JP3872632B2 - 遮熱コーティング材、それを適用したガスタービン部材およびガスタービン - Google Patents
遮熱コーティング材、それを適用したガスタービン部材およびガスタービン Download PDFInfo
- Publication number
- JP3872632B2 JP3872632B2 JP2000173399A JP2000173399A JP3872632B2 JP 3872632 B2 JP3872632 B2 JP 3872632B2 JP 2000173399 A JP2000173399 A JP 2000173399A JP 2000173399 A JP2000173399 A JP 2000173399A JP 3872632 B2 JP3872632 B2 JP 3872632B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- ceramic layer
- gas turbine
- strength
- layer
- temperature phase
- 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 - Lifetime
Links
Images
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
- C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
- C23C28/32—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer
- C23C28/321—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer
- C23C28/3215—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer at least one MCrAlX layer
-
- 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
- C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
- C23C28/34—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates
- C23C28/345—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer
- C23C28/3455—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer with a refractory ceramic layer, e.g. refractory metal oxide, ZrO2, rare earth oxides or a thermal barrier system comprising at least one refractory oxide layer
-
- 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
- C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
- C23C28/36—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including layers graded in composition or physical properties
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Inorganic Chemistry (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Ceramic Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
- Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、遮熱コーティング材、ガスタービン部材およびガスタービンに関し、例えば産業用ガスタービンの動翼、静翼または燃焼器などの高温環境下で使用される部品の遮熱コーティングに適用して有用な技術に関する。
【０００２】
【従来の技術】
産業用ガスタービンの動翼や静翼、あるいは燃焼器の内筒や尾筒などの高温部品は、高温環境下にて使用されるため、一般に、その表面に遮熱コーティングが施されている。
図３は、従来の遮熱コーティング膜の構成を示す断面図である。
従来、遮熱コーティング膜は、動翼等の母材１１上に金属結合層１２が積層され、さらにその上にセラミックス層１３が積層された構成となっている。
【０００３】
金属結合層１２は、母材１１とセラミックス層１３との熱膨張係数の差を小さくして熱応力の緩和を図り、それによってセラミックス層１３が剥離するのを防ぐために設けられる。金属結合層１２は、一般に、高温での耐食性および耐酸化性に優れたＭＣｒＡｌＹ合金系（Ｍは、ＮｉやＣｏやＦｅ等の単独元素または２種類以上の元素の組み合わせ）により構成される。金属結合層１２の積層方法として、低圧プラズマ溶射法または電子ビーム物理蒸着法が用いられる。
【０００４】
セラミックス層１３は遮熱のために設けられる。セラミック層１３は、一般に、熱伝導率が低く、かつ靭性が高い部分安定化ＺｒＯ2 系セラミックスで構成される。安定化剤としてはＹ2 Ｏ3 が用いられる。つまり、セラミック層１３はＺｒＯ2 ・６〜８ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 でできている。セラミックス層３は大気圧プラズマ溶射法または電子ビーム物理蒸着法により積層される。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、近時、ガスタービンのタービン入口温度がより高温になってきており、そのため、次のような問題点が生じるおそれがある。
すなわち、セラミックス層１３と母材１１との熱膨張差に起因する繰り返し熱応力によりセラミックス層１３にき裂が発生し、それが伝播していく。また、セラミックス層１３の表層付近が著しい高温にさらされることによって相変態や焼結に起因する物性変化が起こり、ヤング率の増大や線膨張係数の低下が起こる。それによって、熱応力がさらに増加し、き裂の発生および伝播が加速されることになり、遮熱コーティングの寿命が短くなってしまう。
【０００６】
本発明は、上記問題点を解決するためになされたもので、より耐熱性に優れ、より高温での耐久性に優れた遮熱コーティング材を提供することを目的とする。
また、本発明の他の目的は、より耐熱性に優れ、より高温での耐久性に優れた遮熱コーティング材を適用したガスタービン部材を提供することである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、本発明者は、遮熱コーティング膜の最外層に、高温での相安定性に優れる高温相安定セラミックス層を配置し、その下に、強度および靭性の高い高強度・高靭性セラミックス層を配置して熱応力を緩和する構成とすれば、高温で十分な耐久性が得られると考えた。また、安定化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用いたセラミックスを用いれば、より耐熱性に優れ、より高温で十分な耐久性が得られると考え、鋭意研究を重ねた結果、本発明の完成に至った。
【０００８】
すなわち、本発明にかかる遮熱コーティング材は、母材の上に金属結合層を積層し、前記金属結合層の上に結晶構造が準安定正方晶となる部分安定化ジルコニアよりなる高強度・高靭性セラミックス層を積層し、前記高強度・高靭性セラミックス層の上に結晶構造が立方晶となる完全安定化ジルコニアよりなる高温相安定セラミックス層を積層したことを特徴とする。この発明において、前記高強度・高靭性セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3 で安定化させた部分安定化ジルコニアにより構成されていてもよいし、また、高温相安定セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3 で安定化させた完全安定化ジルコニアにより構成されていてもよい。あるいは、前記高強度・高靭性セラミックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた部分安定化ジルコニアにより構成されていてもよいし、また、高温相安定セラミックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた完全安定化ジルコニアにより構成されていてもよい。
【０００９】
この遮熱コーティング材によれば、最外層に高温相安定セラミックス層が設けられるため、高温環境下での遮熱コーティング材の劣化が抑制される。また、高温相安定セラミックス層と母材との間に高強度・高靭性セラミックス層が設けられることにより、母材とセラミックス層の線膨張係数差に起因する熱応力に耐えることができるので、セラミックス層の剥離が防止される。したがって、温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性が得られ、遮熱コーティング材の寿命が短くなるのを防ぐことができる。
さらに、セラミックス材の安定化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用いた場合、Ｄｙ2 Ｏ3 はＹ2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いため、より耐熱性に優れるとともに、より高温であっても十分な耐久性が得られる。
【００１０】
