JP3124966B2 - 熱防御膜の製造方法 - Google Patents

熱防御膜の製造方法

Info

Publication number
JP3124966B2
JP3124966B2 JP11329306A JP32930699A JP3124966B2 JP 3124966 B2 JP3124966 B2 JP 3124966B2 JP 11329306 A JP11329306 A JP 11329306A JP 32930699 A JP32930699 A JP 32930699A JP 3124966 B2 JP3124966 B2 JP 3124966B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
thermal protection
film
manufacturing
protection layer
substrate
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
Application number
JP11329306A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2000192256A (ja
Inventor
エム．バーンズ ステヴェン
ジェイ．メーハン ロバート
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Raytheon Technologies Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JP2000192256A publication Critical patent/JP2000192256A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3124966B2 publication Critical patent/JP3124966B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C14/00—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material
    • C23C14/02—Pretreatment of the material to be coated
    • C23C14/021—Cleaning or etching treatments
    • C23C14/022—Cleaning or etching treatments by means of bombardment with energetic particles or radiation
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C14/00—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material
    • C23C14/06—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material characterised by the coating material
    • C23C14/08—Oxides
    • C23C14/083—Oxides of refractory metals or yttrium
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Physical Vapour Deposition (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、耐久性を有する熱
防御膜、特にガスタービンエンジンの熱防御膜の製造方
法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】長年に渡って航空機のオペレータおよび
製造業者から、より高出力および高効率のエンジンが要
求され、その要求を満たすために、より高温および高圧
で動作するガスタービンエンジンがエンジン製造業者に
よって開発されている。その結果、現在知られているガ
スタービンエンジンに構成された高圧タービンブレー
ド，高圧タービンベーンは、それら高圧タービンブレー
ド，高圧タービンベーンの形成に用いられている超合金
の融点付近またはその融点よりも高い温度下に曝される
ことも多い。高い動作温度においてもガスタービンエン
ジンの初期状態を維持できるようにすると共に、高圧タ
ービンブレード，高圧タービンベーンの寿命を長くする
ため、エンジン製造業者は、多くの場合、耐酸化性を有
する金属結合膜とセラミック層とから成る多層構造の熱
防御膜によって前記高圧タービンブレード，高圧タービ
ンベーンを保護している。
【０００３】前記のような熱防御膜は、ガスタービンエ
ンジンの構成部材に対して、その保護すべき部分に金属
結合膜を積層してから塗布される。そして、ピーニング
工程、および必要に応じて清浄工程を行ってから、電子
ビームによる物理的蒸着法(以下、ＥＢ−ＰＶＤと称す
る)または他の物理的蒸着法により前記金属結合膜に対
してセラミック層が積層される。そのＥＢ−ＰＶＤ工程
において、被覆され得る部材は、高真空状態で動作する
コーティングチャンバー内に配置される。コーティング
チャンバー内の電子ビーム銃の焦点は、磁力により塊状
のセラミック例えば酸化ジルコニウムと酸化イットリウ
ムとの混合物に対して合わされ、そのセラミックの温度
は２４８０℃(４５００°Ｆ)以上の融点に維持される。
その結果、前記電子ビームのエネルギーによって、前記
セラミックが溶けて蒸発する。前記の被覆され得る構成
部材を前記セラミックの塊の上方で回転させることによ
り、前記の蒸発したセラミックが被覆され得る部材上に
凝結してセラミック層が形成される。
