JP2018536094A - 浸食に対する保護のためのコーティングを含む航空機エンジン部品およびこのような部品を製作する方法 - Google Patents

Abstract

本発明は、金属基材（２）と、基材上に存在する浸食に対する保護のための保護コーティング（３）とを少なくとも含み、コーティングが、少なくとも４５％以上の原子含量のクロムおよび５％から２０％までの範囲の原子含量の炭素を少なくとも含む少なくとも１種の相（４）を含み、前記相が、Ｃｒ７Ｃ３およびＣｒ２３Ｃ６炭化クロムを含む、航空機エンジン部品（１）を提供する。本発明は、電気めっきを使用して、コーティング組成物を部品上に堆積させ、部品に、２５０℃から７０℃までの範囲の温度における熱処理を施す、このような部品を製作する方法も提供する。

Description

本発明は、浸食に対する保護のためのコーティングの全般的な分野に関する。より特定すると、本発明は、浸食に対する保護のためのコーティング剤でコーティングされた航空機エンジン部品に関する。

動作中、飛行機エンジンまたはヘリコプターエンジンは、大量の空気を吸い込む。吸い込まれた空気は続いて、燃焼室に酸化剤を供給するために圧縮される。空気は、エンジン内の固定部品または稼働部品と衝突することになる、硬度に大小がある粒子を運ぶことができる。したがって、このような粒子が高速で衝突した部品は、浸食によって改変された形状を有することがあるが、これは、エンジンの故障につながる可能性がある。

特にヘリコプターエンジンにおいては、エンジン内の粒子の存在を低減するためにサンドフィルターを使用することが公知である。しかしながら、このようなフィルターは、少量の粒子の通過を許し、これは、長期的な観点においては、エンジンの部品を損傷させるのに十分である。

浸食を受けるエンジンの部品上に堆積させた、浸食防止コーティングを使用することも公知である。例えば、物理気相成長（ＰＶＤ）または化学気相成長（ＣＶＤ）によって、金属窒化物（ＴｉＮ、ＴｉＡｌＮ、ＡｌＣｒＮ等の型のもの）を部品上に堆積させることは、公知である。しかしながら、このようなコーティングは一般に、部品の製造に必要な温度に十分に耐えられず、このようなコーティングを形成するのに役立つ方法は、形状が複雑な部品をコーティングすることができない。

六価クロムを主体としたコーティングを、電着によって金属部品上に堆積させることも公知である。このような方法は、形状が複雑な部品をコーティングすることができる。しかしながら、このようなコーティングは一般に、上述の用途のために浸食を耐えるのに十分な硬度を提示しない。

文献、英国特許第２１８０５５８号明細書は、プラズマ溶射によってクロムおよび炭化クロムＣｒ_３Ｃ_２を金属合金部品上に堆積させるステップと、２００時間（ｈ）より長い持続期間にわたってコーティングを熱処理するステップとを含む、クロムを主体としたコーティングを製作する方法を開示している。この方法は、複雑な形状の部品を処理するのに適さず、特に熱処理の持続期間が長いため、長い時間がかかるという欠点を提示する。

したがって、上述の欠点を提示しない、浸食に対する保護のためのコーティング剤でコーティングされた航空機エンジン部品およびこのような部品を製作する方法をもたらす必要性が存在する。

英国特許第２１８０５５８号明細書

したがって、本発明の主要な一目的は、航空機エンジンの動作条件下で満足な浸食に対する抵抗性を提示し、部品の形状が複雑な場合でさえ簡単に製作されることが可能である、浸食に対する保護のためのコーティング剤でコーティングされた航空機エンジン部品を提案することによって、このような欠点を軽減することである。

この目的は、金属基材と、基材上に存在する浸食に対する保護のための保護コーティングとを少なくとも含み、コーティングが、４５％以上の原子含量のクロムおよび５％から２０％までの範囲の原子含量の炭素を少なくとも含む少なくとも１種の相を含み、前記相が、Ｃｒ_７Ｃ_３およびＣｒ_２３Ｃ_６炭化クロムを含む、航空機エンジン部品を製作する方法によって達成される。

コーティング中におけるＣｒ_７Ｃ_３およびＣｒ_２３Ｃ_６炭化クロムの存在は、有利なことに、コーティング付き部品の浸食に対する抵抗性を著しく改善するように作用する。以下において詳細に説明されているように、このような炭化クロムは、基材上に形成されたクロムおよび炭素を主体としたコーティング組成物に熱処理を施した結果として、形成される。したがって、本発明において、熱処理の施用は、Ｃｒ_７Ｃ_３およびＣｒ_２３Ｃ_６炭化物を沈殿させることによって形成されたコーティングを強化するように作用する。このような効果は、従来のように、従来技術によるクロムを主体としたコーティングを使用して、部品への堆積後に熱処理を施すことが、コーティングの硬度を著しく低下させる効果をもたらす限りにおいて、予想されない。

したがって、本発明において、クロムと、特定の含量の炭素を提供する炭素との堆積物を基材上に生成するための選択は、有利なことに、熱処理後において、航空機エンジンの環境中における浸食に対する良好な抵抗性と、下に位置する基材への良好な付着とを提示する、Ｃｒ_７Ｃ_３およびＣｒ_２３Ｃ_６炭化クロムを有するコーティングを形成すのに役立つ。Ｃｒ_７Ｃ_３およびＣｒ_２３Ｃ_６炭化物の存在は、特にＸ線回折（ＸＲＤ）によって検出されることが可能である。コーティング中における炭素の原子含量は、コーティングの硬度を著しく改善するのに十分なＣｒ_７Ｃ_３およびＣｒ_２３Ｃ_６炭化物を形成するために、５％超である必要がある。しかしながら、この炭素含量は、コーティングの機械的強度への影響を回避するために、２０％未満でなければならない。

本発明の部品のコーティングは、有利なことに、高い硬度、例えばビッカーススケール（ＨＶ）において１５００超の硬度を提示し得る。コーティングは、コーティングを製作する方法に依存する比率の酸素をさらに含んでもよいことが、認められるはずである。

コーティング相は好ましくは、４８％から５８％までの範囲の原子含量のクロムおよび８％から１８％までの範囲の原子含量の炭素を有する。

コーティング相は、４５％から８０％までの範囲の原子含量のクロムおよび５％から２０％までの範囲の原子含量の炭素を含んでもよい。任意選択により、コーティング相は、１５％から４０％までの範囲の原子含量の酸素を含んでもよく、可能性としては、４％以下の原子含量または実際に０．５％から４％までの範囲の原子含量の他の元素も含んでもよい。

一実施形態において、コーティング相は、１２％から１８％までの範囲の原子含量の炭素を含んでもよい。

一実施形態において、コーティング相は、４５％から５５％までの範囲、例えば、４８％から５２％までの範囲の原子含量のクロムを含んでもよい。

一実施形態において、クロムは、コーティング相中において唯一の金属元素である。

好ましくは、コーティングは、金属粒子および／またはセラミック粒子をさらに含む。さらに、コーティング中における金属粒子および／またはセラミック粒子の体積含量は、２０％未満であってよく、または５％から１５％までの範囲であり得る。例として、このような金属粒子は、タングステンまたはニッケルの粒子であってよく、タングステンは、より重くより強靭であるため、好ましい。例として、このようなセラミック粒子は、アルミナまたはジルコニアの粒子であってよい。粒子は好ましくは、クロムおよび炭素を含有するコーティング相中に分散され、前記相は後で、粒子のためのマトリックスとして作用する。粒子は、特により大きなサイズの摂食粒子に直面した場合の、耐浸食性をさらに増大させるように作用する。

金属粒子および／またはセラミック粒子は、１マイクロメートル（μｍ）以上のサイズを有し得る。金属粒子および／またはセラミック粒子は、３０μｍ以下のサイズ、例えば１μｍから３０μｍまでの範囲のサイズのものであってよい。「サイズ」という用語は、粒子のＤ_５０平均サイズを意味するように使用されている。

好ましくは、コーティングの厚さは、５μｍから１００μｍまでの範囲である。

基材は、鋼、アルミニウム基合金、チタン基合金、ニッケル基合金またはガスタービンにおける使用に適した任意の他の金属材料から製造されることが可能である。

部品は、ディフューザーの少なくとも一部、軸流式もしくは遠心式圧縮機の少なくとも一部、ノズルの少なくとも一部または空気流に晒される可能性があるタービン内に使用された任意の他の部品から選択される航空機エンジン部品を構成し得る。

