JP2016079457A - 遮熱コーティング層及び遮熱コーティング方法 - Google Patents

Abstract

【課題】本発明の遮熱コーティング層は、フィレット部から被膜が剥離してしまうことを抑えることができる。
【解決手段】遮熱コーティング層４０は、翼本体部１０と、翼本体部１０の基端部及び先端部の少なくとも一方に設けられ、翼本体部１０の延びる方向と交差する面を有する翼端壁部２０と、翼本体部１０と翼端壁部２０と繋ぐフィレット部３０と、を備えるタービン翼の表面に形成される。遮熱コーティング層４０は、翼本体部１０の表面に形成される第一層６１と、翼端壁部２０の表面に形成される第二層６２と、フィレット部３０の表面に形成され、第一層６１と第二層６２とを接続する中間層６３と、を備える。第一層６１は、第一層６１の厚さ方向に延びる縦割Ｃが面方向に分散するよう形成され、中間層６３は、第一層６１よりも気孔率が大きく形成される。
【選択図】図２

Description

本発明は、遮熱コーティング層及び遮熱コーティング方法に関する。

ガスタービンでは、その効率を向上させるために、使用するガスの温度を高く設定している。このような高温のガスに晒される動翼や静翼のようなタービン翼には、その表面に遮熱コーティング（Ｔｈｅｒｍａｌ Ｂａｒｒｉｅｒ Ｃｏａｔｉｎｇ：ＴＢＣ）が施されている。遮熱コーティングとは、被溶射物であるタービン部材の表面に、溶射により熱伝導率の小さい溶射材（例えば、熱伝導率の小さいセラミックス系材料）を被覆したものであり、タービン部材の遮熱性及び耐久性を向上させている。

特許文献１に記載されているように、例えば、遮熱コーティング層は、母材となる耐熱合金基材に、アンダーコート層である金属結合層と、金属結合層の上に形成されたトップコート層であるセラミックス層とを備えている。このセラミックス層は、縦割が面方向に分散して形成されている縦割領域と、縦割領域よりも表面側に形成されて微細機構が分散されたポーラス領域とを有している。

特開２０１０−１４４２１１号公報

ところで、上記のような遮熱コーティング層をタービン翼の表面に形成する場合、タービン翼の表面に一定の膜厚及び特性を維持した状態で被膜を形成することが望ましい。そのため、遮熱コーティング方法では、溶射ガンの出口と対象となる表面との距離である溶射距離や溶射速度を一定に保って溶射材を溶射して被膜を形成する必要がある。

しかしながら、タービン翼の構造上、プラットフォーム部やシュラウド部等の翼端壁部の表面と、翼端壁部から垂直に延びる翼本体部の表面とは面の広がる面方向が９０度近く異なっている。そのため、これら二つの表面に対して連続して溶射材を溶射する際には、一定の溶射距離や速度を保ったまま溶射することが難しい。その結果、翼本体部とプラットフォーム部とを一定の溶射距離や速度を保ったまま連続して溶射することができずに、別々の工程で溶射する必要がある。このような場合、翼端壁部の表面と翼本体部の表面との接続部分であるフィレット部では、翼端壁部に形成した被膜と翼本体部に形成した被膜とが重なってしまう。被膜が重なってしまうことで、内部に横割れ等の欠陥を有する被膜がフィレット部に形成され、フィレット部から被膜が剥離してしまうおそれがある。

本発明は、上記課題を解決するためになされたものであって、フィレット部から被膜が剥離してしまうことを抑えることが可能な遮熱コーティング層、及び遮熱コーティング方法を提供するものである。

上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を提案している。
本発明の第一の態様における遮熱コーティング層は、翼本体部と、前記翼本体部の基端部及び先端部の少なくとも一方に設けられ、前記翼本体部の延びる方向と交差する面を有する翼端壁部と、前記翼本体部と前記翼端壁部と繋ぐフィレット部と、を備えるタービン翼の表面に形成される遮熱コーティング層であって、前記翼本体部の表面に形成される第一層と、前記翼端壁部の表面に形成される第二層と、前記フィレット部の表面に形成され、前記第一層と前記第二層とを接続する中間層と、を備え、前記第一層は、前記第一層の厚さ方向に延びる縦割が面方向に分散するよう形成され、前記中間層は、前記第一層よりも気孔率が大きく形成される。

このような構成によれば、翼本体部とプラットフォーム部を繋ぐフィレット部の表面に対して、翼本体部の表面に形成される第一層と、プラットフォームの表面に形成される第二層とを繋ぐように中間層を形成することができる。つまり、第一層と比較して気孔率の大きな中間層によって第一層と第二層との間を繋ぐことで、第一層と第二層とを剥離しづらい状態で繋ぐことができる。具体的には、第一層よりも気孔率が大きく形成されていることで、中間層は第一層と比較して緻密でない層となる。そのため、第一層と中間層との境界を剥離しづらい状態で接続することができる。

また、上記遮熱コーティング層では、前記第二層は、前記第二層の厚さ方向に延びる縦割が面方向に分散し、前記第一層と同じ気孔率で形成されていてもよい。

このような構成によれば、第二層が、第一層と同様に、第二層の厚さ方向に延びる縦割が面方向に分散し、第一層と同じ気孔率で形成されることで、翼本体部だけでなくプラットフォーム部にも緻密な層を形成することができる。そのため、面方向の異なる翼本体部とプラットフォーム部との接続部分であるフィレット部だけを気孔率の大きな中間層で形成することができる。これにより、剥離し易いフィレット部に欠陥の生じにくい中間層を形成しながら、タービン翼全体として被膜の耐久性を向上させることができる。

また、上記遮熱コーティング層では、前記第二層は、前記中間層と同じ気孔率で前記中間層と一体に形成されていてもよい。

このような構成によれば、第二層を中間層と同じ気孔率で形成することができる。そのため、フィレット部からプラットフォーム部まで連続して中間層によって被膜を形成することができる。したがって、例えば、プラットフォーム部には耐久性の高い被膜が要求されていない場合に、第二層を中間層と連続で形成することで、境界となる部分を減らすことができる。これにより、剥離しやすい部分を減らして被膜が剥離してしまうことを抑えることができる。

また、上記遮熱コーティング層では、前記第一層は、第一薄層が積層されることで形成され、前記中間層は、中間薄層が積層されることで形成され、前記中間薄層は、積層される際に前記第一薄層との境界が面方向にずれるように形成されていてもよい。

このような構成によれば、積層する際に、第一薄層との境界が面方向にずれるように中間薄層を形成することで第一層と中間層とを形成できる。そのため、第一層と中間層との境界を、第一薄層と中間薄層との境界が面方向にずれて厚さ方向に積層した状態で形成することができる。つまり、第一層と中間層との境界が、厚さ方向の全域にわたって繋がって延びるように形成されずに、部分的に断裂しながら形成される。したがって、第一層と中間層との境界での界面の密着性を向上させることができる。したがって、フィレット部に横割れなどの欠陥を有する被膜が形成されることを抑えることができる。

また、本発明の第二の態様における遮熱コーティング方法は、翼本体部と、前記翼本体部の基端部及び先端部の少なくともいずれか一方に設けられ、前記翼本体部の延びる方向と交差する面を有する翼端壁部と、前記翼本体部と前記翼端壁部と繋ぐフィレット部と、を備えるタービン翼の表面に実施される遮熱コーティング方法であって、前記翼本体部の表面に第一層を形成する第一層形成工程と、前記翼端壁部の表面に第二層を形成する第二層形成工程と、前記フィレット部の表面に、前記第一層と前記第二層とを接続する中間層を形成する中間層形成工程と、を含み、前記中間層形成工程は、前記第一層よりも気孔率を大きく前記中間層を形成する。

このような構成によれば、翼本体部とプラットフォーム部を繋ぐフィレット部の表面に対して、翼本体部の表面に形成される第一層と、プラットフォームの表面に形成される第二層とを繋ぐように中間層を形成することができる。つまり、第一層と比較して気孔率の大きな中間層によって第一層と第二層との間を繋ぐことで、第一層と第二層とを剥離しづらい状態で繋ぐことができる。具体的には、第一層よりも気孔率が大きく形成されていることで、中間層は第一層と比較して緻密でない層となる。そのため、第一層と中間層との境界を剥離しづらい状態で接続することができる。

また、上記遮熱コーティング方法では、前記中間層形成工程は、前記第一層形成工程よりも後に実施されてもよい。

このような構成によれば、第一層を形成した状態で中間層を形成することができる。そのため、第一層の端部を中間層で覆うことができ、第一層と中間層との境界を高い精度で繋ぐことができる。

また、上記遮熱コーティング方法では、前記第二層形成工程は、前記中間層形成工程よりも前に実施され、前記第二層を前記第一層と同じ気孔率で形成してもよい。

このような構成によれば、第二層が、第一層と同様に、第二層の厚さ方向に延びる縦割が面方向に分散し、第一層と同じ気孔率で形成されることで、翼本体部だけでなくプラットフォーム部にも緻密な層を形成することができる。そのため、面方向の異なる翼本体部とプラットフォーム部との接続部分であるフィレット部だけを気孔率の大きな中間層で形成することができる。これにより、剥離し易いフィレット部に欠陥の生じにくい中間層を形成しながら、タービン翼全体として被膜の耐久性を向上させることができる。

また、上記遮熱コーティング方法では、前記第二層形成工程は、前記中間層形成工程とともに実施され、前記第二層を前記中間層と同じ気孔率で前記中間層と一体に形成してもよい。

このような構成によれば、第二層を中間層と同じ気孔率で形成することができる。そのため、フィレット部からプラットフォーム部まで連続して中間層によって被膜を形成することができる。したがって、例えば、プラットフォーム部には耐久性の高い被膜が要求されていない場合に、第二層を中間層と連続で形成することで、境界となる部分を減らすことができる。これにより、剥離しやすい部分を減らして被膜が剥離してしまうことを抑えることができる。

また、上記遮熱コーティング方法では、前記第一層形成工程は、積層されることで前記第一層を形成する第一薄層を形成し、前記中間層形成工程は、前記第一層形成工程と繰り返し実施され、積層されることで前記中間層を形成する中間薄層を積層する際に前記第一薄層との境界が面方向にずれるように形成してもよい。

このような構成によれば、積層する際に、第一薄層との境界が面方向にずれるように中間薄層を形成することで第一層と中間層とを形成できる。そのため、第一層と中間層との境界を、第一薄層と中間薄層との境界が面方向にずれて厚さ方向に積層した状態で形成することができる。つまり、第一層と中間層との境界が、厚さ方向の全域にわたって繋がって延びるように形成せずに、部分的に断裂しながら形成される。したがって、第一層と中間層との境界での界面の密着性を向上させることができる。したがって、フィレット部に横割れなどの欠陥を有する被膜が形成されることを抑えることができる。

本発明によれば、翼本体部の表面に形成する第一層よりも気孔率の大きい中間層をフィレット部に形成することで、フィレット部から被膜が剥離してしまうことを抑えることができる。

本発明の実施形態におけるタービン翼が治具に固定された様子を示す模式図である。 本発明の第一実施形態における遮熱コーティング層の概略構成を示す断面図である。 本発明の第一実施形態における遮熱コーティング方法の工程を説明するフロー図である。 本発明の第二実施形態における遮熱コーティング層の概略構成を示す断面図である。 本発明の第二実施形態における遮熱コーティング方法の工程を説明するフロー図である。 本発明の第三実施形態における遮熱コーティング層の概略構成を示す断面図である。 本発明の第三実施形態における遮熱コーティング方法の工程を説明するフロー図である。 本発明の変形例における遮熱コーティング層の概略構成を示す断面図である。 本発明の変形例における遮熱コーティング方法の工程を説明するフロー図である。

《第一実施形態》
以下、本発明に係る実施形態について図１から図３を参照して説明する。
図１は、本発明の実施形態におけるタービン翼が治具に固定された様子を示す模式図である。図２は、本発明の第一実施形態における遮熱コーティング層の概略構成を示す断面図である。図３は、本発明の第一実施形態における遮熱コーティング方法の工程を説明するフロー図である。

