JP2006281783A - 層組織 - Google Patents
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Abstract
【課題】 優れた遮熱特性の他に、その層組織全体を単一ユニットとして、個々の層が互いに分離されることなく、その遮熱性被覆、特にその外側セラミックス層が長い寿命を有する遮熱性層組織を提供する。
【解決手段】 本発明による層組織(1)の遮熱性被覆を、金属製接着層(7)、内側セラミックス層(10)及び外側セラミックス層(13)から形成される層組織。金属製接着層はコバルト、クロム等の特定の金属からなり、外側セラミックス層は特定のガドリニウムージルコニウム酸化物からなる。この被覆を有する構造部材は飛行機、ガスタービン、蒸気タービン或いはコンプレッサ等に使用できる。
【選択図】 図1
【解決手段】 本発明による層組織(1)の遮熱性被覆を、金属製接着層(7)、内側セラミックス層(10)及び外側セラミックス層(13)から形成される層組織。金属製接着層はコバルト、クロム等の特定の金属からなり、外側セラミックス層は特定のガドリニウムージルコニウム酸化物からなる。この被覆を有する構造部材は飛行機、ガスタービン、蒸気タービン或いはコンプレッサ等に使用できる。
【選択図】 図1
Description
本発明は、請求項1記載の層組織に関する。
この種の層組織は、ニッケル、コバルト又は鉄をベースとする金属合金を使用した基板を有する。このような製品は特にガスタービンの構造部材として、特にガスタービン翼又は遮熱板として使用される。これら構造部材は攻撃的な燃焼ガスの熱ガス流に曝される。それ故、これら構造部材は高い熱応力を耐えねばならない。更に構造部材は耐酸化性又は耐食性でなければならない。特に、例えばガスタービン翼等の可動の構造部材ばかりか、更に静止形の構造部材にも機械的要件が課せられる。熱ガスに耐える構造部材が使用されるガスタービンの出力や効率は、運転温度の上昇につれて高まる。高効率及び高出力を達成すべく、特に高温が加わるガスタービンの構造部材をセラミックス材料で被覆する。セラミックス材料は、熱ガス流と金属製基体との間の遮熱層を形成する。攻撃的な熱ガス流に対し、金属製基体は、被覆物により保護される。その場合近年の部材は、通常各固有の役目を果たす多層の被覆を有する。従って多層の組織が存在する。
ガスタービンの出力及び効率は作動温度が増すにつれて上昇するので、被覆組織を改善することで、ガスタービンの一層の高出力性能の達成が再三試みられている。
特許文献1は、遮熱層としてパイロクロア(Pyrochlor)の使用を開示している。
しかし、遮熱層として1つの材料を使用するには、その遮熱特性が優れているだけでなく、基板に対する接着性が良好でなければならない。
特許文献2は、全くパイロクロア構造をしていない酸化ガドリニウム及び酸化ジルコニウムから成る遮熱層組織を開示している。
欧州特許第0944746号明細書
欧州特許出願公開第0992603号明細書
欧州特許第1204776号明細書
欧州特許第1306454号明細書
欧州特許出願公開第1319729号明細書
国際特許出願公開第99/67435号パンフレット
国際特許出願公開第00/44949号パンフレット
米国特許第6024792号明細書
欧州特許第0892090号明細書
欧州特許第0486489号明細書
欧州特許第0786017号明細書、
欧州特許第0412397号明細書
欧州特許出願公開第1306454号明細書
従って本発明の課題は、良好な遮熱特性並びに基板への優れた接着性、そしてこれに伴い層組織全体が長い寿命を有する層組織を提供することにある。
本発明は、この層組織全体を単一ユニットと考えるべきであり、個々の層としてではなく、即ち個々の層を互いに相互に分離することなしに、長寿命を達成すべく最適化せねばならないという認識に基づく。
この課題は、請求項1に記載の層組織により解決される。
従属請求項は、任意かつ有効に組合せ可能な方法を開示する。
本発明は、良好な遮熱特性並びに基板への優れた接着性、同時にまた、その層組織全体を単一のユニットとなし、個々の層が相互に分離されることなく、パイロクロア型構造の外側セラミックス層と内側セラミックス層間の相互作用を互いに最適なものとして、長い寿命を有する層組織の製造を可能にする。
本発明の実施例を図面に基づき以下に詳述する。
図1は、本発明による層組織1を示す。
この層組織1は、特に高温で使用される構造部材用の、ニッケル又はコバルト基の超合金からなる金属製基板4を含む。
基板4上には直接、コバルト(11〜13重量%)、クロム(20〜22重量%)、アルミニウム(10.5〜11.5重量%)、イットリウム(0.3〜0.5重量%)、レニウム(1.5〜2.5重量%)および残部のニッケルから成るか、コバルト(24〜26重量%)、クロム(16〜18重量%)、アルミニウム(9.5〜11重量%)、イットリウム(0.3〜0.5重量%)、レニウム(0.5〜2重量%)および残部のニッケルから成る金属製接着層7が存在する。
更にこの金属製接着層7上に、他のセラミックス層を施す前に、既に酸化アルミニウム層が、この金属製接着層7上に形成されているか、又は運転中にこの種の酸化アルミニウム層が生ずる。
この金属製接着層7又は酸化アルミニウム層(図示せず)上に、完全に又は部分的に安定化された酸化ジルコニウム層が内側セラミックス層10として存在する。特にイットリウムで安定化された酸化ジルコニウムを使用するとよい。同様に、酸化カルシウム、酸化セリウム又は酸化ハフニウムを、酸化ジルコニウムの安定化に使用できる。この酸化ジルコニウムを、特にプラズマ溶射層として施すとよく、或いは電子ビーム物理蒸着により柱状構造として設けてもよい。安定化された酸化ジルコニウム層10上に、大部分がパイロクロア相から成る、即ち80重量%のパイロクロア相を含み、かつGd2Hf2O7又はGd2Zr2O7のいずれかより成る外側セラミックス層13を施す。特に外側セラミックス層13が100重量%迄、この両パイクロア構造層のいずれかからなるとよい。
この際、非晶質相又は純GdO2、純ZrO2又は純HfO2は考慮の対象外である。パイロクロア相を示さないGdO2、ZrO2又はHfO2から成る混合相は好ましくなく、最小限にすべきである。
本発明の本質は、外側セラミックス層13と内側セラミックス層10間の相互作用を互いに最適化するだけでなく、金属接着層7が、この2層の形のセラミックス構造の外側セラミックス層13の寿命と機能に重要な影響を及ぼす点を認識する点にある。
図2は、縦軸121に沿って延びる、流体機械の回転翼120又は案内翼の斜視図である。
この流体機械は、例えば飛行機又は発電所で電力を発生するガスタービン、蒸気タービン又は圧縮機である。
この翼120、130は、縦軸121に沿って順に、固定部分400、それに隣接する翼台403並びに翼本体406を有する。
案内翼130として、該翼は先端415にもう1つの台を有し得る(図示せず)。
この固定部分400に、回転翼120、130を軸又は円板(図示せず)に固定する役目をする、翼の支脚183が形成されている。この翼の支脚183は、例えばハンマーヘッド状に形成されている。樹枝状又は燕尾状等の他の形であってもよい。
翼120、130は、翼本体406を流過する媒体のために、前縁409と後縁412を有する。
従来の翼では、翼120、130の全ての範囲400、403、406に、例えば中実の金属材料、特に超合金が使用されていた。
この種の超合金は、例えば特許文献3〜7から公知である。これら文献は合金部分の化学組成を開示する。
この場合、それらの翼120、130は鋳造法により、また方向性凝固、鍛造法、旋盤法又はそれらを組合せることによっても製造可能である。
単一の単結晶構造又は複数の単結晶構造より成る工作物は、運転中に高度の機械的、熱的及び/又は化学的負荷に曝される機械の構造部材として使用される。
この種単結晶工作物の製造は、例えば溶融物からの方向性凝固により行える。その際液状金属合金を単結晶構造、例えば単結晶の工作物や方向性に凝固させる鋳造法を含む。
その場合、樹枝状結晶は熱流に沿って成長し、柱状結晶の粒状組織(柱状、即ち工作物の全長に亘って延びる粒子。ここでは、一般的に表現して方向性凝固と呼ぶ)又は単結晶構造を形成する。即ち工作物全体が1個の単結晶からなる。この方法では、多結晶性の凝固体に移行するのを回避せねばならない。それは、無方向性の成長により必然的に横方向及び縦方向に粒界が生じ、これは方向性凝固又は単結晶の構造部材の優れた特性を無効にするからである。
その場合、樹枝状結晶は熱流に沿って成長し、柱状結晶の粒状組織(柱状、即ち工作物の全長に亘って延びる粒子。ここでは、一般的に表現して方向性凝固と呼ぶ)又は単結晶構造を形成する。即ち工作物全体が1個の単結晶からなる。この方法では、多結晶性の凝固体に移行するのを回避せねばならない。それは、無方向性の成長により必然的に横方向及び縦方向に粒界が生じ、これは方向性凝固又は単結晶の構造部材の優れた特性を無効にするからである。
一般に方向性を持って凝固した組織とは、全く粒界がないか、又は精々角度の小さい粒界をもつ単結晶を意味し、或いは縦方向に延びる粒界を持つが、横方向の粒界を持たない柱状構造を意味する。この二番目に挙げた結晶構造の場合、方向性を持って凝固した組織(方向性凝固構造)と呼ぶ。
このような方法は、特許文献8と9から公知である。
全く同様に、タービン翼120、130は、耐食性又は耐酸化性被覆、例えばMCrAlXから成る被覆を有する(式中Mは鉄(Fe)、コバルト(Co)、ニッケル(Ni)の群の少なくとも1つの元素、Xは活性元素を表し、イットリウム(Y)及び/又は珪素及び/又は少なくとも1つの希土類の元素、又はハフニウム(Hf)を表す。この種の合金は特許文献10〜13から公知であり、該文献は、合金の化学組成を開示している。
このMCrAlX上に、更に例えばZrO2、Y2O4−ZrO3から成る遮熱層が存在し、但し安定化されていないか酸化イットリウム及び/又は酸化カルシウム及び/又は酸化マグネシウムにより一部又は完全に安定化されている。例えば電子ビーム物理蒸着(EB−PVD)等の適した被覆法で、柱状粒子が遮熱層中に形成される。
遮熱層の再処理は、この部材120、130の使用後に、場合によってはその保護層を(例えばサンドブラストにより)剥離することを意味する。その後この腐食及び/又は酸化層、即ち酸化物の除去を行う。場合によっては構造部材120、130内の亀裂の修復も行う。その後構造部材120、130を再被覆し、再び使用に供する。
翼120、130は中空又は中実に形成できる。この翼120、130を冷却するなら、中空とし、場合によっては更に膜冷却用の孔418(破線で示す)を設ける。
図3は、例としてガスタービン100の部分的縦断面図を示す。
ガスタービン100は、内部に、回転軸102の周りを回転するように配置した、タービンの羽根車とも云われ、軸101を持つ回転子103を有する。この回転子103に沿って順次吸気ケーシング104、圧縮器105、例えば同軸に配置された複数のトーラス形のバーナ107を有する燃焼室110、特に環状燃焼室、タービン108及び排ガスケーシング109が続いている。
環状燃焼室110は、例えば環状の熱ガス溝111と連通している。そこに例えば順次連結された4つのタービン段112がタービン108を構成している。
各タービン段112は、例えば2個の環状羽根からなる。作動媒体113の流動方向に見て、案内翼115の熱ガス溝111内に回転羽根120により構成される列125が続いている。
その際案内翼130は、固定子143の内側ケーシング138に固定され、それに対し列125の回転羽根(動翼)120は、例えばタービン円板133でロータ103に装着されている。該ロータ103に作動機械が連結されている(図示せず)。
ガスタービン100の運転時、圧縮装置105の吸気ケーシング104により空気を吸引し、圧縮する。圧縮装置105のタービン側の末端に用意された圧縮空気は、燃焼装置107を通り、そこで燃料と混和される。この混合物は燃焼室110内で作動媒体113を生成し、燃焼する。そこから作動媒体113は熱ガス溝111に沿って案内翼130及び回転羽根120に衝撃を伝えつつ膨張し、もって回転羽根120はロータ103を駆動し、ロータ103は、それに連結された作動機械を駆動する。
ガスタービン100の運転時、高温の作動媒体113に曝される構造部材は熱負荷の影響下にある。作動媒体113の流動方向から見て第1のタービン段112の案内翼130及び回転羽根120は、環状燃焼室110を内張りする耐熱防御素子と共に最も厳しい熱負荷に曝される。
当該部分に加わる温度に耐え抜くため、そこを冷却剤で冷却する。全く同様に、この構造部材の基板は、方向性の組織構造を持ち、即ちそれらは単結晶(SX構造)或いは縦方向の粒子(DS構造)を持つ。構造部材、特にタービン翼120、130と燃焼室110の構造部材の材料として、例えば鉄、ニッケル又はコバルト基の超合金が使用される。
この種の超合金は、例えば特許文献3〜7から公知である。該文献は超合金の化学的組成を開示する。
同様に羽根120、130はMCrAlXの耐食被覆を持つ(式中Mは鉄(Fe)、コバルト(Co)、ニッケル(Ni)の群の少なくとも1つの元素、Xは活性元素のイットリウム(Y)及び/又は珪素(Si)及び/又は少なくとも1つの希土類の元素又はハフニウムを表す)。この種の合金の化学組成は、特許文献10〜13から公知である。
MCrAlX層上に更にもう1つの遮熱層があり、例えばZrO2、Y2O3−ZrO2から成る。即ちこの層は安定化されていないか、酸化イットリウム及び/又は酸化カルシウム及び/又は酸化マグネシウムにより一部又は完全に安定化されている。
例えば電子ビーム物理蒸着(EB−PVD)等の適切な被覆法により、遮熱層中に柱状晶が形成される。
案内翼130は、タービン108の内側ケーシング138の方を向いている案内翼の脚(図示せず)と、この案内翼の脚に相対する頭部を有する。該頭部はロータ103の方を向いており、固定子143の固定リング140に固定されている。
本発明による層組織を有する構造部材を使用して、飛行機、電力を発生する発電所のガスタービン或いは蒸気タービンやコンプレッサに使用可能である。
1 層組織、4 基板、7 金属製基板、10 内側セラミックス層、13 外側セラミックス層、120、130 タービン翼、121 縦軸、183 翼の支脚、400 固定部分、403 翼台、406 翼本体、409 翼の前縁、412 翼の後縁、415 翼の先端、418 翼の膜冷却孔、100 ガスタービン、102 回転軸、104 吸気ケーシング、105 圧縮機、106 環状燃焼室、107 バーナ、108 タービン、109 排ガスケーシング、110 燃焼室、111 熱ガス溝、112 タービン段、113 作動媒体、115 案内翼の列、135 吸気、133 タービン円板、138 内側ケーシング
Claims (3)
- 基板(4)と、
24〜26重量% コバルト、
16〜18重量% クロム、
9.5〜11重量% アルミニウム、
0.3〜0.5重量% イットリウム、
0.5〜2重量% レニウム、および
残部 ニッケル
からなる金属製接着層(7)と、
内側セラミックスス層(10)として金属製接着層(7)上に形成され、安定化された酸化ジルコニウム層と、
上記内側セラミックス層(10)上に存在し、少なくとも80重量%のパイロクロア型構造のGd2Zr2O7から成る外側セラミックス層(13)と
を備える層組織。 - 前記Gd2Zr2O7をGd2Hf2O7で置換したことを特徴とする請求項1記載の層組織。
- 前記金属製接着層を、
11〜13重量% コバルト、
20〜22重量% クロム、
10.5〜11.5重量% アルミニウム、
0.3〜0.5重量% イットリウム、
1.5〜2.5重量% レニウム、および
残部 ニッケル
の組成を有する金属接着層(7)で置換したことを特徴とする請求項1記載の層組織。
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
EP05007225A EP1707653B1 (de) | 2005-04-01 | 2005-04-01 | Schichtsystem |
Publications (1)
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