JP2652382B2 - 囲い板 - Google Patents
囲い板Info
- Publication number
- JP2652382B2 JP2652382B2 JP62196543A JP19654387A JP2652382B2 JP 2652382 B2 JP2652382 B2 JP 2652382B2 JP 62196543 A JP62196543 A JP 62196543A JP 19654387 A JP19654387 A JP 19654387A JP 2652382 B2 JP2652382 B2 JP 2652382B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- layer
- turbine
- turbine shroud
- ceramic material
- shroud
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
- MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N Zirconium dioxide Chemical compound O=[Zr]=O MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 62
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims description 35
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 35
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 20
- 239000011800 void material Substances 0.000 claims description 17
- 229910010293 ceramic material Inorganic materials 0.000 claims description 15
- 239000000758 substrate Substances 0.000 claims description 14
- 229910052727 yttrium Inorganic materials 0.000 claims description 8
- VWQVUPCCIRVNHF-UHFFFAOYSA-N yttrium atom Chemical compound [Y] VWQVUPCCIRVNHF-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 8
- 239000002245 particle Substances 0.000 claims description 3
- 238000000638 solvent extraction Methods 0.000 claims 1
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 60
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 28
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 28
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 20
- 238000007750 plasma spraying Methods 0.000 description 13
- 238000005524 ceramic coating Methods 0.000 description 12
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 9
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 9
- 239000011247 coating layer Substances 0.000 description 8
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 8
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 8
- 229910000601 superalloy Inorganic materials 0.000 description 8
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 7
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 7
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 6
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 5
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 4
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 4
- 238000005299 abrasion Methods 0.000 description 3
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 3
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 3
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 3
- VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N Chromium Chemical compound [Cr] VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000011195 cermet Substances 0.000 description 2
- VNNRSPGTAMTISX-UHFFFAOYSA-N chromium nickel Chemical compound [Cr].[Ni] VNNRSPGTAMTISX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 2
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 2
- 239000000945 filler Substances 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 229910001120 nichrome Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000011148 porous material Substances 0.000 description 2
- 229910052581 Si3N4 Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 229910052804 chromium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011651 chromium Substances 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 230000003111 delayed effect Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000000151 deposition Methods 0.000 description 1
- 230000008021 deposition Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 239000012229 microporous material Substances 0.000 description 1
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000003672 processing method Methods 0.000 description 1
- 239000011819 refractory material Substances 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- HQVNEWCFYHHQES-UHFFFAOYSA-N silicon nitride Chemical compound N12[Si]34N5[Si]62N3[Si]51N64 HQVNEWCFYHHQES-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910002076 stabilized zirconia Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 description 1
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000012720 thermal barrier coating Substances 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
- 238000007740 vapor deposition Methods 0.000 description 1
- 230000003313 weakening effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
- F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
- F05D2230/26—Manufacture essentially without removing material by rolling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/90—Coating; Surface treatment
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 （産業上の利用分野） 本発明は断熱性且つ摩耗可能なセラミツク被覆体、特
にタービン囲い板に適用されるセラミツク被覆体および
プラズマ溶射法あるいは他の視線蒸着法により実質的に
分断された被覆体を形成する方法に関する。
にタービン囲い板に適用されるセラミツク被覆体および
プラズマ溶射法あるいは他の視線蒸着法により実質的に
分断された被覆体を形成する方法に関する。
（従来の技術） 高圧タービンの羽根の先端部が摩耗しタービンの囲い
板と接触されることを防ぐため、あるいは羽根先端部の
摩耗または囲い板の摩耗を避けるように設計されるた
め、羽根先端部と囲い板との間の間隙が増大され、ター
ビンの効率の損失が増大されることは当業者には周知で
ある。羽根先端部と囲い板との間を通る高圧ガスはター
ビン回転に寄与しないので効率上明らかな損失となる。
タービンの作動中全般に亘り羽根先端部と断熱囲い板と
の間隙を小さくできれば、タービンの総合性能が向上さ
れよう。例えば、低動作温度における出力の上昇、燃料
経済性の向上、動作寿命の向上あるいは囲い板の冷却条
件の軽減が図られよう。
板と接触されることを防ぐため、あるいは羽根先端部の
摩耗または囲い板の摩耗を避けるように設計されるた
め、羽根先端部と囲い板との間の間隙が増大され、ター
ビンの効率の損失が増大されることは当業者には周知で
ある。羽根先端部と囲い板との間を通る高圧ガスはター
ビン回転に寄与しないので効率上明らかな損失となる。
タービンの作動中全般に亘り羽根先端部と断熱囲い板と
の間隙を小さくできれば、タービンの総合性能が向上さ
れよう。例えば、低動作温度における出力の上昇、燃料
経済性の向上、動作寿命の向上あるいは囲い板の冷却条
件の軽減が図られよう。
このためガスタービン業界にあつてはある程度摩耗可
能なタービン囲い板を開発し羽根先端部と囲い板との間
隙を小さくし、これに伴う漏れによる損失を低減するよ
う努力が払われてきた。囲い板に摩耗可能なセラミツク
被覆体を与える方法においてはスーパアロイ囲い板（基
材）に対しイツトリウムで安定化されたジルコニア（YS
Z）材層を結合（接着）する必要があつた。この場合第
１の結合法によれば、スーパアロイ囲い板に対しスーパ
アロイ製のハニカムがろう付けされ、ハニカム内の孔空
間に多孔度を調整するようジルコニア材を含む充填粒子
が充填せしめられる。また第２の結合法によれば３〜５
のセラミツク層あるいはサーメツト層からなる複合層が
スーパアロイ囲い板に対し結合されてなる。第３の結合
法においては第１と第２の結合法を組み合せたが如き構
成がとられ、スーパアロイ囲い板のアレイ状の突起部が
YSZ/NiCrAly層で充填される領域から内側へ突出せしめ
られてなる。
能なタービン囲い板を開発し羽根先端部と囲い板との間
隙を小さくし、これに伴う漏れによる損失を低減するよ
う努力が払われてきた。囲い板に摩耗可能なセラミツク
被覆体を与える方法においてはスーパアロイ囲い板（基
材）に対しイツトリウムで安定化されたジルコニア（YS
Z）材層を結合（接着）する必要があつた。この場合第
１の結合法によれば、スーパアロイ囲い板に対しスーパ
アロイ製のハニカムがろう付けされ、ハニカム内の孔空
間に多孔度を調整するようジルコニア材を含む充填粒子
が充填せしめられる。また第２の結合法によれば３〜５
のセラミツク層あるいはサーメツト層からなる複合層が
スーパアロイ囲い板に対し結合されてなる。第３の結合
法においては第１と第２の結合法を組み合せたが如き構
成がとられ、スーパアロイ囲い板のアレイ状の突起部が
YSZ/NiCrAly層で充填される領域から内側へ突出せしめ
られてなる。
（発明が解決しようとする問題点） しかしながら第１の結合法では充填粒子がハニカムの
孔から落ち、このため密封効率が大巾に低下し、セラミ
ツク被覆体の断熱特性が悪化する問題があつた。また第
２の結合法においては、金属層から外側のジルコニア材
層へと熱膨張係数が次第に変化するように構成されるの
で、セラミツクあるいはサーメツト内の金属成分の酸化
によつて容積が大きく膨張し積層体の熱膨張係数の円滑
な勾配が破壊される危惧があつた。この結果ジルコニア
材層の割れ、囲い板の変形、羽根先端部と囲い板との間
隙のバラツキ、性能の低下および修理費の上昇を招く問
題があつた。且つ第３の結合法ではセラミツク内のNiCr
Alyが酸化し、セラミツク層が囲い板から剥離して、YSZ
層に割れが生じる問題があつた。またスーパアロイの突
起部が羽根により摩擦を受けると羽根先端部の摩耗が大
きくなり、性能が急激に低下して囲い板や羽根の交換が
必要となる問題があつた。
孔から落ち、このため密封効率が大巾に低下し、セラミ
ツク被覆体の断熱特性が悪化する問題があつた。また第
２の結合法においては、金属層から外側のジルコニア材
層へと熱膨張係数が次第に変化するように構成されるの
で、セラミツクあるいはサーメツト内の金属成分の酸化
によつて容積が大きく膨張し積層体の熱膨張係数の円滑
な勾配が破壊される危惧があつた。この結果ジルコニア
材層の割れ、囲い板の変形、羽根先端部と囲い板との間
隙のバラツキ、性能の低下および修理費の上昇を招く問
題があつた。且つ第３の結合法ではセラミツク内のNiCr
Alyが酸化し、セラミツク層が囲い板から剥離して、YSZ
層に割れが生じる問題があつた。またスーパアロイの突
起部が羽根により摩擦を受けると羽根先端部の摩耗が大
きくなり、性能が急激に低下して囲い板や羽根の交換が
必要となる問題があつた。
概して囲い板にセラミツク被覆層を形成することによ
り、セラミツク材の熱伝達率が低くなり、断熱性に優れ
ることになろう。断熱効果が良好であればタービンの動
作温度を上昇でき、また囲い板の冷却条件が軽減され得
る。このようにタービン囲い板のセラミツク層の信頼性
および摩耗性を高めて、熱歪によるセラミツクの割れを
防止し、囲い板の金属成分の酸化による弱化を阻止し、
且つタービン先端部と囲い板のセラミツク層との摩耗を
最小限に押える必要がある。
り、セラミツク材の熱伝達率が低くなり、断熱性に優れ
ることになろう。断熱効果が良好であればタービンの動
作温度を上昇でき、また囲い板の冷却条件が軽減され得
る。このようにタービン囲い板のセラミツク層の信頼性
および摩耗性を高めて、熱歪によるセラミツクの割れを
防止し、囲い板の金属成分の酸化による弱化を阻止し、
且つタービン先端部と囲い板のセラミツク層との摩耗を
最小限に押える必要がある。
従つて本発明の一目的は従来のガスタービンに比べ長
期間にわたり大巾に高い効率で作動可能な高圧ガスター
ビンを供し得るタービン囲い板を提供することにある。
期間にわたり大巾に高い効率で作動可能な高圧ガスター
ビンを供し得るタービン囲い板を提供することにある。
本発明の他の目的は羽根先端部との間隙を小さくで
き、効率を大巾に向上しうる摩耗可能な被覆体を有した
タービン囲い板を提供することにある。
き、効率を大巾に向上しうる摩耗可能な被覆体を有した
タービン囲い板を提供することにある。
本発明の更に他の目的は耐酸化性を高め、セラミツク
層と囲い板基材の間の大きな熱歪によるセラミツク層の
割れを防止し得る摩耗可能なタービン囲い板を提供する
ことにある。
層と囲い板基材の間の大きな熱歪によるセラミツク層の
割れを防止し得る摩耗可能なタービン囲い板を提供する
ことにある。
本発明の別の目的は金属結合境界部において密度を高
くし、ガス通過面では密度を低く摩耗性を高くし得る摩
耗可能なセラミツク被覆体を有したタービン囲い板を提
供することにある。
くし、ガス通過面では密度を低く摩耗性を高くし得る摩
耗可能なセラミツク被覆体を有したタービン囲い板を提
供することにある。
本発明の更に別の目的は囲い板の冷却条件を軽減し囲
い板あるいは保持具の応力を減少し、囲い板の変形を押
え、漏れを最小限に押え羽根先端部の摩耗開始を遅延さ
せ得るセラミツク被覆体を有したタービン囲い板を提供
することにある。
い板あるいは保持具の応力を減少し、囲い板の変形を押
え、漏れを最小限に押え羽根先端部の摩耗開始を遅延さ
せ得るセラミツク被覆体を有したタービン囲い板を提供
することにある。
本発明の他の目的は極めて高温の動作条件の下でも囲
い板基材に割れを引き起さない分断された被覆体を有し
たタービン囲い板を提供することにある。
い板基材に割れを引き起さない分断された被覆体を有し
たタービン囲い板を提供することにある。
（問題点を解決するための手段） 本発明によれば、囲い板基材には摩耗可能な被覆体が
施こされ、囲い板基材の内面にはアレイ状に段部が形成
され、アレイ状の段部上には被覆層が形成され、被覆層
には各段部から上方へ向い被覆層全体に亘つて延びるボ
イドが形成されて互いに隣接する段部がボイドを介し互
いに分断されるように設けられてなる。このボイドはア
レイ状の段部上にプラズマ溶射法により所定のプラズマ
溶射角度（即ち段部の急傾斜面にセラミツク材を直接付
着させないよう）でセラミツク材を溶射して形成され
る。また囲い板基材の内面には長手方向に延び円形の互
いに平行な溝部と実質的に溝と同一の高さを有する斜段
部が機械加工法、鋳造法等により形成される。且つボイ
ドはプラズマ溶射中互いに隣接する段部間に上方へ延び
るよう形成される、即ち好適な清浄作業後斜段部上に結
合金属がプラズマ溶射され、薄い結合金属層が形成され
る。次に結合金属層上にボイドを生じる角度をもつてプ
ラズマ溶射によりセラミツクを溶射してセラミツク層が
形成される。金属結合層はNiCrAly（あるいは他の好適
な耐酸化金属）で作られ、一方セラミツク層はイツトリ
ウムにより安定化されたジルコニア材で作られる。好ま
しくは斜段部の高さが20ミル（約0.508mm）にされ、プ
ラズマ溶射角度が45度にされて、ボイドの高さが斜段部
の高さの約２倍の約40ミル（約1.016mm）になる。平滑
面に加工した後のセラミツク層の厚さは約50ミル（約1.
270mm）にされる。
施こされ、囲い板基材の内面にはアレイ状に段部が形成
され、アレイ状の段部上には被覆層が形成され、被覆層
には各段部から上方へ向い被覆層全体に亘つて延びるボ
イドが形成されて互いに隣接する段部がボイドを介し互
いに分断されるように設けられてなる。このボイドはア
レイ状の段部上にプラズマ溶射法により所定のプラズマ
溶射角度（即ち段部の急傾斜面にセラミツク材を直接付
着させないよう）でセラミツク材を溶射して形成され
る。また囲い板基材の内面には長手方向に延び円形の互
いに平行な溝部と実質的に溝と同一の高さを有する斜段
部が機械加工法、鋳造法等により形成される。且つボイ
ドはプラズマ溶射中互いに隣接する段部間に上方へ延び
るよう形成される、即ち好適な清浄作業後斜段部上に結
合金属がプラズマ溶射され、薄い結合金属層が形成され
る。次に結合金属層上にボイドを生じる角度をもつてプ
ラズマ溶射によりセラミツクを溶射してセラミツク層が
形成される。金属結合層はNiCrAly（あるいは他の好適
な耐酸化金属）で作られ、一方セラミツク層はイツトリ
ウムにより安定化されたジルコニア材で作られる。好ま
しくは斜段部の高さが20ミル（約0.508mm）にされ、プ
ラズマ溶射角度が45度にされて、ボイドの高さが斜段部
の高さの約２倍の約40ミル（約1.016mm）になる。平滑
面に加工した後のセラミツク層の厚さは約50ミル（約1.
