JPH05132751A - 超合金用強化保護コ―テイング - Google Patents

超合金用強化保護コ―テイング

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JPH05132751A
JPH05132751A JP4111364A JP11136492A JPH05132751A JP H05132751 A JPH05132751 A JP H05132751A JP 4111364 A JP4111364 A JP 4111364A JP 11136492 A JP11136492 A JP 11136492A JP H05132751 A JPH05132751 A JP H05132751A
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Edward H Goldman
エドワード・ハービイ・ゴールドマン
Ramgopal Darolia
ランゴパル・ダロリア
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Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【目的】ジェットエンジンのタービンブレード用超合金
部品を提供する。 【構成】この超合金部品は、超合金からなる基体物品
と、その基体上の強化可能な密着コ―ティングとを含ん
でいる。このコ―ティングは、重量％で、約７．５％の
コバルト、約９％のクロム、約６％のアルミニウム、約
１％のチタン、約１．５％のモリブデン、約４％のタン
タル、約３％のタングステン、約３％のレニウム、約
０．５％のハフニウム、約０．３％のイットリウム、約
０．５％のコロンビウム、約０．０５％の炭素、約０．
０１５％のホウ素、約０．０１５％のジルコニウム、お
よび残部ニッケルという組成をもっており、熱処理によ
り形成されるγ相及びγ′相により強化される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、高温で使用される超合
金の保護に係り、特にそのような超合金に適用されるコ
―ティングに係る。本発明は、米国海軍航空機推進セン
タ―(the Naval Air Propulsion Center）により定めら
れた契約第Ｎ０００１９−８０−Ｃ−００１７号に基づ
く政府援助によってなされたものである。
【０００２】
【従来の技術】現在の技術で最も要求が苛酷な材料の応
用のひとつは、航空機ジェットエンジンに使用する高温
工程用部品（部材）にみられる。エンジンの作動温度が
高ければ高い程その効率は良くなり、また燃料１ガロン
当たりで生成し得る出力も高くなる。したがって、その
ようなエンジンはできるだけ高い温度で運転しようとい
うことになる。ジェットエンジンの作動温度に対する主
たる制限は、そのエンジンの最も高温になる部分（たと
えば、ガスタ―ビンブレ―ドおよびベ―ン）に使用され
る材料である。
【０００３】高温エンジン用途で使用することができる
材料を開発しようとする研究がたくさん行なわれてい
る。そのような材料のうち現在最も一般的で良好なもの
はニッケル基超合金であり、ニッケルにたとえばクロ
ム、コバルト、アルミニウムおよびタンタルのような他
の元素をいくつか添加した合金である。これらの超合金
の組成物は、エンジン作動時高温（約２０００°Ｆ以上
になる）で使用される間でさえもそれらの強度その他の
機械的性質を維持するように慎重に工学処理されてい
る。
【０００４】ジェットエンジンに使われる材料は高温で
機能しなければならないが、さらにまた酸化・腐蝕性条
件にさらされる。エンジンの作動温度におけるニッケル
やその多くの合金のような材料の酸化は急速である。ま
たエンジン部品は、燃焼した燃料中の化学品、および海
の近くで作動するときエンジン内に吸込まれる可能性の
ある塩のような吸入薬品による腐蝕性の攻撃にもさらさ
れる。高温で最も良好な機械的性質を有する材料は酸化
および腐蝕に対する耐性が他の材料と同程度にならない
ことが多く、最良の機械的性質と最良の酸化・腐蝕耐性
とを折衷させる材料の探求が続けられている。
【０００５】高い作動温度は、部品中に使用する合金組
成物に直接には関係しない他の技術によって達成するこ
ともできる。たとえば、結晶粒組織の制御および単結晶
部材の調製により、改良された性質を得ることができ
る。部品中に冷却用通路を設け、そこに冷却用空気を通
して実際の作動温度を低めることもできる。本発明の主
眼であるもうひとつ別のアプロ―チは、部品上に薄い保
護金属コ―ティングを設けることである。このコ―ティ
ングは酸化・腐蝕損傷から基体（主材）を保護する。ま
たこのコ―ティングは超合金基体に密着しなければなら
ないし、作動温度まで加熱された後エンジンのアイドリ
ング時またはエンジンを切った時の低温まで冷却される
という多くのサイクルの間中密着したままでいなければ
ならない。組成の異なる材料は熱膨脹係数が異なるの
で、加熱・冷却のサイクルによりコ―ティングに亀裂が
入ったりおよび／またはコ―ティングが層状に剥離した
りし、その結果超合金基材が環境に露出されることにな
り、その後劣化する。
【０００６】熱サイクルによって課せられる歪みを調節
するために、薄いコ―ティングは、従来作動温度で比較
的弱くて延性のある材料で作られている。理論的にいっ
て、そのようなコ―ティングは、基体が加熱・冷却され
るときに基体の表面に密着したままでいられるように引
張または圧縮に対して塑性変形することができる。ニッ
ケル基超合金用のコ―ティングはほとんどが、ニッケ
ル、クロム、アルミニウムおよびイットリウムの合金
（ＮｉＣｒＡｌＹ合金という）またはニッケル、コバル
ト、クロム、アルミニウムおよびイットリウムの合金
（ＮｉＣｏＣｒＡｌＹ合金という）から作られている。
ＭＣｒＡｌＸという式はこの種の合金を表わす一般式と
して広く使用されている。ここで、Ｍはニッケル、コバ
ルト、鉄またはこれらのある種の組合せを示し、Ｘはイ
ットリウム、ハフニウム、タンタル、ケイ素またはこれ
らのある種の組合せを示す。このような合金は基体材料
と同じ元素を多く含有しているが、それらの元素の割合
は機械的性質よりむしろ耐酸化・腐蝕性を高めるように
調節されている。したがってこれらの合金は、それ自体
で構造部品として機能するだけの強度はないが、保護コ
―ティングとしては良好に機能する。
【０００７】しかしながら、最近のエンジン作動経験に
より、反復塑性歪みの量が大きいことを特徴とするある
種の用途では上記のようなコ―ティングは弱過ぎるとい
うことが示された。このような条件下で弱いコ―ティン
グはしわや亀裂が発生し易い。生じた亀裂はコ―ティン
グを貫通して基体にまで及ぶことがあり、そうするとそ
この基体はその保護コ―ティングに被覆されていなかっ
たと同じ劣化を示すことになる。このように、コ―ティ
ングは主たる負荷がかかる構造部材として機能する程の
強度は必ずしも必要としないとはいうものの、被覆され
た基体が繰返して加熱・冷却される際に熱疲れによって
引起こされる亀裂または破断に抵抗する程度には充分に
強くなければならない。このため、強度と作動温度が高
くなった超合金基体が開発されるに伴ってこれらの基体
上に使われるコ―ティングの強度も改良される必要があ
る。現時点で、基体が破断されるずっと前に早期に破断
されることのないような改良された強度のコ―ティング
材料が必要とされている。
【０００８】したがって、長期間の反復負荷の間酸化・
腐蝕損傷に対して基体を保護することができる改良され
た金属コ―ティング材料が相変らず嘱望されている。本
発明はこのニ―ズを満たすものであり、さらに関連する
利点も提供するものである。
【０００９】
【発明の概要】本発明は、高温用超合金を保護するのに
有用な一群の金属コ―ティング材料および特定の合金組
成物を提供する。本発明の組成物は、組成上および組織
上超合金基体と適合性であり、酸化および腐蝕損傷に対
して保護し、従来の金属超合金コ―ティングより長い期
間に渡って密着力と保護力を維持して亀裂のないままで
いる。このコ―ティングは常用の技術によって配合して
適用することができる。
【００１０】本発明の被覆された超合金部品は、超合金
から形成されている基体物品と、基体の少なくとも一部
分を覆っており熱処理によって強化することができる密
着コ―ティングとからなっている。ひとつの好ましい態
様の場合、コ―ティングの組成は、重量％で、約５〜約
１０％のコバルト、約８〜約１２％のクロム、約５〜約
７％のアルミニウム、０〜約２％のチタン、約１〜約３
％のモリブデン、約２〜約６％のタンタル、約２〜約４
％のタングステン、０〜約４％のレニウム、０〜約１％
のハフニウム、０〜約１％のイットリウム、０〜約１％
のコロンビウム（ニオブ）、０〜約０．０７％の炭素、
０〜約０．０３０％のホウ素、０〜約０．０３０％のジ
