JP2001226781A - Heat resistant composite material, gas turbine brade and steam turbine brade - Google Patents
Heat resistant composite material, gas turbine brade and steam turbine bradeInfo
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、耐熱性複合材及び
ガスタービン翼及び蒸気タービン翼に関するものであ
り、特に、耐熱性合金基材と耐熱層との密着性が良好で
あって耐熱性に優れた耐熱性複合材に関するものであ
る。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a heat-resistant composite material, a gas turbine blade and a steam turbine blade, and more particularly to a heat-resistant alloy substrate having good adhesion to a heat-resistant layer and having a high heat resistance. It relates to an excellent heat-resistant composite material.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来から、ＹＳＺ（イットリウム安定化
ジルコニア）からなる耐熱層を耐熱性合金基材上に積層
してなる耐熱性複合材が、ガスタービンや蒸気タービン
の翼の構成材として適用されている。2. Description of the Related Art Hitherto, a heat-resistant composite material obtained by laminating a heat-resistant layer made of YSZ (yttrium-stabilized zirconia) on a heat-resistant alloy substrate has been applied as a component material for blades of gas turbines and steam turbines. ing.
【０００３】[0003]
【発明が解決しようとする課題】しかし例えば、耐熱性
合金基材にステンレス鋼（例えばSUS410）を用い、耐熱
層にＹＳＺを用いてなる蒸気タービン用の耐熱性複合材
では、SUS410の熱膨張係数が１２×１０-6／Ｋ程度であ
るのに対して、ＹＳＺの熱膨張係数が１０×１０ -6／Ｋ
程度であってsus410の熱膨張係数より２０％程度小さい
ため、高温時における熱膨張率が異なり、熱応力が上昇
して耐熱層が剥がれてしまうという問題があった。However, for example, heat resistance
Uses stainless steel (for example, SUS410) for the alloy base material and is heat resistant
Heat-resistant composite material for steam turbine using YSZ for layer
Then, the coefficient of thermal expansion of SUS410 is 12 × 10-6/ K
On the other hand, the thermal expansion coefficient of YSZ is 10 × 10 -6/ K
About 20% smaller than the thermal expansion coefficient of sus410
Therefore, the thermal expansion coefficient at high temperature is different, and the thermal stress increases
Then, there was a problem that the heat-resistant layer was peeled off.
【０００４】同様に、耐熱性合金基材にＮｉ基超合金
（例えばINCONEL650）を用い、耐熱層にＹＳＺを用いて
なるガスタービン用の耐熱性複合材では、INCONEL650の
熱膨張係数が１５×１０-6／Ｋ程度であるのに対して、
ＹＳＺの熱膨張係数が上述の通り１０×１０-6／Ｋ程度
であってINCONEL650の熱膨張係数より５０％程度小さい
ことから、SUS410ほどではないにしろ熱応力が上昇し、
耐熱層が剥がれるという問題があった。Similarly, in a heat-resistant composite material for a gas turbine using a Ni-based superalloy (for example, INCONEL650) as a heat-resistant alloy base and YSZ for a heat-resistant layer, the thermal expansion coefficient of INCONEL650 is 15 × 10 -6 / K,
As described above, the thermal expansion coefficient of YSZ is about 10 × 10 −6 / K, which is about 50% smaller than the thermal expansion coefficient of INCONEL650.
There was a problem that the heat-resistant layer was peeled off.
【０００５】上記のように従来までは、各種耐熱性合金
基材の熱膨張係数に近い熱膨張係数を有する耐熱層が見
出されていないため、高温時の熱応力の上昇を防いで耐
熱性合金基材と耐熱層の剥離を防止することができず、
耐熱性複合材の耐熱性を向上させることができないとい
う課題があった。As described above, a heat-resistant layer having a coefficient of thermal expansion close to that of various heat-resistant alloy base materials has not been found so far. The separation of the alloy substrate and the heat-resistant layer cannot be prevented,
There is a problem that the heat resistance of the heat-resistant composite material cannot be improved.
【０００６】また、ＹＳＺからなる耐熱層は従来一般
に、溶射法によって耐熱性合金基材に積層されている
が、溶射法により積層された耐熱層は表面の最大高さＲ
maxが大きく、このためタービン表面の近傍を流れる流
体のレイノルズ数が高くなって、タービンの効率が低下
するという課題があった。Conventionally, a heat-resistant layer made of YSZ is generally laminated on a heat-resistant alloy substrate by a thermal spraying method, but the heat-resistant layer laminated by the thermal spraying method has a maximum surface height R.
There is a problem that the max is large, and therefore the Reynolds number of the fluid flowing near the turbine surface is increased, and the efficiency of the turbine is reduced.
【０００７】本発明は上記事情に鑑みてなされたもので
あって、耐熱性合金基材と耐熱層の密着性が良好であっ
て耐熱性に優れ、かつ表面粗さが小さい耐熱性複合材を
提供するとともに、この耐熱性複合材から構成されたガ
スタービン翼及び蒸気タービン翼を提供することを目的
とする。The present invention has been made in view of the above circumstances, and is intended to provide a heat-resistant composite material having good adhesion between a heat-resistant alloy substrate and a heat-resistant layer, excellent heat resistance, and small surface roughness. It is another object of the present invention to provide a gas turbine blade and a steam turbine blade made of the heat-resistant composite material.
【０００８】[0008]
【課題を解決するための手段】上記の目的を達成するた
めに、本発明は以下の構成を採用した。本発明の耐熱性
複合材は、耐熱性合金基材上に耐熱層が積層されてなる
耐熱性複合材であって、前記耐熱性合金基材の熱膨張係
数をα1としたとき、前記耐熱層の熱膨張係数α2がα1
の±２０％以内であることを特徴とする。前記耐熱層の
層厚は、１００μｍ以上５００μｍ以下であることが好
ましい。In order to achieve the above object, the present invention employs the following constitution. The heat-resistant composite material of the present invention is a heat-resistant composite material obtained by laminating a heat-resistant layer on a heat-resistant alloy substrate, wherein the heat-resistant alloy substrate has a thermal expansion coefficient α1, and the heat-resistant layer The thermal expansion coefficient α2 of α1
Is within ± 20% of. The thickness of the heat-resistant layer is preferably 100 μm or more and 500 μm or less.
【０００９】かかる耐熱性複合材によれば、熱膨張係数
α2が前記耐熱性合金基材の熱膨張係数α1の±２０％以
内である耐熱層を具備しているので、高温時における熱
膨張率の差が小さくなって耐熱性合金基材及び耐熱層に
おける熱応力が小さくなり、耐熱層の剥離を防止して耐
熱性をより向上させることが可能になり、また耐食性も
向上させることが可能になる。According to the heat-resistant composite material, the heat-resistant composite has a heat-resistant layer having a coefficient of thermal expansion α2 within ± 20% of the coefficient of thermal expansion α1 of the heat-resistant alloy substrate. The difference in heat resistance between the heat-resistant alloy base material and the heat-resistant layer is reduced, and the heat-resistant layer can be prevented from peeling to improve the heat resistance, and the corrosion resistance can be improved. Become.
【００１０】また本発明の耐熱性複合材は、先に記載の
耐熱性複合材であって、前記耐熱層が、前記耐熱性合金
基材上に積層された緻密層と、該緻密層上に積層された
多孔質層から構成されていることを特徴とする。係る耐
熱性複合材によれば、耐熱性合金基材上にまず、密着性
に優れた緻密層が積層されているので、耐熱性合金基材
と耐熱層の密着性をより高めることが可能になる。そし
て多孔質層は、耐熱性合金基材への熱伝導を抑制して、
耐熱性複合材の耐熱性を向上させることが可能になる。[0010] The heat-resistant composite material of the present invention is the heat-resistant composite material described above, wherein the heat-resistant layer comprises a dense layer laminated on the heat-resistant alloy base material, It is characterized by comprising a laminated porous layer. According to such a heat-resistant composite material, first, a dense layer having excellent adhesion is laminated on the heat-resistant alloy substrate, so that it is possible to further enhance the adhesion between the heat-resistant alloy substrate and the heat-resistant layer. Become. And the porous layer suppresses heat conduction to the heat-resistant alloy base material,
The heat resistance of the heat-resistant composite material can be improved.
【００１１】また、本発明の耐熱性複合材は、先に記載
の耐熱性複合材であって、前記耐熱層が、前記耐熱性合
金基材上に積層された多孔質層と、該多孔質層上に積層
された平滑層から構成されていることを特徴とする。係
る耐熱性複合材によれば、最表面に平滑性に優れた平滑
層が積層されているので、耐熱性複合材の表面の最大高
さＲmaxを小さくすることが可能となり、例えばこの耐
熱性複合材をガスタービンや蒸気タービンの翼に用いた
場合には、ガスタービン等の翼の表面近傍を流れる流体
のレイノルズ数を低減することができ、タービンの効率
を向上させることが可能になる。[0011] The heat-resistant composite material of the present invention is the heat-resistant composite material described above, wherein the heat-resistant layer is a porous layer laminated on the heat-resistant alloy base material. It is characterized by being composed of a smooth layer laminated on the layer. According to such a heat-resistant composite material, since a smooth layer having excellent smoothness is laminated on the outermost surface, it is possible to reduce the maximum height Rmax of the surface of the heat-resistant composite material. When the material is used for a blade of a gas turbine or a steam turbine, the Reynolds number of the fluid flowing near the surface of the blade of the gas turbine or the like can be reduced, and the efficiency of the turbine can be improved.
【００１２】更に本発明の耐熱性複合材は、先に記載の
耐熱性複合材であって、前記耐熱層が、前記耐熱性合金
基材上に積層された緻密層と、該緻密層上に積層された
多孔質層と、該多孔質層上に積層された平滑層とから形
成されていることを特徴とする。Further, the heat-resistant composite material of the present invention is the heat-resistant composite material as described above, wherein the heat-resistant layer is formed on a dense layer laminated on the heat-resistant alloy substrate, and on the dense layer. It is characterized by being formed from a laminated porous layer and a smooth layer laminated on the porous layer.
【００１３】係る耐熱性複合材によれば、耐熱性合金基
材に密着性に優れた緻密層と、熱伝導を抑制可能な多孔
質層が積層されるとともに、平滑性に優れた平滑層が積
層されているので、耐熱性合金基材と耐熱層との密着性
をより高めるとともに、耐熱性複合材の最大高さＲmax
を小さくすることが可能になる。例えばこの耐熱性複合
材をガスタービン等の翼に用いた場合には、ガスタービ
ン等を高温で稼働させることが可能になるとともに、ガ
スタービン等の翼の表面近傍を流れる流体のレイノルズ
数を低減することができ、タービンの効率をより向上さ
せることが可能となる。According to the heat-resistant composite material, a dense layer having excellent adhesion and a porous layer capable of suppressing heat conduction are laminated on the heat-resistant alloy substrate, and a smooth layer having excellent smoothness is formed. Since the layers are laminated, the adhesion between the heat-resistant alloy substrate and the heat-resistant layer is further improved, and the maximum height Rmax of the heat-resistant composite material is increased.
Can be reduced. For example, when this heat-resistant composite material is used for a blade of a gas turbine or the like, the gas turbine or the like can be operated at a high temperature, and the Reynolds number of a fluid flowing near the surface of the blade of the gas turbine or the like can be reduced. And the efficiency of the turbine can be further improved.
【００１４】なお、前記平滑層の表面の最大高さＲmax
は、５μｍ以下であることが好ましい。Incidentally, the maximum height Rmax of the surface of the smooth layer
Is preferably 5 μm or less.
【００１５】また、本発明の耐熱性複合材は、先に記載
の耐熱性複合材であって、前記耐熱層が、一般式ＭＴｉ
Ｏ3（ただしＭはＭｇ、Ｃａ、Ｓｒ、Ｂａのうちの少な
くとも１種または２種以上の元素を示す。）で表される
耐熱材料から構成されていることを特徴とする。上記の
一般式ＭＴｉＯ3で表される耐熱材料は、熱膨張係数α2
が１０×１０-6〜１３×１０-6であって耐熱性合金基材
の熱膨張係数α1に近く、また、温度の上昇に伴う熱膨
張係数α2の相転移がないので、耐熱性合金基材との密
着性が高くなり、耐熱性複合材の耐熱性と耐食性をより
向上させることが可能になる。The heat-resistant composite material of the present invention is the heat-resistant composite material as described above, wherein the heat-resistant layer has a general formula of MTi
O 3 (where M represents at least one element or two or more elements of Mg, Ca, Sr, and Ba). The heat-resistant material represented by the general formula MTiO 3 has a thermal expansion coefficient α2
Is 10 × 10 −6 to 13 × 10 −6 , which is close to the coefficient of thermal expansion α1 of the heat-resistant alloy substrate, and there is no phase transition of the coefficient of thermal expansion α2 with the rise in temperature. Adhesion with the material is increased, and the heat resistance and corrosion resistance of the heat-resistant composite material can be further improved.
【００１６】また、上記の耐熱性合金基材としては、SU
S410等のステンレス鋼、INCONEL等のＮｉ基超合金、INC
OLOY等のＦｅ基超合金、Ｃｏ基超合金等の各種耐熱材料
を例示できる。[0016] The heat-resistant alloy substrate may be SU
Stainless steel such as S410, Ni-base superalloy such as INCONEL, INC
Various heat-resistant materials such as an Fe-based superalloy such as OLOY and a Co-based superalloy can be exemplified.
【００１７】また、本発明の耐熱性複合材においては、
前記緻密層及び前記平滑層がゾルゲル法により形成され
たものであり、前記多孔質層がスラリー法により形成さ
れたものであることが好ましい。また、前記緻密層及び
前記平滑層は、ゾルゲル法または微粒子スラリ法のいず
れか一方あるいは両方の組み合わせにより形成されたも
のであっても良い。Further, in the heat-resistant composite material of the present invention,
It is preferable that the dense layer and the smooth layer are formed by a sol-gel method, and the porous layer is formed by a slurry method. Further, the dense layer and the smooth layer may be formed by one of a sol-gel method and a fine particle slurry method or a combination of both.
【００１８】そして、本発明のガスタービン翼は、上記
のいずれかに記載の耐熱性複合材から構成されたことを
特徴とする。特に上記のガスタービン翼は、耐熱層がＢ
ａＴｉＯ3からなり、耐熱性合金基材がＮｉ基合金から
なる耐熱性複合材により構成されることが好ましい。Further, a gas turbine blade according to the present invention is characterized by comprising the heat-resistant composite material described above. In particular, the gas turbine blade described above has a heat-resistant layer of B
Preferably, the heat-resistant alloy substrate is made of aTiO 3 , and the heat-resistant alloy substrate is made of a heat-resistant composite material made of a Ni-based alloy.
【００１９】また、本発明の蒸気タービン翼は、上記の
いずれかに記載の耐熱性複合材から構成されたことを特
徴とする。特に上記の蒸気タービン翼は、耐熱層がＣａ
ＴｉＯ3からなり、耐熱性合金基材がステンレス鋼から
なる耐熱性複合材により構成されることが好ましい。Further, a steam turbine blade according to the present invention is characterized by comprising the heat-resistant composite material described above. In particular, in the above steam turbine blade, the heat-resistant layer is Ca
It is preferable that the heat-resistant alloy substrate be made of TiO 3 and be made of a heat-resistant composite material made of stainless steel.
【００２０】[0020]
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態を図面
を参照して説明する。本発明の耐熱性複合材は、耐熱性
合金基材上に耐熱層が積層されてなる耐熱性複合材であ
り、前記耐熱性合金基材の熱膨張係数をα1としたと
き、前記耐熱層の熱膨張係数α2がα1の±２０％以内と
なるものである。この耐熱層の層厚は１００μｍ以上５
００μｍ以下であることが好ましい。また、本発明のガ
スタービン翼及び蒸気タービン翼は、上記の耐熱性複合
材から構成されてなるものである。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings. The heat-resistant composite material of the present invention is a heat-resistant composite material in which a heat-resistant layer is laminated on a heat-resistant alloy substrate, and when the coefficient of thermal expansion of the heat-resistant alloy substrate is α1, The thermal expansion coefficient α2 is within ± 20% of α1. The thickness of this heat-resistant layer is 100 μm or more and 5
It is preferably not more than 00 μm. Further, a gas turbine blade and a steam turbine blade according to the present invention are made of the above heat-resistant composite material.
【００２１】そして本発明の耐熱性複合材は、例えば図
１に示すように、耐熱性合金基材１と、耐熱性合金基材
１上に順次積層された緻密層２及び多孔質層３からなる
耐熱層４から構成される耐熱性複合材５である。また図
２に示すように、本発明の耐熱性複合材は、耐熱性合金
基材１と、耐熱性合金基材１上に順次積層された多孔質
層３と平滑層６とからなる耐熱層７から構成される耐熱
性複合材１５であってもよい。更に図３に示すように、
本発明の耐熱性複合材は、耐熱性合金基材１と、耐熱性
合金基材１上に順次積層された緻密層２と多孔質層３と
平滑層６からなる耐熱層８から構成される耐熱性複合材
２５であってもよい。なお、耐熱層４、７、８をそれぞ
れ構成する緻密層２、多孔質層３及び平滑層６は、同一
の耐熱材料から形成されていることが好ましい。The heat-resistant composite material of the present invention comprises a heat-resistant alloy substrate 1 and a dense layer 2 and a porous layer 3 sequentially laminated on the heat-resistant alloy substrate 1, as shown in FIG. Is a heat-resistant composite material 5 composed of a heat-resistant layer 4. As shown in FIG. 2, the heat-resistant composite material of the present invention comprises a heat-resistant alloy substrate 1, and a heat-resistant layer comprising a porous layer 3 and a smooth layer 6 sequentially laminated on the heat-resistant alloy substrate 1. 7 may be used. Further, as shown in FIG.
The heat-resistant composite material of the present invention includes a heat-resistant alloy substrate 1 and a heat-resistant layer 8 composed of a dense layer 2, a porous layer 3, and a smooth layer 6 sequentially laminated on the heat-resistant alloy substrate 1. The heat-resistant composite material 25 may be used. In addition, it is preferable that the dense layer 2, the porous layer 3, and the smooth layer 6, which constitute the heat-resistant layers 4, 7, and 8, respectively, are formed of the same heat-resistant material.
【００２２】そして、耐熱層４、７、８の厚さは１００
μｍ以上５００μｍ以下であることが好ましい。耐熱層
４、７、８の厚さが１００μｍ未満では、耐熱層として
の効果を十分に発揮できないので好ましくなく、耐熱層
を５００μｍを越えて形成しても、それに見合う効果が
得られないので好ましくない。The thickness of the heat resistant layers 4, 7, 8 is 100
It is preferable that it is not less than μm and not more than 500 μm. If the thickness of the heat-resistant layer 4, 7, 8 is less than 100 μm, it is not preferable because the effect as the heat-resistant layer cannot be sufficiently exhibited, and even if the heat-resistant layer exceeds 500 μm, the effect corresponding thereto is not obtained. Absent.
【００２３】図１及び図３に示す緻密層２は、厚さが例
えば１〜３μｍであって密度が極めて高く、例えばゾル
ゲル法により形成されたものである。従ってこの緻密層
２は、耐熱性合金基材１との密着性が高く、これにより
耐熱性合金基材１と耐熱層４、８との密着性が向上す
る。またこの緻密層２は厚さが１〜３μｍと比較的薄い
ため、その最大高さＲmaxは下地である耐熱性合金基材
１の最大高さＲmaxとほぼ同じになる。The dense layer 2 shown in FIGS. 1 and 3 has a thickness of, for example, 1 to 3 μm and an extremely high density, and is formed by, for example, a sol-gel method. Therefore, the dense layer 2 has high adhesion to the heat-resistant alloy substrate 1, thereby improving the adhesion between the heat-resistant alloy substrate 1 and the heat-resistant layers 4 and 8. Since the dense layer 2 has a relatively small thickness of 1 to 3 μm, its maximum height Rmax is almost the same as the maximum height Rmax of the heat-resistant alloy base material 1 as the base.
【００２４】次に図１〜３に示す多孔質層３は、厚さが
例えば１００〜５００μｍであり、その密度が緻密層２
や平滑層６よりも低く、平均粒子径が２μｍ以下程度の
粒子が凝集してその粒子間に空隙を有するような形態を
示し、例えばスラリー法や溶射法により形成されたもの
である。またこの多孔質層３は、耐熱性合金基材１や緻
密層２との密着性が高く、従って特に図１及び図３に示
す耐熱性複合材５、２５においては、耐熱性合金基材１
と耐熱層４、８との密着性が向上する。またこの多孔質
層３は厚さが１００μｍ以上と比較的厚いので、緻密層
２や耐熱性合金基材１の表面粗さをある程度緩和し、そ
の最大高さＲmaxが緻密層２や耐熱性合金基材１の最大
高さＲmaxの半分程度となり、例えば２μｍ以下とな
る。Next, the porous layer 3 shown in FIGS. 1 to 3 has a thickness of, for example, 100 to 500 μm and a density of the dense layer 2.
This is a form in which particles having an average particle diameter of about 2 μm or less, which are lower than that of the smooth layer 6, and having a gap between the particles, are formed by, for example, a slurry method or a thermal spraying method. The porous layer 3 has high adhesion to the heat-resistant alloy substrate 1 and the dense layer 2, and therefore, especially in the heat-resistant composite materials 5 and 25 shown in FIGS.
And the heat-resistant layers 4 and 8 are improved in adhesion. Since the porous layer 3 has a relatively large thickness of 100 μm or more, the surface roughness of the dense layer 2 and the heat-resistant alloy base material 1 is reduced to some extent, and the maximum height Rmax of the porous layer 3 and the heat-resistant alloy It is about half of the maximum height Rmax of the base material 1, for example, 2 μm or less.
【００２５】また図２及び図３に示す平滑層６は、厚さ
が１〜３μｍであって密度が極めて高く、緻密層２と同
様、例えばゾルゲル法により形成されたものである。ま
たこの平滑層６は、最大高さＲmaxが比較的小さい前記
の多孔質層３上に形成されているため、その上面６ａの
最大高さＲmaxが５μｍ以下となって優れた平滑性を示
す。また、この平滑層６は多孔質層３と同じ材質である
とともにゾルゲル法により形成されたものであり、多孔
質層３との密着性が高くなる。The smooth layer 6 shown in FIGS. 2 and 3 has a thickness of 1 to 3 μm and a very high density, and is formed by, for example, a sol-gel method, like the dense layer 2. Further, since the smooth layer 6 is formed on the porous layer 3 having a relatively small maximum height Rmax, the maximum height Rmax of the upper surface 6a thereof is 5 μm or less, so that excellent smoothness is exhibited. The smooth layer 6 is made of the same material as the porous layer 3 and is formed by a sol-gel method, so that the adhesion to the porous layer 3 is improved.
【００２６】耐熱性合金基材１は例えば、SUS410等のス
テンレス鋼、INCONEL等のＮｉ基超合金、INCOLOY等のＦ
ｅ基超合金、Ｃｏ基超合金等の各種耐熱合金材料を例示
できる。これらの耐熱性合金基材１の熱膨張係数α1
は、例えば上記のステンレス鋼の場合に１２×１０-6／
Ｋ、Ｎｉ基超合金の場合に１５×１０-6／Ｋとなる。The heat-resistant alloy substrate 1 is made of, for example, stainless steel such as SUS410, Ni-base superalloy such as INCONEL, or F such as INCOLOY.
Various heat-resistant alloy materials such as an e-base superalloy and a Co-base superalloy can be exemplified. The thermal expansion coefficient α1 of these heat-resistant alloy base materials 1
Is, for example, 12 × 10 −6 /
In the case of a K or Ni-based superalloy, it is 15 × 10 −6 / K.
【００２７】また、耐熱層４、７、８は、その熱膨張係
数α2が耐熱性合金基材１の熱膨張係数α1の±２０％以
内のものであって、一般式ＭＴｉＯ3（ただしＭはＭ
ｇ、Ｃａ、Ｓｒ、Ｂａのうちの少なくとも１種または２
種以上の元素を示す。）で表される耐熱材料からなるこ
とが好ましい。また耐熱層４、７、８はＭＴｉＯ3に限
られず、ＳｉＯ2、Ａｌ2Ｏ3であっても良い。なお、こ
れらの耐熱性は、ＭＴｉＯ3＞Ａｌ2Ｏ3＞ＳｉＯ2となる
ので、ＭＴｉＯ3、Ａｌ2Ｏ3をガスタービン翼に使用
し、ＳｉＯ2とを蒸気タービンに使用することが好まし
い。The heat-resistant layers 4, 7, and 8 have a coefficient of thermal expansion α2 within ± 20% of a coefficient of thermal expansion α1 of the heat-resistant alloy substrate 1, and have the general formula MTiO 3 (where M is M
at least one of g, Ca, Sr, and Ba or 2
Indicates more than one element. ) Is preferably used. The heat-resistant layer 4, 7 and 8 is not limited to MTiO 3, it may be SiO 2, Al 2 O 3. In addition, since these heat resistances satisfy MTiO 3 > Al 2 O 3 > SiO 2 , it is preferable to use MTiO 3 and Al 2 O 3 for gas turbine blades and to use SiO 2 for a steam turbine.
【００２８】このＭＴｉＯ3で表される耐熱材料の熱膨
張係数α2を例示すると、ＭｇＴｉＯ 3の場合に１０．２
×１０-6／Ｋとなり、ＣａＴｉＯ3の場合に１２×１０
-6／Ｋとなり、ＳｒＴｉＯ3の場合に１０．９×１０-6
／Ｋとなり、ＢａＴｉＯ3の場合に１３×１０-6／Ｋと
なる。This MTiOThreeThermal expansion of heat-resistant material expressed by
To illustrate the tension coefficient α2, MgTiO Three10.2 for
× 10-6/ K, CaTiOThree12 × 10 in case of
-6/ K and SrTiOThree10.9 × 10-6
/ K and BaTiOThree13 × 10 in case of-6/ K and
Become.
【００２９】このように、一般式ＭＴｉＯ3で表される
耐熱材料は、熱膨張係数α2が１０×１０-6〜１３×１
０-6／Ｋの範囲であり、これらのうちから所定のα2の
ものを適宜選択することにより、上記の耐熱性合金基材
１の熱膨張係数α1に近づけることができ、また温度の
上昇に伴う熱膨張係数α2の相転移がないので、耐熱性
合金基材１との密着性が高くなる。またＭＴｉＯ3で表
される耐熱材料は、１３００〜１４００℃で焼成されて
なるものであって、少なくとも１０００℃の大気中でも
問題なく使用できるという優れた耐熱性及び耐食性を示
し、本発明のガスタービン翼（通常、１０００〜１３０
０℃で使用）若しくは蒸気タービン翼（通常、６５０℃
以下で使用）を構成する耐熱性複合材の耐熱層として最
適である。As described above, the heat-resistant material represented by the general formula MTiO 3 has a coefficient of thermal expansion α 2 of 10 × 10 -6 to 13 × 1.
In the range of 0 -6 / K, by selecting a from of these predetermined α2 appropriate, it can be brought close to the thermal expansion coefficient α1 of the above-mentioned heat-resistant alloy substrate 1, also the increase in temperature Since there is no accompanying phase transition of the thermal expansion coefficient α2, the adhesion to the heat-resistant alloy substrate 1 is increased. The heat-resistant material represented by MTiO 3 is fired at 1300 to 1400 ° C. and exhibits excellent heat resistance and corrosion resistance that can be used without any problem even in the air at at least 1000 ° C. Wings (usually 1000-130
0 ° C) or steam turbine blades (typically 650 ° C)
It is most suitable as a heat-resistant layer of a heat-resistant composite material constituting (hereinafter, used).
【００３０】耐熱層４、７、８の熱膨張係数α2は、耐
熱性合金基材１の熱膨張係数α1の±２０％以内とする
ことが必要である。耐熱層４、７、８の熱膨張係数α2
が熱膨張係数α1の±２０％を越えると、高温時におけ
る熱膨張率の差が大きくなり、耐熱性合金基材１と耐熱
層４、７、８、との間で熱応力が生じ、耐熱層４、７、
８が耐熱性合金基材１から剥離するおそれがあるので好
ましくない。The coefficient of thermal expansion α2 of the heat-resistant layers 4, 7, 8 must be within ± 20% of the coefficient of thermal expansion α1 of the heat-resistant alloy substrate 1. Thermal expansion coefficient α2 of heat resistant layers 4, 7, 8
Exceeds ± 20% of the coefficient of thermal expansion α1, the difference in the coefficient of thermal expansion at high temperatures becomes large, and thermal stress is generated between the heat-resistant alloy substrate 1 and the heat-resistant layers 4, 7, 8 Layers 4, 7,
8 is not preferred because it may peel off from the heat-resistant alloy substrate 1.
【００３１】また本発明のガスタービン翼は、耐熱層が
ＢａＴｉＯ3からなり、耐熱性合金基材がＮｉ基超合金
からなる耐熱性複合材により構成されることが好まし
い。即ち、耐熱層を構成するＢａＴｉＯ3の熱膨張係数
α2が１３×１０-6／Ｋであり、、耐熱性合金基材を構
成するＮｉ基合金（例えばINCONEL650）の熱膨張係数α
1が１５×１０-6／Ｋであることから、α2はα1の＋２
０％以内の範囲に入る。In the gas turbine blade of the present invention, it is preferable that the heat-resistant layer is made of BaTiO 3 and the heat-resistant alloy base is made of a heat-resistant composite material made of a Ni-based superalloy. That is, the thermal expansion coefficient α2 of BaTiO 3 constituting the heat resistant layer is 13 × 10 −6 / K, and the thermal expansion coefficient α of the Ni-based alloy (for example, INCONEL650) constituting the heat resistant alloy substrate.
Since 1 is 15 × 10 −6 / K, α2 is +2 of α1.
It falls within the range of 0%.
【００３２】また本発明の蒸気タービン翼は、耐熱層が
ＣａＴｉＯ3からなり、耐熱性合金基材がステンレス鋼
からなる耐熱性複合材により構成されることが好まし
い。即ち、耐熱層を構成するＣａＴｉＯ3の熱膨張係数
α2が１２×１０-6／Ｋであり、耐熱性合金基材を構成
するステンレス鋼（例えばSUS410）の熱膨張係数α1が
１２×１０-6／Ｋであることから、α2はα1の−２０％
以内の範囲に入る。In the steam turbine blade of the present invention, it is preferable that the heat-resistant layer is made of CaTiO 3 and the heat-resistant alloy base is made of a heat-resistant composite material made of stainless steel. That is, the thermal expansion coefficient α2 of CaTiO 3 constituting the heat-resistant layer is 12 × 10 −6 / K, and the thermal expansion coefficient α1 of stainless steel (for example, SUS410) constituting the heat-resistant alloy base material is 12 × 10 −6. / K, α2 is -20% of α1
Within the range.
【００３３】次に、本発明の耐熱性複合材の製造方法
を、図３に示す耐熱性複合材２５を例にして説明する。
まず、図４に示すように、耐熱性合金基材１を用意す
る。この耐熱性合金基材１は、表面が予め研磨されて最
大高さＲmaxが例えば２〜４μｍ程度とされたものであ
る。Next, the method for producing the heat-resistant composite material of the present invention will be described with reference to the heat-resistant composite material 25 shown in FIG.
First, as shown in FIG. 4, a heat-resistant alloy substrate 1 is prepared. The surface of the heat-resistant alloy substrate 1 is polished in advance, and the maximum height Rmax is set to, for example, about 2 to 4 μm.
【００３４】次に、この耐熱性合金基材１上にＭＴｉＯ
3からなる緻密層２をゾルゲル法により形成する。ま
ず、チタンアルコキシド（Ｔｉアルコキシド）と、元素
ＭのアルコキシドであるＭアルコキシドを用意し、これ
をアルコール溶媒中で混合して混合液とする。Ｔｉアル
コキシドとＭアルコキシドとのモル比は、Ｔｉアルコキ
シド：Ｍアルコキシド＝１：１〜１．２：１程度とする
ことが好ましい。次にこの混合液を加熱し、Ｔｉと元素
Ｍを含む複合アルコキシドを生成する。加熱温度はアル
コール溶媒の沸点付近の温度とすることが好ましい。Next, on this heat resistant alloy substrate 1, MTiO
A dense layer 2 made of 3 is formed by a sol-gel method. First, a titanium alkoxide (Ti alkoxide) and an M alkoxide, which is an alkoxide of the element M, are prepared and mixed in an alcohol solvent to form a mixed solution. The molar ratio between Ti alkoxide and M alkoxide is preferably about Ti alkoxide: M alkoxide = 1: 1 to 1.2: 1. Next, the mixture is heated to produce a composite alkoxide containing Ti and the element M. The heating temperature is preferably set to a temperature near the boiling point of the alcohol solvent.
【００３５】そして、この複合アルコキシドを加水分解
するとともに、アルコール溶媒を蒸発させてゾル化す
る。加水分解するには、複合アルコキシドに水を添加す
る等の手段を用いることができる。このゾル化により混
合液の粘度が次第に上昇する。粘度が１〜１０センチポ
イズ程度になった時点で、ゾル化した混合液を耐熱性合
金基材１上に塗布し、更に加水分解とアルコール溶媒の
蒸発を進める。加水分解とアルコール溶媒の蒸発の進行
により、混合溶液ががゲル化してゲル膜となる。Then, the complex alkoxide is hydrolyzed and the alcohol solvent is evaporated to form a sol. For the hydrolysis, a means such as adding water to the composite alkoxide can be used. This solification gradually increases the viscosity of the mixed solution. When the viscosity becomes about 1 to 10 centipoise, the sol-formed mixed solution is applied onto the heat-resistant alloy substrate 1, and further hydrolysis and evaporation of the alcohol solvent are advanced. As the hydrolysis and the evaporation of the alcohol solvent progress, the mixed solution gels to form a gel film.
【００３６】そして、このゲル膜を空気雰囲気中、３０
０〜８００℃で熱処理することにより、図５に示すＭＴ
ｉＯ3からなる緻密層２が生成する。なお、緻密層２の
厚さを調整する場合には、上記のゾルゲル法の工程を繰
り返し行うか、あるいはアルコキシドの濃度を変えるこ
とにより調整する。なお、この緻密層２は、微細スラリ
法により形成することもでき、上記のゾルゲル法と微粒
子スラリ法の組み合わせにより行うこともできる。組み
合わせによる方法とは、例えばゾル溶液の塗布と微粒子
スラリの塗布を交互に行う等の方法を例示できる。Then, this gel film is placed in an air atmosphere for 30 minutes.
By performing a heat treatment at 0 to 800 ° C., the MT shown in FIG.
A dense layer 2 of iO 3 is generated. When the thickness of the dense layer 2 is adjusted, the thickness is adjusted by repeating the above-mentioned sol-gel process or changing the concentration of the alkoxide. The dense layer 2 can be formed by a fine slurry method, or can be formed by a combination of the sol-gel method and the fine particle slurry method. Examples of the combination method include, for example, a method of alternately applying a sol solution and applying a fine particle slurry.
【００３７】次に、ＭＴｉＯ3からなる多孔質層３をス
ラリー法により形成する。まず、平均粒径２μｍ以下の
ＭＴｉＯ3の粉末を用意する。このＭＴｉＯ3粉末にエタ
ノール等のアルコールを混合し、濃度が５０重量％程度
のスラリー溶液を調製する。次にこのスラリー溶液を、
例えばロータリーエバポレータ等に投入してスラリーの
濃縮、乾燥を行い、１５０℃の大気中で１〜１２時間程
度乾燥する。そしてこの乾燥粉を大気雰囲気中、１１０
０〜１３００℃、１〜５時間の条件で仮焼成する。Next, a porous layer 3 made of MTiO 3 is formed by a slurry method. First, a powder of MTiO 3 having an average particle size of 2 μm or less is prepared. An alcohol such as ethanol is mixed with the MTiO 3 powder to prepare a slurry solution having a concentration of about 50% by weight. Next, this slurry solution is
For example, the slurry is put into a rotary evaporator or the like to concentrate and dry the slurry, and dried in the air at 150 ° C. for about 1 to 12 hours. Then, the dried powder is placed in an air atmosphere at 110
Preliminary firing is performed at 0 to 1300 ° C. for 1 to 5 hours.
【００３８】次にこの仮焼成後の粉末に再度エタノール
等のアルコールを加えてスラリーとし、４８時間程度ボ
ールミルにて粉砕を行い、このスラリーをロータリーエ
バポレータで濃縮して濃度５０重量％以上のの濃縮スラ
リーとした後、緻密層２上に塗布する。そして、塗布し
た濃縮スラリーを、大気雰囲気中、５００〜８００℃、
１〜５時間の条件で本焼成することにより、図６に示す
多孔質層３が得られる。Next, alcohol such as ethanol is added again to the calcined powder to form a slurry, and the slurry is pulverized by a ball mill for about 48 hours, and the slurry is concentrated by a rotary evaporator to a concentration of 50% by weight or more. After the slurry is formed, it is applied on the dense layer 2. Then, the applied concentrated slurry is placed in an air atmosphere at 500 to 800 ° C.
By performing main firing under the conditions of 1 to 5 hours, the porous layer 3 shown in FIG. 6 is obtained.
【００３９】なお、多孔質層３の厚さを調整する場合に
は、上記のスラリー法の工程を繰り返し行うか、あるい
はスラリ濃度を変えることにより調整する。多孔質層３
の厚さは、１００μｍ以上５００μｍ以下の範囲とする
ことが好ましい。 多孔質層３の厚さが１００μｍ未満
では、多孔質層３の表面の最大高さＲmaxが耐熱性合金
基材１の最大高さＲmaxに影響され、多孔質層３の最大
高さＲmaxを小さくすることができず、後に形成する平
滑層６の最大高さＲmaxを小さくすることができなくな
るので好ましくなく、断熱効果も少ない。厚さが５００
μｍを越える多孔質層３を形成しても顕著な効果が得ら
れないので好ましくない。When the thickness of the porous layer 3 is adjusted, the thickness is adjusted by repeating the above-mentioned slurry method or by changing the slurry concentration. Porous layer 3
Is preferably in the range of 100 μm or more and 500 μm or less. When the thickness of the porous layer 3 is less than 100 μm, the maximum height Rmax of the surface of the porous layer 3 is affected by the maximum height Rmax of the heat-resistant alloy substrate 1, and the maximum height Rmax of the porous layer 3 is reduced. And the maximum height Rmax of the smooth layer 6 to be formed later cannot be reduced. 500 thickness
Even if the porous layer 3 having a thickness of more than μm is formed, a remarkable effect cannot be obtained.
【００４０】なお、多孔質層３は上記のスラリー法に限
られず、溶射法により形成しても良い。The porous layer 3 is not limited to the slurry method described above, but may be formed by a thermal spraying method.
【００４１】次に、この多孔質層３上にＭＴｉＯ3から
なる平滑層６をゾルゲル法により形成する。緻密層２形
成する場合と同様に、ＴｉアルコキシドとＭアルコキシ
ドを用意し、これをアルコール溶媒中で混合して混合液
とする。ＴｉアルコキシドとＭアルコキシドとのモル比
は、Ｔｉアルコキシド：Ｍアルコキシド＝１：１〜１．
２：１程度とすることが好ましい。次にこの混合液をア
ルコール溶媒の沸点付近の温度で加熱し、Ｔｉと元素Ｍ
を含む複合アルコキシドを生成する。Next, a smooth layer 6 made of MTiO 3 is formed on the porous layer 3 by a sol-gel method. As in the case of forming the dense layer 2, a Ti alkoxide and an M alkoxide are prepared and mixed in an alcohol solvent to form a mixed solution. The molar ratio between Ti alkoxide and M alkoxide is such that Ti alkoxide: M alkoxide = 1: 1 to 1.
The ratio is preferably about 2: 1. Next, this mixed solution is heated at a temperature near the boiling point of the alcohol solvent, and Ti and the element M are heated.
To produce a complex alkoxide containing
【００４２】そして、この複合アルコキシドを加水分解
するとともに、アルコール溶媒を蒸発させてゾル化す
る。加水分解するには、複合アルコキシドに水を添加す
る等の手段を用いることができる。このゾル化により混
合液の粘度が次第に上昇する。粘度が１〜１０センチポ
イズ程度になった時点で、ゾル化した混合液を多孔質層
３上に塗布し、更に加水分解とアルコール溶媒の蒸発を
進める。加水分解とアルコール溶媒の蒸発の進行によ
り、混合液がゲル化してゲル膜となる。Then, the complex alkoxide is hydrolyzed and the alcohol solvent is evaporated to form a sol. For the hydrolysis, a means such as adding water to the composite alkoxide can be used. This solification gradually increases the viscosity of the mixed solution. When the viscosity becomes about 1 to 10 centipoise, the sol-formed mixture is applied onto the porous layer 3, and the hydrolysis and the evaporation of the alcohol solvent are further promoted. As the hydrolysis and the evaporation of the alcohol solvent progress, the mixed solution gels to form a gel film.
【００４３】そして、このゲル膜を空気雰囲気中、３０
０〜８００℃で熱処理することにより、図７に示すＭＴ
ｉＯ3からなる平滑層６が生成する。なお、平滑層６の
厚さを調整する場合には、上記のゾルゲル法の工程を繰
り返し行うことにより調整する。Then, this gel film is placed in an air atmosphere for 30 minutes.
By performing the heat treatment at 0 to 800 ° C., the MT shown in FIG.
A smooth layer 6 made of iO 3 is generated. When the thickness of the smooth layer 6 is adjusted, the thickness is adjusted by repeatedly performing the above-described sol-gel process.
【００４４】最後に、空気雰囲気中、５００〜８００
℃、１〜５時間の条件で最終焼成することにより、図３
に示すような耐熱性複合材２５が得られる。また最終焼
成は、耐熱合金基材１の焼鈍と兼ねることができ、この
場合は耐熱性複合材２５の製造コストを低減できる。な
お、最終焼成の工程は省略しても良い。Finally, in an air atmosphere, 500 to 800
By final baking at 1 ° C. for 1 to 5 hours, FIG.
As a result, a heat-resistant composite material 25 shown in FIG. The final baking can also serve as annealing of the heat-resistant alloy substrate 1, and in this case, the manufacturing cost of the heat-resistant composite material 25 can be reduced. Note that the final firing step may be omitted.
【００４５】なお、この平滑層２は、微細スラリ法によ
り形成することもでき、上記のゾルゲル法と微粒子スラ
リ法の組み合わせにより行うこともできる。組み合わせ
による方法とは、例えばゾル溶液の塗布と微粒子スラリ
の塗布を交互に行う等の方法を例示できる。The smooth layer 2 can be formed by a fine slurry method, or can be formed by a combination of the sol-gel method and the fine particle slurry method. Examples of the combination method include, for example, a method of alternately applying a sol solution and applying a fine particle slurry.
【００４６】なお、図１に示すような耐熱性複合材５を
形成するには、耐熱性合金基材１上にゾルゲル法あるい
は微細スラリ法により緻密層２を形成し、更にスラリー
法により多孔質層３を形成した後に最終焼成することに
より、耐熱性複合材５が得られる。In order to form the heat-resistant composite material 5 as shown in FIG. 1, a dense layer 2 is formed on a heat-resistant alloy substrate 1 by a sol-gel method or a fine slurry method, and then a porous layer is formed by a slurry method. By performing final baking after forming the layer 3, the heat-resistant composite material 5 is obtained.
【００４７】また、図２に示すような耐熱性複合材１５
を形成するには、耐熱性合金基材１上にスラリー法によ
り多孔質層３を形成し、更にゾルゲル法あるいは微細ス
ラリ法により平滑層６を形成した後に最終焼成すること
により、耐熱性複合材１５が得られる。The heat-resistant composite material 15 shown in FIG.
Is formed by forming a porous layer 3 on a heat-resistant alloy substrate 1 by a slurry method, further forming a smooth layer 6 by a sol-gel method or a fine slurry method, and finally firing the heat-resistant composite material. 15 is obtained.
【００４８】なお、上述したゾルゲル法に用いるアルコ
キシドは、メトキシド、エトキシド等の各種アルコキシ
ドを用いることができる。As the alkoxide used in the above-mentioned sol-gel method, various alkoxides such as methoxide and ethoxide can be used.
【００４９】上記の耐熱性複合材５によれば、耐熱性合
金基材１に密着性に優れた緻密層２が積層されているの
で、耐熱性合金基材１と耐熱層４の密着性をより高める
ことができ、耐熱性複合材５の耐熱性を向上させること
ができる。According to the heat resistant composite material 5 described above, since the dense layer 2 having excellent adhesion is laminated on the heat resistant alloy substrate 1, the adhesion between the heat resistant alloy substrate 1 and the heat resistant layer 4 is improved. Thus, the heat resistance of the heat-resistant composite material 5 can be improved.
【００５０】また、上記の耐熱性複合材１５によれば、
平滑性に優れた平滑層６が積層されているので、耐熱性
複合材１５の表面の最大高さＲmaxを小さくすることが
可能となり、例えばこの耐熱性複合材１５がガスタービ
ン等の翼に用いられた場合には、タービンの効率を向上
させることができる。According to the heat resistant composite material 15 described above,
Since the smooth layer 6 having excellent smoothness is laminated, the maximum height Rmax of the surface of the heat-resistant composite material 15 can be reduced. If so, the efficiency of the turbine can be improved.
【００５１】更に上記の耐熱性複合材２５によれば、耐
熱性合金基材１に密着性に優れた緻密層２が積層される
とともに、平滑性に優れた平滑層６が積層されているの
で、耐熱性合金基材１と耐熱層８との密着性をより高め
ることができ、また耐熱性複合材２５の最大高さＲmax
を小さくすることが可能になって、例えばこの耐熱性複
合材２５がガスタービン等の翼に用いられた場合には、
タービンの効率を向上させることができる。Further, according to the heat-resistant composite material 25, the dense layer 2 having excellent adhesion and the smooth layer 6 having excellent smoothness are laminated on the heat-resistant alloy substrate 1. , The adhesion between the heat-resistant alloy substrate 1 and the heat-resistant layer 8 can be further improved, and the maximum height Rmax of the heat-resistant composite material 25 can be improved.
Can be reduced, for example, when the heat-resistant composite material 25 is used for a blade of a gas turbine or the like,
The efficiency of the turbine can be improved.
【００５２】また、上記の耐熱性複合材５、１５、２５
には多孔質層３が積層されており、この多孔質層３は多
孔質であるために断熱性に優れるので、耐熱性合金基材
１への伝熱量を少なくすることができ、耐熱性複合材
５、１５、２５の耐熱性をより向上させることができ
る。The above-mentioned heat-resistant composite materials 5, 15, 25
Has a porous layer 3 laminated thereon, and since the porous layer 3 is porous, it has excellent heat insulating properties. Therefore, the amount of heat transferred to the heat-resistant alloy substrate 1 can be reduced, and the heat-resistant composite The heat resistance of the members 5, 15, 25 can be further improved.
【００５３】[0053]
【発明の効果】以上、詳細に説明したように、本発明の
耐熱性複合材は、熱膨張係数α2が前記耐熱性合金基材
の熱膨張係数α1の±２０％以内である耐熱層を具備し
ているので、高温時における熱膨張率の差が小さくなっ
て耐熱性合金基材及び耐熱層おける熱応力が小さくな
り、耐熱層の剥離を防止して耐熱性及び耐食性をより向
上させることができる。As described in detail above, the heat-resistant composite material of the present invention has a heat-resistant layer having a coefficient of thermal expansion α2 within ± 20% of the coefficient of thermal expansion α1 of the heat-resistant alloy substrate. Therefore, the difference in the coefficient of thermal expansion at high temperature becomes small, the thermal stress in the heat-resistant alloy substrate and the heat-resistant layer becomes small, and the heat-resistant layer is prevented from peeling to further improve the heat resistance and the corrosion resistance. it can.
【００５４】また本発明の耐熱性複合材は、前記耐熱層
が、前記耐熱性合金基材に積層された緻密層と、該緻密
層上に積層された多孔質層から構成され、緻密層の耐熱
性合金基材に対する密着性が優れているので、耐熱性合
金基材と耐熱層の密着性をより高めることができる。Further, the heat-resistant composite material of the present invention is characterized in that the heat-resistant layer comprises a dense layer laminated on the heat-resistant alloy substrate and a porous layer laminated on the dense layer. Since the adhesiveness to the heat-resistant alloy substrate is excellent, the adhesiveness between the heat-resistant alloy substrate and the heat-resistant layer can be further increased.
【００５５】また、本発明の耐熱性複合材は、前記耐熱
層が、前記耐熱性合金基材に積層された多孔質層と、該
多孔質層上に積層された平滑層から構成され、平滑層の
平滑性が高いので、耐熱性複合材の表面の最大高さＲma
xを小さくすることが可能となり、例えばこの耐熱性複
合材がガスタービン翼等に用いられた場合には、タービ
ンの効率を向上させることができる。Further, the heat-resistant composite material of the present invention is characterized in that the heat-resistant layer comprises a porous layer laminated on the heat-resistant alloy substrate and a smooth layer laminated on the porous layer. Due to the high smoothness of the layer, the maximum height Rma of the surface of the heat-resistant composite material
x can be reduced, and for example, when this heat-resistant composite material is used for a gas turbine blade or the like, the efficiency of the turbine can be improved.
【００５６】更に、本発明の耐熱性複合材は、前記耐熱
層が、前記耐熱性合金基材に対して密着性に優れる緻密
層と、該緻密層上に積層された多孔質層と、該多孔質層
上に積層された平滑層から形成されているので、耐熱性
合金基材と耐熱層との密着性をより高めるとともに、耐
熱性複合材の表面の最大高さＲmaxを小さくすることが
できる。Further, in the heat-resistant composite material of the present invention, the heat-resistant layer comprises a dense layer having excellent adhesion to the heat-resistant alloy substrate, a porous layer laminated on the dense layer, Since it is formed of a smooth layer laminated on the porous layer, it is possible to further increase the adhesion between the heat-resistant alloy substrate and the heat-resistant layer and to reduce the maximum height Rmax of the surface of the heat-resistant composite material. it can.
【００５７】また、本発明の耐熱性複合材は、前記耐熱
層が、一般式ＭＴｉＯ3（ただしＭはＭｇ、Ｃａ、Ｓ
ｒ、Ｂａのうちの少なくとも１種または２種以上の元素
を示す。）で表される耐熱材料から構成されており、こ
の耐熱材料は、熱膨張係数α2が１０×１０-6〜１３×
１０-6であって耐熱性合金基材の熱膨張係数α1に近
く、また、温度の上昇に伴う熱膨張係数α2の相転移が
ないので、耐熱性合金基材との密着性が高くなり、耐熱
性複合材の耐熱性及び耐食性をより向上できる。Further, in the heat-resistant composite material of the present invention, the heat-resistant layer has a general formula MTiO 3 (where M is Mg, Ca, S
It represents at least one element or two or more elements of r and Ba. ), And has a coefficient of thermal expansion α2 of 10 × 10 −6 to 13 ×.
10-6 , which is close to the coefficient of thermal expansion α1 of the heat-resistant alloy substrate, and there is no phase transition of the coefficient of thermal expansion α2 with the rise in temperature, so that the adhesion to the heat-resistant alloy substrate increases, The heat resistance and corrosion resistance of the heat-resistant composite material can be further improved.
【００５８】また、本発明の耐熱性複合材においては、
前記緻密層及び前記平滑層がゾルゲル法により形成され
たものであるので、緻密層の耐熱性合金基材への密着性
を高くすることができるとともに、平滑層の平滑性をよ
り向上することができる。また、前記多孔質層がスラリ
ー法により形成されたものであるので、多孔質層を多孔
質とすることが可能になって多孔質層の断熱性が向上す
るので、耐熱層の耐熱性及び耐食性をより向上できる。Further, in the heat-resistant composite material of the present invention,
Since the dense layer and the smooth layer are formed by a sol-gel method, it is possible to increase the adhesion of the dense layer to the heat-resistant alloy substrate, and to further improve the smoothness of the smooth layer. it can. In addition, since the porous layer is formed by a slurry method, the porous layer can be made porous, and the heat insulating property of the porous layer is improved. Can be further improved.
【００５９】そして、本発明のガスタービン翼及び蒸気
タービン翼は、上記のいずれかに記載の耐熱性複合材か
ら構成されているので、ガスタービン翼及び蒸気タービ
ン翼の耐熱性を向上することができ、ガスタービン及び
蒸気タービンの効率を高めることができる。Since the gas turbine blade and the steam turbine blade of the present invention are made of the heat-resistant composite material described above, the heat resistance of the gas turbine blade and the steam turbine blade can be improved. As a result, the efficiency of the gas turbine and the steam turbine can be increased.
【図１】 本発明の耐熱性複合材の一例を示す断面図
である。FIG. 1 is a cross-sectional view showing one example of the heat-resistant composite material of the present invention.
【図２】 本発明の耐熱性複合材の他の例を示す断面
図である。FIG. 2 is a cross-sectional view showing another example of the heat-resistant composite material of the present invention.
【図３】 本発明の耐熱性複合材の別の例を示す断面
図である。FIG. 3 is a cross-sectional view showing another example of the heat-resistant composite material of the present invention.
【図４】 図３に示す耐熱性複合材の製造方法を説明
するための工程図である。FIG. 4 is a process chart for explaining a method for producing the heat-resistant composite material shown in FIG.
【図５】 図３に示す耐熱性複合材の製造方法を説明
するための工程図である。FIG. 5 is a process chart for explaining a method of manufacturing the heat-resistant composite material shown in FIG.
【図６】 図３に示す耐熱性複合材の製造方法を説明
するための工程図である。FIG. 6 is a process chart for explaining a method for producing the heat-resistant composite material shown in FIG.
【図７】 図３に示す耐熱性複合材の製造方法を説明
するための工程図である。FIG. 7 is a process chart for explaining a method of manufacturing the heat-resistant composite material shown in FIG.
【符号の説明】 １ 耐熱性合金基材 ２ 緻密層 ３ 多孔質層 ４、７、８ 耐熱層 ５、１５、２５ 耐熱性複合材 ６ 平滑層[Description of Signs] 1 Heat resistant alloy base material 2 Dense layer 3 Porous layer 4, 7, 8 Heat resistant layer 5, 15, 25 Heat resistant composite material 6 Smooth layer
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き Ｆターム(参考） 3G002 EA05 EA06 EA08 4K044 AA02 AA03 AA06 AB10 BA12 BB03 BB04 BB13 BC09 BC11 CA16 CA25 CA27 CA29 CA53 CA62 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continued on the front page F term (reference) 3G002 EA05 EA06 EA08 4K044 AA02 AA03 AA06 AB10 BA12 BB03 BB04 BB13 BC09 BC11 CA16 CA25 CA27 CA29 CA53 CA62
Claims (10)
てなる耐熱性複合材であって、前記耐熱性合金基材の熱
膨張係数をα1としたとき、前記耐熱層の熱膨張係数α2
がα1の±２０％以内であることを特徴とする耐熱性複
合材。1. A heat-resistant composite material comprising a heat-resistant layer laminated on a heat-resistant alloy substrate, wherein a coefficient of thermal expansion of the heat-resistant layer is α1 when a coefficient of thermal expansion of the heat-resistant alloy substrate is α1. α2
Is within ± 20% of α1.
５００μｍ以下であることを特徴とする請求項１に記載
の耐熱性複合材。2. The heat-resistant composite material according to claim 1, wherein the heat-resistant layer has a thickness of 100 μm or more and 500 μm or less.
に積層された緻密層と、該緻密層上に積層された多孔質
層から構成されていることを特徴とする請求項１または
請求項２に記載の耐熱性複合材。3. The heat-resistant layer is composed of a dense layer laminated on the heat-resistant alloy substrate, and a porous layer laminated on the dense layer. The heat-resistant composite material according to claim 2.
に積層された多孔質層と、該多孔質層上に積層された平
滑層から構成されていることを特徴とする請求項１また
は請求項２に記載の耐熱性複合材。4. The heat-resistant layer is composed of a porous layer laminated on the heat-resistant alloy substrate and a smooth layer laminated on the porous layer. Or the heat-resistant composite material according to claim 2.
に積層された緻密層と、該緻密層上に積層された多孔質
層と、該多孔質層上に積層された平滑層から形成されて
いることを特徴とする請求項１または請求項２に記載の
耐熱性複合材。5. The heat-resistant layer comprises a dense layer laminated on the heat-resistant alloy substrate, a porous layer laminated on the dense layer, and a smooth layer laminated on the porous layer. The heat-resistant composite material according to claim 1, wherein the heat-resistant composite material is formed.
５μｍ以下であることを特徴とする請求項４または請求
項５に記載の耐熱性複合材。6. A maximum height Rmax of the surface of the smooth layer,
The heat-resistant composite material according to claim 4 or 5, wherein the thickness is 5 µm or less.
しＭはＭｇ、Ｃａ、Ｓｒ、Ｂａのうちの少なくとも１種
または２種以上の元素を示す。）で表される耐熱材料か
ら構成されていることを特徴とする請求項１ないし請求
項５のいずれかに記載の耐熱性複合材。7. The heat-resistant layer is made of a heat-resistant material represented by a general formula MTiO 3 (where M represents at least one or more of Mg, Ca, Sr, and Ba). The heat-resistant composite material according to any one of claims 1 to 5, wherein:
法または微粒子スラリ法のいずれか一方あるいは両方の
組み合わせにより形成されたものであり、前記多孔質層
がスラリー法により形成されたものであることを特徴と
する請求項１ないし請求項７のいずれかに記載の耐熱性
複合材。8. The method according to claim 1, wherein the dense layer and the smooth layer are formed by a sol-gel method or a fine particle slurry method or a combination of both, and the porous layer is formed by a slurry method. The heat-resistant composite material according to any one of claims 1 to 7, wherein:
記載の耐熱性複合材から構成されたことを特徴とするガ
スタービン翼。9. A gas turbine blade comprising the heat-resistant composite material according to any one of claims 1 to 8.
に記載の耐熱性複合材から構成されたことを特徴とする
蒸気タービン翼。10. A steam turbine blade comprising the heat-resistant composite material according to any one of claims 1 to 8.
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000034107A JP2001226781A (en) | 2000-02-10 | 2000-02-10 | Heat resistant composite material, gas turbine brade and steam turbine brade |
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| JP2000034107A JP2001226781A (en) | 2000-02-10 | 2000-02-10 | Heat resistant composite material, gas turbine brade and steam turbine brade |
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| JP2000034107A Withdrawn JP2001226781A (en) | 2000-02-10 | 2000-02-10 | Heat resistant composite material, gas turbine brade and steam turbine brade |
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| JP (1) | JP2001226781A (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2006117975A (en) * | 2004-10-19 | 2006-05-11 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | Structure of thermal barrier coating, and method for manufacturing thermal barrier coating |
| JP2009515043A (en) * | 2005-11-02 | 2009-04-09 | ハー ツェー シュタルク インコーポレイテッド | Strontium titanium oxide and machinable coating made therefrom |
| JP2017214913A (en) * | 2016-06-02 | 2017-12-07 | 株式会社東芝 | Steam turbine blade, and manufacturing process thereof |
-
2000
- 2000-02-10 JP JP2000034107A patent/JP2001226781A/en not_active Withdrawn
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|---|---|---|---|---|
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| JP2009515043A (en) * | 2005-11-02 | 2009-04-09 | ハー ツェー シュタルク インコーポレイテッド | Strontium titanium oxide and machinable coating made therefrom |
| JP2017214913A (en) * | 2016-06-02 | 2017-12-07 | 株式会社東芝 | Steam turbine blade, and manufacturing process thereof |
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