JP2022537508A - 航空宇宙用部品上へ犠牲コーティングを堆積させるための方法 - Google Patents

Abstract

本開示の実施態様は、概して、航空宇宙用部品上の保護コーティング及びその保護コーティングを堆積するための方法に関する。一又は複数の実施態様では、航空宇宙用部品上に保護コーティングを生成するための方法は、ニッケルとアルミニウムとを含む（例えば、ニッケルアルミニウム超合金）航空宇宙用部品上に金属酸化物テンプレート層を堆積することと、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に金属酸化物テンプレート層を含む航空宇宙用部品を加熱することとを含む。熱的プロセス及び／又は酸化プロセスは、航空宇宙用部品内に含まれるアルミニウムを、金属酸化物テンプレート層を含有する航空宇宙用部品に向かって拡散することと、拡散されたアルミニウムを酸化させて、航空宇宙用部品と金属酸化物テンプレート層との間に配置される酸化アルミニウム層を生成することと、酸化アルミニウム層を残しながら、金属酸化物テンプレート層の少なくとも一部を除去することとを含む。【選択図】図１Ｃ

Description

［０００１］本開示の実施態様は、概して、堆積プロセス、特に、航空宇宙用部品上へ膜を堆積させるための蒸着プロセスに関する。

［０００２］タービンエンジンは通常、高温ガス及び／又は反応性化学物質（酸、塩基、塩など）に曝露されるために時間の経過とともに腐食又は劣化する部品を有する。このようなタービン部品は、多くの場合、遮熱及び／又は化学的バリアコーティングによって保護されている。環境保護と遮熱コーティング（ＴＢＣ）システムのボンドコートとしての両方のガスタービンエンジンの高温燃焼ガスに曝露されるエアフォイルに現在使用されているコーティングには、拡散アルミナイドとさまざまな金属合金コーティングの両方が含まれる。これらのコーティングは、酸化及び腐食による攻撃から保護するために、基板材料、通常はニッケル基超合金に塗布される。これらのコーティングは、さまざまな方法で基板上に形成される。例えば、ニッケルアルミナイド層は、基板を高温でアルミニウムに富む環境に単に曝露することによって、ニッケル基超合金上の外側のコーティングとして成長させることができる。アルミニウムは基板に拡散し、ニッケルと結合してニッケル－アルミニウム合金の外面を形成する。

［０００３］しかし、エンジン性能に対する要求の高まりによって、エンジンの動作温度及び／又はエンジン寿命の要件が高まるため、環境コーティング又はボンドコーティングとして使用する場合のコーティングの性能を、これらの既存のコーティングの能力に加えて改善する必要がある。これらの要求のために、環境保護のため、又はより高い動作温度に耐えることができるか若しくは修理のために除去を必要とする前に長期間動作することができるボンドコートとして、又はその両方として使用できるコーティングが望まれる。これらの既知のコーティング材料及び堆積技法には、いくつかの欠点がある。低圧プラズマスプレー、プラズマ蒸着（ＰＶＤ）、電子ビームＰＶＤ（ＥＢＰＶＤ）、カソードアーク、又は同様のスパッタリング技法によって堆積されたほとんどの金属合金コーティングは、見通し線コーティングである。つまり、部品の内部をコーティングすることはできない。外部のプラチナ電気めっきは通常、適度に均一なコーティングを形成するが、部品の内部の電気めっきは困難であることが証明されている。結果として得られる電気めっきコーティングは、多くの場合、薄すぎて保護できないか、又は、厚すぎて、高い重量増加や疲労寿命の借方など、他の機械的な悪影響がある。同様に、アルミナイドコーティングは、部品の内部通路の不均一性に悩まされている。アルミナイドコーティングは脆く、疲労に曝露されると寿命が短くなる可能性がある。

［０００４］さらに、これらのコーティングのほとんどは厚さがおよそ１０マイクロメートルを超えるため、部品重量が増加し、ディスク及びその他のサポート構造の設計がより困難になる可能性がある。これらのコーティングの多くは、接着を達成するために、合金へのコーティングの十分な相互拡散を堆積又は促進させるために、高温（例えば、５００℃以上）の工程も必要とする。多くの人が、（１）金属を酸化及び腐食から保護する、（２）金属への接着力が高い、及び／又は（３）重量を大幅に増加させたり電流以外の疲労寿命を低下させたりしないように十分に薄い、コーティングを有することを望んでいる。

［０００５］したがって、改善された保護コーティング及び保護コーティングを堆積するための方法が必要である。

［０００６］本開示の実施態様は、概して、航空宇宙用部品上の保護コーティング及びその保護コーティングを堆積するための方法に関する。一又は複数の実施態様では、航空宇宙用部品上に保護コーティングを生成するための方法は、ニッケルとアルミニウムとを含む（例えば、ニッケルアルミニウム超合金）航空宇宙用部品上に金属酸化物テンプレート層を堆積することと、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に金属酸化物テンプレート層を含む航空宇宙用部品を加熱することとを含む。熱的プロセス及び／又は酸化プロセスは、航空宇宙用部品内に含まれるアルミニウムを、金属酸化物テンプレート層を含有する航空宇宙用部品に向かって拡散することと、拡散されたアルミニウムを酸化させて、航空宇宙用部品と金属酸化物テンプレート層との間に配置される酸化アルミニウム層を生成することと、酸化アルミニウム層を残しながら、金属酸化物テンプレート層の全部又は一部を除去することとを含む。金属酸化物テンプレート層は、酸化アルミニウム層とテンプレート要素の固溶体を部分的に形成し得る。

［０００７］いくつかの実施態様では、航空宇宙用部品上に保護コーティングを生成するための方法は、ニッケルとアルミニウムとを含む航空宇宙用部品上に金属酸化物テンプレート層を堆積することであって、金属酸化物テンプレート層が、酸化クロム、酸化タングステン、酸化モリブデン、酸化バナジウム、又はそれらの任意の組み合わせを含む、金属酸化物テンプレート層を堆積することを含む。この方法は、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に金属酸化物テンプレート層を含む航空宇宙用部品を約９００℃から約１，２００℃の温度に加熱することも含む。熱的プロセス及び／又は酸化プロセスは、航空宇宙用部品内に含まれるアルミニウムを、金属酸化物テンプレート層を含有する航空宇宙用部品に向かって拡散することと、拡散されたアルミニウムを酸化させて、航空宇宙用部品と金属酸化物テンプレート層との間に配置される酸化アルミニウム層を生成することと、酸化アルミニウム層を残しながら、金属酸化物テンプレート層の全部又は一部を除去することとを含む。金属酸化物テンプレート層は、酸化アルミニウム層とテンプレート要素の固溶体を部分的に形成し得る。

［０００８］他の実施態様では、航空宇宙用部品は、ニッケル超合金を含む本体と、本体上に配置された金属酸化物テンプレート層と、航空宇宙用部品の本体と金属酸化物テンプレート層との間に配置された酸化アルミニウム層を含む。本体内の超合金は、ニッケルと、アルミニウムと、クロム、コバルト、チタン、モリブデン、タングステン、又はそれらの合金から選択される一又は複数の金属とを含む。金属酸化物テンプレート層は、クロム、タングステン、モリブデン、バナジウム、又はそれらの任意の組み合わせを含む。いくつかの例では、酸化アルミニウム層はα－Ａｌ_２Ｏ_３を含む。金属酸化物テンプレート層及び酸化アルミニウム層は、コランダム結晶構造などの同じ結晶構造を有する。金属酸化物テンプレート層及び酸化アルミニウム層は、約０．１％から約１０％の格子不整合がある結晶構造を有し得る。金属酸化物テンプレート層は、酸化アルミニウム層とテンプレート要素の固溶体を部分的に形成し得る。混合金属酸化物の固溶体ゾーンは、テンプレート酸化物及び酸化アルミニウムのものよりも低い格子不整合を有する。

［０００９］上述した本開示の特徴を詳細に理解し得るように、上記で簡単に要約された本開示のより具体的な説明が、実施態様を参照することによって得られ、一部の実施態様は付随する図面に示されている。しかし、添付図面は例示的な実施態様のみを示すものであり、したがって、本開示の範囲を限定すると見なすべきではなく、その他の等しく有効な実施態様も許容し得ることに留意されたい。