270mm）にされる。
（作用） 上述のように構成された本発明によるタービン囲い板
にあつては、特にセラミツクと基材との熱膨張率の差に
よる歪により、ボイドの頂部から加工セラミツク面に向
つて割れが生じ勝ちになるが、ボイドにより金属とセラ
ミツクとの熱膨張率の差による歪が吸収されて、セラミ
ツク層の大きな割れが防止されることになる。またプラ
ズマ溶射パラメータがセラミツク層の外面に充分な微孔
質を与えてタービン羽根の先端部により摩耗可能にされ
るように選定され、必要に応じプラズマ溶射パラメータ
が、セラミツクと金属との間の境界部の密度を高くし且
つ充分な結合（接着）性を与えるべく選択されると共
に、セラミツク面を効果的に摩耗可能にして囲い板と羽
根先端部との間隙を極めて小さくし、且つセラミツク層
により羽根材を損うことのないよう、タービンの羽根先
端部を硬化処理することにより、極めて高効率且つ低損
失でタービンを作動可能にし、また熱歪によるセラミツ
クの割れの危惧も低減し得る。
にあつては、特にセラミツクと基材との熱膨張率の差に
よる歪により、ボイドの頂部から加工セラミツク面に向
つて割れが生じ勝ちになるが、ボイドにより金属とセラ
ミツクとの熱膨張率の差による歪が吸収されて、セラミ
ツク層の大きな割れが防止されることになる。またプラ
ズマ溶射パラメータがセラミツク層の外面に充分な微孔
質を与えてタービン羽根の先端部により摩耗可能にされ
るように選定され、必要に応じプラズマ溶射パラメータ
が、セラミツクと金属との間の境界部の密度を高くし且
つ充分な結合（接着）性を与えるべく選択されると共
に、セラミツク面を効果的に摩耗可能にして囲い板と羽
根先端部との間隙を極めて小さくし、且つセラミツク層
により羽根材を損うことのないよう、タービンの羽根先
端部を硬化処理することにより、極めて高効率且つ低損
失でタービンを作動可能にし、また熱歪によるセラミツ
クの割れの危惧も低減し得る。
（実施例） 第１図を参照するに、断熱性を有し且つ研摩可能なセ
ラミツク被覆体が、高温に耐える金属製（たとえばHS25
若しくはMar−M509）あるいはセラミツク製（例えば窒
化珪素）のタービン囲い板、即ちリング（１）の内面
（２）（所定のパターンの斜段部あるいは溝部を持つよ
うに形成される）に施される。リング（１）に用いる材
料に応じ適宜選択して機械加工法、電気放電加工法、電
気化学加工法、レーザ加工法等、各種加工法によりリン
グ（１）の内面（２）に対し斜段部あるいは溝部が形成
される。リング（１）が鋳造法により製造される場合に
はこれらの所定のパターンの斜段部あるいは溝部を鋳造
時に作成することができよう。リング（１）が粉末成形
される場合所定のパターンの斜段部あるいは溝部は成形
工具により形成され得る。
ラミツク被覆体が、高温に耐える金属製（たとえばHS25
若しくはMar−M509）あるいはセラミツク製（例えば窒
化珪素）のタービン囲い板、即ちリング（１）の内面
（２）（所定のパターンの斜段部あるいは溝部を持つよ
うに形成される）に施される。リング（１）に用いる材
料に応じ適宜選択して機械加工法、電気放電加工法、電
気化学加工法、レーザ加工法等、各種加工法によりリン
グ（１）の内面（２）に対し斜段部あるいは溝部が形成
される。リング（１）が鋳造法により製造される場合に
はこれらの所定のパターンの斜段部あるいは溝部を鋳造
時に作成することができよう。リング（１）が粉末成形
される場合所定のパターンの斜段部あるいは溝部は成形
工具により形成され得る。
しかしてタービン（１）の内面（２）には第２図、第
2A図および第2B図に示す如く、その全面に亘つてアレイ
状、特に格子状の斜段部（３）が形成されることにな
る。各斜段部（３）の互いに隣接するほぼ垂直な壁部
（４）間の長さ（６）は好ましくは約100ミル（約2.54m
m）にされ、各斜段部（３）の壁部（４）の高さ（５）
は約20ミル（約0.508mm）にされる（第2A図参照）。
2A図および第2B図に示す如く、その全面に亘つてアレイ
状、特に格子状の斜段部（３）が形成されることにな
る。各斜段部（３）の互いに隣接するほぼ垂直な壁部
（４）間の長さ（６）は好ましくは約100ミル（約2.54m
m）にされ、各斜段部（３）の壁部（４）の高さ（５）
は約20ミル（約0.508mm）にされる（第2A図参照）。
また斜段部（３）の両側部は互いに平行に離間され、
連続するＶ字状の、アレイ状に配列された溝部（14）に
より区分されており、この溝部（14）の深さは各斜段部
（３）の頂部（4A）から測定して20ミル（約0.508mm）
にされる。この場合溝部（14）は必ずしもＶ字状に形成
する必要がなく、用途に応じ所望の形状に形成し得る。
連続するＶ字状の、アレイ状に配列された溝部（14）に
より区分されており、この溝部（14）の深さは各斜段部
（３）の頂部（4A）から測定して20ミル（約0.508mm）
にされる。この場合溝部（14）は必ずしもＶ字状に形成
する必要がなく、用途に応じ所望の形状に形成し得る。
一方、粗粒清浄作業後に31部のクロム、11部のアルミ
ニウム、0.5部のイツトリウム、残りがニツケルからな
る配合物NiCrAlyのような耐酸化性の薄い金属層（８）
が第３図に示されるようにリング（１）の斜段部にプラ
ズマ溶射されて形成される。このときプラズマ溶射ガン
（10）はリング（１）の平面に対しほぼ直角な基準線
（11）に対してある角度（13）をなす点線（12）の方向
に配向されている。図示の実施例の場合、プラズマ溶射
の角度（13）は約15度にされ、リング（１）が一定の速
度で回転されるに応じ100ミル平方の斜段部（３）並び
に壁部（４）上に耐酸化性の金属（NiCrAly）層（８）
が確実に形成される。金属層（８）はクロムアロイ（Ch
romalloy）のような、入手容易な好適な材料で形成し得
る。
ニウム、0.5部のイツトリウム、残りがニツケルからな
る配合物NiCrAlyのような耐酸化性の薄い金属層（８）
が第３図に示されるようにリング（１）の斜段部にプラ
ズマ溶射されて形成される。このときプラズマ溶射ガン
（10）はリング（１）の平面に対しほぼ直角な基準線
（11）に対してある角度（13）をなす点線（12）の方向
に配向されている。図示の実施例の場合、プラズマ溶射
の角度（13）は約15度にされ、リング（１）が一定の速
度で回転されるに応じ100ミル平方の斜段部（３）並び
に壁部（４）上に耐酸化性の金属（NiCrAly）層（８）
が確実に形成される。金属層（８）はクロムアロイ（Ch
romalloy）のような、入手容易な好適な材料で形成し得
る。
NiCrAlyの金属層（８）は金属製リング（１）に対し
極めて接着性が良好であり、一方金属層（８）上に形成
する、ジルコニアにより安定化されるようなセラミツク
材層の、NiCrAlyの金属層（８）に対する接着性も極め
て良い。
極めて接着性が良好であり、一方金属層（８）上に形成
する、ジルコニアにより安定化されるようなセラミツク
材層の、NiCrAlyの金属層（８）に対する接着性も極め
て良い。
次に第４図に示すように、リング（１）が一定の速度
で回転されるに応じNiCrAlyの金属層（８）の上面にプ
ラズマ溶射ガン（15）からイツトリウムにより安定化さ
れたジルコニア材が溶射され、厚さ約50ミル（約1.270m
m）のジルコニア材層（19）が形成される。プラズマ溶
射ガン（15）の溶射は点線で示す方向、即ちリング
（１）の接線面に対し直角な基準線（17）に対してある
角度（18）をなして行なわれる。第４図の実施例におい
て角度（18）は45度にされているが、この角度はジルコ
ニア材層（19）にボイド（22）を生じさせるようなとき
好ましいことが判明した。プラズマ溶射の角度（18）が
充分に大きいと、溶射されたジルコニア材が金属層
（８）の急傾斜面（９）または各溝部（14）のほぼ直角
な壁部に対し効果的に蒸着されずボイド（22）が生じ易
くなる。このような蒸着は「視線（Iine of sight）」
蒸着と呼ばれ得る。これによりNiCrAlyの金属層（８）
の斜段面（8A）上にはジルコニア材が高密度で蒸着され
るが、各溝（14）のほぼ直角な急傾斜面（９）には高密
度に蒸着されない。従つて比較的弱い結合状態で空隙部
領域を含むボイド（22）が形成される。このようなボイ
ド（22）はジルコニア材層（19）内において実質的に上
方まで延び、100ミル平方（約6.45mm2）の斜段部３相互
が効果的に分離され得る。
で回転されるに応じNiCrAlyの金属層（８）の上面にプ
ラズマ溶射ガン（15）からイツトリウムにより安定化さ
れたジルコニア材が溶射され、厚さ約50ミル（約1.270m
m）のジルコニア材層（19）が形成される。プラズマ溶
射ガン（15）の溶射は点線で示す方向、即ちリング
（１）の接線面に対し直角な基準線（17）に対してある
