JP2006104577A - セグメント化ガドリニアジルコニア被膜およびその形成方法、セグメント化セラミック被覆システムならびに被膜部品 - Google Patents

セグメント化ガドリニアジルコニア被膜およびその形成方法、セグメント化セラミック被覆システムならびに被膜部品 Download PDF

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Abstract

【課題】熱伝導率が低く、より高い耐久性および熱遮断性を有するセグメント化ガドリニアジルコニア被膜を形成する
【解決手段】
一層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜システム10は、金属性基体20と、基体20の上に塗布されたボンディングコート30と、一層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜40と、を備える。金属性基体20は、ニッケルベース、鉄ベース、あるいはコバルトベースの超合金などの適切な材料から構成される。ボンディングコート30は、MCrAlYボンディングコート(ここで、Mはニッケル、コバルト、鉄またはそれらの混合物)などの適切な材料から構成される。エアプラズマ溶射、減圧真空溶射、高速ガス式溶射などの方法によって、ボンディングコート30を基体20に塗布してもよい。アブレイダブル上層46は、ガドリニアジルコニアからなる。複数のセグメント50は、アブレイダブル上層46を通って延びている。
【選択図】図1

Description

本発明は、一般にセグメント化セラミック被膜(segmented ceramic coatings)、アブレイダブル被膜(abradable coating)および断熱被膜に関する。より詳しくは、本発明は、アブレイダブル被膜および/または断熱被膜として使用することができるセグメント化ガドリニアジルコニア被膜ならびにその形成方法に関する。
ガスタービンエンジンは、燃料形態の化学ポテンシャルエネルギーを、熱エネルギーに、ついで、航空機の推進、電力の発電、流体の吸入および排出などに用いる機械的エネルギーに変換するために長く使用されてきた。ガスタービンエンジンの効率は、運転温度を高めるとともに増大する。したがって、そのようなエンジンの燃焼ガスおよび排気ガスの温度を上げる必要がある。しかし、そのようなエンジンにおける高温部の部品に現在使用されている金属材料は、それらの熱的安定度の上限に非常に近い温度で作動している。実際、最新のガスタービンエンジンの最も温度の高い高温部では、金属材料が融点を超える温度で高温ガス流路に用いられている。これらの金属材料は、そのような高温に耐え得るが、その理由としては、これらの金属材料が、単に空気冷却されているか、あるいは、これらの金属材料が、部品の熱伝導度を下げるセラミック被膜を備えるため、その結果、その部品が、より少ない冷却空気を利用しながら、より高い温度下での作動が可能となる。また、そのようなセラミック被膜は、断熱材として作用することに加えて、金属部品に環境保護を提供し、それにより、部品の中または部品の側を通過する高温ガスの酸化作用および腐食作用から部品を保護する。さらに、そのようなセラミック被膜はまた、部品に摩耗性(abradability)および耐食性を付与して、エンジンからのガス流の漏出を制限するシーリング機構における部品の使用を可能にし、それにより、エンジンの効率と性能を向上させる。
セグメント化したセラミック被膜は、そのような部品の摩耗性を改善するためだけでなく、被覆された部品の熱衝撃耐性、熱疲労耐性、歪み耐性およびスポーリング(剥離)に対する耐性を向上させるのに有益である。しかし、ガスタービンエンジン部品のそのような被膜が機能しなくなると(すなわち、浸食、スポーリングなどにより)、その部品の下層の合金は極度な高温にさらされ、合金材料の酸化および腐食を加速して、それにより、最終的に部品は破損してしまう。したがって、既存のセグメント化セラミック被膜に比べ、耐久性、熱的な耐衝撃耐性および熱的な絶縁性により優れているセグメント化セラミック被膜を備えることは有利である。
既存のセグメント化セラミック被膜は、種々の方法で形成される。ある被膜は、以下の方法で意図的に導入されたマイクロクラック(微小割れ)網を備える。このマイクロクラック(微小割れ)網は、プラズマ溶射されたセラミック面の上にレーザー光線を走査してセラミックの薄層を溶かし、その後、溶融したセラミックの冷却と固化の間に起こる収縮により、マイクロクラック(微小割れ)網が生じ得る。このマイクロクラック網は、熱衝撃を受ける間、破滅的なクラックの形成と成長に対して抵抗を示す。またある被膜は、被膜中にマイクロクラックを導入するために、被膜が熱い間にセラミック被膜の表面を急冷することによって形成され、意図的に導入されたマイクロクラック網を備えて、それによって、被膜の熱的疲労抵抗性を改善する。さらに別の被膜は、被膜の厚さの半分以上にスロットまたは溝の列をレーザー加工することによって形成されるセグメント化した形態を備え、それによって被膜の歪みがスポーリングに対し耐久性および抵抗性を示すようになる。さらに別の被膜は、機械加工された斜面段状(slant−steps)の格子(グリッド)を含む。機械加工された斜面階段状の格子は、ある角度で機械加工された斜面段に安定化ジルコニア層をプラズマ溶射することによって形成される溝またはギャップによって隔離される。それにより、ジルコニア層に深い陰影(deep shadow)のギャップが生じて、ジルコニア層が効果的にセグメント化され、被膜の歪みがスポーリングに対し耐久性および抵抗性を示すようになる。これらの既存のセグメント化したセラミック被膜は、全て、被膜中に望ましいセグメント化した形態を形成するある種の機械加工または他の処理を必要とする。
付加的な処理工程または機械加工を必要としない、セグメント化したセラミック被膜の形成方法の一つには、プラズマ溶射の間に、被膜中にセグメントの形成を誘発する正確に制御された堆積のパラメータを利用することが含まれる。そのようなプラズマ溶射技術は、種々のセグメント化したセラミック被膜を生成するために使用されてきたが、セグメント化したガドリニアジルコニア被膜を生成させるためには、これまで使用されてこなかった。そのようなプラズマ溶射技術を利用して、既存のセグメント化セラミック被膜に比べ、熱伝導率が低く、より高い耐久性および、熱遮断性を有するセグメント化ガドリニアジルコニア被膜を形成することが望ましい。
したがって、既存のセグメント化セラミック被膜およびその形成方法の前述の欠点は、セグメント化ガドリニアジルコニア被膜およびその形成方法に関する本発明の実施例によって克服される。これらの被膜は、既存のセグメント化セラミック被膜に比べ、より優れた摩耗性および耐食性、より高い耐久性、より低い熱伝導率を有し、そして、所定の皮膜に厚さに対してより優れた熱絶縁性を提供する。さらに、本発明の堆積のパラメータは正確に制御されているので、プラズマ溶射の間にこれらの被膜のセグメント化が誘発される。したがって、本発明のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜において所望のセグメント化した形態を形成する付加的な処理または機械加工は必要でない。
本発明の実施態様は、ボンドコーティングされた基体の上に該被膜を所定の条件下でプラズマ溶射することによって作られたセグメント化ガドリニアジルコニア被膜を含み、それにより、ガドリニアジルコニア被膜のプラズマ溶射の間に、ガドリニアジルコニア被膜にセグメント化を生じさせる。所定の条件は、プラズマ溶射の間、約1〜5インチ(約25.4〜127mm)のスプレーガンと部品との間の一定距離を維持することを含む。
本発明の実施態様はまた、金属性基体と、金属性基体の上に堆積するMCrAlYボンディングコート(ここで、Mは、ニッケル、コバルト、鉄またはそれらの混合物を意味する)と、およびMCrAlYボンディングコート上に堆積するセグメント化ガドリニアジルコニア被膜と、を含む被覆された部品を備える。セグメント化ガドリニアジルコニア被膜は、MCrAlYボンディングコートの上に堆積した基層と、該基層の上に堆積した漸変する中間層と、漸変する中間層の上に堆積したアブレイダブルガドリニアジルコニア上層と、を含んでいてもよい(ここで、漸変する中間層は、基層およびアブレイダブルガドリニアジルコニア上層の組成上の混合を含む)。基層は、マグネシア安定化ジルコニア、カルシア安定化ジルコニア、イットリア安定化ジルコニア、ガドリニアジルコニアおよび/またはそれらの混合物を含んでいてもよい。基層、漸変する中間層およびアブレイダブルガドリニアジルコニア上層を、すべてエアプラズマ溶射により堆積させてもよい。
これらのセグメント化ガドリニアジルコニア被膜は、その中に、ガドリニアジルコニアがプラズマ溶射される基体の表面に対してほぼ直角である垂直のセグメントを含む。1インチ(約25.4mm)につき約4〜50個の実質的に垂直のマイクロクラック(微小割れ)、または1インチ(約25.4mm)につき平均約25個の実質的に垂直のマイクロクラックを有していてもよい。これらのセグメント化ガドリニアジルコニア被膜は、たとえば、ブレードの外部エアシール、バーナーフロートウォール(burner floatwall)、タービンブレード、タービンベーン、燃焼器パネル、タービン排気ケースおよびオーグメンタライナー(augmentor liner)または他の製品などのガスタービンエンジン部品上のアブレイダブル被膜および/または断熱被膜として使用される。
本発明の実施態様はまた、セグメント化ガドリニアジルコニア被膜を生成する方法を含む。この方法は、金属性基体を提供するステップと、金属性基体の上にMCrAlYボンディングコートを塗布するステップ(ここで、Mはニッケル、コバルト、鉄またはそれらの混合物)と、およびプラズマ溶射の間にガドリニアジルコニア被膜中にセグメント化を生じさせるように所定の条件下でMCrAlYボンディングコートにガドリニアジルコニア被膜をプラズマ溶射するステップと、を含む。
本発明の更なる特徴、態様および長所は、下記の記述の間に当業者に容易に明らかになるであろう。その中では、本発明のいくつかの望ましい形態を例証する添付の図表が参照され、そして、同一の参照番号が全図面にわたって同一の部品を指す。
本発明の理解を促進する目的のために、図1〜図4に例示されている、本発明のいくつかの好ましい実施態様への参照がなされ、それを記述するために特定の用語が使用される。ここに使用される用語は、説明の目的であって、限定の目的のためではない。ここに開示される特定の構造的および機能的な詳細説明は、限定するものとして解釈されるべきでなく、本発明をさまざまに利用するために当業者を教示するための基礎としてのみ解釈されるべきである。記載された構造および方法における、あらゆる変更形態および修正形態、ならびにここに例示されているような、発明の原理のさらなる応用は、通常当業者の思いつくものであり、本発明の精神および範囲の中にあると考えられる。
本発明は、セグメント化ガドリニアジルコニア被膜に関する。ガドリニアジルコニアは、断熱被膜において使用されてきたが、セグメント化セラミック被膜においては使用されたことはない。しかし、断熱被膜としてのガドリニアジルコニアに関する経験により、ガドリニアジルコニアが優れたセグメント化セラミック被膜となることが分かった。通常、セグメント化セラミック被膜において使用される材料であるイットリア、カルシア、マグネシウムおよびセリアで安定化したジルコニアに比べて、ガドリニアジルコニアは、より優れた絶縁体であり、焼結に対してより耐性を示す。したがって、セグメント化ガドリニアジルコニア被膜は、イットリア、カルシア、マグネシウムおよびセリアで安定化したジルコニアを含む既存のセグメント化セラミック被膜に比べ、より優れた耐摩耗性、耐食性、耐久性およびより低い熱伝導率を有するとともに、所定の被膜の厚さに対してより優れた絶縁性を提供する。そのような特質により、ガスタービンエンジン性能全体が改善される(すなわち、より高い操作温度が達成され、より長い稼働寿命が可能になる等)。
本発明の実施態様は、被覆された基体の最終的な用途に応じて、1つまたは複数の層からなるセグメント化ガドリニアジルコニア被膜を含む。ある用途においては、セグメント化ガドリニアジルコニア被膜の単一層が望ましい場合がある。またある用途においては、二重層または多層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜が望ましい場合がある。そのような実施態様の全ては、本発明の精神および範囲の中にある。
図1を参照すると、例示的なセグメント化したアブレイダブルガドリニアジルコニア被覆システムが図示されている。本発明の実施態様において用いられる例示的な一層のシステムは、金属性基体20と、金属性基体20の上に塗布されたボンディングコート30と、一層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜40と、を備える。この一層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜40は、ボンディングコート30の上に塗布されたアブレイダブル上層46だけから構成されている。
図2を参照すると、別の例示的なセグメント化ガドリニアジルコニア被覆システム10が図示されている。本発明の実施態様において用いられている例示的な三層のシステムは、金属性基体20と、金属性基体20に塗布されたボンディングコート30と、三層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜40と、を備える。三層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜40は、ボンディングコート30上に塗布された基層42、基層42上に塗布された漸変の中間層44、および漸変の中間層44上に塗布されたアブレイダブル上層46からなる。三層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜40は、基層42および漸変の中間層44によって提供される長期にわたる熱絶縁性の利点、ならびに特定の最終用途に対して調整されるアブレイダブル上層46によって提供される摩耗性の利点を可能にするため、三層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜40は多くの用途において望ましい。
金属性基体20は、例えば、ニッケルベースの超合金、鉄ベースの超合金、コバルトベースの超合金、耐火物ベースの超合金などの適切な材料から構成されていてもよい。ガスタービンエンジン部品において用いられる典型的なニッケルベースの超合金は、約1〜25重量%のコバルト、約1〜25重量%のクロミウム、約0〜8重量%のアルミニウム、約0〜10重量%のモリブデン、約0〜15重量%のタングステン、約0〜12重量%のタンタル、約0〜5重量%のチタン、約0〜7重量%のレニウム、約0〜6重量%のルテニウム、約0〜4重量%のニオブ、約0〜0.2重量%のカーボン、約0〜0.15重量%のホウ素、約0〜0.05重量%のイットリウム、約0〜1.6重量%のハフニウム、(残りはニッケルおよび付随する不純物)からなる。
ボンディングコート30は、例えば、MCrAlYボンディングコート(ここで、Mはニッケル、コバルト、鉄またはそれらの混合物を指す)などの適切な材料から構成されていてもよい。高密度で、均一な粘着性の被膜を生成することのできるあらゆる方法によって、ボンディングコート30を金属性基体20に塗布してもよい。ボンディングコート30を適用するいくつかの適切な非限定的方法には、エアプラズマ溶射、減圧真空溶射および/または、望ましくは、高速ガス式溶射が含まれる。
本発明のアブレイダブル上層46は、ガドリニアジルコニアからなる。本発明の基層42は、例えば、マグネシア安定化ジルコニア、カルシア安定化ジルコニア、イットリア安定化ジルコニア、ガドリニアジルコニアまたはそれらの混合物のなどのジルコニアベースの材料から構成されていてもよく、耐久性の改良のためには、7重量パーセントのイットリア安定化ジルコニアであることが望ましい。本発明の漸変の中間層44は、望ましくは、基層42とアブレイダブル上層46の組成上の混合からなり、それは、通常、基層42の最初の組成からアブレイダブル上層46の最終の組成まで変化する。漸変の中間層44は、基層42とアブレイダブル上層46との間に結合強度を付与する。基層42、漸変の中間層44およびアブレイダブル上層46は、1回の連続的なスプレープロセスにおいてエアプラズマ溶射によりボンディングコート30に塗布されることが望ましい。しかし、3回の別々のスプレープロセスを用いてもよい。エアプラズマ溶射されるセグメント化セラミック被膜は、従来のマイクロクラックの入ったセラミック被膜に比べ、より耐久性があるため、エアプラズマ溶射が好ましい。
セグメント50は、セグメント化ガドリニアジルコニア被膜40の中に、正確に堆積パラメータを制御することによって形成され、プラズマ溶射の間に、セグメント50が被膜中に形成される。これらの被膜におけるセグメント50は、被膜に順応性を与え、それにより、セグメント50が熱サイクルの間に伸縮し、その結果、運転中のスポーリングの可能性が減少する。一般に、比較的高い粉末堆積速度とともに、スプレーガンと部品との間の近い距離(すなわち約1〜5インチ(約25.4〜127mm))により、最終的なセグメント化ガドリニアジルコニア被膜40において望ましいセグメント50が生じる。特定の処理パラメータは、使用されるスプレーガンおよび固定具などの多数の変数、ならびにそれに関連した操作条件によるが、それに限定されない。このセグメントを作る方法についてのさらなる詳細は、共有の米国特許第5705231号明細書に見ることができる。
実施態様において、プラズマ溶射プロセスにおいて溶融および粉砕した粉末を使用してもよいが、例えば、噴霧乾燥および焼結した粉末などの他の粉末を用いて本発明の被膜を形成することができる。最終的なセグメント化ガドリニアジルコニア被膜40中に向上した摩耗性を形成する球状で中空の粒子であるため、実施態様においては、噴霧乾燥した粉末および焼結した粉末が好ましい場合もある。
本発明のセグメント化アブレイダブルガドリニアジルコニア被膜40は、その中に実質的に垂直なセグメント50を含む。本明細書において使用されているように、実質的に垂直なセグメントとは、セグメント化ガドリニアジルコニア被膜40が最終的に塗布される金属性基体20の表面21に対して、セグメント50がほぼ垂直(すなわち、垂直から約30°以内)であることを意味する。図2は、三層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜40の3層(すなわち、基層42、漸変の中間層44およびアブレイダブル上層46)全てを通って連続的に延びているセグメント50が図示されている。セグメント50は作成中に誘発されるので、セグメント50は、一般に基層42から生じて、次いで、その後に塗布される層に達する。したがって、セグメント50は、セグメント化ガドリニアジルコニア被膜40の全ての層(すなわち、基層42、漸変の中間層44およびアブレイダブル上層46において)において存在する。しかし、セグメント50は、層42,44,46すべてに亘って連続的である必要はない。たとえば、実施態様においては、基層42が、漸変の中間層44またはアブレイダブル上層46に比べ、より多くのセグメント50を有する場合がある。耐久性の改良のためには、セグメント50がボンディングコート30に達しないことが理想的である。実施態様は、部分的にセグメント化ガドリニアジルコニア被膜40を通って(たとえば、部分的に漸変の中間層44を通って、アブレイダブル上層46へ)延びているセグメント50を備える場合があるが、しかし、これらの実施態様における耐久性は、セグメント化ガドリニアジルコニア被膜40全体を通って延びているセグメント50の実施態様に比べ、耐久性がより低い。
図3および図4で示されている2つの例示的な実施態様において、NiCoCrAlYのボンディングコートが、HVOF(高速ガス式)溶射によりPWA1484の金属性基体に塗布された。HVOFボンディングコートを拡散熱処理した後、約2.75インチ(約69.85mm)のスプレーガンと部品との間の距離でボンディングコートにセグメント化ガドリニアジルコニア被膜をエアプラズマ溶射した。一つの実施態様においては、ガドリニアジルコニア被膜は、溶融し、粉砕した30重量パーセントのガドリニアジルコニアからなり、他の実施態様では、溶融し、粉砕した59重量パーセントのガドリニアジルコニアからなる。セグメント化ガドリニアジルコニア被膜40が塗布された後、被覆された基体10は、保護雰囲気下で1975±25°F(約1079.4±13.8℃)で約4時間熱処理され、ついで、少なくとも約10°F/分(約−12.22℃/分)の割合で冷却された。
図3では、約50倍に拡大した、約30重量パーセントのガドリニアジルコニアからなる単層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜の光学顕微鏡写真が示されている。図4には、約50倍に拡大した、約59重量パーセントのガドリニアジルコニアからなる単層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜の光学顕微鏡写真が示されている。ここに示されているように、図3および図4の双方のセグメント50は、金属性基体20の表面21に対して実質的に垂直である。
本発明のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜の多くの他の実施態様が可能である。たとえば、多層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜が可能であり、組成は、30重量パーセントまたは59重量パーセントだけではなく、種々の重量パーセントのガドリニアジルコニアから構成されてもよい。しかし、ガドリニアの含有量に応じて変化する被膜の耐久性と熱伝導率との間の兼ね合いが存在するため、ガドリニアの含有量は用途により異なる。多くの用途においては、被膜は、約30重量パーセントのガドリニアジルコニアからなる。
これらのセグメント化ガドリニアジルコニア被膜40は、アブレイダブル被膜または断熱被膜として種々の用途に使用され得る。例えば、ブレードの外部エアシール、バーナーフロートウォール、タービンブレード、タービンベーン、燃焼器パネル、タービン排気ケース、オーグメンタライナーなどのガスタービンエンジン部品、およびアブレイダブル被膜および/または断熱被膜が適用され得る他のあらゆるガスタービンエンジン部品の上に、そのような被膜40を利用してもよい。
先に述べたように、本発明は、セグメント化ガドリニアジルコニア被膜、およびそれを作る方法、または塗布する方法を提供する。有利なことに、これらの被膜は、既存のセグメント化セラミック被膜および断熱被膜より優れた多くの利点を備える。これらの被膜は、ガスタービンエンジン部品に用いることができ、それにより、操作温度がより高くなるとともに、稼働寿命がより長くなる。他の多くの実施態様および利点は、関連技術の技術者にとって明白であろう。
本発明が適応する種々のニーズを実現する形で、本発明の種々の実施態様の説明がなされた。これらの実施態様が、単に本発明の種々の実施態様の教示を例証するものであるということを認識されたい。本発明の精神および範囲から逸脱することなく、多くの変更形態および適応形態が当業者にとって明白であろう。たとえば、ガスタービンエンジンに用いるものとして本発明を説明したが、本発明は、また、加熱炉および内燃エンジンなど高温下で用いられる他の用途において用いてもよい。従って、本発明は、添付の特許請求の範囲およびそれらの相当物の範囲内にある、全ての適当な修正形態および変更形態に及ぶことが意図されている。
本発明の実施例に用いられた、例示的な一層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜を示す概略図。 本発明の実施例に用いられた、例示的な三層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜を示す概略図。 本発明の実施例に用いられた、約30重量パーセントのガドリニアジルコニアからなる一層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜を示す光学顕微鏡写真。 本発明の他の実施例に用いられた約59重量パーセントのガドリニアジルコニアからなる一層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜を示す光学顕微鏡写真。
符号の説明
10… セグメント化ガドリニアジルコニア被覆システム
20… 金属性基体
30… ボンディングコート
40… 一層のセグメント化ガドリニアジルコニア被膜
46… アブレイダブル上層

Claims (37)

  1. ガドリニアジルコニア被膜のプラズマ溶射の間に、前記ガドリニアジルコニア被膜中にセグメント化が生じるように、所定の条件下で、ボンディングコートされた基体の上にセグメント化ガドリニアジルコニア被膜をプラズマ溶射することによって形成されるガドリニアジルコニア被膜。
  2. 前記所定の条件が、プラズマ溶射の間、一定のスプレーガンと部品との間の距離を維持することを含むことを特徴とする請求項1に記載の被膜。
  3. 前記一定のスプレーガンと部品との間の距離が、約1〜5インチ(約24.5〜127mm)であることを特徴とする請求項2に記載の被膜。
  4. 前記セグメント化ガドリニアジルコニア被膜が、その中に、前記ガドリニアジルコニアがプラズマ溶射される前記ボンディングコートされた基体上の表面に対してほぼ直角である垂直のセグメントを備えることを特徴とする請求項1に記載の被膜。
  5. 前記セグメント化ガドリニアジルコニア被膜が、1インチ(約24.5mm)につき約4〜50個の実質的に垂直なマイクロクラックを備えることを特徴とする請求項1に記載の被膜。
  6. 前記セグメント化ガドリニアジルコニア被膜が、1インチ(約24.5mm)につき平均約25個の実質的に垂直なマイクロクラックを備えることを特徴とする請求項1に記載の被膜。
  7. 前記セグメント化ガドリニアジルコニア被膜が、アブレイダブル被膜および断熱被膜のうち少なくとも一方として使用されることを特徴とする請求項1に記載の被膜。
  8. 前記ボンディングコートされた基体が、ボンディングコートされたガスタービンエンジン部品からなることを特徴とする請求項1に記載の被膜。
  9. 金属性基体と、
    前記金属性基体上に適応されたMCrAlYボンディングコートと、
    前記MCrAlYボンディングコート上に適応されたセグメント化ガドリニアジルコニア被膜と、
    を備え、
    前記MCrAlYボンディングコートにおいて、Mはニッケル、コバルト、鉄、またはそれらの混合物であることを特徴とする被覆された部品。
  10. 前記セグメント化ガドリニアジルコニア被膜が、その中に、前記セグメント化ガドリニアジルコニア被膜が最終的に適応される前記金属性基体の表面に対してほぼ直角である垂直のセグメントを備えることを特徴とする請求項9に記載の被覆部品。
  11. 前記セグメント化ガドリニアジルコニア被膜が、1インチ(約24.5mm)につき約4〜50個の実質的に垂直なマイクロクラックを備えることを特徴とする請求項9に記載の被覆部品。
  12. 前記セグメント化ガドリニアジルコニア被膜が、1インチ(約24.5mm)につき平均約25個の実質的に垂直なマイクロクラックを備えることを特徴とする請求項9に記載の被覆部品。
  13. 前記ガドリニアジルコニア被膜のプラズマ溶射の間に、前記ガドリニアジルコニア被膜中にセグメント化が生じるように、所定の条件下で、セグメント化ガドリニアジルコニア被膜が前記MCrAlYボンディングコート上にプラズマ溶射されることを特徴とする請求項9に記載の被覆部品。
  14. 前記金属性基体が、被覆されていないガスタービンエンジン部品からなることを特徴とする請求項9に記載の被覆部品。
  15. 前記ガスタービンエンジン部品が、ブレードの外部エアシール、バーナーフロートウォール、タービンブレード、タービンベーン、燃焼器パネル、タービン排気ケースおよびオーグメンタライナーのうち少なくとも一つからなることを特徴とする請求項9に記載の被覆部品。
  16. 基層と、
    前記基層の上に適応された漸変の中間層と、
    前記漸変の中間層の上に適応されたアブレイダブルガドリニアジルコニア上層と、
    を備え、
    前記漸変の中間層が、前記基層と前記アブレイダブルガドリニアジルコニア上層との組成上の混合物を含むことを特徴とするセグメント化セラミック被覆システム。
  17. 前記基層が、マグネシア安定化ジルコニア、カルシア安定化ジルコニア、イットリア安定化ジルコニア、ガドリニアジルコニア、およびそれらの混合物のうち少なくとも一つからなることを特徴とする請求項16に記載の被覆システム。
  18. 前記基層、前記漸変の中間層および前記アブレイダブルガドリニアジルコニア上層が、エアプラズマ溶射により塗布されることを特徴とする請求項16に記載の被覆システム。
  19. エアプラズマ溶射の間に、前記セグメント化セラミック被覆システム中にセグメント化が生じるように、前記エアプラズマ溶射の間に所定の条件が存在することを特徴とする請求項18に記載の被覆システム。
  20. 前記セグメント化セラミック被覆システムが、その中に、前記セグメント化セラミック被覆システムが最終的に適応される基体の表面に対してほぼ直角である垂直のセグメントを備えることを特徴とする請求項16に記載の被覆システム。
  21. 前記セグメント化セラミック被覆システムが、1インチ(約24.5mm)につき約4〜50個の実質的に垂直のマイクロクラックを備えることを特徴とする請求項16に記載の被覆システム。
  22. 前記セグメント化セラミック被覆システムが、1インチ(約24.5mm)につき平均約25個の実質的に垂直のマイクロクラックを備えることを特徴とする請求項16に記載の被覆システム。
  23. 前記セグメント化セラミック被覆システムが、MCrAlYボンディングコートで被覆されたガスタービンエンジン部品の表面上に適応され、前記MCrAlYボンディングコートにおいて、Mはニッケル、コバルト、鉄、またはそれらの混合物であることを特徴とする請求項16に記載の被覆システム。
  24. 金属性基体と、
    前記金属性基体の上に適応されたMCrAlYボンディングコートと、
    前記MCrAlYボンディングコートの上に適応されたセグメント化セラミック被覆システムと、
    を備え、
    前記セグメント化セラミック被覆システムが、
    前記MCrAlYボンディングコートの上に適応された基層と、
    前記基層の上に適応された漸変の中間層と、
    前記漸変の中間層の上に適応されたアブレイダブルガドリニアジルコニア上層と、
    を備え、
    前記MCrAlYボンディングコートにおいて、Mは、ニッケル、コバルト、鉄またはそれらの混合物であり、前記漸変の中間層が、前記基層と前記アブレイダブルガドリニアジルコニア上層との組成上の混合物を含むことを特徴とする被覆された部品。
  25. 前記基層が、マグネシア安定化ジルコニア、カルシア安定化ジルコニア、イットリア安定化ジルコニア、ガドリニアジルコニア、およびそれらの混合物のうち少なくとも一つからなることを特徴とする請求項24に記載の被覆部品。
  26. 前記基層、前記漸変の中間層および前記アブレイダブルガドリニアジルコニア上層が、エアプラズマ溶射によって適応されることを特徴とする請求項24に記載の被覆部品。
  27. エアプラズマ溶射の間に、前記セグメント化セラミック被覆システム中にセグメント化が生じるように、前記エアプラズマ溶射の間に所定の条件が存在することを特徴とする請求項26に記載の被覆部品。
  28. 前記セグメント化セラミック被覆システムが、その中に、前記セグメント化セラミック被覆システムが最終的に適応される前記金属性基体の表面に対してほぼ直角である垂直のセグメントを備えることを特徴とする請求項24に記載の被覆部品。
  29. 前記セグメント化セラミック被覆システムが、1インチ(約24.5mm)につき約4〜50個の実質的に垂直のマイクロクラックを備えることを特徴とする請求項24に記載の被覆部品。
  30. 前記セグメント化セラミック被覆システムが、1インチ(約24.5mm)につき平均約25個の実質的に垂直のマイクロクラックを備えることを特徴とする請求項24に記載の被覆部品。
  31. 前記金属性基体が、被覆されていないガスタービンエンジン部品からなることを特徴とする請求項24に記載の被覆部品。
  32. 前記ガスタービンエンジン部品が、ブレードの外部エアシール、バーナーフロートウォール、タービンブレード、タービンベーン、燃焼器パネル、タービン排気ケースおよびオーグメンタライナーの少なくとも一つからなることを特徴とする請求項31に記載の被覆部品。
  33. セグメント化ガドリニアジルコニア被膜を形成する方法であって、
    金属性基体を提供するステップと、
    前記金属性基体の上にMCrAlYボンディングコートを塗布するステップと、
    プラズマ溶射の間に、前記ガドリニアジルコニア被膜中にセグメント化が生じるように、所定の条件下で前記MCrAlYボンディングコート上にガドリニアジルコニア被膜をプラズマ溶射するステップと、
    を含み、
    前記MCrAlYボンディングコートにおいて、Mはニッケル、コバルト、鉄またはそれらの混合物であることを特徴とするセグメント化ガドリニアジルコニア被膜の形成方法。
  34. 前記所定の条件が、前記ガドリニアジルコニア被膜をプラズマ溶射する間、一定のスプレーガンと部品との間の距離を維持することを含むことを特徴とする請求項33に記載の方法。
  35. 前記セグメント化ガドリニアジルコニア被膜が、その中に、前記ガドリニアジルコニア被膜がプラズマ溶射される前記金属性基体の表面とほぼ直角をなす垂直のセグメントを備えることを特徴とする請求項33に記載の方法。
  36. 前記セグメント化ガドリニアジルコニア被膜が、1インチ(約24.5mm)につき約4〜50個の実質的に垂直のマイクロクラックを備えることを特徴とする請求項33に記載の方法。
  37. 前記セグメント化ガドリニアジルコニア被膜が、1インチ(約24.5mm)につき平均約25個の実質的に垂直のマイクロクラックを備えることを特徴とする請求項33に記載の方法。
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Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007231422A (ja) * 2006-03-01 2007-09-13 United Technol Corp <Utc> コーティング方法、およびコーティングされた物品
JP2008045211A (ja) * 2006-08-18 2008-02-28 United Technol Corp <Utc> タービンエンジンコンポーネント及びタービンエンジンコンポーネントのコーティング方法
JP2008064089A (ja) * 2006-08-18 2008-03-21 United Technol Corp <Utc> タービンエンジンの構成部品及びその製造方法
JP2009174429A (ja) * 2008-01-24 2009-08-06 Hitachi Ltd 回転機械
EP2354276A1 (en) 2010-01-25 2011-08-10 Hitachi Ltd. Gas turbine shroud with ceramic abradable coatings
EP2434102A2 (en) 2010-09-28 2012-03-28 Hitachi Ltd. Gas turbine shroud with ceramic abradable layer
KR20150067359A (ko) * 2012-10-11 2015-06-17 터보메카 가스 터빈 엔진용 로터-스타터 어셈블리

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP4607914B2 (ja) * 2007-02-20 2011-01-05 株式会社東芝 セラミックス被覆部材およびその製造方法
US20140094950A1 (en) * 2007-03-01 2014-04-03 MTU Aero Engines AG Method for the production of an abradable spray coating
US8100640B2 (en) * 2007-10-25 2012-01-24 United Technologies Corporation Blade outer air seal with improved thermomechanical fatigue life
US8622784B2 (en) * 2008-07-02 2014-01-07 Huffman Corporation Method for selectively removing portions of an abradable coating using a water jet
US9138963B2 (en) * 2009-12-14 2015-09-22 United Technologies Corporation Low sulfur nickel base substrate alloy and overlay coating system
US20110143043A1 (en) * 2009-12-15 2011-06-16 United Technologies Corporation Plasma application of thermal barrier coatings with reduced thermal conductivity on combustor hardware
US8337989B2 (en) 2010-05-17 2012-12-25 United Technologies Corporation Layered thermal barrier coating with blended transition
CN102094165B (zh) * 2010-12-27 2012-07-04 北京工业大学 高耐磨机械密封动环及其制备方法
US9347126B2 (en) 2012-01-20 2016-05-24 General Electric Company Process of fabricating thermal barrier coatings
EP2767616A1 (en) 2013-02-15 2014-08-20 Alstom Technology Ltd Turbomachine component with an erosion and corrosion resistant coating system and method for manufacturing such a component
US9139477B2 (en) 2013-02-18 2015-09-22 General Electric Company Ceramic powders and methods therefor
US9938849B2 (en) 2013-10-02 2018-04-10 United Technologies Corporation Turbine abradable air seal system
EP2905426A1 (en) * 2014-02-11 2015-08-12 Siemens Aktiengesellschaft Component with an abradable coating and a method for coating the abradable coating
US20160084102A1 (en) * 2014-09-18 2016-03-24 General Electric Company Abradable seal and method for forming an abradable seal
CN104630686A (zh) * 2015-03-09 2015-05-20 河南普莱姆涂层科技有限公司 一种含有长寿命抗氧化粘结层的热障涂层的制备方法
DE102019201095A1 (de) * 2019-01-29 2020-07-30 Friedrich-Alexander-Universität Erlangen-Nürnberg Nickelbasislegierung für Hochtemperaturanwendungen und Verfahren

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5771671A (en) * 1980-10-20 1982-05-04 Kyushu Refract Co Ltd Ceramic coating method
JPH05238859A (ja) * 1992-02-28 1993-09-17 Ngk Insulators Ltd セラミックコーティング部材
JP2000119870A (ja) * 1998-10-01 2000-04-25 United Technol Corp <Utc> セラミックコ―ティングを有する金属製の基体を含む金属製部材及び金属製の基体に断熱性を与えるための方法
JP2000144365A (ja) * 1998-11-05 2000-05-26 Toshiba Corp 遮熱コーティング部材、遮熱コーティング部材の製造方法、および遮熱コーティング部材を用いた高温ガスタービン
JP2001164354A (ja) * 1999-12-10 2001-06-19 Tocalo Co Ltd プラズマ処理容器内部材およびその製造方法
JP2001207252A (ja) * 2000-01-25 2001-07-31 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd アーク溶射成形品及びその製造方法
JP2001329358A (ja) * 2000-05-19 2001-11-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 遮熱部材、遮熱部材の製造方法、タービン翼、及び、ガスタービン
JP2002069607A (ja) * 2000-06-16 2002-03-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 遮熱コーティング材およびその製造方法、遮熱コーティング材を適用したガスタービン部材、並びにガスタービン
JP2003160852A (ja) * 2001-11-26 2003-06-06 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 遮熱コーティング材、その製造方法、タービン部材及びガスタービン
JP2004149915A (ja) * 2002-09-06 2004-05-27 Advanced Materials Processing Inst Kinki Japan 熱遮蔽セラミックコーティング部品とその製造方法
JP2004270032A (ja) * 2003-02-17 2004-09-30 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 遮熱コーティング部材およびその製造方法
JP2005180257A (ja) * 2003-12-18 2005-07-07 Hitachi Ltd 遮熱被膜を有する耐熱部材

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6102656A (en) 1995-09-26 2000-08-15 United Technologies Corporation Segmented abradable ceramic coating
CA2451495C (en) * 2001-06-15 2010-07-27 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Thermal barrier coating material, method of production thereof, and gas turbine member and gas turbine applying said thermal barrier coating material
DE10200803A1 (de) * 2002-01-11 2003-07-31 Forschungszentrum Juelich Gmbh Herstellung eines keramischen Werkstoffes für eine Wärmedämmschicht sowie eine den Werkstoff enthaltene Wärmedämmschicht
US6933061B2 (en) * 2002-12-12 2005-08-23 General Electric Company Thermal barrier coating protected by thermally glazed layer and method for preparing same

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5771671A (en) * 1980-10-20 1982-05-04 Kyushu Refract Co Ltd Ceramic coating method
JPH05238859A (ja) * 1992-02-28 1993-09-17 Ngk Insulators Ltd セラミックコーティング部材
JP2000119870A (ja) * 1998-10-01 2000-04-25 United Technol Corp <Utc> セラミックコ―ティングを有する金属製の基体を含む金属製部材及び金属製の基体に断熱性を与えるための方法
JP2000144365A (ja) * 1998-11-05 2000-05-26 Toshiba Corp 遮熱コーティング部材、遮熱コーティング部材の製造方法、および遮熱コーティング部材を用いた高温ガスタービン
JP2001164354A (ja) * 1999-12-10 2001-06-19 Tocalo Co Ltd プラズマ処理容器内部材およびその製造方法
JP2001207252A (ja) * 2000-01-25 2001-07-31 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd アーク溶射成形品及びその製造方法
JP2001329358A (ja) * 2000-05-19 2001-11-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 遮熱部材、遮熱部材の製造方法、タービン翼、及び、ガスタービン
JP2002069607A (ja) * 2000-06-16 2002-03-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 遮熱コーティング材およびその製造方法、遮熱コーティング材を適用したガスタービン部材、並びにガスタービン
JP2003160852A (ja) * 2001-11-26 2003-06-06 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 遮熱コーティング材、その製造方法、タービン部材及びガスタービン
JP2004149915A (ja) * 2002-09-06 2004-05-27 Advanced Materials Processing Inst Kinki Japan 熱遮蔽セラミックコーティング部品とその製造方法
JP2004270032A (ja) * 2003-02-17 2004-09-30 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 遮熱コーティング部材およびその製造方法
JP2005180257A (ja) * 2003-12-18 2005-07-07 Hitachi Ltd 遮熱被膜を有する耐熱部材

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007231422A (ja) * 2006-03-01 2007-09-13 United Technol Corp <Utc> コーティング方法、およびコーティングされた物品
JP2008045211A (ja) * 2006-08-18 2008-02-28 United Technol Corp <Utc> タービンエンジンコンポーネント及びタービンエンジンコンポーネントのコーティング方法
JP2008064089A (ja) * 2006-08-18 2008-03-21 United Technol Corp <Utc> タービンエンジンの構成部品及びその製造方法
US7875370B2 (en) 2006-08-18 2011-01-25 United Technologies Corporation Thermal barrier coating with a plasma spray top layer
JP2009174429A (ja) * 2008-01-24 2009-08-06 Hitachi Ltd 回転機械
EP2354276A1 (en) 2010-01-25 2011-08-10 Hitachi Ltd. Gas turbine shroud with ceramic abradable coatings
EP2434102A2 (en) 2010-09-28 2012-03-28 Hitachi Ltd. Gas turbine shroud with ceramic abradable layer
EP3141704A1 (en) 2010-09-28 2017-03-15 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Gas turbine shroud with ceramic abradable layer
KR20150067359A (ko) * 2012-10-11 2015-06-17 터보메카 가스 터빈 엔진용 로터-스타터 어셈블리
JP2015537139A (ja) * 2012-10-11 2015-12-24 ターボメカTurbomeca ガスタービンエンジン用のロータ−ステータアセンブリ
US10329928B2 (en) 2012-10-11 2019-06-25 Safran Helicopter Engines Rotor-stator assembly for a gas turbine engine
KR102139395B1 (ko) * 2012-10-11 2020-07-29 사프란 헬리콥터 엔진스 가스 터빈 엔진용 로터-스타터 어셈블리

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