の前記遮熱層の平均厚さを、前記翼体の前記コード方向の中央より後縁側の後部分の前記遮熱層の平均厚さよりも小さくすること、を含む、
タービン翼の製造方法。

【請求項9】

前記第２層の表面から材料の一部を除去することが、
前記翼体に、前記遮熱層の膜厚が第１膜厚であって前記翼体の前記前縁を含む第１領域と、前記遮熱層の膜厚が前記第１膜厚よりも大きい第２膜厚であって前記第１領域よりも前記コード方向の前記後縁側に配置された第２領域とを形成すること、を含む、
請求項８に記載のタービン翼の製造方法。

【請求項10】

前記第２層の表面から材料の一部を除去することが、
前記第１層で被覆された前記成形部品の形状計測を行って第１の形状計測結果を得ること、
前記第１層及び前記第２層で被覆された前記成形部品の形状計測を行って第２の形状計測結果を得ること、
前記第２の形状計測結果と前記第１の形状計測結果の差に基づいて前記第２層の膜厚を求めること、
前記第２層の膜厚と前記遮熱層の所定の設計膜厚の差に基づいて前記第２層の表面からの材料の除去厚さを求めること、及び、
前記第２層の表面から前記除去厚さの材料を除去すること、を含む、
請求項８又は９に記載のタービン翼の製造方法。

【請求項11】

耐熱合金製の基材でタービン翼の翼体となる部分を含む成形部品を作製すること、
前記成形部品の表面に結合層となる第１層をコーティングすること、
前記第１層の表面に遮熱層となる第２層をコーティングすること、及び、
レーザアブレーション加工によって前記第２層の表面から材料の一部を除去すること、を含み、
前記第２層の表面から材料の一部を除去することが、
前記第１層で被覆された前記成形部品の形状計測を行って第１の形状計測結果を得ること、
前記第１層及び前記第２層で被覆された前記成形部品の形状計測を行って第２の形状計測結果を得ること、
前記第２の形状計測結果と前記第１の形状計測結果の差に基づいて前記第２層の膜厚を求めること、
前記第２層の膜厚と前記遮熱層の所定の設計膜厚の差に基づいて前記第２層の表面からの材料の除去厚さを求めること、及び、
前記第２層の表面から前記除去厚さの材料を除去すること、を含む、
タービン翼の製造方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本開示は、タービン翼及びガスタービンエンジンに関する。

【背景技術】

【0002】

ガスタービンエンジンのタービン翼は高温の燃焼ガス流れに曝される。そこで、タービン翼を高温ガスから保護するために、タービン翼には遮熱コーティング（Ｔｈｅｒｍａｌ Ｂａｒｒｉｅｒ Ｃｏａｔｉｎｇ，ＴＢＣ）が施されている。

【0003】

例えば、特許文献１に記載のガスタービンエンジンのガスタービン部材は、耐熱合金基材の上に、酸化物セラミックスからなるセラミックス層を含む遮熱コーティングが形成されたものである。このガスタービン部材では、高温下での使用の際の遮熱コーティングの剥離を抑制するために、セラミックス層に結晶安定性の高い材料が採用されている。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0004】

【特許文献1】特開２００５－１６３１８５号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0005】

特許文献１に記載のように、ガスタービンエンジンのタービン翼の遮熱コーティングの一部が運転中に剥離して、タービン翼の耐熱性が損なわれることが課題となっている。

【0006】

本開示は以上の事情に鑑みてされたものであり、その目的は、ガスタービンエンジンのタービン翼において、遮熱コーティングの剥離を抑制しつつ耐熱性を高め得る技術を提案することにある。

【課題を解決するための手段】

【0007】

上記課題を解決するために、本開示の一態様に係るタービン翼は、
耐熱合金製の基材と、前記基材の表面を被覆する遮熱コーティングとを有する翼型の翼体を備え、
前記翼体のコード方向の中央より後縁側の後部分の前記遮熱コーティングの平均厚さが、前記翼体の前記コード方向の中央より前縁側の前部分の前記遮熱コーティングの平均厚さよりも大きいものである。