角度（18）をなして行なわれる。第４図の実施例におい
て角度（18）は45度にされているが、この角度はジルコ
ニア材層（19）にボイド（22）を生じさせるようなとき
好ましいことが判明した。プラズマ溶射の角度（18）が
充分に大きいと、溶射されたジルコニア材が金属層
（８）の急傾斜面（９）または各溝部（14）のほぼ直角
な壁部に対し効果的に蒸着されずボイド（22）が生じ易
くなる。このような蒸着は「視線（Iine of sight）」
蒸着と呼ばれ得る。これによりNiCrAlyの金属層（８）
の斜段面（8A）上にはジルコニア材が高密度で蒸着され
るが、各溝（14）のほぼ直角な急傾斜面（９）には高密
度に蒸着されない。従つて比較的弱い結合状態で空隙部
領域を含むボイド（22）が形成される。このようなボイ
ド（22）はジルコニア材層（19）内において実質的に上
方まで延び、100ミル平方（約6.45mm2）の斜段部３相互
が効果的に分離され得る。
上記の配合のジルコニア材は大きな体積分率の単斜相
材の生成を抑止するように作用するイツトリウムを８％
混入することにより安定化され得る。イツトリウムを８
％含むジルコニア材配合物を断熱被覆に用いる場合、良
好な歪許容度を示すことが判明した。セラミツク層を分
離せしめる構成をとることにより、タービン囲い板即ち
リング（１）において多数の研摩可能な被覆部を得るこ
とができる。クロムアロイ リサーチ アンド テクノ
ロジ（Chromalloy Research and Technology）に基づけ
ば、プラズマ溶射の角度を45度にし、且つプラズマ溶射
パラメータを適宜選択してセラミツクプラズマ溶射を行
ない所望の微孔度を有するジルコニア材層（19）の被覆
体が形成されて確実且つ良好な研摩性が与えられること
になろう。
材の生成を抑止するように作用するイツトリウムを８％
混入することにより安定化され得る。イツトリウムを８
％含むジルコニア材配合物を断熱被覆に用いる場合、良
好な歪許容度を示すことが判明した。セラミツク層を分
離せしめる構成をとることにより、タービン囲い板即ち
リング（１）において多数の研摩可能な被覆部を得るこ
とができる。クロムアロイ リサーチ アンド テクノ
ロジ（Chromalloy Research and Technology）に基づけ
ば、プラズマ溶射の角度を45度にし、且つプラズマ溶射
パラメータを適宜選択してセラミツクプラズマ溶射を行
ない所望の微孔度を有するジルコニア材層（19）の被覆
体が形成されて確実且つ良好な研摩性が与えられること
になろう。
第４図中、符号（25）により最終加工輪郭線を示して
あるが、ジルコニア材層（19）の波面（20）を最終輪郭
線（25）まで加工して、本発明による研摩可能なセラミ
ツク層で被覆された、タービン（１）、即ちタービン囲
い板の平滑な内面を形成せしめる。このとき本実施例で
は、ボイド（22）の高さ（23）は約40ミル（約1.016m
m）にされる。第５図には本発明の研摩可能なセラミツ
ク層で被覆されたタービン囲い板の最終加工状態の平滑
な内面（25）が示される。
あるが、ジルコニア材層（19）の波面（20）を最終輪郭
線（25）まで加工して、本発明による研摩可能なセラミ
ツク層で被覆された、タービン（１）、即ちタービン囲
い板の平滑な内面を形成せしめる。このとき本実施例で
は、ボイド（22）の高さ（23）は約40ミル（約1.016m
m）にされる。第５図には本発明の研摩可能なセラミツ
ク層で被覆されたタービン囲い板の最終加工状態の平滑
な内面（25）が示される。
ジルコニア材のプラズマ溶射のパラメータを変えて数
多くの実験を行ない好適なプラズマ溶射の角度、離間距
離、およびジルコニア材層の厚さが決定された。第６図
にはボイド（22）の高さと斜段部（３）の高さ（５）
（第２図参照）との関係が示されている。実験によれ
ば、長手方向のＶ字状の溝（14）（第２図参照）の深さ
を斜段部（３）の高さ（５）と少なくとも同一にする必
要があることが判明した。第６図のグラフで、直線（2
7），（28），（29）は夫々ジルコニア材のプラズマ溶
射の角度（18）（第４図参照）が45度,30度,15度の場合
である。第６図の実験結果により、ボイド（22）（第４
図参照）の高さは斜段部（３）の高さおよび溝（14）の
深さにほぼ比例し、またプラズマ溶射の角度（18）に左
右されることが理解されよう。即ちプラズマ溶射の角度
を45度、斜段部の高さ（および溝の深さ）を20ミル（約
0.508mm）（最大値）にすると、ボイドの高さが40ミル
以上（約1.016mm以上）となり、所定のジルコニア材層
の分断が得られた。プラズマ溶射の角度および斜段部の
高さを大にすると、囲い板の断熱被覆の厚さが上述の場
合より厚くなると考えられる。またイツトリウムにより
安定化されたジルコニア材のプラズマ溶射中プラズマ溶
射ガンの囲い板からの距離を変えてもボイドの高さに影
響を及ぼさないものと考えられる。
多くの実験を行ない好適なプラズマ溶射の角度、離間距
離、およびジルコニア材層の厚さが決定された。第６図
にはボイド（22）の高さと斜段部（３）の高さ（５）
（第２図参照）との関係が示されている。実験によれ
ば、長手方向のＶ字状の溝（14）（第２図参照）の深さ
を斜段部（３）の高さ（５）と少なくとも同一にする必
要があることが判明した。第６図のグラフで、直線（2
7），（28），（29）は夫々ジルコニア材のプラズマ溶
射の角度（18）（第４図参照）が45度,30度,15度の場合
である。第６図の実験結果により、ボイド（22）（第４
図参照）の高さは斜段部（３）の高さおよび溝（14）の
深さにほぼ比例し、またプラズマ溶射の角度（18）に左
右されることが理解されよう。即ちプラズマ溶射の角度
を45度、斜段部の高さ（および溝の深さ）を20ミル（約
0.508mm）（最大値）にすると、ボイドの高さが40ミル
以上（約1.016mm以上）となり、所定のジルコニア材層
の分断が得られた。プラズマ溶射の角度および斜段部の
高さを大にすると、囲い板の断熱被覆の厚さが上述の場
合より厚くなると考えられる。またイツトリウムにより
安定化されたジルコニア材のプラズマ溶射中プラズマ溶
射ガンの囲い板からの距離を変えてもボイドの高さに影
響を及ぼさないものと考えられる。
タービン囲い板（リング（１））の研摩可能なセラミ
ツク被覆体を充分にテストするためには、羽根の先端部
を拡大し剛直にして、被覆体上にあたるタービン羽根の
先端部金属の摩耗を最小限にすることにより、試験ター
ビンエンジンの羽根の先端部を変形させる程度の応力を
加える必要があつた。通常第７図に示す如く羽根（34）
には硬化材の薄い先端部層（40）が形成されるが、この
ようにタービン羽根の先端部を硬化せしめる構成自体に
ついては周知であるので説明は省略する。
ツク被覆体を充分にテストするためには、羽根の先端部
を拡大し剛直にして、被覆体上にあたるタービン羽根の
先端部金属の摩耗を最小限にすることにより、試験ター
ビンエンジンの羽根の先端部を変形させる程度の応力を
加える必要があつた。通常第７図に示す如く羽根（34）
には硬化材の薄い先端部層（40）が形成されるが、この
ようにタービン羽根の先端部を硬化せしめる構成自体に
ついては周知であるので説明は省略する。
上記の構造のものに対し２つのテストを行なつた。即
ち第１のテストは数回の動作サイクルで合計約25時間に
わたり行なつた。第１のテストの目的はセラミツク層が
存在することにより、割れを生じることなくすべての歪
が阻止され、通常の動作温度の下での高速ガスによる腐
蝕作用に対し極めて強度が高いことを確認することにあ
つた。第１のテストでは摩耗を避けるべく羽根先端部に
対し充分な間隙が与えられた。予想したようにガスによ
る腐蝕はなく、ボイドにより区画された、100ミル平方
（約6.45mm2）のジルコニア材の斜段部に割れも生ぜ
ず、またタービン囲い板（リング（１））に変形が生じ
なかつた。
ち第１のテストは数回の動作サイクルで合計約25時間に
わたり行なつた。第１のテストの目的はセラミツク層が
存在することにより、割れを生じることなくすべての歪
が阻止され、通常の動作温度の下での高速ガスによる腐
蝕作用に対し極めて強度が高いことを確認することにあ
つた。第１のテストでは摩耗を避けるべく羽根先端部に
対し充分な間隙が与えられた。予想したようにガスによ
る腐蝕はなく、ボイドにより区画された、100ミル平方
（約6.45mm2）のジルコニア材の斜段部に割れも生ぜ
ず、またタービン囲い板（リング（１））に変形が生じ
なかつた。
第２のテストでは羽根先端部とタービン囲い板（リン
グ（１））との間隙はジルコニア材層の表面が摩擦ある
いは喰込みを生じる程度に小さくして摩耗度を測定し
た。テスト後、セラミツク層を有するリング（１）を目
視検査した結果、リング（１）の内面が約10ミル（約0.