［００１０］本明細書で記載及び検討される一又は複数の実施態様による、異なる時間間隔で航空宇宙用部品上に形成されている保護コーティングの概略断面図である。

［００１１］理解しやすくするために、可能な場合には、図に共通する同一の要素を指し示すのに同一の参照符号が使用されている。一又は複数の実施態様の構成要素及び特徴は、他の実施態様に有益に組み込まれ得ると想定される。

［００１２］本開示の実施態様は、概して、航空宇宙用部品上に配置された保護コーティング、及びその保護コーティングを堆積するかそうでなければ形成するための方法に関する。本明細書で記載及び検討される航空宇宙用部品は、一又は複数のタービンブレード、タービン翼、リブ、フィン、ピンフィン、燃焼器燃料ノズル、燃焼器シールド、又は上に堆積された保護コーティング有することにより恩恵を受けることができるその他の航空宇宙用部品若しくは部分であり得るか、又はそれらを含み得る。保護コーティングは、航空宇宙用部品の内面及び／又は外面上に堆積され得るかそうでなければ形成され得る。

［００１３］一又は複数の実施態様では、航空宇宙用部品上に保護コーティングを生成するための方法は、ニッケルとアルミニウムとを含む（例えば、ニッケルアルミニウム超合金）航空宇宙用部品上に金属酸化物テンプレート層を堆積することと、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に金属酸化物テンプレート層を含む航空宇宙用部品を加熱することとを含む。熱的プロセス及び／又は酸化プロセスは、航空宇宙用部品内に含まれるアルミニウムを、金属酸化物テンプレート層を含有する航空宇宙用部品に向かって拡散することと、拡散されたアルミニウムを酸化させて、航空宇宙用部品と金属酸化物テンプレート層との間に配置される酸化アルミニウム層を生成することと、酸化アルミニウム層を残しながら、金属酸化物テンプレート層の少なくとも一部を除去することとを含む。

［００１４］図１Ａ－１Ｄは、本明細書で記載及び検討される一又は複数の実施態様による、異なる時間間隔で航空宇宙用部品１０２上に配置された保護コーティングの概略断面図である。図１Ａは、表面１０４を有する航空宇宙用部品１０２を示す。表面１０４は、航空宇宙用部品１０２の一又は複数の内面及び／又は一又は複数の外面であり得る。航空宇宙用部品１０２は、タービンブレード、タービン翼、支持部材、フレーム、リブ、フィン、ピンフィン、燃焼器燃料ノズル、燃焼器シールド、内部冷却チャネル、又はそれらの任意の組み合わせであり得るか、又はそれらを含み得る。航空宇宙用部品１０２は、一又は複数のニッケル超合金を含む。ニッケル超合金は、ニッケル－アルミニウム超合金であり得るかそれを含み得、ニッケルと、アルミニウムと、クロム、コバルト、チタン、モリブデン、タングステン、他の元素、それらのドーパント、又はそれらの合金から選択される一又は複数の金属とを含み得る。

［００１５］ニッケル超合金は、約２０重量パーセント（ｗｔ％）、約３０ｗｔ％、約４０ｗｔ％、約４５ｗｔ％、約４８ｗｔ％、約５０ｗｔ％、約５５ｗｔ％、約５８ｗｔ％、又は約６０ｗｔ％から約６２ｗｔ％、約６５ｗｔ％、約６８ｗｔ％、約７０ｗｔ％、約７５ｗｔ％、約８０ｗｔ％、約８５ｗｔ％、又は約９０ｗｔ％のニッケルを含む。例えば、ニッケル超合金は、約２０ｗｔ％から約９０ｗｔ％、約３０ｗｔ％から約８０ｗｔ％、約４０ｗｔ％から約９０ｗｔ％、約４０ｗｔ％から約８０ｗｔ％、約４０ｗｔ％から約７５ｗｔ％、約２０ｗｔ％から約７０ｗｔ％、約４０ｗｔ％から約６５ｗｔ％、約４０ｗｔ％から約６２ｗｔ％、約４０ｗｔ％から約６０ｗｔ％、約４０ｗｔ％から約５８ｗｔ％、約４０ｗｔ％から約５５ｗｔ％、約４０ｗｔ％から約５０ｗｔ％、約５０ｗｔ％から約９０ｗｔ％、約５０ｗｔ％から約８０ｗｔ％、約５０ｗｔ％から約７５ｗｔ％、約２０ｗｔ％から約７０ｗｔ％、約５０ｗｔ％から約６５ｗｔ％、約５０ｗｔ％から約６２ｗｔ％、約５０ｗｔ％から約６０ｗｔ％、約５０ｗｔ％から約５８ｗｔ％、約５０ｗｔ％から約５５ｗｔ％、約５８ｗｔ％から約９０ｗｔ％、約５８ｗｔ％から約８０ｗｔ％、約５８ｗｔ％から約７５ｗｔ％、約２０ｗｔ％から約７０ｗｔ％、約５８ｗｔ％から約６５ｗｔ％、約５８ｗｔ％から約６２ｗｔ％、又は約５８ｗｔ％から約６０ｗｔ％のニッケルを含む。

［００１６］ニッケル超合金は、約０．２ｗｔ％、約０．５ｗｔ％、約０．８ｗｔ％、約１ｗｔ％、約１．５ｗｔ％、約２ｗｔ％、約２．５ｗｔ％、約３ｗｔ％、約３．５ｗｔ％、約４ｗｔ％、又は約４．５ｗｔ％から約５ｗｔ％、約６ｗｔ％、約７ｗｔ％、約８ｗｔ％、約９ｗｔ％、約１０ｗｔ％、約１２ｗｔ％、約１５ｗｔ％、約１８ｗｔ％、又は約２０ｗｔ％のアルミニウムを含む。例えば、ニッケル超合金は、約０．２ｗｔ％から約２０ｗｔ％、約０．５ｗｔ％から約２０ｗｔ％、約０．５ｗｔ％から約１８ｗｔ％、約０．５ｗｔ％から約１５ｗｔ％、約０．５ｗｔ％から約１２ｗｔ％、約０．５ｗｔ％から約１０ｗｔ％、約０．５ｗｔ％から約８ｗｔ％、約０．５ｗｔ％から約６ｗｔ％、約０．５ｗｔ％から約５ｗｔ％、約０．５ｗｔ％から約４ｗｔ％、約０．５ｗｔ％から約３ｗｔ％、約０．５ｗｔ％から約２ｗｔ％、約０．５ｗｔ％から約１ｗｔ％、約１ｗｔ％から約２０ｗｔ％、約１ｗｔ％から約１８ｗｔ％、約１ｗｔ％から約１５ｗｔ％、約１ｗｔ％から約１２ｗｔ％、約１ｗｔ％から約１０ｗｔ％、約１ｗｔ％から約８ｗｔ％、約１ｗｔ％から約６ｗｔ％、約１ｗｔ％から約５ｗｔ％、約１ｗｔ％から約４ｗｔ％、約１ｗｔ％から約３ｗｔ％、約１ｗｔ％から約２ｗｔ％、約１ｗｔ％から約１ｗｔ％、約３ｗｔ％から約２０ｗｔ％、約３ｗｔ％から約１８ｗｔ％、約３ｗｔ％から約１５ｗｔ％、約３ｗｔ％から約１２ｗｔ％、約３ｗｔ％から約１０ｗｔ％、約３ｗｔ％から約８ｗｔ％、約３ｗｔ％から約６ｗｔ％、約３ｗｔ％から約５ｗｔ％、又は約３ｗｔ％から約４ｗｔ％のアルミニウムを含む。

［００１７］一又は複数の例では、ニッケル超合金は、約４０ｗｔ％以上のニッケルと、約０．５ｗｔ％から約１５ｗｔ％のアルミニウムとを含む。いくつかの例では、ニッケル超合金は、約５０ｗｔ％以上のニッケルと、約１ｗｔ％から約１０ｗｔ％のアルミニウムとを含む。他の例では、ニッケル超合金は、約５８ｗｔ％以上のニッケルと、約２ｗｔ％から約８ｗｔ％のアルミニウムとを含む。

