JPH0249392B2 - - Google Patents
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- JPH0249392B2 JPH0249392B2 JP57038249A JP3824982A JPH0249392B2 JP H0249392 B2 JPH0249392 B2 JP H0249392B2 JP 57038249 A JP57038249 A JP 57038249A JP 3824982 A JP3824982 A JP 3824982A JP H0249392 B2 JPH0249392 B2 JP H0249392B2
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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
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- 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
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Description
【発明の詳細な説明】
発明の分野
本発明は高温で使用するタービン羽根、翼板、
燃焼器及び遷移部品表面の耐熱合金のような熱保
護ニツケル基合金及びコバルト基合金に関する。
燃焼器及び遷移部品表面の耐熱合金のような熱保
護ニツケル基合金及びコバルト基合金に関する。
先行技術
タービンに使用される燃焼ガスの動作温度は約
1093℃（2000〓）又はそれ以上に達し、そのため
多くの商業的に入手できる金属は溶融する。その
結果、エンジンの設計技師はタービン羽根、翼
板、燃焼器及び遷移部品の製造に使用する新規な
合金を開発してきた。さらに、タービン羽根及び
羽根部品が高温雰囲気で有効に動作するように羽
根部品特にタービン羽根は典型的には金属をベー
スにしたオーバーレイコーテイング及び外側のオ
ーバーコートすなわち断熱層によつて被覆され
る。
1093℃（2000〓）又はそれ以上に達し、そのため
多くの商業的に入手できる金属は溶融する。その
結果、エンジンの設計技師はタービン羽根、翼
板、燃焼器及び遷移部品の製造に使用する新規な
合金を開発してきた。さらに、タービン羽根及び
羽根部品が高温雰囲気で有効に動作するように羽
根部品特にタービン羽根は典型的には金属をベー
スにしたオーバーレイコーテイング及び外側のオ
ーバーコートすなわち断熱層によつて被覆され
る。
断熱層としてセラミツクコーテイングを使用す
ることにより空冷金属部品表面に断熱性且つ耐蝕
性層を形成する。このようなセラミツクコーテイ
ングは簡単な回収―併合サイクルのタービン性能
を改善し、発電費用を減少させるが、タービン入
口温度の上昇とセラミツクコーテイング導入とに
付随する発電効率の増大と発電コストの改善の面
から見た最大の利得は併合サイクルの場合に生ず
るのである。発電効率の増大と発電コスト減少と
の最大の一つの飛躍的改善はセラミツクコーテイ
ングの使用によつてタービン入口温度を1093℃
（2000〓）から1204℃（2200〓）へ、または1316
℃（2400〓）へ昇温することによつて生ずる。さ
らに所定燃料プロセスにおいて、残油燃料で置き
換えれば種々のサイクルタイプの発電コストが顕
著に低下される。
ることにより空冷金属部品表面に断熱性且つ耐蝕
性層を形成する。このようなセラミツクコーテイ
ングは簡単な回収―併合サイクルのタービン性能
を改善し、発電費用を減少させるが、タービン入
口温度の上昇とセラミツクコーテイング導入とに
付随する発電効率の増大と発電コストの改善の面
から見た最大の利得は併合サイクルの場合に生ず
るのである。発電効率の増大と発電コスト減少と
の最大の一つの飛躍的改善はセラミツクコーテイ
ングの使用によつてタービン入口温度を1093℃
（2000〓）から1204℃（2200〓）へ、または1316
℃（2400〓）へ昇温することによつて生ずる。さ
らに所定燃料プロセスにおいて、残油燃料で置き
換えれば種々のサイクルタイプの発電コストが顕
著に低下される。
セラミツクコーテイングを使用することによつ
て得られる重大な性能向上及び燃料の融通性ある
使用可能性に対して従前から約0.127mm（５ミル）
の厚さのプラズマ溶射NiCrAlYコーテイング及
び約0.38mm（15ミル）の厚さのZrO2・12Y2O3オ
ーバーコートの利用が提案されている。しかし試
験の結果、ZrO2・12Y2O3プラズマ溶射コーテイ
ングは清浄な燃焼されたガス雰囲気では安定であ
るが、ナトリウム、イオウ、バナジウム―マグネ
シウム（マグネシウムはバナジウム酸マグネシウ