254mm）の深さまで摩耗され羽根先端部の被覆層は摩耗
により相当に損耗を来たすが羽根先端部の金属はセラミ
ツク層に対し小量しか摩耗されないことが判明した。こ
のように比較的激しい摩耗が生じても割れが生ぜず、リ
ング内面の斜段部の歪許容度が優れていることが確認さ
れた。
グ（１））との間隙はジルコニア材層の表面が摩擦ある
いは喰込みを生じる程度に小さくして摩耗度を測定し
た。テスト後、セラミツク層を有するリング（１）を目
視検査した結果、リング（１）の内面が約10ミル（約0.
254mm）の深さまで摩耗され羽根先端部の被覆層は摩耗
により相当に損耗を来たすが羽根先端部の金属はセラミ
ツク層に対し小量しか摩耗されないことが判明した。こ
のように比較的激しい摩耗が生じても割れが生ぜず、リ
ング内面の斜段部の歪許容度が優れていることが確認さ
れた。
（発明の効果） 上述の如き本発明によるタービン囲い板においては有
効な被覆体を施してあるから、上記の実施例のようにタ
ービン用のリングに適用して羽根先端部との間隙を小さ
くでき、これに伴う漏れ損失を小さくできるので、ター
ビンエンジンの効率を大巾に上昇できる。
効な被覆体を施してあるから、上記の実施例のようにタ
ービン用のリングに適用して羽根先端部との間隙を小さ
くでき、これに伴う漏れ損失を小さくできるので、ター
ビンエンジンの効率を大巾に上昇できる。
また本発明によれば、羽根先端部とリングとの間隙を
当初相当小さくでき、従つてエンジン性能を向上でき、
且つ長期間に亘りこの間隙を維持可能である。これは、
セラミツク層の摩耗によりタービン羽根の先端部の過度
の摩耗（リング（１）の全周に沿つた間隙の増大に応じ
た損失の増大）が阻止され得る。且つまたセラミツク材
を使用することによりリング（１）が断熱され、このた
めリング（１）の冷却条件が軽減され、リングあるいは
保持具の応力若しくは歪が軽減されて、その結果漏れが
最小限に押えられ、羽根先端部の摩耗の開始を遅延でき
且つ動作効率の損失を最小限に押え得る。
当初相当小さくでき、従つてエンジン性能を向上でき、
且つ長期間に亘りこの間隙を維持可能である。これは、
セラミツク層の摩耗によりタービン羽根の先端部の過度
の摩耗（リング（１）の全周に沿つた間隙の増大に応じ
た損失の増大）が阻止され得る。且つまたセラミツク材
を使用することによりリング（１）が断熱され、このた
めリング（１）の冷却条件が軽減され、リングあるいは
保持具の応力若しくは歪が軽減されて、その結果漏れが
最小限に押えられ、羽根先端部の摩耗の開始を遅延でき
且つ動作効率の損失を最小限に押え得る。
一方本発明の厚いセラミツク被覆体の斜段部は上述の
如きタービンのリング以外の対象物において耐摩耗性が
要求されない場合にも使用できる。例えば本発明はター
ビンエンジンの燃焼器、タービン間に配設されるダク
ト、出口ライナ、ノズル等にも使用できる。本発明によ
れば被覆層が分断されるので被覆面に熱応力が生ぜず、
このため割れの発生が最小限に抑制され得る。
如きタービンのリング以外の対象物において耐摩耗性が
要求されない場合にも使用できる。例えば本発明はター
ビンエンジンの燃焼器、タービン間に配設されるダク
ト、出口ライナ、ノズル等にも使用できる。本発明によ
れば被覆層が分断されるので被覆面に熱応力が生ぜず、
このため割れの発生が最小限に抑制され得る。
また本発明は図示の実施例に沿つて説明したが、本発
明は当該実施例に限定されるものではなく、特許請求の
技術的思想に含まれるすべての設計変更を包有する。例
えばジルコニア材以外の他のセラミツク材も使用でき
る。またジルコニア材を安定化させるためにイツトリウ
ム以外の他の元素も使用できる。テストするに際しジル
コニア材層において微孔質を均一にしたが、プラズマ溶
射パラメータを変更し摩耗性を高めることにより、更に
微孔質が向上できるものと考えられ得る。例えば必要な
らばプラズマ溶射のパラメータを変えることによりジル
コニア材層の底部から頂部へ順次変化するような微孔質
を与えることもでき、これにより頂部において良好な摩
耗性を与え一方底部ではNiCrAly金属層に対し極めて強
い接着性を付与するようなジルコニア材層を形成でき
る。また上述した斜段部の他に、均一または不均一な段
面あるいは不連続面等の各種の構成を採用でき、用途に
応じ好適なものが選択され得る。且つ基材面上の段部あ
るいは基材面の不連続部が急縁壁部を有し、大きなプラ
ズマ溶射角度をもつてプラズマ溶射中、この急縁壁部か
らボイドが延び、セラミツクライナを小さな部分に区分
するように構成すれば、このような段部あるいは不連続
部も採用できる。リング内面に所定のパターンの段部は
鋳造加工、電気化学的加工、放電加工、レーザ加工等の
周知な各種加工法により形成し得るが、この場合「視
線」炎噴射法、蒸着法（例えば電子ビーム蒸着法）を採
用してセラミツク被覆体層にボイドを形成することがで
きる。また耐酸化性結合材としてNiCrAlyのみを示され
たが他の材料、例えばCoCrAly,NiCoCrAly,FeCrAly,NiCr
Alyも使用でき、セラミツク、ステンレススチール、耐
火材等の非スーパアロイで作られた基材に対しても将来
使用可能となろう。所定の使用条件下で金属またはセラ
ミツク基材が充分に優れた耐酸化性を有し、且つセラミ
ツク被覆体層に対し充分に接着可能であれば結合金属を
省略し得る。且つ基材はスーパアロイ材以外のセラミツ
ク基材も採用でき、又基材として単一な円筒体あるいは
半円筒セグメントからなる円筒体を用い得る。尚本明細
書で用いた用語「円筒体」とは単一の円筒体および組み
合わせて一つの円筒体となる円筒セグメントのいずれも
含んでいる。更に径流タービンに用いる場合、囲い板は
うず巻き状にし得、且つまた他の用途で円錐形にしても
よい。
明は当該実施例に限定されるものではなく、特許請求の
技術的思想に含まれるすべての設計変更を包有する。例
えばジルコニア材以外の他のセラミツク材も使用でき
る。またジルコニア材を安定化させるためにイツトリウ
ム以外の他の元素も使用できる。テストするに際しジル
コニア材層において微孔質を均一にしたが、プラズマ溶
射パラメータを変更し摩耗性を高めることにより、更に
微孔質が向上できるものと考えられ得る。例えば必要な
らばプラズマ溶射のパラメータを変えることによりジル
コニア材層の底部から頂部へ順次変化するような微孔質
を与えることもでき、これにより頂部において良好な摩
耗性を与え一方底部ではNiCrAly金属層に対し極めて強
い接着性を付与するようなジルコニア材層を形成でき
る。また上述した斜段部の他に、均一または不均一な段
面あるいは不連続面等の各種の構成を採用でき、用途に
応じ好適なものが選択され得る。且つ基材面上の段部あ
るいは基材面の不連続部が急縁壁部を有し、大きなプラ
ズマ溶射角度をもつてプラズマ溶射中、この急縁壁部か
らボイドが延び、セラミツクライナを小さな部分に区分
するように構成すれば、このような段部あるいは不連続
部も採用できる。リング内面に所定のパターンの段部は
鋳造加工、電気化学的加工、放電加工、レーザ加工等の
周知な各種加工法により形成し得るが、この場合「視
線」炎噴射法、蒸着法（例えば電子ビーム蒸着法）を採
用してセラミツク被覆体層にボイドを形成することがで
きる。また耐酸化性結合材としてNiCrAlyのみを示され
たが他の材料、例えばCoCrAly,NiCoCrAly,FeCrAly,NiCr
Alyも使用でき、セラミツク、ステンレススチール、耐
火材等の非スーパアロイで作られた基材に対しても将来
使用可能となろう。所定の使用条件下で金属またはセラ
ミツク基材が充分に優れた耐酸化性を有し、且つセラミ
ツク被覆体層に対し充分に接着可能であれば結合金属を
省略し得る。且つ基材はスーパアロイ材以外のセラミツ
ク基材も採用でき、又基材として単一な円筒体あるいは
半円筒セグメントからなる円筒体を用い得る。尚本明細
書で用いた用語「円筒体」とは単一の円筒体および組み
合わせて一つの円筒体となる円筒セグメントのいずれも
含んでいる。更に径流タービンに用いる場合、囲い板は
うず巻き状にし得、且つまた他の用途で円錐形にしても
よい。
第１図は本発明によるタービン囲い板の一実施例として
のリングの斜視図、第２図は同リングの部分拡大斜視
図、第2A図は第２図の線2A−2Aに沿つた断面図、第2B図
は第２図の線2B−2Bに沿つた断面図、第３図は第２図の
斜段部にプラズマ溶射しNiCrAly結合層を形成する際の
説明図、第４図は第３図の結合層上にプラズマ溶射して
ジルコニア材層を形成する説明断面図、第５図は第４図
の構造体を最終加工したものの断面図、第６図はボイド
の高さと斜段部の高さまたは溝の深さとの関係を示すグ
ラフ、第７図はタービン羽根の先端部の部分斜視図であ
る。 １……リング、２……内面、３……斜段部、４……壁
部、4A……頂部、８……金属層、９……急傾斜面、10…
…プラズマ溶射ガン、14……溝、15……プラズマ溶射ガ
ン、19……ジルコニア材層、20……波面、22……ボイ
ド、34……羽根、40……先端部層
のリングの斜視図、第２図は同リングの部分拡大斜視
図、第2A図は第２図の線2A−2Aに沿つた断面図、第2B図
は第２図の線2B−2Bに沿つた断面図、第３図は第２図の
斜段部にプラズマ溶射しNiCrAly結合層を形成する際の
説明図、第４図は第３図の結合層上にプラズマ溶射して
ジルコニア材層を形成する説明断面図、第５図は第４図
の構造体を最終加工したものの断面図、第６図はボイド
の高さと斜段部の高さまたは溝の深さとの関係を示すグ
ラフ、第７図はタービン羽根の先端部の部分斜視図であ
る。 １……リング、２……内面、３……斜段部、４……壁
部、4A……頂部、８……金属層、９……急傾斜面、10…
…プラズマ溶射ガン、14……溝、15……プラズマ溶射ガ
ン、19……ジルコニア材層、20……波面、22……ボイ
ド、34……羽根、40……先端部層
Claims (13)
- 【請求項１】セラミツク材層が付設される囲い板基材の
内面にアレイ状の段部が具備され、各段部には夫々壁部
が設けられ、セラミツク材層は多数のボイドを有し、各
ボイドは弱い結合状態の、セラミツク材の粒子領域と空
隙領域とを有し、且つ各ボイドはセラミツク材層に形成
された段部の壁部からセラミツク材層の少なくとも一部
を貫通するよう構成されてなるタービン囲い板。 - 【請求項２】各ボイドは段部の隅部においてその全長に
亘つて延設されてなる特許請求の範囲第１項記載のター
ビン囲い板。 - 【請求項３】囲い板基材の断面が円形であり、各段部を
区画する溝部が配列され、各溝部は円形断面の軸線と交
差する別の平面上に位置されてなる特許請求の範囲第２
項記載のタービン囲い板。 - 【請求項４】各段部が斜段部である特許請求の範囲第１
項記載のタービン囲い板。 - 【請求項５】各斜段部の最大高さが約200ミル（約5.08m
m）であり、各溝の最大深さが約200ミル（約5.08mm）で
ある特許請求の範囲第４項記載のタービン囲い板。 - 【請求項６】セラミツク材層を各段部の一の面に連接さ
せる結合層を備えてなる特許請求の範囲第２項記載のタ
ービン囲い板。 - 【請求項７】セラミツク材層の露出面が円筒状の平滑面
である特許請求の範囲第６項記載のタービン囲い板。 - 【請求項８】セラミツク材層がジルコニア材で作られて
なる特許請求の範囲第６項記載のタービン囲い板。 - 【請求項９】ジルコニア材がイツトリウムにより安定化
されてなる特許請求の範囲第８項記載のタービン囲い