ルコニウム、残部ニッケルから本質的に成っている。
（本明細書中の組成は、特に指示がない限りすべて重量
％で表わしてある。）本発明のコ―ティングは、金属コ
―ティング分野における従来の考え方とは大きくかけは
なれている。以前の金属超合金コ―ティングは、部品が
繰返して加熱・冷却される際に基体に課せられる歪みを
調節するために弱くかつ延性に作られていた。このコ―
ティングは、これより容積の大きい基体の変形によって
定められる複雑な平面歪み条件で変形する。このコ―テ
ィングはエンジンの温度および負荷サイクルの間塑性変
形および／またはクリ―プ変形して新しい設定点に至る
はずであり、弱いコ―ティングはこのような制約の下で
作動するのに最も望ましいとされていた。
【００１１】本発明に至る研究において、金属コ―ティ
ングは熱疲れで破壊する傾向があること、および柔かい
コ―ティングはそのような疲れ破壊に対して充分な機械
的抵抗性を示さないことが観察された。したがって、本
発明は、従来金属コ―ティング材料として使われていた
ＭＣｒＡｌＸ合金より強くて疲れ耐性が高く、しかも許
容できる酸化および腐蝕耐性は維持しているコ―ティン
グを提供する。
【００１２】本発明は超合金業界における重大な進歩な
らびにこの分野における従来の考え方からの新展開を提
供する。本発明のコ―ティングでは、コ―ティングの強
化によって機械的損傷抵抗性を変化させることができ、
一方酸化および腐蝕耐性をもたらす化学成分は保持され
ている。本発明のその他の特徴と利点は、本発明の原理
を例示している添付の図面を参照した好ましい態様に関
する以下の詳細な説明から明らかとなろう。
【００１３】
【好ましい態様の詳細な説明】本発明のコ―ティング
は、各種用途のいずれかにおいてニッケル基超合金基体
に対してオ―バ―レイコ―ティングとして適用するのが
好ましい。そのような用途のひとつは図１に示したよう
なジェットエンジンガスタ―ビンブレ―ド１０のコ―テ
ィングである。ブレ―ド１０の基体は適切な超合金のい
ずれから形成されていてもよい。そのような超合金の一
例はルネ(Rene´）８０であり、これはよく知られたニ
ッケル基超合金であって、その公称組成は、重量％で、
クロム１４％、コバルト９．５％、チタン５％、タング
ステン４％、モリブデン４％、アルミニウム３％、炭素
０．１７％、ジルコニウム０．０６％、ホウ素０．０１
５％、残部ニッケルである。もうひとつの例はさらに進
んだニッケル基超合金、たとえばルネ(Rene´）Ｎ４で
あり、その組成は、重量％で、コバルト７．５％、クロ
ム９．０％、アルミニウム３．７％、チタン４．２％、
モリブデン１．５％、タンタル４．０％、タングステン
６．０％、コロンビウム０．５％、残部ニッケルであ
る。これらの基体超合金は例として挙げたものであり、
本発明のコ―ティングはこれらの基体と共に使用するこ
とに限定されることはない。
【００１４】このようなブレ―ド１０は翼形セクション
１２を含んでいる。エンジンの作動中は高温の燃焼ガス
がこの翼形セクションに抗して向けられ、セクションの
表面は使用中苛酷な酸化および腐蝕による攻撃にさらさ
れる。もしこの翼形セクション１２の表面がなんらかの
形で酸化および腐蝕に対して保護されていないと、多く
てもせいぜい二、三回の運転サイクルしかもたないであ
ろう。この翼形セクション１２はル―トセクション１４
を介してタ―ビンディスク（図示してない）に取付けら
れている。場合により、この翼形セクション１２には冷
却用通路１６が存在し、その中に冷たいブレ―ド空気が
送風されており、ブレ―ド１０から熱を奪う。このブレ
―ド１０は通常、当業者には周知の鋳造・凝固法、たと
えばインベストメント鋳造法、またはより好ましくは方
向性凝固もしくは単結晶成長法によって製造される。
【００１５】本発明では翼形セクション１２を金属の保
護コ―ティング２０によって保護する。保護コ―ティン
グ２０の詳細を図２に示す。図２はブレ―ド１０の表面
部分の一部を拡大した図である。ブレ―ド１０のニッケ
ル基超合金は基体２２を形成しており、その上に、そし
てその上を覆ってコ―ティング２０が設けられている。
この応用ではコ―ティング２０が酸化性および腐蝕性の
環境に直接さらされる。
【００１６】別の応用例は図３に示した熱障壁コ―ティ
ングシステムである。本発明のコ―ティングは基体２２
の上にベ―スコ―ティング２４として設けられている。
このベ―スコ―ティング２４の上にセラミック製の熱障
壁コ―ティング２６が設けられている。熱障壁コ―ティ
ングシステムはすでに知られているが、本発明のコ―テ
ィングをベ―スコ―ティング２４として使用することは
今まで知られていない。
【００１７】また別の応用では、図４に示されているよ
うに、本発明のコ―ティング材が翼形セクション１２上
にブレ―ド翼端コ―ティング２８として利用される。こ
のようなコ―ティング２８は図２や図３のコ―ティング
２０および２４より厚いことがあるが、本明細書中では
そのようなブレ―ド翼端材料も「コ―ティング」の定義
に含まれるものと考えられる。
【００１８】これらの応用の各々で本発明の合金は基体
上に設けられる。図２のコ―ティング用途と図３の熱障
壁コ―ティング用途の場合のオ―バ―レイは比較的薄
く、通常の意味で「コ―ティング」と呼べるであろう。
図４に示したようなブレ―ド翼端用途は、本発明の場合
その厚みにかかわらず「コ―ティング」と定義する。本
発明の好ましいひとつの態様の場合、コ―ティング組成
物は一般に基体の場合と同様に作成されるが、機械的性
質を低下させることになっても酸化と腐蝕に対する耐性
を改善する元素を添加する。基体２２の組成と類似する
コ―ティング２０の組成を選択すると、コ―ティング２
０と基体２２との間の熱膨脹の差が最小になると共に、
高温にさらされる間のコ―ティング２０と基体２２との
間での元素の相互拡散も最小になる。熱膨脹の差を低く
保つと、コ―ティングの劣化の主因である熱サイクル損
傷の程度が最小になる。また、類似の組成を使用する
と、コ―ティングと基体との間の元素の相互拡散のため
に使用中コ―ティングの組成が変化する傾向も減少す
る。このような拡散による組成の変化は、使用中にコ―
ティングの組成が、それゆえ性質が変化するにつれてそ
のコ―ティングが劣化する理由のひとつである。また、
このコ―ティング２０は、基体２２を強化するために使
用したのと同じ熱処理によって強化された組成を有して
いる。
【００１９】ひとつのアプロ―チでルネ(Rene´）Ｎ４
基体に適用されるコ―ティング２０（合金Ａと名付け
る）はその組成が、重量％で表わして、約７．５％のコ
バルト、約９％のクロム、約６％のアルミニウム、約１
％のチタン、約１．５％のモリブデン、約４％のタンタ
ル、約３％のタングステン、約３％のレニウム、約０．
５％のハフニウム、約０．３％のイットリウム、約０．
５％のコロンビウム、約０．０５％の炭素、約０．０１
５％のホウ素、約０．０１５％のジルコニウム、残部ニ
ッケルからなっている。
【００２０】このコ―ティングは真空プラズマ溶射（そ
の手順は業界で周知である）によって設けるのが好まし
い。真空プラズマ溶射の場合、全体としての組成がコ―
ティングの組成となっている粉末をプラズマ内で溶融さ
せ、基体に向けて進ませると、溶融粉末が基体上で凝固
してコ―ティングを形成する。この操作は真空中または
約０．１気圧以下の圧力の不活性ガス中で行なわれる。
このコ―ティングの厚みは通常約０．００２〜約０．０
５０インチであり、図２および図３に示したようなコ―
ティング用途の場合約０．００４インチが最も好まし
く、図４に示したようなブレ―ド翼端コ―ティング用途
の場合約０．０３０インチが最も好ましい。
【００２１】この好ましいコ―ティング材の組成は、コ
バルト、クロム、モリブデン、タンタル、コロンビウム
およびニッケル（これらの元素を合計するとコ―ティン
グ合金の約８６．１％となる）に関してルネ(Rene´）
Ｎ４基体の組成とほぼ同じである。コ―ティングのアル
ミニウム含量は、２つの理由から、基体材料中に存在す
る量に対して大幅に増大している。第一に、アルミニウ
ムは、コ―ティングの露出された表面で酸化アルミニウ
ムを形成することによってコ―ティングの酸化と腐蝕に
対する耐性にとって極めて重要である。第二に、アルミ
ニウムは、Ｎｉ3 （Ａｌ，Ｔｉ）と表わされることが多
いγ′強化相の生成を促す。
【００２２】一方、チタン含量はアルミニウム含量が増
大した分くらい減少している。チタンは合金の融点を低
くする傾向があると共に、酸化耐性にも多少悪い影響が
ある。基体材料のタングステン含量は一部がレニウムで
置換されている。レニウムはγ相の固溶体強化元素とし
ての能力がタングステンより優れている。
【００２３】ハフニウム、炭素およびホウ素は粒界強化
元素として添加される。これらの元素は、熱疲れとクリ
―プ破壊に導く可能性がある粒界クリ―プを防ぐ傾向が
ある。またハフニウムは、コ―ティング材の環境耐性を
促すことでも有益である。イットリウムは合金の環境耐
性を改善するためにコ―ティングに添加される。またイ
ットリウム含量は、真空プラズマ溶射したコ―ティング
中に酸化イットリウム粒子の微細な分散が得られるよう
なレベルまで増大させることができる。この粒子はコ―
ティングをさらに強化するのに役立つ。この現象は、関
連の米国特許出願に開示されている発明の重要な局面で
ある。
【００２４】この態様のコ―ティング材のコバルト含量
は約５％から約１０％まで変化することができる。この
コバルトは少なくとも２通りの意味で合金の性質に寄与
する。第一に、γ′相のソルバス温度を上昇させ、その
結果作動温度をさらに高くすることができる。第二に、
σ相の析出を阻止することによってγ相の安定性を改善
する。
【００２５】ルネ(Rene´）Ｎ４とコ―ティングのクロ
ム含量は約８％から約１２％まで変化することができ
る。クロム含量がこれより大幅に低いと、コ―ティング
の酸化・腐蝕耐性が低下する。クロム含量が上記上限よ
り高いと、脆化性のσ相を形成する傾向が増大する。ル
ネ(Rene´）Ｎ４とコ―ティングのモリブデン含量は約
１％から約３％までである。モリブデンはγ相とγ′相
の固溶体強化に役立つ。モリブデン含量が約１％より低
いとこれらの相の強度が損われる。モリブデン含量が約
３％より多いと情況によっては腐蝕耐性が低下する。
【００２６】ルネ(Rene´）Ｎ４とコ―ティングのタン
タル含量は約２％から約６％までである。タンタルは
γ′相に分配され、また反応してγ′相を形成する。そ
の含量が約２％より低いと充分な割合のγ′相を形成す
るのが困難になる可能性があり、コ―ティングの高温腐
蝕耐性が低下し得る。タンタル含量が約６％より高くな
ると長く露出される間にσ相を形成する傾向が増大し、
合金の密度が増大する。
【００２７】ルネ(Rene´）Ｎ４とコ―ティングのコロ
ンビウム含量は０％から約１％までである。コロンビウ
ムは主としてγ′相に分配される。一般に良好な機械的
性質を促進するには少なくとも約０．１％が有益であ
る。コロンビウムが約１％より多くなり過ぎるとコ―テ
ィングの融点を許容できない程低下させる。コ―ティン
グのアルミニウム含量は約５％から約７％までである。
アルミニウムは主要なγ′形成性元素であり、また酸化
耐性にも寄与する。アルミニウム含量が約５％より低い
と、γ′相の体積分率が不十分で良好なクリ―プ破断強
度が達成できなくなり、また合金の酸化耐性が低くな
る。アルミニウム含量が約７％を越えると、高温に長く
さらされる間に脆性のσ相を形成する傾向が増大する。
【００２８】コ―ティングのチタン含量は約０．１％か
ら約２％までである。γ′相の形成を補助させるには少
量のチタンが存在すべきである。チタン含量が約２％よ
り多いと融点が低下すると共に酸化耐性が落ちる。コ―
ティングのタングステン含量は約２％から約４％までで
あり、レニウム含量は約０％から約４％までである。こ
れら２つの元素は互いに置換できる。タングステンが約
２％より少ない量で存在する場合、γ相の固溶体強化が
少なくなる。レニウム含量が約４％より多いと脆性のσ
相を形成する傾向が増大する可能性がある。タングステ
ン含量が約４％より大きいと、コ―ティングの密度が増
大し、コ―ティングの酸化と高温腐蝕に対する耐性が低
下する。
【００２９】コ―ティングのハフニウム含量は０％から
約１％まで、炭素含量は０％から約０．０７％まで、ジ
ルコニウム含量は０％から約０．０３０％まで、そして
ホウ素含量は０％から約０．０３０％までである。これ
らの元素は粒界を強化する。上限を上回る量だと粒界脆
化が起こり得、しかも早期破壊の原因にもなり得る。イ
ットリウムはコ―ティング中に０％から約１％までの量
で存在する。少量のイットリウムは酸化耐性を改善す
る。イットリウムの量が約０．５％より多い場合、イッ
トリウムの一部が真空プラズマ溶射中に酸化してコ―テ
ィング中に小さい酸化イットリウム粒子を形成し得る
が、これは分散強化によって強度を改善する。
【００３０】合金含量を変えたことにより、本発明のコ
―ティング合金の極限引張強さは、従来のＭＣｒＡｌＸ
合金と比較して、１８００°Ｆで８，８００ポンド／平
方インチ（ｐｓｉ）から５３，０００ｐｓｉに、２００
０°Ｆで３，９００ｐｓｉから１２，０００ｐｓｉに増
大した。したがって、この態様のコ―ティング合金Ａの
強度は基体である超合金の強度と同じ程度である。
【００３１】この態様の合金の好ましい組成物を、米国
特許第３，５４０，８７８号に開示されているような通
常のパック‐拡散プロセスを使用して、ＣＯＤＥＰコ―
ティングで被覆した試験片と比較してバ―ナ―リグ熱疲
れ試験で試験した。この試験では、各種のコ―ティング
で被覆されたルネ(Rene´）Ｎ４試験片を９７０°Ｆと
１８００°Ｆとに５０００サイクルさせてから検査し
た。本発明の合金で被覆した試験片はＣＯＤＥＰコ―テ
ィングで被覆した試験片より亀裂の数は多かったが、そ
の亀裂はＣＯＤＥＰで被覆した試験片より短く、したが
って厳格度はゆるく損傷の可能性は低いものであった。
この態様のコ―ティングとＣＯＤＥＰコ―ティングで被
覆した他の試験片を２０７５°Ｆでガス速度をマッハ１
として促進バ―ナ―リグ酸化試験で試験した。本発明の
コ―ティングは破壊に至るまでの寿命が２４５時間であ
ったのに対し、ＣＯＤＥＰで被覆した試験片の寿命は１
２５時間であった。１７００°Ｆで５ｐｐｍの塩雰囲気
とした比較高温腐蝕試験では、本発明のコ―ティングの
寿命は６００時間、ＣＯＤＥＰで被覆した試験片は寿命
が５５０時間であった。まとめると、比較試験が示して
いるように、この態様の合金は強度特性が従来のコ―テ
ィングよりかなり高くなっており、熱疲れ、酸化および
腐蝕に対する耐性が従来のコ―ティングと少なくとも同
程度であった。
【００３２】本発明の別の態様では現存の金属コ―ティ
ング材料を改質して、その酸化・腐蝕耐性特性は保持し
たままで強化することができるようにする。たとえば、
広く使われているＮｉＣｏＣｒＡｌＹコ―ティング合金
の組成は、重量％で表わして、コバルトが約２０％、ク
ロムが約１８％、アルミニウムが約１２％、イットリウ
ムが約０．３％、残部がニッケルである。主要な合金元
素はそのままにしておき、タンタルを約６％、レニウム
を約２％、ケイ素を約１％、炭素を約０．０５％、ホウ
素を約０．０１５％、そしてジルコニウムを約０．０１
５％添加することによって良好なコ―ティング合金（合
金Ｂと名付ける）が得られる。
【００３３】合金ＢはＮｉＣｏＣｒＡｌＹの良好な酸化
・腐蝕耐性をもっているが、γ′生成を増進させるタン
タル含量が増大しているため付加的な強度をもってい
る。さらに、レニウムが固溶体強化用元素として働いて
γ相の強度を増大させる。ケイ素は酸化・腐蝕耐性を増
大させる。合金Ｂはすでに論じた態様の合金Ａほどには
強くないが、亀裂抵抗性と酸化・腐蝕損傷に対する抵抗
性とが改良されている。このコ―ティング合金Ｂをすで
に論じたのと同様にしてルネ(Rene´）Ｎ４試験片上に
被覆し、すでに記載したような試験にかけた。５０００
サイクルのバ―ナ―リグ熱疲れ試験の後、この合金Ｂコ
―ティングをもつ試験片は合金Ｂコ―ティングまたはＣ
ＯＤＥＰコ―ティングのいずれよりも亀裂が少なく、し
かもその亀裂の程度はより良好であった。合金Ｂコ―テ
ィングをもつ試験片の寿命は酸化試験で４９０時間であ
り、高温腐蝕試験では１６００時間以上であった。
【００３４】上記のＮｉＣｏＣｒＡｌＹ合金と比較して
合金Ｂはずっと強い。１８００°Ｆでは合金Ｂの引張強
さが１７，０００ｐｓｉであるのに対し、ＮｉＣｏＣｒ
ＡｌＹ合金は６，０００ｐｓｉであった。１６００°Ｆ
で応力３，０００ｐｓｉでは、合金Ｂの破壊寿命が６４
０時間であるのに対し、ＮｉＣｏＣｒＡｌＹ合金は１３
時間であった。
【００３５】合金Ａや合金Ｂのような合金は被覆したま
まの状態でかなりの強度をもっているが、熱処理によっ
てそれよりずっと高い強度を得ることができる。たとえ
ば、合金Ａの試験片を２２００°Ｆで２時間熱処理し
た。引張強さは２０００°Ｆで１２，０００ｐｓｉ、１
８００°Ｆで５３，０００ｐｓｉであった。１８００°
Ｆ、２，０００ｐｓｉでクリ―プ１％のクリ―プ寿命は
４６時間であった。しかし、二段階熱処理、すなわち２
２００°Ｆで２時間＋２３１０°Ｆで２時間の熱処理に
よってさらに高い強度レベルを達成することができた。
この二段階熱処理の後、引張強さは２０００°Ｆで２
４，０００ｐｓｉであり、１８００°Ｆで７４，０００
ｐｓｉ以上であった。１８００°Ｆ、２，０００ｐｓｉ
でのクリ―プ試験では、６４４時間続けた後も１％のク
リ―プに達しなかった。合金Ｂに類似する合金の試験片
を同じ二段階熱処理にかけた。引張強さは１８００°Ｆ
で１０，０００ｐｓｉであった。１６００°Ｆ、３，０
００ｐｓｉでの破壊寿命は５０６時間であった。これら
の実験が立証しているように、本発明の合金の強度は熱
処理によって増大させることができる。しかし、当業者
には分かるように、あるコ―ティングに対して選択すべ
き熱処理は選択する基体材料に左右されるのは当然であ
る。基体は主たる構造材であるので、その基体の性質を
最適化するように熱処理を選択するのが適当である。た
とえ、その熱処理によってコ―ティングの性質が最適化
されないかもしれないとしてもである。
【００３６】さらに、本発明の第三の好ましい態様にお
いては、コ―ティング合金は、重量％で、約１２〜約２
２％のクロム、約５．８〜約７．２％のアルミニウム、
約４〜約２０％のコバルト、約３〜約７％のタンタル、
約０〜約４％のレニウム、約０〜約２．０％のハフニウ
ム、約０〜約１．０％のイットリウム、約０〜約１．５
％のケイ素、約０〜約０．０５％のジルコニウム、約０
〜約０．１％の炭素、約０〜約０．０５％のホウ素、残
部ニッケルという広範な組成をもっている。さらに好ま
しくは、コ―ティング合金の組成は、約１７〜約１９％
のクロム、約６．２５〜約６．７５％のアルミニウム、
約９〜約１１％のコバルト、約５．７５〜約６．２５％
のタンタル、約１．８〜約２．２％のレニウム、約０．
４〜約０．６％のハフニウム、約０．２〜約０．４％の
イットリウム、約０．８〜約１．２％のケイ素、約０．
０１０〜約０．０２０％のジルコニウム、約０．０４〜
約０．０８％の炭素、約０．０１〜約０．０２％のホウ
素、残部ニッケルである。
【００３７】最も好ましい態様において、合金Ｃと名付
けられるこの第三の合金の組成は、約１０％のコバル
ト、約１８％のクロム、約６．５％のアルミニウム、約
６％のタンタル、約２％のレニウム、約０．５％のハフ
ニウム、約０．０５％の炭素、約０．０１５％のホウ
素、約０．０１５％のジルコニウム、約０．３％のイッ
トリウム、約１．０％のケイ素、残部ニッケルである。
【００３８】この合金Ｃの機械的・物理的性質を試験し
た。極限引張強さは１８００°Ｆで約２５，０００ｐｓ
ｉ、２０００°Ｆで約５，０００ｐｓｉである。これら
の強度は従来のＮｉＣｏＣｒＡｌＹ合金より秀れている
が、すでに論じた第一の合金組成物の好ましい態様の強
度ほどには高くない。すでに論じたアプロ―チを用いて
合金Ｃに類似する合金のコ―ティングをルネ(Rene´）
Ｎ４試験片基体上に設けて試験した。バ―ナ―リグ熱疲
れ試験の結果は、亀裂の量とその程度の両面で測定して
この合金がＣＯＤＥＰより秀れていることを示してい
た。２１５０°Ｆでの酸化試験において合金Ｃで被覆し
た試験片は２００時間以上もちこたえたが、これはＣＯ
ＤＥＰで被覆した試験片を２０７５°Ｆで試験した場合
の寿命のほぼ２倍である。合金Ｃで被覆した試験片は、
高温腐蝕試験で試験を打切るまで１６００時間以上もち
こたえた。比較としてＣＯＤＥＰで被覆した材料は同じ
種類の試験で約５５０時間しかもちこたえられなかっ
た。
【００３９】本発明のコ―ティング組成物中の個々の合
金元素ならびにその定量的な量と範囲は、その性質を総
合的に勘案して選択した。すなわち、各元素の添加と量
はコ―ティング中の他の合金元素に対する影響を考えた
上で選択した。したがって、合金元素の選択ならびにそ
れらの量および範囲は任意に選択できるものではなく、
すでに説明した原理によって制限を受ける。
【００４０】このように、本発明のアプロ―チにより、
金属保護コ―ティングによる超合金、特にニッケル基超
合金基体の改良された保護が達成される。以上では、特
定の具体例と態様に関して本発明を説明して来たが、本
発明は添付の特許請求の範囲に示されている思想と範囲
から逸脱することなく修正することが可能であることが
当業者には理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】金属保護コ―ティングを有するタ―ビンブレ―
ドの斜視図である。
【図２】図１のタ―ビンブレ―ドを２−２線で切断した
拡大断面図である。
【図３】金属コ―ティングの上に熱障壁コ―ティングが
ある図２と同様な断面図である。
【図４】コ―ティング材料から形成された翼端を有する
タ―ビンブレ―ドの斜視図である。
【符号の説明】
１０ ガスタ―ビンブレ―ド、 １２ 翼形セクション、 １４ ル―トセクション、 １６ 冷却用通路、 ２０ 金属製保護コ―ティング、 ２２ 超合金製基体、 ２４ ベ―スコ―ティング、 ２６ セラミック製熱障壁コ―ティング、 ２８ ブレ―ド翼端コ―ティング。

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 超合金から形成されている基体物品と、
    基体の少なくとも一部分を覆っており熱処理によって強
    化することができる密着コ―ティングとからなる被覆さ
    れた超合金部品。
  2. 【請求項２】 物品がタ―ビンブレ―ドまたはタ―ビン
    ベ―ンである、請求項１記載の部品。
  3. 【請求項３】 超合金がニッケル基超合金であり、物品
    がタ―ビンブレ―ドであり、コ―ティングがタ―ビンブ
    レ―ドの翼端部分のみを覆っている、請求項１記載の部
    品。
  4. 【請求項４】 コ―ティングの組成が、本質的に、約５
    〜約１０重量％のコバルト、約８〜約１２重量％のクロ
    ム、約５〜約７重量％のアルミニウム、０〜約２重量％
    のチタン、約１〜約３重量％のモリブデン、約２〜約６
    重量％のタンタル、約２〜約４重量％のタングステン、
    ０〜約４重量％のレニウム、０〜約１重量％のハフニウ
    ム、０〜約１重量％のイットリウム、０〜約１重量％の
    コロンビウム、０〜約０．０７重量％の炭素、０〜約
    ０．０３０重量％のホウ素、０〜約０．０３０重量％の
    ジルコニウム、残部ニッケルから成る、請求項１記載の
    部品。
  5. 【請求項５】 コ―ティングの組成が、本質的に、約
    ７．５重量％のコバルト、約９重量％のクロム、約６重
    量％のアルミニウム、約１重量％のチタン、約１．５重
    量％のモリブデン、約４重量％のタンタル、約３重量％
    のタングステン、約３重量％のレニウム、約０．５重量
    ％のハフニウム、約０．３重量％のイットリウム、約
    ０．５重量％のコロンビウム、約０．０５重量％の炭
    素、約０．０１５重量％のホウ素、約０．０１５重量％
    のジルコニウム、残部ニッケルから成る、請求項１記載
    の部品。
  6. 【請求項６】 コ―ティングの組成が、本質的に、約２
    ０重量％のコバルト、約１８重量％のクロム、約１２重
    量％のアルミニウム、約６重量％のタンタル、約２重量
    ％のレニウム、約０．０５重量％の炭素、約０．０１５
    重量％のホウ素、約０．０１５重量％のジルコニウム、
    約０．３重量％のイットリウム、約１重量％のケイ素、
    残部ニッケルから成る、請求項１記載の部品。
  7. 【請求項７】 コ―ティングの組成が、本質的に、約１
    ２〜約２２重量％のクロム、約５．８〜約７．２重量％
    のアルミニウム、約４〜約２０重量％のコバルト、約３
    〜約７重量％のタンタル、約０〜約４重量％のレニウ
    ム、約０〜約２．０重量％のハフニウム、約０〜約１．
    ０重量％のイットリウム、約０〜約１．５重量％のケイ
    素、約０〜約０．０５重量％のジルコニウム、約０〜約
    ０．１重量％の炭素、約０〜約０．０５重量％のホウ
    素、残部ニッケルから成る、請求項１記載の部品。
  8. 【請求項８】 コ―ティングの組成が、本質的に、約１
    ７〜約１９重量％のクロム、約６．２５〜約６．７５重
    量％のアルミニウム、約９〜約１１重量％のコバルト、
    約５．７５〜約６．２５重量％のタンタル、約１．８〜
    約２．２重量％のレニウム、約０．４〜約０．６重量％
    のハフニウム、約０．２〜約０．４重量％のイットリウ
    ム、約０．８〜約１．２重量％のケイ素、約０．０１０
    〜約０．０２０重量％のジルコニウム、約０．０４〜約
    ０．０８重量％の炭素、約０．０１〜約０．０２重量％
    のホウ素、残部ニッケルから成る、請求項１記載の部
    品。
  9. 【請求項９】 コ―ティングの組成が、本質的に、約１
    ０重量％のコバルト、約１８重量％のクロム、約６．５
    重量％のアルミニウム、約６重量％のタンタル、約２重
    量％のレニウム、約０．５重量％のハフニウム、約０．
    ０５重量％の炭素、約０．０１５重量％のホウ素、約
    ０．０１５重量％のジルコニウム、約０．３重量％のイ
    ットリウム、約１．０重量％のケイ素、残部ニッケルか
    ら成る、請求項１記載の部品。
  10. 【請求項１０】 密着コ―ティングの少なくとも一部分
    をセラミックトップコ―ティングが覆っている、請求項
    １記載の部品。
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