ムの形成の目的でバナジウムを含有した低質燃料
に加えられた燃料添加剤である）不純物を含む燃
焼環境中では50時間の短い試験時間にもひどい亀
裂や割れを生じたことが示された。
て得られる重大な性能向上及び燃料の融通性ある
使用可能性に対して従前から約0.127mm（５ミル）
の厚さのプラズマ溶射NiCrAlYコーテイング及
び約0.38mm（15ミル）の厚さのZrO2・12Y2O3オ
ーバーコートの利用が提案されている。しかし試
験の結果、ZrO2・12Y2O3プラズマ溶射コーテイ
ングは清浄な燃焼されたガス雰囲気では安定であ
るが、ナトリウム、イオウ、バナジウム―マグネ
シウム（マグネシウムはバナジウム酸マグネシウ
ムの形成の目的でバナジウムを含有した低質燃料
に加えられた燃料添加剤である）不純物を含む燃
焼環境中では50時間の短い試験時間にもひどい亀
裂や割れを生じたことが示された。
加うるに、酸化ジルコニウムをベースにした複
合コーテイング系よりも更に耐久力の大きい複合
ケイ酸カルシウム（Ca2―SiO4）／NiCrAlYコー
テイング系を使用することが提唱された。ガス／
金属温度がそれぞれ1370℃／843℃でのマツハ0.3
バーナーリグテスト（mach0.3burner rig test）
においてナトリウム又はバナジウム不純物を含み
相対的に低いイオウ含有量の燃料を使用した場
合、複合ZrO2・12Y2O3／NiCrAlYコーテイング
は１時間サイクルの60回後使用不能となり、一
方、複合Ca2SiO4／NiCrAlYコーテイングはそれ
よりはるかに長時間持続することが見出された。
さらにZrO2・8Y2O3／NiCrAlYコーテイングは
１時間サイクルの370回後使用不能となり、一方
複合Ca2SiO4／NiCrAlYコーテイングはそれより
更に長時間持続することが見出された。これらの
試験は複合Ca2SiO4／NiCrAlYコーテイング系は
大気中バーナーリグテスト（burner rig test）
において複合酸化ジルコニウムベースのコーテイ
ング系よりも耐久力が大きいことを確認している
が、実用的なタービン金属材料保護にはほとんど
満足できるものではない。
合コーテイング系よりも更に耐久力の大きい複合
ケイ酸カルシウム（Ca2―SiO4）／NiCrAlYコー
テイング系を使用することが提唱された。ガス／
金属温度がそれぞれ1370℃／843℃でのマツハ0.3
バーナーリグテスト（mach0.3burner rig test）
においてナトリウム又はバナジウム不純物を含み
相対的に低いイオウ含有量の燃料を使用した場
合、複合ZrO2・12Y2O3／NiCrAlYコーテイング
は１時間サイクルの60回後使用不能となり、一
方、複合Ca2SiO4／NiCrAlYコーテイングはそれ
よりはるかに長時間持続することが見出された。
さらにZrO2・8Y2O3／NiCrAlYコーテイングは
１時間サイクルの370回後使用不能となり、一方
複合Ca2SiO4／NiCrAlYコーテイングはそれより
更に長時間持続することが見出された。これらの
試験は複合Ca2SiO4／NiCrAlYコーテイング系は
大気中バーナーリグテスト（burner rig test）
において複合酸化ジルコニウムベースのコーテイ
ング系よりも耐久力が大きいことを確認している
が、実用的なタービン金属材料保護にはほとんど
満足できるものではない。
重質石油燃料を燃焼させて実際に使用するガス
タービンを仮想した圧力、温度及び汚染状態での
加圧流通試験によりCa2SiO4／NiCrAlY試料片は
意図する用途に対して期待される有効寿命より遥
かに短い１時間サイクル20回後に被覆面に広範な
スポーリングを生じた。試験後の検査から
Ca2SiO4はしばしば通常の使用で存在するバナジ
ウム、マグネシウム、イオウを含んだ燃焼環境で
は化学的に不安定であることが示された。
タービンを仮想した圧力、温度及び汚染状態での
加圧流通試験によりCa2SiO4／NiCrAlY試料片は
意図する用途に対して期待される有効寿命より遥
かに短い１時間サイクル20回後に被覆面に広範な
スポーリングを生じた。試験後の検査から
Ca2SiO4はしばしば通常の使用で存在するバナジ
ウム、マグネシウム、イオウを含んだ燃焼環境で
は化学的に不安定であることが示された。
接着コーテイング及びオーバーコートを含む先
行技術による断熱コーテイング系の欠点はタービ
ン入部材例えば翼板、タービン羽根、燃焼器及び
遷移部品の利用価値を限定してしまう点にある。
行技術による断熱コーテイング系の欠点はタービ
ン入部材例えば翼板、タービン羽根、燃焼器及び
遷移部品の利用価値を限定してしまう点にある。
発明の開示
本発明はニツケル基耐熱合金又はコバルト基耐
熱合金である基材と、該基材上に施した金属接着
コーテイング層と、該金属接着コーテイング層上
に施したセラミツク断熱コーテイング層とから成
る熱保護耐熱合金構造体において、セラミツク断
熱コーテイング層がCaO・MgO・SiO2又は
3CaO・MgO・2SiO2であることを特徴とする熱
保護耐熱合金構造体に関する。
熱合金である基材と、該基材上に施した金属接着
コーテイング層と、該金属接着コーテイング層上
に施したセラミツク断熱コーテイング層とから成
る熱保護耐熱合金構造体において、セラミツク断
熱コーテイング層がCaO・MgO・SiO2又は
3CaO・MgO・2SiO2であることを特徴とする熱
保護耐熱合金構造体に関する。
こうして、上述した耐熱コーテイングの欠点を
除去するためのコーテイング系が提供される。断
熱コーテイング系は望ましくはMCrAlY（ここで
Ｍはニツケル又はコバルトである）を含む接着コ
ーテイング層と、CaO、MgO及びSiO2から成る
三元ケイ酸塩の断熱コーテイング層とからなる。
三元ケイ酸塩はバナジウム―マグネシウム及びイ
オウを含む燃焼ガス中及び他の環境中でCa2SiO4
よりも化学的に安定である。最も高い熱膨張率を
有するものとして我々が見出した上記接着コーテ
イング層と最もよく適合する三元ケイ酸塩は
CaO・MgO・SiO2及び3CaO・MgO・2SiO2であ
る。
除去するためのコーテイング系が提供される。断
熱コーテイング系は望ましくはMCrAlY（ここで
Ｍはニツケル又はコバルトである）を含む接着コ
ーテイング層と、CaO、MgO及びSiO2から成る
三元ケイ酸塩の断熱コーテイング層とからなる。
三元ケイ酸塩はバナジウム―マグネシウム及びイ
オウを含む燃焼ガス中及び他の環境中でCa2SiO4
よりも化学的に安定である。最も高い熱膨張率を
有するものとして我々が見出した上記接着コーテ
イング層と最もよく適合する三元ケイ酸塩は
CaO・MgO・SiO2及び3CaO・MgO・2SiO2であ
る。
基材に所定のコーテイング層を施す場合、
MCrAlY（Ｍはニツケル又はコバルトである）を
含む接着コーテイング層がまず第１に施され、続
いて接着コーテイング層をコーテイングした表面
に三元ケイ酸塩からなる断熱コーテイング層がコ
ーテイングされる。コーテイング系（二重塗装系
共に）にはプラズマ溶射、スパツター法、CVD
（化学蒸着）、PVD又は他の適切な蒸着技術を適
用してもよい。
MCrAlY（Ｍはニツケル又はコバルトである）を
含む接着コーテイング層がまず第１に施され、続
いて接着コーテイング層をコーテイングした表面
に三元ケイ酸塩からなる断熱コーテイング層がコ
ーテイングされる。コーテイング系（二重塗装系
共に）にはプラズマ溶射、スパツター法、CVD
（化学蒸着）、PVD又は他の適切な蒸着技術を適
用してもよい。
タービン部品たとえば翼板、タービン羽根、燃
焼器及び遷移部品の基材金属はニツケル基耐熱合
金又はコバルト基耐熱金属である。セラミツクコ
ーテイング層は熱伝導率が低くその結果高温燃焼
ガスと、空冷金属部分例えば燃焼器又はタービン
羽根及びエンジン、発電タービンの翼板又は他の
空気／液体冷却部品との間の断熱層に使用され
る。それによつてガス温度を高くすることがで
き、このガス温度の上昇が作動効率を改善して発
電コストの低下をもたらす。例えばタービン入口
温度は1093℃（2000〓）から1316℃（2400〓）に
上昇することができる。種々の作動条件に対して
高品質燃料に代わつて残油燃料が使用できるので
燃料代は顕著に減少させることができる。
焼器及び遷移部品の基材金属はニツケル基耐熱合
金又はコバルト基耐熱金属である。セラミツクコ
ーテイング層は熱伝導率が低くその結果高温燃焼
ガスと、空冷金属部分例えば燃焼器又はタービン
羽根及びエンジン、発電タービンの翼板又は他の
空気／液体冷却部品との間の断熱層に使用され
る。それによつてガス温度を高くすることがで
き、このガス温度の上昇が作動効率を改善して発
電コストの低下をもたらす。例えばタービン入口
温度は1093℃（2000〓）から1316℃（2400〓）に
上昇することができる。種々の作動条件に対して
高品質燃料に代わつて残油燃料が使用できるので
燃料代は顕著に減少させることができる。
例えばNiCrAlYから成る接着コーテイング層
はプラズマ溶射、被覆、スラリースプレー及び燃
結法により金属基材に適用してもよい。このよう
なコーテイング法は先行技術による特許すなわち
米国特許3542530号、同3676085号及び同3754903
号などがあり、他は当業界で周知であるのでここ
での記述は必要でない。しかし選択された接着コ
ーテイング法は緻密な接着コーテイング層を形成
することが重要である。三元ケイ酸塩を含有する
断熱オーバーコート層はアークプラズマ溶射法又
は火炎溶射方法又は他の既知の施用方法を使用し
て接着コーテイング層に適用することができる。
接着コーテイング層の厚さは種々変更できるが好
適には約0.127mm（５ミル）の厚さである。同様
に断熱コーテイング層の厚さは種々変更できるが
好適には0.38mm（15ミル）程度の厚さである。コ
ーテイング層の厚さは断熱コーテイング層を横切
る所望の温度降下を達成するために種々変更して
もよい。特に有用であることが確かめられた三元
ケイ酸塩はCaO、MgO及びSiO2から成り、
CaO・MgO・SiO2並びに3CaO・MgO・2SiO2が
好適である。
はプラズマ溶射、被覆、スラリースプレー及び燃
結法により金属基材に適用してもよい。このよう
なコーテイング法は先行技術による特許すなわち
米国特許3542530号、同3676085号及び同3754903
号などがあり、他は当業界で周知であるのでここ
での記述は必要でない。しかし選択された接着コ
ーテイング法は緻密な接着コーテイング層を形成
することが重要である。三元ケイ酸塩を含有する
断熱オーバーコート層はアークプラズマ溶射法又
は火炎溶射方法又は他の既知の施用方法を使用し
て接着コーテイング層に適用することができる。
接着コーテイング層の厚さは種々変更できるが好
適には約0.127mm（５ミル）の厚さである。同様
に断熱コーテイング層の厚さは種々変更できるが
好適には0.38mm（15ミル）程度の厚さである。コ
ーテイング層の厚さは断熱コーテイング層を横切
る所望の温度降下を達成するために種々変更して
もよい。特に有用であることが確かめられた三元
ケイ酸塩はCaO、MgO及びSiO2から成り、
CaO・MgO・SiO2並びに3CaO・MgO・2SiO2が
好適である。
適用するコーテイング温度は変更でき、選択さ
れた個々の適用方法に適合する温度が使用され
る。
れた個々の適用方法に適合する温度が使用され
る。
本発明によるコーテイング系の各成分は通常の
手法により造ることができる。
手法により造ることができる。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ ニツケル基耐熱合金又はコバルト基耐熱合金
である基材と、該基材上に施した金属接着コーテ
イング層と、該金属接着コーテイング層上に施し
たセラミツク断熱コーテイング層とから成る熱保
護耐熱合金構造体において、セラミツク断熱コー
テイング層がCaO・MgO・SiO2又は3CaO・
MgO・2SiO2であることを特徴とする熱保護耐熱
合金構造体。 ２ 金属接着コーテイングの厚さが0.127mm（５
ミル）であり、セラミツク断熱コーテイングの厚
さが0.38mm（15ミル）である特許請求の範囲第１
項記載の熱保護耐熱合金構造体。 ３ 金属接着コーテイングが実質上 NiCrAlY又はCoCrAlYからなる特許請求の範
囲第１項記載の熱保護耐熱合金構造体。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US28299281A | 1981-07-14 | 1981-07-14 | |
| US282992 | 1981-07-14 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5811796A JPS5811796A (ja) | 1983-01-22 |
| JPH0249392B2 true JPH0249392B2 (ja) | 1990-10-30 |
Family
ID=23084020
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP57038249A Granted JPS5811796A (ja) | 1981-07-14 | 1982-03-12 | 熱保護耐熱合金構造体 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5811796A (ja) |
| BE (1) | BE892448A (ja) |
| BR (1) | BR8201323A (ja) |
| CA (1) | CA1199235A (ja) |
| GB (1) | GB2101910B (ja) |
| IT (1) | IT1159755B (ja) |
| MX (1) | MX161240A (ja) |
Families Citing this family (7)
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|---|---|---|---|---|
| EP0168868B1 (de) * | 1984-07-16 | 1989-02-01 | BBC Brown Boveri AG | Verfahren zum Aufbringen einer schutzoxydbildende Elemente enthaltenden Korrosionsschutzschicht auf den Grundkörper einer Gasturbinenschaufel und Korrosionssschutzschicht auf dem Grundkörper einer Gasturbinenschaufel |
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| GB2212172B (en) * | 1987-11-17 | 1992-03-04 | Baj Ltd | Wear-resistant coated articles |
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| US5180285A (en) * | 1991-01-07 | 1993-01-19 | Westinghouse Electric Corp. | Corrosion resistant magnesium titanate coatings for gas turbines |
| JP2971366B2 (ja) * | 1995-06-01 | 1999-11-02 | 東洋鋼鈑株式会社 | 焼鈍時の密着防止処理を施したニッケルめっき鋼板およびその製造法 |
| US6194084B1 (en) * | 1999-06-23 | 2001-02-27 | Sulzer Metco Inc. | Thermal spray powder of dicalcium silicate and coating thereof and manufacture thereof |
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|---|---|---|---|---|
| JPS5233842A (en) * | 1975-09-11 | 1977-03-15 | United Technologies Corp | Thermally protected ultraalloy structure and process for forming same |
| JPS55113880A (en) * | 1979-02-26 | 1980-09-02 | Toshiba Corp | Production of gas turbine blade |
-
1982
- 1982-02-22 GB GB08205116A patent/GB2101910B/en not_active Expired
- 1982-03-02 MX MX191644A patent/MX161240A/es unknown
- 1982-03-08 CA CA000397816A patent/CA1199235A/en not_active Expired
- 1982-03-10 BE BE0/207533A patent/BE892448A/fr not_active IP Right Cessation
- 1982-03-11 IT IT41531/82A patent/IT1159755B/it active
- 1982-03-11 BR BR8201323A patent/BR8201323A/pt unknown
- 1982-03-12 JP JP57038249A patent/JPS5811796A/ja active Granted
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5233842A (en) * | 1975-09-11 | 1977-03-15 | United Technologies Corp | Thermally protected ultraalloy structure and process for forming same |
| JPS55113880A (en) * | 1979-02-26 | 1980-09-02 | Toshiba Corp | Production of gas turbine blade |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB2101910B (en) | 1984-09-19 |
| CA1199235A (en) | 1986-01-14 |
| JPS5811796A (ja) | 1983-01-22 |
| MX161240A (es) | 1990-08-24 |
| IT1159755B (it) | 1987-03-04 |
| GB2101910A (en) | 1983-01-26 |
| BE892448A (fr) | 1982-09-10 |
| IT8241531A0 (it) | 1982-03-11 |
| BR8201323A (pt) | 1983-04-12 |
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