【0008】

本開示の一態様に係るタービン翼の製造方法は、翼型の翼体を有するタービン翼の製造方法であって、
耐熱合金製の基材で前記翼体となる部分を含む成形部品を作製すること、
前記成形部品の表面に結合層となる第１層をコーティングすること、
前記第１層の表面に遮熱層となる第２層をコーティングすること、及び、
レーザアブレーション加工によって前記第２層の表面から材料の一部を除去することにより、前記翼体のコード方向の中央より前縁側の前部分の前記遮熱層の平均厚さを、前記翼体の前記コード方向の中央より後縁側の後部分の前記遮熱層の平均厚さよりも小さくすること、を含むものである。

【0009】

本開示の一態様に係るタービン翼の製造方法は、
耐熱合金製の基材でタービン翼の翼体となる部分を含む成形部品を作製すること、
前記成形部品の表面に結合層となる第１層をコーティングすること、
前記第１層の表面に遮熱層となる第２層をコーティングすること、及び、
レーザアブレーション加工によって前記第２層の表面から材料の一部を除去すること、を含み、
前記第２層の表面から材料の一部を除去することが、
前記第１層で被覆された前記成形部品の形状計測を行って第１の形状計測結果を得ること、
前記第１層及び前記第２層で被覆された前記成形部品の形状計測を行って第２の形状計測結果を得ること、
前記第２の形状計測結果と前記第１の形状計測結果の差に基づいて前記第２層の膜厚を求めること、
前記第２層の膜厚と前記遮熱層の所定の設計膜厚の差に基づいて前記第２層の表面からの材料の除去厚さを求めること、及び、
前記第２層の表面から前記除去厚さの材料を除去すること、を含むものである。

【発明の効果】

【0010】

上記した本開示の一態様によれば、ガスタービンエンジンのタービン翼において、遮熱コーティングの剥離を抑制しつつ耐熱性を高め得る技術を提案できる。

【図面の簡単な説明】

【0011】

【図1】図１は、本開示の一実施形態に係るガスタービンエンジンの概略構成を示す一部破断側面図である。

【図2】図２は、動翼を周方向から見た側面図である。

【図3】図３は、図２のIII－III断面図である。

【図4】図４は、タービン翼の翼体の遮熱コーティングのコード方向の位置と厚さとの関係の第１例を示す図表である。

【図5】図５は、タービン翼の翼体の遮熱コーティングのコード方向の位置と厚さとの関係の第２例を示す図表である。

【図6】図６は、タービン翼の製造方法のフローチャートである。

【発明を実施するための形態】

【0012】

以下、図面を参照して本開示の実施の形態を説明する。先ず、図１を参照して、本開示の一実施形態に係るガスタービンエンジン１の概略構成について説明する。図１はガスタービンエンジン１の概略側面図であって、その一部を破断して内部構造が示されている。

【0013】

ガスタービンエンジン１は、圧縮機２と、燃焼器１３と、タービン１４とを備える。

【0014】

圧縮機２は空気Ａを吸入して圧縮する。圧縮機２は、圧縮機ロータ２３と、圧縮機ロータ２３を囲む圧縮機ステータ２４とを備える。圧縮機ロータ２３はガスタービンエンジン１の軸方向Ｘに延びる。圧縮機ステータ２４と圧縮機ロータ２３の半径方向の間には吸い込んだ空気Ａを圧縮する圧縮通路が形成されている。圧縮通路に導入された空気Ａは、圧縮されながら燃焼器１３へ向かって軸方向Ｘへ流れる。

【0015】

燃焼器１３は圧縮機２から導入した圧縮空気で燃料Ｆを燃焼させて高温高圧の燃焼ガスＧを発生させる。高温高圧の燃焼ガスＧは、タービン１４の作動流体となる。

【0016】

タービン１４は、燃焼ガスＧのエネルギーを機械的動力に変換する。タービン１４は、タービンロータ３と、タービンロータ３を囲むタービンステータ４とを備える。

【0017】

タービンステータ４は、ケーシング４１と、ケーシング４１の内周面において軸方向Ｘに並んだ複数の静翼列とを備える。各静翼列は、周方向に並んだ複数の静翼４０で構成されている。

【0018】

タービンロータ３は、軸方向Ｘに並んだ複数のロータディスク３１と、各ロータディスク３１の外周面において周方向に並んだ複数の動翼３０とを備える。周方向に並んだ複数の動翼３０によって一列の動翼列が形成されており、複数の動翼列が軸方向Ｘに並んでいる。静翼列と動翼列は軸方向Ｘに交互に配列されている。

【0019】

タービンロータ３とタービンステータ４の径方向の間には、燃焼ガスＧが流れる燃焼ガス流路が形成されている。燃焼ガス流路を流れる燃焼ガスＧによって、タービンロータ３が回転駆動される。タービンロータ３は圧縮機ロータ２３と結合されており、タービン１４の回転動力によって圧縮機２が駆動される。発電用のガスタービンエンジン１では、タービンロータ３に発電機が接続されており、タービン１４の回転動力によって発電機で電力が生成される。

【0020】

＜タービン翼５の構造＞
タービン１４の動翼３０及び静翼４０をタービン翼５と称する。タービン翼５の構造について、動翼３０を例に挙げて説明する。図２は動翼３０を周方向から見た側面図であり、図３は図２のIII－III断面図である。図３ではタービン翼５の遮熱コーティング５５の膜厚が誇張して示されている。

【0021】

図２及び図３に示すように、タービン翼５の一例としての動翼３０は、翼体３０１と、翼根３０３と、翼体３０１とプラットフォーム３０２の間に配置された板状のプラットフォーム３０２とを有する。翼根３０３はロータディスク３１に埋設され、動翼３０をロータディスク３１に支持させる。翼体３０１及びプラットフォーム３０２は、燃焼ガス流路に露出し高温高圧の燃焼ガスＧに晒されることから、タービン翼５は耐熱性を備えている。

【0022】

翼体３０１は、前縁ＬＥが丸く、後縁ＴＥが尖った、所謂、翼型を呈する。前縁ＬＥと後縁ＴＥとを結ぶ線分、即ち、翼弦の延びる方向を「コード方向Ｙ」と称する。翼体３０１は、燃焼ガスＧからの流圧を受ける腹面５６と、腹面５６と反対側の面である背面５８とを有する。腹面５６は正圧面とも称され、背面５８は負圧面とも称される。

【0023】

タービン翼５は、高温用耐熱合金製の基材５１と、基材５１を被覆している遮熱コーティング５５からなる。なお、遮熱コーティング５５は、タービン翼５の表面の全体を覆っていてもよいし、タービン翼５の表面のうち燃焼ガスＧに晒される部分を覆っていてもよい。遮熱コーティング５５は、熱伝導率の小さいセラミックス製の遮熱層５３と、遮熱層５３と基材５１との間に介在する結合層５２とを基材５１に成膜した２層構造を有する。基材５１は、特に限定されるわけではないが、Ｎｉ基合金や、Ｃｏ基合金などの、一般にガスタービン翼に使用されている耐熱合金からなる。このような耐熱合金として、特に限定されるものではないが、例えば、ＭＡＲ－Ｍ－２４７（登録商標）ＣＭＳＸ－４（登録商標）などの耐熱合金が挙げられる。遮熱層５３は、特に限定されるわけではないが、ＺｒＯ_２系の材料、特にＹ_２Ｏ_３で部分安定化又は完全安定化したＺｒＯ_２であるＹＳＺ（イットリア安定化ジルコニア）などの比較的低い熱伝導率と比較的高い熱膨張率を有するセラミックス材料で構成されていてよい。結合層５２は、遮熱層５３と基材５１の間の熱膨張差を緩和して密着性を向上する。遮熱層５３は、特に限定されるわけではないが、ＭＣｒＡｌＹ合金（Ｍは、Ｎｉ，Ｃｏ，Ｆｅ等の金属元素またはこれらのうち２種類以上の組合せを示す）で構成されていてよい。