板。 - 【請求項１０】結合層がNiCrAlYで作られてなる特許請
求の範囲第７項記載のタービン囲い板。 - 【請求項１１】結合層の厚さが実質的に３〜５ミル（約
0.127mm）であり、セラミツク層の高さが実質的に40〜6
0ミル（約1.016ないし約1.524mm）である特許請求の範
囲第６項記載のタービン囲い板。 - 【請求項１２】結合層の厚さが実質的に0.1インチ以下
（約2.54mm以下）であり、セラミツク材層の厚さが実質
的に0.5インチ以下（約12.70mm以下）である特許請求の
範囲第６項記載のタービン囲い板。 - 【請求項１３】段部の一の面の下縁部が外の段部の別の
面の下縁部と連結されてなる特許請求の範囲第４項記載
のタービン囲い板。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/894,409 US4764089A (en) | 1986-08-07 | 1986-08-07 | Abradable strain-tolerant ceramic coated turbine shroud |
| US894409 | 1992-06-05 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6341603A JPS6341603A (ja) | 1988-02-22 |
| JP2652382B2 true JP2652382B2 (ja) | 1997-09-10 |
Family
ID=25403037
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62196543A Expired - Fee Related JP2652382B2 (ja) | 1986-08-07 | 1987-08-07 | 囲い板 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4764089A (ja) |
| EP (1) | EP0256790B1 (ja) |
| JP (1) | JP2652382B2 (ja) |
| CA (1) | CA1273298A (ja) |
| DE (1) | DE3781062T2 (ja) |
Families Citing this family (62)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4914794A (en) * | 1986-08-07 | 1990-04-10 | Allied-Signal Inc. | Method of making an abradable strain-tolerant ceramic coated turbine shroud |
| CA2039756A1 (en) * | 1990-05-31 | 1991-12-01 | Larry Wayne Plemmons | Stator having selectively applied thermal conductivity coating |
| US5352540A (en) * | 1992-08-26 | 1994-10-04 | Alliedsignal Inc. | Strain-tolerant ceramic coated seal |
| US5397649A (en) * | 1992-08-26 | 1995-03-14 | Alliedsignal Inc. | Intermediate coating layer for high temperature rubbing seals for rotary regenerators |
| DE4324125A1 (de) * | 1993-07-19 | 1995-01-26 | Abb Management Ag | Gasturbine |
| US5439348A (en) * | 1994-03-30 | 1995-08-08 | United Technologies Corporation | Turbine shroud segment including a coating layer having varying thickness |
| US5620307A (en) * | 1995-03-06 | 1997-04-15 | General Electric Company | Laser shock peened gas turbine engine blade tip |
| US5735044A (en) * | 1995-12-12 | 1998-04-07 | General Electric Company | Laser shock peening for gas turbine engine weld repair |
| US5704759A (en) * | 1996-10-21 | 1998-01-06 | Alliedsignal Inc. | Abrasive tip/abradable shroud system and method for gas turbine compressor clearance control |
| US5900097A (en) * | 1996-10-30 | 1999-05-04 | Brown; Dennis P. | Method of fabricating a laminated composite material |
| US6233915B1 (en) | 1997-04-17 | 2001-05-22 | Allied Signal, Inc. | Injection tube for connecting a cold plenum to a hot chamber |
| DE19730008C1 (de) * | 1997-07-12 | 1998-10-29 | Mtu Muenchen Gmbh | Panzerung für ein metallisches Triebwerksbauteil und Verfahren zu ihrer Herstellung |
| GB9717245D0 (en) * | 1997-08-15 | 1997-10-22 | Rolls Royce Plc | A metallic article having a thermal barrier coaring and a method of application thereof |
| GB9800511D0 (en) * | 1998-01-13 | 1998-03-11 | Rolls Royce Plc | A metallic article having a thermal barrier coating and a method of application thereof |
| US6113347A (en) * | 1998-12-28 | 2000-09-05 | General Electric Company | Blade containment system |
| GB0008892D0 (en) * | 2000-04-12 | 2000-05-31 | Rolls Royce Plc | Abradable seals |
| US6365222B1 (en) | 2000-10-27 | 2002-04-02 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Abradable coating applied with cold spray technique |
| US6443700B1 (en) * | 2000-11-08 | 2002-09-03 | General Electric Co. | Transpiration-cooled structure and method for its preparation |
| US6491208B2 (en) | 2000-12-05 | 2002-12-10 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Cold spray repair process |
| US6444259B1 (en) | 2001-01-30 | 2002-09-03 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Thermal barrier coating applied with cold spray technique |
| US6846574B2 (en) * | 2001-05-16 | 2005-01-25 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Honeycomb structure thermal barrier coating |
| US6660405B2 (en) * | 2001-05-24 | 2003-12-09 | General Electric Co. | High temperature abradable coating for turbine shrouds without bucket tipping |
| GB0304546D0 (en) * | 2003-02-27 | 2003-04-02 | Rolls Royce Plc | Abradable seals |
| US6887529B2 (en) * | 2003-04-02 | 2005-05-03 | General Electric Company | Method of applying environmental and bond coatings to turbine flowpath parts |
| US7367122B2 (en) * | 2004-10-15 | 2008-05-06 | Honeywell International, Inc. | Stepped sleeve repair of knife seal bores in driven compressor housing |
| US7510370B2 (en) * | 2005-02-01 | 2009-03-31 | Honeywell International Inc. | Turbine blade tip and shroud clearance control coating system |
| EP1806430A1 (de) * | 2006-01-09 | 2007-07-11 | Siemens Aktiengesellschaft | Keramische Schicht mit hoher Porosität, Verwendung dieser Schicht sowie ein Bauteil mit dieser Schicht |
| US20080274336A1 (en) * | 2006-12-01 | 2008-11-06 | Siemens Power Generation, Inc. | High temperature insulation with enhanced abradability |
| EP1942250A1 (de) * | 2007-01-05 | 2008-07-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Bauteil mit schräg verlaufenden Vertiefungen in der Oberfläche und Verfahren zum Betreiben einer Turbine |
