JPH0578860A - 合金被覆ガスタービン翼及びその製造方法 - Google Patents
合金被覆ガスタービン翼及びその製造方法Info
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- JPH0578860A JPH0578860A JP3241843A JP24184391A JPH0578860A JP H0578860 A JPH0578860 A JP H0578860A JP 3241843 A JP3241843 A JP 3241843A JP 24184391 A JP24184391 A JP 24184391A JP H0578860 A JPH0578860 A JP H0578860A
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Abstract
(57)【要約】
【構成】 本発明の被覆層はのＣｏ又はＣｏとＮｉを主
成分とするＭＣｒＡｌＹ合金から成る下部合金被覆層２
とＮｉを主成分とするＭＣｒＡｌＹ合金から成る上部合
金被覆層１と、上部被覆層１の表面部のＡｌ含有量が最
大で内部に入るに従ってその量が徐々に減少している部
分４とからなる。その製造工程は、下部被覆層、上部被
覆層の形成と、上部被覆層へのＡｌ拡散処理とから成
る。 【効果】 Ａｌ含有量の大きい部分を有する上部被覆層
が高温耐食性に寄与し、下部被覆層が熱応力により上部
被覆層にクラックが生じた場合の基材の高温腐食を防止
する複合機能を有した合金被覆層を設けたガスタービン
翼は信頼性の向上、長寿命化の効果を発揮する。
成分とするＭＣｒＡｌＹ合金から成る下部合金被覆層２
とＮｉを主成分とするＭＣｒＡｌＹ合金から成る上部合
金被覆層１と、上部被覆層１の表面部のＡｌ含有量が最
大で内部に入るに従ってその量が徐々に減少している部
分４とからなる。その製造工程は、下部被覆層、上部被
覆層の形成と、上部被覆層へのＡｌ拡散処理とから成
る。 【効果】 Ａｌ含有量の大きい部分を有する上部被覆層
が高温耐食性に寄与し、下部被覆層が熱応力により上部
被覆層にクラックが生じた場合の基材の高温腐食を防止
する複合機能を有した合金被覆層を設けたガスタービン
翼は信頼性の向上、長寿命化の効果を発揮する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、高温耐久性、特に高温
耐食性に優れた合金被覆ガスタービン翼及びその製造方
法更にそのガスタービン翼を備えたガスタービンに関す
る。
耐食性に優れた合金被覆ガスタービン翼及びその製造方
法更にそのガスタービン翼を備えたガスタービンに関す
る。
【０００２】
【従来の技術】発電用のガスタービンは発電効率の向上
を目的として燃焼ガス温度が高くなってきており、その
結果、高温の燃焼ガスに曝されるタービン静翼・動翼の
高温耐久性の向上が強く要望されている。高温耐久性と
して特に燃料中のＳ、燃焼用空気中のＮａ、Ｋ等によっ
て引きおこされる高温腐食に耐する耐久性が必要とな
る。このような高温腐食を防止する対策として高温耐食
性に優れた合金を被覆する方法が通常行なわれている。
また、燃焼ガス温度の高温化に伴う翼基材のメタル温度
も当然高くなってくるが、耐熱材料の高温強度にも限界
があるため、翼の冷却技術の進歩も著しい。その結果、
翼は中空構造の薄肉厚の耐熱合金で構成されるようにな
り、高温腐食による翼の肉厚の低減は翼の高温信頼性を
著しく損うことになる。また、翼の冷却方法としてリタ
ーンフロー、インピンジ等の手法を用いることにより、
翼基材のメタル温度を低くしているのであるが、複雑な
冷却方法を用いるが故に翼全体の均一冷却が難しくなり
温度分布をもつことが多くなる。
を目的として燃焼ガス温度が高くなってきており、その
結果、高温の燃焼ガスに曝されるタービン静翼・動翼の
高温耐久性の向上が強く要望されている。高温耐久性と
して特に燃料中のＳ、燃焼用空気中のＮａ、Ｋ等によっ
て引きおこされる高温腐食に耐する耐久性が必要とな
る。このような高温腐食を防止する対策として高温耐食
性に優れた合金を被覆する方法が通常行なわれている。
また、燃焼ガス温度の高温化に伴う翼基材のメタル温度
も当然高くなってくるが、耐熱材料の高温強度にも限界
があるため、翼の冷却技術の進歩も著しい。その結果、
翼は中空構造の薄肉厚の耐熱合金で構成されるようにな
り、高温腐食による翼の肉厚の低減は翼の高温信頼性を
著しく損うことになる。また、翼の冷却方法としてリタ
ーンフロー、インピンジ等の手法を用いることにより、
翼基材のメタル温度を低くしているのであるが、複雑な
冷却方法を用いるが故に翼全体の均一冷却が難しくなり
温度分布をもつことが多くなる。
【０００３】このような背景により各種の耐食被覆材及
び被覆方法が提案されている。最も多い方法としては、
Ｃｏ又はＮｉ及びそれらを組み合わせた合金にＣｒ、Ａ
ｌを添加し、更にＹ及びその他の希土類元素を添加した
合金（以下、ＭＣｒＡｌＸ合金と称す。ＭはＦｅ，Ｎ
ｉ，Ｃｏ、ＸはＹ及びその他の希土類元素である。）被
覆を設けたものがある。このようなＭＣｒＡｌＸ合金被
覆を設けたタービン翼では、高温腐食環境下に曝された
場合、Ｎｉ或いはＣｏの硫化反応より、Ｃｒ、Ａｌの酸
化反応が優先し、Ｃｒ、Ａｌの酸化物が形成される。Ｎ
ｉ或いはＣｏの硫化物は低融点の化合物であり、液相と
なり易く、反応が促進され減肉が大きくなる。一方、Ｃ
ｒ、Ａｌの酸化物は融点が高く液相とならないため、硫
化物に比べ酸化物の形成反応速度は遅く、減肉の程度は
少なくなる。すなわち、ＭＣｒＡｌＸ合金被覆は耐熱合
金に比べＣｒ、Ａｌの含有量が多いため、高温腐食環境
下でＣｒ、Ａｌの酸化が生じ、減肉が少なく高温耐食性
に優れることになる。
び被覆方法が提案されている。最も多い方法としては、
Ｃｏ又はＮｉ及びそれらを組み合わせた合金にＣｒ、Ａ
ｌを添加し、更にＹ及びその他の希土類元素を添加した
合金（以下、ＭＣｒＡｌＸ合金と称す。ＭはＦｅ，Ｎ
ｉ，Ｃｏ、ＸはＹ及びその他の希土類元素である。）被
覆を設けたものがある。このようなＭＣｒＡｌＸ合金被
覆を設けたタービン翼では、高温腐食環境下に曝された
場合、Ｎｉ或いはＣｏの硫化反応より、Ｃｒ、Ａｌの酸
化反応が優先し、Ｃｒ、Ａｌの酸化物が形成される。Ｎ
ｉ或いはＣｏの硫化物は低融点の化合物であり、液相と
なり易く、反応が促進され減肉が大きくなる。一方、Ｃ
ｒ、Ａｌの酸化物は融点が高く液相とならないため、硫
化物に比べ酸化物の形成反応速度は遅く、減肉の程度は
少なくなる。すなわち、ＭＣｒＡｌＸ合金被覆は耐熱合
金に比べＣｒ、Ａｌの含有量が多いため、高温腐食環境
下でＣｒ、Ａｌの酸化が生じ、減肉が少なく高温耐食性
に優れることになる。
【０００４】また、この結果から、高温耐食性により優
れたＭＣｒＡｌＸ合金被覆として、Ｃｒ、Ａｌを多く含
有した合金が必要となる。しかし、ＭＣｒＡｌＸ合金被
覆でＣｒ、Ａｌの含有量を多くした場合、合金被覆材の
靭性が低下し、クラック等の損傷が生じ易くなる。被覆
層にクラックが生じた場合、そのクラックが起点となり
翼基材まで進展し、薄肉で構成される翼の破損になる。
このような、燃焼ガス温度の高温化に伴う高温腐食環境
条件の悪化と、翼構造の変化に対応するため、燃焼ガス
温度の低いタービンの翼（この場合、冷却無しか、ある
いは、冷却構造が簡単で翼肉厚が厚い）に比べ高温耐食
被覆に種々の改良が提案されている。例えば U.S.PAT40
80486， U.S.PAT4246323， U.S.PAT4326011で公開され
ている技術として、ＭＣｒＡｌＸ合金被覆の表面部分近
傍のＡｌ、Ｃｒ、Ｓｉ等の含有量を増加させるものがあ
る。この方法としては拡散浸透が主である。これらの方
法ではＡｌ、Ｃｒ、Ｓｉ等の含有量の多い表面層を形成
することにより、ＭＣｒＡｌＸ合金被覆の高温耐食性を
向上させることが可能になると提案されている。また、
合金被覆の下部のＡｌ、Ｃｒ、Ｓｉの含有量は表面部近
傍に比べ少ないので、下部の靭性の低下は無いので表面
部でクラックが生じた際もその進展は下部で止まると予
想されている。
れたＭＣｒＡｌＸ合金被覆として、Ｃｒ、Ａｌを多く含
有した合金が必要となる。しかし、ＭＣｒＡｌＸ合金被
覆でＣｒ、Ａｌの含有量を多くした場合、合金被覆材の
靭性が低下し、クラック等の損傷が生じ易くなる。被覆
層にクラックが生じた場合、そのクラックが起点となり
翼基材まで進展し、薄肉で構成される翼の破損になる。
このような、燃焼ガス温度の高温化に伴う高温腐食環境
条件の悪化と、翼構造の変化に対応するため、燃焼ガス
温度の低いタービンの翼（この場合、冷却無しか、ある
いは、冷却構造が簡単で翼肉厚が厚い）に比べ高温耐食
被覆に種々の改良が提案されている。例えば U.S.PAT40
80486， U.S.PAT4246323， U.S.PAT4326011で公開され
ている技術として、ＭＣｒＡｌＸ合金被覆の表面部分近
傍のＡｌ、Ｃｒ、Ｓｉ等の含有量を増加させるものがあ
る。この方法としては拡散浸透が主である。これらの方
法ではＡｌ、Ｃｒ、Ｓｉ等の含有量の多い表面層を形成
することにより、ＭＣｒＡｌＸ合金被覆の高温耐食性を
向上させることが可能になると提案されている。また、
合金被覆の下部のＡｌ、Ｃｒ、Ｓｉの含有量は表面部近
傍に比べ少ないので、下部の靭性の低下は無いので表面
部でクラックが生じた際もその進展は下部で止まると予
想されている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】しかるに、これらの公
知のＭＣｒＡｌＸ合金被覆の耐食性の改良技術は、いず
れも単一組成のＭＣｒＡｌＸ合金被覆の表面部のみを改
質したものであり、本発明者らの検討結果、燃焼ガス温
度の高いガスタービン翼として必ずしも十分なものでな
いことが判明した。
知のＭＣｒＡｌＸ合金被覆の耐食性の改良技術は、いず
れも単一組成のＭＣｒＡｌＸ合金被覆の表面部のみを改
質したものであり、本発明者らの検討結果、燃焼ガス温
度の高いガスタービン翼として必ずしも十分なものでな
いことが判明した。
【０００６】本発明の目的は、上記のＭＣｒＡｌＸ合金
被覆の公知技術の検討結果にもとずき、高温での耐久性
に優れたガスタービン翼及びその製造方法更にそのガス
タービン翼を有したガスタービンを提供することにあ
る。
被覆の公知技術の検討結果にもとずき、高温での耐久性