【0024】

タービン翼５の内部には冷却通路が設けられており、当該冷却通路を冷媒が流通することによってタービン翼５が冷却される。しかし、従来のタービン翼では翼部の表面温度は均一とはならない。従来のタービン翼の翼部の腹面の後縁ＴＥの近傍に局所的に高温となる部分が発生する。このようなタービン翼における高温部分の偏在は、酸化やクリープによるタービン翼の損傷を招く。タービン翼の耐熱性を高めるためには、単純に遮熱コーティングを全体的に厚くすることに想到し得るが、遮熱コーティングを一様に厚くした場合には、タービン翼の他の部分と比較して曲率の大きい前縁ＬＥの遮熱コーティングの剥離が生じやすくなる。

【0025】

そこで、本開示に係るタービン翼５では、曲率の大きい前縁ＬＥの遮熱コーティング５５の厚さを従来と同じ程度に維持しながら、高い遮熱性の要求される翼体３０１の後縁ＴＥ及びその近傍の遮熱コーティング５５の厚さを前縁ＬＥよりも厚くした。これにより、遮熱コーティング５５の剥離に対する信頼性を損ねることなく、従来局所的に高温となりやすい箇所の遮熱性能が高まり、タービン翼５の翼体３０１全体として耐熱性能を高めることができる。

【0026】

具体的に、タービン翼５の翼体３０１は、コード方向Ｙの中央３３より後縁ＴＥ側の後部分３５の遮熱コーティング５５の平均厚さが、コード方向Ｙの中央３３より前縁ＬＥ側の前部分３４の遮熱コーティング５５の平均厚さよりも大きいという特徴を有する。後縁ＴＥは後部分３５に含まれ、前縁ＬＥは前部分３４に含まれる。上記の特徴は、翼体３０１の腹面５６及び背面５８の両面が有していてもよいし、背面５８と比較して高温となりやすい腹面５６のみが有していてもよい。

【0027】

本実施形態に係るタービン翼５では、結合層５２の厚さを略一定とし、遮熱層５３の厚さを部位によって違えることによって、上記の特徴を実現している。即ち、タービン翼５の翼体３０１は、コード方向Ｙの後部分３５の遮熱層５３の平均厚さが、コード方向Ｙの前部分３４の遮熱層５３の平均厚さよりも大きい。

【0028】

図４は、タービン翼５の翼体３０１の遮熱コーティング５５のコード方向Ｙの位置と厚さとの関係の第１例を示す図表である。図４の図表において、縦軸が遮熱コーティング５５の遮熱層５３の厚さを表し、横軸が前縁ＬＥから後縁ＴＥまでのコード方向Ｙの位置を表している。なお、このグラフは翼体３０１の腹面５６の遮熱コーティング５５の遮熱層５３の厚さを表したものであるが、背面５８の遮熱コーティング５５の遮熱層５３の厚さも同様に表される。

【0029】

翼体３０１の前縁ＬＥを含む第１領域Ａ１の遮熱層５３の厚さは「第１膜厚Ｔ１」である。また、翼体３０１の後縁ＴＥを含む第２領域Ａ２の遮熱層５３の厚さは「第２膜厚Ｔ２」である。第２膜厚Ｔ２は第１膜厚Ｔ１よりも大きい。第２膜厚Ｔ２は、好ましくは、第１膜厚Ｔ１の膜厚の１．３倍以上２．０倍以下である。なお、実際のタービン翼５において、遮熱層５３の表面には微細な凹凸が存在し、遮熱層５３の膜厚を厳密に一定の値とすることは難しい。したがって、第１膜厚Ｔ１及び第２膜厚Ｔ２は、遮熱層５３の設計値であってもよいし、膜厚測定値の平均値であってもよい。

【0030】

第３領域Ａ３は、第１領域Ａ１と第２領域Ａ２のコード方向Ｙの間に配置されている。第３領域Ａ３の遮熱コーティング５５の膜厚は、第１領域Ａ１から第２領域Ａ２へ向かって、第１膜厚Ｔ１から第２膜厚Ｔ２へ漸次増加する。つまり、第３領域Ａ３は、第１領域Ａ１と第２領域Ａ２とを滑らかに接続している。このようなタービン翼５の翼体３０１では、第１領域Ａ１は前部分３４に配置されることから、後部分３５の遮熱コーティング５５の平均厚さは、前縁ＬＥ側の前部分３４の遮熱コーティング５５の平均厚さよりも大きい。

【0031】

翼体３０１の遮熱性能を高める観点から第２領域Ａ２の面積は第１領域Ａ１の面積より大きいことが好ましく、第３領域Ａ３は翼体３０１のコード方向Ｙの中央３３よりも前側に位置することが望ましい。但し、第３領域Ａ３がコード方向Ｙの中央３３を含むより広い範囲であってもよい。図５は、タービン翼５の翼体３０１の遮熱コーティング５５のコード方向Ｙの位置と厚さとの関係の第２例を示す図表である。図５に示す第２例では、第３領域Ａ３が翼体３０１のコード方向Ｙの中央３３を含み、前部分３４から後部分３５にまたがって設けられている。

【0032】

＜タービン翼５の製造方法＞
従来のタービン翼の製造方法では、鋳造によって耐熱合金をタービン翼の形状に成形した耐熱合金基材を作製し、耐熱合金基材の上に大気プラズマ溶射等の溶射法によって遮熱コーティングを形成する。しかし、溶射法では、タービン翼の複雑な曲面を部位ごとに異なる膜厚とすることが難しい。そこで、本開示に係るタービン翼５の製造方法では、基材５１の上に結合層５２及び遮熱層５３となるコーティング層を形成したのち、このコーティング層の表面の余分な材料をレーザアブレーション加工で除去することによって、遮熱コーティング５５の特に遮熱層５３を所望の膜厚に成形する。以下、タービン翼５の製造方法について具体的に説明する。

【0033】

図６は、タービン翼５の製造方法のフローチャートである。図６に示すように、先ず、耐熱合金製の基材５１からなる成形部品を作製する（ステップＳ０１）。この成形部品は、鋳造によって耐熱合金が翼体３０１を含むタービン翼５の形状に成形されたものであって、タービン翼５の中間製品である。但し、成形部品の成形方法は鋳造に限定されず、機械加工などの他の成形方法が用いられたり組み合わされたりしてもよい。

【0034】

次に、成形部品の表面に第１層をコーティングする（ステップＳ０２）。第１層は、結合層５２となる。ここで、成形部品の表面に結合層５２のコーティング剤が溶射され、成形部品の表面に結合層５２となる第１層が形成される。

【0035】

続いて、第１の形状計測を行い、第１の形状計測結果を得る（ステップＳ０３）。第１の形状計測では、第１層で被覆された成形部品の外形形状が計測される。ここで、形状計測の手法は限定されないが、例えば、形状計測に非接触式の三次元形状測定装置が用いられる。このような三次元形状測定装置として、光コム技術を利用した三次元形状測定装置や、ステレオカメラを用いた三次元形状測定装置が例示される。

【0036】

次に、第１層で被覆された成形部品の表面に第２層をコーティングする（ステップＳ０４）。ここで、第１層の表面に遮熱層５３のコーティング剤が溶射され、第１層の上に遮熱層５３となる第２層が形成される。

【0037】

続いて、第２の形状計測を行い、第２の形状計測結果を得る（ステップＳ０５）。第２の形状計測では、第１層及び第２層で被覆された成形部品の外形形状が計測される。第２の形状計測は、第１の形状計測と同様に行われる。

【0038】

第１の形状計測結果及び第２の形状計測結果を用いて、第２層の膜厚を求める（ステップＳ０６）。第２の形状計測結果と第１の形状計測結果の差が第２層の膜厚である。鋳造で得られた成形部品は、製法上の固体誤差を含有するが、このように成形部品ごとに第２層の膜厚を測定することによって、製品の遮熱層５３の厚さをより精確に制御することが可能となる。

【0039】

タービン翼５には、性能上要求される遮熱層５３の膜厚に基づいて遮熱層５３の設計膜厚が与えられている。例えば、翼体３０１の表面のうち第１領域Ａ１の遮熱層５３の設計膜厚は第１膜厚Ｔ１であり、第２領域Ａ２の遮熱層５３の設計膜厚は第２膜厚Ｔ２である。第２層の膜厚から遮熱層５３の設計膜厚を差し引いて、加工量を決定する（ステップＳ０７）。加工量は、即ち、第２層の表面から除去される材料の表面からの厚さである。上記のステップＳ０６及びＳ０７の処理はコンピュータによって行われてよい。

【0040】

レーザアブレーション加工によって、第２層の表面から決定された加工量の厚さの材料を除去する（ステップＳ０８）。この除去処理には、公知の短パルスレーザ加工機が用いられる。短パルスレーザ加工機では、短パルスレーザの照射によって、照射部表面の材料の分子や原子の結合を切断して材料を分解及び飛散させる非熱的加工、即ち、レーザアブレーション加工が行われる。ここで短パルスレーザは、ピコ秒レーザ又はフェムト秒レーザである。決定された加工量はレーザアブレーション加工の加工深さに相当し、決定された加工量に基づいて短パルスレーザ加工機の加工パスが決定される。

【0041】

第２層の表面の材料の除去が非熱的加工によって行われるので、熱加工や研削加工で除去処理が行われる場合と比較して、遮熱コーティング５５が受ける熱や摩擦のダメージが小さい。また、短パルスレーザ加工機が用いられることによって金属やセラミックスの微細加工が可能であり、複雑な三次元曲面形状を有するタービン翼５の表面に沿って所望厚さの材料の除去が可能である。

【0042】

上記の第２層の表面の材料の除去は、第２層の表面の全体にわたって施されてもよいし、第２層の表面のうち一部分に施されてもよい。例えば、翼体３０１の第１領域Ａ１及び第３領域Ａ３に対応する第２層の表面の材料が除去され、第２領域Ａ２には溶射による表面が残存していてもよい。タービン翼５に施された遮熱コーティング５５において、レーザアブレーション加工が施された表面、即ち、遮熱層５３表面の「界面の展開面積比Ｓｄｒ」は０．５以下であり、レーザアブレーション加工が施されていない表面と界面の展開面積比Ｓｄｒに基づいて区別できる。なお、界面の展開面積比Ｓｄｒは、ＩＳＯ２５１７８に規定された面粗さのパラメータの一つであって、定義領域の展開面積（表面積）が、定義領域の面積に対してどれだけ増大しているかを表す。次の表１では、タービン翼５の実施例１－４と、参考例１－２の展開面積比Ｓｄｒの測定結果が示されている。実施例１－４では、タービン翼５の遮熱コーティング５５のうち短パルスレーザ加工機でレーザアブレーション加工が施された表面の界面の展開面積比Ｓｄｒの測定結果が示されている。参考例１－２では、タービン翼５の遮熱コーティング５５のうち溶射により形成された遮熱層５３の表面（即ち、レーザアブレーション加工が施されていない表面）の界面の展開面積比Ｓｄｒの測定結果が示されている。なお、遮熱層５３表面の界面の展開面積比Ｓｄｒの測定は、レーザー顕微鏡「キーエンス株式会社製 ＶＫ－Ｘ２５０」を用いて行った。

【0043】

【表1】

【0044】

〔総括〕
本開示の第１の項目に係るタービン翼５は、耐熱合金製の基材５１と、基材５１の表面を被覆する遮熱コーティング５５とを有する翼型の翼体３０１を備え、
翼体３０１のコード方向Ｙの中央３３より後縁ＴＥ側の後部分３５の遮熱コーティング５５の平均厚さが、翼体３０１のコード方向Ｙの中央３３より前縁ＬＥ側の前部分３４の遮熱コーティング５５の平均厚さよりも大きいことを特徴としている。

【0045】

本開示の第２の項目に係るタービン翼５は、第１の項目に係るタービン翼５において、遮熱コーティング５５は、セラミック製の遮熱層５３と、遮熱層５３と基材５１の間に介在する結合層５２とを含み、翼体３０１の後部分３５の遮熱層５３の平均厚さが、翼体３０１の前部分３４の遮熱層５３の平均厚さよりも大きいものである。

【0046】

本開示の第３の項目に係るタービン翼５は、第２の項目に係るタービン翼５において、翼体３０１は、遮熱層５３の膜厚が第１膜厚Ｔ１であって翼体３０１の前縁ＬＥを含む第１領域Ａ１と、遮熱層５３の膜厚が第１膜厚Ｔ１よりも大きい第２膜厚Ｔ２であって第１領域Ａ１よりもコード方向Ｙの後縁ＴＥ側に配置された第２領域Ａ２とを、有するものである。