［００１８］いくつかの例では、ニッケル超合金は、ＣＭＳＸ－４超合金、ＣＭＳＸ－４ Ｐｌｕｓ超合金、ＰＷＡ合金、Ｒｅｎｅ合金、一又は複数のＩｎｃｏｎｅｌ合金、一又は複数のＨａｙｎｅｓ合金、例えば、Ｈａｙｎｅｓ ２１４、Ｈａｙｎｅｓ ２３３、アルミナ形成オーステナイト鋼合金、又はそれらの任意の組み合わせであり得るか、又はそれらを含み得る。表１は、本明細書で記載及び検討される実施態様において有用ないくつかの例示的な超合金の元素組成を示す。表１では、合金（１）はＣＭＳＸ－４超合金であり、合金（２）はＣＭＳＸ－４ Ｐｌｕｓ超合金であり、別途記載のない限り、すべての重量は重量パーセント（ｗｔ％）の単位である。

［００１９］図１Ｂは、本明細書の一又は複数の実施態様で記載及び検討される航空宇宙用部品１０２の表面１０４上に配置される金属酸化物テンプレート層１１０を示す。金属酸化物テンプレート層１１０は、一又は複数の金属酸化物、例えば、酸化クロム（例えば、ＣｒＯ、ＣｒＯ_２、又はＣｒ_２Ｏ_３）、酸化タングステン（例えばＷＯ_３）、酸化モリブデン（例えば、ＭｏＯ_２又はＭｏＯ_３）、酸化バナジウム（例えば、ＶＯ、ＶＯ_２、又はＶ_２Ｏ_５）、それらのドーパント、又はそれらの任意の組み合わせを含む。いくつかの例では、金属酸化物テンプレート層１１０は、テンプレート層として酸化アルミニウムを含まない。金属酸化物テンプレート層１１０に含まれる金属酸化物は、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中の酸化アルミニウムの成長又はそうでなければ形成を促進する結晶格子を有する。金属酸化物テンプレート層１１０に含有される金属酸化物は、後に、昇華され得るか、蒸発され得るか、酸化し得るか、又は航空宇宙用部品１０２から除去され得る。このように、酸化アルミニウムの形成中及び／又はその後の熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に、金属酸化物テンプレート層は、昇華又は蒸発又は酸化によって除去される。一又は複数の例では、金属酸化物テンプレート層１１０は酸化クロムを含み、該方法は、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に酸化クロムをクロムオキシドヒドロキシド（ＣｒＯ_２（ＯＨ）_２）に変換することをさらに含む。

［００２０］金属酸化物テンプレート層１１０は、約１０ｎｍ、約２０ｎｍ、約３０ｎｍ、約５０ｎｍ、約８０ｎｍ、約１００ｎｍ、約１５０ｎｍ、又は約２００ｎｍから約２５０ｎｍ、約３００ｎｍ、約３５０ｎｍ、約４００ｎｍ、約５００ｎｍ、約６００ｎｍ、約７００ｎｍ、約８００ｎｍ、約９００ｎｍ、約１，０００ｎｍ、約１，２００ｎｍ、約１，５００ｎｍ、約１，８００ｎｍ、約２，０００ｎｍ、約３，５００ｎｍ、約５，０００ｎｍ、約７，５００ｎｍ、約１０，０００ｎｍ、又はそれ以上の厚さを有する。例えば、金属酸化物テンプレート層１１０は、約１，０００ｎｍから約２，０００ｎｍ、約１，０００ｎｍから約５，０００ｎｍ、約２，０００ｎｍから約１０，０００ｎｍ、約１０ｎｍから約１０，０００ｎｍ、約１０ｎｍから約５，０００ｎｍ、約１０ｎｍから約３，５００ｎｍ、約１０ｎｍから約２，０００ｎｍ、約１０ｎｍから約１，５００ｎｍ、約１０ｎｍから約１，０００ｎｍ、約１０ｎｍから約８００ｎｍ、約１０ｎｍから約６００ｎｍ、約１０ｎｍから約５００ｎｍ、約１０ｎｍから約４００ｎｍ、約１０ｎｍから約３００ｎｍ、約１０ｎｍから約２００ｎｍ、約１０ｎｍから約１００ｎｍ、約１０ｎｍから約８０ｎｍ、約１０ｎｍから約５０ｎｍ、約１０ｎｍから約３０ｎｍ、約１００ｎｍから約２，０００ｎｍ、約１００ｎｍから約１，５００ｎｍ、約１００ｎｍから約１，０００ｎｍ、約１００ｎｍから約８００ｎｍ、約１００ｎｍから約６００ｎｍ、約１００ｎｍから約５００ｎｍ、約１００ｎｍから約４００ｎｍ、約１００ｎｍから約３００ｎｍ、又は約１００ｎｍから約２００ｎｍの厚さを有する。

［００２１］金属酸化物テンプレート層１１０は、原子層堆積（ＡＬＤ）プロセス、プラズマＡＬＤ（ＰＥ－ＡＬＤ）プロセス、熱的化学気相堆積（ＣＶＤ）プロセス、プラズマＣＶＤ（ＰＥ－ＣＶＤ）プロセスなどの一又は複数の蒸着プロセス、及び他の堆積プロセスによって、航空宇宙用部品１０２上に堆積され得る。

［００２２］図１Ｃは、本明細書の一又は複数の実施態様で記載および検討される、航空宇宙用部品１０２と金属酸化物テンプレート層１１０との間に配置される酸化アルミニウム層１２０を示す。金属酸化物テンプレート層１１０を含む航空宇宙用部品１０２は、一又は複数の熱的プロセス及び／又は一又は複数の酸化プロセスに曝露されて、酸化アルミニウム層１２０を形成する。熱的プロセス及び／又は酸化プロセスが進むにつれて、酸化アルミニウム層１２０は継続して形成され、金属酸化物テンプレート層１１０は徐々に除去される。最終的に、金属酸化物テンプレート層１１０は、完全に消費されるか又は除去され、酸化アルミニウム層１２０は、図１Ｄに示すように、航空宇宙用部品１０２の残りの部分の保護コーティングである。

［００２３］一又は複数の実施態様では、熱的プロセス及び／又は酸化プロセスは、航空宇宙用部品１０２内に含まれるアルミニウムを、金属酸化物テンプレート層１１０を含有する表面１０４に向かって拡散することと、拡散されたアルミニウムを酸化させて、航空宇宙用部品１０２と金属酸化物テンプレート層１１０との間に配置される酸化アルミニウム層１２０を生成することと、酸化アルミニウム層１２０を残しながら、金属酸化物テンプレート層１１０の少なくとも一部を除去することとを含む。いくつかの例では、金属酸化物テンプレート層１１０は、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に実質的に除去されるか又は完全に除去される。

［００２４］いくつかの実施態様では、金属酸化物テンプレート層１１０と酸化アルミニウム層１２０とは、同じ結晶構造又は実質的に同じ結晶構造を有する。一又は複数の例では、金属酸化物テンプレート層１１０及び酸化アルミニウム層１２０は、コランダム結晶構造を有する。金属酸化物テンプレート層１１０は、テンプレートとして機能し、核形成し、拡散したアルミニウムから酸化アルミニウム層１２０を成長させるのを助け、したがって、それらは両方とも共通の格子結晶又は構造を共有する。いくつかの例では、酸化アルミニウム層１２０は、α－Ａｌ_２Ｏ_３を含む。金属酸化物テンプレート層１１０及び酸化アルミニウム層１２０は、約０．１％、約０．５％、約１％、約２％、約３％、又は約４％から約５％、約６％、約８％、又は約１０％の格子不整合がある結晶構造を有する。例えば、金属酸化物テンプレート層１１０及び酸化アルミニウム層１２０は、約０．１％から約１０％、約０．５％から約８％、又は約１％から約５％の格子不整合がある結晶構造を有する。