に優れたガスタービン翼及びその製造方法更にそのガス
タービン翼を有したガスタービンを提供することにあ
る。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明では、種々のＭＣ
ｒＡｌＸ合金被覆層及びその表面部のＡｌ、Ｃｒ含有量
を多くした被覆層について高温腐食試験を行ない、燃焼
ガス温度の高い高温ガスタービン翼用の耐食被覆層とし
て、種々の目的及び作用を有した多層の被覆層を設けた
ものが優れていることを見い出した。
ｒＡｌＸ合金被覆層及びその表面部のＡｌ、Ｃｒ含有量
を多くした被覆層について高温腐食試験を行ない、燃焼
ガス温度の高い高温ガスタービン翼用の耐食被覆層とし
て、種々の目的及び作用を有した多層の被覆層を設けた
ものが優れていることを見い出した。
【０００８】ＭＣｒＡｌＸ合金被覆層で高温腐食を防止
する上で有効な元素であるＡｌに注目し、種々の組成の
ＭＣｒＡｌＸ合金被覆層の表面部のＡｌ含有量を増加さ
せ高温腐食試験を実施し以下の知見を得た。すなわち、
ＭＣｒＡｌＸ合金被覆層でＭがＣｏ及びＣｏを含むＮｉ
の場合、表面部のＡｌ含有量を増加させた被覆層では、
Ａｌ含有量を増加させない場合の被覆層に比べ高温耐食
性が低下するという現象が確認できた。一方、ＭがＮｉ
のＭＣｒＡｌＸ合金被覆層では、表面部のＡｌ含有量を
増加させることにより、Ａｌ含有量を増加させない場合
に比べ耐食性は著しく向上した。一方、ＭＣｒＡｌＸ合
金被覆層についてＭの種類による耐食性の比較結果で
は、ＭがＣｏ、又はＣｏとＮｉの被覆層の耐食性が優れ
ていたが、ＭがＮｉの場合、その耐食性は著しく低いも
のであった。これらの結果を比較した場合、同一試験条
件では、 ＭがＮｉのＭＣｒＡｌＸ合金被覆層の表面
のＡｌ含有量を増加させた被覆層、 ＭがＣｏ又はＣ
ｏとＮｉのＭＣｒＡｌＸ合金被覆層、 ＭがＣｏ又は
ＣｏとＮｉのＭＣｒＡｌＸ合金被覆層の表面のＡｌ含有
量を増加させた被覆層、 ＭがＮｉのＭＣｒＡｌＸ合
金被覆層の順であった。このような結果の理由として
は、Ｎｉ−Ｃｒ−ＡｌとＣｏ−Ｃｒ−Ａｌの三元状態図
からＣｏ−Ｃｒ−Ａｌ系ではマトリックスとなるα相
（Ｃｏ）中のβ相（ＣｏＡｌ）の固溶限が少なく、Ａｌ
の増加でβ相が容易に析出するのに対し、Ｎｉ−Ｃｒ−
Ａｌ系ではマトリックスとなるγ相（Ｎｉ）中のβ相
（ＮｉＡｌ）の固溶限が大きく、Ａｌの増加でもβ相が
析出し難いことが考えられる。すなわち、ＭがＣｏ又は
ＣｏとＮｉのＭＣｒＡｌＸ合金被覆層では表面部のＡｌ
含有量を増加させることによりβ相が多量に析出し、そ
れらの析出相が集合して大きなものになる。一方、Ｍが
ＮｉのＭＣｒＡｌＸ合金被覆層では表面部のＡｌ含有量
を増加させてもβ相が析出し難く、析出してもその量が
少ないため大きな析出相にまで成長しない。
する上で有効な元素であるＡｌに注目し、種々の組成の
ＭＣｒＡｌＸ合金被覆層の表面部のＡｌ含有量を増加さ
せ高温腐食試験を実施し以下の知見を得た。すなわち、
ＭＣｒＡｌＸ合金被覆層でＭがＣｏ及びＣｏを含むＮｉ
の場合、表面部のＡｌ含有量を増加させた被覆層では、
Ａｌ含有量を増加させない場合の被覆層に比べ高温耐食
性が低下するという現象が確認できた。一方、ＭがＮｉ
のＭＣｒＡｌＸ合金被覆層では、表面部のＡｌ含有量を
増加させることにより、Ａｌ含有量を増加させない場合
に比べ耐食性は著しく向上した。一方、ＭＣｒＡｌＸ合
金被覆層についてＭの種類による耐食性の比較結果で
は、ＭがＣｏ、又はＣｏとＮｉの被覆層の耐食性が優れ
ていたが、ＭがＮｉの場合、その耐食性は著しく低いも
のであった。これらの結果を比較した場合、同一試験条
件では、 ＭがＮｉのＭＣｒＡｌＸ合金被覆層の表面
のＡｌ含有量を増加させた被覆層、 ＭがＣｏ又はＣ
ｏとＮｉのＭＣｒＡｌＸ合金被覆層、 ＭがＣｏ又は
ＣｏとＮｉのＭＣｒＡｌＸ合金被覆層の表面のＡｌ含有
量を増加させた被覆層、 ＭがＮｉのＭＣｒＡｌＸ合
金被覆層の順であった。このような結果の理由として
は、Ｎｉ−Ｃｒ−ＡｌとＣｏ−Ｃｒ−Ａｌの三元状態図
からＣｏ−Ｃｒ−Ａｌ系ではマトリックスとなるα相
（Ｃｏ）中のβ相（ＣｏＡｌ）の固溶限が少なく、Ａｌ
の増加でβ相が容易に析出するのに対し、Ｎｉ−Ｃｒ−
Ａｌ系ではマトリックスとなるγ相（Ｎｉ）中のβ相
（ＮｉＡｌ）の固溶限が大きく、Ａｌの増加でもβ相が
析出し難いことが考えられる。すなわち、ＭがＣｏ又は
ＣｏとＮｉのＭＣｒＡｌＸ合金被覆層では表面部のＡｌ
含有量を増加させることによりβ相が多量に析出し、そ
れらの析出相が集合して大きなものになる。一方、Ｍが
ＮｉのＭＣｒＡｌＸ合金被覆層では表面部のＡｌ含有量
を増加させてもβ相が析出し難く、析出してもその量が
少ないため大きな析出相にまで成長しない。
【０００９】このような相異により、析出相の状態、及
びマトリックスとなる部分のＡｌ含有量の差で、高温耐
食性に違いが生じたと推察される。すなわち、ＭがＣｏ
又はＣｏとＮｉのＭＣｒＡｌＸ合金被覆層では表面部の
Ａｌ含有量を増加させることは、耐食性の向上の点から
大きな問題となる。一方、ＭがＮｉのＭＣｒＡｌＹ合金
被覆層は表面部のＡｌ含有量を増加させた場合、マトリ
ックス中のＡｌ量が増加し、かつ、析出相も少ないた
め、耐食性が最も優れた被覆層になる。しかし、Ａｌ含
有量を増加させた部分の靭性は低下する。その結果特に
高温ガスタービン用の薄肉の複雑空冷翼ではガスタービ
ンの起動・停止の際の熱応力により靭性の低下した被覆
層でクラックが生じる。高温腐食はこのようなクラック
を通じて、その下部層まで進行する。従って、表面部の
Ａｌ含有量を増加したＮｉＣｒＡｌＸ合金被覆層におい
て、Ａｌ含有量を増加した部分の下部の合金被覆層の耐
食性も重要な要因となる。
びマトリックスとなる部分のＡｌ含有量の差で、高温耐
食性に違いが生じたと推察される。すなわち、ＭがＣｏ
又はＣｏとＮｉのＭＣｒＡｌＸ合金被覆層では表面部の
Ａｌ含有量を増加させることは、耐食性の向上の点から
大きな問題となる。一方、ＭがＮｉのＭＣｒＡｌＹ合金
被覆層は表面部のＡｌ含有量を増加させた場合、マトリ
ックス中のＡｌ量が増加し、かつ、析出相も少ないた
め、耐食性が最も優れた被覆層になる。しかし、Ａｌ含
有量を増加させた部分の靭性は低下する。その結果特に
高温ガスタービン用の薄肉の複雑空冷翼ではガスタービ
ンの起動・停止の際の熱応力により靭性の低下した被覆
層でクラックが生じる。高温腐食はこのようなクラック
を通じて、その下部層まで進行する。従って、表面部の
Ａｌ含有量を増加したＮｉＣｒＡｌＸ合金被覆層におい
て、Ａｌ含有量を増加した部分の下部の合金被覆層の耐
食性も重要な要因となる。
【００１０】そこで、本発明では上記のような検討結果
にもとずき、高温腐食条件が厳しく、かつ、熱応力が大
きい、高温ガスタービン用の薄肉の中空構造複雑冷却翼
に対する、高温耐食性及び高温信頼性に優れた被覆層と
して、翼基材と接する部分に、Ｃｏ又はＣｏとＮｉを主
成分とするＭＣｒＡｌＸ合金被覆層を設け、その上にＮ
ｉを主成分とするＭＣｒＡｌＸ合金被覆層を設け、か
つ、Ｎｉを主成分とするＭＣｒＡｌＸ合金被覆のＡｌ含
有量が最外表面部で多く内部方向になるに従って連続的
に減少している構成の被覆層を見い出した。
にもとずき、高温腐食条件が厳しく、かつ、熱応力が大
きい、高温ガスタービン用の薄肉の中空構造複雑冷却翼
に対する、高温耐食性及び高温信頼性に優れた被覆層と
して、翼基材と接する部分に、Ｃｏ又はＣｏとＮｉを主
成分とするＭＣｒＡｌＸ合金被覆層を設け、その上にＮ
ｉを主成分とするＭＣｒＡｌＸ合金被覆層を設け、か
つ、Ｎｉを主成分とするＭＣｒＡｌＸ合金被覆のＡｌ含
有量が最外表面部で多く内部方向になるに従って連続的
に減少している構成の被覆層を見い出した。
【００１１】すなわち本発明は、耐熱合金製の基材の表
面に高温耐食性及び耐酸化性に富む被覆層を設けたガス
タービン翼において、前記被覆層は、基材と接する部分
にＣｏを主成分としＣｒ、Ａｌを含み、更にＹ及び／又
はＴａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか１つ若しくはその組合せ
から成る下部合金被覆層と、その下部合金被覆層の上に
Ｎｉを主成分とし、Ｃｒ、Ａｌを含み、更にＹ及び／又
はＴａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか１つ若しくはその組合せ
から成る上部合金被覆層との２層を備え、前記上部合金
被覆層のＡｌ含有量が最外表面部で大きく内側で連続的
に減少して拡散されていることを特徴とするものであ
る。
面に高温耐食性及び耐酸化性に富む被覆層を設けたガス
タービン翼において、前記被覆層は、基材と接する部分
にＣｏを主成分としＣｒ、Ａｌを含み、更にＹ及び／又
はＴａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか１つ若しくはその組合せ
から成る下部合金被覆層と、その下部合金被覆層の上に
Ｎｉを主成分とし、Ｃｒ、Ａｌを含み、更にＹ及び／又
はＴａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか１つ若しくはその組合せ
から成る上部合金被覆層との２層を備え、前記上部合金
被覆層のＡｌ含有量が最外表面部で大きく内側で連続的
に減少して拡散されていることを特徴とするものであ
る。
【００１２】また本発明は、耐熱合金製の基材の表面に
高温耐食性及び耐酸化性に富む被覆層を設けたガスター
ビン翼において、前記被覆層は、基材と接する部分にＣ
ｏ−Ｎｉを主成分としＣｒ、Ａｌを含み、更にＹ及び／
又はＴａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか１つ若しくはその組合
せから成る下部合金被覆層と、その下部合金被覆層の上
にＮｉを主成分とし、Ｃｒ、Ａｌを含み、更にＹ及び／
又はＴａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか１つ若しくはその組合
せから成る上部合金被覆層との２層を備え、前記上部合
金被覆層のＡｌ含有量が最外表面部で大きく内側で連続
的に減少して拡散されていることを特徴とするものであ
る。
高温耐食性及び耐酸化性に富む被覆層を設けたガスター
ビン翼において、前記被覆層は、基材と接する部分にＣ
ｏ−Ｎｉを主成分としＣｒ、Ａｌを含み、更にＹ及び／
又はＴａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか１つ若しくはその組合
せから成る下部合金被覆層と、その下部合金被覆層の上
にＮｉを主成分とし、Ｃｒ、Ａｌを含み、更にＹ及び／
又はＴａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか１つ若しくはその組合
せから成る上部合金被覆層との２層を備え、前記上部合
金被覆層のＡｌ含有量が最外表面部で大きく内側で連続
的に減少して拡散されていることを特徴とするものであ
る。
【００１３】前記合金被服ガスタービン翼において、下
部合金被覆層はＣｒ；１０〜３０ｗｔ％、Ａｌ；５〜１
５ｗｔ％、Ｙ；０．１〜１．５ｗｔ％、残部Ｃｏ及び不
可避的不純物よりなり、上部合金被覆層はＣｒ；１０〜
３０ｗｔ％、Ａｌ；５〜１５ｗｔ％、Ｙ；０．１〜１．
５ｗｔ％、残部Ｎｉ及び不可避的不純物よりなるもの、
又は、下部合金被覆層はＣｒ；１０〜３０ｗｔ％、Ａ
ｌ；５〜１５ｗｔ％、Ｙ；０．１〜１．５ｗｔ％、残部
Ｃｏ−Ｎｉでその比Ｃｏ／Ｎｉが０．５以上のもの及び
不可避的不純物よりなり、上部合金被覆層はＣｒ；１０
〜３０ｗｔ％、Ａｌ；５〜１５ｗｔ％、Ｙ；０．１〜
１．５ｗｔ％、残部Ｎｉ及び不可避的不純物よりなるも
のがよい。また、上部合金被覆層中に拡散されているＡ
ｌの最大濃度は、１５〜２５％であるものがよい。ま
た、上部合金被覆層中に拡散されているＡｌは、最外表
面部から下部合金被覆層に接する部分まで連続的に減少
しているもの、又は、最外表面部から徐々に減少し、下
部合金被覆層に接する手前部分ではほぼ一定値に成って
いるものがよい。また、下部合金被覆層の厚さが２５〜
２００μｍ、上部合金被覆層の厚さが２５〜２００μｍ
であるものがよい。
部合金被覆層はＣｒ；１０〜３０ｗｔ％、Ａｌ；５〜１
５ｗｔ％、Ｙ；０．１〜１．５ｗｔ％、残部Ｃｏ及び不
可避的不純物よりなり、上部合金被覆層はＣｒ；１０〜
３０ｗｔ％、Ａｌ；５〜１５ｗｔ％、Ｙ；０．１〜１．
５ｗｔ％、残部Ｎｉ及び不可避的不純物よりなるもの、
又は、下部合金被覆層はＣｒ；１０〜３０ｗｔ％、Ａ
ｌ；５〜１５ｗｔ％、Ｙ；０．１〜１．５ｗｔ％、残部
Ｃｏ−Ｎｉでその比Ｃｏ／Ｎｉが０．５以上のもの及び
不可避的不純物よりなり、上部合金被覆層はＣｒ；１０
〜３０ｗｔ％、Ａｌ；５〜１５ｗｔ％、Ｙ；０．１〜
１．５ｗｔ％、残部Ｎｉ及び不可避的不純物よりなるも
のがよい。また、上部合金被覆層中に拡散されているＡ
ｌの最大濃度は、１５〜２５％であるものがよい。ま
た、上部合金被覆層中に拡散されているＡｌは、最外表
面部から下部合金被覆層に接する部分まで連続的に減少
しているもの、又は、最外表面部から徐々に減少し、下
部合金被覆層に接する手前部分ではほぼ一定値に成って
いるものがよい。また、下部合金被覆層の厚さが２５〜
２００μｍ、上部合金被覆層の厚さが２５〜２００μｍ
であるものがよい。
【００１４】また、前記合金被覆ガスタービン翼におい
て、Ａｌが拡散されている前記２層の合金被覆層は、少
なくとも翼面全面及びプラットフォーム部に設けられて
いるものがよい。ここで、翼先端部分の基材表面にＡｌ
が拡散されて基材表面近傍のＡｌ含有量が多く形成され
ているものは更によい。また、Ａｌが拡散されている前
記２層の合金被覆層は、少なくとも翼面全面及び燃焼ガ
スに曝されるガスパス部の表面に設けられているものが
よい。
て、Ａｌが拡散されている前記２層の合金被覆層は、少
なくとも翼面全面及びプラットフォーム部に設けられて
いるものがよい。ここで、翼先端部分の基材表面にＡｌ
が拡散されて基材表面近傍のＡｌ含有量が多く形成され
ているものは更によい。また、Ａｌが拡散されている前
記２層の合金被覆層は、少なくとも翼面全面及び燃焼ガ
スに曝されるガスパス部の表面に設けられているものが
よい。
【００１５】また本発明は、耐熱合金製の基材の表面に
高温耐食性及び耐酸化性に富む被覆層を設けた合金被覆
ガスタービン翼の製造方法において、基材表面にＣｏ又
はＣｏ−Ｎｉを主成分とし、Ｃｒ、Ａｌを含み、更にＹ
及び／又はＴａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか１つ若しくはそ
の組合せから成る下部合金被覆層を形成する工程と、そ
の下部合金被覆層の表面に、Ｎｉを主成分とし、Ｃｒ、
Ａｌを含み、更にＹ及び希土類元素から成る合金被覆層
を形成する工程と、前記Ｎｉを主成分とし、Ｃｒ、Ａｌ
を含み、更にＹ及び／又はＴａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか
１つ若しくはその組合せから成る上部合金被覆層を形成
する工程と、上部合金被覆層にＡｌを拡散浸透させる工
程とを含むことを特徴とするものである。
高温耐食性及び耐酸化性に富む被覆層を設けた合金被覆
ガスタービン翼の製造方法において、基材表面にＣｏ又
はＣｏ−Ｎｉを主成分とし、Ｃｒ、Ａｌを含み、更にＹ
及び／又はＴａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか１つ若しくはそ
の組合せから成る下部合金被覆層を形成する工程と、そ
の下部合金被覆層の表面に、Ｎｉを主成分とし、Ｃｒ、
Ａｌを含み、更にＹ及び希土類元素から成る合金被覆層
を形成する工程と、前記Ｎｉを主成分とし、Ｃｒ、Ａｌ
を含み、更にＹ及び／又はＴａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか
１つ若しくはその組合せから成る上部合金被覆層を形成
する工程と、上部合金被覆層にＡｌを拡散浸透させる工
程とを含むことを特徴とするものである。
【００１６】また本発明は、圧縮機と、燃焼機と、ター
ビンディスクにダブティル部が固定された単段又は複数
段のタービンブレードと、前記ブレードに対応して設け
られたタービンノズルとを備えたガスタービンにおい
て、前記のいずれかの合金被覆ガスタービン翼を備えて
いることを特徴とするものである。
ビンディスクにダブティル部が固定された単段又は複数
段のタービンブレードと、前記ブレードに対応して設け
られたタービンノズルとを備えたガスタービンにおい
て、前記のいずれかの合金被覆ガスタービン翼を備えて
いることを特徴とするものである。
【００１７】
【作用】本発明の被覆層を設けたタービン翼では、最表
面部のＡｌ含有量が大きく、内部方向で連続的に減少し
ているＮｉを主成分とするＭＣｒＡｌＸ合金より成る上
部合金被覆層は、過酷な高温腐食環境からタービン翼を
保護する作用を有しており、Ａｌ含有量が連続的に変化
しているのは、薄肉構造の空冷タービン翼で生じる翼基
材の熱応力により、Ｎｉを主成分とするＭＣｒＡｌＸ合
金皮膜層にクラック等の損傷が生じ難くしている。Ａｌ
含有量を大きくしたＭＣｒＡｌＹ合金被覆では、Ａｌ含
有量の増加とともに靭性が損なわれていくため、Ａｌ含
有量の大きい部分と小さい部分とが不連続、特にＡｌ含
有量が急激に変化している場合、熱応力によりＡｌ含有
量の大きい部分にクラックが生じ易くなる。しかしなが
ら、高い燃焼ガス温度に曝されるタービン翼では、熱応
力が生じるタービンの起動・停止をくり返すことによ
り、上記のような被覆層を設けたタービン翼でも、被覆
層中にクラックが生じ易くなる。
面部のＡｌ含有量が大きく、内部方向で連続的に減少し
ているＮｉを主成分とするＭＣｒＡｌＸ合金より成る上
部合金被覆層は、過酷な高温腐食環境からタービン翼を
保護する作用を有しており、Ａｌ含有量が連続的に変化
しているのは、薄肉構造の空冷タービン翼で生じる翼基
材の熱応力により、Ｎｉを主成分とするＭＣｒＡｌＸ合
金皮膜層にクラック等の損傷が生じ難くしている。Ａｌ
含有量を大きくしたＭＣｒＡｌＹ合金被覆では、Ａｌ含
有量の増加とともに靭性が損なわれていくため、Ａｌ含
有量の大きい部分と小さい部分とが不連続、特にＡｌ含
有量が急激に変化している場合、熱応力によりＡｌ含有
量の大きい部分にクラックが生じ易くなる。しかしなが
ら、高い燃焼ガス温度に曝されるタービン翼では、熱応
力が生じるタービンの起動・停止をくり返すことによ
り、上記のような被覆層を設けたタービン翼でも、被覆
層中にクラックが生じ易くなる。
【００１８】そこで本発明では上記被覆層と基材との間
にＮｉを主成分とするＭＣｒＡｌＸ合金被覆層に比べ高
温耐食性に優れたＣｏ又はＣｏとＮｉを主成分とするＭ
ＣｒＡｌＸ合金より成る下部合金被覆層を設けた構造に
なっている。ここで、Ｃｏ又はＣｏとＮｉを主成分とす
るＭＣｒＡｌＸ合金被覆層は、高温腐食を模擬した試験
の結果、Ｎｉを主成分としたＭＣｒＡｌＸ合金被覆層に
比べ高温耐食性に優れている。
にＮｉを主成分とするＭＣｒＡｌＸ合金被覆層に比べ高
温耐食性に優れたＣｏ又はＣｏとＮｉを主成分とするＭ
ＣｒＡｌＸ合金より成る下部合金被覆層を設けた構造に
なっている。ここで、Ｃｏ又はＣｏとＮｉを主成分とす
るＭＣｒＡｌＸ合金被覆層は、高温腐食を模擬した試験
の結果、Ｎｉを主成分としたＭＣｒＡｌＸ合金被覆層に
比べ高温耐食性に優れている。
【００１９】従って、本発明の構造の被覆層を設けたガ
スタービン翼では、ガスタービンの起動・停止によって
生じる熱応力によって、高温耐食性には優れるが靭性の
点で問題のあるＡｌ含有量を大きくしたＮｉを主成分と
するＭＣｒＡｌＸ合金被覆層にクラックが生じた場合で
も、その下部にＮｉを主成分とするＭＣｒＡｌＸ合金被
覆層に比べ高温耐食性に優れたＣｏ又はＣｏとＮｉを主
成分とするＭＣｒＡｌＸ合金被覆層が存在する構造にな
っているため、公知の被覆層（例えば U.S.PAT408048
6）を設けたガスタービン翼に比べ高温腐食に対して信
頼性の高いタービン翼となる。このように本発明の特徴
は、燃焼ガス温度の高いガスタービン用の翼（翼基材の
メタル温度を低くするため、翼構造が中空薄肉である）
で信頼性向上の点で考慮すべき低品位燃料に対応できう
る高温耐食性、更に、起動・停止の際に生じる熱応力に
よる被覆層のクラックに対して十分対処しうる被覆層を
設けたガスタービン翼及びそのようなタービン翼を設け
たガスタービンを提供することである。
スタービン翼では、ガスタービンの起動・停止によって
生じる熱応力によって、高温耐食性には優れるが靭性の
点で問題のあるＡｌ含有量を大きくしたＮｉを主成分と
するＭＣｒＡｌＸ合金被覆層にクラックが生じた場合で
も、その下部にＮｉを主成分とするＭＣｒＡｌＸ合金被
覆層に比べ高温耐食性に優れたＣｏ又はＣｏとＮｉを主
成分とするＭＣｒＡｌＸ合金被覆層が存在する構造にな
っているため、公知の被覆層（例えば U.S.PAT408048
6）を設けたガスタービン翼に比べ高温腐食に対して信
頼性の高いタービン翼となる。このように本発明の特徴
は、燃焼ガス温度の高いガスタービン用の翼（翼基材の
メタル温度を低くするため、翼構造が中空薄肉である）
で信頼性向上の点で考慮すべき低品位燃料に対応できう
る高温耐食性、更に、起動・停止の際に生じる熱応力に
よる被覆層のクラックに対して十分対処しうる被覆層を
設けたガスタービン翼及びそのようなタービン翼を設け
たガスタービンを提供することである。
【００２０】基材の上に設けられるＣｏＣｒＡｌＹ又は
ＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆の成分組成及びその上に設
けられるＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆の成分組成について次
に説明する。Ｃｒ，Ａｌの各元素は高温耐食性を維持す
る元素で、Ｃｒが１０ｗｔ％以下、Ａｌが５ｗｔ％以下
では耐食性の低下が生ずる。又、Ｃｒが３０ｗｔ％以
上、Ａｌが１５％以上では金属間化合物ＮｉＡｌ、Ｃｏ
Ａｌ等のβ相の析出量が大となり、靭性が低下する。Ｃ
ｒはβ相の析出を促進する。Ｙに関しても上記と同様
で、特に１．５ｗｔ％以上では粒界にＹ2Ｏ3が析出し、
靭性を損なう。ＣｏＣｒＡｌＹ合金被覆の場合は不純物
としてＮｉを含んでいる。また、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合
金被覆の場合はＣｏ／Ｎｉが０．５以下ではＮｉが大部
分の合金組成となり、耐食性が低下する。ＮｉＣｒＡｌ
Ｙ合金被覆の場合は不純物としてＣｏを含んでいる。
尚、前記各合金被覆の成分として前記Ｙを基本として、
その他にＴａ，Ｚｒ，Ｃｅ等のいずれか１つ若しくは組
合せで、総量５ｗｔ％以下添加することにより、高温耐
食性がより向上する。
ＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆の成分組成及びその上に設
けられるＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆の成分組成について次
に説明する。Ｃｒ，Ａｌの各元素は高温耐食性を維持す
る元素で、Ｃｒが１０ｗｔ％以下、Ａｌが５ｗｔ％以下
では耐食性の低下が生ずる。又、Ｃｒが３０ｗｔ％以
上、Ａｌが１５％以上では金属間化合物ＮｉＡｌ、Ｃｏ
Ａｌ等のβ相の析出量が大となり、靭性が低下する。Ｃ
ｒはβ相の析出を促進する。Ｙに関しても上記と同様
で、特に１．５ｗｔ％以上では粒界にＹ2Ｏ3が析出し、
靭性を損なう。ＣｏＣｒＡｌＹ合金被覆の場合は不純物
としてＮｉを含んでいる。また、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合
金被覆の場合はＣｏ／Ｎｉが０．５以下ではＮｉが大部
分の合金組成となり、耐食性が低下する。ＮｉＣｒＡｌ
Ｙ合金被覆の場合は不純物としてＣｏを含んでいる。
尚、前記各合金被覆の成分として前記Ｙを基本として、
その他にＴａ，Ｚｒ，Ｃｅ等のいずれか１つ若しくは組
合せで、総量５ｗｔ％以下添加することにより、高温耐
食性がより向上する。
【００２１】上部被覆に拡散したＡｌ含有量について説
明する。Ａｌ拡散層中での最大Ａｌ濃度の値としては１
５〜２５％の範囲内が有効である。１０％ではＡｌ拡散
の効果が顕著に現れず耐食性が悪い。３０％ではＮｉＡ
ｌの析出量が多くなり、やはり耐食性に劣る。１５〜２
５％ではＮｉＡｌの析出量も多くなく、高温腐食に曝さ
れる被覆層の表面部のＡｌの高濃度化の効果が発揮さ
れ、特に高温条件（９００℃以上）での被覆層の耐食性
の向上が図れる。
明する。Ａｌ拡散層中での最大Ａｌ濃度の値としては１
５〜２５％の範囲内が有効である。１０％ではＡｌ拡散
の効果が顕著に現れず耐食性が悪い。３０％ではＮｉＡ
ｌの析出量が多くなり、やはり耐食性に劣る。１５〜２
５％ではＮｉＡｌの析出量も多くなく、高温腐食に曝さ
れる被覆層の表面部のＡｌの高濃度化の効果が発揮さ
れ、特に高温条件（９００℃以上）での被覆層の耐食性
の向上が図れる。
【００２２】ガスタービン動翼の基材は、重量％で、
Ｃ；０．１〜０．２％、 Ｃｏ；８〜１１％、Ｃｒ；１
０〜２５％、Ａｌ；１．５〜５％、Ｔｉ；１〜７％、
Ｗ；１〜１０％、Ｎｉ；５５％以上の成分組成から成る
Ｎｉ基合金鋳物であり、その他に５％以下のＴａ，Ｍ
ｏ，Ｎｂ，Ｈｆ，Ｚｒ，Ｒｅの１種以上を含むことがで
きる。
Ｃ；０．１〜０．２％、 Ｃｏ；８〜１１％、Ｃｒ；１
０〜２５％、Ａｌ；１．５〜５％、Ｔｉ；１〜７％、
Ｗ；１〜１０％、Ｎｉ；５５％以上の成分組成から成る
Ｎｉ基合金鋳物であり、その他に５％以下のＴａ，Ｍ
ｏ，Ｎｂ，Ｈｆ，Ｚｒ，Ｒｅの１種以上を含むことがで
きる。
【００２３】ガスタービン静翼の基材は、重量％で、
Ｃ；０．２〜０．５％、Ｎｉ；５〜１５％、Ｓｉ；２％
以下、Ｍｎ；２％以下、Ｃｒ；２５〜３５％、Ｗ；３〜
１０％、Ｂ；０．００３〜０．０３％、Ｃｏ；４５％以
上の成分組成から成るＣｏ基鋳造合金であり、その他に
Ｔｉ，Ｎｂ，Ｚｒ，Ｈｆ，Ｔａの１種以上を１％以下含
むことができる。
Ｃ；０．２〜０．５％、Ｎｉ；５〜１５％、Ｓｉ；２％
以下、Ｍｎ；２％以下、Ｃｒ；２５〜３５％、Ｗ；３〜
１０％、Ｂ；０．００３〜０．０３％、Ｃｏ；４５％以
上の成分組成から成るＣｏ基鋳造合金であり、その他に
Ｔｉ，Ｎｂ，Ｚｒ，Ｈｆ，Ｔａの１種以上を１％以下含
むことができる。
【００２４】
実施例１ ガスタービン翼材料として用いられるＮｉ基耐熱合金
（Ｒｅｎｅ´−８０：Ｎｉ−９．５Ｃｏ−１４Ｃｒ−３
Ａｌ−４Ｗ−４Ｍｏ−５Ｔｉ−０．１７Ｃ）を試験片基
材とし、その表面に本発明の被覆層を設けたものを作製
した。試験片形状及び寸法は、直径９×５０ｍｍの丸棒
及び直径９×８０ｍｍで、中心部に直径５ｍｍの穴を有
した中空パイプである。先ず試験片を脱脂、洗浄した
後、Ａl2Ｏ3製グリッド（粒径１００〜１５０μｍ）を
用いて、５Ｋｇ／ｃｍ2の圧力の圧縮空気によって表面
を粒面化するブラスチング処理を行なった。
（Ｒｅｎｅ´−８０：Ｎｉ−９．５Ｃｏ−１４Ｃｒ−３
Ａｌ−４Ｗ−４Ｍｏ−５Ｔｉ−０．１７Ｃ）を試験片基
材とし、その表面に本発明の被覆層を設けたものを作製
した。試験片形状及び寸法は、直径９×５０ｍｍの丸棒
及び直径９×８０ｍｍで、中心部に直径５ｍｍの穴を有
した中空パイプである。先ず試験片を脱脂、洗浄した
後、Ａl2Ｏ3製グリッド（粒径１００〜１５０μｍ）を
用いて、５Ｋｇ／ｃｍ2の圧力の圧縮空気によって表面
を粒面化するブラスチング処理を行なった。
【００２５】しかる後、減圧雰囲気中プラズマ溶射法に
よりＣｏ−３２％Ｎｉ−２１％Ｃｒ−８％Ａｌ−１％Ｙ
の組成から成る下部合金被覆層を設けた。その厚さは７
５μｍである。その下部合金被覆層の形成条件は、Ａｒ
−７％Ｈｚプラズマを用い、プラズマ出力５０ＫＷ、溶
射距離２５０ｍｍ、溶射時の雰囲気圧力５０Ｔｏｒｒ、
粉末供給量５０ｇ／ｍｉｎ、溶射中の試験片温度６５０
℃である。
よりＣｏ−３２％Ｎｉ−２１％Ｃｒ−８％Ａｌ−１％Ｙ
の組成から成る下部合金被覆層を設けた。その厚さは７
５μｍである。その下部合金被覆層の形成条件は、Ａｒ
−７％Ｈｚプラズマを用い、プラズマ出力５０ＫＷ、溶
射距離２５０ｍｍ、溶射時の雰囲気圧力５０Ｔｏｒｒ、
粉末供給量５０ｇ／ｍｉｎ、溶射中の試験片温度６５０
℃である。
【００２６】しかる後、このＣｏＮｉＣｒＡｌＹ下部合
金被覆層の上に、同様の方法でＮｉ−２０％Ｃｒ−８％
Ａｌ−０．５％Ｙ合金より成る上部合金被覆層を設け
た。その厚さは７５μｍである。その上部合金被覆層の
形成条件はＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆層と同様であ
る。
金被覆層の上に、同様の方法でＮｉ−２０％Ｃｒ−８％
Ａｌ−０．５％Ｙ合金より成る上部合金被覆層を設け
た。その厚さは７５μｍである。その上部合金被覆層の
形成条件はＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆層と同様であ
る。
【００２７】このようにＮｉ基耐熱合金より成る基材表
面に、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆層／ＮｉＣｒＡｌＹ
合金被覆層を設けた二層構造の被覆層から成る試験片を
用い、Ａｌ拡散処理を実施し、ＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆
層の表面部のＡｌ含有量を大きくする処理を行なった。
その処理方法は、４％Ａｌ＋１．５％ＮＨ4Ｃｌ−残Ａl
2Ｏ3からなる混合粉末中に試験片を埋め込み、Ａｒ雰囲
気中で７５０℃、４ｈ加熱するものである。しかる後、
混合粉末中から試験片を取り出し表面付着物を除去した
後、真空中で１０６０℃、４ｈの加熱処理を行なった。
面に、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆層／ＮｉＣｒＡｌＹ
合金被覆層を設けた二層構造の被覆層から成る試験片を
用い、Ａｌ拡散処理を実施し、ＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆
層の表面部のＡｌ含有量を大きくする処理を行なった。
その処理方法は、４％Ａｌ＋１．５％ＮＨ4Ｃｌ−残Ａl
2Ｏ3からなる混合粉末中に試験片を埋め込み、Ａｒ雰囲
気中で７５０℃、４ｈ加熱するものである。しかる後、
混合粉末中から試験片を取り出し表面付着物を除去した
後、真空中で１０６０℃、４ｈの加熱処理を行なった。
【００２８】このようにして作製した試験片の断面組織
観察結果の模式図、及び、ＥＰＭＡによる断面のＣｏ、
Ｎｉ、Ｃｒ、Ａｌの分析結果を図１（ａ）、（ｂ）に示
す。基材３の表面に下部合金被覆層２が設けられ、その
上に上部合金被覆層１が設けられている。本発明の２層
構造の被覆層では図１で明らかなようにＮｉＣｒＡｌＹ
上部合金被覆層１の表面部のＡｌ含有量が最も大きく内
部になるに従って減少している。ＥＰＭＡの分析結果か
ら作製した本発明のＡｌ拡散層での最大Ａｌ濃度は１５
％であった。なお、本発明において、Ａｌ拡散層の最大
Ａｌ濃度は重要であり、その制御は処理に用いるＡｌ−
ＮＨ4Ｃｌ−Ａl2Ｏ3の混合粉末の組成比、処理温度、処
理時間によって実現できる。
観察結果の模式図、及び、ＥＰＭＡによる断面のＣｏ、
Ｎｉ、Ｃｒ、Ａｌの分析結果を図１（ａ）、（ｂ）に示
す。基材３の表面に下部合金被覆層２が設けられ、その
上に上部合金被覆層１が設けられている。本発明の２層
構造の被覆層では図１で明らかなようにＮｉＣｒＡｌＹ
上部合金被覆層１の表面部のＡｌ含有量が最も大きく内
部になるに従って減少している。ＥＰＭＡの分析結果か
ら作製した本発明のＡｌ拡散層での最大Ａｌ濃度は１５
％であった。なお、本発明において、Ａｌ拡散層の最大
Ａｌ濃度は重要であり、その制御は処理に用いるＡｌ−
ＮＨ4Ｃｌ−Ａl2Ｏ3の混合粉末の組成比、処理温度、処
理時間によって実現できる。
【００２９】Ａｌ濃度を大きくする方法としては、混合
粉末中のＡｌ含有量の増加、処理温度の高温化、処理時
間の長時間化がある。小さくする方法としてはその逆で
ある。本実施例では混合粉末中のＡｌ含有量によって制
御した。すなわち、 １０％Ａｌ＋１．０％ＮＨ4Ｃｌ＋残Ａl2Ｏ3の混合粉末
を用いた処理（処理Ｎｏ．Ａ）、 １５％Ａｌ＋１．０％ＮＨ4Ｃｌ＋残Ａl2Ｏ3（処理Ｎ
ｏ．Ｂ）、 ２３％Ａｌ＋０．５％ＮＨ4Ｃｌ＋残Ａl2Ｏ3（処理Ｎ
ｏ．Ｃ）、 ２％Ａｌ＋１．０％ＮＨ4Ｃｌ＋残Ａl2Ｏ3（処理Ｎｏ．
Ｄ） のそれぞれの処理を行なった。いずれも処理温度７５０
℃、処理時間４ｈである。ＥＰＭＡの分析結果、Ａｌ拡
散層の最大Ａｌ濃度はＡ、Ｂ、Ｃ、Ｄの各処理条件の試
験片で、２０、２５、３０、１０％であった。そして、
ＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆層と基材との間にＣｏＮｉＣｒ
ＡｌＹ合金被覆層がある。
粉末中のＡｌ含有量の増加、処理温度の高温化、処理時
間の長時間化がある。小さくする方法としてはその逆で
ある。本実施例では混合粉末中のＡｌ含有量によって制
御した。すなわち、 １０％Ａｌ＋１．０％ＮＨ4Ｃｌ＋残Ａl2Ｏ3の混合粉末
を用いた処理（処理Ｎｏ．Ａ）、 １５％Ａｌ＋１．０％ＮＨ4Ｃｌ＋残Ａl2Ｏ3（処理Ｎ
ｏ．Ｂ）、 ２３％Ａｌ＋０．５％ＮＨ4Ｃｌ＋残Ａl2Ｏ3（処理Ｎ
ｏ．Ｃ）、 ２％Ａｌ＋１．０％ＮＨ4Ｃｌ＋残Ａl2Ｏ3（処理Ｎｏ．
Ｄ） のそれぞれの処理を行なった。いずれも処理温度７５０
℃、処理時間４ｈである。ＥＰＭＡの分析結果、Ａｌ拡
散層の最大Ａｌ濃度はＡ、Ｂ、Ｃ、Ｄの各処理条件の試
験片で、２０、２５、３０、１０％であった。そして、
ＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆層と基材との間にＣｏＮｉＣｒ
ＡｌＹ合金被覆層がある。
【００３０】なお、公知例（例えばU.S.PAT4080486）の
被覆層も作製した。作製方法及びその条件は本発明の被
覆層の一部を形成するのと同様であり、Ｃｏ−２０％Ｃ
ｒ−８％Ａｌ−１％Ｙ合金粉末、あるいは、Ｎｉ−２０
％Ｃｒ−８％Ａｌ−０．５％Ｙ合金粉末を用いた。これ
らのそれぞれの単一組成の合金被覆層（厚さ１００μ
ｍ）を形成した後、本発明の被覆層の一部を形成するの
と同様のＡｌ拡散処理にて、それぞれの被覆層の表面の
Ａｌ含有量を大きくした。図２（ａ）〜（ｃ）はこのよ
うな公知の被覆層を設けたＮｉ基耐熱合金の断面組織観
察結果の模式図及び、ＥＰＭＡによる断面のＣｏ、Ｎ
ｉ、Ｃｒ、Ａｌの分析結果を示す。図において、５は基
材３の表面に設けられた単一層からなる合金被覆層を示
す。分析結果から求めたＡｌ拡散層の最大Ａｌ濃度は、
１５、２０、２５％のそれぞれの値であった。
被覆層も作製した。作製方法及びその条件は本発明の被
覆層の一部を形成するのと同様であり、Ｃｏ−２０％Ｃ
ｒ−８％Ａｌ−１％Ｙ合金粉末、あるいは、Ｎｉ−２０
％Ｃｒ−８％Ａｌ−０．５％Ｙ合金粉末を用いた。これ
らのそれぞれの単一組成の合金被覆層（厚さ１００μ
ｍ）を形成した後、本発明の被覆層の一部を形成するの
と同様のＡｌ拡散処理にて、それぞれの被覆層の表面の
Ａｌ含有量を大きくした。図２（ａ）〜（ｃ）はこのよ
うな公知の被覆層を設けたＮｉ基耐熱合金の断面組織観
察結果の模式図及び、ＥＰＭＡによる断面のＣｏ、Ｎ
ｉ、Ｃｒ、Ａｌの分析結果を示す。図において、５は基
材３の表面に設けられた単一層からなる合金被覆層を示
す。分析結果から求めたＡｌ拡散層の最大Ａｌ濃度は、
１５、２０、２５％のそれぞれの値であった。
【００３１】更に比較材として、各種の組成のＭＣｒＡ
ｌＸ合金被覆層を設けた試験片も作製した。比較材は下
部被覆層としてＣｏＮｉＣｒＡｌＹ、上部被覆層として
ＮｉＣｒＡｌＹ、ＣｏＣｒＡｌＹから成るもの、及び単
一組成のＭＣｒＡｌＹ合金被覆層から成るもので、その
作製法は本実施例のＭＣｒＡｌＹ合金被覆層を形成する
方法と同様の減圧雰囲気中プラズマ溶射法で、溶射条件
も上記の本発明の実施例と同様である。被覆層の厚さも
二層構造ではおのおの７５μｍ、一層構造では１００μ
ｍである。表１に本発明の被覆層及び比較の為の被覆層
を設けた試験片を示す。
ｌＸ合金被覆層を設けた試験片も作製した。比較材は下
部被覆層としてＣｏＮｉＣｒＡｌＹ、上部被覆層として
ＮｉＣｒＡｌＹ、ＣｏＣｒＡｌＹから成るもの、及び単
一組成のＭＣｒＡｌＹ合金被覆層から成るもので、その
作製法は本実施例のＭＣｒＡｌＹ合金被覆層を形成する
方法と同様の減圧雰囲気中プラズマ溶射法で、溶射条件
も上記の本発明の実施例と同様である。被覆層の厚さも
二層構造ではおのおの７５μｍ、一層構造では１００μ
ｍである。表１に本発明の被覆層及び比較の為の被覆層
を設けた試験片を示す。
【００３２】
【表１】
【００３３】これらのそれぞれの被覆層を設けた丸棒試
験片を用いて図３に示すバーナリグ高温腐食試験装置で
被覆層の高温耐食性を評価した。試験は燃料として軽油
（Ｓ含有量０．４％）を用い、燃焼炎中に高温腐食を生
じせしめるＮａＣｌを添加した。添加方法はＮａＣｌ水
溶液を燃焼炎中に投入する方法で、燃焼炎中の添加量は
２００ｐｐｍである。燃焼炎中に設けた試験片には熱電
対を取付け試験片温度を測定した。試験後、試験片に付
着した付着物を除去し、試験前の重量測定値と比較し、
重量損失量を評価した。また、重量損失量に大差が無い
場合、試験片の断面組織観察を行ない、被覆層の表層部
の損傷の有無を調べた。表２は高温腐食試験による重量
損失量の測定結果、表３は断面組織観察による被覆層の
表層部の損傷の有無を示す。
験片を用いて図３に示すバーナリグ高温腐食試験装置で
被覆層の高温耐食性を評価した。試験は燃料として軽油
（Ｓ含有量０．４％）を用い、燃焼炎中に高温腐食を生
じせしめるＮａＣｌを添加した。添加方法はＮａＣｌ水
溶液を燃焼炎中に投入する方法で、燃焼炎中の添加量は
２００ｐｐｍである。燃焼炎中に設けた試験片には熱電
対を取付け試験片温度を測定した。試験後、試験片に付
着した付着物を除去し、試験前の重量測定値と比較し、
重量損失量を評価した。また、重量損失量に大差が無い
場合、試験片の断面組織観察を行ない、被覆層の表層部
の損傷の有無を調べた。表２は高温腐食試験による重量
損失量の測定結果、表３は断面組織観察による被覆層の
表層部の損傷の有無を示す。
【００３４】
【表２】
【００３５】
【表３】
【００３６】これらの表１の本発明及び公知の被覆層の
試験結果（表２、表３）から、本発明の被覆層（Ｎｏ．
２〜Ｎｏ．４）及びＮｏ．６〜８の公知の被覆層では重
量減量も全くなく、断面組織も健全であった。一方、Ｎ
ｏ．２５〜２７に示すＣｏＣｒＡｌＹ合金被覆層にＡｌ
拡散層を設けた場合、その耐食性は悪く、高温試験では
基材の一部にまで高温腐食が生じていた。またＮｏ．
１、Ｎｏ．５の場合、Ａｌ拡散層のＡｌ濃度が最適でな
いため、本発明の被覆層に比べ高温での耐食性が低下し
ていた。その他、Ｎｏ．９〜Ｎｏ．２４の被覆層ではい
ずれも９００℃以上の高温試験で重量減少、断面組織の
損傷が生じており、特に１０００℃では顕著であった。
試験結果（表２、表３）から、本発明の被覆層（Ｎｏ．
２〜Ｎｏ．４）及びＮｏ．６〜８の公知の被覆層では重
量減量も全くなく、断面組織も健全であった。一方、Ｎ
ｏ．２５〜２７に示すＣｏＣｒＡｌＹ合金被覆層にＡｌ
拡散層を設けた場合、その耐食性は悪く、高温試験では
基材の一部にまで高温腐食が生じていた。またＮｏ．
１、Ｎｏ．５の場合、Ａｌ拡散層のＡｌ濃度が最適でな
いため、本発明の被覆層に比べ高温での耐食性が低下し
ていた。その他、Ｎｏ．９〜Ｎｏ．２４の被覆層ではい
ずれも９００℃以上の高温試験で重量減少、断面組織の
損傷が生じており、特に１０００℃では顕著であった。
【００３７】しかし、Ｃｒ量が１０〜３０％、Ａｌ量が
５〜１５％のＣｏを主成分とするＭＣｒＡｌＹ合金、及
びＣｒ量が１０〜３０％、Ａｌ量が５〜１５％でＣｏ／
Ｎｉが０．５以上のＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金では９００
℃での耐食性はその他の成分のＭＣｒＡｌＹ合金に比べ
て優れていた。従って本発明の実施例では、下部被覆層
としてＣｏ−３２％Ｎｉ−２１％Ｃｒ−８％Ａｌ−０．
５％Ｙ合金を用いたが、本発明の下部被覆層として上記
組成範囲のＣｏＣｒＡｌＹ、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金を
用いても本実施例と同様の耐食性が得られる。また、上
部被覆層としても上記組成範囲のＮｉＣｒＡｌＹ合金を
用いることにより、本実施例と同様の耐食性が得られ
る。このような評価法は実機のガスタービン翼の曝され
る高温腐食を模擬したものであるが、ガスタービンの起
動・停止によって生じる熱応力の影響は対象となってい
ない。
５〜１５％のＣｏを主成分とするＭＣｒＡｌＹ合金、及
びＣｒ量が１０〜３０％、Ａｌ量が５〜１５％でＣｏ／
Ｎｉが０．５以上のＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金では９００
℃での耐食性はその他の成分のＭＣｒＡｌＹ合金に比べ
て優れていた。従って本発明の実施例では、下部被覆層
としてＣｏ−３２％Ｎｉ−２１％Ｃｒ−８％Ａｌ−０．
５％Ｙ合金を用いたが、本発明の下部被覆層として上記
組成範囲のＣｏＣｒＡｌＹ、ＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金を
用いても本実施例と同様の耐食性が得られる。また、上
部被覆層としても上記組成範囲のＮｉＣｒＡｌＹ合金を
用いることにより、本実施例と同様の耐食性が得られ
る。このような評価法は実機のガスタービン翼の曝され
る高温腐食を模擬したものであるが、ガスタービンの起
動・停止によって生じる熱応力の影響は対象となってい
ない。
【００３８】そこで、本発明では図４に示す試験装置を
用いて、熱応力と、高温腐食が相乗したガスタービン翼
の実環境を模擬した評価を実施した。本法は加熱源とし
てＡｒ−７％Ｈｚガスのプラズマジェットを用い、中空
試験片の内部を圧縮空気によって空冷する方式である。
プラズマジェットの出力は４０ＫＷで、加熱距離は１０
０ｍｍで、プラズマジェット中にＳＯ2ガス及びＮａＣ
ｌを添加した。またプラズマジェットによる加熱を１０
ｍｉｎ．、プラズマジェットを発生させるプラズマガン
を移動させ、空冷のみを行なう冷却工程を１ｍｉｎ．繰
り返すサイクル試験とした。その結果、ＳＯ2ガス及び
ＮａＣｌにより試験片表面にＮａ2ＳＯ4溶融塩が形成さ
れ、実機条件を加速した高温腐食条件下になるととも
に、ガスタービン翼の熱的条件（熱流束１ＭＷ／ｍ2、
加熱時の基材温度９５０℃、冷却時の基材温度（２５０
℃）となり、加熱、冷却のくり返しによってガスタービ
ンの起動・停止をほぼ模擬した熱応力条件にもなる。
用いて、熱応力と、高温腐食が相乗したガスタービン翼
の実環境を模擬した評価を実施した。本法は加熱源とし
てＡｒ−７％Ｈｚガスのプラズマジェットを用い、中空
試験片の内部を圧縮空気によって空冷する方式である。
プラズマジェットの出力は４０ＫＷで、加熱距離は１０
０ｍｍで、プラズマジェット中にＳＯ2ガス及びＮａＣ
ｌを添加した。またプラズマジェットによる加熱を１０
ｍｉｎ．、プラズマジェットを発生させるプラズマガン
を移動させ、空冷のみを行なう冷却工程を１ｍｉｎ．繰
り返すサイクル試験とした。その結果、ＳＯ2ガス及び
ＮａＣｌにより試験片表面にＮａ2ＳＯ4溶融塩が形成さ
れ、実機条件を加速した高温腐食条件下になるととも
に、ガスタービン翼の熱的条件（熱流束１ＭＷ／ｍ2、
加熱時の基材温度９５０℃、冷却時の基材温度（２５０
℃）となり、加熱、冷却のくり返しによってガスタービ
ンの起動・停止をほぼ模擬した熱応力条件にもなる。
【００３９】このような試験で表１中の本発明の被覆層
（Ｎｏ．２〜４）とＮｏ．６〜８，１１，２１の公知の
被覆層を設けたそれぞれの試験片を用いて評価した。試
験のサイクル数は１５００回である。表４は試験後の外
観観察及び断面組織の観察結果を示す。
（Ｎｏ．２〜４）とＮｏ．６〜８，１１，２１の公知の
被覆層を設けたそれぞれの試験片を用いて評価した。試
験のサイクル数は１５００回である。表４は試験後の外
観観察及び断面組織の観察結果を示す。
【００４０】
【表４】
【００４１】本発明の被覆層（Ｎｏ．２〜４）では外観
観察では高温腐食による損傷は全く認められず、断面組
織観察の結果、表層部のＡｌ含有量の大きいＮｉＣｒＡ
ｌＹ合金被覆層の表面に厚さ方向に多数のクラックが生
じており、そのクラック先端部のＮｉＣｒＡｌＹ合金被
覆層に高温腐食に起因する損傷（ＥＰＭＡの結果、損傷
部にはＣｒ2Ｏ3及びＡl2Ｏ3が認められる）が認められ
た。しかし、その下部層のＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆
層は高温腐食による損傷は全く認められず健全で、当然
ながら基材の損傷も無かった。一方、Ｎｏ．６〜８の表
面部のＡｌ含有量を大きくしたＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆
層では、表面部のＡｌ含有量を大きくした部分にクラッ
クが生じており、そのクラック先端部で高温腐食による
損傷が生じていた。そして、一部では高温腐食による損
傷は基材まで達しており、基材の損傷部ではＥＰＭＡの
結果、Ｃｒ2Ｏ3、Ａl2Ｏ3、ＮｉＳが認められた。ま
た、Ｎｏ．１１，２１の被覆層ではクラックの発生はほ
とんど認められないが表面部から内部に向って高温腐食
による損傷が認められ、損傷は基材との境界部にまで達
しており、一部では高温腐食による基材の損傷も認めら
れた。
観察では高温腐食による損傷は全く認められず、断面組
織観察の結果、表層部のＡｌ含有量の大きいＮｉＣｒＡ
ｌＹ合金被覆層の表面に厚さ方向に多数のクラックが生
じており、そのクラック先端部のＮｉＣｒＡｌＹ合金被
覆層に高温腐食に起因する損傷（ＥＰＭＡの結果、損傷
部にはＣｒ2Ｏ3及びＡl2Ｏ3が認められる）が認められ
た。しかし、その下部層のＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆
層は高温腐食による損傷は全く認められず健全で、当然
ながら基材の損傷も無かった。一方、Ｎｏ．６〜８の表
面部のＡｌ含有量を大きくしたＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆
層では、表面部のＡｌ含有量を大きくした部分にクラッ
クが生じており、そのクラック先端部で高温腐食による
損傷が生じていた。そして、一部では高温腐食による損
傷は基材まで達しており、基材の損傷部ではＥＰＭＡの
結果、Ｃｒ2Ｏ3、Ａl2Ｏ3、ＮｉＳが認められた。ま
た、Ｎｏ．１１，２１の被覆層ではクラックの発生はほ
とんど認められないが表面部から内部に向って高温腐食
による損傷が認められ、損傷は基材との境界部にまで達
しており、一部では高温腐食による基材の損傷も認めら
れた。
【００４２】以上の評価試験の結果、本発明の被覆層は
従来の被覆層に比べガスタービン翼を模擬した、熱応力
場と高温腐食が相乗した過酷な環境下でも信頼性の優れ
たものであることが明らかになった。
従来の被覆層に比べガスタービン翼を模擬した、熱応力
場と高温腐食が相乗した過酷な環境下でも信頼性の優れ
たものであることが明らかになった。
【００４３】次に本発明のガスタービン翼を作製した。
図５はガスタービン翼の外観図で、その内部は空冷用の
冷却通路、冷却効率を上げるタービレンスプロモータ、
ピンフィンを有したもので、翼は薄肉の中空構造であ
る。翼基材はＮｉ基耐熱合金（Ｒｅｎｅ´−８０製）
で、前述と同様の材料、方法により本発明の被覆層を形
成した。本発明の被覆層を設けた部分は翼面３１及び高
温燃焼ガスに曝されるプラットフォーム３２部である。
このようなガスタービン翼を実機ガスタービン動翼に用
いた結果、表１中のＮｏ．８あるいはＮｏ．２１の従来
の被覆層を設けたものに比べ、高温腐食に対する耐久性
は３〜４倍であった。
図５はガスタービン翼の外観図で、その内部は空冷用の
冷却通路、冷却効率を上げるタービレンスプロモータ、
ピンフィンを有したもので、翼は薄肉の中空構造であ
る。翼基材はＮｉ基耐熱合金（Ｒｅｎｅ´−８０製）
で、前述と同様の材料、方法により本発明の被覆層を形
成した。本発明の被覆層を設けた部分は翼面３１及び高
温燃焼ガスに曝されるプラットフォーム３２部である。
このようなガスタービン翼を実機ガスタービン動翼に用
いた結果、表１中のＮｏ．８あるいはＮｏ．２１の従来
の被覆層を設けたものに比べ、高温腐食に対する耐久性
は３〜４倍であった。
【００４４】実施例２ 実施例１と同様の試験片基材を用い、その表面に実施例
１と同様の方法でＣｏＮｉＣｒＡｌＹと、ＮｉＣｒＡｌ
Ｙの二層積層構造の被覆層を形成した。その条件等も実
施例１と同様である。しかる後、ＮｉＣｒＡｌＹ合金被
覆層の表面部のＡｌ含有量を大きくする処理を行なっ
た。処理法は実施例１と同様であるが、８００℃のＡｒ
雰囲気中で加熱時間を４ｈとした。しかる後、混合粉末
中から試験片を取り出し表面付着物を除去した後、真空
中で１０６０℃、４ｈの加熱処理を行なった。
１と同様の方法でＣｏＮｉＣｒＡｌＹと、ＮｉＣｒＡｌ
Ｙの二層積層構造の被覆層を形成した。その条件等も実
施例１と同様である。しかる後、ＮｉＣｒＡｌＹ合金被
覆層の表面部のＡｌ含有量を大きくする処理を行なっ
た。処理法は実施例１と同様であるが、８００℃のＡｒ
雰囲気中で加熱時間を４ｈとした。しかる後、混合粉末
中から試験片を取り出し表面付着物を除去した後、真空
中で１０６０℃、４ｈの加熱処理を行なった。
【００４５】このようにして作製した試験片の断面組織
観察結果の模式図、及び、ＥＰＭＡによる断面のＣｏ、
Ｎｉ、Ｃｒ、Ａｌの分析結果を図６に示す。この場合の
本発明の被覆層では被覆層の表面部のＡｌ含有量を大き
くした部分はＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆層の全体になって
おり、Ａｌ含有量は表面が最大で内部になるに従って少
なくなっている。この場合、Ａｒ雰囲気中でのＡｌ拡散
処理後の上部被覆層中での最大Ａｌ濃度は１８％であっ
たが、真空中での前記加熱処理後では最大Ａｌ濃度は１
２％になっていた。このような本発明の被覆層は実施例
１と同様の図４に示した高温腐食と熱応力とを相乗した
試験の結果、実施例１と同等の結果が得られ、実機ガス
タービン翼を模擬した条件下で優れた耐久性を有してい
た。
観察結果の模式図、及び、ＥＰＭＡによる断面のＣｏ、
Ｎｉ、Ｃｒ、Ａｌの分析結果を図６に示す。この場合の
本発明の被覆層では被覆層の表面部のＡｌ含有量を大き
くした部分はＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆層の全体になって
おり、Ａｌ含有量は表面が最大で内部になるに従って少
なくなっている。この場合、Ａｒ雰囲気中でのＡｌ拡散
処理後の上部被覆層中での最大Ａｌ濃度は１８％であっ
たが、真空中での前記加熱処理後では最大Ａｌ濃度は１
２％になっていた。このような本発明の被覆層は実施例
１と同様の図４に示した高温腐食と熱応力とを相乗した
試験の結果、実施例１と同等の結果が得られ、実機ガス
タービン翼を模擬した条件下で優れた耐久性を有してい
た。
【００４６】実施例３ 実施例１と同様の方法により、一方向凝固材（Ｍａｒ−
Ｍ２４７：Ｎｉ−８．４Ｃｒ−０．５Ｍｏ−９．５Ｗ−
５．５Ａｌ−０．７Ｔｉ−３．２Ｔａ−１０．１Ｃｏ−
１．５Ｈｆ）及び、単結晶材（ＣＭＳＸ−４：Ｎｉ−
６．６Ｃｒ−０．６Ｍｏ−６．４Ｗ−３Ｒｅ−５．６Ａ
ｌ−１．０Ｔｉ−６．５Ｔａ−９．６Ｃｏ−０．１Ｈ
ｆ）を試験片基材として本発明の被覆層を作製した。こ
のようにして作製した本発明の被覆層について実施例１
に示した図４の試験装置により高温腐食と熱応力とを相
乗した耐久性評価を実施した。その結果、いずれの材料
を試験片基材とした場合とも、実施例１の本発明の被覆
層と同等の耐久性を示した。
Ｍ２４７：Ｎｉ−８．４Ｃｒ−０．５Ｍｏ−９．５Ｗ−
５．５Ａｌ−０．７Ｔｉ−３．２Ｔａ−１０．１Ｃｏ−
１．５Ｈｆ）及び、単結晶材（ＣＭＳＸ−４：Ｎｉ−
６．６Ｃｒ−０．６Ｍｏ−６．４Ｗ−３Ｒｅ−５．６Ａ
ｌ−１．０Ｔｉ−６．５Ｔａ−９．６Ｃｏ−０．１Ｈ
ｆ）を試験片基材として本発明の被覆層を作製した。こ
のようにして作製した本発明の被覆層について実施例１
に示した図４の試験装置により高温腐食と熱応力とを相
乗した耐久性評価を実施した。その結果、いずれの材料
を試験片基材とした場合とも、実施例１の本発明の被覆
層と同等の耐久性を示した。
【００４７】実施例４ 図５と同様の形状及び材質のガスタービン翼を用いて、
本発明のガスタービン翼を作製した。被覆層の形成方法
として、先ず、ガスタービン翼の翼面腹側にのみＣｏ−
３２％Ｎｉ−２１％Ｃｒ−８％Ａｌ−０．５％Ｙ合金被
覆層を７５μｍ厚さ形成し、しかる後、翼面腹側も含め
翼面全体及び燃焼ガスに曝されるプラットフォーム部に
Ｎｉ−２０％Ｃｒ−８％Ａｌ−０．５％Ｙ合金被覆層を
７５μｍ厚さ形成した。その後、翼面全体及びプラット
フォーム部の合金被覆層の表面部のＡｌ含有量を大きく
する処理を実施した。更にその後、真空中で１０６０
℃、４ｈの加熱処理を行なった。これらの一連の処理条
件は実施例１と同様である。本実施例では、ガスタービ
ン翼の腹側面にのみ本発明の被覆層が形成されている。
このような表面被覆層を設けたガスタービン翼は、翼の
腹側面の耐久性を向上させたものである。ガスタービン
翼では、翼の背側面に比べ腹側面の高温腐食、熱応力が
厳しくなる場合有効である。実施例１と同様に、実機ガ
スタービン動翼として用いた結果、表１中のＮｏ．３、
あるいはＮｏ．６の従来の被覆層を設けたものに比べ、
翼腹側の高温腐食に対する耐久性は３〜４倍であった。
本発明のガスタービン翼を作製した。被覆層の形成方法
として、先ず、ガスタービン翼の翼面腹側にのみＣｏ−
３２％Ｎｉ−２１％Ｃｒ−８％Ａｌ−０．５％Ｙ合金被
覆層を７５μｍ厚さ形成し、しかる後、翼面腹側も含め
翼面全体及び燃焼ガスに曝されるプラットフォーム部に
Ｎｉ−２０％Ｃｒ−８％Ａｌ−０．５％Ｙ合金被覆層を
７５μｍ厚さ形成した。その後、翼面全体及びプラット
フォーム部の合金被覆層の表面部のＡｌ含有量を大きく
する処理を実施した。更にその後、真空中で１０６０
℃、４ｈの加熱処理を行なった。これらの一連の処理条
件は実施例１と同様である。本実施例では、ガスタービ
ン翼の腹側面にのみ本発明の被覆層が形成されている。
このような表面被覆層を設けたガスタービン翼は、翼の
腹側面の耐久性を向上させたものである。ガスタービン
翼では、翼の背側面に比べ腹側面の高温腐食、熱応力が
厳しくなる場合有効である。実施例１と同様に、実機ガ
スタービン動翼として用いた結果、表１中のＮｏ．３、
あるいはＮｏ．６の従来の被覆層を設けたものに比べ、
翼腹側の高温腐食に対する耐久性は３〜４倍であった。
【００４８】実施例５ 図５と同様の形状及び材質のガスタービン翼を用いて、
本発明のガスタービン翼を作製した。被覆層の形成方法
として、先ず、ガスタービンの翼背側にＣｏ−３２％Ｎ
ｉ−２１％Ｃｒ−８％Ａｌ−０．５％Ｙ合金被覆層を１
５０μｍ形成し、翼腹側に同じ成分の合金被覆層を７５
μｍ形成し、更に翼腹側ではその上にＮｉ−２０％Ｃｒ
−８％Ａｌ−０．５％Ｙ合金被覆層を７５μｍ形成し
た。なお、プラットフォーム部はＣｏ−３２％Ｎｉ−２
１％Ｃｒ−８％Ａｌ−０．５％Ｙ合金被覆層を１００μ
ｍ形成した。これら各種の被覆層の形成方法、条件は実
施例１と同様である。しかる後、翼腹面のみにＡｌ拡散
処理を実施した。なお、その方法、条件も実施例１と同
様である。この場合、Ａｌ拡散処理の前に翼背面、プラ
ットフォーム部には有機バインダーを含むＡl2Ｏ3を塗
布し、この部分をマスキングすることによりＡｌ拡散が
生じないようにした。Ａｌ拡散処理後、ホーニング処理
（ホーニング剤Ａl2Ｏ3、粒子径５０〜２００μｍ、空
気圧３Ｋｇ／ｃｍ2）にてマスキング材を除去し、しか
る後、実施例１と同様の真空中加熱処理を実施した。
本発明のガスタービン翼を作製した。被覆層の形成方法
として、先ず、ガスタービンの翼背側にＣｏ−３２％Ｎ
ｉ−２１％Ｃｒ−８％Ａｌ−０．５％Ｙ合金被覆層を１
５０μｍ形成し、翼腹側に同じ成分の合金被覆層を７５
μｍ形成し、更に翼腹側ではその上にＮｉ−２０％Ｃｒ
−８％Ａｌ−０．５％Ｙ合金被覆層を７５μｍ形成し
た。なお、プラットフォーム部はＣｏ−３２％Ｎｉ−２
１％Ｃｒ−８％Ａｌ−０．５％Ｙ合金被覆層を１００μ
ｍ形成した。これら各種の被覆層の形成方法、条件は実
施例１と同様である。しかる後、翼腹面のみにＡｌ拡散
処理を実施した。なお、その方法、条件も実施例１と同
様である。この場合、Ａｌ拡散処理の前に翼背面、プラ
ットフォーム部には有機バインダーを含むＡl2Ｏ3を塗
布し、この部分をマスキングすることによりＡｌ拡散が
生じないようにした。Ａｌ拡散処理後、ホーニング処理
（ホーニング剤Ａl2Ｏ3、粒子径５０〜２００μｍ、空
気圧３Ｋｇ／ｃｍ2）にてマスキング材を除去し、しか
る後、実施例１と同様の真空中加熱処理を実施した。
【００４９】本実施例のガスタービン翼では翼腹側の高
温腐食、熱応力が厳しくなる場合有効となる。実施例１
と同様に、実機ガスタービン動翼として用いた結果、実
施例４と同様に翼腹側の高温腐食に対する耐久性は従来
の被覆層を設けたものに比べ３〜４倍であった。
温腐食、熱応力が厳しくなる場合有効となる。実施例１
と同様に、実機ガスタービン動翼として用いた結果、実
施例４と同様に翼腹側の高温腐食に対する耐久性は従来
の被覆層を設けたものに比べ３〜４倍であった。
【００５０】実施例６ 図７及び図８に示す形状のガスタービン翼（Ｒｅｎｅ´
−８０製）を用いて本発明のガスタービン翼を作製し
た。被覆層の形成方法として、実施例１と同様の被覆材
を用いて、同様の方法、条件にて、図７に示す翼面３１
全面及び燃焼ガスに曝されるプラットフォーム３２部の
表面にＣｏＮｉＣｒＡｌＹ／ＮｉＣｒＡｌＹの二層積層
構造の被覆層を形成した。しかる後、翼面３１前面及び
プラットフォーム３２部の表面に実施例１と同様の方法
にて、被覆層の表面近傍のＡｌ含有量を大きくするとと
もに、図８に示した翼先端部分３３ａ，３３ｂ，３３ｃ
の基材表面のそれぞれの部分のＡｌ含有量を大きくし
た。
−８０製）を用いて本発明のガスタービン翼を作製し
た。被覆層の形成方法として、実施例１と同様の被覆材
を用いて、同様の方法、条件にて、図７に示す翼面３１
全面及び燃焼ガスに曝されるプラットフォーム３２部の
表面にＣｏＮｉＣｒＡｌＹ／ＮｉＣｒＡｌＹの二層積層
構造の被覆層を形成した。しかる後、翼面３１前面及び
プラットフォーム３２部の表面に実施例１と同様の方法
にて、被覆層の表面近傍のＡｌ含有量を大きくするとと
もに、図８に示した翼先端部分３３ａ，３３ｂ，３３ｃ
の基材表面のそれぞれの部分のＡｌ含有量を大きくし
た。
【００５１】その結果、合金被覆層の形成が形状的に難
しく、かつ、冷却ガスが流れ基材温度が他の部分に比べ
低い図８中の翼先端部分３３ａ，３３ｂ，３３ｃについ
ては、Ｎｉ基超合金の表面近傍のＡｌ含有量を大きく
し、かつ、基材温度が高い翼面前面３１及びプラットフ
ォーム３２部には表面のＡｌ含有量を大きくした合金被
覆層を形成した本発明のガスタービン翼が作製できた。
この本発明のガスタービン翼では、実機で使用した場
合、翼先端部分からの高温腐食も防止でき、高温耐久性
に優れたガスタービン翼となる。
しく、かつ、冷却ガスが流れ基材温度が他の部分に比べ
低い図８中の翼先端部分３３ａ，３３ｂ，３３ｃについ
ては、Ｎｉ基超合金の表面近傍のＡｌ含有量を大きく
し、かつ、基材温度が高い翼面前面３１及びプラットフ
ォーム３２部には表面のＡｌ含有量を大きくした合金被
覆層を形成した本発明のガスタービン翼が作製できた。
この本発明のガスタービン翼では、実機で使用した場
合、翼先端部分からの高温腐食も防止でき、高温耐久性
に優れたガスタービン翼となる。
【００５２】実施例７ 図９に示す形状のタービン翼（ＩＮ−９３９製、成分、
１９．５％Ｃｏ−２２．５％Ｃｒ−２．０％Ａｌ−２．
０％Ｗ−１．０％Ｎｂ−１．４％Ｔａ−３．７％Ｔｉ−
０．１％Ｚｒ−０．１５％Ｃ−残Ｎｉ）を用いて本発明
のガスタービン翼を作製した。実施例１と同様の被覆材
を用いて、同様の方法、条件にて図９に示す翼面４１全
面及び燃焼ガスに曝されるガスパス部４２の表面に本発
明の被覆層を形成したガスタービン翼を作製した。
１９．５％Ｃｏ−２２．５％Ｃｒ−２．０％Ａｌ−２．
０％Ｗ−１．０％Ｎｂ−１．４％Ｔａ−３．７％Ｔｉ−
０．１％Ｚｒ−０．１５％Ｃ−残Ｎｉ）を用いて本発明
のガスタービン翼を作製した。実施例１と同様の被覆材
を用いて、同様の方法、条件にて図９に示す翼面４１全
面及び燃焼ガスに曝されるガスパス部４２の表面に本発
明の被覆層を形成したガスタービン翼を作製した。
【００５３】このガスタービン翼は実施例１と同様に実
機に用いた結果、表１中のＮｏ．８あるいはＮｏ．２１
の従来の被覆層を設けたものに比べ、高温腐食に対する
耐久性は３〜４倍であった。また図９に示す形状のター
ビン翼（ＩＮ−９３９製）において、実施例４あるいは
実施例５の方法と同様に本発明の被覆層を形成したガス
タービン翼を作製した。これらの本発明のガスタービン
翼を実機に用いた結果、上記と同様の優れた高温耐久性
が得られた。
機に用いた結果、表１中のＮｏ．８あるいはＮｏ．２１
の従来の被覆層を設けたものに比べ、高温腐食に対する
耐久性は３〜４倍であった。また図９に示す形状のター
ビン翼（ＩＮ−９３９製）において、実施例４あるいは
実施例５の方法と同様に本発明の被覆層を形成したガス
タービン翼を作製した。これらの本発明のガスタービン
翼を実機に用いた結果、上記と同様の優れた高温耐久性
が得られた。
【００５４】実施例８ 図１０は本発明に係るガスタービンの回転部分の部分断
面図である。本実施例におけるタービンディスク１２１
は２段有しており、ガス流の上流側より初段及び２段目
には中心孔１２２が設けられている。更に本実施例では
コンプレッサディスク１２３のガス流の下流側での最終
段、ディスタントピース１２４、タービンスペーサ１２
５、タービンスタッキングボルト１２６、及びコンプレ
ッサスタッキングボルト１２７に１２％Ｃｒ全マルテン
サイト系耐熱鋼を用いたものである。その他２段目のタ
ービンブレード１２０、タービンノズル１２８、燃焼機
１２９のライナ１３０、コンプレッサブレード１３１、
コンプレッサノズル１３２、ダイヤフラム１３３及びシ
ュラウド１３４を備えている。１３５はタービンスタブ
シャフト、１３６はコンプレッサスタブシャフトを示
す。タービンブレード１２０及びタービンノズル１２８
に前記本発明に係る被覆層が形成されている。これによ
り、高効率発電用ガスタービンシステムが可能になる。
面図である。本実施例におけるタービンディスク１２１
は２段有しており、ガス流の上流側より初段及び２段目
には中心孔１２２が設けられている。更に本実施例では
コンプレッサディスク１２３のガス流の下流側での最終
段、ディスタントピース１２４、タービンスペーサ１２
５、タービンスタッキングボルト１２６、及びコンプレ
ッサスタッキングボルト１２７に１２％Ｃｒ全マルテン
サイト系耐熱鋼を用いたものである。その他２段目のタ
ービンブレード１２０、タービンノズル１２８、燃焼機
１２９のライナ１３０、コンプレッサブレード１３１、
コンプレッサノズル１３２、ダイヤフラム１３３及びシ
ュラウド１３４を備えている。１３５はタービンスタブ
シャフト、１３６はコンプレッサスタブシャフトを示
す。タービンブレード１２０及びタービンノズル１２８
に前記本発明に係る被覆層が形成されている。これによ
り、高効率発電用ガスタービンシステムが可能になる。
【００５５】
【発明の効果】本発明の被覆層は、高温腐食と熱応力が
相乗した環境下で使用されるガスタービン翼の耐久性向
上、長寿命化に大きく貢献する。特に、発電効率の高い
ガスタービンでは、燃焼ガス温度が高くなり、その結
果、翼基材の温度を耐熱合金の耐熱温度にするため翼の
冷却が必須となる。従って、翼の構造は中空の薄肉とな
り、高温腐食による基材の減肉が翼寿命を律速する。ま
た、このような構造の翼では、ガスタービンの起動・停
止に伴う熱応力が大きくなるが、本発明の被覆層は、熱
応力により被覆層にクラックが生じた際もその下部被覆
層によって高温耐食性が維持できる。上記のような点か
ら、本発明のガスタービン翼を用いることにより、高効
率発電用ガスタービンシステムが可能になる。
相乗した環境下で使用されるガスタービン翼の耐久性向
上、長寿命化に大きく貢献する。特に、発電効率の高い
ガスタービンでは、燃焼ガス温度が高くなり、その結
果、翼基材の温度を耐熱合金の耐熱温度にするため翼の
冷却が必須となる。従って、翼の構造は中空の薄肉とな
り、高温腐食による基材の減肉が翼寿命を律速する。ま
た、このような構造の翼では、ガスタービンの起動・停
止に伴う熱応力が大きくなるが、本発明の被覆層は、熱
応力により被覆層にクラックが生じた際もその下部被覆
層によって高温耐食性が維持できる。上記のような点か
ら、本発明のガスタービン翼を用いることにより、高効
率発電用ガスタービンシステムが可能になる。
【図１】（ａ）は本発明の被覆層の断面模式図であり、
（ｂ）はＥＰＭＡによるＣｏ、Ｎｉ、Ｃｒ、Ａｌの分析
結果を示す図である。
（ｂ）はＥＰＭＡによるＣｏ、Ｎｉ、Ｃｒ、Ａｌの分析
結果を示す図である。
【図２ａ，ｂ，ｃ】（ａ）は従来の被覆層の断面模式図
であり、（ｂ）及び（ｃ）はとＥＰＭＡによるＣｏ、Ｎ
ｉ、Ｃｒ、Ａｌの分析結果を示す図である。
であり、（ｂ）及び（ｃ）はとＥＰＭＡによるＣｏ、Ｎ
ｉ、Ｃｒ、Ａｌの分析結果を示す図である。
【図３】高温腐食試験装置の概略図である。
【図４】高温腐食と熱応力を相乗させた試験装置の概略
図である。
図である。
【図５】本発明に係る合金被覆ガスタービン翼の斜視図
である。
である。
【図６】（ａ）は本発明の被覆層の断面模式図であり、
（ｂ）はＥＰＭＡによるＣｏ、Ｎｉ、Ｃｒ、Ａｌの分析
結果を示す図である。
（ｂ）はＥＰＭＡによるＣｏ、Ｎｉ、Ｃｒ、Ａｌの分析
結果を示す図である。
【図７】本発明に係る合金被覆ガスタービン翼の斜視図
である。
である。
【図８】図８の要部斜視図である。
【図９】本発明に係る合金被覆ガスタービン静翼の斜視
図である。
図である。
【図１０】本発明に係るガスタービンの断面図である。
１ 上部合金被覆層 ２ 下部合金被覆層 ３ 基材 ４ Ａｌ含有量の大の部分 ５ 合金被覆層 ３１ 翼面 ３２ プラットフォーム ３３ａ，３３ｂ，３３ｃ 翼先端部
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.5 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 Ｆ０１Ｄ 9/02 9038−3Ｇ (72)発明者 有川 秀行 茨城県日立市久慈町4026番地 株式会社日 立製作所日立研究所内 (72)発明者 笹田 哲男 茨城県日立市幸町３丁目１番１号 株式会 社日立製作所日立工場内 (72)発明者 鳥谷 初 茨城県日立市幸町３丁目１番１号 株式会 社日立製作所日立工場内
Claims (13)
- 【請求項１】 耐熱合金製の基材の表面に高温耐食性及
び耐酸化性に富む被覆層を設けたガスタービン翼におい
て、前記被覆層は、基材と接する部分にＣｏを主成分と
しＣｒ、Ａｌを含み、更にＹ及び／又はＴａ，Ｚｒ，Ｃ
ｅのいずれか１つ若しくはその組合せから成る下部合金
被覆層と、その下部合金被覆層の上にＮｉを主成分と
し、Ｃｒ、Ａｌを含み、更にＹ及び／又はＴａ，Ｚｒ，
Ｃｅのいずれか１つ若しくはその組合せから成る上部合
金被覆層との２層を備え、前記上部合金被覆層のＡｌ含
有量が最外表面部で大きく内側で連続的に減少して拡散
されていることを特徴とする合金被覆ガスタービン翼。 - 【請求項２】 耐熱合金製の基材の表面に高温耐食性及
び耐酸化性に富む被覆層を設けたガスタービン翼におい
て、前記被覆層は、基材と接する部分にＣｏ−Ｎｉを主
成分としＣｒ、Ａｌを含み、更にＹ及び／又はＴａ，Ｚ
ｒ，Ｃｅのいずれか１つ若しくはその組合せから成る下
部合金被覆層と、その下部合金被覆層の上にＮｉを主成
分とし、Ｃｒ、Ａｌを含み、更にＹ及び／又はＴａ，Ｚ
ｒ，Ｃｅのいずれか１つ若しくはその組合せから成る上
部合金被覆層との２層を備え、前記上部合金被覆層のＡ
ｌ含有量が最外表面部で大きく内側で連続的に減少して
拡散されていることを特徴とする合金被覆ガスタービン
翼。 - 【請求項３】 請求項１において、下部合金被覆層はＣ
ｒ；１０〜３０ｗｔ％、Ａｌ；５〜１５ｗｔ％、Ｙ；
０．１〜１．５ｗｔ％、残部Ｃｏ及び不可避的不純物よ
りなり、上部合金被覆層はＣｒ；１０〜３０ｗｔ％、Ａ
ｌ；５〜１５ｗｔ％、Ｙ；０．１〜１．５ｗｔ％、残部
Ｎｉ及び不可避的不純物よりなることを特徴とする合金
被覆ガスタービン翼。 - 【請求項４】 請求項２において、下部合金被覆層はＣ
ｒ；１０〜３０ｗｔ％、Ａｌ；５〜１５ｗｔ％、Ｙ；
０．１〜１．５ｗｔ％、残部Ｃｏ−Ｎｉでその比Ｃｏ／
Ｎｉが０．５以上のもの及び不可避的不純物よりなり、
上部合金被覆層はＣｒ；１０〜３０ｗｔ％、Ａｌ；５〜
１５ｗｔ％、Ｙ；０．１〜１．５ｗｔ％、残部Ｎｉ及び
不可避的不純物よりなることを特徴とする合金被覆ガス
タービン翼。 - 【請求項５】 請求項１〜４のいずれかにおいて、上部
合金被覆層中に拡散されているＡｌの最大濃度は１５〜
２５％であることを特徴とする合金被覆ガスタービン
翼。 - 【請求項６】 請求項１〜５のいずれかにおいて、上部
合金被覆層中に拡散されているＡｌは、最外表面部から
下部合金被覆層に接する部分まで連続的に減少している
ことを特徴とする合金被覆ガスタービン翼。 - 【請求項７】 請求項１〜６のいずれかにおいて、上部
合金被覆層中に拡散されているＡｌは、最外表面部から
徐々に減少し、下部合金被覆層に接する手前部分ではほ
ぼ一定値に成っていることを特徴とする合金被覆ガスタ
ービン翼。 - 【請求項８】 請求項１〜７のいずれかにおいて、下部
合金被覆層の厚さが２５〜２００μｍ、上部合金被覆層
の厚さが２５〜２００μｍであることを特徴とする合金
被覆ガスタービン翼。 - 【請求項９】 請求項１〜８のいずれかにおいて、Ａｌ
が拡散されている前記２層の合金被覆層は、少なくとも
翼面全面及びプラットフォーム部に設けられていること
を特徴とする合金被覆ガスタービン翼。 - 【請求項１０】 請求項９において、翼先端部分の基材
表面にＡｌが拡散されて基材表面近傍のＡｌ含有量が多
く形成されていることを特徴とする合金被覆ガスタービ
ン翼。 - 【請求項１１】 請求項１〜８のいずれかにおいて、Ａ
ｌが拡散されている前記２層の合金被覆層は、少なくと
も翼面全面及び燃焼ガスに曝されるガスパス部の表面に
設けられていることを特徴とする合金被覆ガスタービン
翼。 - 【請求項１２】 耐熱合金製の基材の表面に高温耐食性
及び耐酸化性に富む被覆層を設けた合金被覆ガスタービ
ン翼の製造方法において、基材表面にＣｏ又はＣｏ−Ｎ
ｉを主成分とし、Ｃｒ、Ａｌを含み、更にＹ及び／又は
Ｔａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか１つ若しくはその組合せか
ら成る下部合金被覆層を形成する工程と、その下部合金
被覆層の表面に、Ｎｉを主成分とし、Ｃｒ、Ａｌを含
み、更にＹ及び希土類元素から成る合金被覆層を形成す
る工程と、前記Ｎｉを主成分とし、Ｃｒ、Ａｌを含み、
更にＹ及び／又はＴａ，Ｚｒ，Ｃｅのいずれか１つ若し
くはその組合せから成る上部合金被覆層を形成する工程
と、上部合金被覆層にＡｌを拡散浸透させる工程とを含
むことを特徴とする合金被覆ガスタービン翼の製造方
法。 - 【請求項１３】 圧縮機と、燃焼機と、タービンディス
クにダブティル部が固定された単段又は複数段のタービ
ンブレードと、前記ブレードに対応して設けられたター
ビンノズルとを備えたガスタービンにおいて、請求項１
〜１１のいずれかに記載の合金被覆ガスタービン翼を備
えていることを特徴とするガスタービン。
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