【0047】

第１乃至３の項目に係るタービン翼５では、従来のタービン翼において局所的に高温となる傾向のあった翼体３０１の後縁ＴＥ及びその近傍の遮熱性が高められ、全体として耐熱性が高められる。また、翼体３０１の前縁ＬＥの遮熱コーティング５５の厚さはコード方向Ｙの後部分３５よりも小さく、遮熱コーティング５５の剥離は抑制される。このように、本開示によれば、ガスタービンエンジン１のタービン翼５において、遮熱コーティング５５の剥離を抑制しつつ耐熱性を高め得る技術を提案できる。

【0048】

本開示の第４の項目に係るタービン翼５は、第３の項目に係るタービン翼５において、翼体３０１は、第１領域Ａ１と第２領域Ａ２のコード方向Ｙの間に配置され、遮熱層５３の膜厚が第１領域Ａ１から第２領域Ａ２へ向かって、第１膜厚Ｔ１から第２膜厚Ｔ２へ漸次増加する第３領域Ａ３を有するものである。

【0049】

このように、第３領域Ａ３によって、第１領域Ａ１から第２領域Ａ２へ遮熱層５３の膜厚を徐々に変化させることができる。

【0050】

本開示の第５の項目に係るタービン翼５は、第４の項目に係るタービン翼５において、第３領域Ａ３は、翼体３０１の前部分３４に配置されているものである。

【0051】

このように、第３領域Ａ３が前部分３４に配置されることによって、翼体３０１における第２領域Ａ２の割合を大きくできる。

【0052】

本開示の第６の項目に係るタービン翼５は、第３乃至５のいずれかの項目に係るタービン翼５において、第１領域Ａ１の遮熱層５３表面の界面の展開面積比Ｓｄｒが０．５以下であるものである。

【0053】

このように、タービン翼５の第１領域Ａ１は、遮熱層５３表面の界面の展開面積比Ｓｄｒが０．５以下となる加工面、即ち、レーザアブレーション加工によって材料が除去された表面を有する。

【0054】

本開示の第７の項目に係るガスタービンエンジン１は、第１乃至６のいずれかの項目に係るタービン翼５を備えるものである。

【0055】

上記構成のタービン翼５は遮熱コーティング５５の剥離を抑制しつつ耐熱性を高め得るので、ガスタービンエンジン１のタービン１４に具備される静翼４０及び動翼３０を含むタービン翼５として好適である。

【0056】

本開示の第８の項目に係るタービン翼５の製造方法は、翼型の翼体３０１を有するタービン翼５の製造方法であって、
耐熱合金製の基材５１で翼体３０１となる部分を含む成形部品を作製すること、
成形部品の表面に結合層５２となる第１層をコーティングすること、
第１層の表面に遮熱層５３となる第２層をコーティングすること、及び、
レーザアブレーション加工によって第２層の表面から材料の一部を除去することにより、翼体３０１のコード方向Ｙの中央３３より前縁ＬＥ側の前部分３４の遮熱層５３の平均厚さを、翼体３０１のコード方向Ｙの中央３３より後縁ＴＥ側の後部分３５の遮熱層５３の平均厚さよりも小さくすること、を含むものである。

【0057】

本開示の第９の項目に係るタービン翼５の製造方法は、第８の項目に係る方法において、第２層の表面から材料の一部を除去することが、翼体３０１に、遮熱層５３の膜厚が第１膜厚Ｔ１であって翼体３０１の前縁ＬＥを含む第１領域Ａ１と、遮熱層５３の膜厚が第１膜厚Ｔ１よりも大きい第２膜厚Ｔ２であって第１領域Ａ１よりもコード方向Ｙの後縁ＴＥ側に配置された第２領域Ａ２とを形成すること、を含むものである。

【0058】

第８及び９の項目に係る方法では、レーザアブレーション加工によって第２層の表面から材料の一部が除去されるので、遮熱コーティング５５の膜厚を精密に制御できる。また、従来のタービン翼において局所的に高温となる傾向のあった翼体３０１の後縁ＴＥ及びその近傍の遮熱性が高められることによって、全体として耐熱性が高められたタービン翼５を製造できる。

【0059】

本開示の第１０の項目に係るタービン翼５の製造方法は、第８又は９の項目に係る方法において、第２層の表面から材料の一部を除去することが、第１層で被覆された成形部品の形状計測を行って第１の形状計測結果を得ること、第１層及び第２層で被覆された成形部品の形状計測を行って第２の形状計測結果を得ること、第２の形状計測結果と第１の形状計測結果の差に基づいて第２層の膜厚を求めること、第２層の膜厚と遮熱層５３の所定の設計膜厚の差に基づいて第２層の表面からの材料の除去厚さを求めること、及び、第２層の表面から除去厚さの材料を除去すること、を含むものである。

【0060】

本開示の第１１の項目に係るタービン翼５の製造方法は、
耐熱合金製の基材でタービン翼の翼体となる部分を含む成形部品を作製すること、
前記成形部品の表面に結合層となる第１層をコーティングすること、
前記第１層の表面に遮熱層となる第２層をコーティングすること、及び、
レーザアブレーション加工によって前記第２層の表面から材料の一部を除去すること、を含み、
前記第２層の表面から材料の一部を除去することが、
前記第１層で被覆された前記成形部品の形状計測を行って第１の形状計測結果を得ること、
前記第１層及び前記第２層で被覆された前記成形部品の形状計測を行って第２の形状計測結果を得ること、
前記第２の形状計測結果と前記第１の形状計測結果の差に基づいて前記第２層の膜厚を求めること、
前記第２層の膜厚と前記遮熱層の所定の設計膜厚の差に基づいて前記第２層の表面からの材料の除去厚さを求めること、及び、
前記第２層の表面から前記除去厚さの材料を除去すること、を含むものである。

【0061】

上記第１０及び第１１の項目に係るタービン翼５の製造方法によれば、遮熱層５３となる第２層の厚さを計測して第２層の表面からの除去厚さを求めるので、遮熱層５３の厚さを精密に制御できる。

【0062】

本明細書で開示するコンピュータの機能は、開示された機能を実行するように構成又はプログラムされた汎用プロセッサ、専用プロセッサ、集積回路、ＡＳＩＣ（Application Specific Integrated Circuits）、従来の回路、及び／又は、それらの組み合わせを含む回路、又は、処理回路を使用して実行できる。プロセッサは、トランジスタやその他の回路を含むため、処理回路又は回路と見做される。本開示において、回路、ユニット、又は手段は、列挙された機能を実行するハードウェアである。ハードウェアは、本明細書に開示されているハードウェアであってもよいし、或いは、列挙された機能を実行するようにプログラム又は構成されているその他の既知のハードウェアであってもよい。ハードウェアが回路の一種と考えられるプロセッサである場合、回路、手段、またはユニットは、ハードウェアとソフトウェアの組み合わせであり、ソフトウェアはハードウェア及び／又はプロセッサの構成に使用される。

【0063】

以上の本開示の議論は、例示及び説明の目的で提示されたものであり、本開示を本明細書に開示される形態に限定することを意図するものではない。例えば、前述の詳細な説明では、本開示の様々な特徴は、本開示を合理化する目的で１つの実施形態に纏められているが、複数の特徴のうち幾つかが組み合わされてもよい。また、本開示に含まれる複数の特徴は、上記で論じたもの以外の代替の実施形態、構成、又は態様に組み合わされてもよい。

【符号の説明】

【0064】

１ ：ガスタービンエンジン
５ ：タービン翼
１４ ：タービン
３３ ：中央
３４ ：前部分
３５ ：後部分
５１ ：基材
５２ ：結合層
５３ ：遮熱層
５５ ：遮熱コーティング
３０１ ：翼体
Ａ１ ：第１領域
Ａ２ ：第２領域
Ａ３ ：第３領域
ＬＥ ：前縁
Ｔ１ ：第１膜厚
Ｔ２ ：第２膜厚
ＴＥ ：後縁
Ｙ ：コード方向

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】