【０００４】その形成状況を慎重に制御することによ
り、所望の特定の膜構造，配列が緻密なセラミック柱，
および接着性を有する酸化アルミニウムの被膜を得るこ
とが可能となる。一般的に、前記のセラミック材および
ＥＢ−ＰＶＤ工程はセラミック層を形成する際に用いら
れ、熱防御膜に対して優れた熱遮断性を付与する。セラ
ミックの柱状構造および酸化アルミニウムによる化学結
合力によって、この熱防御膜の耐久性が得られる。この
独特の柱状構造により耐ストレス性を持たせることがで
き、金属から成るタービン構成部材とセラミック保護膜
との熱膨張率の差によって生じるストレスを相殺するこ
とができる。このような膜は、ユリオン(Ulion)氏らに
付与された米国特許第４,３２１,３１０号，第４,４０
５,６６０号，第４,４１４,２４９号、およびストラン
グマン(Strangman)氏に付与された米国特許第４,３２
１,３１１号，第４,４０１,６９７号，第４,４０５,６
５９号にそれぞれ共通に記載されている。
【０００５】しかしながら、前記のような膜は種々の分
野で成功を遂げているが、それら膜の耐久性を得る方法
の開発が絶え間無く行われている。従って、産業界で
は、柱状構造を有する熱防御膜において耐久性を持たせ
ることが求められている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】本発明は、柱状構造を
有する熱防御膜において耐久性を持たせる方法を提案し
たものである。
【０００７】また、本発明は、超合金の基体上にＭＣｒ
ＡｌＹ結合膜を積層して行うことを特徴とする熱防御膜
の塗布方法においても含む。なお、前記ＭＣｒＡｌＹの
Ｍは、Ｎｉ，Ｃｏ，Ｆｅ，またはＮｉとＣｏとの混合物
を意味するものである。前記のＭＣｒＡｌＹ結合膜にお
ける不要な酸化物および汚染物質は、イオン化ガス流清
浄工程（イオン化ガス流を用いたクリーニングプロセ
ス）を経て除去される。接着性を有する酸化アルミニウ
ム薄膜は、前記ＭＣｒＡｌＹ結合膜上に形成され、セラ
ミック層は、物理的蒸着法により前記アルミニウム薄膜
上に対し柱状構造にして積層される。
【０００８】以上示したような本発明の特徴および利点
は、以下に示す記述および図面によって明確に説明する
ことができる。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明は、前記課題の解
決を図るために、まず請求項１記載の発明は、熱防御膜
の製造方法において、Ｆｅ，Ｎｉ，Ｃｏ，またはＮｉと
Ｃｏとの混合物をＭとしたＭＣｒＡｌＹから成る金属結
合膜を超合金の基体に積層する工程ａと、イオン化ガス
流清浄方法により、前記のＭＣｒＡｌＹから成る金属結
合膜における不要な酸化物および汚染物質を除去する工
程ｂと、前記のＭＣｒＡｌＹから成る金属結合膜上に接
着性を有する酸化アルミニウム薄膜を形成する工程ｃ
と、物理的蒸着法により、前記酸化アルミニウム薄膜上
に柱状構造を有するセラミック層を積層する工程ｄと、
を含むことを特徴とする。
【００１０】請求項２記載の発明は、前記基体におい
て、ガスタービンエンジンの高圧タービンベーンまたは
高圧タービンブレードであることを特徴とする。
【００１１】請求項３記載の発明は、前記ＭＣｒＡｌＹ
において、公称組成が重量比で２２Ｃｏ‐１７Ｃｒ‐１
２．５Ａｌ‐０．２５Ｈｆ‐０．４Ｓｉ‐０．６Ｙと表
され、Ｎｉで調整されたものであることを特徴とする。
【００１２】請求項４記載の発明は、前記基体におい
て、拡散アルミナイドから成る表面処理層を含むことを
特徴とする。
【００１３】請求項５記載の発明は、前記工程ａと工程
ｂとの間において、前記基体を約７０４℃（１３００°
Ｆ）から約８１６℃（１５００°Ｆ）の温度で約２５分
から約４０分間加熱し、オイルおよび他の汚染物質を炭
化する工程ａ1と、前記基体を機械的に清浄して、その
基体表面に埋め込まれた酸化物および他の接着性を有す
る汚染物質を除去する工程ａ2と、を含むことを特徴と
する。
【００１４】請求項６記載の発明は、前記のイオン化ガ
ス流清浄工程において、ＭＣｒＡｌＹで被覆された基体
を真空チャンバー内に配置する段階と、その真空チャン
バー内の圧力を低減する段階と、前記真空チャンバー内
に不活性ガスを流入する段階と、前記のＭＣｒＡｌＹで
被覆された基体と電極との間にアークを発生させ保持す
る段階と、を含むことを特徴とする。
【００１５】請求項７記載の発明は、前記のイオン化ガ
ス流清浄工程において、約４．０ｋＰａ（３０ｔｏｒ
ｒ）から約５．３ｋＰａ（４０ｔｏｒｒ）の絶対圧で、
約７６０℃（１４００°Ｆ）から約８７１℃（１６００
°Ｆ）の温度で行うことを特徴とする。
【００１６】請求項８記載の発明は、前記の不活性ガス
において、ヘリウム，アルゴン，またはヘリウムとアル
ゴンとを混合したものを含むことを特徴とする。
【００１７】請求項９記載の発明は、前記アークにおい
て、約１６５Ｖから約１５０Ｖの電位で約０Ａの電流に
て発生させ、約３０Ｖから約４０Ｖの電位で約７５Ａか
ら約１２５Ａの電流にて前記アークを保持することを特
徴とする。
【００１８】請求項１０記載の発明は、前記のイオン化
ガス流清浄工程において、物理的蒸着塗布装置の外側で
行うことを特徴とする。
【００１９】請求項１１記載の発明は、前記のイオン化
ガス流清浄工程において、物理的蒸着塗布装置のコーテ
ィングチャンバー内で行うことを特徴とする。
【００２０】請求項１２記載の発明は、前記セラミック
層において、酸化ジルコニウムと約３ｗｔ％から約２５
ｗｔ％の安定剤とから成り、その安定剤として酸化イッ
トリウム，酸化マグネシウム，酸化カルシウム，また
は、それら混合物を用いたことを特徴とする。
【００２１】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態を図面
に基づいて説明する。
【００２２】本発明の熱防御膜は、種々のガスタービン
エンジンの構成部材の基体に用いられ、典型的にはニッ
ケルまたはコバルトを主成分とする基体に用いられる。
殆どの場合、本発明の熱防御膜は、高圧タービンベーン
または高圧タービンブレードに塗布される。簡潔に説明
すると、本願発明は、高圧タービンブレードに対する熱
防御膜の塗布方法を記述したものである。なお、本発明
の属する技術分野において一部分のみ記載されている
が、熱防御膜によって効果を奏すると思われるガスター
ビンエンジンの他の構成部材においても同様に適用でき
ることは明らかである。
【００２３】図１はタービンブレード２を示すものであ
り、本発明における熱防御膜４が施されたものである。
図２に示すように、熱防御膜４は、金属結合膜６と、そ
の金属結合膜６の上に形成される酸化アルミニウム(Ａ
ｌ2Ｏ3)層８と、酸化ジルコニウム(ＺｒＯ2)の柱状粒子
から成り前記酸化アルミニウム層８の上に積層されるセ
ラミック層１０とを構成する。本発明の熱防御膜は、図
２に示すようにブレード２上に直接積層するか、下塗り
の上に積層またはブレード２の表面から拡散して形成さ
れる。例えば、本発明の熱防御膜は、ブレード２の表面
から拡散して形成された拡散アルミナイド膜に被覆され
る。
【００２４】結合膜６においては、酸化アルミニウム層
８を形成、およびセラミック層１０を被覆するために結
合膜６の表面を良好にすることにより、本発明の熱防御
膜４とタービンブレード２との間に良好な接着力を付与
することができる。その結合膜６を適確に選択すること
により、ガスタービンエンジン動作時においてセラミッ
ク層１０が結合膜６から剥離すること又は熱防御膜４全
体が剥離することを、抑制あるいは防止することができ
る。ガスタービンエンジン動作時にセラミック層１０が
剥離又は熱防御膜４全体が剥離すると、タービンブレー
ドの寿命は低下してしまう。
【００２５】本発明の金属結合膜６には、一般的に知ら
れているあらゆる金属材料のうち、タービンブレード２
とセラミック層１０との間に強い結合力を付与できるも
のが用いられる。このような材料は、一般的には酸化ア
ルミニウムの接着層を形成するのに十分な量のアルミニ
ウムを含み、柱状セラミック１０に対して良好な結合力
を付与する。例えば、金属結合膜６は、拡散アルミナイ
ド、すなわち１個あるいは複数個の貴金属元素を含んだ
アルミナイドを構成して成り、その拡散アルミナイドと
しては、ＮｉとＡｌとの合金やＭＣｒＡｌがある。な
お、前記ＭＣｒＡｌのＭは、Ｆｅ，Ｎｉ，Ｃｏ，または
ＮｉとＣｏとの混合物を意味するものである。本実施の
形態において、前記の化学式ＭＣｒＡｌは、添加物、ま
たはこの技術分野にて一般的に知られているＳｉ，Ｈ
ｆ，Ｔａ，Ｒｅ，貴金属のような成分の結合体を含んだ
混合物においても包含するものである。また、前記ＭＣ
ｒＡｌは、拡散アルミナイド層、特に１個あるいは複数
個の貴金属を構成したアルミナイドを含んだものでも良
い。好ましくは、金属結合膜６は、公称組成がＮｉ‐２
２Ｃｏ‐１７Ｃｒ‐１２．５Ａｌ‐０．２５Ｈｆ‐０．
４Ｓｉ‐０．６Ｙ(重量比)となるＭＣｒＡｌを含む。こ
の組成については、ガプタ(Gupta)氏に付与された米国
特許第４,５８５,４８１号および再発行特許第３２,１
２１号にそれぞれ詳しく記載されており、それら２つの
特許は併合されたものである。
【００２６】金属結合膜６は、この技術分野において一
般的に知られている積層方法のうち、前記のような材料
を積層できる方法によって積層される。例えば、前記結
合膜６は、低圧プラズマスプレー(ＬＰＰＳ)，電子ビー
ムによる物理的蒸着法(ＥＢ−ＰＶＤ)，電気メッキ，陰
極アークなどのあらゆる方法により積層される。ブレー
ド２と柱状セラミック層１０との間に強い結合力を付与
できるようにすると共に、柱状セラミック層１０中で生
じるクラックがブレード２中に拡大しないようにするた
め、ブレード２に対して金属結合膜２を十分厚く塗布す
る必要がある。殆どの場合、金属結合膜６の厚さを約２
５μｍ(１ｍｉｌ)から約２５０μｍ(１０ｍｉｌｓ)にし
ている。好ましくは、結合膜６の厚さを約２５μｍ(１
ｍｉｌ)から約７５μｍ(３ｍｉｌｓ)にしている。結合
膜６を積層した後、好ましくは、結合膜６の気孔または
積層中に生じた導通孔を埋めるために、前記結合膜６を
ピーニングする、あるいは機械加工または研磨加工する
ことにより、前記結合膜６に柱状セラミック層１０を設
けることができるようにする。
【００２７】ピーニングまたは他の表面処理を行った
後、結合膜６を清浄することにより、オイル，他の有機
物や炭化不純物，表面の酸化物，他の接着性を有する汚
染物質を除去する。一般的な従来技術による清浄方法
は、高温下で行う熱サイクル工程を含み、例えば約７０
４℃(１３００°Ｆ)から約８１６℃(１５００°Ｆ)の温
度で約２５分から約４５分の熱サイクル工程により、例
えばグリットブラティング，蒸発(またはスラリー)ブラ
スティング，または超音波清浄などの機械的清浄によっ
て生じるオイルおよび他の不純物(例えば、浸透性液体
染料，機械加工潤滑オイル，ＥＤＭオイル等)を酸化雰
囲気下にて炭化し、埋め込まれた酸化物および不要な接
着性汚染物質を除去する。本出願人は、従来技術による
清浄工程にて、逆プラズマアーク(reverse transfer ar
c)清浄などのイオン化ガス流清浄方法(ionized gas str
eam cleaning process)を適用することにより、膜の寿
命を５０％以上向上できることを確認できた。
【００２８】イオン化ガス流清浄工程では、清浄され得
るブレード２を真空チャンバー内に配置して、その真空
チャンバー内の圧力を低減した後、真空チャンバー内に
不活性ガスを流入し、電極とブレード２との間にアーク
を発生させる。そのアークは、ブレード表面上の酸化物
と他の汚染物質を過熱し、それら酸化物と他の汚染物質
とを蒸発させる。好ましくは、イオン化ガス流清浄工程
を約４．０ｋＰａ(３０ｔｏｒｒ)から約５．３ｋＰａ
(４０ｔｏｒｒ)の絶対圧で、約７６０℃(１４００°Ｆ)
から約８７１℃(１６００°Ｆ)の温度で行う。最も好ま
しくは、前記のイオン化ガス流清浄工程を約４．７ｋＰ
ａ(３５ｔｏｒｒ)の絶対圧で約８１６℃(１５００°Ｆ)
の温度で行う。適当と思われる不活性ガスとしては、ヘ
リウム，アルゴン，またはヘリウムとアルゴンとを混合
したものが含まれる。アークはあらゆる方法により発生
させることができるが、好ましくは、真空チャンバー内
にブレード２を陰極として配置すると共に陽極を配置し
てアークを発生させる。この工程では、ブレード２と陽
極との間において、電位を約１６５Ｖから約１５０Ｖに
し電流を約０Ａにする。アークが安定した後、そのアー
クは電位を約３０Ｖから約４０Ｖにし電流を約７５Ａか
ら約１２５Ａにすることにより保持される。しかしなが
ら、イオン化ガス流清浄工程を継続させるために、好ま
しくは、初期電位を約１６０Ｖで電流を約０Ａにし、電
位を徐々に下げて約３５Ｖにし電流を約１００Ａにす
る。効果的な清浄を確実に行うために、イオン化ガス流
清浄工程は、ブレード２表面から汚染物質を蒸発させる
のに必要な時間で行う。その清浄時間は、その清浄を行
う部分および表面積によって種々変化する。その基準と
なる時間は、約１分から約３分の間で変化させることが
できる。
【００２９】イオン化ガス流清浄工程(例えば、逆プラ
ズマアーク工程)は所望の装置を用いて行われ、例えば
ＥＢ−ＰＶＤ塗布装置の外側に位置する真空チャンバ
ー、あるいはＥＢ−ＰＶＤ塗布装置内にて行われる。前
記のイオン化ガス流清浄工程がＥＢ−ＰＶＤ塗布装置の
外側で行われた場合、清浄済みブレード２を手袋で扱う
と共に清浄済みブレード２を袋詰めする固有の予備装置
を用いるが、清浄されたブレード２に対して付加的な汚
染物質が付着することを防止する必要がある。このた
め、前記のような予備装置にて起こり得る問題を解決す
るために、あらかじめ逆プラズマアーク清浄工程をＥＢ
−ＰＶＤ塗布装置内、例えばロードロック(load lock)
またはコーティングチャンバー内で実施することが望ま
しい。
【００３０】前記のように清浄した後、時おり熱成長酸
化物と称される酸化アルミニウム層８は、接着層として
均一に形成することが可能な方法により、金属結合膜６
上に形成される。酸化アルミニウム層８は任意ではある
が、その酸化アルミニウム層８は形成したほうが好まし
い。例えば、酸化アルミニウム層８は、柱状セラミック
層１０を形成する前の温度上昇中に金属結合膜６内のＡ
ｌが酸化することにより形成される。あるいは、前記酸
化アルミニウム層８は、化学的蒸着法または周知の積層
方法のうち適当な方法により積層される。酸化アルミニ
ウム層８の厚さは、その酸化アルミニウム層８の濃度お
よび均一性に基づいて種々変化させることができる。好
ましくは、前記酸化アルミニウム層８の厚さを約０．１
μｍ(０．００４ｍｉｌｓ)から約１０μｍ(０．４ｍｉ
ｌｓ)にする。
【００３１】柱状セラミック層１０は、結合膜に対して
相容性のあるセラミック材料によって構成することがで
き、使用され得るブレード２の温度下で十分な相安定性
が得られるようになる。例えば、柱状セラミック層１０
は、部分的に或いは全般的に安定化された酸化ジルコニ
ウム(ＺｒＯ2），酸化セリウム(ＣｅＯ2)，酸化マグネ
シウム(ＭｇＯ)，酸化カルシウム(ＣａＯ)を用いて構成
される。好ましくは、前記柱状セラミック層１０は、酸
化ジルコニウムと安定剤との混合物を含み、その安定剤
としては酸化イットリウム(Ｙ2Ｏ3)，酸化マグネシウム
(ＭｇＯ)，酸化カルシウム(ＣａＯ)，または、それらの
混合物などが用いられる。なお、前記酸化イットリウム
は、好適な安定化剤である。前記の柱状セラミック層１
０は、特定のガスタービンエンジンで起こり得る動作温
度範囲内で、酸化ジルコニウムの相変化(例えば、好ま
しい正方または立法結晶構造から、好ましくない単斜結
晶構造に変化)の発生を防ぐに十分な量の安定化剤を含
むべきである。また、柱状セラミック層１０は、酸化ジ
ルコニウムと約３ｗｔ％から約２５ｗｔ％のイットリウ
ムとの混合物を含んだものが好ましい。最も好ましく
は、前記の柱状セラミック層１０は、設定温度範囲に依
存して、約６ｗｔ％から約８ｗｔ％のイットリウム、ま
たは約１１ｗｔ％から約１３ｗｔ％の酸化イットリウム
を含む。
【００３２】図２に示すように、柱状セラミック層１０
の全域にわたって複数個のセグメント１２を均一に分散
して設ける必要があり、そのセグメント１２は、塗布さ
れる柱状セラミック層１０表面に対してその断面が垂直
となって、物理的蒸着コーティングで典型的であるよう
に微小柱状構造を示すように設けられる。このような柱
状構造の長さによって、柱状セラミック層１０の厚さを
十分にする。このような塗布方法は、ユリオン(Ulion)
氏らに付与された米国特許第４,３２１,３１０号，第
４,４０５,６６０号，第４,４１４,２４９号，第５,２
６２,２４５号、およびストラングマン(Strangman)氏に
付与された米国特許第４,３２１,３１１号，第４,４０
１,６９７号，第４,４０５,６５９号にそれぞれ共通に
記載されおり、それぞれ併合されている。
【００３３】前記の柱状セラミック層１０は、柱状構造
の膜を積層する方法として、ＥＢ−ＰＶＤ法または従来
技術による物理的蒸着法により積層される。好ましく
は、本発明における柱状セラミック層１０は、ＥＢ−Ｐ
ＶＤ装置の有用性およびその装置において熟練した技術
者が存在していることから、ＥＢ−ＰＶＤ法によって塗
布される。前記のように、柱状セラミック層１０は金属
結合膜６に被覆され、好ましくは柱状セラミック層１０
を酸化アルミニウム層８に結合させて金属結合膜６に被
覆される。柱状セラミック層１０は十分厚く塗布され、
その柱状セラミック層１０が塗布され得る表面との間
に、強い結合力を付与する。殆どの場合、前記の柱状セ
ラミック層の厚さは約１２５μｍ(５ｍｉｌｓ)から約１
２５０μｍ(５０ｍｉｌｓ)にする。好ましくは、前記柱
状セラミック層１０の厚さは、約１２５μｍ(５ｍｉｌ
ｓ)から約６２５μｍ(２５ｍｉｌｓ)にする。
【００３４】次に、本発明の請求の範囲を限定せずに、
以下に示す従来技術による比較例および本発明による実
施例によって、本発明を詳細に説明する。
【００３５】(従来技術による比較例)試験データの基準
線を求めるために、従来技術により円柱状でリグ・テス
トに用いられる燃焼棒材(burner rig bar；以下、リグ
棒材と称する)の試料１〜５に熱防御膜を塗布した。前
記の各リグ棒材は、ニッケルをベースとし公称組成がＮ
ｉ‐５Ｃｒ‐１０Ｃｏ‐１．９Ｍｏ‐５．９Ｗ‐３Ｒｅ
‐８．７Ｔａ‐５．６Ａｌ‐０．１Ｈｆ(重量比)となる
合金から成り、その直径は１．１８ｃｍ(０．４６ｉｎ
ｃｈ)で長さは１０．９２ｃｍ(４．３０ｉｎｃｈ)であ
った。まず、厚さが約７５μｍ(３ｍｉｌｓ)で公称組成
がＮｉ‐２２Ｃｏ‐１７Ｃｒ‐１２．５Ａｌ‐０．２５
Ｈｆ‐０．４Ｓｉ‐０．６Ｙ(重量比)となる金属結合膜
を、低圧プラズマスプレーによって前記の各リグ棒材に
それぞれ積層した。そして、各金属結合膜を約１０７９
℃(１９７５°Ｆ)で拡散熱処理し、重力補助ショットピ
ーニング法(gravity assist shot peening)によってピ
ーニングした。前記のようにピーニングした後、前記の
各リグ棒材を加熱炉内に配置しそれぞれ温度７０４℃
(１３００°Ｆ)で３０分間加熱することにより、前記の
各リグ棒材表面のあらゆるオイルおよび他の汚染物質を
炭化した。その後、前記の各リグ棒材を、２４０メッシ
ュ(＞６０μｍ)の酸化アルミニウムの粗粒子を用いてグ
リットブラスティング処理することにより、それら各リ
グ棒材表面の酸化物および他の接着性汚染物質をそれぞ
れ除去した。厚さが約１μｍ(０．０４ｍｉｌ)のＴＧＯ
層は、一般的な手段により前記の各結合膜表面に成長さ
せてそれぞれ形成した。そして、７ｗｔ％の酸化イット
リウムで安定化された酸化ジルコニウムから成り約２５
０μｍ(１０ｍｉｌｓ)の柱状セラミックを、一般的な電
子ビームを用いた物理的蒸着工程により、前記の各ＴＧ
Ｏ層に塗布して膜をそれぞれ形成した。このように膜が
形成された各リグ棒材を燃焼装置内に配置し、その燃焼
装置内で高速回転させ、ジェット機用燃料を燃焼して得
た炎に曝す(焼準)ことによりそれぞれ試験を行った。前
記の各リグ棒材は、前記の炎によって約１１５０℃(２
１００°Ｆ)の温度で約５７分間加熱した後、そのリグ
棒材を炎から移動し、それぞれ送風によって約３分間冷
却した。その後、前記の各リグ棒材を周期的に観察し、
膜が剥離した際の時間を測定して、膜の寿命をそれぞれ
調べた。そして、リグ棒材の試料１〜５における寿命の
平均値を得て基準線の基点を求めると共に、前記の焼準
による試験結果のベースラインを得た。その焼準による
試験結果を、相対寿命として下記表１に示した。
【００３６】
【表１】
【００３７】(本発明による実施例)熱防御膜を円柱状で
リグ棒材の試料６〜１０に塗布し、前記の従来技術によ
る比較例で示したグリットブラスティング工程までの工
程を経た。グリットブラスティング工程を経た後、前記
の各リグ棒材を低圧プラズマスプレー塗布装置のチャン
バー内に配置し、そのチャンバー内の圧力を約４．７ｋ
Ｐａ(３５ｔｏｒｒ)に低減した。その後、プラズマスプ
レー塗布装置内の点火用電極により、負電荷を帯びた棒
材と正電荷を帯びた電極との間にアークを発生させ、ま
ず約１６０Ｖの電位で約０Ａの電流にてイオン化ガス流
清浄工程を行った。そして、前記電位を徐々に低減して
約３５Ｖにし電流を約１００Ａにして、アークを保っ
た。前記の各リグ棒材を１分間清浄した後、それら各リ
グ棒材を低圧プラズマスプレー塗布装置から取り出し、
ＥＢ−ＰＶＤ塗布装置に搬送するため密閉袋にそれぞれ
入れた。前記の各リグ棒材をＥＢ−ＰＶＤ塗布装置内に
配置した後、各リグ棒材に酸化アルミニウム層とセラミ
ック層とを形成し、前記の従来技術による比較例と同様
の試験を行った。また、焼準による試験結果において
も、相対寿命として下記表２に示した。
【００３８】
【表２】
【００３９】図３は、基準線の基点Ａ(すなわち、従来
技術による比較例にて行った焼準試験結果の平均寿命
Ａ)と本発明による実施例にて行った焼準試験結果の平
均寿命Ｂとを比較したものであり、本発明法により形成
した膜の寿命は、従来法により形成した膜と比較して６
０％近く向上していることを確認できた。予想し得なか
った重要なものは、本発明法により形成した各膜の相対
寿命が、表２の低い標準偏差により示されるごとく、従
来法により形成した各膜の相対寿命よりも、より均一化
されている。膜の寿命をより均一にすることは、機械的
に制限されていた設計範囲において余裕を持たせること
ができ、製造コストを低くすることができると共に、膜
において期待できる信頼性を維持することができるた
め、有益なことである。
【００４０】以上、本発明において、記載された具体例
に対してのみ詳細に説明したが、本発明の技術思想の範
囲内で多様な変形及び修正が可能であることは、当業者
にとって明白なことであり、このような変形及び修正が
特許請求の範囲に属することは当然のことである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明における熱防御膜を備えたタービンブレ
ードの透視図。
【図２】本発明における熱防御膜の概略断面図。
【図３】本発明における熱防御膜を従来法における熱防
御膜と比較したグラフ。
【符号の説明】
２…タービンブレード ４…熱防御膜 ６…金属結合膜 ８…酸化アルミニウム層 １０…柱状セラミック層 １２…セグメント
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ロバート ジェイ．メーハン アメリカ合衆国，コネチカット，ウォル コット，マウンテン ヴュー ドライヴ 13 (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) C23C 28/00 C23C 14/08 F02C 7/00

Claims (12)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 熱防御膜の製造方法において、 Ｎｉ，Ｃｏ，Ｆｅ，またはＮｉとＣｏとの混合物をＭと
    したＭＣｒＡｌＹから成る結合膜を超合金の基体に積層
    する工程ａと、 イオン化ガス流清浄方法により、前記のＭＣｒＡｌＹか
    ら成る結合膜における不要な酸化物および汚染物質を除
    去する工程ｂと、 前記のＭＣｒＡｌＹから成る結合膜上に接着性を有する
    酸化アルミニウム薄膜を形成する工程ｃと、 物理的蒸着法により、前記酸化アルミニウム薄膜上に柱
    状構造を有するセラミック層を積層する工程ｄと、を含
    むことを特徴とする熱防御膜の製造方法。
  2. 【請求項２】 前記基体は、ガスタービンエンジンの高
    圧タービンベーンまたは高圧タービンブレードであるこ
    とを特徴とする請求項１記載の熱防御膜の製造方法。
  3. 【請求項３】 前記ＭＣｒＡｌＹは、公称組成が重量比
    で２２Ｃｏ‐１７Ｃｒ‐１２．５Ａｌ‐０．２５Ｈｆ‐
    ０．４Ｓｉ‐０．６Ｙと表され、Ｎｉで調整されたもの
    であることを特徴とする請求項１記載の熱防御膜の製造
    方法。
  4. 【請求項４】 前記基体は、拡散アルミナイドから成る
    表面処理層を含むことを特徴とする請求項１記載の熱防
    御膜の製造方法。
  5. 【請求項５】 前記工程ａと工程ｂとの間で、 前記基体を約７０４℃から約８１６℃の温度で約２５分
    から約４０分間加熱し、オイルおよび他の汚染物質を炭
    化する工程ａ1と、 前記基体を機械的に清浄して、その基体表面に埋め込ま
    れた酸化物および他の接着性を有する汚染物質を除去す
    る工程ａ2と、を含むことを特徴とする請求項１記載の
    熱防御膜の製造方法。
  6. 【請求項６】 前記のイオン化ガス流清浄工程は、ＭＣ
    ｒＡｌＹで被覆された基体を真空チャンバー内に配置す
    る段階と、その真空チャンバー内の圧力を低減する段階
    と、前記真空チャンバー内に不活性ガスを流入する段階
    と、前記のＭＣｒＡｌＹで被覆された基体と電極との間
    にアークを発生させ保持する段階と、を含むことを特徴
    とする請求項１記載の熱防御膜の製造方法。
  7. 【請求項７】 前記のイオン化ガス流清浄工程は、約
    ４．０ｋＰａから約５．３ｋＰａの絶対圧で、約７６０
    ℃から約８７１℃の温度で行うことを特徴とする請求項
    ６記載の熱防御膜の製造方法。
  8. 【請求項８】 前記の不活性ガスは、ヘリウム，アルゴ
    ン，またはヘリウムとアルゴンとを混合したものを含む
    ことを特徴とする請求項６記載の熱防御膜の製造方法。
  9. 【請求項９】 前記アークは、約１６５Ｖから約１５０
    Ｖの電位で約０Ａの電流にて発生させ、約３０Ｖから約
    ４０Ｖの電位で約７５Ａから約１２５Ａの電流にて前記
    アークを保持することを特徴とする請求項６記載の熱防
    御膜の製造方法。
  10. 【請求項１０】 前記のイオン化ガス流清浄工程は、物
    理的蒸着塗布装置の外側で行うことを特徴とする請求項
    １記載の熱防御膜の製造方法。
  11. 【請求項１１】 前記のイオン化ガス流清浄工程は、物
    理的蒸着塗布装置のコーティングチャンバー内で行うこ
    とを特徴とする請求項１記載の熱防御膜の製造方法。
  12. 【請求項１２】 前記セラミック層は、酸化ジルコニウ
    ムと約３ｗｔ％から約２５ｗｔ％の安定剤とから成り、
    その安定剤として酸化イットリウム，酸化マグネシウ
    ム，酸化カルシウム，または、それら混合物を用いたこ
    とを特徴とする請求項１記載の熱防御膜の製造方法。
JP11329306A 1998-12-15 1999-11-19 熱防御膜の製造方法 Expired - Fee Related JP3124966B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/211754 1998-12-15
US09/211,754 US6042898A (en) 1998-12-15 1998-12-15 Method for applying improved durability thermal barrier coatings

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2000192256A JP2000192256A (ja) 2000-07-11
JP3124966B2 true JP3124966B2 (ja) 2001-01-15

Family

ID=22788234

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP11329306A Expired - Fee Related JP3124966B2 (ja) 1998-12-15 1999-11-19 熱防御膜の製造方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6042898A (ja)
EP (1) EP1013795A1 (ja)
JP (1) JP3124966B2 (ja)
CA (1) CA2290236A1 (ja)

Families Citing this family (56)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6946208B2 (en) 1996-12-10 2005-09-20 Siemens Westinghouse Power Corporation Sinter resistant abradable thermal barrier coating
US6930066B2 (en) * 2001-12-06 2005-08-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Highly defective oxides as sinter resistant thermal barrier coating
DE19743579C2 (de) * 1997-10-02 2001-08-16 Mtu Aero Engines Gmbh Wärmedämmschicht und Verfahren zu ihrer Herstellung
US6352788B1 (en) 2000-02-22 2002-03-05 General Electric Company Thermal barrier coating
US7150922B2 (en) * 2000-03-13 2006-12-19 General Electric Company Beta-phase nickel aluminide overlay coatings and process therefor
US6706325B2 (en) * 2000-04-11 2004-03-16 General Electric Company Article protected by a thermal barrier coating system and its fabrication
US6340500B1 (en) 2000-05-11 2002-01-22 General Electric Company Thermal barrier coating system with improved aluminide bond coat and method therefor
DE60040297D1 (de) * 2000-12-18 2008-10-30 Alstom Technology Ltd Verfahren zur Behandlung einer Haftschicht auf einem Bauteil
WO2002079774A2 (de) * 2001-03-16 2002-10-10 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur zerstörungsfreien prüfung carbidhaltiger oder in oberflächennähe sulfidierter legierungen
US6730413B2 (en) * 2001-07-31 2004-05-04 General Electric Company Thermal barrier coating
US6869508B2 (en) * 2001-10-19 2005-03-22 General Electric Company Physical vapor deposition apparatus and process
JP3876168B2 (ja) * 2002-02-14 2007-01-31 三菱重工業株式会社 アブレイダブルコーティング及びその作製方法
US6635124B1 (en) * 2002-08-29 2003-10-21 General Electric Company Method of depositing a thermal barrier coating
WO2004080640A1 (en) * 2003-03-14 2004-09-23 Hille & Müller GMBH Aluminium layered brazing product and method of its manufacture
JP4553843B2 (ja) * 2003-06-10 2010-09-29 株式会社Ｉｈｉ 表面処理方法、タービン動翼、ガスタービンエンジン、タービン部品、及び蒸気タービンエンジン
WO2004113587A1 (ja) * 2003-06-10 2004-12-29 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. 金属部品、タービン部品、ガスタービンエンジン、表面処理方法、及び蒸気タービンエンジン
US7122224B2 (en) * 2003-06-11 2006-10-17 General Electric Company Methods and apparatus for turbine engine component coating
SG155059A1 (en) * 2003-06-11 2009-09-30 Ishikawajima Harima Heavy Ind Repair method for machine component, production method of restored machine component, production method of machine component, gas turbine engine, electric spark machine, repair method for turbine component and production method for restored turbine compo
US20040261923A1 (en) * 2003-06-25 2004-12-30 Burns Steven M. Clean atmosphere heat treat for coated turbine components
US20050053800A1 (en) * 2003-09-04 2005-03-10 General Electric Company Method for post deposition of beta phase nickel aluminide coatings
US6921251B2 (en) 2003-09-05 2005-07-26 General Electric Company Aluminide or chromide coating of turbine engine rotor component
US7361233B2 (en) * 2003-12-10 2008-04-22 General Electric Company Methods of hydrogen cleaning of metallic surfaces
US20050129849A1 (en) * 2003-12-12 2005-06-16 General Electric Company Article protected by a thermal barrier coating having a cerium oxide-enriched surface produced by precursor infiltration
US7384522B2 (en) * 2005-04-29 2008-06-10 United Technologies Corporation Ergonomic loading apparatus for electroplating processes
US7462378B2 (en) * 2005-11-17 2008-12-09 General Electric Company Method for coating metals
US20070131656A1 (en) * 2005-12-09 2007-06-14 General Electric Company Modified welding torch cathode for use in roughening a surface and related method
DE502006002572D1 (de) * 2006-01-24 2009-02-26 Siemens Ag Bauteilreparaturverfahren
US8697195B2 (en) * 2006-01-30 2014-04-15 General Electric Company Method for forming a protective coating with enhanced adhesion between layers
CA2582312C (en) * 2006-05-05 2014-05-13 Sulzer Metco Ag A method for the manufacture of a coating
EP1852519B1 (de) * 2006-05-05 2013-08-28 Sulzer Metco AG (Switzerland) Verfahren zum Herstellen einer Beschichtung
US20100098923A1 (en) † 2006-10-05 2010-04-22 United Technologies Corporation Segmented abradable coatings and process (ES) for applying the same
DE102008004559B4 (de) * 2007-01-23 2017-03-16 General Electric Technology Gmbh Verfahren zum Bearbeiten eines thermisch belasteten Bauteils
US8323409B2 (en) * 2008-05-08 2012-12-04 United Technologies Corporation Systems and methods for forming components with thermal barrier coatings
US8419857B2 (en) * 2009-03-31 2013-04-16 United Technologies Corporation Electron beam vapor deposition apparatus and method of coating
FR2948690B1 (fr) 2009-07-30 2013-03-08 Snecma Piece comportant un substrat portant une couche de revetement ceramique
US9023423B2 (en) * 2009-10-07 2015-05-05 General Electric Company Method of deposition of metallic coatings using atomized spray
DE102010033935B4 (de) * 2010-08-10 2013-01-17 Lurgi Gmbh Brenner und Verfahren für die partielle Oxidation von flüssigem, kohlenstoffhaltigem Brennstoff
JP6120359B2 (ja) * 2012-03-26 2017-04-26 国立研究開発法人物質・材料研究機構 基材のコーティング方法及びこれを用いたタービンエンジン部品
US10731482B2 (en) 2015-12-04 2020-08-04 Raytheon Technologies Corporation Enhanced adhesion thermal barrier coating
US10308818B2 (en) * 2016-05-19 2019-06-04 United Technologies Corporation Article having coating with glass, oxygen scavenger, and metal
FR3055351B1 (fr) * 2016-08-25 2019-11-08 Safran Procede de realisation d'un systeme barriere thermique sur un substrat metallique d'une piece de turbomachine
US10276411B2 (en) 2017-08-18 2019-04-30 Applied Materials, Inc. High pressure and high temperature anneal chamber
EP3768874A4 (en) 2018-03-19 2022-03-30 Applied Materials, Inc. METHODS FOR DEPOSITING COATINGS ON AEROSPACE ELEMENTS
US11015252B2 (en) 2018-04-27 2021-05-25 Applied Materials, Inc. Protection of components from corrosion
US10908106B2 (en) 2018-07-26 2021-02-02 General Electric Company Coating analysis system
US11009339B2 (en) 2018-08-23 2021-05-18 Applied Materials, Inc. Measurement of thickness of thermal barrier coatings using 3D imaging and surface subtraction methods for objects with complex geometries
US20200318227A1 (en) * 2019-04-04 2020-10-08 United Technologies Corporation Laser cleaning prior to metallic coating of a substrate
WO2020219332A1 (en) * 2019-04-26 2020-10-29 Applied Materials, Inc. Methods of protecting aerospace components against corrosion and oxidation
US11794382B2 (en) 2019-05-16 2023-10-24 Applied Materials, Inc. Methods for depositing anti-coking protective coatings on aerospace components
US11697879B2 (en) 2019-06-14 2023-07-11 Applied Materials, Inc. Methods for depositing sacrificial coatings on aerospace components
US11466364B2 (en) 2019-09-06 2022-10-11 Applied Materials, Inc. Methods for forming protective coatings containing crystallized aluminum oxide
EP3892750A1 (en) * 2020-04-07 2021-10-13 Siemens Aktiengesellschaft Surface treatment before applying tbc
US11519066B2 (en) 2020-05-21 2022-12-06 Applied Materials, Inc. Nitride protective coatings on aerospace components and methods for making the same
EP4175772A1 (en) 2020-07-03 2023-05-10 Applied Materials, Inc. Methods for refurbishing aerospace components
US11603593B2 (en) 2020-09-04 2023-03-14 General Electric Company Systems and methods for automatic detection of coating defects
US11810288B2 (en) 2020-09-04 2023-11-07 General Electric Company Systems and methods for generating a single observation image to analyze coating defects

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US32121A (en) * 1861-04-23 Francis comtesse
US3071490A (en) * 1959-05-13 1963-01-01 Pevar Maxwell Bond between a base metal and a sprayed-on metal layer
US4328257A (en) * 1979-11-26 1982-05-04 Electro-Plasma, Inc. System and method for plasma coating
US4405659A (en) * 1980-01-07 1983-09-20 United Technologies Corporation Method for producing columnar grain ceramic thermal barrier coatings
US4401697A (en) * 1980-01-07 1983-08-30 United Technologies Corporation Method for producing columnar grain ceramic thermal barrier coatings
US4321310A (en) * 1980-01-07 1982-03-23 United Technologies Corporation Columnar grain ceramic thermal barrier coatings on polished substrates
US4414249A (en) * 1980-01-07 1983-11-08 United Technologies Corporation Method for producing metallic articles having durable ceramic thermal barrier coatings
US4321311A (en) * 1980-01-07 1982-03-23 United Technologies Corporation Columnar grain ceramic thermal barrier coatings
US4405660A (en) * 1980-01-07 1983-09-20 United Technologies Corporation Method for producing metallic articles having durable ceramic thermal barrier coatings
US4335190A (en) * 1981-01-28 1982-06-15 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Thermal barrier coating system having improved adhesion
US4585481A (en) * 1981-08-05 1986-04-29 United Technologies Corporation Overlays coating for superalloys
USRE32121E (en) 1981-08-05 1986-04-22 United Technologies Corporation Overlay coatings for superalloys
US4449714A (en) * 1983-03-22 1984-05-22 Gulf & Western Industries, Inc. Turbine engine seal and method for repair thereof
US4676994A (en) * 1983-06-15 1987-06-30 The Boc Group, Inc. Adherent ceramic coatings
US4689468A (en) * 1986-02-10 1987-08-25 Electro-Plasma, Inc. Method of and apparatus providing oxide reduction in a plasma environment
US4741973A (en) * 1986-12-15 1988-05-03 United Technologies Corporation Silicon carbide abrasive particles having multilayered coating
US5277936A (en) * 1987-11-19 1994-01-11 United Technologies Corporation Oxide containing MCrAlY-type overlay coatings
JPH0674497B2 (ja) * 1987-11-25 1994-09-21 株式会社神戸製鋼所 セラミックス硬質膜被覆方法
JPH0778273B2 (ja) * 1987-11-27 1995-08-23 トーカロ株式会社 翼部材の表面処理方法
US5298835A (en) * 1988-07-21 1994-03-29 Electro-Plasma, Inc. Modular segmented cathode plasma generator
US5262245A (en) * 1988-08-12 1993-11-16 United Technologies Corporation Advanced thermal barrier coated superalloy components
US5472487A (en) * 1991-01-18 1995-12-05 United Technologies Corporation Molybdenum disilicide based materials with reduced coefficients of thermal expansion
JP2944256B2 (ja) * 1991-06-10 1999-08-30 三菱電機株式会社 デバッグ用プログラム作成方法
GB9204791D0 (en) * 1992-03-05 1992-04-22 Rolls Royce Plc A coated article
US5630314A (en) * 1992-09-10 1997-05-20 Hitachi, Ltd. Thermal stress relaxation type ceramic coated heat-resistant element
US5643343A (en) * 1993-11-23 1997-07-01 Selifanov; Oleg Vladimirovich Abrasive material for precision surface treatment and a method for the manufacturing thereof
US5711773A (en) * 1994-11-17 1998-01-27 Plasmoteg Engineering Center Abrasive material for precision surface treatment and a method for the manufacturing thereof
GB9426257D0 (en) * 1994-12-24 1995-03-01 Rolls Royce Plc Thermal barrier coating for a superalloy article and method of application
US5792521A (en) * 1996-04-18 1998-08-11 General Electric Company Method for forming a multilayer thermal barrier coating

Also Published As

Publication number Publication date
EP1013795A1 (en) 2000-06-28
CA2290236A1 (en) 2000-06-15
US6042898A (en) 2000-03-28
JP2000192256A (ja) 2000-07-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP3124966B2 (ja) 熱防御膜の製造方法
EP1897967B1 (en) Nanolaminate thermal barrier coatings
US4916022A (en) Titania doped ceramic thermal barrier coatings
JP4971567B2 (ja) 超合金基板上に結合下地層を有する熱障壁を形成する保護コーティングを作るための方法、及び該方法によって得られる部品
US6346301B2 (en) Coating method for producing a heat-insulating layer on a substrate
EP2208805B1 (en) Strain tolerant thermal barrier coating system
US5015502A (en) Ceramic thermal barrier coating with alumina interlayer
US5238752A (en) Thermal barrier coating system with intermetallic overlay bond coat
US6447854B1 (en) Method of forming a thermal barrier coating system
EP0366924A2 (en) Ceramic thermal barrier coating with alumina interlayer
JP2001225411A (ja) 多孔性の層からなるセラミックコーティングの作成方法および被覆物品
JP2005313644A (ja) 耐剥離性金属製物品および金属製物品剥離低減方法
JPH11264059A (ja) セラミック材料のコーティング及びコーティングを施す方法
RU2007107675A (ru) Способ нанесения термобарьерного покрытия на изделие с покрытием
WO2004011688A2 (en) Method and apparatus for dispersion strengthened bond coats for thermal barrier coatings
PT1863947E (pt) Camada de material duro
KR20030068054A (ko) 혼성 열 차단 코팅 및 그 제조 방법
JP2007217795A (ja) 層構造体製造用の部品、装置及び製造方法
WO2013085625A2 (en) Impact and erosion resistant thermal and environmental barrier coatings
US7229675B1 (en) Protective coating method for pieces made of heat resistant alloys
JP4050844B2 (ja) 低熱伝導率かつ熱バリア型のセラミック被覆の付着方法
CN101845609A (zh) 一种适用于单晶高温合金的阻扩散涂层的制备方法
US7935387B2 (en) Methods for fabricating YAG barrier coatings
US6635124B1 (en) Method of depositing a thermal barrier coating
EP1074637B1 (en) Method for forming a thermal barrier coating by electron beam physical vapor deposition

Legal Events

Date Code Title Description
R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20071027

Year of fee payment: 7

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20081027

Year of fee payment: 8

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees