JP2019049052A - 断熱コーティング、シール層の被覆方法、およびガスタービンエンジンコンポーネント - Google Patents

Abstract

【課題】 ＣＭＡＳ耐性を有する多層断熱コーティングを提供する。【解決手段】 一例の断熱コーティングが、表面上に堆積された第１の層を含む。第２の層が第１の層の外面に堆積される。断熱コーティングの間隙の大きさを低下させるように、外層が第２の層に堆積される。外層の間隙の大きさの平均は約２μｍ未満である。【選択図】図２

Description

本発明は概してガスタービンエンジンコンポーネント用の多層断熱コーティングに関し、特に外側シール層を含む断熱コーティングに関する。

タービン段のロータなどのタービンエンジンエーロフォイルは、多くの場合砂漠環境で用いられ、砂の吸い込みに起因する断熱コーティングの砂に関連した侵食によって劣化しうる。エンジン温度の上昇により、砂の吸込みによる損傷の種類が、侵食から、砂と熱と断熱コーティングの微細構造との間の相互作用による構造的損傷へと変移する。

損傷の根本的な原因の一つは、エンジンの作動中における溶融した砂の堆積物の、安定化断熱コーティング内への浸透である。航行中、タービンエンジンは、高温でカルシウム−マグネシウム−アルミノケイ酸塩（ＣＭＡＳ）溶融物を形成する、粉塵、砂、火山灰、その他の物質などの、ケイ質粒子を吸入する。ＣＭＡＳ溶融物は、断熱コーティング中の孔隙に浸透する。運転後エンジンが冷却されるにしたがい、ＣＭＡＳ溶融物は凝固する。後続の運転では、エンジンの熱サイクル中、ＣＭＡＳ溶融物と断熱コーティングとの間の熱膨張のミスマッチにより、凝固したＣＭＡＳ溶融物は内部応力を生じさせる。次いでこの内部応力は、断熱コーティングを劣化させて、そのコーティングの効果を低下させる。

従って、本発明はＣＭＡＳ耐性を有する多層断熱コーティングを提供する。

一例の断熱コーティング（thermal barrier coating）が、表面上に堆積された第１の層と、第１の層の外面に堆積された第２の層と、断熱コーティングの間隙の大きさを低下させるように第２の層に堆積された外層と、を含み、外層の間隙の大きさの平均は約２μｍ未満である。

前述の例により断熱コーティングが提供され、第１の層は、イットリア安定化ジルコニア（ＹＳＺ）材料を含む。

前述の例のいずれかにより断熱コーティングが提供され、第１の層は、１２％未満の全孔隙率を有する。

前述の例のいずれかにより断熱コーティングが提供され、第１の層は、表面に対して垂直に５〜１００μｍの厚さを有する。

前述の例のいずれかにより断熱コーティングが提供され、第２の層は、柱状微細構造を含む。

前述の例のいずれかにより断熱コーティングが提供され、第２の層は、サスペンションプラズマ溶射（suspension plasma spray）によって堆積された層である。

前述の例のいずれかにより断熱コーティングが提供され、第２の層は、サスペンションプラズマ溶射によって堆積されたジルコン酸ガドリニウム（gadolinium zirconate）層である。

前述の例のいずれかにより断熱コーティングが提供され、第２の層は、表面に対して垂直に５０〜５００μｍの厚さを有する。

前述の例のいずれかにより断熱コーティングが提供され、外層は、１２％未満の全孔隙率を有する。

前述の例のいずれかにより断熱コーティングが提供され、外層は、６％未満の連結孔隙率（connected porosity）を有する。

前述の例のいずれかにより断熱コーティングが提供され、外層は、表面に対して垂直に５〜１５０μｍの厚さを有する。

前述の例のいずれかにより断熱コーティングが提供され、外層は、エアプラズマ溶射によって堆積された層、およびサスペンションプラズマ溶射によって堆積された層のうちの一つである。

前述の例のいずれかにより断熱コーティングが提供され、外層は、希土類材料を含む。

前述の例のいずれかにより断熱コーティングが提供され、希土類材料は、希土類ジルコン酸塩（rare earth zirconate）、希土類ハフニウム酸塩（rare earth hafnate）、および希土類酸化物（rare earth oxide）のうちの一つである。

前述の例のいずれかにより断熱コーティングが提供され、外層は、カルシウム−マグネシウム−アルミノケイ酸塩（calcium-magnesium-alumino-silicate,ＣＭＡＳ）溶融物の侵入を最小化するように構成されたシール層である。

一例のシール層の被覆方法が、イットリア安定化ジルコニア（ＹＳＺ）材料の第１のコーティングを表面上に被覆し、ジルコン酸ガドリニウムの第２のコーティングを表面に被覆し、エアプラズマ溶射法およびサスペンションプラズマ溶射法のうち一つを用いて外表面にコーティングを被覆する、ことを含み、コーティングは高密度の微細構造を有するように形成され、高密度の微細構造は、外層の間隙の大きさの平均によって定義され、間隙の大きさの平均は、約２μｍ未満である。

前述の例により被覆方法が提供され、エアプラズマ溶射法およびサスペンションプラズマ溶射法のうち一つを用いて外表面にコーティングを被覆することが、希土類材料ベースのコーティング層を被覆することを含む。

前述の例のいずれかにより被覆方法が提供され、外表面に被覆されたコーティングは、希土類材料ベースのコーティング層であるとともに、希土類ジルコン酸塩、希土類ハフニウム酸塩、および希土類酸化物のうちの一つを含む。

一例のガスタービンエンジンコンポーネントが提供されるとともに、外表面を有するコンポーネント本体を含む。コーティングが外表面に被覆されるとともに、そのコーティングは、外表面に堆積された第１の層と、第１の層の外面に堆積された第２の層と、断熱コーティングの間隙の大きさを低下させるように第２の層に堆積された外層と、を含み、外層の間隙の大きさの平均は約２μｍ未満である。

前述の例により一例のガスタービンエンジンコンポーネントが提供され、そのガスタービンエンジンコンポーネントはブレードである。

これら及びその他の特徴は、以下の図面及び明細書から最もよく理解される。

一例のタービンエンジンコンポーネントの高水準概略図である。 タービンエンジンコンポーネントの多層断熱コーティングの概略図である。 図２の多層断熱コーティングの外面の概略図である。

一般に、航空機に利用される被覆などの、断熱コーティング（thermal barrier coating）は、その下にある基体の最高温度を低下させるための低い熱伝導率と、特に周期的な熱条件下での熱膨張係数（ＣＴＥ）のミスマッチによって誘発される応力に対する耐性を向上させるための低い弾性率（modulus）(または高い歪み耐性）と、熱伝導性や歪み耐性（strain tolerance）の欠陥を悪化させるＣＭＡＳ溶融物に対する耐性と、を必要とする。

一部の既存のシステムに利用される既存の断熱層は、イットリア安定化ジルコニア（ＹＳＺ）層の単一層であり、この層は、電子ビーム物理蒸着法（ＥＢ−ＰＶＤ）の適用を通じてコンポーネントに被覆される。この単一層の構造は、その適用プロセスに起因する微細な柱間間隙によってもたらされる適切な熱保護と優れた歪み耐性を提供する。一例として、ＥＰ−ＰＶＤ処理を介して単一層として被覆された一般的なＹＳＺ断熱コーティングは、約１μｍの柱間間隙を含む。

ＥＰ−ＰＶＤの適用に起因する歪み耐性コーティングの微細構造に関連する柱間間隙はまた、コーティング内への溶融ケイ酸塩（ＣＭＡＳ溶融物）の望ましくない侵入をもたらす経路を生じさせる。溶融ケイ酸塩が侵入した柱状構造コーティングは、コーティングの歪み耐性およびその熱伝導性に悪影響を及ぼす。その結果、単一層の断熱コーティングを利用するエンジンコンポーネントは砂漠での運用などの、特定の用途にはあまり適さない。

ＥＢ−ＰＶＤによる単一層断熱コーティングに起因するＣＭＡＳの侵入の課題に対する一つの潜在的な解決策は、第１層の外面への第２のＥＢ−ＰＶＤ層の適用である。

第２の層は、概してジルコン酸ガドリニウム（ＧＤＺ）材料などの、希土類ジルコン酸塩であり、ガドリニアの含有量は蛍石またはパイロクロア相を生成する範囲である。一部の例では、ＧＤＺ材料は、Ｇｄ₂Ｚｒ₂Ｏ₇コーティング材または純Ｇｄ₂Ｏ₃コーティング材である。ＧＤＺ外層は、断熱コーティングの大部分を形成するとともに、ＣＭＡＳ溶融物がＧＤＺ層の柱間間隙に侵入したときにＣＭＡＳ溶融物と相互作用して結晶性アパタイト生成物を形成する。ＧＤＺ（またはその他の希土類保持セラミックス（rare earth bearing ceramics））からのアパタイトの形成体は、ＥＢ−ＰＶＤ被覆処理から形成されるような小さい柱間間隙サイズを密封することが判明している、材料相（material phase）である。しかしながら、ＥＢ−ＰＶＤ被覆法は高価であり、真空ベースの被覆装置の使用によって拘束される。同様のまたはより優れたＣＭＡＳ耐性を生み出すが、既存の２層の解決策と同じように費用や適用困難性によって制限されることのない、被覆法を有することが望ましい。

ＥＢ−ＰＶＤ処理の代わりに、サスペンション（懸濁液）プラズマ溶射などのプラズマ溶射法を用いた２層コーティングは、そのコーティングの外側部分（外層）が、ＧＤＺ材料である、熱伝導率が低減された、歪み耐性断熱コーティングを生成する。約１２〜７５ミクロンの内側層がＹＳＺ層から構成され、第１の層として基体に被覆される。ここで用いられるように、層の厚さとは、その層が被覆される表面に対して垂直な厚さを表す。一方、プラズマ溶射法に起因して、一部の２層コーティングにおいて相互に連結した孔隙の大きさは平均して１０μｍであり、所望のＣＭＡＳ耐性を提供するには大きすぎる３０μｍもの大きさの部分を含みうる。

本発明に開示のコーティングは、３つの層を利用する断熱コーティングであり、その下にある基体との付着のための一番内側の層と、熱伝導率を低減するための中間層と、ＣＭＡＳ耐性を最大化する第３の層と、を有する。これらの層は、サスペンションプラズマ溶射などの、ＥＢ−ＰＶＤを含まない被覆法によって被覆され、一つ以上の層がその他の層とは異なる被覆法を用いて被覆される。

ＣＭＡＳ溶融物の侵入を防ぐまたは最小化するように、第１および第２の層の外側に第３の層が被覆される。第３の層は、断熱コーティングの柱間間隙の間隙の大きさを最小化するとともに、ＣＭＡＳ溶融物と有益に反応してコーティングへの侵入を低減する材料から構成される。

第３の層のＣＭＡＳ耐性断熱コーティングを、ガスタービンエンジンコンポーネントを参照しながら以下に詳述する。

図１はタービンエンジンコンポーネント１００を概略的に示す。図示の例では、タービンエンジンコンポーネント１００は、高圧タービンの第１段のプラットフォーム１２０に支持されたタービンブレード１１０である。しかしながら、本発明に記載の多層コーティングおよびその被覆法は、これに限定しないが、ブレード、ベーン、燃焼器、パネル、ブレード・アウター・エア・シール、またはその他の類似のガス経路コンポーネントを含む、ガスタービンエンジンのガス経路に曝され、かつ／または、そのガスタービンエンジンが吸入した粒子に曝される任意のタービンエンジンコンポーネントに適用されうることが当業者にとって理解されるであろう。破線のボックス１３０は図２，３でより詳細に考察する例示の表面部分を特定する。

タービンエンジンコンポーネント１００に対する熱損傷を最小限にするため、タービンエンジンコンポーネント１００の外表面がコーティングの基体となるように、タービンエンジンコンポーネント１００の外表面にコーティングが被覆される。外表面はニッケル合金、コバルト超合金、モリブデン合金、ニオブ合金などを含む、周知の適切な金属から形成される。代替例では、その表面はセラミックベースのまたはセラミックマトリックスの複合材料である。

引き続き図１を参照すると、図２は、図１の破線ボックス１３０におけるブレード１１０の外表面２１０に被覆された例示のコーティング２２０の断面図を概略的に示す。コーティング２２０は、外表面２１０に被覆された第１の層２２２と、第１の層２２２に被覆された中間層２２４と、中間層２２４に被覆された外層２２６と、を含む。一部の例では、第１の層２２２は、サスペンションプラズマ溶射を介して外表面２１０に被覆されるとともに、約５〜１００μｍの厚さを有しており、中間層２２４は、サスペンションプラズマ溶射法を介して第１の層２２２に被覆されるとともに、約５０〜５００μｍの厚さを有しており、外層２２６は、サスペンションプラズマ溶射法またはエアプラズマ溶射法のいずれかを介して中間層２２４に被覆されるとともに、表面に対して垂直に５〜１５０μｍの厚さを有する。

引き続き図１，２を参照すると、図３は、図２の外層２２６の外表面の図を示す。外層２２６は代替的に本明細書中では第３の層と称される。例示の外層２２６は、複数の間隙（gap）２２７を有する柱状微細構造を有する。間隙２２７はそれぞれ間隙の大きさ（gap size）２２９を有する。間隙の大きさ２２９は間隙２２７の一番短い寸法に沿った間隙２２７の平均幅である。表面上の全ての間隙２２７の平均の間隙の大きさ２２９は表面平均間隙サイズと称する。サスペンションプラズマ溶射が被覆された外層２２６の場合、間隙は、３つ以上の間隙の相互接続部の間の結合部において少なくとも部分的に間隙サイズが増加した状態で相互連結する傾向がある。加えて、概ね少量ではあるが、相互連結しない間隙も存在する。

代替的な例では、外層２２６は本質的に柱状である必要はない。換言すれば、間隙２２７は垂直方向に指向されていなくてもよい。柱状ではない一例の代替的な外層２２６は、エアプラズマ溶射を用いて被覆されたものである。このような層は、必ずしも垂直方向に配列された特徴を有していないが、代わりに蛇行した相互連結するスプラット間の（intersplat）境界ネットワークを含む。

外層２２６の表面は孔隙率をさらに含み、孔隙率は、間隙２２７によって覆われた表面外層２２６の割合を示す。図示の外層２２６の間隙２２７は説明の効果のために誇張されている。

表面の孔隙率はさらに連結孔隙率（connected porosity）および不連結孔隙率（non-connected porosity）を含むものとして定義される。連結孔隙率は、外層２２６の自由表面から内側層２２２，２２４までの経路、または２１０の表面まで続く経路を画定する孔隙率である。連結孔隙率は溶融ＣＭＡＳが外表面からコーティングへと侵入する経路を画定する。所与のコーティングの連結孔隙がより相互に連結し、より深くなるほど、悪影響となるＣＭＡＳ溶融物の浸透の可能性はより高くなる。

不連結孔隙率は、ＣＭＡＳの浸透率を最小化するように、内部層２２２，２２４から完全に分離される、または限定的な連結性を有する。この孔隙は耐熱性を向上させ、歪みコンプライアンスを向上させるため、別の点ではコーティングにとって有益である。

図２，３の断熱コーティング２２０に関しては、第１の層２２２の機能の一つは、その下にある金属基体（外表面２１０）と第２の層２２４のセラミックコーティングとの結合能力を最大化することである。一部の例では、金属基体表面は任意選択的に基体と第１の層２２２との間に、ＭＣｒＡｌＸ、拡散アルミナイド、または耐酸化性／耐腐食性を有する同様の周知のコーティングなどの、金属コーティングを有してもよい。

この構造は概して高靭性、外表面２１０との熱膨張係数の近接した一致、そして第１の層の材料が外表面に対して化学的に安定することを必要とする。一部の例では、第１の層２２２は５〜１００μｍの範囲の薄いコーティングである。さらなる例では、第１の層２２２は、１２〜５０μｍの範囲の薄いコーティングである。

一部の例では、第１の層２２２はＹＳＺ組成物から構成される。本明細書中に記載のＹＳＺは、ジルコニア中におよそ６〜９ｗｔ％のイットリアを含み、一般には、７〜８ｗｔ％のイットリアを含む。第１の層２２２の構造は柱状であってもよく、または代替的に第１の層２２２の靭性を最大化するように、第１の層２２２の密度は高くてもよい。一例として、第１の層２２２は１２％未満の孔隙率を有する。一例では、第１の層２２２は約６％以下の孔隙率を有する。

第２の層２２４の機能の一つは、低い熱伝導性と、低い面内弾性率（in plane modulus）を確立することである。第２の層２２４は、コーティング２２０の断熱機能を最大化するように、コーティング２２０の全厚の大部分を含む。少なくとも一つの例では、第２の層２２４の厚さはコーティング２２０の厚さの少なくとも５０％である。第２の層２２４の低い熱伝導率は、第２の層２２４の選択された材料の固有の伝導率、および、第２の層２２４の孔隙の体積分率と形状、のうち一方または両方から生じる。

低い面内弾性率は、コンポーネントを含むガスタービンエンジンの運転中の熱サイクルおよび熱膨張の差から発生する歪みのレベルを低減するのに更に重要であり、ＥＢ−ＰＶＤコーティング被覆法を通じて達成される微細構造と同様の柱状微細構造を介して達成される。一例では、第２の層は、ＹＳＺ、または、第２の層２２４を形成するようにＧＤＺなどの希土類安定化ジルコン酸塩またはハフニウム酸塩（hafnate）を利用する。代替例では、同様の特性を有する代替的な化学的特性を第２の層２２４に利用してもよい。一部の実施では、高靭性を生み出す化学的特性が第２の層２２４に望ましいが、第２の層２２４の全ての実施に要求されるものではない。

第３の層２２６の機能は、ＣＭＡＳ溶融物のコーティング２２０への侵入を最小化するまたは防ぐことである。上述したように、ＣＭＡＳ溶融物の侵入を最小化するには、第２の層２２４またはさらにその内部への経路を供給する連結孔隙の間隙サイズを最小化することが要求され、かつ、更なる侵入を低減するようにＣＭＡＳ溶融物と有益に反応する材料から構成されることが要求される。

ＣＭＡＳ溶融物の侵入の最小化は第３の層の全体的な密度を増加させることによって達成される。層２２２，２２４，２２６の密度は、２５０倍の倍率による画像解析によって求められるコーティング材料の体積分率として算出される。ＣＭＡＳ溶融物との有益な反応は、第３の層２２６の組成の選択を介して達成される。一例の組成は、アパタイト相（apatite phase）を沈殿させる希土類保持材料（rare earth bearing materials）、灰長石相（anorthite phase）を沈殿させるアルミナ保持材料（alumina bearing materials）、またはその他の同様の連結体（connects）を含みうる。例示の実施例では、第３の層の材料組成は、ＧＤＺおよび純Ｇｄ₂Ｏ₃のうちの一つである。

第３の層２２６の構造および機能の詳細な記載を以下に示す。

柱状断熱コーティング（ＴＢＣ）構造を生成するように、その他の被覆処理はもとより、サスペンションプラズマ溶射法が用いられる。柱間の間隙構造および孔隙率は改善された歪み耐性を付与し、低熱伝導率を有するコーティングを生成するため、柱状構造に関連した間隙サイズや孔隙率が断熱コーティング性能にとって望まれる。現在利用されるサスペンションプラズマ溶射法は、約１μｍから３０μｍを上回る範囲の柱間間隙を有する微細構造を生成する。

２層のバリアコーティングを利用するエンジンコンポーネントへのＣＭＡＳ溶融物の侵入を防ぐように、２つの層のコーティングの外表面（例えば、ＧＤＺコーティングの最外層）は自己密封層である。この自己密封の特徴は、ＧＤＺ層の向上された高密度化を介して達成される。一方、外層の向上された高密度化はまた本質的に熱サイクル時の歪み耐性を低下させ、減少した歪み耐性は外層の厚さに起因して悪化する。本発明で用いられるように、高密度化とは、層の微細構造の間隙サイズや孔隙率の減少を意味する。

ＧＤＺコーティングを断熱コーティングとして確実に利用し、それによりＧＤＺ材料から引き出される自己密封の利点を得るために、図２，３の３つの層の柱状部間の間隙サイズは約２μｍ未満に低減され、孔隙率は、従前の２つの層の構造に比べておよそ１２％未満の孔隙率で、著しく低減される。一例では、孔隙率は約６％以下である。本明細書中に用いるように、孔隙率とは、２５０倍の倍率による画像解析によって求められるものとして、間隙２２７を含む外層２２６の体積百分率を表す。孔隙率はさらに、間隙２２７に属する層２２６の割合および間隙に属さない層の割合として定義される。低下した孔隙率および間隙サイズにより、ＧＤＺコーティングのＣＭＡＳ溶融物耐性が増加する。

一方、低下した孔隙率および間隙サイズを有する２層構造において存在するように、小さい間隙と低い孔隙率を有する微細構造からなる一番上のコーティング（外層）全体は、より高い面内弾性率および基体とコーティングとの間の熱膨張のミスマッチに起因した、熱サイクルに対する耐性を低下させる低い歪み耐性を有する。

この低い歪み耐性に対処するように、図２，３の例は、中間層２２４がＧＤＺベースの断熱コーティングであり、より薄い外層２２６がＧＤＺ層２２４に被覆された、３つの層構造を使用する。より薄い外層２２６は、ＧＤＺ層２２４へのＣＭＡＳ溶融物の侵入を防ぐシール層としての役割を果たす。

外層２２６は、一部の例では、その下側にあるコンポーネントの表面に対して垂直に、約５〜１５０μｍの範囲の厚さである。代替的な例では、外層２２６は２５〜１００μｍの範囲である。一例では、外層２２６は希土類ジルコン酸塩／ハフニウム酸塩／酸化物化学特性からなり、エアプラズマ溶射および／またはサスペンションプラズマ溶射コーティング処理を用いて堆積される。外層２２６は、その外層２２６を通して下の中間のＧＤＺ層２２４に延在する狭い間隙２２７を含む高密度の微細構造を含む。一部の例では、高密度微細構造の密度により、１２％以下の全孔隙率がもたらされる。このような例では、連結孔隙率は約６％以下である。

一部の例では、所与の表面積に亘る平均間隙サイズは約２μｍ以下である。

外層２２６をその下に横たわるＧＤＺ層（中間層２２４）に適切に堆積、付着させるように、中間層２２４の表面は、任意選択的に周知の粗面処理の手順に従って粗面化される。代替的に、外層２２６の間隙サイズを最小化するように、中間層２２４の表面が任意選択的に周知の表面処理の手順に従って平滑化される。一例として、外層２２６がエアプラズマ溶射を介して適用される場合、（それぞれ５０〜８０μｍの範囲の）堆積されたスプラット（splats）が中間層２２４の表面に付着するように、中間層２２４の表面が十分に粗面化される。代替的に、被覆がサスペンションプラズマ溶射堆積を介する場合、堆積物は、粗面化ステップを要することなく下に横たわるセラミックコーティングに十分に結合する。さらにもう一つの例では、一番上の層の微細な間隙構造をより均一かつ繰返し可能にするように、粗面化ステップを平滑化ステップに置き換えてもよい。

図２，３に関して上述した例示の微細構造などの、３つの層の微細構造を利用することにより、サスペンションプラズマ溶射被覆処理した断熱コーティングの歪み耐性の利点の大部分を維持しながら、得られたコーティング２２０は、その外層２２６により、ＣＭＡＳの侵入に対して耐性を有する。緻密化された層を外層２２６のみに組み込むことにより、コンポーネントの外表面２１０と外層２２６との間の断熱層２２２，２２４は依然としてこれまでに達成された歪み耐性を維持する。さらに、５０〜１００μｍの厚さ範囲の高密度化層を利用することにより、電子ビーム蒸着法を用いて処理されたＧＤＺ断熱コーティングに見られるものと同様、体積膨張するアパタイト相を生成させることにより、自己密封機構の効果的な働きを可能にする。

当然ながら、上記の任意の概念を単独で用いてもよく、またはこれをその他の概念のうち任意のまたはすべての概念と組み合わせて用いてもよい。本発明の実施例について記載したが、特定の修正が特許請求の範囲に含まれることが当業者にとって理解できるであろう。そのため、本発明の真の範囲および内容を決定するために以下の請求項を検討すべきである。

２１０…外表面
２２０…コーティング
２２２…第１の層
２２４…中間層
２２６…外層

Claims (20)

1. 断熱コーティングであって、
   表面上に堆積された第１の層と、
   前記第１の層の外面に堆積された第２の層と、
   前記断熱コーティングの間隙の大きさを低下させるように前記第２の層に堆積された外層と、
   を備え、
   前記外層の間隙の大きさの平均が２μｍ未満である、断熱コーティング。
2. 前記第１の層が、イットリア安定化ジルコニア（ＹＳＺ）材料を備えることを特徴とする請求項１に記載の断熱コーティング。
3. 前記第１の層が、１２％未満の全孔隙率を有することを特徴とする請求項１に記載の断熱コーティング。
4. 前記第１の層が、前記表面に対して垂直に５〜１００μｍの厚さを有することを特徴とする請求項１に記載の断熱コーティング。
5. 前記第２の層が、柱状微細構造を備えることを特徴とする請求項１に記載の断熱コーティング。
6. 前記第２の層が、サスペンションプラズマ溶射によって堆積された層であることを特徴とする請求項１に記載の断熱コーティング。
7. 前記第２の層が、サスペンションプラズマ溶射によって堆積されたジルコン酸ガドリニウム層であることを特徴とする請求項６に記載の断熱コーティング。
8. 前記第２の層が、前記表面に対して垂直に５０〜５００μｍの厚さを有することを特徴とする請求項１に記載の断熱コーティング。
9. 前記外層が、１２％未満の全孔隙率を有することを特徴とする請求項１に記載の断熱コーティング。
10. 前記外層が、６％未満の連結孔隙率を有することを特徴とする請求項９に記載の断熱コーティング。
11. 前記外層が、前記表面に対して垂直に５〜１５０μｍの厚さを有することを特徴とする請求項１に記載の断熱コーティング。
12. 前記外層が、エアプラズマ溶射によって堆積された層、およびサスペンションプラズマ溶射によって堆積された層のうちの一つであることを特徴とする請求項１に記載の断熱コーティング。
13. 前記外層が、希土類材料からなることを特徴とする請求項１に記載の断熱コーティング。
14. 前記希土類材料が、希土類ジルコン酸塩、希土類ハフニウム酸塩、および希土類酸化物のうちの一つであることを特徴とする請求項１３に記載の断熱コーティング。
15. 前記外層は、カルシウム−マグネシウム−アルミノケイ酸塩（ＣＭＡＳ）溶融物の侵入を最小化するように構成されたシール層であることを特徴とする請求項１に記載の断熱コーティング。
16. イットリア安定化ジルコニア（ＹＳＺ）材料の第１のコーティングを、表面上に被覆し、
    ジルコン酸ガドリニウムの第２のコーティングを前記第１のコーティングの表面に被覆し、
    エアプラズマ溶射法およびサスペンションプラズマ溶射法のうち一つを用いて前記第２のコーティングの外表面にコーティングを被覆する、
    ことを備え、
    前記コーティングは高密度の微細構造を有するように形成され、前記高密度の微細構造は、該コーティングの間隙の大きさの平均によって定義され、前記間隙の大きさの平均が２μｍ未満である、シール層の被覆方法。
17. 前記エアプラズマ溶射法およびサスペンションプラズマ溶射法のうち一つを用いて前記第２のコーティングの外表面に前記コーティングを被覆することが、希土類材料ベースのコーティング層を被覆することを備えることを特徴とする請求項１６に記載のシール層の被覆方法。
18. 前記第２のコーティングの外表面に被覆された前記コーティングが、希土類材料ベースのコーティング層であるとともに、希土類ジルコン酸塩、希土類ハフニウム酸塩、および希土類酸化物のうちの一つを含むことを特徴とする請求項１６に記載のシール層の被覆方法。
19. 外表面を有するコンポーネント本体と、
    前記外表面に被覆されたコーティングと、
    を備えたガスタービンエンジンコンポーネントであって、
    前記コーティングが、
    前記外表面に堆積された第１の層と、
    前記第１の層の外面に堆積された第２の層と、
    前記コーティングの間隙の大きさを低下させるように前記第２の層に堆積された外層と、
    を備え、
    前記外層の間隙の大きさの平均が２μｍ未満である、ガスタービンエンジンコンポーネント。
20. 前記コンポーネント本体が、ブレードを備えることを特徴とする請求項１９に記載のガスタービンエンジンコンポーネント。

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