JP2007516111A

JP2007516111A - 熱放散性高温層組織及びその製造方法

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Publication number: JP2007516111A
Application number: JP2006538678A
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Inventors: ヘーゼルハウス、アンドレアス
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Filing date: 2004-10-12
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Abstract

従来技術に基づく層組織は外部の熱ガスに対して十分な冷却力を示さない。本発明による層組織１は外側に多孔性層１０を持ち、その細孔２５の孔壁２２を基板４の近くで厚くすることで、その熱を伝導する断面がラジアル方向１１の温度勾配が平坦になるように拡大され、従って、外から入ってくる極めて高い熱を阻止することにより本発明による層組織１はその冷却力を改善される。

Description

本発明は、請求項１に記載の層組織及び請求項２７もしくは３３に記載の層組織の製造方法に関する。

米国特許第３８２５３６４号明細書には、完全に多孔性に形成された外壁が提示されている。その支えている壁面と基板との間には空洞が存在している。

米国特許第５０８０５５７号は、基板、多孔性中間層及び完全に緊密な外側層から成る層構造が提示されている。

米国特許第４３１８６６６号明細書では、米国特許第５０８０５５７号と対比して多孔性の中間層と緊密層とが施されている基板内に、付加的に冷却溝を備えている。

日本国特許第１０−２３１７０４号明細書には、冷却溝と多孔性中間層を有する基板が提示されている。

国際公開第０３／００６８８３号並びに米国特許第６４１２５４１号には、支えている壁の内部に備えられた多孔性構造を示しており、その壁もまた外側に被覆を備えている。その壁と被覆は冷却溝を備えている。

しかし、上述した層構造は冷却に関して劣っているものである。

従って本発明の課題は、層構造内の冷却を改善することにある。

この課題は、請求項１に基づく層構造により、また請求項２７もしくは３３に記載の層構造の製造方法により解決される。

従属請求項には他の有利な処置法を列挙してある。

本発明の実施例を図面に基づき以下に詳述する。

図１に本発明による層組織１の第１の実施例を示す。

この層組織１は基板４により構成されている。基板４は金属及び／又はセラミックでできていてもよい。特にガスタービン１００（図２５参照、飛行機タービンにも使用可能）又は蒸気タービンのような流体機械のタービンの構造部材、例えばタービン翼１２０、１３０（図２５）又は燃焼室の内張り１５５（図２６）のような構造部材に使用する場合、その基板４は鉄、ニッケル又はコバルトベースの超合金でできている。

基板４を有する層組織１は、その表面９で、熱媒体を有する領域１１０、１１１（図２５）に直接又は間接に境を接している。この領域１１０、１１１は、例えばガスタービン１００の燃焼室１１０又は熱ガス溝１１１である（図２５）。その表面９上には公知方法でＭＣｒＡｌＸから成る酸化及び腐食に対する保護層及び／又はＺｒＯ₂から成る断熱層が存在していてもよい。

ラジアル方向１１は、基板４の表面９に垂直又はほぼ垂直に延びている。

これらの保護措置にも拘わらず、強過ぎる熱の流入に対して更に基板４を表面９に対向する表面１４において付加的に冷却する。つまりこの層組織１は、この場合例えば内側表面１４を有する空洞のある構造部材（例えば中空のタービン翼）である。この基板４は、冷媒ＫＭを空洞のある構造部材に導き、熱を基板４の表面１４から運び出すようにして冷却される。本発明では、これは、熱を一層よく冷媒によって排出することのできる、基板４の表面１４上にある多孔性層１０により行われる。

その多孔性層１０と基板４との間に例えば金属製の接着仲介層が存在していてもよい。
基板４及び層１０を有する層組織に関する上述した構造は、基板４に中間層と層１０を有する層組織にも同様に該当する。

冷媒ＫＭは多孔性層１０の自由表面を流過し、或いは少なくとも部分的に多孔性層１０を貫流する（図２、３、４）。

図２、３、４は、冷媒ＫＭがこの多孔性層１０をどのように貫流するかを示している。

図２では、この冷媒は軸方向１７に多孔性層１０全体を貫流する（１１０、１１１内の熱ガスの流れ、ラジアル方向１１に対し垂直）。この燃焼室１１０の場合、この冷媒ＫＭは一方の端部に通され、軸端１６１から、もう一方の軸端１６４に流れる（図２６）。その際この多孔性層は例えば軸方向１７に延びている導管でできている。他の配置も可能である。それに対応するものとして熱ガス溝１１１が考えられる。

同様にこの多孔性層１０は軸方向１７に幾つかのセグメント１５に分割されていてもよく、その場合この冷媒ＫＭはそれぞれ別々にこのようなセグメント１５に運ばれ、そこを貫流する。燃焼室１１０の場合（図２６）、このセグメント１５に相当するものは、例えば熱防御要素１５５である（図２６）。

セグメント１５により冷媒ＫＭは熱ガス溝１１１内又は燃焼室１１０内の圧力差によって多孔性層１０を水平に（即ち軸方向１７に）貫流し、激しく熱せられることになる。燃焼室壁をラジアル方向１１に細孔２５（図７）で一杯にするように形成することもできるが、溝２６（図７）を適切に配置することにより多孔性層１０を垂直に貫流することもできる。このことは、セグメント又は室の配置及び貫流に関連している、国際公開第０３／００６８８３号明細書にも提示されている。

図２及び図３に基づく配置の場合も、基板４内に、冷媒ＫＭが多孔性層１０から基板４に貫流することを可能にする冷却溝が設けてある（図４参照）。その場合、更に基板４又は基板４上の層の表面９上に、冷媒ＫＭが表面９から出て行くように、フィルム冷却（冷却膜）を形成してもよい。

図５は、本発明による層組織１のもう１つの実施例を示す。

この層組織１は基板４から構成されている。この基板４は金属及び／又はセラミックでできていてもよい。特にガスタービン設備１００（図２５）又は蒸気タービンの例えばタービン翼１２０、１３０（図２５）又は燃焼室の内張り１５５（図２６）のような構造部材に使用する場合、基板４は鉄、ニッケル又はコバルトベースの超合金でできている。

この基板４上に例えば少なくとも１つの中間層７がある。この中間層７は、金属及び／又はセラミックでできていてもよい。この中間層７の表面８上には外側多孔性層１０が施されている。この多孔性層１０もまた金属及び／又はセラミックでできていてもよい。その基板４及び中間層７を貫通して冷媒（空気及び／又は蒸気、或いはその他）が通ることのできる例えば冷却溝１３が通じている。この冷却溝１３を通って多孔性層１０内に流入する冷媒ＫＭは、層１０の内部に流入し、或いは層１０の表面１６から出て行くことも可能である。この冷媒が表面１６から出て行くとき、沁み出し冷却が起こる。この冷媒ＫＭの送給及び流通に関しては、図２、３及び４に対する実施形が同様に該当している。

中間層７は、例えばＭＣｒＡｌＸの組成を有する例えば酸化又は腐食保護層であり、式中Ｍは鉄、コバルト又はニッケルの群の少なくとも１つの元素を表している。Ｘはイットリウム及び／又は希土類もしくは活性元素の群の少なくとも１つの元素を表す。同様にこの中間層７は白金層又は白金添加のＭＣｒＡｌＸ層であってもよい。

図６は本発明により形成された層組織１の別の実施例を示す。図５と比較すると、中間層７は存在せず、外側多孔性層１０が直接基板４の表面９上に載っている。

この層１０の材料は、例えば炭化ケイ素（ＳｉＣ）、酸化ケイ素（ＳｉＯ₂）、窒化ケイ素（Ｓｉ₃Ｎ₄）又はＣＭＣ（カルボキシメチルセルロース）から成る繊維材料もしくはそれらの混合物でできている。

層１０と基板４との間に如何なる接着上の問題も生ずることのないように、この層１０を基板４又は中間層７と一体に形成してもよい。

この多孔性層１０は例えば基板４と一緒に鋳造法又は他の（溶融冶金法）で（エピタキシャルに成長させて）製造することができる。これは、基板４と層１０又は中間層７との間の熱の移行及び機械的強度に関して、基板４と多孔性層１０との間に理想的な結合を生じさせる。

図７は、ラジアル方向１１（即ち基板４に垂直な方向）に延びている外側の層１０の拡大断面図を示す。この図で、多孔性層１０は、領域１１０、１１１に接しており、即ち基板４の表面９上に載っている。この多孔性層１０の形成及び基板４への接着に関する以下の記載は、図１、２、３及び４に基づく基板４上の多孔性層１０の配置にも該当するものである。

この外側にある多孔性層１０は多数の細孔２５で構成されている。細孔の寸法は約０．５ミリから複数ミリ（≧２ｍｍ）の範囲で異なっている。細孔２５はそれぞれ孔壁２２により囲まれている。個々の隣接する細孔２５の孔壁２２は、孔壁切断面１９で交わっている。多孔性層１０を通って層組織の内部（中空のタービン翼、内側の燃焼室）から冷媒ＫＭを運び出すようにして、多孔性層１０が基板の熱の軽減に寄与するので、この多孔性層１０が必ずしも断熱層の役目をする必要はない。細孔２５間の孔壁２２内に、冷媒ＫＭが流れることのできる溝２６が存在し得る。蛇行している冷媒ＫＭの矢印は、冷媒が基板４から多孔性層１０を通って流れることが可能である様子を示している。従って冷媒ＫＭは例えば多孔性層１０をラジアル方向１１に貫流できる。この冷媒ＫＭが多孔性層１０を軸方向１７に貫流する場合は、溝２６は必要ではない。

細孔２５は細孔径又は細孔幅２８を有する。それらの細孔２５はこの実施例ではラジアル方向１１に垂直な断面内にほぼ四角の、即ち矩形状の断面を有している。

多孔性層１０は例えば基板４或いは中間層７上に、複数の孔壁切断面１９が基板４との接触面３７となるように配置されている。従って基板４或いは中間層７は孔壁切断面１９と細孔２５に境を接している。

孔壁２２、溝２６又は孔壁切断面１９のエッジ（ヘリ）は、冷媒と共に多孔性層１０内に達する汚染粒子がそれらのエッジに引懸かった儘とならないように、少なくとも丸味をつけてある。

細孔のサイズ２８は、例えば、冷媒と共に層１０を貫流する異質粒子が多孔性層１０を詰まらせない大きさに形成されており、即ち孔のサイズ２８は異質粒子のサイズよりも大きい。特にこの多孔性層１０はハニカム構造を有している。

孔壁２２或いは孔壁切断面１９と、基板４或いは中間層７の移行部２０は、熱応力及び切欠き効果を低下させるために、および層１０と基板４或いは中間層７との接触面３７を拡大するために、拡大されて、できるだけ大きな面と大きな曲率半径で形成されており、こうすることで多孔性の層１０の基板４或いは中間層７に対する良好な機械的接合と熱伝導が行われる。特に層１０と基板４或いは中間層７との接触面３７は、孔壁切断面１９により与えられる（従来技術の図１２を対比のこと）。この孔壁切断面１９の寸法は、本発明によれば、その移行部２０の上方にある細孔２５の孔壁切断面１９の断面に対する移行部２０において、対応して拡大されている（図１３）。それらの孔壁２２が基板４或いは中間層７との接触面を形成する場合（従来技術の図１４と対比して）、本発明では、その移行部２０の切断面は、接触面の上方にある孔壁２２の厚さに比べて拡張されている（図１５）。

この移行部２０の幅の拡張は、孔壁２２から表面９、１４へと一定の移行部（図１６）（一定の角度α）又は変動する移行部（図１７）（種々の角度α１、α２、・・・）において行われる。

従って多孔性の層１０により覆われる基板４の表面９は、大部分において（＞１０％、特に＞２０％又は＞３０％以上）、孔壁切断面１９或いは孔壁２２と接触している。

図９では細孔２５が別の断面形を示している。それらの細孔２５の断面は、例えば三角形に形成されている。別の断面形も可能である。

図８は、本発明による層組織１の別の実施例を示している。ラジアル方向１１に沿って、それらの孔壁２２は、基板４又は中間層７の近くでは、多孔性層１０の外表面１６の近くよりも厚く（厚さ、孔径＝ｄ）形成されている。従って孔の幅２８はラジアル方向１１において変化し、つまり孔の幅２８は、基板４に近い範囲では基板４の外表面１６に近い範囲よりも小さい。基板４又は中間層７の近くの厚い方の孔壁２２により、多孔性層１０と基板４との間に、より大きな接触面３７が形成される（多孔性層１０により覆われている面の＞１０％以上）。これは多孔性層１０の基板４又は中間層７に対する機械的接合及び熱伝導を高める。例えば孔壁２２と基板４或いは中間層７との間の移行部２０は、同様に幅を広げられている（図１３、１５、１６、１７）。

この多孔性層１０は公知方法で別々に製造することができ、例えばろう接（半田付け）により基板４と接合される。

但し多孔性層１０を基板４上に直接形成することも可能である。

以下の記述は、図１〜図４に基づく基板４上の層１０の配置に関するものである。一般的に見て、層１０の孔壁２２又は孔壁切断面１９の基板４に対する中実構造の移行部２０は、機械的弱点を示す。ガス又は蒸気タービンを運転する場合に回避できないような突然の温度の変動の際、一様に薄い多孔性の構造は、中実構造の基板４よりも、その新たな温度を極めて迅速に受容する。これはこの範囲の異なる熱膨張をもたらし、層１０と基板４との移行範囲に極めて高い応力をもたらすことになり兼ねない。移行部２０で孔壁２２が大きな面を持ち、しかも中実構造の形態であることにより、このような作用はもはや起こらず、或いは著しく低下されて起こるに過ぎない。

ラジアル方向１１に沿って一定した断面を有する孔壁２２も、熱伝導冷却効率を低下させることになろう。導入される全ての熱は、熱ガス溝１１０から基板４を介して多孔性構造１０内に流れ、そこで熱は一様に冷気に引渡される。こうして孔壁２２を通って基板４の表面１４において熱の大半は流れ、自由表面１６には僅かに流れるに過ぎない。この孔壁２２の断面が一定した儘であると、それに付随する多孔性層１０内の温度勾配は流れる熱に対応して変化し、即ちその熱は表面９の近くでは高く、また自由表面１６へと低くなる。しかし冷気に対する熱の伝導は直接多孔性の構造１０に対する温度差に左右されるため、全体として極く狭く制限された程度に熱が冷気に伝わるに過ぎない。

この基板４の近くの孔壁２２を厚くすることで、その熱伝導用断面は、ラジアル方向１１の温度勾配が平坦になるように拡大される。こうして、効果的な冷却に必要な孔壁２２とその細孔２５を通される冷却剤との間の温度勾配を多孔性層１０の広い範囲で、可能な限り高水準に保持することができる。

図１０は図８（図７、９にも該当）を出発点とする本発明による層組織のもう１つの実施例を示している。多孔性層１０上に、保護層１２が設けられている。特にこの多孔性層１０が金属製、例えばＭＣｒＡｌＸ層である場合、この層１０を更に付加的に他の熱の供給に対して保護する必要がある。その場合は、保護層１２はセラミックの断熱層である。このセラミック断熱層は公知の被覆法により多孔性層１０上に施すことができる。同様にこの保護層１２は冷媒が出て行くことができる穴（図示せず）を有していてもよい（フィルム冷却法）。

図１１は図８（図７、９にも該当）を出発点とする本発明による層組織の別の実施例を示す。この孔壁２２上には保護層１２が施されている。保護層１２は層１０上の外側のみに施されている層ではなく、細孔２５の外表面も、内側表面をも覆っている。この保護層１２を多孔性の層１０の外側部分に施しても、或いは基板４にまで及んでいてもよいものである。同様に、場合によってはこの保護層１２を貫通していくガス透過性の化合物も存在して、従って更に冷媒もまたこの多孔性の層１０から熱ガス溝に出て行くことが可能である。

上記の実施例の多孔性層１０は、以下に記載するようにして製造可能である。例えば（レーザによるステレオリソグラフィ）により例えば合成物質粒子から成る第１の層１０´内に、多孔性層１０の第１の雌型を製造する。この多孔性層１０の構造が例えばＣＡＤの原型で存在していることから、この層１０を仮想的に対応する数の層に分割することも可能である。このような第１の層を更に細孔２５と、細孔間の溝２６が存在するところで合成物質粒子を互いに硬化させて結合する、レーザステレオリソグラフィにより製造する。

その際それらの更なる層を別々に製造し、互いに結合し、或いはレーザ処理した第１の層上に同様に、再び第２の層を第１の層上に生ずる合成物質粒子を施すこともできる。次いで、レーザが衝突する箇所で合成物質粒子が互いに結合されるように、この第２の層を同様にレーザで的を絞って処理する。
こうして層毎にを多孔性構造１０の雌型の原型全体を合成物質のＣＡＤの原型により積み上げる。合成物質以外の他の材料も同様に考えられる。

このようにして製造した雌型に多孔性層１０の材料を注ぎ込み、又は満たし、圧縮する。次いでこの合成物質を例えば焼尽或いは浸出させて除去する。

同様に、レーザステレオリソグラフィにより、多孔性層１０（図７、８）の原型を、型を取って、鋳型４６（図２３）を形成して、多孔性層１０（図７、８）の原型を組み立てることができ、次いで更にこの鋳型４６に材料を注ぎ込んで多孔性層（１０）を生じさせる。この鋳型４６は、（容積体）４３、満たされた細孔２５及び場合によっては満たされた溝２６に相当する細道４０から構成されている。

この多孔性層１０を製造する別の方法も考えられる。

特にこの多孔性層１０は、層毎に形成可能である（図１８〜図２２、図２４参照）。

第１の処理段階（図１８）で、基板４との接触面３７を形成する孔壁切断面１９を基板４上に被せる。こうして層１０の第１の部分１０´が形成される。

図１８に基づく構造部材１の俯瞰図（図１９）は、その基板４が極く一部だけ層１０の材料で覆われていることを示している。細孔２５を形成すべき部位２３で、基板４は覆われていない。

もう１つの処理段階では、図１８に基づく層組織１上に更なる材料が施されている（図２０）。部位２３は、その充填が行われないように、例えば層１０´、１０´´の材料として別の材料で満たされる。部位２３用のこの別の材料は、浸出又は焼尽可能であり、それに反して孔壁２２の材料は、同様には除去不可能のものである。
図１８に基づく処理段階で被覆されていない部位２３は、この段階で閉ざされており、従って基板４に境を接する第１の細孔２５が形成されている。この層範囲１０´は、もう１つの層範囲１０´´のために補充されている。

図２０に基づく層組織１の俯瞰図（図２１）は、もう１つの層を被着した後に、そのような表面内に形成される細孔２５を示している。その間に閉ざされた細孔２５は破線で暗示されている。この手順は、例えば図４に基づく多孔性層１０が形成されるまで更に進められていく（図２２）。

図２４は多孔性層１０を、この多孔性の構造をどのように、つまり多孔性の構造のプリントにより製造できるかを、概略的に示している。この場合、その構造を個々の層から順次形成するステレオリソグラフィの場合に類似しているが、ここではレーザを使わず、合成物質粒子を互いに溶かし合わせるだけでなく、例えば顔料を含んだ層１０の材料の極めて薄いプリントペーストを、連続層４９上に層毎にプリントする。この方法では、材料は例えば微細な粉末として結合剤に加えられている。

この多孔性層１０が完成すると、その結合剤を炉内で蒸発させ、その後多孔性層１０の材料を互いに焼結させる。合成物質の心型の使用或いは鋳型の製造はこの場合省かれる。

図２５はガスタービン（設備）１００の部分縦断面図を示している。

ガスタービン１００は、その内部に回転軸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るロータ（回転子）１０３を有する。このロータ１０３に沿って順次吸気ケーシング１０４、コンプレッサ１０５、例えば同軸に配置された複数のドーナツ形のバーナ１０７を有する燃焼室１１０、特に環状燃焼室１０６、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１０６は、例えば環状の熱ガス溝１１１と連続している。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個の環状羽根から構成されている。作動ガス１１３の流動方向に、案内翼１１５の熱ガス溝１１１内に回転翼１２０により構成される列１２５が続いている。

その際それらの案内翼１３０は、固定子１４３に固定されており、それに対して列１２５の回転翼１２０は、タービンディスク１３３によりロータ１０３に装着されている。このロータ１０３に発電機又は作動機械が連結されている(図示せず)。

ガスタービン１００の運転中にコンプレッサ１０５の吸気ケーシング１０４により空気１３５を吸引し、圧縮する。コンプレッサ１０５のタービン側の末端に用意された圧縮空気は、バーナ１０７に通され、そこで燃料と混和される。この混合物は燃焼室１１０内で作動ガス１１３を生成しながら燃焼される。そこから作動ガス１１３は熱ガス溝１１１に沿って案内翼１３０及び回転翼１２０に衝撃を伝えながら膨張し、それにより回転翼１２０はロータ１０３を駆動させ、ロータ１０３は、それに連結された作動機械を駆動させる。

ガスタービン１００の稼動中に、熱した作動ガス１１３に曝される構造部材は、熱負荷の影響下にある。作動ガス１１３の流動方向から見て第１のガスタービン段１１２の案内翼１３０及び回転翼１２０は、環状燃焼室１０６を内張りする耐熱防護要素を除けば最も強く熱負荷される。その部分を支配する温度を耐え抜くため、そこを冷却剤により冷却する。同様に翼１２０、１３０を腐食に対してはＭＣｒＡｌＸ（式中ＭはＦｅ、Ｃｏ、Ｎｉを、またＸはＹ、希土類を表す）被覆を、また熱に対しては例えばＺｒＯ₂、Ｙ₂Ｏ₄−ＺｒＯ₂より成る熱防御層を有する。このタービン翼１２０、１３０の内部には例えば図１〜４に基づく多孔性の層１０を施してもよい。同様にこの多孔性層１０はタービン翼１２０、１３０を熱ガス溝１１１内で境界付ける。

その案内翼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支脚（図示せず）及び案内翼に対向している案内翼の頭部（ヘッド）を有する。この案内翼の頭部はロータ１０３の方を向いており、固定子（回転軸）１４３の固定リング１４０に固定されている。

図２６内の燃焼室１１０は、例えば所謂環状燃焼室として形成されており、共通の燃焼室空間内で、タービンシャフト（ロータ）１０３の円周方向に配置された多数のバーナ１０２に接続している。そのため燃焼室１１０は、その全体でタービンシャフト１０３の周りに配置された環状の構造に形成されている。

比較的高い効率を達成するめ、この燃焼室１１０は比較的高い、約１０００℃〜１６００℃の作動ガスＭの温度に設定されている。この材料にとって不利な作動パラメータの場合にも、比較的長い運転持続時間を可能にするために、この燃焼室壁１５３はその作動ガスに面する側に熱防御要素から形成された内張り１５５を備えている。各熱防御要素１５５は作動ガスの側に、特に耐熱性の保護層を備えているか、或いは高温耐性の材料から作成されている。燃焼室１１０の内部が高温であるため、更に熱防御要素１５５もしくはその保持要素として冷却システムを備える。この保持要素の内部には例えば図１〜４に基づく多孔性層１０が施されている。同様にこの多孔性層１０は燃焼室１１０の外側に配置することも考えられる。

この燃焼室１１０は、特に熱防御要素１５５の損傷を検出するために設置されている。加えて燃焼室壁１５３と、熱防御要素１５５との間に幾つかの温度センサ１５８が配置されている。

本発明による層組織の第１の実施例の切断面を示す図。本発明による層組織の冷媒貫流可能な多孔性層の切断面図。本発明による層組織の冷媒貫流可能な別の多孔性層の切断面図。本発明による層組織の冷媒貫流可能なもう１つの多孔性層の切断面図。本発明による層組織の基板の表面１４上に多孔性層を有する例の断面図。外側多孔性層１０を基板の表面９上に有する層組織の断面図。外側の多孔性層１０の拡大切断面図。多孔性層の孔壁の厚さをラジアル方向に変化させた実施例の断面図。多孔性層の異なる細孔形を有する断面図。本発明による図８の層組織を出発点とする保護層を有する実施例の断面図。本発明による図８の層組織を出発点とするもう１つの実施例の断面図。従来技術に基づく孔壁と基板又は中間層の移行部の部分断面図。本発明による孔壁と基板又は中間層の移行部の別の部分断面図。従来技術による孔壁と基板又は中間層の別の部分断面図。本発明による孔壁と基板又は中間層の別の部分断面図。基板と多孔性層の移行部の孔壁の変化を示す部分断面図。図１６の孔壁の別の変化を示す部分断面図。多孔性層を層毎に形成する第１の処理段階を示す断面図。図１８の処理段階の多孔性層俯瞰図。更に層を施した段階の多孔性層の断面図。図２０に基づく処理段階の俯瞰図。図４に基づく多孔性層が形成されるまでの手順を示す断面図。多孔性層１０用鋳型の断面図。多孔性の層の構造をどのようにプレスするかを概略的に示している図。ガスタービン設備の縦断面図。ガスタービン設備の燃焼室の斜視図。

符号の説明

１１０燃焼室１１１熱ガス溝１７軸方向１１ラジアル方向
１層組織４基板７中間層８中間層の表面９基板の表面
１４基板のもう１方の表面１０多孔性層、外側多孔性層１５セグメント
１３冷却溝１６多孔性層の外側表面
ＫＭ冷媒１６１一方の軸端１６４もう１方の軸端
１１０燃焼室１１１熱ガス溝１層組織１６外側表面
１２保護層、外側の保護層１７軸方向１１ラジアル方向１０多孔性の層
２５細孔２６冷却溝４基板９基板の表面１４基板のもう１方の表面
２２孔壁１９孔壁切断面２８細孔の幅
α、α１、α２基板表面又は中間層表面と多孔性層の孔壁がなす角度
２０基板と多孔性層又は中間層の移行部ＫＭ冷媒ｄ＝壁の厚さ、孔径
８中間層の表面、９基板の表面３７基板表面と多孔性層の孔壁の接触面
１層組織４基板１０′ 第１の層１０′′ １１ラジアル方向
１７軸方向１９孔壁の切口（切断面）２３部位
２５細孔３７接触面
４６鋳型４３容積体４０細道
１０多孔性層ラジアル方向４９連続層５２ペースト
１００ガスタービン（設備）１０２回転軸１０４吸気ケーシング
１３５空気１０５圧縮機１０６環状燃焼室１１０燃焼室
１０７バーナ１０８タービン１０９排ガスケーシング
１１１環状の熱ガス溝１１２タービン段１１３作動ガス
１１５案内翼列１３３タービンディスク
１３８タービン（１０８）の内側ケーシング１４３固定子（静翼）
１４０固定リング１４３固定子１３０案内翼１２０回転翼
１１０、１０６燃焼室１０７バーナ１５３燃焼室壁
１５５熱防御要素としての内張り１５８温度センサ
１６１一方の軸端１６４もう一方の軸端

Claims

少なくとも基板（４）と、この基板（４）上に載っている少なくとも部分的に多孔性の層（１０）とから成り、この多孔性の層（１０）の細孔（２５）が、それぞれ孔壁（２２）により境界付けられており、基板（４）の表面（９、１４）に孔壁の一部が接している層組織（１）において、その表面（９、１４）に接している孔壁（２２）は、基板（４）の表面（９、１４）の範囲において、この範囲に接していない孔壁（２２）に比べて、拡大された切断面を有し、それにより基板（４）に対し改善された機械的接合が生じることを特徴とする層組織。
基板（４）を持つ層組織（１）が、その表面（９）により熱媒体を有する領域（１１０、１１１）に接しており、多孔性の層（１０）が、基板（４）の表面（９）に対向している表面（１４）上に形成されていることを特徴とする請求項１記載の層組織。
層組織（１）は、その基板（４）の表面（９）により領域（１１０、１１１）内に存在する熱媒体に曝されることができ、多孔性の層（１０）は基板（４）の表面（９）上に形成されていることを特徴とする請求項１又は２記載の層組織。
多孔性層（１０）と基板（４）との接触帯域が、基板表面（９、１４）において、それぞれ孔壁切断面（１９）により形成されており、この孔壁切断面（１９）の大きさが、この孔壁切断面（１９）と基板（４）と間に改善された機械的接合が生じるように、表面（９、１４）の範囲に接していない孔壁切断面（１９）よりも大きいことを特徴とする請求項１乃至３の１つに記載の層組織。
孔壁（２２）及び／又はこの孔壁切断面（１９）の基板（４）との接触面が、多孔性層（１０）により覆われている基板（４）の表面（９、１４）の少なくとも１０％を占めていることを特徴とする請求項１又は４のいずれかに記載の層組織。
孔壁（２２）の厚さは、特に基板（４）の表面に垂直に延びるラジアル方向（１１）において、異なっていることを特徴とする請求項１又は５に記載の層組織。
孔壁（２２）の厚さがラジアル方向（１１）に沿って勾配を有することを特徴とする請求項６記載の層組織。
孔壁（２２）の厚さが基板（４）の近くで厚くなっていることを特徴とする請求項６又は７記載の層組織。
孔壁（２２）の厚さが基板（４）を出発点として多孔性層（１０）の外表面（１６）へと厚くなるように形成されていることを特徴とする請求項６又は７記載の層組織。
ラジアル方向（１１）が基板（４）から出発して層組織（１）の外表面（１６）へと延びており、細孔（２５）の大きさ（２８）は、ラジアル方向（１１）に沿って勾配を有することを特徴とする請求項１、６、７、８又は９の１つに記載の層組織。
基板（４）に近い細孔の大きさ（２８）は、多孔性層（１０）の外表面（１６）の近くの細孔の大きさよりも小さいことを特徴とする請求項１０記載の層組織。
孔壁（２２）又は孔壁（２２）内の溝（２６）のエッジが少なくとも部分的に丸味をつけてあることを特徴とする請求項１記載の層組織。
多孔性層（１０）がハニカム構造を有していることを特徴とする請求項１記載の層組織。
多孔性層（１０）は、少なくとも部分的に冷媒が貫流可能な構造を有していることを特徴とする請求項１記載の層組織。
多孔性層（１０）は、少なくともこの層（１０）の外表面の範囲内に少なくとも１つの保護層（１２）を有することを特徴とする請求項１記載の層組織。
この多孔性層（１０）内の少なくとも外表面（１６）の範囲内に、少なくとも１つの保護層（１２）が施されていることを特徴とする請求項１又は１５に記載の層組織。
少なくとも１つの保護層（１２）が多孔性層（１０）の表面（１６）上に施されていることを特徴とする請求項１又は１５に記載の層組織。
少なくとも１つの保護層（１２）が金属又はセラミックでできていることを特徴とする請求項１５、１６又は１７に記載の層組織。
多孔性層（１０）は、金属製であり、また保護層（１２）がセラミックであることを特徴とする請求項１５〜１８の１つに記載の層組織。
層組織（１）は、ガス又は蒸気タービンの構造部材、特にタービン翼（１２０、１３０）又は燃焼室の内張り（１５５）であることを特徴とする請求項１記載の層組織。
基板（４）が金属、特に鉄、ニッケル又はコバルトベースの超合金でできていることを特徴とする請求項１又は２０に記載の層組織。
多孔性層（１０）がセラミックで形成されていることを特徴とする請求項１又は１８に記載の層組織。
多孔性層（１０）が金属、特にＭＣｒＡｌＸ組成を有し、その際Ｍは鉄、コバルト又はニッケルの群の少なくとも１つの元素を表し、Ｘはイットリウム及び／又は少なくとも１つの希土類の元素を表すことを特徴とする請求項１に記載の層組織。
多孔性層（１０）が基板（４）と一体に形成されていることを特徴とする請求項１、２２又は２３に記載の層組織。
層組織（１）が基板（４）及び／又は孔壁（２２）内に冷却溝（１３、２６）を有することを特徴とする請求項１記載の層組織。
多孔性層（１０）の細孔（２５）が媒体中の異質粒子の大きさよりも大きい大きさ（２８）を有することを特徴とする請求項１記載の層組織。
多孔性層（１０）を複数の工程段階で層毎に形成することを特徴とする、特に請求項１に記載の多孔性の層（１０）を有する層組織（１）の製造方法。
多孔性層（１０）の外表面を基板（４）と、特にろう接により結合することを特徴とする請求項２８に記載の方法。
多孔性の層（１０）の製造に、ステレオリソグラフィ、特にレーザによるステレオリソグラフィを使用することを特徴とする請求項２７に記載の方法。
層（１０´、１０´´、１０´´´）毎に合成物質等が、雌型として基板（４）上に施され、レーザ（２０）により硬化され、層（１０）の材料を充填され、特に鋳造され、それにより多孔性層（１０）の細孔（２５）が生じることを特徴とする請求項２７又は２９に記載の方法。
多孔性層（１０）、特に合成物質から成る多孔性層（１０）を、多孔性層（１０）用鋳型を合成物質により原型を作成して製造することを特徴とする請求項２７又は２９に記載の方法。
多孔性層（１０）の材料を含むプリントペーストを、多孔性層（１０）と細孔（２５）が生じるように、基板（４）上に層毎に施すことを特徴とする請求項２７に記載の方法。
この多孔性層（１０）を基板（４）と一緒に製造することを特徴とする請求項１記載の方法。
上記基板（４）を多孔性層（１０）と一緒に溶融冶金法により、特に鋳造して製造することを特徴とする請求項３３に記載の方法。