また、本発明にかかるガスタービン部材は、母材の上に金属結合層が積層され、前記金属結合層の上に結晶構造が準安定正方晶となる部分安定化ジルコニアよりなる高強度・高靭性セラミックス層が積層され、前記高強度・高靭性セラミックス層の上に結晶構造が立方晶となる完全安定化ジルコニアよりなる高温相安定セラミックス層が積層されてなる遮熱コーティング膜で被覆されていることを特徴とする。この発明において、前記高強度・高靭性セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3 で安定化させた部分安定化ジルコニアにより構成されていてもよいし、また、高温相安定セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3 で安定化させた完全安定化ジルコニアにより構成されていてもよい。あるいは、前記高強度・高靭性セラミックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた部分安定化ジルコニアにより構成されていてもよいし、また、高温相安定セラミックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた完全安定化ジルコニアにより構成されていてもよい。
【００１１】
このガスタービン部材によれば、遮熱コーティング膜の最外層に高温相安定セラミックス層が設けられるため、高温環境下での遮熱コーティング膜の劣化が抑制される。また、高温相安定セラミックス層と母材との間に高強度・高靭性セラミックス層が設けられることにより、母材とセラミックス層の線膨張係数差に起因する熱応力に耐えることができるので、遮熱コーティング膜のセラミックス層の剥離が防止される。したがって、温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性を有するガスタービン部材を得ることができる。
さらに、セラミックス材の安定化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用いた場合、Ｄｙ2 Ｏ3 はＹ2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いため、より耐熱性に優れるとともに、より高温であっても十分な耐久性を有するガスタービン部材を得ることができる。
【００１２】
【発明の実施の形態】
本発明にかかる遮熱コーティングの実施の形態について説明する。
図１は、本発明にかかる遮熱コーティング材を適用した遮熱コーティング膜の構成を示す断面図である。
遮熱コーティング膜は、ガスタービンの動翼等を構成する母材２１の上に、耐食性および耐酸化性に優れた金属結合層２２、強度および靭性は高いが１１００℃以上の温度で相変態や焼結を生じて物性が変化する可能性のある高強度・高靭性セラミックス層２３を順次積層し、最外層に強度および靭性は低いが高温での相安定性に優れる高温相安定セラミックス層２４を積層した構成となっている。
【００１３】
金属結合層２２は、母材２１とセラミックス層２３，２４との熱膨張係数の差を小さくして熱応力を緩和する機能を有し、セラミックス層２３，２４が母材２１から剥離するのを防いでいる。金属結合層２２は、従来同様、ＭＣｒＡｌＹ合金系（Ｍは、ＮｉやＣｏやＦｅ等の単独元素または２種類以上の元素の組み合わせ）により構成される。金属結合層２２の厚さは、０．０１〜０．３ｍｍであるのが適当である。その理由は、母材とセラミックス層との線膨張係数差を緩和するため、および母材に耐酸化性を付与するためである。
【００１４】
高強度・高靭性セラミックス層２３は部分安定化ＺｒＯ2 系セラミックスで構成される。安定化剤としてＹ2 Ｏ3 を用いる場合には、高強度・高靭性セラミックス層２３はＺｒＯ2 ・６〜１２ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 でできている。Ｙ2 Ｏ3 の割合が６〜１２ｗｔ％である理由は、この範囲の安定化剤の添加量の場合には、結晶構造が準安定正方晶となり、この場合、ＺｒＯ2 セラミックスは高い強度と靭性を有することが知られているからである。この場合、高強度・高靭性セラミックス層２３の厚さは、０．０５〜０．４５ｍｍであるのが適当である。その理由は、比較的温度が低く、かつ、線膨張係数差による歪みが大きいと考えられる領域に、この高強度、高靭性セラミックスを配置し、セラミックス層の剥離を防止するためである。
【００１５】
部分安定化ＺｒＯ2 系セラミックスの安定化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用いる場合には、高強度・高靭性セラミックス層２３はＺｒＯ2 ・８〜１６ｗｔ％Ｄｙ2 Ｏ3 でできている。Ｄｙ2 Ｏ3 の割合が８〜１６ｗｔ％である理由は、この範囲の安定化剤の添加量の場合には、結晶構造が準安定正方晶となり、この場合、ＺｒＯ2 セラミックスは高い強度と靭性を有することが知られているからである。この場合、高強度・高靭性セラミックス層２３の厚さは、０．０５〜０．４５ｍｍであるのが適当である。その理由は、比較的温度が低く、かつ、線膨張係数差による歪みが大きいと考えられる領域に、この高強度、高靭性セラミックスを配置し、セラミックス層の剥離を防止するためである。
【００１６】
高温相安定セラミックス層２４は完全安定化ＺｒＯ2 系セラミックスで構成される。安定化剤としてＹ2 Ｏ3 を用いる場合には、高温相安定セラミックス層２４はＺｒＯ2 ・１５〜２０ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 でできている。Ｙ2 Ｏ3 の割合が１５〜２０ｗｔ％である理由は、この範囲の安定剤の添加量の場合には、結晶構造が立方晶となり、この場合、ＺｒＯ2 セラミックスは高温でも安定なものとなることが知られているからである。この場合、高温相安定セラミックス層２４の厚さは、０．０５〜０．４５ｍｍであるのが適当である。その理由は、最も温度が高くなる最表層部に、この高温相安定セラミックスを配置し、表面付近の物性変化を防止するためである。
【００１７】
完全安定化ＺｒＯ2 系セラミックスの安定化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用いる場合には、高温相安定セラミックス層２４はＺｒＯ2 ・１６〜２０ｗｔ％Ｄｙ2 Ｏ3 でできている。Ｄｙ2 Ｏ3 の割合が１６〜２０ｗｔ％である理由は、この範囲の安定剤の添加量の場合には、結晶構造が立方晶となり、この場合、ＺｒＯ2 セラミックスは高温でも安定なものとなることが知られているからである。この場合、高温相安定セラミックス層２４の厚さは、０．０５〜０．４５ｍｍであるのが適当である。その理由は、最も温度が高くなる最表層部に、この高温相安定セラミックスを配置し、表面付近の物性変化を防止するためである。
【００１８】
金属結合層２２は低圧プラズマ溶射法または電子ビーム物理蒸着法により積層される。高強度・高靭性セラミックス層２３および高温相安定セラミックス層２４は大気圧プラズマ溶射法または電子ビーム物理蒸着法により積層される。
【００１９】
上述した構成の遮熱コーティング材は、産業用ガスタービンの動翼や静翼、あるいは燃焼器の内筒や尾筒、分割環などの高温部品に適用して有用である。また、産業用ガスタービンに限らず、車やジェット機などのエンジンの高温部品の遮熱コーティング膜にも適用できる。
【００２０】
図４および図５は、それぞれ上述した実施の形態にかかる遮熱部材を適用可能なタービン翼を示す斜視図である。
図４に示すガスタービン動翼４は、デイスク側に固定されるダブテイル４１、プラットフォーム４２、翼部４３等を備えている。
また、図５に示すガスタービン静翼５は、内シュラウド５１、外シュラウド５２、翼部５３等を備えており、翼部５３には、シールフィン冷却孔５４、スリット５５等が形成されている。
これらガスタービン動翼４およびガスタービン静翼５は、いずれも図６に示すガスタービンに適用可能なものである。
【００２１】
図６に示すガスタービンについて簡単に説明する。
このガスタービン６は、互いに直結された圧縮機６１とタービン６２とを備える。圧縮機６１は例えば軸流圧縮機として構成されており、大気または所定のガスを吸込口から作動流体として吸い込んで昇圧させる。この圧縮機６１の吐出口には、燃焼器６３が接続されており、圧縮機６１から吐出された作動流体は、燃焼器６３によって所定のタービン入口温度まで加熱される。そして所定温度まで昇温された作動流体は、タービン６２に供給される。図６に示すように、タービン６２のケーシング内部には、上述したガスタービン静翼４が数段（図では４段）固定されている。また、上述したガスタービン動翼５が各静翼４と一組の段を形成するように主軸６４に取り付けられている。主軸６４の一端は、圧縮機６１の回転軸６５に接続されており、その他端には、図示しない発電機の回転軸に接続されている。
【００２２】
このような構成により、燃焼器６３からタービン６２のケーシング内に高温高圧の作動流体を供給すれば、ケーシング内で作動流体が膨張することにより、主軸６４が回転し、図示しない発電機が駆動される。すなわち、ケーシングに固定されている各静翼４によって圧力降下させられ、これにより発生した運動エネルギは、主軸６５に取付けられた各動翼５を介して回転トルクに変換される。そして、発生した回転トルクは、主軸６４に伝達され、発電機が駆動される。
【００２３】
一般に、ガスタービン動翼に用いられる材料は、耐熱合金（たとえば、ＣＭ２４７ＬＣ＝キャノン マスケゴン社の市販の合金材料）であり、ガスタービン静翼に用いられる材料は、同様に耐熱合金（たとえばＩＮ９３９＝インコ社の市販の合金材料）である。すなわち、タービン翼を構成する材料は、本発明による遮熱部材において基材として採用可能な耐熱合金が使用されている。したがって、本発明による遮熱部材をタービン翼へ被覆すれば、遮熱効果と耐剥離性の高いタービン翼を得ることができ、温度環境をより高くしかも耐久性の良いものとなり、ロングライフ化が可能となる。また、作動流体の温度を高めることにより、ガスタービン効率を向上させることも可能となる。
【００２４】
上述した実施の形態によれば、最外層に高温相安定セラミックス層２４が設けられ、その下に高強度・高靭性セラミックス層２３が設けられているため、高温環境下で遮熱コーティング材が劣化するのが抑制されるとともに、母材とセラミックス相の線膨張係数差に起因する熱応力に耐えることができることから、セラミックス層２３，２４の剥離が防止される。したがって、温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性が得られ、遮熱コーティング材の寿命が短くなるのを防ぐことができる。また、セラミックスの安定化剤として、Ｙ2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いＤｙ2 Ｏ3 を用いた場合には、より耐熱性に優れるという効果が得られる。
また、ガスタービンの高温部品をこの遮熱コーティング材で被覆することによって、温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性を有するガスタービン部材を得ることができる。
【００２５】
【実施例】
以下に、実施例および比較例を挙げて本発明の特徴とするところを明らかとする。
以下の各実施例および各比較例では、母材である耐熱合金としてＮｉ基合金（Ｎｉ−１６Ｃｒ−８．５Ｃｏ−１．７Ｍｏ−２．６Ｗ−１．７Ｔａ−０．９Ｎｂ−３．４Ａｌ−３．４Ｔｉ）を用いた。母材のサイズは３０ｍｍ角で厚さ５ｍｍとした。また、金属結合層はＣｏＮｉＣｒＡｌＹ（Ｃｏ−３２Ｎｉ−２１Ｃｒ−８Ａｌ−０．５Ｙ）とした。
【００２６】
実施例１．
以下に示すＮｏ．１〜１６の試料を作製した。Ｎｏ．１〜１６の試料では、高強度・高靭性セラミックス層はＺｒＯ2 ・８ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 とし、高温相安定セラミックス層はＺｒＯ2 ・１７ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 とした。
【００２７】
（試料Ｎｏ．１）
母材の表面をＡｌ2 Ｏ3 粒でグリッドブラスト処理して、低圧プラズマ溶射に適した状態にした。ついで、金属結合層を低圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．２）
Ｎｏ．１の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００２８】
（試料Ｎｏ．３）
Ｎｏ．１の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
（試料Ｎｏ．４）
Ｎｏ．１の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００２９】
（試料Ｎｏ．５）
母材の表面をＡｌ2 Ｏ3 粒でグリッドブラスト処理して、低圧プラズマ溶射に適した状態にした。ついで、金属結合層を低圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、金属結合層の表面を研磨して電子ビーム物理蒸着に適した状態にした後、高強度・高靭性セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．６）
Ｎｏ．５の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００３０】
（試料Ｎｏ．７）
Ｎｏ．５の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
（試料Ｎｏ．８）
Ｎｏ．５の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００３１】
（試料Ｎｏ．９）
母材の表面を研磨して電子ビーム物理蒸着に適した状態にした。ついで、金属結合層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．１０）
Ｎｏ．９の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００３２】
（試料Ｎｏ．１１）
Ｎｏ．９の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
（試料Ｎｏ．１２）
Ｎｏ．９の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００３３】
（試料Ｎｏ．１３）
母材の表面を研磨して電子ビーム物理蒸着に適した状態にした。ついで、金属結合層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．１４）
Ｎｏ．１３の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００３４】
（試料Ｎｏ．１５）
Ｎｏ．１３の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
（試料Ｎｏ．１６）
Ｎｏ．１３の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００３５】
比較例１．
比較として、つぎのＮｏ．１７〜１８の試料を作製した。Ｎｏ．１７〜１８の試料では、高強度・高靭性セラミックス層はＺｒＯ2 ・８ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 とし、高温相安定セラミックス層はＺｒＯ2 ・１７ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 とした。Ｎｏ．１７の試料は従来の遮熱コーティング膜と同じ構成である。
【００３６】
（試料Ｎｏ．１７）
母材上に金属結合層を低圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．５ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．１８）
母材上に金属結合層を低圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高温相安定セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．５ｍｍの厚さで成膜した。
【００３７】
上述したＮｏ．１〜１８の試料の金属結合層、高強度・高靭性セラミックス層および高温相安定セラミックス層の材質、積層方法および厚さを表１に示す。
【表１】
【００３８】
つぎに、上述したＮｏ．１〜１８の試料について、図２に示す燃焼ガス式熱サイクル試験による耐久性評価試験を実施した。この装置では、燃焼ガスバーナ３１により試験片３２の遮熱コーティング膜３３の表面を約１２００℃以上に加熱するとともに、金属結合層と高強度・高靭性セラミックス層との界面の温度を８００〜９００℃と、実機ガスタービンと同様の温度条件に設定することができる。
【００３９】
耐久性評価試験では、各試料について、遮熱コーティング膜３３の表面温度を１４００℃とし、金属結合層と高強度・高靭性セラミックス層との界面温度を９００℃に設定した。加熱パターンは、室温から１４００℃まで５分間で昇温させ、１４００℃で５分間保持し、その後、燃焼ガスを止めて１０分間冷却するパターンを１サイクルとした。冷却時の試験片の温度は１００℃以下である。この熱サイクル試験でセラミックス層に剥離が生じるまでの回数により耐久性を評価した。また、耐久性評価試験の前後に、Ｘ線回折法により、遮熱コーティング膜３３の表面のセラミックス層の構造解析を行った。
【００４０】
試験結果および構造解析結果を表２に示す。
【表２】
【００４１】
表２より明らかなように、実施例１の各試料Ｎｏ．１〜１６は、いずれも１５００回の熱サイクルでは剥離しなかった。また、熱サイクル試験の前後の結晶構造はいずれも１００％の立方晶であり、安定していることが確認された。それに対して、比較例１の試料Ｎｏ．１７は４７５回、試料Ｎｏ．１８は４００回の熱サイクルで剥離した。
【００４２】
実施例２．
以下に示すＮｏ．１９〜３４の試料を作製した。Ｎｏ．１９〜３４の試料では、高強度・高靭性セラミックス層はＺｒＯ2 ・１０ｗｔ％Ｄｙ2 Ｏ3 とし、高温相安定セラミックス層はＺｒＯ2 ・２０ｗｔ％Ｄｙ2 Ｏ3 とした。
【００４３】
（試料Ｎｏ．１９）
母材の表面をＡｌ2 Ｏ3 粒でグリッドブラスト処理して、低圧プラズマ溶射に適した状態にした。ついで、金属結合層を低圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．２０）
Ｎｏ．１９の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４４】
（試料Ｎｏ．２１）
Ｎｏ．１９の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
（試料Ｎｏ．２２）
Ｎｏ．１９の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４５】
（試料Ｎｏ．２３）
母材の表面をＡｌ2 Ｏ3 粒でグリッドブラスト処理して、低圧プラズマ溶射に適した状態にした。ついで、金属結合層を低圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、金属結合層の表面を研磨して電子ビーム物理蒸着に適した状態にした後、高強度・高靭性セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．２４）
Ｎｏ．２３の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４６】
（試料Ｎｏ．２５）
Ｎｏ．２３の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
（試料Ｎｏ．２６）
Ｎｏ．２３の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４７】
（試料Ｎｏ．２７）
母材の表面を研磨して電子ビーム物理蒸着に適した状態にした。ついで、金属結合層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．２８）
Ｎｏ．２７の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４８】
（試料Ｎｏ．２９）
Ｎｏ．２７の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
（試料Ｎｏ．３０）
Ｎｏ．２７の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４９】
（試料Ｎｏ．３１）
母材の表面を研磨して電子ビーム物理蒸着に適した状態にした。ついで、金属結合層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．３２）
Ｎｏ．３１の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００５０】
（試料Ｎｏ．３３）
Ｎｏ．３１の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
（試料Ｎｏ．３４）
Ｎｏ．３１の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００５１】
比較例２．
比較として、つぎのＮｏ．３５の試料を作製した。このＮｏ．３５の試料は従来の遮熱コーティング膜と同じ構成である。
