【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、耐久性に優れた遮熱コーティング及びその施工方法、及びその遮熱コーティングを施したタービン部材、並びにそのタービン部材を備えたガスタービンに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
従来より、作動流体をタービンの静翼と動翼とで膨張させることによって動力を発生するガスタービンが使用されている。また近年では、ガスタービンの発電効率を向上させるために、ガスタービンの運転温度をより高めることが検討されている。このようなガスタービンの高温化を実現するためには、ガスタービンを構成する静翼や動翼、或いは燃焼器の壁材等を耐熱部材で構成する必要がある。
【０００３】
そこで、ガスタービンを構成する部材の材料を耐熱金属とし、更にこの耐熱金属の基材上に、金属結合層を介して、溶射等の成膜方法によって酸化物セラミックスからなるセラミックス層を積層した遮熱コーティング（ＴＢＣ：ｔｈｅｒｍａｌ ｂａｒｒｉｅｒ ｃｏａｔｉｎｇ ）を形成し、高温から保護することが行われている。
【０００４】
さらに、セラミックス層に所定割合の微細な気孔を形成し、遮熱特性を向上させている。また、このような気孔により、熱サイクルに伴いセラミックス層に高い熱応力が作用した場合にも、その応力を緩和することができるので、熱サイクル耐久性に優れた遮熱コーティングとすることができる。
【０００５】
或いは、セラミックス層に、その膜厚方向に延在する縦割れが導入された構成としている。このような、セラミックス層の膜厚方向の縦割れを意図的に導入することで、基材に比して熱膨張率が小さくまた延性に乏しいセラミックス層に対して作用する応力を緩和し、より剥離しにくいセラミックス層とすることができる。
【０００６】
具体的には、基材の表面に結合層を積層させるとともに当該結合層にセラミックスからなる遮熱皮膜を密着させた遮熱部材において、遮熱皮膜の少なくとも結合層側には、厚さ方向に延びる亀裂（縦割れ）が生じている構成が開示されている。そしてこの場合は、その遮熱皮膜は、結合層側に位置し、緻密な組織からなるとともに厚さ方向に延びる亀裂が生じている亀裂組織層と、当該亀裂組織層に積層され、所定割合の気孔を有する気孔層とからなることが好ましいとしている（例えば、特許文献１参照）。
【０００７】
【特許文献１】
特開２００１−３２９３５８号公報
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、上述したような、気孔が形成されたセラミックス層と縦割れが導入されたセラミックス層を比較すると、前者は遮熱性に優れているが耐久性に劣っており、後者は逆に耐久性に優れているが遮熱性に劣っていて、それぞれ一長一短となっている。また、例えばタービン１段動翼の前縁ハブ部において、運転中に比較的高い応力がかかることが分かってきており、この部分の耐久性をさらに高めたいとのニーズが強まってきている。
【０００９】
本発明は、このような問題点に鑑み、簡単な構成で、セラミックス層の剥離を起こしにくい遮熱コーティング及びその施工方法を提供し、更にはその遮熱コーティングを施したタービン部材、並びにそのタービン部材を備えたガスタービンを提供することを目的とする。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、本発明では、耐熱合金基材上に、その耐熱合金基材の耐熱性を高めるためにセラミックス層を形成した遮熱コーティングであって、前記セラミックス層の所定の範囲に、所望の熱サイクル耐久性を備えるように、その膜厚方向に延在する縦割りが導入されたことを特徴とする。また、前記所定の範囲は、翼部上に形成したセラミックス層のその翼部前縁部に位置する範囲である遮熱コーティングが施工されたことを特徴とするタービン部材を提供する。
【００１１】
或いは、耐熱合金基材上に、その耐熱合金基材の耐熱性を高めるためにセラミックス層を形成した遮熱コーティングであって、前記セラミックス層は、その膜厚方向に延在する縦割りが導入された膜を所定の厚さまで施工し、その上に微細な気孔が形成された膜を施工したものであることを特徴とする。また、このような遮熱コーティングが施工されたことを特徴とするタービン部材を提供する。
【００１２】
また、前記耐熱合金基材の過熱を防止するように、その耐熱合金基材を冷却しつつその耐熱合金基材上にセラミックス層を形成することを特徴とする遮熱コーティングの施工方法を行う。
【００１３】
また、前記タービン部材を備えたことを特徴とするガスタービンを提供する。前記のようなタービン部材によれば、優れた耐熱性と、熱サイクル耐久性を備えたタービン部材とすることができ、より信頼性に優れたガスタービンを構成することができる。
【００１４】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態について、図面を参照しながら説明する。なお、以下の実施形態においては、気孔が形成されたセラミックス層をポーラス膜と呼び、縦割れが導入されたセラミックス層を縦割れ膜と呼ぶ。
【００１５】
図１は、本発明に係る遮熱コーティングを適用したタービン翼（タービン部材）の一実施形態を示す斜視図であり、ガスタービン動翼の構成例を示している。同図（ａ）は正面図、同図（ｂ）は平面図である。同図に示すガスタービン動翼は、タービンディスク側に固定されるタブテイル１、プラットフォーム２、翼部３等を備えて構成されている。
【００１６】
ここでは同図に示すように、翼部３の前縁部３ａに縦割れ膜を設け、他の部分を通常のポーラス膜としている。具体的には、同図（ａ）に斜線で示し、同図（ｂ）に範囲Ａで示す部位に縦割れ膜を施すものであり、これは前縁部付け根から上端まで、また前縁から腹側に例えば約１５ｍｍ、背側に約１５ｍｍの範囲としている。そして、他の範囲にポーラス膜を施している。ここで前縁は、例えば前縁部３ａのシャワーヘッド（冷却穴）が翼部３の長手方向に配列されたライン（不図示）を基準位置としている。
【００１７】
或いは、翼部３の全長に対して前縁から例えば１／８長さ程度の範囲まで縦割れ膜を施す構成とすることもできる。このように、縦割れ膜を施す部位は、ガスタービン動翼の部品ごとに変えても良く、また例えば応力の集中する箇所、歪の大きい場所等に重点的に設ける構成として良い。以上のような構成とすることにより、少なくとも現状の遮熱性能を損なうことはなく、前縁部の耐久性もより改善され、高い耐久性と遮熱性を両立することができる。
【００１８】
ここで、縦割れ膜及びポーラス膜の材質としては、安定化剤としてＹｂ２Ｏ３を添加されたＺｒＯ２（以下、ＹｂＳＺと称する）を用いる。これによれば、従来のＹＳＺ（イットリア安定化ジルコニア）からなるセラミックス層に比して高温での優れた結晶安定性を得ることができ、これにより優れた熱サイクル耐久性を得ることができる。
【００１９】
或いは、上記ＹｂＳＺに代えて、Ｙｂ２Ｏ３とＥｒ２Ｏ３とを安定化剤として用いたＺｒＯ２もセラミックス層の構成材料として適用することができる。この場合にも、ＹｂＳＺからなるセラミックス層を備えた遮熱コーティング膜と同様の効果を得ることができ、熱サイクル耐久性に優れた遮熱コーティング膜を実現することができる。
【００２０】
また、ポーラス膜には微細な気孔が形成されており、その占有率は８％以上１５％以下としている。これにより、気孔によるセラミックス層の遮熱特性を向上させることができるとともに、熱サイクルに伴いセラミックス層に高い熱応力が作用した場合にもその応力を緩和することができるので、熱サイクル耐久性に優れた遮熱コーティングを施すことができる。
【００２１】
また、縦割れ膜における縦割れの延在方向が、膜面の法線に対して±４０゜以内とされることが好ましい。セラミックス層の面方向の亀裂は、セラミックス層の剥離を引き起こしやすくするが、法線方向に対して±４０゜以内の傾きであれば、この縦割れがセラミックス層の剥離の原因とはならないことが確認されている。
【００２２】
その他、縦割れ膜において、隣接する縦割れの間隔は、膜厚の０．０５倍以上１倍以下とされることが好ましい。このような間隔でセラミックス層に縦割れを導入することで、耐剥離性に優れたセラミックス層による遮熱コーティングを施すことができる。
【００２３】
また、縦割れ膜上に、この縦割れ膜を構成するセラミックス層と同材の腐食成分浸透防止層を備えた構成とすることができる。また、その腐食成分浸透防止層の膜厚が５μｍ以上５０μｍ以下とされ、これに形成された微細な気孔の占有率は４％以上２０％以下とされることが好ましい。
【００２４】
セラミックス層に縦割れを導入した場合に、厳しい腐食環境で使用すると、この縦割れに腐食成分が浸透する懸念がある。上記構成では、このような腐食成分の浸透を、セラミックス層と同材の腐食成分浸透防止層をセラミックス層上に形成することで効果的に防止し、耐食性を高めている。
【００２５】
また、遮熱コーティングを施す基材とセラミックス層との間に耐酸化性に優れた金属結合層を備えることが好ましい。このような構成とすれば、通常は金属材料で構成される基材と、セラミックス層との線膨張係数の差に起因する応力を、この金属結合層により緩和することができるので、より優れた熱サイクル耐久性を得ることができる。また、この金属結合層は、基材とセラミックス層とをより強固に接合させ、遮熱コーティングの強度の向上にも寄与するものである。
【００２６】
さて、以上説明した本発明に係る遮熱コーティングについて、熱サイクル耐久性の評価を行った。試料は、図２に示すように、例えば基材に略円筒状の耐熱合金ＩＮ７３８ＬＣ（インコ社の市販の合金材料）を用い、この外面にアンダーコートとしてＣｏＮｉＣｒＡｌＹを０．１ｍｍ厚形成し、更にトップコートとして上記セラミックス層を０．５ｍｍ厚形成したものである。これをレーザ式熱サイクル試験により評価する。同図の４はコーティング面、５は配管接続部、Ｂはレーザ照射面である。なお、セラミックス層については、ポーラス膜であるものと縦割れ膜であるものとを別々の試料として用意する。
【００２７】
このレーザ式熱サイクル試験では、試料に対して外面側からレーザ光を照射し、トップコートであるセラミックス層側から加熱する。同時に、試料を内面側（基材側）からガス流等により冷却する。このガス流は、上記配管接続部５を経て試料の円筒内部に流通する。このようなレーザ式熱サイクル試験によれば、容易に試料内部に温度勾配を形成することができ、ガスタービン部材などの高温部品に適用された場合の使用環境に即した評価を行うことができる。
【００２８】
このレーザ式熱サイクル試験により、試料の繰り返し加熱を行い、セラミックス層に剥離が生じた時点でのサイクル数を熱サイクル寿命とする。最高表面温度（トップコート表面の最高温度）と最高界面温度（トップコートとアンダーコートとの界面の最高温度）の温度差が７００℃の場合では、通常のポーラス膜の熱サイクル寿命は５０回程度まで低下した。一方、トップコートに縦割れ膜を形成したものでは、最高表面温度と最高界面温度の温度差が１０００℃近くの場合でも、熱サイクル寿命が２０００回以上の優れた耐久性を示した。
【００２９】
次に、ポーラス膜と縦割れ膜の境界部のレーザ式熱サイクル試験を実施した。これは、上記試験の場合と同様の材質及び厚さで、円板状の基材にアンダーコートを施し、更にトップコートであるセラミックス層としてポーラス膜と縦割れ膜を隣接させて形成し、その境界部に表面側よりレーザ光を照射して、試料の繰り返し加熱を行うものである。同時に、試料を裏面側（基材側）からガス流等により冷却する。その結果、最高表面温度と最高界面温度の温度差が７００℃の場合において、熱サイクル寿命が１５００回以上となり、少なくとも従来ポーラス膜以上の耐久性が確認された。
【００３０】
さらに、機械歪と熱歪が重畳した状態での熱サイクル試験を実施した。これは、試料として、上記試験の場合と同様の材質及び厚さで、基材としての試験片表面にアンダーコートを施し、更にトップコートであるセラミックス層を形成したものを用いる。そして、この試料に機械歪を加えつつ加熱により熱歪を加える試験を繰り返し行う。なお、セラミックス層については、ポーラス膜であるものと縦割れ膜であるものとを別々の試料として用意する。
【００３１】
ここで、ポーラス膜、縦割れ膜を施した試料に加える歪は、熱歪と機械歪を合わせて約１％とした（それぞれ表面歪の最大値）。このとき、試験温度１８０℃〜１１００℃としている。その結果、ポーラス膜はサイクル数が約３０回で剥離が発生したが、縦割れ膜は約１５０回の高い耐久性を示した。その他、曲げ限界歪においても、ポーラス膜の限界表面歪約１％に対して、縦割れ膜は約３％であり、歪への優れた耐久性を示した。
【００３２】
ところで、縦割れ膜の熱伝導率はポーラス膜の約１．５倍であり、同等の遮熱性能を得ようとすると、縦割れ膜の膜厚がポーラス膜の約１．５倍となり、施工コストが上昇する懸念がある。そこで、縦割れ膜をアンダーコート直上０．１ｍｍまで（若しくは０．３ｍｍまで）施工し、その上にポーラス膜を施工すると、縦割れ膜全厚の場合と同等の熱サイクル耐久性が得られた。
【００３３】
この場合、ポーラス膜全厚とする場合に比べ、ポーラス膜を０．１ｍｍ×１／１．５だけ厚膜化する必要が生じるが、施工コストは縦割れ膜全厚とする場合よりもかなり下がり、ほぼ従来並みとなる。つまり、通常剥離が生ずる部位は、アンダーコート直上のセラミックス層であり、この部分に歪に強い縦割れ組織を配し、その上にポーラス膜を配することで、遮熱性と熱サイクル耐久性のバランスがとれた膜を生成することができる。
【００３４】
また、縦割れ膜を配した場合でも、その施工時にタービン翼温度が６００℃以上となったケースでは、熱サイクル耐久性の向上が認められなかった。これは、過熱母材の冷却時にトップコート内に誘起される、圧縮残留応力によるものと考えられる。そこで、これを防止するために、膜の施工中にタービン翼を冷却した結果、高い熱サイクル耐久性を示した。膜施工中のタービン翼冷却方法としては、翼内の冷却用通路に水等の冷却材を通す方法や、コーティングしない部位（タブテイルやシュラウド等）を冷却されたもので把持するといった方法が挙げられる。
【００３５】
上述した構成の本発明に係る遮熱コーティングは、産業用ガスタービンの動翼や静翼、或いは燃焼器の内筒や尾筒等の高温部品に適用して有用である。また、産業用ガスタービンに限らず、自動車やジェット機等のエンジンにおける高温部品の遮熱コーティングにも適用することができる。これらの部材に本発明に係る遮熱コーティングを施すことで、熱サイクル耐久性に優れたタービン部材や高温部品を構成することができる。
【００３６】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明によれば、簡単な構成で、セラミックス層の剥離を起こしにくい遮熱コーティング及びその施工方法を提供し、更にはその遮熱コーティングを施したタービン部材、並びにそのタービン部材を備えたガスタービンを提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係る遮熱コーティングを適用したタービン翼の一実施形態を示す斜視図。
【図２】熱サイクル耐久性評価用試料の外観図。
【符号の説明】
１ タブテイル
２ プラットフォーム
３ 翼部
４ コーティング面
５ 配管接続部[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a thermal barrier coating having excellent durability, a method of applying the thermal barrier coating, a turbine member provided with the thermal barrier coating, and a gas turbine including the turbine member.
[0002]
[Prior art]
Conventionally, a gas turbine that generates power by expanding a working fluid between a stationary blade and a moving blade of a turbine has been used. In recent years, in order to improve the power generation efficiency of the gas turbine, it has been studied to further increase the operating temperature of the gas turbine. In order to realize such a high temperature of the gas turbine, it is necessary to form a stationary blade or a moving blade constituting the gas turbine, a wall material of a combustor, or the like with a heat-resistant member.
[0003]
Therefore, the material of the members constituting the gas turbine is made of a heat-resistant metal, and a ceramic layer made of an oxide ceramic is laminated on the heat-resistant metal substrate via a metal bonding layer by a film forming method such as thermal spraying. A thermal coating (TBC) has been formed to protect against high temperatures.
[0004]
Further, a predetermined ratio of fine pores is formed in the ceramic layer to improve the heat shielding characteristics. In addition, even when high thermal stress is applied to the ceramic layer due to the thermal cycle due to such pores, the stress can be relieved, so that a thermal barrier coating having excellent thermal cycle durability can be obtained. .
[0005]
Alternatively, the ceramic layer has a structure in which a vertical crack extending in the film thickness direction is introduced. By intentionally introducing such vertical cracks in the thickness direction of the ceramic layer, the stress acting on the ceramic layer having a smaller coefficient of thermal expansion and less ductility than the base material is reduced, A ceramic layer that does not easily peel off can be obtained.
[0006]
Specifically, in a heat shielding member in which a bonding layer is laminated on the surface of the base material and a thermal barrier coating made of ceramics is adhered to the bonding layer, at least the bonding layer side of the thermal barrier coating has a thickness direction. A configuration in which an extending crack (longitudinal crack) occurs is disclosed. And in this case, the thermal barrier coating is located on the bonding layer side, is formed of a dense structure and has a crack structure layer in which a crack extending in the thickness direction is generated, and is laminated on the crack structure layer, and has a predetermined ratio. It is described that the layer preferably includes a pore layer having pores (for example, see Patent Document 1).
[0007]
[Patent Document 1]
JP 2001-329358 A
[Problems to be solved by the invention]
However, comparing the ceramic layer with pores and the ceramic layer with longitudinal cracks as described above, the former has excellent heat shielding properties but is inferior in durability, while the latter has poor durability. Excellent, but poor in heat-shielding properties, each having advantages and disadvantages. In addition, it has been found that a relatively high stress is applied during operation, for example, at a leading edge hub portion of a turbine one-stage bucket, and there is an increasing need to further increase the durability of this portion.
[0009]
In view of the above problems, the present invention provides a thermal barrier coating having a simple configuration and less likely to cause peeling of a ceramic layer and a method of applying the same, and further provides a turbine member provided with the thermal barrier coating, and a turbine therefor. It is an object to provide a gas turbine provided with a member.
[0010]
[Means for Solving the Problems]
In order to achieve the above object, the present invention provides a heat-insulating coating formed by forming a ceramic layer on a heat-resistant alloy substrate in order to enhance the heat resistance of the heat-resistant alloy substrate, wherein the ceramic layer has a predetermined area. In order to provide a desired heat cycle durability, a vertical split extending in the film thickness direction is introduced. Further, the turbine member is characterized in that the predetermined range is a range in which a thermal barrier coating is applied to a ceramic layer formed on the blade portion, which is located at a front edge portion of the blade portion.
[0011]
Alternatively, it is a thermal barrier coating in which a ceramic layer is formed on a heat-resistant alloy substrate in order to enhance the heat resistance of the heat-resistant alloy substrate. The obtained film is applied to a predetermined thickness, and a film on which fine pores are formed is applied thereon. Further, the present invention provides a turbine member on which such a thermal barrier coating is applied.
[0012]
In addition, a method for applying a thermal barrier coating, comprising forming a ceramic layer on the heat-resistant alloy substrate while cooling the heat-resistant alloy substrate so as to prevent overheating of the heat-resistant alloy substrate.
[0013]
Further, the present invention provides a gas turbine including the turbine member. According to the turbine member as described above, a turbine member having excellent heat resistance and heat cycle durability can be provided, and a more reliable gas turbine can be configured.
[0014]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. In the following embodiments, a ceramic layer in which pores are formed is called a porous film, and a ceramic layer into which a vertical crack is introduced is called a vertically cracked film.
[0015]
FIG. 1 is a perspective view showing an embodiment of a turbine blade (turbine member) to which a thermal barrier coating according to the present invention is applied, and shows a configuration example of a gas turbine blade. FIG. 1A is a front view, and FIG. 1B is a plan view. The gas turbine moving blade shown in FIG. 1 includes a tab tail 1, a platform 2, a blade portion 3, and the like fixed to the turbine disk side.
[0016]
Here, as shown in the figure, a vertically cracked film is provided on the leading edge 3a of the wing portion 3, and the other portions are made of a normal porous film. More specifically, a vertically cracked film is applied to a portion indicated by oblique lines in FIG. 7A and indicated by a range A in FIG. 7B, from the root to the upper end of the front edge, and from the front edge. The range is, for example, about 15 mm on the ventral side and about 15 mm on the dorsal side. Then, a porous film is applied to other areas. Here, the leading edge is, for example, a line (not shown) in which the shower head (cooling hole) of the leading edge portion 3a is arranged in the longitudinal direction of the wing portion 3 as a reference position.
[0017]
Alternatively, it is also possible to adopt a configuration in which a vertically cracked film is applied to a range of, for example, about ８ length from the leading edge to the entire length of the wing portion 3. As described above, the portion where the vertically cracked film is applied may be changed for each component of the gas turbine rotor blade, and may be configured to be mainly provided at a location where stress is concentrated, a location where strain is large, or the like. With the above configuration, at least the current heat shielding performance is not impaired, the durability of the front edge portion is further improved, and both high durability and heat shielding can be achieved.
[0018]
Here, as a material of the vertically cracked film and the porous film, ZrO 2 (hereinafter, referred to as YbSZ) to which Yb 2 O 3 is added as a stabilizer is used. According to this, it is possible to obtain excellent crystal stability at a high temperature as compared with a conventional ceramic layer made of YSZ (yttria-stabilized zirconia), thereby obtaining excellent heat cycle durability.
[0019]
Alternatively, instead of YbSZ, ZrO 2 using Yb 2 O 3 and Er 2 O 3 as stabilizers can also be applied as a constituent material of the ceramic layer. Also in this case, the same effect as the thermal barrier coating film including the ceramic layer made of YbSZ can be obtained, and a thermal barrier coating film having excellent thermal cycle durability can be realized.
[0020]
Fine pores are formed in the porous film, and the occupation ratio is set to 8% or more and 15% or less. As a result, the thermal insulation characteristics of the ceramic layer due to the pores can be improved, and even when a high thermal stress acts on the ceramic layer due to the thermal cycle, the stress can be relieved. Excellent thermal barrier coating can be applied.
[0021]
Further, it is preferable that the extending direction of the vertical crack in the vertical crack film is within ± 40 ° with respect to the normal line of the film surface. Cracks in the surface direction of the ceramic layer tend to cause peeling of the ceramic layer, but if the inclination is within ± 40 ° with respect to the normal direction, this vertical crack may not cause the peeling of the ceramic layer. Has been confirmed.
[0022]
In addition, in the vertically cracked film, the interval between adjacent vertical cracks is preferably set to be 0.05 times or more and 1 time or less of the film thickness. By introducing vertical cracks in the ceramic layer at such intervals, a thermal barrier coating with a ceramic layer having excellent peel resistance can be applied.
[0023]
Further, it is possible to adopt a configuration in which a corrosion component penetration preventing layer of the same material as the ceramic layer constituting the vertically cracked film is provided on the vertically cracked film. Further, it is preferable that the thickness of the corrosion component permeation preventing layer is 5 μm or more and 50 μm or less, and the occupation ratio of fine pores formed therein is 4% or more and 20% or less.
[0024]
When a vertical crack is introduced into the ceramic layer and used in a severe corrosive environment, there is a concern that a corrosive component permeates into the vertical crack. In the above configuration, such corrosion component penetration is effectively prevented by forming a corrosion component penetration prevention layer of the same material as the ceramic layer on the ceramic layer, thereby enhancing corrosion resistance.
[0025]
Further, it is preferable to provide a metal bonding layer having excellent oxidation resistance between the substrate on which the thermal barrier coating is applied and the ceramic layer. With such a configuration, the stress caused by the difference in linear expansion coefficient between the base material, which is usually made of a metal material, and the ceramic layer can be reduced by the metal bonding layer, so that a more excellent Heat cycle durability can be obtained. In addition, the metal bonding layer allows the base material and the ceramic layer to be bonded more firmly, and also contributes to the improvement of the strength of the thermal barrier coating.
[0026]
The thermal barrier coating according to the present invention described above was evaluated for heat cycle durability. As shown in FIG. 2, for the sample, for example, a substantially cylindrical heat-resistant alloy IN738LC (a commercially available alloy material of Inco Corporation) was used as a base material, and CoNiCrAlY was formed as an undercoat on the outer surface thereof to a thickness of 0.1 mm. The above ceramic layer was formed as a coat to a thickness of 0.5 mm. This is evaluated by a laser thermal cycle test. 4 is a coating surface, 5 is a pipe connection part, and B is a laser irradiation surface. As the ceramic layer, a porous film and a vertically cracked film are prepared as separate samples.
[0027]
In this laser-type thermal cycle test, the sample is irradiated with laser light from the outer surface side, and heated from the ceramic layer side, which is the top coat. At the same time, the sample is cooled from the inner surface side (substrate side) by a gas flow or the like. This gas flow flows through the pipe connection section 5 into the inside of the cylinder of the sample. According to such a laser-type thermal cycle test, a temperature gradient can be easily formed inside the sample, and an evaluation suitable for a use environment when applied to a high-temperature component such as a gas turbine member can be performed. .
[0028]
The sample is repeatedly heated by this laser thermal cycle test, and the number of cycles at the time when the ceramic layer is peeled off is defined as the thermal cycle life. When the temperature difference between the maximum surface temperature (the maximum temperature of the top coat surface) and the maximum interface temperature (the maximum temperature of the interface between the top coat and the undercoat) is 700 ° C., the thermal cycle life of a normal porous film is about 50 times. Down to. On the other hand, in the case where the vertically cracked film was formed on the top coat, even when the temperature difference between the maximum surface temperature and the maximum interface temperature was close to 1000 ° C., the heat cycle life was excellent, that is, 2000 times or more.
[0029]
Next, a laser-type thermal cycle test was performed on the boundary between the porous film and the vertically cracked film. This is the same material and thickness as in the above test, an undercoat is applied to a disk-shaped substrate, and a porous film and a vertically cracked film are formed adjacent to each other as a ceramic layer as a top coat, and the The boundary portion is irradiated with laser light from the surface side to repeatedly heat the sample. At the same time, the sample is cooled from the back side (substrate side) by a gas flow or the like. As a result, when the temperature difference between the maximum surface temperature and the maximum interface temperature was 700 ° C., the thermal cycle life was 1500 times or more, and durability at least as long as the conventional porous film was confirmed.
[0030]
Further, a heat cycle test was performed in a state where mechanical strain and thermal strain were superimposed. For this, a sample having the same material and thickness as in the above test, undercoating the surface of a test piece as a substrate, and further forming a ceramic layer as a topcoat is used. Then, a test for applying thermal strain by heating while applying mechanical strain to the sample is repeated. As the ceramic layer, a porous film and a vertically cracked film are prepared as separate samples.
[0031]
Here, the strain applied to the sample provided with the porous film and the vertically cracked film was set to about 1% in total of the thermal strain and the mechanical strain (the maximum value of each of the surface strains). At this time, the test temperature was set to 180 ° C to 1100 ° C. As a result, the porous film peeled off at about 30 cycles, whereas the vertically cracked film showed high durability of about 150 times. In addition, regarding the bending limit strain, the longitudinally cracked film was about 3% against the critical surface strain of the porous film of about 1%, showing excellent durability against the strain.
[0032]
By the way, the thermal conductivity of the vertically cracked film is about 1.5 times that of the porous film, and when trying to obtain the same heat shielding performance, the thickness of the vertically cracked film becomes about 1.5 times that of the porous film. There is concern that costs will rise. Therefore, when a vertically cracked film was applied up to 0.1 mm (or up to 0.3 mm) immediately above the undercoat, and a porous film was applied thereon, the same heat cycle durability as in the case of the entire vertically cracked film was obtained. .
[0033]
In this case, it is necessary to increase the thickness of the porous film by 0.1 mm × 1 / 1.5 as compared with the case where the entire thickness of the porous film is used. , Almost the same as the conventional one. In other words, the area where peeling usually occurs is the ceramic layer immediately above the undercoat, where a vertically cracked structure resistant to distortion is arranged, and a porous film is arranged on top of this structure, so that heat insulation and heat cycle durability can be achieved. A balanced film can be produced.
[0034]
Further, even when the vertically cracked film was provided, no improvement in heat cycle durability was observed in the case where the turbine blade temperature was 600 ° C. or higher during the construction. This is considered to be due to compressive residual stress induced in the top coat when the superheated base material is cooled. Therefore, in order to prevent this, the turbine blades were cooled during construction of the film, and as a result, high heat cycle durability was exhibited. As a method of cooling the turbine blade during the film application, a method of passing a coolant such as water through a cooling passage in the blade, and a method of gripping a non-coated portion (such as a tab tail or a shroud) with a cooled one are exemplified. .
[0035]
The thermal barrier coating according to the present invention having the above-described configuration is useful when applied to high-temperature components such as moving blades and stationary blades of an industrial gas turbine, and inner and tail tubes of a combustor. Further, the present invention can be applied not only to industrial gas turbines but also to thermal barrier coating of high-temperature parts in engines such as automobiles and jets. By applying the thermal barrier coating according to the present invention to these members, a turbine member or a high-temperature component having excellent heat cycle durability can be formed.
[0036]
【The invention's effect】
INDUSTRIAL APPLICABILITY As described above, according to the present invention, with a simple configuration, a thermal barrier coating that does not easily cause separation of a ceramic layer and a method for applying the thermal barrier coating are provided. A gas turbine including the member can be provided.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a perspective view showing one embodiment of a turbine blade to which a thermal barrier coating according to the present invention is applied.
FIG. 2 is an external view of a sample for evaluating heat cycle durability.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Tab tail 2 Platform 3 Wing part 4 Coating surface 5 Pipe connection part