別の態様において、本発明は、少なくとも、以下のステップ、すなわち
４５％以上の原子含量のクロムおよび５％から２０％までの範囲の原子含量の炭素を含むコーティング組成物を基材上に堆積させるステップと、
コーティングを得るために、前記組成物によってコーティングされた部品に、２５０℃から７００°までの範囲の温度で熱処理を施すステップと、
を少なくとも含む上述の部品を製作する方法も提供する。

上に説明したように、熱処理は、炭化クロムの沈殿および合体の結果として硬度が改善されたコーティングを得るのに役立つ。熱処理前では、Ｃｒ_７Ｃ_３およびＣｒ_２３Ｃ_６炭化クロムは、コーティングの組成におけるＸ線回折（ＸＲＤ）によって検出できない。コーティングは、このような炭化物を有さなくてもよい。一変形形態において、コーティング組成物は、Ｃｒ_７Ｃ_３およびＣｒ_２３Ｃ_６炭化物をあらかじめ含有してもよいが、これらの炭化物は、１０ナノメートル（ｎｍ）以下の平均サイズ（Ｄ_５０）を提示し、したがって、ＸＲＤによって検出することができない。

熱処理の温度は、好ましくは３００℃から６００℃までの範囲またはより好ましくは３００℃から５００℃までの範囲、例えば４００℃から５００℃までの範囲であり得る。熱処理の持続期間は、特にコーティングに所望される硬度に応じて、適合させることができる。熱処理の持続期間は、１０分（ｍｉｎ）より長くてもよく、例えば１５ｍｉｎより長くてもよく、または実際に３０ｍｉｎより長くてもよい。例として、熱処理の持続期間は、１５ｍｉｎから２８０ｍｉｎまでの範囲であり得る。熱処理の持続期間は、選択された温度およびコーティングに所望される硬度に応じて適合させることができる。

さらに、コーティング組成物は、少なくとも三価クロムおよび有機化合物を含む電解質浴から電気めっきによって基材上に堆積させる。このような状況下では、コーティングのための部品は、クロムイオンの還元が部品において起きるように、電気めっき装置のカソードを構成し得る。このような電気めっきによる堆積ステップは、コーティングの形成に関する制御を確実に向上しながらも、コーティング組成物を複雑な形状の部品上に容易に堆積させることができるため、有利である。特に、例えばコーティングの厚さ、コーティングの形成速度およびコーティングの微細構造に関する細かい制御を達成するために、電圧、電流または電極面積等の電気めっきパラメータを変更することは、容易である。さらに、電解質浴中においては一般に有機リガンドによって錯体である三価クロムの存在は、コーティングのクロムと炭素とを同時に堆積させることを可能にする。この方法によって酸素もまた、部品に付いたコーティングに取り込まれることが可能であることは、認められるはずである。

電気めっきによるコーティング組成物の堆積は、堆積後に実施される熱処理の持続期間を短縮するのに役立つ。特に、電気めっきは、堆積させたコーティング組成物中における一様な炭素の分布を可能にするが、この分布は、プラズマ溶射等の他の堆積法の場合は一般に可能ではない。このとき、有利なことに、この一様な炭素の分布は、コーティングの硬度を増大させるという目的でＣｒ_７Ｃ_３およびＣｒ_２３Ｃ_６炭化クロムを形成するまたは発達させるために必要な後続の熱処理の持続期間の短縮を可能にする。

同様に好ましくは、電解質浴は、懸濁状態の金属粒子および／またはセラミック粒子をさらに含む。コーティング組成物の電気めっき中に、懸濁状態の粒子は、一様で連続的な態様でコーティング組成物中に取り込まれる。したがって、コーティングへの粒子の導入のために、さらなるステップが必要とされない。

電流は、電気めっき中に連続的に加えられてもよいし、またはパルスとして加えられてもよい。連続的な電流とパルス式の電流との選択は一般に、コーティングに所望される微細構造および厚さに依存する。

本方法は、コーティング組成物を基材に堆積させるステップの前に、基材の表面を脱脂するステップおよび基材の表面を準備するステップをさらに含んでもよい。表面を準備するステップは例えば、化学的エッチング（例えば、酸エッチング）、サンドブラスト等によって実施されてもよい。

本発明に関する他の特徴および利点は、添付の図面を参照してなされている以下の説明から明らかになる。

浸食保護コーティング剤でコーティングされた航空機エンジン部品の断面図である。 本発明のコーティング付き部品を製作する方法における主要ステップを示している、流れ図である。 本発明のコーティング組成物を電気めっきするために使用される装置の断面図である 本発明の部品のコーティングの硬度に及ぼされる、熱処理の温度の影響を示している、図である。 従来技術における、クロムを主体としたコーティングを堆積させた後の熱処理の温度の影響を示している、図である。

本開示を通して、「．．．から．．．までの範囲である」という用語は、境界を含むものとして理解すべきである。

図１は、例えばターボシャフトエンジンディフューザーによって構成された、本発明の航空機エンジンの部品１の表面を示している、断面図である。

このような部品１は、例えば鋼、アルミニウム、チタン、アルミニウム基合金、チタン基合金またはニッケル基合金から製造された、金属基材２を含む。基材２は、浸食に対する保護のための保護コーティング３によってコーティングされている。この例における浸食保護コーティング３は、基材２と直接接触しており、基材２を被覆している。コーティング３は好ましくは、５μｍから１００μｍまでの範囲の厚さｅを提示する。

本発明によれば、コーティング３は、クロムおよび炭素を主体としたコーティングにおいて、重量により大部分を構成する、相４を含む。より正確には、相４は、４５％以上の原子含量のクロムおよび５％から２０％までの範囲の原子含量の炭素を含む。コーティング３の相４中のクロムおよび炭素は、特に、Ｃｒ_７Ｃ_３およびＣｒ_２３Ｃ_６型の炭化クロムの形態で存在する。

コーティング３は、クロムおよび炭素相４の中に分散されている、金属粒子および／またはセラミック粒子を含む、分散相５をさらに含んでもよい。例として、このような金属粒子は、タングステンまたはニッケルの粒子であってよい。例として、このようなセラミック粒子は、アルミナまたはジルコニアの粒子であってよい。コーティング中における金属粒子および／またはセラミック粒子の体積含量は、好ましくは２０％未満であり、またはより好ましくは５％から１５％までの範囲である。金属粒子および／またはセラミック粒子は、１μｍから３０μｍまでの範囲のサイズを有し得る。

したがって、コーティングは、金属粒子および／またはセラミック粒子５が内部に分散された、クロムおよび炭素を含む相４から構成され得る。示されていない一変形形態において、コーティング３は、クロムおよび炭素を含む相４によってのみ形成されていてもよい。

本発明の航空機エンジン部品１を製作する方法は以下において、図２の流れ図と、電気めっき装置６を示している図３の図解とを参照しながら説明されている。以下に説明される方法は、コーティング組成物３’を電気めっきするステップを含む。当然ながら、本発明は、電気めっきによってコーティング組成物を堆積させることに限定されず、他の技法も、本発明のコーティング付き部品を得るために利用可能である。例として、物理気相成長、化学気相成長または実際にセメンテーションの技法を挙げることができる。

本方法（ステップＥ１）の第１のステップは、例えば脱脂溶剤の使用によって、コーティング組成物を堆積すべき基材の表面を脱脂するものであってよい。この後、基材の表面は、電気めっきが基材２にわたって確実に一様であるようにするためおよび有効性を増大させるために準備されることが可能である（ステップＥ２）。表面を準備するためには公知のように、表面にサンドブラスト、化学的エッチング（例えば、酸溶液を用いるもの）等を施すことが可能である。

この後、少なくともクロム（ＩＩＩ）イオン（三価クロム）と、クロムイオンのための錯体形成用有機化合物とを含有する、電解質浴７を準備することができる。例として、塩化クロム（ＩＩＩ）および錯化剤としてのカルボン酸を含む公知の水溶液に依拠することができる。電解質浴７は、任意選択により、電気めっきステップ中に加熱されてもよい。さらに、電解質浴は、上述の種類の懸濁状態の金属粒子および／またはセラミック粒子を含んでもよく、この結果、電気めっき中にコーティング組成物に取り込まれた状態になる。

準備された表面を有する部品１は次いで、発電機８の負極端子（カソードとして作用する）に接続されることが可能であり、あらかじめ調製された電解質浴７中に浸漬されることが可能である。図３の装置において、アノードとして作用する２個の電極９は、発電機８の正極端子に接続されており、浴中において部品１が２個の電極９の間に存在するように浴７に浸漬される。カソードの面積（コーティングされる部品の基材２の面積に対応する）で割られたアノードの面積（２個の電極９の作用面積に対応する）の比は、好ましくは、約４である。アノードを形成する電極９は好ましくは、部品の表面から１センチメートル（ｃｍ）から２０ｃｍまでの範囲の距離ｄだけ離間されている。

次いで、発電機８は、部品へのコーティング組成物３’の電気めっきを開始するためにスイッチが入れられる（ステップＥ３）。このステップ中、クロム（ＩＩＩ）は、クロム、炭素（浴中に存在する有機化合物に由来）ならびに浴に懸濁した金属粒子および／またはセラミック粒子を含むコーティング組成物３’を形成するように、部品１の基材２において還元される。電流密度、浴温度および電気めっきの持続期間等のパラメータは、特に達成が所望されるコーティングの厚さに応じて、適合させることができる。さらに、連続的な、あるいはパルス形態の、直流電流（ＤＣ）を使用しながら電気めっきを実施することもできる。

部品がコーティング組成物３’によってコーティングされるとすぐに、部品をすすぎ、乾燥させ、次いで、オーブン内に配置される。次いで、コーティング組成物３’付きの部品１に、好ましくは２５０℃から７００℃までの範囲またはより好ましくは３００℃から６００℃までの範囲またはさらにより好ましくは４００℃から５００℃までの範囲の温度で熱処理（ステップＥ４）を施す。熱処理は、不活性雰囲気下で実施されてもよい。熱処理の持続期間は、１０ｍｉｎより長くてもよく、例えば１５ｍｉｎより長くてもよく、またはさらには、３０ｍｉｎより長くてもよい。熱処理の持続期間は、例えば、１５ｍｉｎから２８０ｍｉｎまでの範囲であり得る。熱処理の持続期間は、選択された温度およびコーティングに所望される硬度に応じて、適合させることができる。

熱処理ステップが終了して得られた本発明の部品１のコーティング３は、１５００ＨＶ超の硬度を提示することができ、航空機エンジンにおける用途のために、浸食に対する十分な抵抗性を提示することができる。

例として、部品１は、ターボプロップディフューザーの少なくとも一部、軸流式もしくは遠心式圧縮機、例えば遠心式インペラの少なくとも一部、ノズルの少なくとも一部または空気流に晒されることになるタービンエンジンの任意の他の部品を構成し得る。

（例１）
以下の例において、鋼製ターボプロップディフューザー部品が、本発明の方法によって、コーティング剤でコーティングされた。コーティングのための表面は、あらかじめ脱脂され、準備された。

コーティング組成物を、電解質浴中での電気めっきによって堆積させた。使用された電解質浴は、
０．３９モル毎リットル（ｍｏｌ／Ｌ）の塩化クロム（ＩＩＩ）六水和物（ＣｒＣｌ_３、６Ｈ_２Ｏ）、
３．７２ｍｏｌ／Ｌのアンモニウムホルミエート（ＮＨ_４ＣＯＯＨ）および
０．８１ｍｏｌ／Ｌの塩化カリウム（ＫＣｌ）
を含む水溶液だった。

電気めっきを実施するために、浴を約３５℃に加熱した。部品は、浴中に浸漬され、発電機の負極端子に接続された。アノードを形成する電極は、上述のように、浴中に浸漬され、発電機に接続された。カソード面積によって割られたアノード面積の比は、４に等しかった。

４０アンペア毎平方デシメートル（Ａ／ｄｍ^２）の連続電流密度が、コーティング組成物を基材上に形成するように、１８０ｍｉｎ加えられた。電気めっきが実施されたらすぐに、部品をすすぎ、乾燥させた。