（試料Ｎｏ．３５）
母材上に金属結合層を低圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層としてＺｒＯ2 ・８ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 を大気圧プラズマ溶射法により０．５ｍｍの厚さで成膜した。
【００５２】
上述したＮｏ．１９〜３５の試料の金属結合層、高強度・高靭性セラミックス層および高温相安定セラミックス層の材質、積層方法および厚さを表３に示す。
【表３】
【００５３】
つぎに、上述したＮｏ．１９〜３５の試料について、図２に示す燃焼ガス式熱サイクル試験による耐久性評価試験を実施例１と同じ条件で実施した。また、実施例１と同様に、耐久性評価試験の前後に、Ｘ線回折法により、遮熱コーティング膜３３の表面のセラミックス層の構造解析を行った。
【００５４】
試験結果および構造解析結果を表４に示す。
【表４】
【００５５】
表４より明らかなように、実施例２の各試料Ｎｏ．１９〜３４は、いずれも１５００回の熱サイクルでは剥離しなかった。また、熱サイクル試験の前後の結晶構造はいずれも１００％の立方晶であり、安定していることが確認された。それに対して、比較例２の試料Ｎｏ．３５は、４７５回の熱サイクルで剥離した。
【００５６】
【発明の効果】
本発明にかかる遮熱コーティング材によれば、最外層に高温相安定セラミックス層が設けられ、その下に高強度・高靭性セラミックス層が設けられているため、高温環境下で遮熱コーティング材が劣化するのが抑制されるとともに、母材とセラミックス層との線膨張係数差に起因する熱応力に耐えることができることによりセラミックス層の剥離が防止される。したがって、温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性が得られ、遮熱コーティング材の寿命が短くなるのを防ぐことができる。
また、セラミックスの安定化剤として、Ｙ2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いＤｙ2 Ｏ3 を用いた場合には、より耐熱性に優れるという効果が得られる。
【００５７】
また、本発明にかかるガスタービン部材によれば、遮熱コーティング膜の最外層に高温相安定セラミックス層が設けられ、その下に高強度・高靭性セラミックス層が設けられているため、高温環境下で遮熱コーティング膜が劣化するのが抑制されるとともに、熱応力の緩和により遮熱コーティング膜のセラミックス層の剥離が防止される。したがって、温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性を有するガスタービン部材を得ることができる。
また、セラミックスの安定化剤として、Ｙ2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いＤｙ2 Ｏ3 を用いた場合には、より耐熱性に優れるという効果が得られる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明にかかる遮熱コーティング膜の構成を示す断面図である。
【図２】実施例および比較例について実施した燃焼ガス式熱サイクル試験の概略を示す図である。
【図３】従来の遮熱コーティング膜の構成を示す断面図である。
【図４】本発明にかかる遮熱コーティング膜を適用したガスタービン動翼の斜視図である。
【図５】本発明にかかる遮熱コーティング膜を適用したガスタービン静翼の斜視図である。
【図６】本発明にかかる遮熱コーティング膜を適用したガスタービンを示す概略構成図である。
【符号の説明】
２１ 母材
２２ 金属結合層
２３ 高強度・高靭性セラミックス層
２４ 高温相安定セラミックス層
４ 静翼
５ 動翼
６ ガスタービン
６１ 圧縮機
６２ タービン
６３ 燃焼器
【発明の属する技術分野】
本発明は、遮熱コーティング材、ガスタービン部材およびガスタービンに関し、例えば産業用ガスタービンの動翼、静翼または燃焼器などの高温環境下で使用される部品の遮熱コーティングに適用して有用な技術に関する。
【０００２】
【従来の技術】
産業用ガスタービンの動翼や静翼、あるいは燃焼器の内筒や尾筒などの高温部品は、高温環境下にて使用されるため、一般に、その表面に遮熱コーティングが施されている。
図３は、従来の遮熱コーティング膜の構成を示す断面図である。
従来、遮熱コーティング膜は、動翼等の母材１１上に金属結合層１２が積層され、さらにその上にセラミックス層１３が積層された構成となっている。
【０００３】
金属結合層１２は、母材１１とセラミックス層１３との熱膨張係数の差を小さくして熱応力の緩和を図り、それによってセラミックス層１３が剥離するのを防ぐために設けられる。金属結合層１２は、一般に、高温での耐食性および耐酸化性に優れたＭＣｒＡｌＹ合金系（Ｍは、ＮｉやＣｏやＦｅ等の単独元素または２種類以上の元素の組み合わせ）により構成される。金属結合層１２の積層方法として、低圧プラズマ溶射法または電子ビーム物理蒸着法が用いられる。
【０００４】
セラミックス層１３は遮熱のために設けられる。セラミック層１３は、一般に、熱伝導率が低く、かつ靭性が高い部分安定化ＺｒＯ2 系セラミックスで構成される。安定化剤としてはＹ2 Ｏ3 が用いられる。つまり、セラミック層１３はＺｒＯ2 ・６〜８ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 でできている。セラミックス層３は大気圧プラズマ溶射法または電子ビーム物理蒸着法により積層される。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、近時、ガスタービンのタービン入口温度がより高温になってきており、そのため、次のような問題点が生じるおそれがある。
すなわち、セラミックス層１３と母材１１との熱膨張差に起因する繰り返し熱応力によりセラミックス層１３にき裂が発生し、それが伝播していく。また、セラミックス層１３の表層付近が著しい高温にさらされることによって相変態や焼結に起因する物性変化が起こり、ヤング率の増大や線膨張係数の低下が起こる。それによって、熱応力がさらに増加し、き裂の発生および伝播が加速されることになり、遮熱コーティングの寿命が短くなってしまう。
【０００６】
本発明は、上記問題点を解決するためになされたもので、より耐熱性に優れ、より高温での耐久性に優れた遮熱コーティング材を提供することを目的とする。
また、本発明の他の目的は、より耐熱性に優れ、より高温での耐久性に優れた遮熱コーティング材を適用したガスタービン部材を提供することである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、本発明者は、遮熱コーティング膜の最外層に、高温での相安定性に優れる高温相安定セラミックス層を配置し、その下に、強度および靭性の高い高強度・高靭性セラミックス層を配置して熱応力を緩和する構成とすれば、高温で十分な耐久性が得られると考えた。また、安定化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用いたセラミックスを用いれば、より耐熱性に優れ、より高温で十分な耐久性が得られると考え、鋭意研究を重ねた結果、本発明の完成に至った。
【０００８】
すなわち、本発明にかかる遮熱コーティング材は、母材の上に金属結合層を積層し、前記金属結合層の上に結晶構造が準安定正方晶となる部分安定化ジルコニアよりなる高強度・高靭性セラミックス層を積層し、前記高強度・高靭性セラミックス層の上に結晶構造が立方晶となる完全安定化ジルコニアよりなる高温相安定セラミックス層を積層したことを特徴とする。この発明において、前記高強度・高靭性セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3 で安定化させた部分安定化ジルコニアにより構成されていてもよいし、また、高温相安定セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3 で安定化させた完全安定化ジルコニアにより構成されていてもよい。あるいは、前記高強度・高靭性セラミックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた部分安定化ジルコニアにより構成されていてもよいし、また、高温相安定セラミックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた完全安定化ジルコニアにより構成されていてもよい。
【０００９】
この遮熱コーティング材によれば、最外層に高温相安定セラミックス層が設けられるため、高温環境下での遮熱コーティング材の劣化が抑制される。また、高温相安定セラミックス層と母材との間に高強度・高靭性セラミックス層が設けられることにより、母材とセラミックス層の線膨張係数差に起因する熱応力に耐えることができるので、セラミックス層の剥離が防止される。したがって、温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性が得られ、遮熱コーティング材の寿命が短くなるのを防ぐことができる。
さらに、セラミックス材の安定化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用いた場合、Ｄｙ2 Ｏ3 はＹ2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いため、より耐熱性に優れるとともに、より高温であっても十分な耐久性が得られる。
【００１０】
また、本発明にかかるガスタービン部材は、母材の上に金属結合層が積層され、前記金属結合層の上に結晶構造が準安定正方晶となる部分安定化ジルコニアよりなる高強度・高靭性セラミックス層が積層され、前記高強度・高靭性セラミックス層の上に結晶構造が立方晶となる完全安定化ジルコニアよりなる高温相安定セラミックス層が積層されてなる遮熱コーティング膜で被覆されていることを特徴とする。この発明において、前記高強度・高靭性セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3 で安定化させた部分安定化ジルコニアにより構成されていてもよいし、また、高温相安定セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3 で安定化させた完全安定化ジルコニアにより構成されていてもよい。あるいは、前記高強度・高靭性セラミックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた部分安定化ジルコニアにより構成されていてもよいし、また、高温相安定セラミックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた完全安定化ジルコニアにより構成されていてもよい。
【００１１】
このガスタービン部材によれば、遮熱コーティング膜の最外層に高温相安定セラミックス層が設けられるため、高温環境下での遮熱コーティング膜の劣化が抑制される。また、高温相安定セラミックス層と母材との間に高強度・高靭性セラミックス層が設けられることにより、母材とセラミックス層の線膨張係数差に起因する熱応力に耐えることができるので、遮熱コーティング膜のセラミックス層の剥離が防止される。したがって、温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性を有するガスタービン部材を得ることができる。
さらに、セラミックス材の安定化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用いた場合、Ｄｙ2 Ｏ3 はＹ2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いため、より耐熱性に優れるとともに、より高温であっても十分な耐久性を有するガスタービン部材を得ることができる。
【００１２】
【発明の実施の形態】
本発明にかかる遮熱コーティングの実施の形態について説明する。
図１は、本発明にかかる遮熱コーティング材を適用した遮熱コーティング膜の構成を示す断面図である。
遮熱コーティング膜は、ガスタービンの動翼等を構成する母材２１の上に、耐食性および耐酸化性に優れた金属結合層２２、強度および靭性は高いが１１００℃以上の温度で相変態や焼結を生じて物性が変化する可能性のある高強度・高靭性セラミックス層２３を順次積層し、最外層に強度および靭性は低いが高温での相安定性に優れる高温相安定セラミックス層２４を積層した構成となっている。
【００１３】
金属結合層２２は、母材２１とセラミックス層２３，２４との熱膨張係数の差を小さくして熱応力を緩和する機能を有し、セラミックス層２３，２４が母材２１から剥離するのを防いでいる。金属結合層２２は、従来同様、ＭＣｒＡｌＹ合金系（Ｍは、ＮｉやＣｏやＦｅ等の単独元素または２種類以上の元素の組み合わせ）により構成される。金属結合層２２の厚さは、０．０１〜０．３ｍｍであるのが適当である。その理由は、母材とセラミックス層との線膨張係数差を緩和するため、および母材に耐酸化性を付与するためである。
【００１４】
高強度・高靭性セラミックス層２３は部分安定化ＺｒＯ2 系セラミックスで構成される。安定化剤としてＹ2 Ｏ3 を用いる場合には、高強度・高靭性セラミックス層２３はＺｒＯ2 ・６〜１２ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 でできている。Ｙ2 Ｏ3 の割合が６〜１２ｗｔ％である理由は、この範囲の安定化剤の添加量の場合には、結晶構造が準安定正方晶となり、この場合、ＺｒＯ2 セラミックスは高い強度と靭性を有することが知られているからである。この場合、高強度・高靭性セラミックス層２３の厚さは、０．０５〜０．４５ｍｍであるのが適当である。その理由は、比較的温度が低く、かつ、線膨張係数差による歪みが大きいと考えられる領域に、この高強度、高靭性セラミックスを配置し、セラミックス層の剥離を防止するためである。
【００１５】
部分安定化ＺｒＯ2 系セラミックスの安定化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用いる場合には、高強度・高靭性セラミックス層２３はＺｒＯ2 ・８〜１６ｗｔ％Ｄｙ2 Ｏ3 でできている。Ｄｙ2 Ｏ3 の割合が８〜１６ｗｔ％である理由は、この範囲の安定化剤の添加量の場合には、結晶構造が準安定正方晶となり、この場合、ＺｒＯ2 セラミックスは高い強度と靭性を有することが知られているからである。この場合、高強度・高靭性セラミックス層２３の厚さは、０．０５〜０．４５ｍｍであるのが適当である。その理由は、比較的温度が低く、かつ、線膨張係数差による歪みが大きいと考えられる領域に、この高強度、高靭性セラミックスを配置し、セラミックス層の剥離を防止するためである。
【００１６】
高温相安定セラミックス層２４は完全安定化ＺｒＯ2 系セラミックスで構成される。安定化剤としてＹ2 Ｏ3 を用いる場合には、高温相安定セラミックス層２４はＺｒＯ2 ・１５〜２０ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 でできている。Ｙ2 Ｏ3 の割合が１５〜２０ｗｔ％である理由は、この範囲の安定剤の添加量の場合には、結晶構造が立方晶となり、この場合、ＺｒＯ2 セラミックスは高温でも安定なものとなることが知られているからである。この場合、高温相安定セラミックス層２４の厚さは、０．０５〜０．４５ｍｍであるのが適当である。その理由は、最も温度が高くなる最表層部に、この高温相安定セラミックスを配置し、表面付近の物性変化を防止するためである。
【００１７】
完全安定化ＺｒＯ2 系セラミックスの安定化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用いる場合には、高温相安定セラミックス層２４はＺｒＯ2 ・１６〜２０ｗｔ％Ｄｙ2 Ｏ3 でできている。Ｄｙ2 Ｏ3 の割合が１６〜２０ｗｔ％である理由は、この範囲の安定剤の添加量の場合には、結晶構造が立方晶となり、この場合、ＺｒＯ2 セラミックスは高温でも安定なものとなることが知られているからである。この場合、高温相安定セラミックス層２４の厚さは、０．０５〜０．４５ｍｍであるのが適当である。その理由は、最も温度が高くなる最表層部に、この高温相安定セラミックスを配置し、表面付近の物性変化を防止するためである。
【００１８】
金属結合層２２は低圧プラズマ溶射法または電子ビーム物理蒸着法により積層される。高強度・高靭性セラミックス層２３および高温相安定セラミックス層２４は大気圧プラズマ溶射法または電子ビーム物理蒸着法により積層される。
【００１９】
上述した構成の遮熱コーティング材は、産業用ガスタービンの動翼や静翼、あるいは燃焼器の内筒や尾筒、分割環などの高温部品に適用して有用である。また、産業用ガスタービンに限らず、車やジェット機などのエンジンの高温部品の遮熱コーティング膜にも適用できる。
【００２０】
図４および図５は、それぞれ上述した実施の形態にかかる遮熱部材を適用可能なタービン翼を示す斜視図である。
図４に示すガスタービン動翼４は、デイスク側に固定されるダブテイル４１、プラットフォーム４２、翼部４３等を備えている。
また、図５に示すガスタービン静翼５は、内シュラウド５１、外シュラウド５２、翼部５３等を備えており、翼部５３には、シールフィン冷却孔５４、スリット５５等が形成されている。
これらガスタービン動翼４およびガスタービン静翼５は、いずれも図６に示すガスタービンに適用可能なものである。
【００２１】
図６に示すガスタービンについて簡単に説明する。
このガスタービン６は、互いに直結された圧縮機６１とタービン６２とを備える。圧縮機６１は例えば軸流圧縮機として構成されており、大気または所定のガスを吸込口から作動流体として吸い込んで昇圧させる。この圧縮機６１の吐出口には、燃焼器６３が接続されており、圧縮機６１から吐出された作動流体は、燃焼器６３によって所定のタービン入口温度まで加熱される。そして所定温度まで昇温された作動流体は、タービン６２に供給される。図６に示すように、タービン６２のケーシング内部には、上述したガスタービン静翼４が数段（図では４段）固定されている。また、上述したガスタービン動翼５が各静翼４と一組の段を形成するように主軸６４に取り付けられている。主軸６４の一端は、圧縮機６１の回転軸６５に接続されており、その他端には、図示しない発電機の回転軸に接続されている。
【００２２】
このような構成により、燃焼器６３からタービン６２のケーシング内に高温高圧の作動流体を供給すれば、ケーシング内で作動流体が膨張することにより、主軸６４が回転し、図示しない発電機が駆動される。すなわち、ケーシングに固定されている各静翼４によって圧力降下させられ、これにより発生した運動エネルギは、主軸６５に取付けられた各動翼５を介して回転トルクに変換される。そして、発生した回転トルクは、主軸６４に伝達され、発電機が駆動される。
【００２３】
一般に、ガスタービン動翼に用いられる材料は、耐熱合金（たとえば、ＣＭ２４７ＬＣ＝キャノン マスケゴン社の市販の合金材料）であり、ガスタービン静翼に用いられる材料は、同様に耐熱合金（たとえばＩＮ９３９＝インコ社の市販の合金材料）である。すなわち、タービン翼を構成する材料は、本発明による遮熱部材において基材として採用可能な耐熱合金が使用されている。したがって、本発明による遮熱部材をタービン翼へ被覆すれば、遮熱効果と耐剥離性の高いタービン翼を得ることができ、温度環境をより高くしかも耐久性の良いものとなり、ロングライフ化が可能となる。また、作動流体の温度を高めることにより、ガスタービン効率を向上させることも可能となる。
【００２４】
上述した実施の形態によれば、最外層に高温相安定セラミックス層２４が設けられ、その下に高強度・高靭性セラミックス層２３が設けられているため、高温環境下で遮熱コーティング材が劣化するのが抑制されるとともに、母材とセラミックス相の線膨張係数差に起因する熱応力に耐えることができることから、セラミックス層２３，２４の剥離が防止される。したがって、温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性が得られ、遮熱コーティング材の寿命が短くなるのを防ぐことができる。また、セラミックスの安定化剤として、Ｙ2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いＤｙ2 Ｏ3 を用いた場合には、より耐熱性に優れるという効果が得られる。
また、ガスタービンの高温部品をこの遮熱コーティング材で被覆することによって、温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性を有するガスタービン部材を得ることができる。
【００２５】
【実施例】
以下に、実施例および比較例を挙げて本発明の特徴とするところを明らかとする。
以下の各実施例および各比較例では、母材である耐熱合金としてＮｉ基合金（Ｎｉ−１６Ｃｒ−８．５Ｃｏ−１．７Ｍｏ−２．６Ｗ−１．７Ｔａ−０．９Ｎｂ−３．４Ａｌ−３．４Ｔｉ）を用いた。母材のサイズは３０ｍｍ角で厚さ５ｍｍとした。また、金属結合層はＣｏＮｉＣｒＡｌＹ（Ｃｏ−３２Ｎｉ−２１Ｃｒ−８Ａｌ−０．５Ｙ）とした。
【００２６】
実施例１．
以下に示すＮｏ．１〜１６の試料を作製した。Ｎｏ．１〜１６の試料では、高強度・高靭性セラミックス層はＺｒＯ2 ・８ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 とし、高温相安定セラミックス層はＺｒＯ2 ・１７ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 とした。
【００２７】
（試料Ｎｏ．１）
母材の表面をＡｌ2 Ｏ3 粒でグリッドブラスト処理して、低圧プラズマ溶射に適した状態にした。ついで、金属結合層を低圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．２）
Ｎｏ．１の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００２８】
（試料Ｎｏ．３）
Ｎｏ．１の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
（試料Ｎｏ．４）
Ｎｏ．１の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００２９】
（試料Ｎｏ．５）
母材の表面をＡｌ2 Ｏ3 粒でグリッドブラスト処理して、低圧プラズマ溶射に適した状態にした。ついで、金属結合層を低圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、金属結合層の表面を研磨して電子ビーム物理蒸着に適した状態にした後、高強度・高靭性セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．６）
Ｎｏ．５の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００３０】
（試料Ｎｏ．７）
Ｎｏ．５の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
（試料Ｎｏ．８）
Ｎｏ．５の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００３１】
（試料Ｎｏ．９）
母材の表面を研磨して電子ビーム物理蒸着に適した状態にした。ついで、金属結合層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．１０）
Ｎｏ．９の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００３２】
（試料Ｎｏ．１１）
Ｎｏ．９の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
（試料Ｎｏ．１２）
Ｎｏ．９の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００３３】
（試料Ｎｏ．１３）
母材の表面を研磨して電子ビーム物理蒸着に適した状態にした。ついで、金属結合層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．１４）
Ｎｏ．１３の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００３４】
（試料Ｎｏ．１５）
Ｎｏ．１３の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
（試料Ｎｏ．１６）
Ｎｏ．１３の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００３５】
比較例１．
比較として、つぎのＮｏ．１７〜１８の試料を作製した。Ｎｏ．１７〜１８の試料では、高強度・高靭性セラミックス層はＺｒＯ2 ・８ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 とし、高温相安定セラミックス層はＺｒＯ2 ・１７ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 とした。Ｎｏ．１７の試料は従来の遮熱コーティング膜と同じ構成である。
【００３６】
（試料Ｎｏ．１７）
母材上に金属結合層を低圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．５ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．１８）
母材上に金属結合層を低圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高温相安定セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．５ｍｍの厚さで成膜した。
【００３７】
上述したＮｏ．１〜１８の試料の金属結合層、高強度・高靭性セラミックス層および高温相安定セラミックス層の材質、積層方法および厚さを表１に示す。
【表１】
つぎに、上述したＮｏ．１〜１８の試料について、図２に示す燃焼ガス式熱サイクル試験による耐久性評価試験を実施した。この装置では、燃焼ガスバーナ３１により試験片３２の遮熱コーティング膜３３の表面を約１２００℃以上に加熱するとともに、金属結合層と高強度・高靭性セラミックス層との界面の温度を８００〜９００℃と、実機ガスタービンと同様の温度条件に設定することができる。
【００３９】
耐久性評価試験では、各試料について、遮熱コーティング膜３３の表面温度を１４００℃とし、金属結合層と高強度・高靭性セラミックス層との界面温度を９００℃に設定した。加熱パターンは、室温から１４００℃まで５分間で昇温させ、１４００℃で５分間保持し、その後、燃焼ガスを止めて１０分間冷却するパターンを１サイクルとした。冷却時の試験片の温度は１００℃以下である。この熱サイクル試験でセラミックス層に剥離が生じるまでの回数により耐久性を評価した。また、耐久性評価試験の前後に、Ｘ線回折法により、遮熱コーティング膜３３の表面のセラミックス層の構造解析を行った。
【００４０】
試験結果および構造解析結果を表２に示す。
【表２】
表２より明らかなように、実施例１の各試料Ｎｏ．１〜１６は、いずれも１５００回の熱サイクルでは剥離しなかった。また、熱サイクル試験の前後の結晶構造はいずれも１００％の立方晶であり、安定していることが確認された。それに対して、比較例１の試料Ｎｏ．１７は４７５回、試料Ｎｏ．１８は４００回の熱サイクルで剥離した。
【００４２】
実施例２．
以下に示すＮｏ．１９〜３４の試料を作製した。Ｎｏ．１９〜３４の試料では、高強度・高靭性セラミックス層はＺｒＯ2 ・１０ｗｔ％Ｄｙ2 Ｏ3 とし、高温相安定セラミックス層はＺｒＯ2 ・２０ｗｔ％Ｄｙ2 Ｏ3 とした。
【００４３】
（試料Ｎｏ．１９）
母材の表面をＡｌ2 Ｏ3 粒でグリッドブラスト処理して、低圧プラズマ溶射に適した状態にした。ついで、金属結合層を低圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．２０）
Ｎｏ．１９の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４４】
（試料Ｎｏ．２１）
Ｎｏ．１９の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
（試料Ｎｏ．２２）
Ｎｏ．１９の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４５】
（試料Ｎｏ．２３）
母材の表面をＡｌ2 Ｏ3 粒でグリッドブラスト処理して、低圧プラズマ溶射に適した状態にした。ついで、金属結合層を低圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、金属結合層の表面を研磨して電子ビーム物理蒸着に適した状態にした後、高強度・高靭性セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．２４）
Ｎｏ．２３の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４６】
（試料Ｎｏ．２５）
Ｎｏ．２３の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
（試料Ｎｏ．２６）
Ｎｏ．２３の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４７】
（試料Ｎｏ．２７）
母材の表面を研磨して電子ビーム物理蒸着に適した状態にした。ついで、金属結合層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．２８）
Ｎｏ．２７の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４８】
（試料Ｎｏ．２９）
Ｎｏ．２７の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
（試料Ｎｏ．３０）
Ｎｏ．２７の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４９】
（試料Ｎｏ．３１）
母材の表面を研磨して電子ビーム物理蒸着に適した状態にした。ついで、金属結合層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。
（試料Ｎｏ．３２）
Ｎｏ．３１の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００５０】
（試料Ｎｏ．３３）
Ｎｏ．３１の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
（試料Ｎｏ．３４）
Ｎｏ．３１の試料と同様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。
【００５１】
比較例２．
比較として、つぎのＮｏ．３５の試料を作製した。このＮｏ．３５の試料は従来の遮熱コーティング膜と同じ構成である。
（試料Ｎｏ．３５）
母材上に金属結合層を低圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層としてＺｒＯ2 ・８ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 を大気圧プラズマ溶射法により０．５ｍｍの厚さで成膜した。
【００５２】
上述したＮｏ．１９〜３５の試料の金属結合層、高強度・高靭性セラミックス層および高温相安定セラミックス層の材質、積層方法および厚さを表３に示す。
【表３】
つぎに、上述したＮｏ．１９〜３５の試料について、図２に示す燃焼ガス式熱サイクル試験による耐久性評価試験を実施例１と同じ条件で実施した。また、実施例１と同様に、耐久性評価試験の前後に、Ｘ線回折法により、遮熱コーティング膜３３の表面のセラミックス層の構造解析を行った。
【００５４】
試験結果および構造解析結果を表４に示す。
【表４】
表４より明らかなように、実施例２の各試料Ｎｏ．１９〜３４は、いずれも１５００回の熱サイクルでは剥離しなかった。また、熱サイクル試験の前後の結晶構造はいずれも１００％の立方晶であり、安定していることが確認された。それに対して、比較例２の試料Ｎｏ．３５は、４７５回の熱サイクルで剥離した。
【００５６】
【発明の効果】
本発明にかかる遮熱コーティング材によれば、最外層に高温相安定セラミックス層が設けられ、その下に高強度・高靭性セラミックス層が設けられているため、高温環境下で遮熱コーティング材が劣化するのが抑制されるとともに、母材とセラミックス層との線膨張係数差に起因する熱応力に耐えることができることによりセラミックス層の剥離が防止される。したがって、温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性が得られ、遮熱コーティング材の寿命が短くなるのを防ぐことができる。
また、セラミックスの安定化剤として、Ｙ2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いＤｙ2 Ｏ3 を用いた場合には、より耐熱性に優れるという効果が得られる。
【００５７】
また、本発明にかかるガスタービン部材によれば、遮熱コーティング膜の最外層に高温相安定セラミックス層が設けられ、その下に高強度・高靭性セラミックス層が設けられているため、高温環境下で遮熱コーティング膜が劣化するのが抑制されるとともに、熱応力の緩和により遮熱コーティング膜のセラミックス層の剥離が防止される。したがって、温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性を有するガスタービン部材を得ることができる。
また、セラミックスの安定化剤として、Ｙ2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いＤｙ2 Ｏ3 を用いた場合には、より耐熱性に優れるという効果が得られる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明にかかる遮熱コーティング膜の構成を示す断面図である。
【図２】実施例および比較例について実施した燃焼ガス式熱サイクル試験の概略を示す図である。
【図３】従来の遮熱コーティング膜の構成を示す断面図である。
【図４】本発明にかかる遮熱コーティング膜を適用したガスタービン動翼の斜視図である。
【図５】本発明にかかる遮熱コーティング膜を適用したガスタービン静翼の斜視図である。
【図６】本発明にかかる遮熱コーティング膜を適用したガスタービンを示す概略構成図である。
【符号の説明】
２１ 母材
２２ 金属結合層
２３ 高強度・高靭性セラミックス層
２４ 高温相安定セラミックス層
４ 静翼
５ 動翼
６ ガスタービン
６１ 圧縮機
６２ タービン
６３ 燃焼器
Claims (11)
- 母材の上に金属結合層を積層し、前記金属結合層の上に結晶構
造が準安定正方晶となる部分安定化ジルコニアよりなる高強度・高靭性セラミック
ス層を積層し、前記高強度・高靭性セラミックス層の上に結晶構造が立方晶となる
完全安定化ジルコニアよりなる高温相安定セラミックス層を積層したことを特徴と
する遮熱コーティング材。 - 前記高強度・高靭性セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3 で安定化させ
た部分安定化ジルコニアよりなることを特徴とする請求項１に記載の遮熱コーティ
ング材。 - 高温相安定セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3 で安定化させた完全安
定化ジルコニアよりなることを特徴とする請求項１または２に記載の遮熱コーティ
ング材。 - 前記高強度・高靭性セラミックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化さ
せた部分安定化ジルコニアよりなることを特徴とする請求項１に記載の遮熱コーテ
ィング材。 - 高温相安定セラミックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた完全
安定化ジルコニアよりなることを特徴とする請求項１または４に記載の遮熱コーテ
ィング材。 - 母材の上に金属結合層が積層され、前記金属結合層の上に結晶
構造が準安定正方晶となる部分安定化ジルコニアよりなる高強度・高靭性セラミッ
クス層が積層され、前記高強度・高靭性セラミックス層の上に結晶構造が立方晶と
なる完全安定化ジルコニアよりなる高温相安定セラミックス層が積層されてなる遮
熱コーティング膜で被覆されていることを特徴とするガスタービン部材。 - 前記高強度・高靭性セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3 で安定化させ
た部分安定化ジルコニアよりなることを特徴とする請求項６に記載のガスタービン
部材。 - 高温相安定セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3 で安定化させた完全安
定化ジルコニアよりなることを特徴とする請求項６または７に記載のガスタービン
部材。 - 前記高強度・高靭性セラミックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化さ
せた部分安定化ジルコニアよりなることを特徴とする請求項６に記載のガスタービ
ン部材。 - 高温相安定セラミックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた完
全安定化ジルコニアよりなることを特徴とする請求項６または９に記載のガスター
ビン部材。 - 圧縮機で圧縮された後、燃焼器で燃焼させた流体をタービン
の静翼と動翼とで膨張させることによって動力を発生するガスタービンにおいて、
請求項６ないし請求項１０のいずれかに記載のガスタービン部材を組み込んだこと
を特徴とするガスタービン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000173399A JP3872632B2 (ja) | 2000-06-09 | 2000-06-09 | 遮熱コーティング材、それを適用したガスタービン部材およびガスタービン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000173399A JP3872632B2 (ja) | 2000-06-09 | 2000-06-09 | 遮熱コーティング材、それを適用したガスタービン部材およびガスタービン |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001348655A JP2001348655A (ja) | 2001-12-18 |
| JP3872632B2 true JP3872632B2 (ja) | 2007-01-24 |
Family
ID=18675637
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000173399A Expired - Lifetime JP3872632B2 (ja) | 2000-06-09 | 2000-06-09 | 遮熱コーティング材、それを適用したガスタービン部材およびガスタービン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3872632B2 (ja) |
Families Citing this family (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP4533718B2 (ja) * | 2000-06-16 | 2010-09-01 | 三菱重工業株式会社 | 遮熱コーティング材、遮熱コーティング材を適用したガスタービン部材およびガスタービン |
| JP4031631B2 (ja) | 2001-10-24 | 2008-01-09 | 三菱重工業株式会社 | 遮熱コーティング材及びガスタービン部材並びにガスタービン |
| WO2004029330A1 (en) * | 2002-09-25 | 2004-04-08 | Volvo Aero Corporation | A thermal barrier coating and a method of applying such a coating |
| FR2858613B1 (fr) * | 2003-08-07 | 2006-12-08 | Snecma Moteurs | Composition de barriere thermique, piece mecanique en superalliage munie d'un revetement ayant une telle composition, revetement de ceramique, et procede de fabrication du revetement |
| JP4959213B2 (ja) | 2006-03-31 | 2012-06-20 | 三菱重工業株式会社 | 遮熱コーティング部材及びその製造方法ならびに遮熱コート材料、ガスタービン及び焼結体 |
| US20100098923A1 (en) * | 2006-10-05 | 2010-04-22 | United Technologies Corporation | Segmented abradable coatings and process (ES) for applying the same |
| JP4607914B2 (ja) | 2007-02-20 | 2011-01-05 | 株式会社東芝 | セラミックス被覆部材およびその製造方法 |
| JP5285486B2 (ja) | 2009-03-30 | 2013-09-11 | 三菱重工業株式会社 | 遮熱コーティング用材料、遮熱コーティング、タービン部材及びガスタービン |
| WO2011074290A1 (ja) | 2009-12-17 | 2011-06-23 | 三菱重工業株式会社 | 遮熱コーティングの製造方法、該遮熱コーティングを備えるタービン部材及びガスタービン |
| US8337989B2 (en) | 2010-05-17 | 2012-12-25 | United Technologies Corporation | Layered thermal barrier coating with blended transition |
| JP5320352B2 (ja) * | 2010-07-15 | 2013-10-23 | 三菱重工業株式会社 | 遮熱コーティング部材及びその製造方法ならびに遮熱コート材料、ガスタービン及び焼結体 |
| RU2496911C2 (ru) * | 2011-12-13 | 2013-10-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие "Уралавиаспецтехнология" | Способ получения теплозащитного покрытия на детали газовой турбины из никелевого или кобальтового сплава |
| US20130224453A1 (en) * | 2012-02-29 | 2013-08-29 | United Technologies Corporation | Spallation-Resistant Thermal Barrier Coating |
| WO2014126633A2 (en) * | 2012-12-26 | 2014-08-21 | United Technologies Corporation | Spallation-resistant thermal barrier coating |
| EP2971240B1 (en) * | 2013-03-14 | 2018-11-21 | United Technologies Corporation | Hybrid thermal barrier coating and process of making the same |
| JP2015218379A (ja) * | 2014-05-20 | 2015-12-07 | 株式会社東芝 | 蒸気タービン用遮熱コーティング材料および発電用蒸気機器 |
| WO2016035618A1 (ja) | 2014-09-05 | 2016-03-10 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 溶射用粉末の製造方法、溶射用粉末の製造装置、該製造方法により製造された溶射用粉末、遮熱コーティングで被覆された高温部品、及び、該高温部品を備えるガスタービン |
| EP3170918A1 (en) * | 2015-11-19 | 2017-05-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Dvc-coating with fully and partially stabilized zirconia |
| RU2702515C1 (ru) * | 2018-06-06 | 2019-10-08 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие "Уралавиаспецтехнология" | Способ упрочняющей обработки детали из сплава на никелевой основе (варианты) |
| EP3712379A1 (en) * | 2019-03-22 | 2020-09-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Fully stabilized zirconia in a seal system |
-
2000
- 2000-06-09 JP JP2000173399A patent/JP3872632B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2001348655A (ja) | 2001-12-18 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP3872632B2 (ja) | 遮熱コーティング材、それを適用したガスタービン部材およびガスタービン | |
| JP4166977B2 (ja) | 耐高温腐食合金材、遮熱コーティング材、タービン部材、及びガスタービン | |
| JP5082563B2 (ja) | 遮熱被覆を有する耐熱部材 | |
| JP4607530B2 (ja) | 遮熱被覆を有する耐熱部材およびガスタービン | |
| US6365281B1 (en) | Thermal barrier coatings for turbine components | |
| EP2128306B1 (en) | Ceramic thermal barrier coating system with two ceramic layers | |
| US11174557B2 (en) | Thermal barrier coating system compatible with overlay | |
| JP3302589B2 (ja) | セラミック被覆ガスタービン動翼 | |
| JP4031631B2 (ja) | 遮熱コーティング材及びガスタービン部材並びにガスタービン | |
| EP1840238A2 (en) | Oxidation-resistant coating and formation method thereof, thermal barrier coating, heat-resistant member, and gas turbine | |
| KR101540500B1 (ko) | 파이로클로르 상을 갖는 2층의 다공성 층 시스템 | |
| EP2270258B1 (en) | High reliability turbine metal sealing material | |
| CA2949463C (en) | Lanthanum molybdate abradable coatings, their methods of formation and use | |
| JP2003160852A (ja) | 遮熱コーティング材、その製造方法、タービン部材及びガスタービン | |
| EP2431495A1 (en) | A method for forming thermal barrier coating and device with the thermal barrier coating | |
| JP4166978B2 (ja) | 耐高温腐食合金材、遮熱コーティング材、タービン部材、及びガスタービン | |
| JP2001329358A (ja) | 遮熱部材、遮熱部材の製造方法、タービン翼、及び、ガスタービン | |
| JPH09195067A (ja) | 耐熱部品 | |
| EP2423347A1 (en) | Method for forming a thermal barrier coating and a turbine component with the thermal barrier coating | |
| JP5281995B2 (ja) | 遮熱被覆を有する耐熱部材およびガスタービン | |
| JPH11124687A (ja) | セラミックス被覆耐熱部材及びそれを用いたガスタービン用動翼と静翼並びにガスタービンと複合発電プラントシステム |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20031224 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20040223 |
|
| A911 | Transfer to examiner for re-examination before appeal (zenchi) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A911 Effective date: 20040304 |
|
| A912 | Re-examination (zenchi) completed and case transferred to appeal board |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A912 Effective date: 20040326 |
|
| A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20060725 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20061020 |
|
| R151 | Written notification of patent or utility model registration |
Ref document number: 3872632 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20101027 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111027 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111027 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121027 Year of fee payment: 6 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121027 Year of fee payment: 6 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20131027 Year of fee payment: 7 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |