JP2002180231A - タービン羽根の耐久性を向上させる方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 構成要素の耐久性を向上させるため、予め被
覆されていない高温ガス流に直接曝されないタービン羽
根の部分に錆止めペイントを塗布する。 【解決手段】 本発明によれば、動作中に例えば１００
０℃以上の高温に曝される物品が開示される。１つの実
施例では、ガスタービンエンジン用の方法は、指向的に
結晶化した金属下地、例えば、翼形と根元と羽根および
根元の間に配置された台とを画定する超合金を含む。そ
の台は根元に隣接する下側を有し、ＭＣｒＡｌＹ、貴金
属を含むアルミニウム化物または腐食防止セラミックの
ような耐食ライニング塗料が、このような塗料で予め覆
われていない羽根の部分、例えば台の下側と頸部に配置
される。塗布された塗料は、これらの領域で羽根の腐食
および応力腐食割れを防止する。また、翼形が被覆され
る所では、翼形の塗料が台下面の塗料と異なる組成を有
してもよい。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、腐食防止用塗料に
関し、特にこのような塗料を物品に塗布する方法に関す
る。

【０００２】

【従来の技術】ガスタービンエンジンは、化学ポテンシ
ャルエネルギーを燃料の形態で熱エネルギーに変換し、
そして飛行機の推進、発電、流体の送出などに使用する
機械エネルギーに変換するための良く発達した機構であ
る。ガスタービンエンジンの効率を改善するために使用
される主要なアプローチの１つは、より高い動作温度を
使用することである。最新のガスタービンエンジンの最
も熱い部分（即ちエンジンタービンセクション内の主要
なガス流路）では、ニッケル合金またはコバルト合金か
ら鋳造されたタービン翼形の構成要素がそれらの融点よ
り高いガス温度にさらされる。これらの構成要素は、構
成要素内の空洞に冷却空気を通されなければ残存するこ
とができない。この冷却空気は、空洞を循環して構成要
素の温度を下げ、構成要素の穴を介して構成要素を出
て、主要な流路内に含まれる高温ガスと混合する。しか
し、冷却空気を供給すると機関効率が低下する。

【０００３】従って、ガスタービン本体構造部用の塗料
が広範囲に開発されている。これらの塗料は、歴史的
に、タービンガス通路にさらされる表面の耐酸化性また
は耐食性を改善するために塗布されている。最近では、
冷却空気の必要量を実質的に減少させることができるよ
うに、最も高いガス通路温度にさらされる内部で冷却さ
れる構成要素に熱障壁塗料が塗布されている。この塗料
は部品を重くするとともに疲労寿命を短縮させるので、
必要な耐久性を得るために、意図的に塗料が必要な構成
要素のこれらの部分にのみ塗料が塗布される。タービン
羽根のような回転部品の場合には、塗料の付加重量は、
交互により強くより重い翼車を必要とし、交互により強
くより重い軸を必要とするなどの羽根の引きをかなり増
大させる。従って、塗料が絶対に必要な羽根のこれらの
部分、例えば、典型的に主要なガス通路の表面に塗料を
使用するように厳しく制限する動機づけが加えられる。

【０００４】ガス通路温度を上げることにより、タービ
ン構成要素または高圧タービンガス通路に直接さらされ
ない構成要素の部分を動作中に比較的高い温度にさらし
てもよく、従って保護塗装を必要としてもよい。例え
ば、（台下側、羽根の頸部および取付セレーションのよ
うな）ガス通路にさらされないタービン羽根の部分は、
動作中に１２００Ｆ（約６４９℃）より高い温度にさら
すことができる。これらの羽根の位置は、図１において
１８および１９で示されている。タービン動作温度が高
くなると、羽根のこれらの部分がさらされる温度が上昇
し続けることが予想される。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】本発明は、構成要素の
耐久性を向上させるために、予め被覆されていない高温
ガス流に直接さらされないタービン羽根の部分に錆止め
ペイントを塗布することを目的とする。

【０００６】また、本発明は、高温ガス流に直接さらさ
れない構成要素の部分への応力腐食割れを防止するため
に、錆止めペイントを提供することを目的とする。

【０００７】さらに、本発明は、羽根台の下の領域にお
いてタービン羽根のような移動構成要素を応力腐食割れ
から保護するために、このような塗料を提供することを
目的とする。

【０００８】

【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、本発明によるタービン羽根の耐久性を向上させる方
法は、超合金材料からなり、翼形と、根元と、頸部と、
翼形と根元の間に配置され且つ頸部に隣接する下側を有
する台とを画定するタービン羽根の耐久性を向上させる
方法において、超合金下地を設け、台の下側および羽根
頸部に耐食ライニング塗料を塗布することを特徴とす
る。

【０００９】本発明によれば、動作中に例えば１０００
℃以上の高温に曝される物品が開示される。１つの実施
例では、ガスタービンエンジン用の方法は、指向的に結
晶化した金属下地、例えば、翼形と根元と羽根および根
元の間に配置された台とを画定する超合金を含む。その
台は根元に隣接する下側を有し、ＭＣｒＡｌＹ、貴金属
を含むアルミニウム化物または腐食防止セラミックのよ
うな耐食ライニング塗料が、このような塗料で予め覆わ
れていない羽根の部分、例えば台の下側と頸部に配置さ
れる。塗布された塗料は、これらの領域で羽根の腐食お
よび応力腐食割れを防止する。また、翼形が被覆される
所では、翼形の塗料が台下面の塗料と異なる組成を有し
てもよい。

【００１０】

【発明の実施の形態】本発明の１つの見地によれば、ガ
スタービン羽根の耐久性の向上は、錆止めペイントの塗
布によって達成される。指向的に結晶化したニッケル超
合金からなる典型的なガスタービンエンジン用のタービ
ン羽根は、翼形と、根元と、羽根の翼形と根元の間に配
置した台とを含む。この台は羽根の頸部に隣接する下側
を有し、羽根頸部は翼付根に隣接している。

【００１１】本発明の１つの見地では、ＭＣｒＡｌＹ
（Ｍは典型的にニッケルやコバルトからなる）のような
耐食ライニング塗料が、台の下側および羽根の頸部に塗
布される。腐食防止効果を最大にするために、この塗料
は、２０〜４０％のＣｒと５〜２０％のＡｌを含むのが
好ましい。この塗料の存在は、ガス通路に直接さられれ
ないように遮蔽された羽根の領域に溜まった塩による羽
根の腐食を防止することにより、構成要素の寿命を向上
させる。さらに、塗料の塗布により羽根の応力腐食割れ
を防止するという利点がある。耐食ライニング塗料は、
塩とニッケル合金の構成要素との間の障壁のように作用
することによって、腐食や応力腐食割れを防止する。塗
装系は、下地とＭＣｒＡｌＹ層の間またはＭＣｒＡｌＹ
層上にアルミニウム化物塗料層またはアルミニウム化白
金塗料層を含んでもよい。

【００１２】他の見地によれば、アルミニウム化白金塗
料のような耐食アルミニウム化物塗料が、台の下側およ
び羽根の頸部に塗布される。腐食防止効果を最大にする
ために、この塗料は、約３０〜４５ｗｔ ％の白金（残
りはアルミニウム）を含まなければならない。アルミニ
ウム化物上、例えば金属ライニングまたはセラミック絶
縁層上に、追加の塗料を塗布してもよい。

【００１３】さらに本発明の他の見地によれば、台の下
側および羽根の頸部には、安定化ジルコニアのようなセ
ラミック材料が好ましくはプラズマ溶射によって塗布さ
れる。下地とセラミックの間に金属被覆のような塗料を
塗布してもよい。

【００１４】

【実施例】図１に示されるように、本発明による超合金
材料からなるタービン羽根は、参照符号１０で示されて
いる。タービン羽根は、翼形１２と、（タービン羽根を
回転可能なタービン翼車に取り付ける）鋸歯状翼付根１
４と、翼形と鋸歯状翼付根の間に配置された台１６とを
含む。羽根台１８の下側と翼付根の間の領域は、頸部１
９として示されている。典型的なタービン羽根（および
他のガスタービンエンジンの構成要素）は、指向的に結
晶化したニッケル合金からなり、この合金は、例えば、
単結晶からなり、または成長方向に平行に向けられた多
数の柱状結晶粒を有する。このような合金の典型的な組
成物が表１に示されている。典型的な柱状の単結晶およ
び指向的に結晶化した合金は、米国特許４，２０９，３
４８号、４，６４３，７８２号、４，７１９，０８０号
および５０６８０８４号に記載されている。この技術に
おいて一般に知られているように、タービン羽根の一以
上の部分に冷却穴を設けて、動作中に翼形の特定の部分
の上に冷却空気が流れるようにしてもよい。

【００１５】

【表１】 柱状結晶および単結晶の合金の組成物 合金 タイプ Ni Co Cr Al Mo Ta W Re Hf Ti Nb PWA 1422 DS bal. 10 9 5 − − 12 − 1.6 2 1 DS R80H DS bal. 9.5 14 3 4 − 4 − 0.75 4.8 − CM247LC DS bal. 9.2 8.1 5.6 0.5 3.2 9.5 − 1.4 0.7 − PWA1480 SC bal. 5 10 5 − 12 4 − − 1.5 − PWA1484 SC bal. 10 5 5.65 1.9 8.7 5.9 3 0.1 − − Rene’N5 SC bal. 7.5 7 6.2 1.5 6.5 5 3 0.15 − − CMSX−4 SC bal. 9 6.5 5.6 0.6 6.5 6 3 0.1 1 − （ナトリウム、カリウム、カルシウムおよび硫酸マグネ
シウムの混合物を変える）タービン構成要素の高温腐食
の原因となるアルカリおよびアルカリ土金属の硫酸塩
が、タービンガス通路の外側の羽根の領域に溜まること
が発見された。これらの塩は、燃焼工程の結果、海の環
境や形態において入口空気で採り入れられる場合があ
る。これらの塩による羽根の腐食は、典型的には塩の融
解温度（約１１００Ｆ、すなわち約５９３℃）以下の温
度で非常に制限される。しかし、上昇したタービン動作
温度によって、ガス通路から遮蔽された羽根の領域の温
度が硫酸塩の融解温度を超えて、羽根の頸部および台の
下側の腐食を加速する場合がある。また、十分に高い応
力レベルでは、これらの塩の存在によって、単結晶また
は柱状粒構造を有する指向的に結晶化したニッケル合金
のタービンの応力腐食割れを生じる場合があることが発
見された。これらの材料の応力腐食割れは、新しく発見
された現象を示している。

【００１６】本発明の１つの見地では、タービン羽根の
台１８の下側および頸部１９のような応力腐食され易い
下地２０の部分に耐食ライニング塗料（図２の２１）を
塗布して、これらの位置で羽根の腐食や応力腐食割れ防
止している。本発明は、図１ではタービン羽根として示
されているが、特定の構成要素に限らず、応力腐食割れ
にさらされ得るどのような構成要素にも適用できる。比
較的高い応力および腐食条件にさらされる他の構成要素
も本発明の利点を得ることが期待される。

【００１７】台下面１８および１９に塗布されたライニ
ング塗料としては、ＭＣｒＡｌＹ塗料（Ｍは、コバル
ト、ニッケル、鉄またはこれらの材料の組合せ）が好ま
しいが、ＭＣｒ塗料やＭＣｒＡｌ塗料のような他の塗料
を使用してもよい。本発明で有用な典型的な塗料は、少
なくともＮｉＣｒＡｌＹ塗料、ＣｏＣｒＡｌＹ塗料、Ｎ
ｉＣｏＣｒＡｌＹ塗料およびＣｏＮｉＣｒＡｌＹ塗料を
含む。この塗料は、耐酸化性または耐食性をさらに向上
させるために、ＨｆおよびＳｉのような他の構成要素を
含んでもよい。羽根台の下の領域に塗布されるＭＣｒＡ
ｌＹライニング塗料は、約１０〜４０ｗｔ％のＣｒ、５
〜３５ｗｔ％のＡｌ、０〜２ｗｔ％のＹ、０〜７ｗｔ％
のＳｉ、０〜２ｗｔ％のＨｆおよび残りのＮｉおよびＣ
ｏの少なくとも一方の組み合わせからなる範囲の組成物
を含まなければならない。ＭＣｒＡｌＹ組成物は、２０
〜４０ｗｔ％のＣｒ、５〜２０ｗｔ％のＡｌ、０〜１ｗ
ｔ％のＹ、０〜２ｗｔ％のＳｉおよび０〜１ｗｔ％のＨ
ｆ（残りはＮｉやＣｏ）を含むのが好ましい。最適な耐
食性のための典型的な塗料は、２５〜４０ｗｔ％のＣ
ｒ、５〜１５ｗｔ％のＡｌ、０〜０．８ｗｔ％のＹ、０
〜０．５ｗｔ％のＳｉおよび０〜０．４ｗｔ％のＨｆを
含み、残りがＮｉおよびＣｒの少なくとも一方からなる
ものでなければならない。また、これらの塗料の各々
は、約２０ｗｔ％までの他の合金元素を含んでもよい。
好ましい典型的なライニング塗料組成物の概要が表２に
示されている。

【００１８】

【表２】 保護塗装の組成（ｗｔ％） 塗料の組成（ｗｔ％） 明記された範囲 Ｎｉ Ｃｏ Ｃｒ Ａｌ Ｙ Ｓｉ Ｈｆ 代表的な範囲 残り 10〜40 5〜35 0〜2 0〜7 0〜2 好ましい範囲 残り 20〜40 5〜20 0〜1 0〜2 0〜1 典型的な範囲 残り 25〜40 5〜15 0〜0.8 0〜0.5 0〜0.4 塗料は、羽根台の下側および頸部に、最大約０．００５
インチ（〜１２５μｍ）の厚さに塗布される。タービン
羽根のような回転する応用対象について、皮膜厚さは、
領域の全範囲が塗布されることを保証するため、および
典型的な羽根の整備間隔で保護するのに必要な腐食寿命
を提供するために、適切な厚さでなければならない。最
大の皮膜厚さは、塗料の存在と関連する疲労の欠点のた
めに制限される。塗料の厚さは、被覆処理毎にある量の
厚さの変化が生じても被覆領域のすべてが被覆されるこ
とを保証するために十分に厚くなければならない。従っ
て、回転する構成要素のための厚さは、０．００５イン
チ（約０．００３〜０．００５インチ）未満でなければ
ならず、好ましくは約０．００３インチ（〜７５μｍ）
未満で、０．０００５インチ（１２．５μｍ）を超える
厚さであり、好ましくは約０．００２インチ（〜５０μ
ｍ）である。

【００１９】ライニング塗料は、（電子ビーム物理的蒸
着法、スパッタリングなど含む）蒸着や、（空気プラズ
マ溶射、低圧または真空プラズマ溶射、高速ガス式溶射
などの）溶射などの当業者に知られている種々の処理に
よって塗布してもよい。本発明を説明するために陰極ア
ーク蒸着による塗料の塗布を使用した。この方法は、蒸
着された塗料の厚さの制御を高める程度が好ましい。塗
料を塗布する典型的な陰極アーク蒸着装置は、１９９７
年８月３０日に出願された本出願人の米国特許出願０８
／９１９，１２９号「陰極アーク蒸着装置」に記載され
ている。

【００２０】図３は、本発明において開示された塗料の
塗布による腐食寿命の向上を示している。単結晶タービ
ン羽根の台下面は、約３５ｗｔ％のＣｒ、８ｗｔ％のＡ
ｌ、０．６ｗｔ％のＹ、０．４ｗｔ％Ｓｉ、０．２５ｗ
ｔ％のＨｆおよび残りのニッケルからなる典型的なＭＣ
ｒＡｌＹ塗料で被覆した。硫酸塩の存在下において１３
５０°Ｆ（約７３２℃）で被覆した羽根の腐食試験を行
って、腐食の相対的深さによって測定したところ、被覆
しない羽根に対する腐食寿命は５〜２０倍の改善を示し
た。また、試験片への同じ耐食ライニング塗料の塗布
も、単結晶合金の応力腐食割れを防止することを示し
た。

【００２１】図４は、本発明の他の実施例を示してい
る。構成要素は、金属下地２０、例えば超合金材料と、
アルミニウム化物（またはアルミニウム化白金）層２２
と、アルミニウム化物層上のライニング塗料２４とを含
む。アルミニウム化物層およびアルミニウム化白金層
は、一般に既知であり、ここでは特定の組成および塗布
の方法を詳細に説明しない（例えば米国特許５，５１
４，４８２号を参照）。アルミニウム化物層またはアル
ミニウム化白金層は、ある所望の性質、例えば向上した
耐久性を有する塗料を提供するために存在させてもよい
し、あるいは、構成要素の修理または改修中にライニン
グ塗料を塗布する場合や予め塗布したアルミニウム化物
層がその修理または改修の部品として除去されない場合
に羽根をさらに十分に修理または改修できるようにする
ために予め存在させてもよい。

【００２２】図５は、本発明のさらに他の実施例を示し
ている。（全体的には図示しない）構成要素は、金属下
地２６、例えば超合金材料と、この下地上のライニング
塗料２４と、このライニング塗料上のアルミニウム化物
層３０とを含む。アルミニウム化物層は、例えば、ある
所望の性質を有する塗料を提供するために存在させても
よい。

【００２３】多くの場合、高温にさらされる物品の部分
も被覆される。タービン羽根の場合、翼形部分は、上述
したような金属ライニング塗料、米国特許５，５１４，
４８２号に記載されたアルミニウム化物塗料、セラミッ
クの断熱層またはこれら塗料の組合わせで覆ってもよ
い。多くの場合には、翼形部分を台の下側および頸部に
塗布した塗料とは異なる組成を有する塗料で被覆する
が、これらの組成が同一または類似でもよい。例えば、
翼形表面をアルミニウム化物で覆うとともに、台下面お
よび頸部をＭＣｒＡｌＹライニング型塗料で被覆しても
よい。塗料の他の組合わせも可能であり、本発明は、構
成要素のさらされた部分および遮蔽された部分に塗布さ
れる特定の組合わせの塗料に限られるものではない。

【００２４】本発明の他の見地によれば、（例えば図１
において上述した羽根と同様の）タービン羽根の台１８
の下側および頸部１９のような応力腐食され易い下地２
０の部分に耐食性の貴金属（例えば、白金）を含んだア
ルミニウム化物塗料（図６の２１）を塗布して、これら
の位置で羽根の腐食や応力腐食割れを防止する。この塗
料は、好ましくは単相微細構造、例えばＰｔ、Ａｌおよ
びＮｉの単相を特徴とする。本発明は、図６ではタービ
ン羽根として示されているが、特定の構成要素に制限さ
れない。また、比較的高い応力および腐食の条件にさら
される他の構成要素も本発明による利点を得ることが期
待される。

【００２５】本発明の図示された実施例において、台下
面１８および１９に塗布される塗料は、好ましくは約１
１〜６５ｗｔ％の白金、より好ましくは約３０〜５５ｗ
ｔ％の白金、最も好ましくは３０〜４５ｗｔ％の白金を
含み、残りが主としてアルミニウムおよびニッケルであ
るアルミニウム化白金塗料である。この組成は、塗料の
表面の付近、例えば全皮膜厚さの外側２０ ％より深く
ない所で測定される。意外にも、最も好ましい白金レベ
ルのより小さい量とより大きな量のアルミニウム化白金
塗料は、腐食に対する所望のレベルの保護を提供しな
い。アルミニウム化物塗料の他の貴金属、特にパラジウ
ムとロジウムも使用することができたが、現在では白金
が好ましく、ここで使用されるものとして、これらの他
の材料を含むことを意図している。この塗料は、耐酸化
性または耐食性をさらに向上させるために、イットリウ
ム、ハフニウム、珪素のような他の元素を含んでもよ
い。種々の処理によって塗料を塗布することができる
が、この説明では、めっき後にパッケージ外アルミニウ
ム化処理を行い、めっきした白金層で覆って分散するこ
とによる白金層の塗布を使用した。スパッタリングまた
は他の適当な処理によって白金を塗布し、パッケージ内
処理または蒸気蒸着によって他の適当な処理によりアル
ミニウムを蒸着してもよい。典型的には、パッケージ外
アルミニウム化処理は、タービン羽根のような構成要素
の内部流路を被覆するためにも使用され、高圧タービン
ガス通路、例えば翼形表面にさらされる表面を被覆する
ためにも使用される。

【００２６】例証として、本発明に従って試料タービン
羽根を被覆した。羽根は、１０ｗｔ％のＣｏ、５ｗｔ％
のＣｒ、５．６５ｗｔ％のＡｌ、１．９ｗｔ％のＭｏ、
８．７ｗｔ％のＴａ、５．９ｗｔ％のＷ、３ｗｔ％のＲ
ｅ、０．１ｗｔ％のＨｆおよび残りのＮｉの公称組成を
有するニッケル超合金からなる。約１６５〜１８０Ｆ
（７４〜８２℃）の温度に維持されたヘキサクロロ白金
酸のめっき浴中に羽根頸部を含む台下面を浸すことによ
って、これらの表面を白金でめっきした。翼付根の部分
は一般にめっきされず、めっきすることが好ましくない
他の部分を被覆してもよい。めっきの回数は、めっき溶
液の濃度および塗布されるめっき層の厚さに依存する。
本発明では、良好な結果を奏する約０．１５〜０．３ミ
ルの厚さを有する白金層を使用したが、それより厚い層
または薄い層を使用してもよい。

【００２７】次に、めっきした部分を含む物品の所望の
部分にアルミニウム化物層を塗布する。Bendenらの米国
特許４，１３２，８１６号および４，１４８，２７５号
に記載されているように、アルミニウム化物をこれらの
物品に塗布した。このようなアルミニウム化物処理によ
り、翼形の外面および内面の少なくとも一方を被覆し
た。同様の効果を得るために他の処理および装置も使用
することができる。その結果、翼形表面の塗料は単純な
アルミニウム化物であるが、応力腐食割れにさらされる
表面の塗料は異なる組成、即ちアルミニウム化白金を有
する。

【００２８】この塗料は、台下面に約０．００５インチ
（５ミル）までの厚さに塗布される。タービン羽根のよ
うな回転する応用対象のために、皮膜厚さは、塗布領域
の全範囲が被覆されることおよび典型的な羽根の整備間
隔で保護するのに必要な腐食寿命を可能にすることを保
証するために適切な厚さでなければならない。より厚い
塗料を使用してもよいが、特に回転する構成要素につい
て関連する疲労の欠点があり得る。最大の皮膜厚さは、
塗料の存在と関連する疲労の欠点のために制限される。
従って、回転する構成要素のための厚さは、好ましくは
約０．００５インチ未満（〜５ミル）で０．００１イン
チ（１ミル）より厚く、より好ましくは約０．００３イ
ンチ未満（〜３ミル）である。

【００２９】図７は、本発明による塗料の塗布による腐
食寿命の向上を示している。合成海塩およびＳＯ₂の存
在下において１３５０°Ｆ（約７３２℃）の略一定の温
度で好ましい範囲の組成を有する被覆した羽根について
腐食試験を行ったところ、被覆していない羽根に対して
２〜４倍の改善を示した。また、試験片への同じ塗料の
塗布も応力腐食割れを防止することを示した。

【００３０】本発明のさらに他の見地では、台１８の下
側およびタービン羽根の頸部１９のような応力腐食され
易い下地２０の部分に耐食ライニング塗料（図８の２１
（例えば、セラミック・ライニング塗料））が塗布され
て、これらの位置において羽根の腐食や応力腐食割れを
防止している。本発明は、図８ではタービン羽根として
示されているが、特定の構成要素に限定されない。比較
的高い応力および腐食の条件にさらされる他の構成要素
も本発明による利点を得ることが期待される。

【００３１】図８を参照すると、腐食や応力腐食割れさ
れ易い物品の部分に腐食防止セラミック塗料が塗布され
ている。タービン羽根の例では、台１８の下側および頸
部１９に塗料を塗布して、これらの位置で羽根の腐食や
応力腐食割れを防止している。比較的高い応力および腐
食の条件にさらされる他の構成要素も本発明による利点
を得ることが期待される。選択された領域、例えば台下
面１８および頸部１９に塗布されるライニング塗料は、
安定化ジルコニア、例えば７ＹＳＺのような従来の熱障
壁塗料型材料でもよいが、他の構成要素を含んでもよ
い。同様の効果を得るために他のセラミック塗料も使用
することができる。

【００３２】この塗料は、これらの表面に少なくとも約
０．２５ミルで約５ミルまでの厚さに塗布される。ター
ビン羽根のような回転する応用対象について、皮膜厚さ
は、塗布領域、例えば無めっき領域の全範囲に塗布され
ることを保証するため、および典型的な羽根の整備間隔
で保護するのに必要な腐食寿命を提供するために適切な
厚さでなければならない。最大の皮膜厚さは、典型的に
物品に構造強さを与えない塗料の追加重量と関連する疲
労の欠点のために制限されなければならない。従って、
回転する構成要素のための厚さは、好ましくは約３ミル
未満、より好ましくは約２ミル未満である。

【００３３】ライニング塗料は、蒸着または溶射などの
種々の処理によって塗布してもよい。翼形部分などのガ
スタービンエンジン構成要素の他の部分にセラミック材
料を塗布するために使用されているプラズマ溶射を使用
するのが好ましい。

【００３４】図９は、図８に示された本発明の他の実施
例を示している。構成要素は、セラミック層と下地の間
にアルミナ形成塗料を含む。例えば、構成要素は、ＭＣ
ｒＡｌ型のライニング塗料またはアルミニウム化物層な
どのアルミナ形成層２２として、下地２０を含んでもよ
い。Ｙ、Ｈｆ、Ｓｉ、Ｒｅなどの他の構成要素を含むこ
とができるＭＣｒＡｌ塗料およびアルミニウム化物塗料
が一般に知られており、特定のＭＣｒＡｌおよびアルミ
ニウム化物の組成および塗布方法をここで詳細に説明す
る必要はない（例えば、ＭＣｒＡｌＹ塗料については本
出願人の米国再発行特許３２，１２１号、アルミニウム
化物層については本出願人の米国特許５，５１４，４８
２号を参照）。セラミック塗料の場合は、アルミナ形成
層は、被覆される物品の重量を重くするが構造的な強さ
を与えないので、必要以上に厚くすべきでない。溶射ま
たは物理的蒸着などの適当な処理によって７ＹＳＺのな
どのセラミックを塗布してもよい。

【００３５】本発明によれば、耐久性が従来技術よりか
なり向上する。これらの領域において塗料のない羽根が
動作中の厳しい腐食損傷にさらされ得ることが、現場の
経験から示されている。タービン羽根の台下面および頸
部のような高温にさらされた物品の選択された部分に好
ましい組成の金属ライニング塗料を塗布することによ
り、動作中に優れた腐食および応力腐食割れの保護を提
供する。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明による超合金物品の説明図。

【図２】図１の物品に塗布された塗料の概略図。

【図３】ライニング塗料によって向上した腐食寿命を示
す図。

【図４】本発明の他の実施例を示す概略図。

【図５】本発明のさらに他の実施例を示す概略図。

【図６】図１と同様の物品に塗布された他の塗料の概略
図。

【図７】図６の本発明のアルミニウム化物塗料による腐
食寿命の向上を示す図。

【図８】図１と同様の物品に塗布したさらに他の塗料の
概略図。

【図９】本発明の他の実施例を示す概略図。

【符号の説明】

１０…タービン羽根 １２…翼形 １４…鋸歯状翼付根 １８…羽根台 １９…頸部 ２０…下地

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.⁷ 識別記号 ＦＩ テーマコート゛(参考） Ｂ０５Ｄ 7/24 ３０２ Ｂ０５Ｄ 7/24 ３０２Ａ Ｃ２２Ｃ 19/05 Ｃ２２Ｃ 19/05 Ｚ Ｃ２３Ｃ 4/02 Ｃ２３Ｃ 4/02 4/10 4/10 Ｆ０１Ｄ 5/28 Ｆ０１Ｄ 5/28 (72)発明者 ウォルター イー．オルソン アメリカ合衆国，コネチカット，ヴァーノ ン，ウィンディング ブルック トレイル 46 (72)発明者 ディリップ エム．シャー アメリカ合衆国，コネチカット，グラスト ンベリー，ハンプシャー ドライヴ 95 (72)発明者 アラン デイヴィッド セテル アメリカ合衆国，コネチカット，ウエスト ハートフォード，フュラー ドライヴ 90 Ｆターム(参考） 3G002 EA05 4D075 AA82 BB83Y BB85Y CA18 CA33 DA23 DC16 EB01 4F033 AA01 QG01 4K031 AA02 AB02 AB03 AB08 AB09 BA05 CB22 CB26 CB27 CB37 CB42 DA04

Claims (53)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 超合金材料からなり、翼形と、根元と、
   頸部と、前記翼形と前記根元の間に配置され且つ前記頸
   部に隣接する下側を有する台とを画定するタービン羽根
   の耐久性を向上させる方法において、超合金下地を設
   け、前記台の下側および前記羽根頸部に耐食ライニング
   塗料を塗布することを特徴とする、タービン羽根の耐久
   性を向上させる方法。
2. 【請求項２】 前記塗料がＭＣｒＡｌＹライニング塗料
   （ＭはＮｉ、Ｃｏ、Ｆｅの組合わせを示す）であること
   を特徴とする、請求項１に記載の方法。
3. 【請求項３】 前記塗料が、１０〜４０％のＣｒと、５
   〜３５％のＡｌと、０〜２％のＹと、０〜７％のＳｉ
   と、０〜２％のＨｆとを含み、残りが主としてＮｉおよ
   びＣｏの少なくとも一方であり、他の元素の総量が２０
   ％未満であることを特徴とする、請求項１に記載の方
   法。
4. 【請求項４】 前記塗料が、２０〜４０％のＣｒと、５
   〜２０％のＡｌと、０〜１％のＹと、０〜２％のＳｉ
   と、０〜１％のＨｆとを含み、残りが主としてＮｉおよ
   びＣｏの少なくとも一方であり、他の元素の総量が２０
   ％未満であることを特徴とする、請求項１に記載の方
   法。
5. 【請求項５】 前記塗料が、２５〜４０％のＣｒと、５
   〜１５％のＡｌと、０〜０．８％のＹと、０〜０．５％
   のＳｉと、０〜０．４％のＨｆとを含み、残りが主とし
   てＮｉおよびＣｏの少なくとも一方であり、他の元素の
   総量が２０％未満であることを特徴とする、請求項１に
   記載の方法。
6. 【請求項６】 前記塗料の称呼厚さが約０．００５イン
   チ未満であることを特徴とする、請求項１に記載の方
   法。
7. 【請求項７】 前記塗料の厚さが約０．０００５〜０．
   ００３インチであることを特徴とする、請求項１に記載
   の方法。
8. 【請求項８】 さらに前記翼形の表面に他の塗料を塗布
   する工程を含むことを特徴とする、請求項１に記載の方
   法。
9. 【請求項９】 前記他の塗料の組成が前記耐食ライニン
   グ塗料と異なることを特徴とする、請求項８に記載の方
   法。
10. 【請求項１０】 前記下地の表面にさらにアルミニウム
    化物層を有し、このアルミニウム化物層に前記ライニン
    グ塗料が塗布されることを特徴とする、請求項１に記載
    の方法。
11. 【請求項１１】 前記ライニング塗料にさらにアルミニ
    ウム化白金層が塗布されることを特徴とする、請求項１
    に記載の方法。
12. 【請求項１２】 前記下地を設ける工程が、等軸晶ニッ
    ケル合金、指向的に結晶化したニッケル合金、単結晶ニ
    ッケル合金または柱状結晶粒ニッケル合金からなる下地
    を設けることを含むことを特徴とする、請求項１に記載
    の方法。
13. 【請求項１３】 前記塗料を塗布する工程が、陰極アー
    ク、溶射、蒸着またはスパッタリングによって行われる
    ことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
14. 【請求項１４】 高温ガス通路に直接さらされる第１の
    露出部と、前記高温ガス通路に対する直接の露出から遮
    蔽された第２の遮蔽部と、前記露出部と前記遮蔽部との
    間の第３の部分とを有し、１０００℃以上の主要なガス
    通路温度の環境中で作動する超合金ガスタービン構成要
    素の耐久性を向上させる方法において、前記第３の部分
    に耐食ライニング塗料を塗布することを特徴とする、超
    合金ガスタービン構成要素の耐久性を向上させる方法。
15. 【請求項１５】 前記構成要素がタービン羽根からな
    り、前記第１露出部が第１の塗料によって覆われた翼形
    を形成し、前記第２の遮蔽部が根元を形成し、前記第３
    の部分が台および頸部を形成し、前記台の下側および前
    記頸部に錆止めペイントが塗布され、前記第１の塗料が
    前記ライニング塗料と異なる組成を有することを特徴と
    する、請求項１４に記載の方法。
16. 【請求項１６】 さらに前記翼形の表面に他の塗料を塗
    布する工程を含むことを特徴とする、請求項１４に記載
    の方法。
17. 【請求項１７】 前記他の塗料の組成が前記耐食ライニ
    ング塗料と異なることを特徴とする、請求項１４に記載
    の方法。
18. 【請求項１８】 前記塗布する工程が、ＭＣｒＡｌＹ塗
    料（ＭはＮｉ、Ｃｏ、Ｆｅの組合わせを示す）を塗布す
    ることを含むことを特徴とする、請求項１４に記載の方
    法。
19. 【請求項１９】 前記塗料が、１０〜４０％のＣｒと、
    ５〜３５％のＡｌと、０〜２％のＹと、０〜７％のＳｉ
    と、０〜２％のＨｆとを含み、残りが主としてＮｉおよ
    びＣｏの少なくとも一方であり、他の元素の総量が２０
    ％未満であることを特徴とする、請求項１４に記載の方
    法。
20. 【請求項２０】 前記塗料が、２５〜４０％のＣｒと、
    ５〜１５％のＡｌと、０〜０．８％のＹと、０〜０．５
    ％のＳｉと、０〜０．４％のＨｆとを含み、残りが主と
    してＮｉおよびＣｏの少なくとも一方であり、他の元素
    の総量が２０％未満であることを特徴とする、請求項１
    ４に記載の方法。
21. 【請求項２１】 前記塗料の称呼厚さが約０．００５イ
    ンチ未満であることを特徴とする、請求項１４に記載の
    方法。
22. 【請求項２２】 前記塗料を塗布する工程が、陰極アー
    ク、溶射、蒸着またはスパッタリングによって行われる
    ことを特徴とする、請求項１４に記載の方法。
23. 【請求項２３】 超合金材料からなり、翼形と、根元
    と、頸部と、前記翼形と前記根元の間に配置され且つ前
    記頸部に隣接する下側を有する台とを画定するタービン
    羽根の耐久性を向上させる方法において、超合金下地を
    設け、前記台の下側および前記羽根頸部に耐食貴金属ア
    ルミニウム化塗料を塗布することを特徴とする、タービ
    ン羽根の耐久性を向上させる方法。
24. 【請求項２４】 前記アルミニウム化物塗料を塗布する
    工程が、アルミニウム化白金塗料を塗布することを含む
    ことを特徴とする、請求項２３に記載の方法。
25. 【請求項２５】 前記塗料が約１１〜６０ｗｔ％の白金
    と残りのアルミニウムを含むことを特徴とする、請求項
    ２３に記載の方法。
26. 【請求項２６】 前記塗料が約２５〜５５ｗｔ％の白金
    と残りのアルミニウムを含むことを特徴とする、請求項
    ２３の方法。
27. 【請求項２７】 前記塗料が約３０〜４５ｗｔ％の白金
    と残りのアルミニウムを含むことを特徴とする、請求項
    ２３に記載の方法。
28. 【請求項２８】 前記塗料が約０．００５インチ未満の
    称呼厚さを有することを特徴とする、請求項２３に記載
    の方法。
29. 【請求項２９】 さらに前記翼形の表面に他の塗料を塗
    布する工程を含むことを特徴とする、請求項２３に記載
    の方法。
30. 【請求項３０】 前記他の塗料の組成がアルミニウム化
    物塗料を含む耐食貴金属と異なることを特徴とする、請
    求項２９に記載の方法。
31. 【請求項３１】 前記塗料を塗布する工程が、前記下地
    に前記貴金属を電気メッキし、前記下地をアルミニウム
    化することよって行われることを特徴とする、請求項２
    ３に記載の方法。
32. 【請求項３２】 高温ガス通路に直接さらされる第１の
    露出部と、前記高温ガス通路に対する直接の露出から遮
    蔽された第２の遮蔽部と、前記露出部と前記遮蔽部との
    間の第３の部分とを有し、１０００℃以上の主要なガス
    通路温度の環境中で作動する超合金ガスタービン構成要
    素の耐久性を向上させる方法において、前記第３の部分
    に耐食アルミニウム化物塗料を塗布することを特徴とす
    る、超合金ガスタービン構成要素の耐久性を向上させる
    方法。
33. 【請求項３３】 前記構成要素がタービン羽根からな
    り、前記第１の露出部が翼形を形成し、前記第２の遮蔽
    部が根元を形成し、前記第３の部分が台を形成し、前記
    台の下側に錆止めペイントを塗布することを特徴とす
    る、請求項３２に記載の方法。
34. 【請求項３４】 さらに前記翼形の表面に他の塗料を塗
    布する工程を含むことを特徴とする、請求項３２に記載
    の方法。
35. 【請求項３５】 前記他の塗料を塗布する工程が、前記
    貴金属を含むアルミニウム化物塗料と異なる組成を有す
    る他の塗料を塗布することを含むことを特徴とする、請
    求項３２に記載の方法。
36. 【請求項３６】 前記塗料がさらにイットリウム、ハフ
    ニウムおよび珪素の少なくとも一つを含むことを特徴と
    する、請求項３２に記載の方法。
37. 【請求項３７】 超合金材料からなり、翼形と、根元
    と、頸部と、前記翼形と前記根元の間に配置され且つ前
    記頸部に隣接する下側を有する台とを画定するタービン
    羽根の耐久性を向上させる方法において、超合金下地を
    設け、前記台の下側および前記羽根頸部に腐食防止セラ
    ミックライニング塗料を塗布することを特徴とする、タ
    ービン羽根の耐久性を向上させる方法。
38. 【請求項３８】 前記セラミック塗料が安定化ジルコニ
    アからなることを特徴とする、請求項３７に記載の方
    法。
39. 【請求項３９】 前記セラミックが、蒸着、溶射または
    スパッタリングによって塗布されることを特徴とする、
    請求項３７に記載の方法。
40. 【請求項４０】 前記セラミック塗料が約５ミル未満の
    称呼厚さに塗布されることを特徴とする、請求項３７に
    記載の方法。
41. 【請求項４１】 前記塗布する工程が、前記下地の表面
    にアルミナ層を形成することを含み、このアルミナ層上
    に前記セラミック塗料を形成することを特徴とする、請
    求項３７に記載の方法。
42. 【請求項４２】 前記アルミナ層が、アルミニウム化物
    または前記下地に塗布されたライニングボンディングコ
    ートから形成されることを特徴とする、請求項３７に記
    載の方法。
43. 【請求項４３】 さらに前記翼形の表面に他の塗料を塗
    布する工程を含むことを特徴とする、請求項３７に記載
    の方法。
44. 【請求項４４】 前記他の塗料を塗布する工程が、前記
    セラミック塗料と異なる組成を有する他の塗料を塗布す
    ることを含むことを特徴とする、請求項４３に記載の方
    法。
45. 【請求項４５】 高温ガス通路に直接さらされる第１の
    露出部と、前記高温ガス通路に対する直接の露出から遮
    蔽された第２の遮蔽部と、前記露出部と前記遮蔽部との
    間の第３の部分とを有し、１０００℃以上の主要なガス
    通路温度の環境中で作動する超合金ガスタービン構成要
    素の耐久性を向上させる方法において、前記第３の部分
    に耐食腐食防止セラミック塗料を塗布することを特徴と
    する、超合金ガスタービン構成要素の耐久性を向上させ
    る方法。
46. 【請求項４６】 前記構成要素がタービン羽根からな
    り、前記第１の露出部が翼形を形成し、前記第２の遮蔽
    部が根元を形成し、前記第３の部分が台を形成し、前記
    台の下側に錆止めペイントを塗布することを特徴とす
    る、請求項４５に記載の方法。
47. 【請求項４７】 前記セラミック塗料が安定化ジルコニ
    アからなることを特徴とする、請求項４５に記載の方
    法。
48. 【請求項４８】 前記セラミックが、蒸着、溶射または
    スパッタリングによって塗布されることを特徴とする、
    請求項４５に記載の方法。
49. 【請求項４９】 前記セラミック塗料が約５ミル未満の
    称呼厚さに塗布されることを特徴とする、請求項４５に
    記載の方法。
50. 【請求項５０】 前記塗布する工程が、前記下地の表面
    にアルミナ層を形成することを含み、このアルミナ層上
    に前記セラミック塗料を形成することを特徴とする、請
    求項４５に記載の方法。
51. 【請求項５１】 前記アルミナ層が、アルミニウム化物
    または前記下地に塗布されたライニングボンディングコ
    ートから形成されることを特徴とする、請求項４５に記
    載の方法。
52. 【請求項５２】 さらに前記翼形の表面に他の塗料を塗
    布する工程を含むことを特徴とする、請求項４５に記載
    の方法。
53. 【請求項５３】 前記他の塗料を塗布する工程が、前記
    セラミック塗料と異なる組成を有する他の塗料を塗布す
    ることを含むことを特徴とする、請求項５２に記載の方
    法。