最後に、コーティング組成物に含まれるようにコーティングされた部品は、オーブン内に配置され、５００℃で１時間（ｈ）熱処理を施された。

コーティングは、約３５μｍの厚さを提示していた。

このようにして形成されたコーティングの硬度は、約２０５０ＨＶだった。

Ｘ線光電子分光法（ＸＰＳ）によって評価されたものである、このようにして形成されたコーティングの化学的組成（原子含量）は、下述の表１に与えられている。

ＸＲＤによるコーティングの分析もまた、Ｃｒ_７Ｃ_３およびＣｒ_２３Ｃ_６型の炭化クロムの存在を示した。

（例２）
１１個の鋼基材が、熱処理のパラメータ（温度および持続期間）を変更しながら、例１と同じ条件下でコーティングした。結果は、図４Ａのグラフに示されている。

図４Ｂは、堆積後に実施された熱処理の温度に応じた、クロム（ＶＩ）の溶液を使用した電気めっきによって基材上に堆積させたクロムを主体としたコーティングの硬度の変化量を示すグラフを再現している。使用された電解質浴は、約２５０グラム毎リットル（ｇ／Ｌ）のＣｒＯ_３の組成を有するクロム酸を主体とした標準溶液だったが、溶液は、２．５ｇ／Ｌの硫酸Ｈ_２ＳＯ_４をさらに含んでいた。堆積を実施するために、４０Ａ／ｄｍ^２の電流密度が使用された。このデータは、Ｆ．Ｄｕｒｕｔによる業績：

「クロム堆積物の微視的特性を支配する微細構造機構の研究：調剤パラメータの影響」、

から採用されている。

従来技術によるクロムを主体としたコーティングの場合（図４Ｂ）、堆積後に実施された熱処理は、コーティングの硬度を増大させないことが分かる。より正確には、硬度は、４００℃までの熱処理温度にわたって、ほとんど変化せず、または全く変化せず、４００℃を超えると、低下することが分かる。

逆に、クロムおよび炭素を含む本発明の部品のコーティングの場合（図４Ａ）、コーティングの硬度は、堆積後に実施された熱処理の温度に伴って増大することが分かる。この図は、熱処理の持続期間が、１０ｈより長い熱処理の持続期間にわたって、コーティングの硬度にほとんど影響を与えないことも示している。

Claims (9)

1. 金属基材（２）と、基材上に存在する浸食に対する保護のための保護コーティング（３）とを少なくとも含み、コーティングが、４５％以上の原子含量のクロムおよび５％から２０％までの範囲の原子含量の炭素を少なくとも含む少なくとも１種の相（４）を含み、前記相が、Ｃｒ_７Ｃ_３およびＣｒ_２３Ｃ_６炭化クロムを含む、航空機エンジン部品（１）を製作する方法であって、方法は、
   少なくとも４５％以上の原子含量のクロムおよび５％から２０％までの範囲の原子含量の炭素を含むコーティング組成物（３’）を基材（２）上に堆積させるステップであって、コーティング組成物（３’）が、三価クロムおよび有機化合物を少なくとも含む電解質浴（７）から電気めっきによって基材に堆積されるステップと、
   コーティング（３）を得るために、前記組成物によってコーティングされた部品に、２５０℃から７００°までの範囲の温度で熱処理を施すステップと、
   を少なくとも含む、方法。
2. 熱処理温度が、３００℃から６００℃までの範囲である、請求項１に記載の方法。
3. 電解質浴（７）が、懸濁状態の金属粒子および／またはセラミック粒子をさらに含み、得られたコーティングが、金属粒子および／またはセラミック粒子（５）をさらに含む、請求項１または２に記載の方法。
4. コーティングの厚さ（ｅ）が、５μｍから１００μｍまでの範囲である、請求項１から３のいずれか一項に記載の方法。
5. 基材（２）が、鋼、アルミニウム基合金、チタン基合金またはニッケル基合金から製造されている、請求項１から４のいずれか一項に記載の方法。
6. 部品（１）が、ディフューザーの少なくとも一部と、軸流式または遠心式圧縮機の少なくとも一部と、ノズルの少なくとも一部とから選択される航空機エンジン部品を構成する、請求項１から５のいずれか一項に記載の方法。
7. 熱処理の持続期間が、１５ｍｉｎから２８０ｍｉｎまでの範囲である、請求項１から６のいずれか一項に記載の方法。
8. コーティング相が、１２％から１８％までの範囲の原子含量の炭素を含む、請求項１から７のいずれか一項に記載の方法。
9. コーティング相が、４５％から５５％までの範囲の原子含量のクロムを含む、請求項１から８のいずれか一項に記載の方法。

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