遮熱コーティング層４０は、タービン翼１の表面に形成される。本実施形態のタービン翼１は、ガスタービンのロータとともに回転する動翼である。タービン翼１は、例えば、Ｎｉ基合金等の周知の耐熱合金により形成されている。本実施形態のタービン翼１は、ガスタービンのケーシング内の高温の燃焼ガスが流通する燃焼ガス流路内に配置される翼本体部１０と、翼本体部１０の基端部に設けられて翼本体部１０の延びる方向と交差する面を有するプラットフォーム部２０（翼端壁部）と、翼本体部１０とプラットフォーム部２０とを繋ぐフィレット部３０と、プラットフォーム部２０から翼本体部１０と反対側へ突出した不図示の翼根部と、を有している。

翼本体部１０は、プラットフォーム部２０から不図示のタービンのロータの径方向外側に延びるとともにロータの径方向外側から見た場合に、一方側が凸形状面とされ、他方側がこの凸形状面側に近づくように形成された凹形状面とされている翼面を有している。

プラットフォーム部２０は、板状の部材であり、フィレット部３０を介して翼本体部１０と一体に形成されている。プラットフォーム部２０は、翼本体部１０に対して略垂直に配置されている。つまり、プラットフォーム部２０の表面に沿う方向に広がる面方向が、翼本体部１０の表面に沿う方向に広がる面方向に対して９０度近く異なっている。

フィレット部３０は、翼本体部１０とプラットフォーム部２０とを繋ぐ接続部分である。フィレット部３０は、翼本体部１０の表面とプラットフォーム部２０の表面との略垂直に配置された面同士をなだらかに接続している。フィレット部３０は、翼本体部１０の表面とプラットフォーム部２０の表面とに連続する曲面を有している。フィレット部３０では、翼本体部１０を形成する凸形状面や凹形状面等の翼面に対して、曲面の曲率半径が不連続に変化する。つまり、フィレット部３０は、仮に翼本体部１０の翼面が複雑な三次元曲面によって形成されていた場合であっても、翼本体部１０の表面の端部から大きく曲率半径を変化させてプラットフォーム部２０の表面に接続されている。例えば、本実施形態のフィレット部３０は、曲率半径がＲ８〜Ｒ１２程度に形成されていることが好ましい。

図２に示すように、遮熱コーティング層４０は、タービン翼１を母材として形成される。遮熱コーティング層４０は、タービン翼１の表面のうち、翼本体部１０の表面と、フィレット部３０の表面と、プラットフォーム部２０のフィレット部３０と接続されている側の表面とにそれぞれ形成される。本実施形態の遮熱コーティング層４０は、タービン翼１の表面上に積層されるボンドコート層５０と、ボンドコート層５０の表面に積層されるトップコート層６０と、を有している。

ボンドコート層５０は、タービン翼１の表面とトップコート層６０が剥離すること抑制し、耐食性及び耐酸化性に優れた金属結合層として形成される。ボンドコート層５０は、例えば、溶射材としてＭＣｒＡｌＹ合金の金属溶射粉をタービン翼１の表面に対して溶射して積層される。ここで、ボンドコート層５０を構成するＭＣｒＡｌＹ合金の「Ｍ」は、金属元素を示し、例えば、ＮｉＣｏ、Ｎｉ、Ｃｏ等の単独の金属元素又はこれらのうち２種以上の組み合わせを示している。本実施形態のボンドコート層５０は、翼本体部１０の表面と、フィレット部３０の表面と、プラットフォーム部２０のフィレット部３０と接続されている側の表面とをそれぞれ覆うように一体をなして積層されている。

トップコート層６０は、セラミックを含む溶射材をボンドコート層５０の表面に対して溶射して形成される。トップコート層６０は、翼本体部１０の表面に形成されているボンドコート層５０上に形成される第一層６１と、プラットフォーム部２０の表面に形成されているボンドコート層５０上に形成される第二層６２と、フィレット部３０の表面に形成されているボンドコート層５０上に形成される中間層６３と、を有する。トップコート層６０を形成する際に用いられる溶射材は、例えば、イットリア安定化ジルコニア（ＹＳＺ）や、酸化イッテルビウム（Ｙｂ_２Ｏ_３）で部分安定化させたジルコニア（ＺｒＯ_２）であるイッテルビア安定化ジルコニア（ＹｂＳＺ）が用いられる。

第一層６１は、翼本体部１０の表面の全域を覆うようにボンドコート層５０上に積層されている。第一層６１は、第一層６１の厚さ方向に延びる縦割Ｃが面の広がる面方向に分散するよう形成されている。本実施形態の第一層６１は、１ｍｍ当たり０．５本以上の緻密な縦割Ｃを有するセラミック被膜であるＤＶＣ（Ｄｅｎｓｅ Ｖｅｒｔｉｃａｌｙ Ｃｒａｃｋ）膜である。第一層６１は、気孔率（単位体積当たりの気孔の占有率）が３％以下の範囲に収まるように緻密な層として形成されることが好ましい。本実施形態の第一層６１は、１ｍｍから２ｍｍ程度の膜厚で形成されている。

第二層６２は、プラットフォーム部２０の翼本体部１０が延びている側の表面を覆うようにボンドコート層５０上に積層されている。第一実施形態の第二層６２は、第一層６１と同一材料を用いて、同一条件によって形成されている。つまり、第二層６２は、第一層６１と同じ気孔率で形成され、第一層６１に対して略垂直に広がるＤＶＣ膜である。本実施形態の第二層６２は、第一層６１と同様に、１ｍｍから２ｍｍ程度の膜厚で形成されている。

中間層６３は、フィレット部３０の表面を覆うようにボンドコート層５０上に積層されている。中間層６３は、第一層６１と第二層６２とをボンドコート層５０の広がる面方向に繋ぐように形成されている。本実施形態の中間層６３は、第一層６１及び第二層６２と同じ膜厚に形成され、第一層６１の表面と第二層６２の表面とをなだらかに接続している。中間層６３は、第一層６１よりも大きな気孔率で形成されたポーラス膜であり、内部にほとんど縦割Ｃを有していない。本実施形態の中間層６３は、第一層６１と同じ材料で形成されている。中間層６３は、第一層６１よりも緻密でない層となるように気孔率が３％以上となるように形成される。具体的には、中間層６３は、３％以上３０％未満の範囲で形成されることが好ましい。本実施形態の中間層６３は、第一層６１との境界Ｂがフィレット部３０よりの翼本体部１０側に配置され、第二層６２との境界Ｂがフィレット部３０よりもプラットフォーム部２０側に配置されるように形成されている。

次に、上記遮熱コーティング層４０をタービン翼１の表面に積層させる遮熱コーティング方法Ｓ１について説明する。
遮熱コーティング方法Ｓ１は、図１に示すように、タービン翼１を治具３上に固定して、タービン翼１の表面に溶射ガン２によって溶射材を溶射することで実施される。本実施形態の遮熱コーティング方法Ｓ１は、ボンドコート層５０を形成するボンドコート層形成工程Ｓ１００と、ボンドコート層５０上にトップコート層６０を形成するトップコート形成工程とを含む。

ボンドコート層形成工程Ｓ１００は、治具３上に設置されたタービン翼１の表面に実施される。ボンドコート層形成工程Ｓ１００は、タービン翼１の翼本体部１０の表面と、フィレット部３０の表面と、プラットフォーム部２０の表面とにボンドコート層５０を形成する。本実施形態のボンドコート層形成工程Ｓ１００は、例えば、ＭＣｒＡｌＹ合金の金属溶射粉を大気プラズマ溶射法によりタービン翼１の表面に溶射ガン２で溶射することで、ボンドコート層５０を形成する。

トップコート層形成工程Ｓ２００は、ボンドコート層形成工程Ｓ１００で形成したボンドコート層５０上にトップコート層６０を形成する。本実施形態のトップコート層形成工程Ｓ２００は、翼本体部１０の表面に形成されているボンドコート層５０上に第一層６１を形成する第一層形成工程Ｓ３０と、プラットフォーム部２０の表面に形成されているボンドコート層５０上に第二層６２を形成する第二層形成工程Ｓ４０と、フィレット部３０の表面に形成されているボンドコート層５０上に中間層６３を形成する中間層形成工程Ｓ５０とを含む。

第一層形成工程Ｓ３０は、ボンドコート層形成工程Ｓ１００を実施後にボンドコート層５０の形成された翼本体部１０の表面に対して実施される。本実施形態の第一層形成工程Ｓ３０は、ボンドコート層５０が形成されている領域のうち、翼本体部１０の表面に対応する位置のみに第一層６１を形成する。本実施形態の第一層形成工程Ｓ３０では、例えば、ＹＳＺやＹｂＳＺ等の溶射材を大気圧プラズマ溶射法によりタービン翼１の表面に溶射ガン２で溶射することで実施される。第一層形成工程Ｓ３０は、出力７０ｋｗ、溶射ガン２の出口と溶射材を溶射する面との距離である溶射距離を１２０ｍｍに設定して実施されることが好ましい。

第二層形成工程Ｓ４０は、ボンドコート層形成工程Ｓ１００を実施後にボンドコート層５０の形成されたプラットフォーム部２０の表面に対して実施される。本実施形態の第二層形成工程Ｓ４０は、第一層形成工程Ｓ３０を実施後に行われる。第二層形成工程Ｓ４０は、ボンドコート層５０が形成されている領域のうち、プラットフォーム部２０の翼本体部１０が設けられている側の表面に対応する位置のみに第二層６２を形成する。つまり、第二層形成工程Ｓ４０は、フィレット部３０で第一層６１と隙間を設けて第二層６２を形成する。本実施形態の第二層形成工程Ｓ４０では、例えば、第一層形成工程Ｓ３０と同じ条件で実施される。

中間層形成工程Ｓ５０は、ボンドコート層形成工程Ｓ１００を実施後にボンドコート層５０の形成されたフィレット部３０の表面に対して実施される。本実施形態の中間層形成工程Ｓ５０は、第二層形成工程Ｓ４０を実施後に行われる。中間層形成工程Ｓ５０は、ボンドコート層５０が形成されている領域のうち、フィレット部３０の表面に対応する位置に中間層６３を形成する。つまり、中間層形成工程Ｓ５０は、第一層６１と第二層６２との間の形成された隙間を埋めるように中間層６３を形成する。本実施形態の中間層形成工程Ｓ５０は、例えば、第一層形成工程Ｓ３０で用いた溶射材を使用して、第一層形成工程Ｓ３０とは異なる条件で実施する。中間層形成工程Ｓ５０は、大気圧プラズマ溶射法により、タービン翼１の表面に溶射ガン２で溶射することで、第一層６１よりも気孔率の大きな中間層６３を形成する。具体的には、中間形成工程は、溶射材として第一層６１と同じＹＳＺやＹｂＳＺを用い、出力７０ｋｗ、溶射距離を２００ｍｍに設定し、溶射距離を第一層形成工程Ｓ３０よりも離すように設定される。

なお、本実施形態の中間層形成工程Ｓ５０では、溶射距離を離すことで中間層６３を形成したが、これに限定されるものでなく、気孔率が第一層６１よりも大きくなるように形成することができればよい。例えば、中間層形成工程Ｓ５０は、溶射材の種類や大きさを変更したり、出力や溶射速度などの条件を変えたりすることで気孔率を大きくするように形成してもよい。

上記のような第一実施形態の遮熱コーティング層４０や遮熱コーティング方法Ｓ１によれば、フィレット部３０の表面に対して、翼本体部１０の表面に積層されたボンドコート層５０上に形成される第一層６１と、プラットフォーム部２０の表面に積層されたボンドコート層５０上に形成される第二層６２とを繋ぐように中間層６３を形成することができる。つまり、第一層６１及び第二層６２と比較して気孔率の大きな中間層６３によって第一層６１と第二層６２との間を繋ぐことで、略垂直に広がる第一層６１と第二層６２とを剥離しづらい状態で繋ぐことができる。

具体的には、第一層６１や第二層６２よりも気孔率が大きく形成されていることで、中間層６３は第一層６１及び第二層６２と比較して緻密でない層となる。そのため、緻密な層同士である第一層６１及び第二層６２を直接繋ぐ場合の境界に比べて、第一層６１と中間層６３との境界Ｂや第二層６２と中間層６３との境界Ｂを剥離しづらい状態で接続することができる。したがって、フィレット部３０に横割れなどの欠陥を有する被膜が形成されることを抑え、フィレット部３０から被膜が剥離してしまうことを抑えることができる。

また、第二層６２が、第一層６１と同様に、第二層６２の厚さ方向に延びる縦割Ｃが面方向に分散し、第一層６１と同じ気孔率で形成されたＤＶＣ膜であることで、翼本体部１０だけでなくプラットフォーム部２０にも緻密な層を形成することができる。例えば、タービン翼１全体の大部分に耐久性の高い被膜が要求される場合に、第二層６２を第一層６１と同じように形成することで、フィレット部３０のみを中間層６３で形成することができる。そのため、面方向の異なる翼本体部１０とプラットフォーム部２０との接続部分だけを気孔率の大きな中間層６３で形成することができる。これにより、剥離し易いフィレット部３０に欠陥の生じにくい中間層６３を形成しながら、タービン翼１全体として被膜の耐久性を向上させることができる。

また、中間層形成工程Ｓ５０が第一層形成工程Ｓ３０や第二層形成工程Ｓ４０を実施後に実施されることで、第一層６１や第二層６２を形成した状態で中間層６３を形成することができる。したがって、第一層６１及び第二層６２の端部を中間層６３で覆うことができ、第一層６１と中間層６３との境界Ｂや第二層６２と中間層６３との境界Ｂを高い精度で繋ぐことができる。

さらに、翼本体部１０に対する被膜とプラットフォーム部２０に対する被膜とを別々に施工することで翼本体部１０とプラットフォーム部２０とにそれぞれ適切な条件で溶射材を溶射でき、遮熱コーティング方法Ｓ１の施工管理を容易にすることができる。

《第二実施形態》
次に、図４及び図５を参照して第二実施形態の遮熱コーティング層４０ａ及び遮熱コーティング方法Ｓ２について説明する。
第二実施形態においては第一実施形態と同様の構成要素には同一の符号を付して詳細な説明を省略する。この第二実施形態の遮熱コーティング層４０ａ及び遮熱コーティング方法Ｓ２は、トップコート層６０ａの構成が第一実施形態と相違する。

図４は、本発明の第二実施形態における遮熱コーティング層の概略構成を示す断面図である。図５は、本発明の第二実施形態における遮熱コーティング方法の工程を説明するフロー図である。

第二実施形態の遮熱コーティング層４０ａでは、図４に示すように、トップコート層６０ａが、第一実施形態と同様の第一層６１と、プラットフォーム部２０の表面及びフィレット部３０の表面に形成されているボンドコート層５０上に形成される連続層６４と、を有する。

連続層６４は、プラットフォーム部２０の表面及びフィレット部３０の表面を覆うように形成されている。連続層６４は、第二層６２の代わりにプラットフォーム部２０の表面まで中間層６３を延長することで形成されている。つまり、第二実施形態では、第二層６２は、中間層６３と同じ気孔率で一体に形成され、連続層６４の一部を構成している。連続層６４は、プラットフォーム部２０の翼本体部１０が延びている側の表面とフィレット部３０の表面を覆うようにボンドコート層５０上に積層されている。連続層６４は、第一実施形態の中間層６３と同様の条件で形成されている。本実施形態の連続層６４は、第一層６１との境界Ｂがフィレット部３０よりの翼本体部１０側に配置されるように形成されている。

次に、第二実施形態の遮熱コーティング層４０ａをタービン翼１の表面に積層させる遮熱コーティング方法Ｓ２について説明する。
第二実施形態の遮熱コーティング方法Ｓ２は、図５に示すように、第一実施形態と同様のボンドコート層形成工程Ｓ１００と、第一実施形態とは中間層６３及び第二層６２の形成方法の異なるトップコート層形成工程Ｓ２０１とを含む。

第二実施形態のトップコート層形成工程Ｓ２０１は、第一実施形態と同様に第一層６１を形成する第一層形成工程Ｓ３０と、連続層６４を形成する連続層形成工程Ｓ６０とを含む。

連続層形成工程Ｓ６０は、第一実施形態の第二層形成工程Ｓ４０を中間層形成工程Ｓ５０とともに実施することで、連続層６４を形成する。つまり、連続層形成工程Ｓ６０は、第二層６２を中間層６３と同じ気孔率で一体に形成することで連続層６４を形成する。連続層形成工程Ｓ６０は、ボンドコート層５０の形成されたプラットフォーム部２０の表面及びフィレット部３０の表面に対して実施される。連続層形成工程Ｓ６０は、ボンドコート層５０が形成されている領域のうち、ボンドコート層５０の形成されたフィレット部３０の表面からボンドコート層５０の形成されたフィレット部３０の表面にかけて連続して連続層６４を形成する。連続層形成工程Ｓ６０は、第一実施形態の中間層形成工程Ｓ５０と同じ条件で実施される。

上記のような第二実施形態の遮熱コーティング層４０ａや遮熱コーティング方法Ｓ２によれば、連続層６４を形成することで、第二層６２を中間層６３と同じ気孔率で形成されたポーラス膜として形成することができる。そのため、フィレット部３０からプラットフォーム部２０まで連続して中間層６３のようにＤＶＣ膜よりも緻密でない被膜を形成することができる。したがって、例えば、プラットフォーム部２０には耐久性の高い被膜が要求されていない場合に、第二層６２を中間層６３と連続で形成することで、境界Ｂとなる部分を減らすことができる。これにより、剥離しやすい部分を減らして被膜が剥離してしまうことを抑えることができる。

また、連続層形成工程Ｓ６０で、フィレット部３０からプラットフォーム部２０まで連続して連続層６４を形成することで、施工条件を変更する頻度が減り、遮熱コーティング方法Ｓ１の施工管理をより容易にすることができる。

《第三実施形態》
次に、図６及び図７を参照して第三実施形態の遮熱コーティング層４０ｂ及び遮熱コーティング方法Ｓ３について説明する。
第三実施形態においては第一実施形態及び第二実施形態と同様の構成要素には同一の符号を付して詳細な説明を省略する。この第三実施形態の遮熱コーティング層４０ｂ及び遮熱コーティング方法Ｓ３は、トップコート層６０ｂの構成が第一実施形態及び第二実施形態と相違する。

図６は、本発明の第三実施形態における遮熱コーティング層の概略構成を示す断面図である。図７は、本発明の第三実施形態における遮熱コーティング方法の工程を説明するフロー図である。

第三実施形態の遮熱コーティング層４０ｂでは、トップコート層６０ｂが、複数の薄い層が厚さ方向に重なって形成されている。具体的には、第三実施形態のトップコート層６０ｂは、図６に示すように、複数の第一薄層７１ａが厚さ方向に重なって形成される積層第一層７１と、複数の第二薄層７２ａが厚さ方向に重なって形成される積層第二層７２と、複数の中間薄層７３ａが厚さ方向に重なって形成される積層中間層７３と、を有する。

積層第一層７１は、第一実施形態や第二実施形態での第一層６１であって、翼本体部１０の表面の全域を覆うようにボンドコート層５０上に積層されている。積層第一層７１は、積層第一層７１の全体の膜厚に対して非常に薄い第一薄層７１ａがボンドコート層５０上に積層されることで形成されている。

第一薄層７１ａは、ＤＶＣ膜として形成され、第一実施形態の第一層６１よりも膜厚が薄く形成されている。本実施形態の第一薄層７１ａは、１０μｍから１００μｍ程度の膜厚で形成されることが好ましく、２０μｍから５０μｍ程度の膜厚で形成されることがより好ましい。つまり、第一薄層７１ａが積層されることで、第一実施形態の第一層６１と同程度の膜厚の積層第一層７１が形成されている。

積層第二層７２は、第一実施形態や第二実施形態での第二層６２であって、プラットフォーム部２０の表面の全域を覆うようにボンドコート層５０上に積層されている。積層第二層７２は、積層第二層７２の全体の膜厚に対して非常に薄い第二薄層７２ａがボンドコート層５０上に積層されることで形成されている。

第二薄層７２ａは、第一薄層７１ａと同様にＤＶＣ膜として形成されている。本実施形態の第二薄層７２ａは、１０μｍから１００μｍ程度の膜厚で形成されることが好ましく、２０μｍから５０μｍ程度の膜厚で形成されることがより好ましい。つまり、第二薄層７２ａが積層されることで、第一実施形態の第二層６２と同程度の膜厚の積層第二層７２が形成されている。

積層中間層７３は、第一実施形態や第二実施形態での中間層６３であって、フィレット部３０の表面の全域を覆うようにボンドコート層５０上に積層されている。積層中間層７３は、積層中間層７３の全体の膜厚に対して非常に薄い中間薄層７３ａがボンドコート層５０上に積層されることで形成されている。

中間薄層７３ａは、ポーラス膜として形成され、第一薄層７１ａや第二薄層７２ａと同程度の膜厚で形成されている。本実施形態の中間薄層７３ａは、１０μｍから１００μｍ程度の膜厚で形成されることが好ましく、２０μｍから５０μｍ程度の膜厚で形成されることがより好ましい。つまり、中間薄層７３ａが積層されることで、第一実施形態の中間層６３と同程度の膜厚の積層中間層７３が形成される。中間薄層７３ａは、積層される際に、第一薄層７１ａに対する境界ｂ１や第二薄層７２ａに対する境界ｂ２の位置が、各層によって面方向に僅かにずれて形成されている。したがって、積層第一層７１と積層中間層７３との境界Ｂでは、第一薄層７１ａと中間薄層７３ａとが厚さ方向に重なるように形成されている。同様に、積層第二層７２と積層中間層７３との境界Ｂでは、第二薄層７２ａと中間薄層７３ａとが厚さ方向に重なるように形成されている。

次に、第三実施形態の遮熱コーティング層４０ｂをタービン翼１の表面に積層させる遮熱コーティング方法Ｓ３について説明する。
第三実施形態の遮熱コーティング方法Ｓ３は、図７に示すように、第一実施形態と同様のボンドコート層形成工程Ｓ１００と、複数の薄い層を繰り返し積層することでトップコート層６０ｂを形成するトップコート層形成工程Ｓ２０２とを含む。

第三実施形態のトップコート層形成工程Ｓ２０２は、ボンドコート層形成工程Ｓ１００で形成したボンドコート層５０上に薄い層を積層してトップコート層６０ｂを形成する。第三実施形態のトップコート層形成工程Ｓ２０２は、翼本体部１０の表面に形成されているボンドコート層５０上に第一薄層７１ａを形成する第一薄層形成工程Ｓ３１と、プラットフォーム部２０の表面に形成されているボンドコート層５０上に第二薄層７２ａを形成する第二薄層形成工程Ｓ４１と、フィレット部３０の表面に形成されているボンドコート層５０上に中間薄層７３ａを形成する中間薄層形成工程Ｓ５１とを、トップコート層６０ｂが所定の膜厚となるまで繰り返し実施する。

第一薄層形成工程Ｓ３１は、ボンドコート層形成工程Ｓ１００を実施後にボンドコート層５０の形成された翼本体部１０の表面に対して実施される。本実施形態の第一薄層形成工程Ｓ３１は、ボンドコート層５０が形成されている領域のうち、翼本体部１０の表面に対応する位置のみに第一薄層７１ａを形成する。

第二薄層形成工程Ｓ４１は、ボンドコート層形成工程Ｓ１００を実施後にボンドコート層５０の形成されたプラットフォーム部２０の表面に対して実施される。本実施形態の第二薄層形成工程Ｓ４１は、第一薄層形成工程Ｓ３１を実施後に行われる。第二薄層形成工程Ｓ４１は、ボンドコート層５０が形成されている領域のうち、プラットフォーム部２０の翼本体部１０が設けられている側の表面に対応する位置のみに第二薄層７２ａを形成する。つまり、第二薄層形成工程Ｓ４１は、フィレット部３０に対応する領域に第一薄層７１ａと隙間を設けて第二薄層７２ａを形成する。

中間薄層形成工程Ｓ５１は、ボンドコート層形成工程Ｓ１００を実施後にボンドコート層５０の形成されたフィレット部３０の表面に対して実施される。本実施形態の中間薄層形成工程Ｓ５１は、第二薄層形成工程Ｓ４１を実施後に行われる。中間薄層形成工程Ｓ５１は、ボンドコート層５０が形成されている領域のうち、フィレット部３０の表面に対応する位置に中間薄層７３ａを形成する。つまり、中間薄層形成工程Ｓ５１は、第一薄層７１ａと第二薄層７２ａとの間の形成された隙間を埋めるように中間薄層７３ａを形成する。中間薄層形成工程Ｓ５１は、既に形成されている中間薄層７３ａの上に中間薄層７３ａを積層する際には、第一薄層７１ａとの境界ｂ１や第二薄層７２ａとの境界ｂ２が面方向にずれるように中間薄層７３ａを形成する。中間薄層形成工程Ｓ５１を実施後にトップコート層６０ｂが所定の膜厚となっていない場合には、再び第一薄層形成工程Ｓ３１が実施される。その後、中間薄層形成工程Ｓ５１は、所定の膜厚となるまで、第一薄層形成工程Ｓ３１、第二薄層形成工程Ｓ４１、中間薄層形成工程Ｓ５１の順で繰返し実施される。

上記のような第三実施形態の遮熱コーティング層４０ｂや遮熱コーティング方法Ｓ３によれば、第一薄層７１ａと第二薄層７２ａとの間に形成する中間薄層７３ａを、積層する際に、第一薄層７１ａとの境界ｂ１や第二薄層７２ａとの境界ｂ２が面方向にずれるように形成することで、積層第一層７１と積層第二層７２と積層中間層７３とを形成してトップコート層６０ｂを形成できる。そのため、積層第一層７１と積層中間層７３との境界Ｂを、第一薄層７１ａと中間薄層７３ａとの境界ｂ１が面方向にずれて厚さ方向に積層した状態で形成することができる。同様に、積層第二層７２と積層中間層７３との境界Ｂを、第二薄層７２ａと中間薄層７３ａとの境界ｂ２が面方向にずれた状態で厚さ方向に積層した状態で形成することができる。つまり、積層第一層７１と積層中間層７３との境界Ｂや積層第二層７２と積層中間層７３との境界Ｂが、厚さ方向の全域にわたって繋がって延びるように形成されずに、部分的に断裂しながら形成される。したがって、積層第一層７１と積層中間層７３との境界Ｂや積層第二層７２と積層中間層７３との境界Ｂでの界面の密着性を向上させて剥離しづらい状態で接続することができる。したがって、フィレット部３０に横割れなどの欠陥を有する被膜が形成されることを抑え、フィレット部３０から被膜が剥離してしまうことを抑えることができる。

《変形例》
なお、本発明は上記の実施形態に限定されるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で各種の変形を許容する。例えば、図８及び図９に示すように、変形例として、第二実施形態と第三実施形態とを組み合わせて、積層中間層７３と積層第二層７２とを一体に形成してもよい。

即ち、変形例におけるトップコート層６０ｃは、図８に示すように、第三実施形態と同様の積層第一層７１と、プラットフォーム部２０の表面及びフィレット部３０の表面に形成されているボンドコート層５０上に形成される積層連続層７４と、を有する。

図８は、本発明の変形例における遮熱コーティング層の概略構成を示す断面図である。図９は、本発明の変形例における遮熱コーティング方法Ｓ４の工程を説明するフロー図である。

積層連続層７４は、プラットフォーム部２０の表面及びフィレット部３０の表面を覆うように形成されている。積層連続層７４は、第三実施形態の積層第二層７２の代わりにプラットフォーム部２０の表面まで積層中間層７３を延長することで形成されている。つまり、変形例では、第二薄層７２ａが、中間薄層７３ａと同じ気孔率で一体に形成されることで、連続薄層７４ａの一部を構成している。積層連続層７４は、中間薄層７３ａと同様の条件で形成される連続薄層７４ａがボンドコート層５０上に積層されることで形成されている。

連続薄層７４ａは、中間薄層７３ａと同様に、同程度の膜厚のポーラス膜として形成されている。連続薄層７４ａは、積層される際に、第一薄層７１ａに対する境界ｂ１の位置が、各層によって面方向に僅かにずれて形成されている。したがって、積層第一層７１と積層連続層７４との境界Ｂでは、第一薄層７１ａと連続薄層７４ａとが厚さ方向に重なるように形成されている。

次に、変形例の遮熱コーティング層４０ｃをタービン翼１の表面に積層させる遮熱コーティング方法Ｓ４について説明する。
変形例の遮熱コーティング方法Ｓ４のトップコート層形成工程Ｓ２０３は、図９に示すように、ボンドコート層形成工程Ｓ１００で形成したボンドコート層５０上に薄い層を積層してトップコート層６０ｃを形成する。変形例のトップコート層形成工程Ｓ２０３は、第三実施形態と同様の第一薄層形成工程Ｓ３１と、連続薄層７４ａを形成する連続薄層形成工程Ｓ６１とを含む。

連続薄層形成工程Ｓ６１は、第三実施形態の第二薄層形成工程Ｓ４１を中間薄層形成工程Ｓ５１とともに実施することで、連続薄層７４ａを形成する。つまり、連続薄層形成工程Ｓ６１は、第二薄層７２ａを中間薄層７３ａと同じ気孔率で一体に形成することで連続薄層７４ａを形成している。連続薄層形成工程Ｓ６１は、ボンドコート層５０の形成されたフィレット部３０の表面及びフィレット部３０の表面に対して実施される。連続薄層形成工程Ｓ６１は、ボンドコート層５０が形成されている領域のうち、ボンドコート層５０の形成されたフィレット部３０の表面からボンドコート層５０の形成されたフィレット部３０の表面にかけて連続して連続薄層７４ａを形成する。連続薄層形成工程Ｓ６１は、第三実施形態の中間薄層形成工程Ｓ５１と同じ条件で実施される。

上記のような変形例の遮熱コーティング層４０ｃや遮熱コーティング方法Ｓ４によれば、第二実施形態と同様に、境界となる部分を減らすことができ、第三実施形態と同様に、積層第一層７１と積層連続層７４との境界Ｂでの界面の密着性を向上させて剥離しづらい状態で接続することができる。したがって、剥離しやすい部分を減らして被膜が剥離してしまうことを抑えることができる。さらに、フィレット部３０に横割れなどの欠陥を有する被膜が形成されることを抑え、フィレット部３０から被膜が剥離してしまうことを抑えることができる。

以上、本発明の実施形態について図面を参照して詳述したが、各実施形態における各構成及びそれらの組み合わせ等は一例であり、本発明の趣旨から逸脱しない範囲内で、構成の付加、省略、置換、およびその他の変更が可能である。また、本発明は実施形態によって限定されることはなく、特許請求の範囲によってのみ限定される。

なお、中間層６３や積層中間層７３は、本実施形態のようにフィレット部３０の全域を覆うように形成される構造に限定されるものではなく、第一層６１と第二層６２の間や積層第一層７１と積層第二層７２との間に配置されていればよい。例えば、中間層６３や積層中間層７３は、フィレット部３０の一部のみにわずかに形成されているだけであってもよい。

また、ボンドコート層５０やトップコート層６０、６０ａ、６０ｂ、６０ｃは、本実施形態以外の方法で形成されてもよい。例えば、大気圧プラズマ溶射以外の電気式溶射として減圧プラズマ溶射を用いてもよく、ガス式溶射として、フレーム溶射法、高速フレーム溶射を用いてよい。また、溶射法以外の方法で形成してもよく、例えば、電子ビーム物理蒸着法を用いてもよい。

また、トップコート層６０、６０ａ、６０ｂ、６０ｃの表面にさらに中間層６３と同様のポーラス膜を形成してもよい。
また、第一層６１、第二層６２、中間層６３等のトップコート層６０、６０ａ、６０ｂ、６０ｃは、本実施形態のように、全域にわたって同じ膜厚に形成されることに限定されるものではなく、使用される環境等の条件に応じて適宜設定されればよい。

また、本実施形態では、タービン翼１として、動翼を例に挙げて説明したが、これに限定されるものではない。例えば、タービン翼１は静翼であってもよく、その際、翼端壁部は、翼本体部１０の基端部及び先端部の両側に配置されるシュラウド部となる。

１…タービン翼 １０…翼本体部 ２０…プラットフォーム部 ３０…フィレット部 ２…溶射ガン ３…治具 ４０、４０ａ、４０ｂ、４０ｃ…遮熱コーティング層 ５０…ボンドコート層 ６０、６０ａ、６０ｂ、６０ｃ…トップコート層 ６１…第一層 Ｃ…縦割 ６２…第二層 ６３…中間層 Ｂ、ｂ１、ｂ２…境界 ６４…連続層 ７１…積層第一層 ７１ａ…第一薄層 ７２…積層第二層 ７２ａ…第二薄層 ７３…積層中間層 ７３ａ…中間薄層 ７４…積層連続層 ７４ａ…連続薄層 Ｓ１、Ｓ２、Ｓ３、Ｓ４…遮熱コーティング方法 Ｓ１００…ボンドコート層形成工程 Ｓ２００、Ｓ２０１、Ｓ２０２、Ｓ２０３…トップコート層形成工程 Ｓ３０…第一層形成工程 Ｓ４０…第二層形成工程 Ｓ５０…中間層形成工程 Ｓ６０…連続層形成工程 Ｓ３１…第一薄層形成工程 Ｓ４１…第二薄層形成工程 Ｓ５１…中間薄層形成工程 Ｓ６１…連続薄層形成工程

Claims (9)

1. 翼本体部と、前記翼本体部の基端部及び先端部の少なくとも一方に設けられ、前記翼本体部の延びる方向と交差する面を有する翼端壁部と、前記翼本体部と前記翼端壁部と繋ぐフィレット部と、を備えるタービン翼の表面に形成される遮熱コーティング層であって、
   前記翼本体部の表面に形成される第一層と、
   前記翼端壁部の表面に形成される第二層と、
   前記フィレット部の表面に形成され、前記第一層と前記第二層とを接続する中間層と、を備え、
   前記第一層は、前記第一層の厚さ方向に延びる縦割が面方向に分散するよう形成され、
   前記中間層は、前記第一層よりも気孔率が大きく形成される遮熱コーティング層。
2. 前記第二層は、前記第二層の厚さ方向に延びる縦割が面方向に分散し、前記第一層と同じ気孔率で形成される請求項１に記載の遮熱コーティング層。
3. 前記第二層は、前記中間層と同じ気孔率で前記中間層と一体に形成される請求項１に記載の遮熱コーティング層。
4. 前記第一層は、第一薄層が積層されることで形成され、
   前記中間層は、中間薄層が積層されることで形成され、
   前記中間薄層は、積層される際に前記第一薄層との境界が面方向にずれるように形成される請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の遮熱コーティング層。
5. 翼本体部と、前記翼本体部の基端部及び先端部の少なくともいずれか一方に設けられ、前記翼本体部の延びる方向と交差する面を有する翼端壁部と、前記翼本体部と前記翼端壁部と繋ぐフィレット部と、を備えるタービン翼の表面に実施される遮熱コーティング方法であって、
   前記翼本体部の表面に第一層を形成する第一層形成工程と、
   前記翼端壁部の表面に第二層を形成する第二層形成工程と、
   前記フィレット部の表面に、前記第一層と前記第二層とを接続する中間層を形成する中間層形成工程と、を含み、
   前記中間層形成工程は、前記第一層よりも気孔率を大きく前記中間層を形成する遮熱コーティング方法。
6. 前記中間層形成工程は、前記第一層形成工程よりも後に実施される請求項５に記載の遮熱コーティング方法。
7. 前記第二層形成工程は、前記中間層形成工程よりも前に実施され、前記第二層を前記第一層と同じ気孔率で形成する請求項５または請求項６に記載の遮熱コーティング方法。
8. 前記第二層形成工程は、前記中間層形成工程とともに実施され、前記第二層を前記中間層と同じ気孔率で前記中間層と一体に形成する請求項５または請求項６に記載の遮熱コーティング方法。
9. 前記第一層形成工程は、積層されることで前記第一層を形成する第一薄層を形成し、
   前記中間層形成工程は、前記第一層形成工程と繰り返し実施され、積層されることで前記中間層を形成する中間薄層を積層する際に前記第一薄層との境界が面方向にずれるように形成する請求項５から請求項８のいずれか一項に記載の遮熱コーティング方法。

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