| US7871244B2 (en) * | 2007-02-15 | 2011-01-18 | Siemens Energy, Inc. | Ring seal for a turbine engine |
| US20080206542A1 (en) * | 2007-02-22 | 2008-08-28 | Siemens Power Generation, Inc. | Ceramic matrix composite abradable via reduction of surface area |
| US7819625B2 (en) * | 2007-05-07 | 2010-10-26 | Siemens Energy, Inc. | Abradable CMC stacked laminate ring segment for a gas turbine |
| US9297269B2 (en) * | 2007-05-07 | 2016-03-29 | Siemens Energy, Inc. | Patterned reduction of surface area for abradability |
| EP2141328A1 (en) * | 2008-07-03 | 2010-01-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Sealing system between a shroud segment and a rotor blade tip and manufacturing method for such a segment |
| WO2010009242A2 (en) * | 2008-07-16 | 2010-01-21 | Zimmer, Inc. | Thermally treated ceramic coating for implants |
| US20100154425A1 (en) * | 2008-12-24 | 2010-06-24 | United Technologies Corporation | Strain tolerant thermal barrier coating system |
| DE102009051554A1 (de) * | 2009-10-31 | 2011-05-05 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verfahren zum Erzeugen eines Einlaufbelags an einer Strömungsmaschine |
| US8910947B2 (en) * | 2010-03-30 | 2014-12-16 | United Technologies Corporation | Method of forming a seal element |
| EP2458157B1 (fr) * | 2010-11-30 | 2015-10-14 | Techspace Aero S.A. | Abradable de virole intérieure de stator |
| US8684669B2 (en) | 2011-02-15 | 2014-04-01 | Siemens Energy, Inc. | Turbine tip clearance measurement |
| US8956700B2 (en) | 2011-10-19 | 2015-02-17 | General Electric Company | Method for adhering a coating to a substrate structure |
| US9771811B2 (en) | 2012-01-11 | 2017-09-26 | General Electric Company | Continuous fiber reinforced mesh bond coat for environmental barrier coating system |
| US20130202439A1 (en) * | 2012-02-08 | 2013-08-08 | General Electric Company | Rotating assembly for a turbine assembly |
| DE102012106090A1 (de) * | 2012-07-06 | 2014-01-09 | Ihi Charging Systems International Gmbh | Turbine und Turbine für einen Abgasturbolader |
| US9290836B2 (en) | 2012-08-17 | 2016-03-22 | General Electric Company | Crack-resistant environmental barrier coatings |
| US9416671B2 (en) | 2012-10-04 | 2016-08-16 | General Electric Company | Bimetallic turbine shroud and method of fabricating |
| US9816392B2 (en) | 2013-04-10 | 2017-11-14 | General Electric Company | Architectures for high temperature TBCs with ultra low thermal conductivity and abradability and method of making |
| US9249680B2 (en) * | 2014-02-25 | 2016-02-02 | Siemens Energy, Inc. | Turbine abradable layer with asymmetric ridges or grooves |
| WO2015130526A2 (en) | 2014-02-25 | 2015-09-03 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine component thermal barrier coating with crack isolating engineered groove features |
| US9243511B2 (en) | 2014-02-25 | 2016-01-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine abradable layer with zig zag groove pattern |
| WO2016133987A2 (en) | 2015-02-18 | 2016-08-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Forming cooling passages in combustion turbine superalloy castings |
| US8939706B1 (en) | 2014-02-25 | 2015-01-27 | Siemens Energy, Inc. | Turbine abradable layer with progressive wear zone having a frangible or pixelated nib surface |
| US9151175B2 (en) | 2014-02-25 | 2015-10-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine abradable layer with progressive wear zone multi level ridge arrays |
| RU2700848C2 (ru) * | 2014-05-15 | 2019-09-23 | Нуово Пиньоне СРЛ | Способ изготовления компонента турбомашины, компонент турбомашины и турбомашина |
| US11098399B2 (en) * | 2014-08-06 | 2021-08-24 | Raytheon Technologies Corporation | Ceramic coating system and method |
| US10465716B2 (en) * | 2014-08-08 | 2019-11-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor casing |
| EP3006672A1 (de) * | 2014-10-10 | 2016-04-13 | Universität Stuttgart | Vorrichtung zur Beeinflussung der Strömung in einer Turbomaschine |
| US10273192B2 (en) | 2015-02-17 | 2019-04-30 | Rolls-Royce Corporation | Patterned abradable coating and methods for the manufacture thereof |
| WO2016133583A1 (en) | 2015-02-18 | 2016-08-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine shroud with abradable layer having ridges with holes |
| CN107460431A (zh) * | 2017-10-12 | 2017-12-12 | 河北工业大学 | 一种改善6061铝合金表面等离子喷涂Ni60A涂层结合强度的方法 |
| US10927695B2 (en) | 2018-11-27 | 2021-02-23 | Raytheon Technologies Corporation | Abradable coating for grooved BOAS |
| US20230184125A1 (en) * | 2021-12-15 | 2023-06-15 | General Electric Company | Engine component with abradable material and treatment |
Family Cites Families (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1068596A (en) * | 1911-06-23 | 1913-07-29 | Clinton E Long | Elastic-fluid turbine. |
| US2393116A (en) * | 1942-03-20 | 1946-01-15 | B W Superchargers Inc | Rotary blower |
