JP2004190140A - METHOD OF DEPOSITING LOCAL MCrAlY COATING - Google Patents

METHOD OF DEPOSITING LOCAL MCrAlY COATING Download PDF

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Thomas Duda
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Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide an MCrAlY bond coating or MCrAlY overlay coating each having excellent oxidation resistance and fatigue resistance. <P>SOLUTION: A method of depositing the MCrAlY coating 6 on the surface 5 of a single crystal (SX) or directionally solidified (DS) article 1 is disclosed. The the article 1 is coated with MCrAlY coating 6 only at a local area by an electroplating method. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO&NCIPI

Description

本発明は、請求項１に従って、局部的なMCrAlYコーティングを付着させる方法に関する。   The invention relates to a method for applying a localized MCrAlY coating according to claim 1.

高温での使用のために設計されたタービン翼および羽根は通常は、環境に耐えるコーティングによって被覆されている。例えば、タービン翼や羽根を保護するためにMCrAlYオーバーレイコーティングが使用される。MCrAlY保護オーバーレイコーティングは技術水準で幅広く知られている。このコーティングは高温コーティングのグループである。ここでＭは鉄、ニッケルおよびコバルトの１つまたは組合せから選択される。例えば特許文献１または特許文献２にはこのような種類の耐酸化性コーティングが開示されている。特許文献３には、このようなコーティング方法とコーティング自体が開示されている。γ／β−MCrAlYコーティングのほかに、γ／γ′−ガンマ／ガンマ−主要構造をベースとした他のクラスのオーバーレイMCrAlYコーティングがある。これは例えば特許文献４，５に開示されている。γ／γ′−コーティングの利点は、下側に位置するタービンの品物の合金との熱膨張率の違いが無視できるほど小さく、良好な熱的機械的性質を有することにある。   Turbine blades and blades designed for use at high temperatures are typically coated with an environmentally resistant coating. For example, MCrAlY overlay coatings are used to protect turbine blades and blades. MCrAlY protective overlay coatings are widely known in the state of the art. This coating is a group of high temperature coatings. Where M is selected from one or a combination of iron, nickel and cobalt. For example, Patent Document 1 or Patent Document 2 discloses such an oxidation-resistant coating. Patent Document 3 discloses such a coating method and the coating itself. In addition to γ / β-MCrAlY coatings, there are other classes of overlay MCrAlY coatings based on γ / γ′-gamma / gamma-major structures. This is disclosed in Patent Documents 4 and 5, for example. The advantage of the γ / γ′-coating is that the difference in coefficient of thermal expansion from the underlying turbine article alloy is negligible and has good thermomechanical properties.

γ／γ′コーティングとγ／βコーティングのうち、γ／βコーティングの分野は研究の活発な領域であり、一連の特許が発行されている。例えばNiCrAlY コーティングが特許文献６に、CoCrAlY コーティングが特許文献７に開示され、特許文献８は改良された耐高温疲労NiCoCrAlY コーティングを開示している。特許文献９と特許文献２と特許文献１０と特許文献１１はSiとHfを含むMCrAlYを開示している。特許文献１２は良好な耐酸化性、耐食性および耐疲労性を有する超合金コーティング組成を開示している。MCrAlYコーティングの付加的な例は特許文献１３，１４，１５，１６，１７または１８によって知られている。これらはすべて主として、MCrAlYコーティングの耐酸化性を改善する。   Of the γ / γ ′ coating and γ / β coating, the field of γ / β coating is an active area of research and a series of patents have been issued. For example, a NiCrAlY coating is disclosed in U.S. Pat. No. 6,037,035, a CoCrAlY coating is disclosed in U.S. Pat. Patent Literature 9, Patent Literature 2, Patent Literature 10, and Patent Literature 11 disclose MCrAlY containing Si and Hf. U.S. Pat. No. 6,059,086 discloses a superalloy coating composition having good oxidation, corrosion and fatigue resistance. Additional examples of MCrAlY coatings are known from US Pat. All of these primarily improve the oxidation resistance of the MCrAlY coating.

いろいろなタイプのエンジン、例えばタービンエンジンにおいて構成要素を断熱するために、断熱コーティングが使用される。更に、技術水準において、断熱コーティング（ＴＢＣ）がいろいろな特許によって知られている。特許文献１９，２０，２１または２２は、タービン翼および羽根で使用するためのＴＢＣコーティングを開示している。使用されるセラミックスはイットリア安定化ジルコニアであり、プラズマ溶射によって（特許文献１９，２０）または電子ビームプロセスによって（特許文献２１，２２）、MCrAlYボンディングコートの上部に被覆される。   Thermal insulation coatings are used to insulate components in various types of engines, for example, turbine engines. Furthermore, in the state of the art, thermal barrier coatings (TBC) are known from various patents. U.S. Pat. Nos. 6,059,086, 6,086,058, and 5,058,058 disclose TBC coatings for use on turbine blades and blades. The ceramic used is yttria-stabilized zirconia, which is coated on top of the MCrAlY bond coat by plasma spraying (U.S. Pat. Nos. 6,059,027; 4,087,036) or by an electron beam process (U.S. Pat.

タービン翼または羽根のコーティングが、次の劣化モードの１つ以上によって故障することが一般的に知られている。これは酸化、腐食、ＴＭＦ（熱的機械的疲労）およびＴＭＦと酸化の組合せである。酸化だけによるタービンエンジンのコーティング故障は代表的なものではない。更に、最新のタービンエンジンでは、エンジン動作温度が高く、一層クリーンな燃料が使用されるので、腐食の発生が普通ではない。MCrAlYコーティングがＴＭＦによってクラックを生じることは普通に観察される。そして、クラックは基材内に酸素を拡散させる。基材が耐酸化性でないので、クラックを経て酸素が侵入すると、下側にある基材が酸化し、部品の故障を生じる。従って、コーティングが疲労や酸化に耐えることが重要である。というのは、疲労によるクラック発生が、コーティングの故障の主たる発生メカニズムの一つであるからである。   It is generally known that turbine blade or blade coatings fail due to one or more of the following degradation modes. This is oxidation, corrosion, TMF (thermo-mechanical fatigue) and a combination of TMF and oxidation. Coating failures of turbine engines due to oxidation alone are not typical. Moreover, in modern turbine engines, corrosion is not unusual due to the higher engine operating temperatures and the use of cleaner fuels. It is commonly observed that MCrAlY coatings are cracked by TMF. The cracks diffuse oxygen into the substrate. Since the substrate is not oxidation resistant, entry of oxygen through cracks oxidizes the underlying substrate, causing component failure. Therefore, it is important that the coating resist fatigue and oxidation. This is because cracking due to fatigue is one of the main mechanisms of coating failure.

コーティングの耐疲労性は、コーティングの組成の変更によっておよび薄いコーティングの使用によってあるいはこの両方の組合せによって改善される。   The fatigue resistance of the coating is improved by changing the composition of the coating and by using thinner coatings or a combination of both.

特許文献８，２３は、組成の変更によってオーバーレイコーティングの耐疲労性を改善する方法を開示している。特許文献８では、MCrAlYコーティングにプラチナが加えられた。これはコーティングと基材の間の熱膨張率の差を小さくし、コーティングがクラックを生じる傾向を減らす。これはコーティングのＴＭＦ寿命の大幅な改善をもたらす。他方では、特許文献２３は超合金のための保護コーティングのクラスを開示している。この場合、コーティング組成は下側に位置する基材の組成を基礎としている。コーティングを基材組成に合わせて調整することにより、拡散安定性と、熱膨張係数やモジュールのようなコーティングの機械的な性質が、基材に近づく。従って、耐酸化性と耐ＴＭＦ性の両方が増大したコーティングが得られる。   Patent Documents 8 and 23 disclose a method of improving the fatigue resistance of an overlay coating by changing the composition. In U.S. Pat. No. 6,037,095, platinum was added to the MCrAlY coating. This reduces the difference in coefficient of thermal expansion between the coating and the substrate, reducing the tendency of the coating to crack. This results in a significant improvement in the TMF life of the coating. On the other hand, U.S. Pat. No. 6,077,064 discloses a class of protective coatings for superalloys. In this case, the coating composition is based on the composition of the underlying substrate. By tailoring the coating to the composition of the substrate, the diffusion stability and the mechanical properties of the coating, such as the coefficient of thermal expansion and the module, are closer to the substrate. Therefore, a coating having both increased oxidation resistance and TMF resistance is obtained.

コーティングの厚さの増大はコーティングのＴＭＦ寿命を短くする。複雑なタービン翼形に薄い保護コーティングを付着させることができる方法を見つけることが重要である。文献検索の結果、MCrAlYオーバーレイコーティングが一般的にプラズマ溶射プロセス（すなわち、ＡＰＳ，ＶＰＳ，ＬＰＰＳまたはＨＶＯＦ）によってあるいは電子ビーム物理蒸着（ＥＢ−ＰＶＤ）およびスパッタリングによって付着されることが判った。しかしながら、これらの方法には制約がある。ａ）薄いコーティングを付着させることは困難であるかまたは不可能である。ｂ）厚さの制御が不調。ｃ）境界線がある。翼形が複雑な輪郭の面、すなわち翼から台への遷移領域、前縁等を含んでいるので、境界線は、厚さを均一にしたコーティングの均一なカバーレージを得ることを困難にする。   Increasing the thickness of the coating reduces the TMF life of the coating. It is important to find ways in which thin protective coatings can be applied to complex turbine airfoils. Literature searches have shown that the MCrAlY overlay coating is typically applied by a plasma spray process (ie, APS, VPS, LPPS or HVOF) or by electron beam physical vapor deposition (EB-PVD) and sputtering. However, these methods have limitations. a) It is difficult or impossible to apply thin coatings. b) Thickness control is not good. c) There is a boundary line. The boundary makes it difficult to obtain a uniform coverage of a coating of uniform thickness, since the airfoil includes a complex contoured surface, i.e., the transition region from wing to platform, leading edge, etc. .

一連の特許文献２４，２５，２６には、電気メッキ法によるMCrAlY付着が開示されている。この方法は、コーティング前駆物質であるCrAlM2の、M1浴での付着を含んでいる。この浴では、M2はSi,Ti,Hf,Ga,Nb,Mn,Ptおよび希土類元素の１つまたはそれ以上であり、M1はNi,Co,Fe単独または組合せからなっている。付着したコーティングは、最終的なコーティング構造を得るために熱処理される。このプロセスはコーティング分布を一層均一にし、台から翼形への遷移面のコーティングが一層均一な厚さとコンシステンシーで行われる。   A series of patent documents 24, 25 and 26 disclose the deposition of MCrAlY by electroplating. The method involves the deposition of a coating precursor, CrAlM2, in an M1 bath. In this bath, M2 is one or more of Si, Ti, Hf, Ga, Nb, Mn, Pt and rare earth elements, and M1 consists of Ni, Co, Fe alone or in combination. The deposited coating is heat treated to obtain the final coating structure. This process results in a more uniform coating distribution, and the coating of the transition surface from platform to airfoil is performed with more uniform thickness and consistency.

所定の翼形の場合、応力ひずみ分布と熱的−機械的負荷が領域によって異なる。例えば或る局部領域、すなわち翼形領域は、酸化または腐食または熱的機械的疲労あるいは劣化モードの一つ以上の組合せを受けやすい。従って、適切な性質を有する局部的なコーティングは、翼形の寿命の延長に有益である。不幸にも、一般的にコーティングを製作するために使用されるプラズマ溶射法は、局部的なコーティングにとって理想的ではない。境界線があり、台から翼形への移行領域のようなコーティングしにくい多数の領域を効率的にコーティングすることができない。   For a given airfoil, the stress-strain distribution and the thermo-mechanical load vary from region to region. For example, certain local or airfoil regions are susceptible to oxidation or corrosion or one or more combinations of thermomechanical fatigue or degradation modes. Thus, a localized coating with appropriate properties is beneficial for extending the life of the airfoil. Unfortunately, the plasma spray methods commonly used to make coatings are not ideal for localized coatings. There are boundaries, and many areas that are difficult to coat, such as the transition area from the platform to the airfoil, cannot be coated efficiently.

このプラズマ溶射法の境界線の固有の困難性は、電気メッキ法では示されない。   The inherent difficulty of this plasma spray boundary is not shown by electroplating.

タービン部品または燃焼部品を局部的にコーティングすることは文献に記載されている。例えば特許文献２７は、MCrAlYコーティングのプラズマ溶射によってタービン翼を局部的にコーティングする方法を開示している。特許文献２８，２９では、台の下側が耐食性コーティングによって局部的に被覆される。更に、他の例では、酸化または腐食によって劣化した部品を修理または再仕上げするために局部的にコーティングされる。例えば特許文献３０では、変質領域をＰｔまたは貴金属でメッキし、そして表面をアルミニウムで被覆するすることによって修理する方法を開示している。特許文献３１の場合には同様に、交換アルミニウム化合物コーティングで局部的な領域の保護コーティングを修理することが開示されている。
米国特許第３，５２８，８６１号明細書 米国特許第４，５８５，４８１号明細書 米国特許第４，１５２，２２３号明細書 米国特許第４，５４６，０５２号明細書 米国特許第４，９７３，４４５号明細書 米国特許第３，７５４，９０３号明細書 米国特許第３，６７６，０８５号明細書 米国特許第４，３４６，１３７号明細書 米国特許第４，４１９，４１６号明細書 ＲＥ−３２，１２１ 米国特許出願公開第４，７４３，５１４号明細書 米国特許第４，３１３，７６０号明細書 米国特許第６，２８０，８５７号明細書 米国特許第６，２２１，１８１号明細書 米国特許第５，４５５，１１９号明細書 米国特許第５，１５４，８８５号明細書 米国特許第５，０３５，９５８号明細書 米国特許第６，２０７，２９７号明細書 米国特許第４，０５５，７０５号明細書 米国特許第４，２４８，９４０号明細書 米国特許第４，３２１，３１１号明細書 米国特許第４，６７６，９９４号明細書 米国特許第４，７５８，４８０号明細書 米国特許第５，５５８，７５８号明細書 米国特許第５，８２４，２０５号明細書 米国特許第５，８３３，８２９号明細書 欧州特許第０１３９３９６号明細書 米国特許第６，４３５，８３０号明細書 米国特許第６，２７０，３１８号明細書 米国特許第６，２０３，８４７号明細書 米国特許第６，２７４，１９３号明細書 The local coating of turbine or combustion parts has been described in the literature. For example, Patent Document 27 discloses a method of locally coating a turbine blade by plasma spraying of an MCrAlY coating. In U.S. Pat. Nos. 5,064,089, 5,639,098, the underside of the platform is locally covered by a corrosion-resistant coating. Further, in other instances, parts that have been degraded by oxidation or corrosion are coated locally to repair or refinish. For example, Patent Document 30 discloses a method of repairing a deteriorated area by plating it with Pt or a noble metal, and coating the surface with aluminum. In the case of US Pat. No. 5,077,098, it is also disclosed to repair the protective coating in localized areas with an exchanged aluminum compound coating.
U.S. Pat. No. 3,528,861 U.S. Pat. No. 4,585,481 U.S. Pat. No. 4,152,223 U.S. Pat. No. 4,546,052 U.S. Pat. No. 4,973,445 U.S. Pat. No. 3,754,903 U.S. Pat. No. 3,676,085 U.S. Pat. No. 4,346,137 U.S. Pat. No. 4,419,416 RE-32,121 U.S. Pat. No. 4,743,514 U.S. Pat. No. 4,313,760 US Patent No. 6,280,857 US Patent No. 6,221,181 U.S. Pat. No. 5,455,119 U.S. Pat. No. 5,154,885 U.S. Pat. No. 5,035,958 US Patent No. 6,207,297 U.S. Pat. No. 4,055,705 U.S. Pat. No. 4,248,940 U.S. Pat. No. 4,321,311 U.S. Pat. No. 4,676,994 U.S. Pat. No. 4,758,480 U.S. Pat. No. 5,558,758 U.S. Pat. No. 5,824,205 U.S. Pat. No. 5,833,829 European Patent No. 0139396 US Pat. No. 6,435,830 US Patent No. 6,270,318 US Patent No. 6,203,847 US Patent No. 6,274,193

本発明の目的は、ガスタービン部品の局部領域の要求に従った良好な耐酸化性および耐疲労性を有するMCrAlYボンディングコーティングまたはMCrAlYオーバーレイコーティングを提供することである。他の目的は、タービン部品上にMCrAlYコーティングを均一に付着させる方法を提供することである。本発明の他の目的は、付着層の厚さを良好に制御して、大型工業ガスタービン翼または羽根に薄いMCrAlYコーティングを付着させることである。   It is an object of the present invention to provide a MCrAlY bonding coating or MCrAlY overlay coating having good oxidation and fatigue resistance according to the local area requirements of gas turbine components. Another object is to provide a method for uniformly depositing an MCrAlY coating on a turbine component. It is another object of the invention to deposit a thin MCrAlY coating on large industrial gas turbine blades or vanes with good control of the thickness of the deposit.

MCrAlYコーティングを付着させる本発明による方法が、請求項１に記載されている。   A method according to the invention for applying a MCrAlY coating is defined in claim 1.

本発明では、電気メッキ法を使用して、局部的または領域的なコーティングが個別的に施される。電気メッキ法によるコーティングのコストは慣用のプラズマ溶射コーティングの３分の１である。更に、本発明の方法が付着層の厚さを±２０μｍにコントロールするのに対し、慣用のプラズマ溶射コーティング法は±７５μｍまたはそれ以上の厚さのばらつきを有する。従って、２５〜４００μｍの範囲の層厚のコーティングを施すことができる。薄いコーティングはコーティングのＴＭＦ寿命を延長する。使用される電気メッキプロセスは境界線がなく、困難なく複雑な輪郭の面にコーティングを施すことができる。   In the present invention, local or regional coatings are individually applied using electroplating. The cost of coating by electroplating is one-third that of conventional plasma sprayed coatings. In addition, conventional plasma spray coating methods have a thickness variation of ± 75 μm or more, whereas the method of the present invention controls the thickness of the deposited layer to ± 20 μm. Accordingly, a coating having a layer thickness in the range of 25 to 400 μm can be applied. Thin coatings extend the TMF life of the coating. The electroplating process used is borderless and allows the coating of surfaces with complex contours without difficulty.

コーティング／マスキングステップは、品物の表面の異なる局部領域で繰り返すことができる。異なる領域を、異なるMCrAlYコーティングで被覆することができる。MCrAlYコーティングは酸化、腐食、熱的機械的疲労（ＴＭＦ）の一つまたは組合せに関連して、前記領域の要求性質に従って選定される。マスキング材料としてワックスや有機ポリマーが適している。   The coating / masking step can be repeated at different localized areas of the surface of the item. Different areas can be coated with different MCrAlY coatings. The MCrAlY coating is selected according to the required properties of the area in relation to one or a combination of oxidation, corrosion, and thermal mechanical fatigue (TMF). Waxes and organic polymers are suitable as masking materials.

電気メッキγ／γ′の例と、γ／β−MCrAlY局部コーティングの例は、Ni-24Cr-5Al-1Ta-1.2Si-0.3YとNi-23Co-18Cr-10Al.0.5Yであり、それぞれ本出願人のみ公開特許出願である欧州特許出願第０２４０５８８１．０号（内部照合番号Ｂ０２／０４６−０）に記載されている。   Examples of electroplated γ / γ 'and γ / β-MCrAlY local coating are Ni-24Cr-5Al-1Ta-1.2Si-0.3Y and Ni-23Co-18Cr-10Al.0.5Y, respectively. It is described in European Patent Application No. 02405881.0 (internal reference number B02 / 046-0), which is a published patent application only of the applicant.

本発明の好ましい実施の形態が添付の図に示してある。図は一例としてガスタービン翼を示している。図には、本発明にとって重要な部分だけが示してある。   Preferred embodiments of the present invention are shown in the accompanying figures. The figure shows a gas turbine blade as an example. The figure shows only those parts which are important to the invention.

本発明は一般的に、比較的に高い温度の環境下で作動し、それによって厳しい熱応力や熱サイクルにさらされる部品に適用可能である。このような部品の注目すべき例は、ガスタービンエンジンの高圧および低圧のノズルと翼、シュラウド、燃焼器ライナおよびオーグメンターハードウェアを含んでいる。図１は翼または羽根のような品物１を一例として示している。この品物は、ガスタービンエンジンの運転中高温燃焼ガスが指向される翼２と、図１で見えない空洞と、冷却穴４を備えている。この冷却穴は部品１の外面５と、部品の台３に設けられている。エンジンの運転中、外面５を冷却するために、冷却空気が冷却穴４から搬送される。外面５は高温燃焼ガスによる酸化、腐食およびエロージョンの強い作用と、熱的機械的負荷による一層重要なＴＭＦクラッキングの強い作用を受ける。多くの場合、品物１は一例として米国特許第５，７５９，３０１号明細書に開示されているようなニッケルまたはコバルトをベースした超合金からなっている。実際には、品物１は単結晶（ＳＸ）でもよいし、指向性凝固（ＤＳ）でもよい。図１に示すようなタービン翼または羽根に関連して本発明の効果を説明するがしかし、本発明は一般的に、環境から部品を保護するために塗装系を使用する部品にも適用可能である。   The present invention is generally applicable to components that operate in relatively high temperature environments, thereby being subjected to severe thermal stresses and cycles. Notable examples of such components include high and low pressure nozzles and blades, shrouds, combustor liners, and augmentor hardware for gas turbine engines. FIG. 1 shows by way of example an article 1 such as a wing or a blade. The article comprises blades 2 to which hot combustion gases are directed during operation of the gas turbine engine, cavities not visible in FIG. The cooling holes are provided on the outer surface 5 of the component 1 and on the component platform 3. During operation of the engine, cooling air is conveyed from the cooling holes 4 to cool the outer surface 5. The outer surface 5 is subject to the strong effects of oxidation, corrosion and erosion by the hot combustion gases and of the more important TMF cracking due to the thermomechanical loading. In many cases, article 1 comprises a nickel or cobalt based superalloy as disclosed by way of example in US Pat. No. 5,759,301. In practice, the article 1 may be a single crystal (SX) or a directional solidification (DS). Although the effects of the present invention will be described with reference to a turbine blade or blade as shown in FIG. 1, the present invention is generally applicable to components that use a coating system to protect the component from the environment. is there.

本発明では、電気メッキ法を使用することによって、個別化された局部的または領域的コーティング６が施される。電気メッキ６のＴＭＦ寿命はプラズマ溶射コーティングの寿命の少なくとも２倍である。電気メッキ法によるコーティング６の形成費用は慣用のプラズマ溶射コーティングの３分の１である。本発明の方法の場合更に、付着層の厚さコントロールは±２０μｍである。これに対して、慣用のプラズマ溶射コーティング法は±７５μｍまたはそれ以上の厚さのばらつきがある。従って、２５〜４００μｍの範囲の層厚のコーティングを行うことができる。薄いコーティング６はコーティング６のＴＭＦ寿命を増大する。使用される電気メッキ法は境界線がなく、かつ困難なく複雑な輪郭の面を被覆することができる。ターゲットコーティング６は、局部的な領域の要求に従って酸化／腐食あるいは疲労強さに合わせてコーティングのMCrAlXファミリから選択すべきである。コーティング６は次第に被覆すべである。最初に、コーティングすべきでない領域がマスクされ、ターゲット領域が電気メッキ法でコーティングされる。   In the present invention, an individualized local or regional coating 6 is applied by using an electroplating method. The TMF life of electroplating 6 is at least twice that of the plasma sprayed coating. The cost of forming the coating 6 by electroplating is one-third that of conventional plasma sprayed coatings. In the case of the method according to the invention, furthermore, the thickness control of the adhesion layer is ± 20 μm. In contrast, conventional plasma spray coating methods have thickness variations of ± 75 μm or more. Accordingly, coating with a layer thickness in the range of 25 to 400 μm can be performed. Thin coating 6 increases the TMF life of coating 6. The electroplating method used is borderless and can coat surfaces with complex contours without difficulty. The target coating 6 should be selected from the MCrAlX family of coatings for oxidation / corrosion or fatigue strength according to local area requirements. The coating 6 should gradually be coated. First, the areas not to be coated are masked and the target areas are coated by electroplating.

前回マスクされた他の領域がコーティングされ、その他の領域が前もってマスクされる。コーティングできるようにするために、ターゲット領域からマスクが除去され、同時に前もって前回コーティングされた領域がマスクされる。ターゲット領域のマスキングとコーティングのプロセスは、必要な回数繰り返される。完成時には、表面は、互いにはっきりした一連の“パッチコーティング”で装飾されているように見える。   Other areas previously masked are coated, and other areas are pre-masked. In order to be able to coat, the mask is removed from the target area, while simultaneously masking the previously previously coated area. The process of masking and coating the target area is repeated as many times as necessary. Upon completion, the surface appears to be decorated with a series of distinct "patch coatings".

異なる領域を異なるMCrAlYコーティング６で被覆可能である。MCrAlYコーティングは酸化、腐食、熱的機械的疲労（ＴＭＦ）の一つまたは組合せに関して上記領域で要求される性質に従って選択される。局部的なコーティングの１つの例は、ガスタービン翼や羽根の台／翼形遷移部における耐ＴＭＦ性コーティグであり、上側翼形−先端区間に設けられた高耐酸化性コーティグである。   Different areas can be coated with different MCrAlY coatings 6. The MCrAlY coating is selected according to the properties required in the above areas with respect to one or a combination of oxidation, corrosion, and thermal mechanical fatigue (TMF). One example of a localized coating is a TMF resistant coating at the gas turbine blade or vane pedestal / airfoil transition, and a high oxidation resistant coating provided on the upper airfoil-tip section.

使用されるマスクはワックスや有機ポリマーである。これらのマスクは容易に塗布または除去可能であり、残留物や化学的不純物を表面に残さない。   The mask used is a wax or an organic polymer. These masks can be easily applied or removed and leave no residues or chemical impurities on the surface.

この方法は、使用されたMCrAlYコーティング６のための修理プロセスとして使用することができる。   This method can be used as a repair process for the MCrAlY coating 6 used.

電気メッキγ／γ′の例と、γ／β−MCrAlY局部コーティングの例は、本願と同じ出願人の未公開の欧州特許出願第０２４０５８８１．０号（内部照合番号Ｂ０２／０４６−０）に記載されたNi-24Cr-5Al-1Ta-1.2Si-0.3YとNi-23Co-18Cr-10Al.0.5Yである。   Examples of electroplated γ / γ ′ and γ / β-MCrAlY local coatings are described in unpublished European Patent Application No. 02405881.0 (internal reference number B02 / 046-0) of the same applicant as the present application. Ni-24Cr-5Al-1Ta-1.2Si-0.3Y and Ni-23Co-18Cr-10Al.0.5Y.

本発明を例に基づいて説明したが、当業者が他の実施の形態を採用できることは明らかである。従って、本発明の範囲は添付の特許請求の範囲によってのみ制限されるべきである。   Although the present invention has been described by way of example, it is clear that other embodiments can be adopted by those skilled in the art. Therefore, the scope of the present invention should be limited only by the appended claims.

本発明の実施の形態としてガスタービン翼を示す図である。It is a figure showing a gas turbine blade as an embodiment of the present invention.

符号の説明Explanation of reference numerals

１ 品物
２ 翼
３ 台
４ 冷却穴
５ 品物１の外面
６ MCrAlYの層 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Article 2 Blade 3 Stand 4 Cooling hole 5 Outer surface 6 of article 1 MCrAlY layer

Claims (8)

単結晶（ＳＸ）または指向性凝固（ＤＳ）の品物（１）の表面（５）にMCrAlYコーティング（６）を付着させる方法において、局部的な領域でのみ電気メッキ法によってMCrAlYコーティング（６）を品物（１）に施すステップを有することを特徴とする方法。   In the method of depositing the MCrAlY coating (6) on the surface (5) of a single crystal (SX) or directional solidification (DS) article (1), the MCrAlY coating (6) is electroplated only in localized areas. A method comprising applying to an article (1). 請求項１のステップ（ａ）の間、品物（１）がγ／γ′コーティングまたはγ／βコーティングによって局部的に被覆されることを特徴とする、請求項１記載の方法。   The method according to claim 1, characterized in that during step (a) of claim 1, the article (1) is locally coated with a γ / γ 'coating or a γ / β coating. 局部的な領域でのみ電気メッキ法によってMCrAlYコーティング（６）を品物（１）に施すステップが、品物（１）の表面（５）の異なる局部領域で繰り返されることを特徴とする、請求項１または２記載の方法。   2. The method according to claim 1, wherein the step of applying the MCrAlY coating (6) to the article (1) by electroplating only in localized areas is repeated in different localized areas of the surface (5) of the article (1). Or the method of 2. 局部的な領域でのみ電気メッキ法によってMCrAlYコーティング（６）を品物（１）に施すステップの間、コーティングすべきでない領域がマスク材料によってマスクキングされることを特徴とする、請求項１〜３のいずれか一つに記載の方法。   4. The method according to claim 1, wherein, during the step of applying the MCrAlY coating (6) to the article (1) by electroplating only in localized areas, the areas not to be coated are masked by a mask material. The method according to any one of the above. コーティングすべきでない領域がワックスまたは有機ポリマーによってマスキングされることを特徴とする、請求項４記載の方法。   5. The method according to claim 4, wherein the areas not to be coated are masked with wax or an organic polymer. 異なる領域に異なるMCrAlYコーティングが施され、MCrAlYコーティングが酸化、腐食、熱的機械的疲労（ＴＭＦ）の一つまたは組合せに関して前記領域で要求される性質に従って選択されることを特徴とする、請求項１〜５のいずれか一つに記載の方法。   The different regions are provided with different MCrAlY coatings, wherein the MCrAlY coating is selected according to the properties required in said regions with respect to one or a combination of oxidation, corrosion and thermal mechanical fatigue (TMF). The method according to any one of claims 1 to 5. 方法が使用済みMCrAlYコーティング（６）のための修理プロセスとして使用されることを特徴とする、請求項１〜６のいずれか一つに記載の方法。   The method according to claim 1, wherein the method is used as a repair process for a used MCrAlY coating. 翼または羽根のようなガスタービンの品物（１）がコーティングされることを特徴とする、請求項１〜７のいずれか一つに記載の方法。   The method according to claim 1, wherein an article of the gas turbine, such as a blade or a blade, is coated.
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