［００２５］酸化アルミニウム層１２０は、約１０ｎｍ、約２０ｎｍ、約３０ｎｍ、約５０ｎｍ、約８０ｎｍ、約１００ｎｍ、約１５０ｎｍ、又は約２００ｎｍから約２５０ｎｍ、約３００ｎｍ、約３５０ｎｍ、約４００ｎｍ、約５００ｎｍ、約６００ｎｍ、約７００ｎｍ、約８００ｎｍ、約９００ｎｍ、約１，０００ｎｍ、約１，２００ｎｍ、約１，５００ｎｍ、約２，０００ｎｍ、約２，５００ｎｍ、約３，０００ｎｍ、約５，０００ｎｍ、約６，０００ｎｍ、約１０，０００ｎｍ、又はそれ以上の厚さを有する。例えば、酸化アルミニウム層１２０は、約１，０００ｎｍから約２，０００ｎｍ、約１，０００ｎｍから約５，０００ｎｍ、又は約２，０００ｎｍから約１０，０００ｎｍ、約１０ｎｍから約１０，０００ｎｍ、約１０ｎｍから約８，０００ｎｍ、約１０ｎｍから約５，０００ｎｍ、約１０ｎｍから約３，５００ｎｍ、約１０ｎｍから約２，０００ｎｍ、約１０ｎｍから約１，５００ｎｍ、約１０ｎｍから約１，２００ｎｍ、約１０ｎｍから約１，０００ｎｍ、約１０ｎｍから約８００ｎｍ、約１０ｎｍから約６００ｎｍ、約１０ｎｍから約５００ｎｍ、約１０ｎｍから約４００ｎｍ、約１０ｎｍから約３００ｎｍ、約１０ｎｍから約２００ｎｍ、約１０ｎｍから約１００ｎｍ、約１０ｎｍから約８０ｎｍ、約１０ｎｍから約５０ｎｍ、約１０ｎｍから約３０ｎｍ、約２０ｎｍから約１，０００ｎｍ、約２０ｎｍから約８００ｎｍ、約２０ｎｍから約６００ｎｍ、約２０ｎｍから約５００ｎｍ、約２０ｎｍから約４００ｎｍ、約２０ｎｍから約３００ｎｍ、約２０ｎｍから約２００ｎｍ、約２０ｎｍから約１００ｎｍ、約２０ｎｍから約８０ｎｍ、約２０ｎｍから約５０ｎｍ、約１００ｎｍから約１，２００ｎｍ、約１００ｎｍから約１，０００ｎｍ、約１００ｎｍから約８００ｎｍ、約１００ｎｍから約６００ｎｍ、約１００ｎｍから約５００ｎｍ、約１００ｎｍから約４００ｎｍ、約１００ｎｍから約３００ｎｍ、又は約１００ｎｍから約２００ｎｍの厚さを有する。

［００２６］一又は複数の実施態様では、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に、航空宇宙用部品は、約８００℃、約８５０℃、約９００℃、約９５０℃、約９８０℃、又は約１，０００℃から約１，０５０℃、約１，１００℃、約１，１５０℃、約１，２００℃、約１，３００℃、約１，４００℃、又は約１，５００℃の温度に加熱される。例えば、航空宇宙用部品は、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に、約８００℃から約１，５００℃、約８００℃から約１，３００℃、約８００℃から約１，１５０℃、約８００℃から約１，１００℃、約８００℃から約１，０５０℃、約８００℃から約１，０００℃、約８００℃から約９５０℃、約８００℃から約９００℃、約８５０℃から約１，５００℃、約８５０℃から約１，３００℃、約８５０℃から約１，１５０℃、約８５０℃から約１，１００℃、約８５０℃から約１，０５０℃、約８５０℃から約１，０００℃、約８５０℃から約９５０℃、約８５０℃から約９００℃、約９５０℃から約１，５００℃、約９５０℃から約１，３００℃、約９５０℃から約１，１５０℃、約９５０℃から約１，１００℃、約９５０℃から約１，０５０℃、又は約９５０℃から約１，０００℃の温度に加熱される。

［００２７］いくつかの実施態様では、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に、航空宇宙用部品は、約２０分間、約３０分間、約４０分間、約５０分間、約１時間、約１．５時間、又は約２時間から約３時間、約５時間、約８時間、約１０時間、約２０時間、約２４時間、約３０時間、約５０時間、約８０時間、約１００時間、約１，０００時間、約１０，０００時間、約２５，０００時間、約３５，０００時間、約５０，０００時間、約１００，０００時間、約２００，０００時間又はそれ以上加熱される。例えば、航空宇宙用部品は、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に、約２０分間から約１００時間、約２０分間から約５０時間、約２０分間から約２４時間、約２０分間から約１０時間、約２０分間から約５時間、約２０分間から約２時間、約２０分間から約１時間、約２０分間から約４５分間、約２０分間から約４０分間、又は約２０分間から約３０分間加熱される。

［００２８］いくつかの実施態様では、航空宇宙用部品は、タービン、エンジン、ポンプ、又はその他の機械で航空宇宙用部品の動作中又は使用中に熱サイクルされる。例えば、航空宇宙用部品は、航空宇宙用部品を含むジェット又はポンプの動作時に加熱され、使用が停止されると冷却される。この加熱及び冷却は、単一の熱サイクルであり、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス時に何度も繰り返され得る。このように、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に、航空宇宙用部品は、約－５０℃から約３５℃の周囲温度から熱サイクルされ、その後約３５℃から約１００℃のより温かい温度に加熱され、その後約１００℃から約１，２００℃のプロセス温度に加熱され得る。その後、航空宇宙用部品は、一つの熱サイクルを完了するために、温かい温度及び／又は周囲温度に冷却され得る。これらの加熱及び冷却サブサイクルは、単一の熱サイクルを形成し、これは、２回、３回、約５０回、約１００回、約５００回、又は約１，０００回から約２，０００回、約４，０００回、約１０，０００回、約１５，０００回、約２５，０００回、又はそれ以上繰り返され得る。

［００２９］一又は複数の例では、航空宇宙用部品は、熱的プロセス中に、約８００℃から約１，５００℃の温度に約２０分間から約１００時間加熱される。他の例では、航空宇宙用部品は、熱的プロセス中に、約９００℃から約１，２００℃の温度に加熱される。いくつかの例では、航空宇宙用部品は、熱的プロセス中に、約１，０００℃から約１，１００℃の温度に加熱される。

［００３０］一又は複数の実施態様では、酸素は、アルミニウムと反応する前に金属酸化物テンプレート層を通って拡散され、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に酸化アルミニウム層を生成する。酸素は、一又は複数の酸素源に由来し得る。例示的な酸素源又は酸化剤は、酸素ガス（Ｏ_２）、周囲空気（Ｏ_２含有）、水又は蒸気、オゾン、原子酸素、亜酸化窒素、過酸化水素、一又は複数の有機過酸化物、又はそれらの任意の組み合わせであり得るか又はそれらを含み得る。一又は複数の例では、航空宇宙用部品及び金属酸化物テンプレート層は、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に、酸素を含有する空気に曝露される。この周囲酸素（Ｏ_２）は、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中、酸化剤である。

［００３１］一又は複数の実施態様では、この方法は、熱的プロセス及び／又は酸化プロセスを実施しながら、航空宇宙用部品を含むジェットエンジン又はタービンに動力を供給することを含む。例えば、ジェットエンジン又はタービンの燃料の燃焼に由来する熱エネルギーは、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に、航空宇宙用部品及び金属酸化物テンプレート層を加熱するのに使用される。いくつかの例では、航空宇宙用部品を含むジェットエンジンは、目的地間を飛行する航空機に接着される。他の例では、タービンは、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に動作される航空宇宙用部品を含む陸上タービン（例えばポンプ）である。

［００３２］他の実施態様では、航空宇宙用部品及び金属酸化物テンプレート層は、熱的プロセス及び／又は酸化プロセス中に、一又は複数の酸素源又は酸化剤を含む処理チャンバ又は炉内で加熱される。例示的な酸素源又は酸化剤は、酸素ガス（Ｏ_２）、周囲空気（Ｏ_２含有）、水又は蒸気、オゾン、原子酸素、亜酸化窒素、過酸化水素、一又は複数の有機過酸化物、又はそれらの任意の組み合わせであり得るか又はそれらを含み得る。

［００３３］一又は複数の実施態様では、航空宇宙用部品及び金属酸化物テンプレート層は、熱的プロセスの１つの熱サイクル中に、第１の期間予熱され、第２の期間所定の温度で維持され、第３の期間冷却される。所定の温度は、約９００℃から約１，２００℃、又は約１，０００℃から約１，１００℃である。熱サイクルは、２、３、５、８、１０、１２、１５、又は２０回から約３０、約４０、約５０、約８０、約１００、約１２０、約１５０、約２００、約２５０、約３００、約１，０００、約２，０００、約３，５００、約５，０００、約１０，０００、約２０，０００、約３０，０００、又はそれ以上繰り返され得る。いくつかの例では、熱サイクルは、２回から約３００回、１０回から約１５０回、２０回から約１００回、又は２，０００回から約１０，０００回繰り返され得る。

［００３４］一又は複数の例では、第１の期間は約１分間から約３０分間であり、第２の期間は約１５分間から約１２０分間であり、第３の期間は約０．５分間から約１５分間である。いくつかの例では、第１の期間は約５分間から約２５分間であり、第２の期間は約２０分間から約９０分間であり、第３の期間は約１分間から約１０分間である。他の例では、第１の期間は約１０分間から約２０分間であり、第２の期間は約３０分間から約６０分間であり、第３の期間は約３分間から約８分間である。

［００３５］一又は複数の実施態様では、航空宇宙用部品は、ニッケル超合金を含む本体と、本体上に配置された金属酸化物テンプレート層と、航空宇宙用部品の本体と金属酸化物テンプレート層との間に配置された酸化アルミニウム層を含む。本体内の超合金は、ニッケルと、アルミニウムと、クロム、コバルト、チタン、モリブデン、タングステン、又はそれらの合金から選択される一又は複数の金属とを含む。金属酸化物テンプレート層は、クロム、タングステン、モリブデン、バナジウム、又はそれらの任意の組み合わせを含む。いくつかの例では、酸化アルミニウム層はα－Ａｌ_２Ｏ_３を含む。金属酸化物テンプレート層及び酸化アルミニウム層は、コランダム結晶構造などの同じ結晶構造を有する。金属酸化物テンプレート層及び酸化アルミニウム層は、約０．１％、約０．５％、約１％、約２％、約３％、又は約４％から約５％、約６％、約７％、約８％、約９％、又は約１０％の格子不整合がある結晶構造を有し得る。例えば、金属酸化物テンプレート層及び酸化アルミニウム層は、約０．１％から約１０％、約２％から約６％、約３％から約５％、又は約３．５％から約４．５％の格子不整合がある結晶構造を有し得る。

航空宇宙用部品の任意選択的な予洗浄
［００３６］航空宇宙用部品上への金属酸化物テンプレート層の堆積又は形成の前に、航空宇宙用部品は、場合によっては、一又は複数の予洗浄プロセスに曝露され得る。航空宇宙用部品の表面は、酸化物、有機物、油、土壌、微粒子、破片を含むことがあり、かつ／又は他の汚染物質は、航空宇宙用部品上への金属酸化物テンプレート層（例えば保護コーティング）の生成前に除去される。予洗浄プロセスは、一又は複数のベースティング又はテクスチャリングプロセス、真空パージ、溶媒洗浄、酸洗浄、ウェット洗浄、プラズマ洗浄、超音波処理、又はそれらの任意の組み合わせであり得るか、又はそれらを含み得る。続いて堆積される金属酸化物テンプレート層は、一旦洗浄及び／又はテクスチャリングされると、予洗浄プロセスに曝露されていない場合よりも、航空宇宙用部品の表面への接着が強くなる。

［００３７］一又は複数の例では、航空宇宙用部品の表面は、ビーズ、砂、炭酸塩、又は他の微粒子でブラスト処理され得るか又はそうでなければそれらに曝露されて、酸化物又は他の汚染物質を除去し、かつ／又は、航空宇宙用部品の表面にテクスチャリングを提供し得る。いくつかの例では、航空宇宙用部品は、パルスプッシュプルシステム内のチャンバ内に置くことができ、パージガス（例えば、Ｎ_２、Ａｒ、Ｈｅ、又はそれらの任意の組み合わせ）と真空パージのサイクルに曝露されて、航空宇宙用部品上の小さな孔から破片を除去し得る。他の例では、航空宇宙用部品の表面は、プラズマチャンバ内で又は遠隔プラズマシステムによって生成され得る、水素プラズマ、酸素若しくはオゾンプラズマ、及び／又は窒素プラズマに曝露され得る。

［００３８］有機物の除去又は酸化物の除去などの一又は複数の例では、航空宇宙用部品の表面は、水素プラズマに曝露され、その後脱気され、その後オゾン処理に曝露され得る。有機物の除去などの他の例では、航空宇宙用部品の表面は、ウェット洗浄に曝露され得る。ウェット洗浄には、アルカリ性脱脂溶液に浸漬し、すすぎ、表面を酸洗浄剤（硫酸、リン酸、塩酸など）に曝露し、すすぎ、表面を脱イオン水超音波浴に曝露することが含まれる。酸化物の除去などのいくつかの例では、航空宇宙用部品の表面は、ウェット洗浄に曝露され得る。ウェット洗浄には、表面を希酸溶液（例えば、酢酸又は塩酸）に曝露し、すすぎ、表面を脱イオン水超音波浴に曝露することが含まれる。微粒子の除去などの一又は複数の例では、航空宇宙用部品の表面は、超音波処理（例えばメガソニック）及び／又は超臨界二酸化炭素洗浄に曝露され得、続いて、パージガス（例えば、Ｎ_２、Ａｒ、Ｈｅ、それらの任意の組み合わせ）と真空パージのサイクルに曝露されて、粒子を表面から除去し、表面を乾燥させ得る。いくつかの例では、航空宇宙用部品は、航空宇宙用部品を約５０℃、約６５℃、又は約８０℃から約１００℃、約１２０℃、又は約１５０℃の温度に加熱すること及び表面をパージガスに曝露することなどの、加熱又は乾燥プロセスに曝露され得る。航空宇宙用部品は、オーブン内で加熱され得るか、又は加熱若しくは乾燥プロセス用のランプに曝露され得る。

金属酸化物テンプレート層の蒸着
［００３９］航空宇宙用部品は、第１の前駆体及び第１の反応物質に曝露されて、蒸着プロセスによって、堆積酸化物層を航空宇宙用部品上に形成し得る。蒸着プロセスは、ＡＬＤプロセス、プラズマＡＬＤ（ＰＥ－ＡＬＤ）プロセス、熱的化学気相堆積（ＣＶＤ）プロセス、プラズマＣＶＤ（ＰＥ－ＣＶＤ）プロセス、又はそれらの任意の組み合わせであり得る。

［００４０］一又は複数の実施態様では、蒸着プロセスはＡＬＤプロセスであり、該方法は、航空宇宙用部品の表面を第１の前駆体及び第１の反応物質に逐次的に曝露して、堆積酸化物層を形成することを含む。ＡＬＤプロセスの各サイクルは、航空宇宙用部品の表面を第１の前駆体に曝露することと、ポンプパージを実施することと、航空宇宙用部品を第１の反応物質に曝露することと、ポンプパージを実施して堆積酸化物層を形成することとを含む。ＡＬＤサイクルが、航空宇宙用部品の表面を第１の反応物質に曝露することと、ポンプパージを実施することと、航空宇宙用部品を第１の前駆体に曝露することと、ポンプパージを実施して堆積酸化物層を形成することとを含むように、第１の前駆体と第１の反応物質の順序を逆にすることができる。

［００４１］いくつかの例では、各ＡＬＤサイクル中、航空宇宙用部品は、約０．１秒間から約１０秒間、第１の前駆体に曝露され、約０．１秒間から約１０秒間、第１の反応物質に曝露され、約０．５秒間から約３０秒間ポンプパージに曝露される。他の例では、ＡＬＤサイクル中、航空宇宙用部品は、約０．５秒間から約３秒間、第１の前駆体に曝露され、約０．５秒間から約３秒間、第１の反応物質に曝露され、約１秒間から約１０秒間、ポンプパージに曝露される。

［００４２］各ＡＬＤサイクルは、２、３、４、５、６、８、約１０、約１２、又は約１５回から約１８、約２０、約２５、約３０、約４０、約５０、約６５、約８０、約１００、約１２０、約１５０、約２００、約２５０、約３００、約３５０、約４００、約５００、約８００、約１，０００回、又はそれ以上繰り返されて、第１の堆積層を形成する。例えば、各ＡＬＤサイクルは、２回から約１，０００回、２回から約８００回、２回から約５００回、２回から約３００回、２回から約２５０回、２回から約２００回、２回から約１５０回、２回から約１２０回、２回から約１００回、２回から約８０回、２回から約５０回、２回から約３０回、２回から約２０回、２回から約１５回、２回から約１０回、２回から５回、約８回から約１，０００回、約８回から約８００回、約８回から約５００回、約８回から約３００回、約８回から約２５０回、約８回から約２００回、約８回から約１５０回、約８回から約１２０回、約８回から約１００回、約８回から約８０回、約８回から約５０回、約８回から約３０回、約８回から約２０回、約８回から約１５回、約８回から約１０回、約２０回から約１，０００回、約２０回から約８００回、約２０回から約５００回、約２０回から約３００回、約２０回から約２５０回、約２０回から約２００回、約２０回から約１５０回、約２０回から約１２０回、約２０回から約１００回、約２０回から約８０回、約２０回から約５０回、約２０回から約３０回、約５０回から約１，０００回、約５０回から約５００回、約５０回から約３５０回、約５０回から約３００回、約５０回から約２５０回、約５０回から約１５０回、又は約５０回から約１００回繰り返されて、堆積酸化物層を形成する。

［００４３］他の実施態様では、蒸着プロセスはＣＶＤプロセスであり、該方法は、航空宇宙用部品を第１の前駆体及び第１の反応物質に同時に曝露して、堆積酸化物層を形成することを含む。ＡＬＤプロセス又はＣＶＤプロセス中、第１の前駆体及び第１の反応物質のそれぞれは、独立して、一又は複数のキャリアガスを含み得る。一又は複数のパージガスは、第１の前駆体と第１の反応物質の曝露の間に、航空宇宙用部品を横切って、及び／又は処理チャンバ全体に流れることができる。いくつかの例では、キャリアガス及びパージガスとして同じ気体が使用され得る。例示的なキャリアガス及びパージガスは、独立して、窒素（Ｎ_２）、アルゴン、ヘリウム、ネオン、水素（Ｈ_２）、又はそれらの任意の組み合わせのうちの一又は複数であり得るか、又はそれらを含み得る。

［００４４］堆積酸化物層は、約０．１ｎｍ、約０．２ｎｍ、約０．３ｎｍ、約０．４ｎｍ、約０．５ｎｍ、約０．８ｎｍ、約１ｎｍ、約２ｎｍ、約３ｎｍ、約５ｎｍ、約８ｎｍ、約１０ｎｍ、約１２ｎｍ、又は約１５ｎｍから約１８ｎｍ、約２０ｎｍ、約２５ｎｍ、約３０ｎｍ、約４０ｎｍ、約５０ｎｍ、約６０ｎｍ、約８０ｎｍ、約１００ｎｍ、約１２０ｎｍ、又は約１５０ｎｍの厚さを有し得る。例えば、堆積酸化物層は、約０．１ｎｍから約１５０ｎｍ、約０．２ｎｍから約１５０ｎｍ、約０．２ｎｍから約１２０ｎｍ、約０．２ｎｍから約１００ｎｍ、約０．２ｎｍから約８０ｎｍ、約０．２ｎｍから約５０ｎｍ、約０．２ｎｍから約４０ｎｍ、約０．２ｎｍから約３０ｎｍ、約０．２ｎｍから約２０ｎｍ、約０．２ｎｍから約１０ｎｍ、約０．２ｎｍから約５ｎｍ、約０．２ｎｍから約１ｎｍ、約０．２ｎｍから約０．５ｎｍ、約０．５ｎｍから約１５０ｎｍ、約０．５ｎｍから約１２０ｎｍ、約０．５ｎｍから約１００ｎｍ、約０．５ｎｍから約８０ｎｍ、約０．５ｎｍから約５０ｎｍ、約０．５ｎｍから約４０ｎｍ、約０．５ｎｍから約３０ｎｍ、約０．５ｎｍから約２０ｎｍ、約０．５ｎｍから約１０ｎｍ、約０．５ｎｍから約５ｎｍ、約０．５ｎｍから約１ｎｍ、約２ｎｍから約１５０ｎｍ、約２ｎｍから約１２０ｎｍ、約２ｎｍから約１００ｎｍ、約２ｎｍから約８０ｎｍ、約２ｎｍから約５０ｎｍ、約２ｎｍから約４０ｎｍ、約２ｎｍから約３０ｎｍ、約２ｎｍから約２０ｎｍ、約２ｎｍから約１０ｎｍ、約２ｎｍから約５ｎｍ、約２ｎｍから約３ｎｍ、約１０ｎｍから約１５０ｎｍ、約１０ｎｍから約１２０ｎｍ、約１０ｎｍから約１００ｎｍ、約１０ｎｍから約８０ｎｍ、約１０ｎｍから約５０ｎｍ、約１０ｎｍから約４０ｎｍ、約１０ｎｍから約３０ｎｍ、約１０ｎｍから約２０ｎｍ、又は約１０ｎｍから約１５ｎｍの厚さを有し得る。

［００４５］一又は複数の実施態様では、第１の前駆体は、一又は複数のクロム前駆体、一又は複数のタングステン前駆体、又は一又は複数のモリブデン前駆体、一又は複数のバナジウム前駆体を含む。第１の反応物質は、一又は複数の酸化剤を含む。いくつかの例では、堆積酸化物層は、酸化クロム（例えば、ＣｒＯ、ＣｒＯ_２、又はＣｒ_２Ｏ_３）、酸化タングステン（例えば、ＷＯ_３）、酸化モリブデン（例えば、ＭｏＯ_２又はＭｏＯ_３）、酸化バナジウム（例えば、ＶＯ、ＶＯ_２、又はＶ_２Ｏ_５）、それらのドーパント、又はそれらの任意の組み合わせである。

［００４６］クロム前駆体は、クロムシクロペンタジエン化合物、クロムカルボニル化合物、クロムアセチルアセトネート化合物、クロムジアザジエニル化合物、それらの代用物、それらの複合体、それらのアブダクト（ａｂｄｕｃｔ）、それらの塩、又はそれらの任意の組み合わせのうちの一又は複数であり得るか、又はそれらを含み得る。例示的なクロム前駆体は、ビス（シクロペンタジエン）クロム（Ｃｐ_２Ｃｒ）、ビス（ペンタメチルシクロペンタジエン）クロム（（Ｍｅ_５Ｃｐ）_２Ｃｒ）、ビス（イソプロピルシクロペンタジエン（ｉｓｏｐｒｏｐｌｙｃｙｃｌｏｐｅｎｔａｄｉｅｎｅ））クロム（（ｉＰｒＣｐ）_２Ｃｒ）、ビス（エチルベンゼン）クロム（（ＥｔＢｚ）_２Ｃｒ）、クロムヘキサカルボニル（Ｃｒ（ＣＯ）_６）、クロムアセチルアセトネート（Ｃｒ（ａｃａｃ）_３、トリス（２，４－ペンタンジオノ）クロム）としても知られる）、クロムヘキサフルオロアセチルアセトネート（Ｃｒ（ｈｆａｃ）_３）、クロム（ＩＩＩ）トリス（２，２，６，６－テトラメチル－３，５－ヘプタンジオネート）｛Ｃｒ（ｔｍｈｄ）_３｝、クロム（ＩＩ）ビス（１，４－ジｔｅｒｔブチルジアザジエニル）、それらの異性体、それらの複合体、それらのアブダクト（ａｂｄｕｃｔ）、それらの塩、又はそれらの任意の組み合わせであり得るか、又はそれらを含み得る。例示的なクロムジアザジエニル化合物は、下記の化学式を有し得る：

［００４７］ここで、各Ｒ及びＲ’は、Ｈ、Ｃ１－Ｃ６アルキル、アリール、アシル、アルキルアミド、ヒドラジド、シリル、アルデヒド、ケト、Ｃ２－Ｃ４アルケニル、アルキニル、又はそれらの代用物から独立して選択される。いくつかの例では、各Ｒは、独立してＣ１－Ｃ６アルキルであり、Ｃ１－Ｃ６アルキルは、メチル、エチル、プロピル、ブチル、又はそれらの異性体から選択され、Ｒ’はＨである。例えば、Ｒはメチルであり、Ｒ’はＨであるか、又はＲはエチルであり、Ｒ’はＨであるか、又はＲはイソ－プロピルであり、Ｒ’はＨであるか、又はＲはｔｅｒｔ－ブチルであり、Ｒ’はＨである。

［００４８］例示的な酸化剤は、水（例えば、蒸気）、酸素（Ｏ_２）、原子酸素、オゾン、亜酸化窒素、一又は複数の過酸化物、一又は複数のアルコール、それらのプラズマ、又はそれらの任意の組み合わせであり得るか、又はそれらを含み得る。

［００４９］本開示の実施態様はさらに、以下の条項１から３５のうちのいずれか一つ又は複数に関する。

［００５０］１．航空宇宙用部品上に保護コーティングを生成するための方法であって、ニッケルとアルミニウムとを含む航空宇宙用部品上に金属酸化物テンプレート層を堆積することと；熱的プロセス中に金属酸化物テンプレート層を含む航空宇宙用部品を加熱することであって、熱的プロセスが、航空宇宙用部品内に含まれるアルミニウムを、金属酸化物テンプレート層を含む航空宇宙用部品の表面に向かって拡散することと、拡散されたアルミニウムを酸化させて、航空宇宙用部品と金属酸化物テンプレート層との間に配置される酸化アルミニウム層を生成することと、酸化アルミニウム層を残しながら、金属酸化物テンプレート層の少なくとも一部を除去することとを含む、航空宇宙用部品を加熱することと；を含む、方法。

［００５１］２．航空宇宙用部品上に保護コーティングを生成するための方法であって、ニッケルとアルミニウムとを含む航空宇宙用部品上に金属酸化物テンプレート層を堆積することであって、金属酸化物テンプレート層が、酸化クロム、酸化タングステン、酸化モリブデン、酸化バナジウム、又はそれらの任意の組み合わせを含む、金属酸化物テンプレート層を堆積することと；熱的プロセス中に金属酸化物テンプレート層を含む航空宇宙用部品を約９００℃から約１，２００℃の温度に加熱することであって、熱的プロセスが、航空宇宙用部品内に含まれるアルミニウムを、金属酸化物テンプレート層を含む航空宇宙用部品の表面に向かって拡散することと、拡散されたアルミニウムを酸化させて、航空宇宙用部品と金属酸化物テンプレート層との間に配置される酸化アルミニウム層を生成することと、酸化アルミニウム層を残しながら、金属酸化物テンプレート層の少なくとも一部を除去することとを含む、航空宇宙用部品を加熱することと；を含む、方法。

［００５２］３．航空宇宙用部品であって、ニッケル超合金を含む本体であって、超合金が、ニッケルと、アルミニウムと、クロム、コバルト、チタン、モリブデン、タングステン、又はそれらの合金から選択される一又は複数の金属とを含む、本体と；本体上に配置される金属酸化物テンプレート層であって、金属酸化物テンプレート層が、クロム、タングステン、モリブデン、バナジウム、又はそれらの任意の組み合わせを含む、金属酸化物テンプレート層と；航空宇宙用部品の本体と金属酸化物テンプレート層との間に配置される酸化アルミニウム層とを含む、航空宇宙用部品。

［００５３］４．金属酸化物テンプレート層が、酸化クロム、酸化タングステン、酸化モリブデン、酸化バナジウム、又はそれらの任意の組み合わせを含む、条項１から３のいずれか一項に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００５４］５．金属酸化物テンプレート層が酸化クロムを含み、方法が、熱的プロセス中に酸化クロムをクロムオキシドヒドロキシドに変換することを含む、条項１から４のいずれか一項に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００５５］６．金属酸化物テンプレート層が約１０ｎｍから約２，０００ｎｍの厚さを有する、条項１から５のいずれか一項に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００５６］７．金属酸化物テンプレート層が約１００ｎｍから約１，０００ｎｍの厚さを有する、条項１から６のいずれか一項に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００５７］８．酸化アルミニウム層が約１０ｎｍから約１，０００ｎｍの厚さを有する、条項１から７のいずれか一項に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００５８］９．酸化アルミニウム層が約２０ｎｍから約５００ｎｍの厚さを有する、条項１から８のいずれか一項に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００５９］１０．酸化アルミニウム層がα－Ａｌ_２Ｏ_３を含む、条項１から９のいずれか一項に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００６０］１１．金属酸化物テンプレート層及び酸化アルミニウム層が、コランダム結晶構造を有する、条項１０に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００６１］１２．金属酸化物テンプレート層及び酸化アルミニウム層が、約０．１％から約１０％の格子不整合がある結晶構造を有する、条項１０に記載の方法及び航空宇宙用部品。

［００６２］１３．金属酸化物テンプレート層が、熱的プロセス中に、昇華、蒸発、又は酸化によって除去される、条項１から１２のいずれか一項に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００６３］１４．航空宇宙用部品が、熱的プロセス中に、約８００℃から約１，５００℃の温度に約２０分間から約１００時間加熱される、条項１から１３のいずれか一項に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００６４］１５．航空宇宙用部品が、熱的プロセス中に、約９００℃から約１，２００℃の温度に加熱される、条項１４に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００６５］１６．航空宇宙用部品が、熱的プロセス中に、約１，０００℃から約１，１００℃の温度に加熱される、条項１５に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００６６］１７．酸素が、アルミニウムと反応する前に、金属酸化物テンプレート層を通じて拡散されて、酸化アルミニウム層を生成する、条項１から１６のいずれか一項に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００６７］１８．航空宇宙用部品及び金属酸化物テンプレート層が、熱的プロセス中に、酸素を含有する空気に曝露される、条項１７に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００６８］１９．熱的プロセスを実施しながら、航空宇宙用部品を含むジェットエンジン又はタービンに動力を供給することをさらに含む、条項１から１８のいずれか一項に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００６９］２０．ジェットエンジン又はタービンからの熱エネルギーが、熱的プロセス中に航空宇宙用部品及び金属酸化物テンプレート層を加熱するのに使用される、条項１９に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００７０］２１．航空宇宙用部品及び金属酸化物テンプレート層が、熱的プロセス中に処理チャンバ又は炉内で加熱される、条項１から２０のいずれか一項に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００７１］２２．航空宇宙用部品及び金属酸化物テンプレート層が、熱的プロセスの１つの熱サイクル中に、第１の期間予熱され、第２の期間所定の温度で維持され、第３の期間冷却される、条項２１に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００７２］２３．第１の期間が約１分間から約３０分間であり、第２の期間が約１５分間から約１２０分間であり、第３の期間が約０．５分間から約１５分間である、条項２２に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００７３］２４．第１の期間が約５分間から約２５分間であり、第２の期間が約２０分間から約９０分間であり、第３の期間が約１分間から約１０分間である、条項２２に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００７４］２５．第１の期間が約１０分間から約２０分間であり、第２の期間が約３０分間から約６０分間であり、第３の期間が約３分間から約８分間である、条項２２に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００７５］２６．熱サイクルが、２回から約３００回繰り返される、条項２２に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００７６］２７．熱サイクルが、１０回から約１５０回繰り返される、条項２２に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００７７］２８．所定の温度が約９００℃から約１，２００℃である、条項２２に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００７８］２９．所定の温度が約１，０００℃から約１，１００℃である、条項２２に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００７９］３０．金属酸化物テンプレート層が、ＡＬＤプロセス又はＣＶＤプロセスによって航空宇宙用部品上に堆積される、条項１から２９のいずれか一項に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００８０］３１．航空宇宙用部品が、タービンブレード、タービン翼、支持部材、フレーム、リブ、フィン、ピンフィン、燃焼器燃料ノズル、燃焼器シールド、内部冷却チャネル、又はそれらの任意の組み合わせである、条項１から３０のいずれか一項に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００８１］３２．航空宇宙用部品がニッケル超合金を含み、ニッケル超合金が、ニッケルと、アルミニウムと、クロム、コバルト、チタン、モリブデン、タングステン、又はそれらの合金から選択される一又は複数の金属とを含む、条項１から３１のいずれか一項に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００８２］３３．ニッケル超合金が、約４０ｗｔ％以上のニッケルと、約０．５ｗｔ％から約１５ｗｔ％のアルミニウムとを含む、条項３２に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００８３］３４．ニッケル超合金が、約５０ｗｔ％以上のニッケルと、約１ｗｔ％から約１０ｗｔ％のアルミニウムとを含む、条項３２に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００８４］３５．ニッケル超合金が、約５８ｗｔ％以上のニッケルと、約２ｗｔ％から約８ｗｔ％のアルミニウムとを含む、条項３２に記載の方法又は航空宇宙用部品。

［００８５］以上の記述は本開示の実施態様を対象としているが、本開示の基本的な範囲から逸脱せずに本開示の他の実施態様及び更なる実施態様が考案されてよく、本開示の範囲は、以下の特許請求の範囲によって決定される。本書に記載の全ての文書は、この本文と矛盾しない限りにおいて、あらゆる優先文書及び／又は試験手順を含め、参照により本書に援用される。上述した概要及び具体的な実施態様から自明であるように、本開示の形態が図示され、説明されているが、本開示の本質及び範囲から逸脱することなく、様々な改変が行われ得る。したがって、図示され、説明されている本開示の形態によって本開示を限定することは意図されていない。同様に、「備える／含む（ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ）」という語は、米国法の解釈での「含む（ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ）」という語の同義語であると見なされる。同様に、組成物、要素、又は要素の群に「備える／含む（ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ）」という移行表現（ｔｒａｎｓｉｔｉｏｎａｌ ｐｈｒａｓｅ）が先行する場合は常に、かかる組成物又は一又は複数の要素の列挙に先だって「実質的に～からなる（ｃｏｎｓｉｓｔｉｎｇ ｅｓｓｅｎｔｉａｌｌｙ ｏｆ）」、「～からなる（ｃｏｎｓｉｓｔｉｎｇ ｏｆ）」、「～からなる群より選択される（ｓｅｌｅｃｔｅｄ ｆｒｏｍ ｔｈｅ ｇｒｏｕｐ ｏｆ ｃｏｎｓｉｓｔｉｎｇ ｏｆ）」、又は「～である（ｉｓ）」という移行表現を有する同じ組成物又は要素の群も想定され、その逆もまた同様であると、理解される。

［００８６］ある種の実施態様及び特徴は、数値の上限のセット及び数値の下限のセットを使用して説明されている。別途指示されない限り、任意の２つの値の組み合わせ（例えば、任意の下方値と任意の上方値との組み合わせ、任意の２つの下方値の組み合わせ、及び／又は任意の２つの上方値の組み合わせ）を含む範囲が想定されると、認識すべきである。以下の一又は複数の請求項には、ある種の下限、上限、及び範囲が記載されている。

Claims (15)

1. 航空宇宙用部品上に保護コーティングを生成するための方法であって、
   ニッケルとアルミニウムとを含む前記航空宇宙用部品上に金属酸化物テンプレート層を堆積することと；
   熱的プロセス中に前記金属酸化物テンプレート層を含む前記航空宇宙用部品を加熱することであって、前記熱的プロセスが、
   前記航空宇宙用部品内に含まれるアルミニウムを、前記金属酸化物テンプレート層を含む前記航空宇宙用部品の表面に向かって拡散することと、
   拡散されたアルミニウムを酸化させて、前記航空宇宙用部品と前記金属酸化物テンプレート層との間に配置される酸化アルミニウム層を生成することと、
   前記酸化アルミニウム層を残しながら、前記金属酸化物テンプレート層の少なくとも一部を除去することと
   を含む、前記航空宇宙用部品を加熱することと
   を含む、方法。
2. 前記金属酸化物テンプレート層が、酸化クロム、酸化タングステン、酸化モリブデン、酸化バナジウム、又はそれらの任意の組み合わせを含む、請求項１に記載の方法。
3. 前記金属酸化物テンプレート層が酸化クロムを含み、前記熱的プロセス中に前記酸化クロムをクロムオキシドヒドロキシドに変換することをさらに含む、請求項１に記載の方法。
4. 前記金属酸化物テンプレート層が約１０ｎｍから約２，０００ｎｍの厚さを有し、前記酸化アルミニウム層が約１０ｎｍから約１，０００ｎｍの厚さを有する、請求項１に記載の方法。
5. 前記酸化アルミニウム層がα－Ａｌ_２Ｏ_３を含み、前記金属酸化物テンプレート層及び前記酸化アルミニウム層がコランダム結晶構造を有する、請求項１に記載の方法。
6. 前記金属酸化物テンプレート層及び前記酸化アルミニウム層が、約０．１％から約１０％の格子不整合がある結晶構造を有する、請求項５に記載の方法。
7. 前記金属酸化物テンプレート層が、前記熱的プロセス中に昇華又は蒸発又は酸化によって除去され、前記航空宇宙用部品が、前記熱的プロセス中に、約８００℃から約１，５００℃の温度に約２０分間から約１００時間加熱される、請求項１に記載の方法。
8. 酸素が、アルミニウムと反応する前に、前記金属酸化物テンプレート層を通じて拡散されて、前記酸化アルミニウム層を生成し、前記航空宇宙用部品及び前記金属酸化物テンプレート層が、前記熱的プロセス中に酸素を含む空気に曝露される、請求項１に記載の方法。
9. 前記熱的プロセスを実施しながら、前記航空宇宙用部品を含むジェットエンジン又はタービンに動力を供給することであって、前記ジェットエンジン又は前記タービンからの熱エネルギーが、前記熱的プロセス中に前記航空宇宙用部品及び前記金属酸化物テンプレート層を加熱するのに使用される、ジェットエンジン又はタービンに動力を供給することをさらに含む、請求項１に記載の方法。
10. 前記航空宇宙用部品及び前記金属酸化物テンプレート層が、前記熱的プロセス中に処理チャンバ又は炉内で加熱され、前記航空宇宙用部品及び前記金属酸化物テンプレート層が、前記熱的プロセスの１つの熱サイクル中に、第１の期間予熱され、第２の期間所定の温度で維持され、第３の期間冷却される、請求項１に記載の方法。
11. 前記第１の期間が約１分間から約３０分間であり、前記第２の期間が約１５分間から約１２０分間であり、前記第３の期間が約０．５分間から約１５分間であり、前記熱サイクルが２回から約３００回繰り返され、前記所定の温度が約９００℃から約１，２００℃である、請求項１０に記載の方法。
12. 前記航空宇宙用部品が、タービンブレード、タービン翼、支持部材、フレーム、リブ、フィン、ピンフィン、燃焼器燃料ノズル、燃焼器シールド、内部冷却チャネル、又はそれらの任意の組み合わせであり、前記航空宇宙用部品がニッケル超合金を含み、前記ニッケル超合金が、ニッケルと、アルミニウムと、クロム、コバルト、チタン、モリブデン、タングステン、又はそれらの合金から選択される一又は複数の金属とを含む、請求項１に記載の方法。
13. 前記ニッケル超合金が、約４０ｗｔ％以上のニッケルと、約０．５ｗｔ％から約１５ｗｔ％のアルミニウムとを含む、請求項１２に記載の方法。
14. 航空宇宙用部品上に保護コーティングを生成するための方法であって、
    ニッケルとアルミニウムとを含む前記航空宇宙用部品上に金属酸化物テンプレート層を堆積することであって、前記金属酸化物テンプレート層が、酸化クロム、酸化タングステン、酸化モリブデン、酸化バナジウム、又はそれらの任意の組み合わせを含み、前記金属酸化物テンプレート層が、原子層堆積（ＡＬＤ）プロセス又は化学気相堆積（ＣＶＤ）プロセスによって前記航空宇宙用部品上に堆積される、金属酸化物テンプレート層を堆積することと；
    熱的プロセス中に、前記金属酸化物テンプレート層を含む前記航空宇宙用部品を約９００℃から約１，２００℃の温度に加熱することであって、前記熱的プロセスが、
    前記航空宇宙用部品内に含まれるアルミニウムを、前記金属酸化物テンプレート層を含む前記航空宇宙用部品の表面に向かって拡散することと、
    拡散されたアルミニウムを酸化させて、前記航空宇宙用部品と前記金属酸化物テンプレート層との間に配置される酸化アルミニウム層を生成することと、
    前記酸化アルミニウム層を残しながら、前記金属酸化物テンプレート層の少なくとも一部を除去することと
    を含む、前記航空宇宙用部品を加熱することと
    を含む、方法。
15. 航空宇宙用部品であって、
    ニッケル超合金を含む本体であって、前記超合金が、ニッケルと、アルミニウムと、クロム、コバルト、チタン、モリブデン、タングステン、又はそれらの合金から選択される一又は複数の金属とを含む、本体と；
    前記本体上に配置される金属酸化物テンプレート層であって、クロム、タングステン、モリブデン、バナジウム、又はそれらの任意の組み合わせを含む、金属酸化物テンプレート層と；
    前記航空宇宙用部品の前記本体と前記金属酸化物テンプレート層との間に配置される酸化アルミニウム層とを含む、
    航空宇宙用部品。
    

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