| US2492935A (en) * | 1943-11-22 | 1949-12-27 | Borg Warner | Rotary blower with abrading rotor ends and abradable casing sealing ridges |
| US2507079A (en) * | 1946-06-19 | 1950-05-09 | Charles H Zimmerman | Abrading mechanism |
| GB660396A (en) * | 1949-03-23 | 1951-11-07 | Burton Albert Avery | Labyrinth seals |
| US3042365A (en) * | 1957-11-08 | 1962-07-03 | Gen Motors Corp | Blade shrouding |
| GB851267A (en) * | 1958-04-28 | 1960-10-12 | Gen Motors Corp | Improvements relating to axial-flow compressors |
| US2968865A (en) * | 1958-05-21 | 1961-01-24 | Rey Jean Claude | Process for building up sleeves for diesel and other engines |
| US3071314A (en) * | 1959-11-12 | 1963-01-01 | Fairchild Stratos Corp | Screw compressor seal |
| US3970319A (en) * | 1972-11-17 | 1976-07-20 | General Motors Corporation | Seal structure |
| US3890067A (en) * | 1973-08-24 | 1975-06-17 | Ford Motor Co | Rubbing seal system for a rotary combustion engine |
| US3887299A (en) * | 1973-08-28 | 1975-06-03 | Us Air Force | Non-abradable turbine seal |
| US4063742A (en) * | 1976-08-18 | 1977-12-20 | Kentucky Metals, Inc. | Abradable fluid seal for aircraft gas turbines |
| US4239452A (en) * | 1978-06-26 | 1980-12-16 | United Technologies Corporation | Blade tip shroud for a compression stage of a gas turbine engine |
| US4269903A (en) * | 1979-09-06 | 1981-05-26 | General Motors Corporation | Abradable ceramic seal and method of making same |
| US4289447A (en) * | 1979-10-12 | 1981-09-15 | General Electric Company | Metal-ceramic turbine shroud and method of making the same |
| US4338360A (en) * | 1980-05-01 | 1982-07-06 | General Motors Corporation | Method for coating porous metal structure |
| DE3018620C2 (de) * | 1980-05-16 | 1982-08-26 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Wärmedämmende und dichtende Auskleidung für eine thermische Turbomaschine |
| DE3019920C2 (de) * | 1980-05-24 | 1982-12-30 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Einrichtung zur äußeren Ummantelung der Laufschaufeln von Axialturbinen für Gasturbinentriebwerke |
| US4521496A (en) * | 1980-07-24 | 1985-06-04 | Sara Raymond V | Stress relieved metal/ceramic abradable seals |
| US4566700A (en) * | 1982-08-09 | 1986-01-28 | United Technologies Corporation | Abrasive/abradable gas path seal system |
| JPS59222566A (ja) * | 1983-05-30 | 1984-12-14 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 耐熱構造体の製造方法 |
-
1986
- 1986-08-07 US US06/894,409 patent/US4764089A/en not_active Expired - Lifetime
-
1987
- 1987-05-22 CA CA000537723A patent/CA1273298A/en not_active Expired - Fee Related
- 1987-08-06 DE DE8787306972T patent/DE3781062T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1987-08-06 EP EP87306972A patent/EP0256790B1/en not_active Expired
- 1987-08-07 JP JP62196543A patent/JP2652382B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US4764089A (en) | 1988-08-16 |
| DE3781062T2 (de) | 1993-07-01 |
| CA1273298A (en) | 1990-08-28 |
| EP0256790A2 (en) | 1988-02-24 |
| EP0256790A3 (en) | 1989-05-31 |
| EP0256790B1 (en) | 1992-08-12 |
| JPS6341603A (ja) | 1988-02-22 |
| DE3781062D1 (de) | 1992-09-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP2652382B2 (ja) | 囲い板 | |
| US4914794A (en) | Method of making an abradable strain-tolerant ceramic coated turbine shroud | |
| US8506243B2 (en) | Segmented thermally insulating coating | |
| US6652227B2 (en) | Gas turbine seal | |
| EP2275646B1 (en) | Airfoil tip comprising stress mitigating features | |
| US4594053A (en) | Housing for a fluid flow or jet engine | |
| US7887929B2 (en) | Oriented fiber ceramic matrix composite abradable thermal barrier coating | |
| EP1283278B1 (en) | Segmented thermal barrier coating and method of manufacturing the same | |
| US7819625B2 (en) | Abradable CMC stacked laminate ring segment for a gas turbine | |
| EP2065566B1 (en) | Segmented ceramic layer for member of gas turbine engine | |
| US20150345313A1 (en) | Tile for fabrication and repair of thermal barriers | |
| EP3058183B1 (en) | Segmented ceramic coating interlayer | |
| JP2001525015A (ja) | タービン囲い板用のレーザセグメント化された熱防壁被覆材 | |
| JP2000027656A (ja) | ガスタ―ビンエンジンの空気シ―ル、シ―ルシステムおよびセラミック被覆を施す方法。 | |
| JP2006036632A (ja) | ７ＦＡ＋ｅ第１段アブレイダブル被膜及びその作製方法 | |
| EP0707091A1 (en) | Zirconia-based tipped blades having macrocracked structure and process for producing it | |
| US9139897B2 (en) | Thermal barrier coatings and methods of application | |
| US11319829B2 (en) | Geometrically segmented abradable ceramic thermal barrier coating with improved spallation resistance | |
| US20190076930A1 (en) | Method for manufacturing an abradable plate and repairing a turbine shroud | |
| EP3725909A1 (en) | Geometrically segmented thermal barrier coating with spall interrupter features | |
| EP3907375A1 (en) | Thermal barrier coating with reduced edge crack initiation stress and high insulating factor | |
| US20130084167A1 (en) | Wear-resistant coating and use thereof | |
| EP3611350B1 (en) | Turbine abrasive blade tips with improved resistance to oxidation |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |