JPH09195067A - 耐熱部品 - Google Patents
耐熱部品Info
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- JPH09195067A JPH09195067A JP8004350A JP435096A JPH09195067A JP H09195067 A JPH09195067 A JP H09195067A JP 8004350 A JP8004350 A JP 8004350A JP 435096 A JP435096 A JP 435096A JP H09195067 A JPH09195067 A JP H09195067A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 発電用ガスタービンや航空機用ジェットエン
ジンの動・静翼等として用いられる耐熱部品において、
それらの使用環境下で生じる熱サイクルやエロージョン
等によるセラミックス遮熱層の剥離を防止すると共に、
成膜法に由来する金属結合層との密着の低下や高製造コ
スト等の問題を同時に解決する。 【解決手段】 Ｎｉ基やＣｏ基の耐熱合金等からなる金
属基材１の表面に、Ｍ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金（Ｍ：Ｆ
ｅ，Ｎｉ，Ｃｏ）等からなる金属結合層２を被覆形成す
る。この金属結合層２上にセラミックス遮熱層３を形成
する。セラミックス遮熱層３は、例えば電子ビームＰＶ
Ｄ法により形成された柱状晶組織を有する第１のセラミ
ックス層３ａと、例えばプラズマ溶射法により形成され
た層状組織を有する第２のセラミックス層３ｂとを有
し、これらは部品の部位に応じて金属基材１の表面方向
に並列配置されている。
ジンの動・静翼等として用いられる耐熱部品において、
それらの使用環境下で生じる熱サイクルやエロージョン
等によるセラミックス遮熱層の剥離を防止すると共に、
成膜法に由来する金属結合層との密着の低下や高製造コ
スト等の問題を同時に解決する。 【解決手段】 Ｎｉ基やＣｏ基の耐熱合金等からなる金
属基材１の表面に、Ｍ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金（Ｍ：Ｆ
ｅ，Ｎｉ，Ｃｏ）等からなる金属結合層２を被覆形成す
る。この金属結合層２上にセラミックス遮熱層３を形成
する。セラミックス遮熱層３は、例えば電子ビームＰＶ
Ｄ法により形成された柱状晶組織を有する第１のセラミ
ックス層３ａと、例えばプラズマ溶射法により形成され
た層状組織を有する第２のセラミックス層３ｂとを有
し、これらは部品の部位に応じて金属基材１の表面方向
に並列配置されている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、高温、高応力下な
らびにエロージョン環境下での耐久性および信頼性が要
求されるガスタービンやジェットエンジンの動翼や静翼
等に好適な耐熱部品に関する。
らびにエロージョン環境下での耐久性および信頼性が要
求されるガスタービンやジェットエンジンの動翼や静翼
等に好適な耐熱部品に関する。
【０００２】
【従来の技術】近年、発電用やエンジン用のガスタービ
ン等に代表される高温機器の高効率化や高性能化が精力
的に進められており、この高性能化等を達成するための
最も有効な手段として機器運転温度の高温化が挙げられ
る。このような機器運転温度の高温化に伴って、ガスタ
ービンの動・静翼等に用いられる機器構成材料には、一
層の高温強度と耐食・耐酸化性、ならびに耐エロージョ
ン性が要求されている。しかし、Ｆｅ、Ｎｉ、Ｃｏ等を
ベースとした超合金単体の材料開発では、材料特性の向
上に限界があることから、発電用ガスタービンや航空機
用ジェットエンジン等の分野では、超合金への耐食・耐
酸化金属コーティングが高温化を達成するために不可欠
の技術として認知されている。また、さらなる高温環境
下での使用を可能にするために、金属コーティングの表
面に熱伝導率の低いセラミックス層を形成し、基材の冷
却効率を高める熱遮蔽コーティング（ＴＢＣ）が開発さ
れている。この熱遮蔽コーティングは、既に応力負荷の
低い静翼等で実機への適用が進められている。
ン等に代表される高温機器の高効率化や高性能化が精力
的に進められており、この高性能化等を達成するための
最も有効な手段として機器運転温度の高温化が挙げられ
る。このような機器運転温度の高温化に伴って、ガスタ
ービンの動・静翼等に用いられる機器構成材料には、一
層の高温強度と耐食・耐酸化性、ならびに耐エロージョ
ン性が要求されている。しかし、Ｆｅ、Ｎｉ、Ｃｏ等を
ベースとした超合金単体の材料開発では、材料特性の向
上に限界があることから、発電用ガスタービンや航空機
用ジェットエンジン等の分野では、超合金への耐食・耐
酸化金属コーティングが高温化を達成するために不可欠
の技術として認知されている。また、さらなる高温環境
下での使用を可能にするために、金属コーティングの表
面に熱伝導率の低いセラミックス層を形成し、基材の冷
却効率を高める熱遮蔽コーティング（ＴＢＣ）が開発さ
れている。この熱遮蔽コーティングは、既に応力負荷の
低い静翼等で実機への適用が進められている。
【０００３】上述したような熱遮蔽コーティングにおい
て、基材とセラミックス層との中間に形成される金属層
は金属コーティングとして耐食・耐酸化性を担うと共
に、基材とセラミックス層との熱膨張係数差に起因する
熱応力を緩和させる役割も合せ持っている。このような
要求特性を満足させるために、中間層としての金属層に
は、Ｍ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金（ＭはＦｅ、ＮｉおよびＣ
ｏから選ばれる少なくとも 1種の元素）が一般的に用い
られている。一方、最外層のセラミックス層には、熱伝
導率が低く、かつ熱膨張係数が大きくセラミックスの中
では比較的金属に近い等という理由から、Ｙ2 Ｏ3 安定
化ＺｒＯ2 が最も広く使用されている。
て、基材とセラミックス層との中間に形成される金属層
は金属コーティングとして耐食・耐酸化性を担うと共
に、基材とセラミックス層との熱膨張係数差に起因する
熱応力を緩和させる役割も合せ持っている。このような
要求特性を満足させるために、中間層としての金属層に
は、Ｍ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金（ＭはＦｅ、ＮｉおよびＣ
ｏから選ばれる少なくとも 1種の元素）が一般的に用い
られている。一方、最外層のセラミックス層には、熱伝
導率が低く、かつ熱膨張係数が大きくセラミックスの中
では比較的金属に近い等という理由から、Ｙ2 Ｏ3 安定
化ＺｒＯ2 が最も広く使用されている。
【０００４】ところで、上述した熱遮蔽コーティングに
おけるセラミックス層の形成方法としては、プラズマ溶
射法、電子ビームＰＶＤ法（ＥＢ−ＰＶＤ法）、ＣＶＤ
法等が検討されている。特に、プラズマ溶射法は厚膜の
形成が容易なことや被覆材料の選択の幅が広いこと等か
ら、ガスタービンやジェットエンジン等の動・静翼用の
セラミックスコーティングに一般的に用いられている。
しかし、溶射法で形成したセラミックス層は、熱サイク
ルやエロージョンによって、特に層内部から剥離が生じ
やすく、また基材の曲率の小さな部位に均質な被膜が形
成しにくい等の問題を有している。
おけるセラミックス層の形成方法としては、プラズマ溶
射法、電子ビームＰＶＤ法（ＥＢ−ＰＶＤ法）、ＣＶＤ
法等が検討されている。特に、プラズマ溶射法は厚膜の
形成が容易なことや被覆材料の選択の幅が広いこと等か
ら、ガスタービンやジェットエンジン等の動・静翼用の
セラミックスコーティングに一般的に用いられている。
しかし、溶射法で形成したセラミックス層は、熱サイク
ルやエロージョンによって、特に層内部から剥離が生じ
やすく、また基材の曲率の小さな部位に均質な被膜が形
成しにくい等の問題を有している。
【０００５】一方、耐熱サイクル性と耐エロージョン性
を改善するための方法として、ＥＢ−ＰＶＤ法特有の界
面に対して垂直方向に成長する柱状組織を有するセラミ
ックス層の利用が検討されている。しかし、ＥＢ−ＰＶ
Ｄ法は膜形成コストが高く、また得られるセラミックス
層は中間層としての金属結合層との密着性が低い等の問
題を有している。
を改善するための方法として、ＥＢ−ＰＶＤ法特有の界
面に対して垂直方向に成長する柱状組織を有するセラミ
ックス層の利用が検討されている。しかし、ＥＢ−ＰＶ
Ｄ法は膜形成コストが高く、また得られるセラミックス
層は中間層としての金属結合層との密着性が低い等の問
題を有している。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】上述したように、遮熱
コーティングとしてのセラミックス層の形成方法として
は、プラズマ溶射法とＥＢ−ＰＶＤ法の両者が有望視さ
れているが、それぞれに長所・短所があり、従来の単一
の成膜方法では熱サイクルやエロージョンに対する耐剥
離性、金属結合層との密着強度、経済性等の全てを満足
するセラミックス遮熱層を形成することは困難であっ
た。
コーティングとしてのセラミックス層の形成方法として
は、プラズマ溶射法とＥＢ−ＰＶＤ法の両者が有望視さ
れているが、それぞれに長所・短所があり、従来の単一
の成膜方法では熱サイクルやエロージョンに対する耐剥
離性、金属結合層との密着強度、経済性等の全てを満足
するセラミックス遮熱層を形成することは困難であっ
た。
【０００７】このようなことから、発電用ガスタービン
や航空機用ジェットエンジンの動・静翼等として用いら
れる高温機器用部品、いわゆる耐熱部品においては、そ
れらの使用環境下で生じる問題、すなわち熱サイクルや
エロージョン等によるセラミックス遮熱層の剥離を防止
すると共に、成膜法に由来する金属結合層との密着の低
下や高製造コスト等の問題を同時に解決することが課題
とされている。
や航空機用ジェットエンジンの動・静翼等として用いら
れる高温機器用部品、いわゆる耐熱部品においては、そ
れらの使用環境下で生じる問題、すなわち熱サイクルや
エロージョン等によるセラミックス遮熱層の剥離を防止
すると共に、成膜法に由来する金属結合層との密着の低
下や高製造コスト等の問題を同時に解決することが課題
とされている。
【０００８】本発明は、このような課題に対処するため
になされたもので、耐熱部品全体として耐熱サイクル性
や耐エロージョン性を高めると共に、金属結合層との密
着性の低下を抑制し、さらには製造コストの低減を図っ
た耐熱部品、すなわち部品全体として長期信頼性と経済
性とを同時に満足させることを可能にした耐熱部品を提
供することを目的としている。
になされたもので、耐熱部品全体として耐熱サイクル性
や耐エロージョン性を高めると共に、金属結合層との密
着性の低下を抑制し、さらには製造コストの低減を図っ
た耐熱部品、すなわち部品全体として長期信頼性と経済
性とを同時に満足させることを可能にした耐熱部品を提
供することを目的としている。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明の耐熱部品は、金
属基材と、前記金属基材表面に被覆形成された金属結合
層と、前記金属結合層上に形成されたセラミックス遮熱
層とを具備する耐熱部品において、前記セラミックス遮
熱層は、微細構造が柱状晶組織を有する第１のセラミッ
クス層と、微細構造が層状組織を有する第２のセラミッ
クス層とを有し、前記第１のセラミックス層と第２のセ
ラミックス層とは前記金属基材の表面方向に並列配置さ
れていることを特徴としている。
属基材と、前記金属基材表面に被覆形成された金属結合
層と、前記金属結合層上に形成されたセラミックス遮熱
層とを具備する耐熱部品において、前記セラミックス遮
熱層は、微細構造が柱状晶組織を有する第１のセラミッ
クス層と、微細構造が層状組織を有する第２のセラミッ
クス層とを有し、前記第１のセラミックス層と第２のセ
ラミックス層とは前記金属基材の表面方向に並列配置さ
れていることを特徴としている。
【００１０】本発明の耐熱部品においては、柱状晶組織
を有する第１のセラミックス層と層状組織を有する第２
のセラミックス層とを、例えば耐熱部品の部位に応じて
併用している。柱状晶組織を有する第１のセラミックス
層は、例えばＥＢ−ＰＶＤ法で形成することができ、ま
た層状組織を有する第２のセラミックス層は、プラズマ
溶射法で形成することができる。このように、例えばΕ
Ｂ−ＰＶＤ法とプラズマ溶射法とで形成される微細構造
が異なるセラミックス層を、耐熱部品の部位に応じて組
合わせて使用することによって、個々のセラミックス層
の特性を生かすことができる。すなわち、熱応力が大き
い部位、エロージョンが起こりやすい部位、曲率が小さ
い部位等に第１のセラミックス層を形成すると共に、熱
サイクルやエロージョンによる負荷が低い部位に第２の
セラミックス層を形成することによって、耐熱部品の耐
熱サイクル性や耐エロージョン性等を大幅に高めた上
で、セラミックス遮熱層全体としての製造コストを低減
することができる。
を有する第１のセラミックス層と層状組織を有する第２
のセラミックス層とを、例えば耐熱部品の部位に応じて
併用している。柱状晶組織を有する第１のセラミックス
層は、例えばＥＢ−ＰＶＤ法で形成することができ、ま
た層状組織を有する第２のセラミックス層は、プラズマ
溶射法で形成することができる。このように、例えばΕ
Ｂ−ＰＶＤ法とプラズマ溶射法とで形成される微細構造
が異なるセラミックス層を、耐熱部品の部位に応じて組
合わせて使用することによって、個々のセラミックス層
の特性を生かすことができる。すなわち、熱応力が大き
い部位、エロージョンが起こりやすい部位、曲率が小さ
い部位等に第１のセラミックス層を形成すると共に、熱
サイクルやエロージョンによる負荷が低い部位に第２の
セラミックス層を形成することによって、耐熱部品の耐
熱サイクル性や耐エロージョン性等を大幅に高めた上
で、セラミックス遮熱層全体としての製造コストを低減
することができる。
【００１１】これらに加えて、第１のセラミックス層
は、その柱状晶組織が第２のセラミックス層内に発生し
た熱応力を緩和する効果を有しているため、例えばプラ
ズマ溶射法による第２のセラミックス層の熱サイクルに
よる剥離をも抑制することができる。またさらに、第１
のセラミックス層には、並列配置された第２のセラミッ
クス層の膨張により圧縮応力を受けるため、第１のセラ
ミックス層の界面剥離も抑制することが可能となる。こ
れらによって、高温機器用部品等として用いられる耐熱
部品の長寿命化、高信頼性化、低コスト化を図ることが
できる。
は、その柱状晶組織が第２のセラミックス層内に発生し
た熱応力を緩和する効果を有しているため、例えばプラ
ズマ溶射法による第２のセラミックス層の熱サイクルに
よる剥離をも抑制することができる。またさらに、第１
のセラミックス層には、並列配置された第２のセラミッ
クス層の膨張により圧縮応力を受けるため、第１のセラ
ミックス層の界面剥離も抑制することが可能となる。こ
れらによって、高温機器用部品等として用いられる耐熱
部品の長寿命化、高信頼性化、低コスト化を図ることが
できる。
【００１２】
【発明の実施の形態】以下、本発明を実施するための形
態について説明する。
態について説明する。
【００１３】図１は、本発明の一実施形態による耐熱部
品の要部構成を示す断面図である。同図において、１は
金属基材であり、この金属基材１としてはＦｅ、Ｎｉお
よびＣｏから選ばれる少なくとも 1種の元素を主成分と
する耐熱合金が挙げられ、使用用途等に応じて各種公知
の耐熱合金を適宜選択して使用することができる。実用
上は、 IN738、 IN939、Mar-M247、RENE80等のＮｉ基超
合金や、FSX414、Mar-M509等のＣｏ基超合金を用いるこ
とが有効である。
品の要部構成を示す断面図である。同図において、１は
金属基材であり、この金属基材１としてはＦｅ、Ｎｉお
よびＣｏから選ばれる少なくとも 1種の元素を主成分と
する耐熱合金が挙げられ、使用用途等に応じて各種公知
の耐熱合金を適宜選択して使用することができる。実用
上は、 IN738、 IN939、Mar-M247、RENE80等のＮｉ基超
合金や、FSX414、Mar-M509等のＣｏ基超合金を用いるこ
とが有効である。
【００１４】上述した金属基材１の表面には、耐食・耐
酸化性に優れると共に、金属基材１と後述するセラミッ
クス遮熱層３との中間の熱膨張係数を有するＭ−Ｃｒ−
Ａｌ−Ｙ合金（ＭはＦｅ、ＮｉおよびＣｏから選ばれる
少なくとも 1種の元素を示す）等からなる金属結合層２
が被覆形成されている。
酸化性に優れると共に、金属基材１と後述するセラミッ
クス遮熱層３との中間の熱膨張係数を有するＭ−Ｃｒ−
Ａｌ−Ｙ合金（ＭはＦｅ、ＮｉおよびＣｏから選ばれる
少なくとも 1種の元素を示す）等からなる金属結合層２
が被覆形成されている。
【００１５】Ｍ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金からなる金属結合
層２は、上記したように金属基材１の耐食・耐酸化性を
保証すると同時に、金属基材１／セラミックス遮熱層３
間の熱膨張係数の違いによる熱応力の緩和を図ることを
目的としており、総合的にこれらの性能を考慮して、一
般的には 0.1〜20重量% のＡｌ、10〜35重量% のＣｒ、
0.1〜 5重量% のＹを含み、残部がＮｉおよびＣｏから
選ばれる少なくとも 1種の元素から実質的になる組成の
合金が好ましく用いられる。また、用途によってはＭ−
Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金に、Ｔｉ、Ｎｂ、Ｈｆ、Ｚｒ、Ｔａ
およびＷから選ばれる少なくとも 1種の添加元素を 5重
量% 以下の範囲で添加してもよい。
層２は、上記したように金属基材１の耐食・耐酸化性を
保証すると同時に、金属基材１／セラミックス遮熱層３
間の熱膨張係数の違いによる熱応力の緩和を図ることを
目的としており、総合的にこれらの性能を考慮して、一
般的には 0.1〜20重量% のＡｌ、10〜35重量% のＣｒ、
0.1〜 5重量% のＹを含み、残部がＮｉおよびＣｏから
選ばれる少なくとも 1種の元素から実質的になる組成の
合金が好ましく用いられる。また、用途によってはＭ−
Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金に、Ｔｉ、Ｎｂ、Ｈｆ、Ｚｒ、Ｔａ
およびＷから選ばれる少なくとも 1種の添加元素を 5重
量% 以下の範囲で添加してもよい。
【００１６】金属結合層２は、プラズマ溶射法、ＨＶＯ
Ｆ法、ＰＶＤ法、ＣＶＤ法等の成膜方法によって形成す
ることができるが、実用上はプラズマ溶射法が最も有効
である。特にプラズマ溶射法の中でも、減圧雰囲気中で
溶射プロセスを行う減圧プラズマ溶射法が好ましく、こ
れにより成膜時の金属結合層２の酸化を抑制して、優れ
た耐酸化性を付与することができる。また、金属結合層
２の厚さは10〜 500μm 程度の範囲から用途に応じて選
択でき、例えばガスタービン翼部では50〜300μm 程度
が酸化寿命や金属基材１とセラミックス遮熱層３の応力
緩和効果の観点から適当である。
Ｆ法、ＰＶＤ法、ＣＶＤ法等の成膜方法によって形成す
ることができるが、実用上はプラズマ溶射法が最も有効
である。特にプラズマ溶射法の中でも、減圧雰囲気中で
溶射プロセスを行う減圧プラズマ溶射法が好ましく、こ
れにより成膜時の金属結合層２の酸化を抑制して、優れ
た耐酸化性を付与することができる。また、金属結合層
２の厚さは10〜 500μm 程度の範囲から用途に応じて選
択でき、例えばガスタービン翼部では50〜300μm 程度
が酸化寿命や金属基材１とセラミックス遮熱層３の応力
緩和効果の観点から適当である。
【００１７】上述したような金属結合層２上には、セラ
ミックス遮熱層３が被覆形成されており、これらによっ
て例えば高温機器用部品として用いられる耐熱部品４が
構成されている。セラミックス遮熱層３は、ＥＢ−ＰＶ
Ｄ法により形成された柱状晶組織を有する第１のセラミ
ックス層３ａと、プラズマ溶射法により形成された層状
組織を有する第２のセラミックス層３ｂとを有してお
り、これら第１のセラミックス層３ａと第２のセラミッ
クス層３ｂとは、金属基材１の表面方向に並列配置され
ている。
ミックス遮熱層３が被覆形成されており、これらによっ
て例えば高温機器用部品として用いられる耐熱部品４が
構成されている。セラミックス遮熱層３は、ＥＢ−ＰＶ
Ｄ法により形成された柱状晶組織を有する第１のセラミ
ックス層３ａと、プラズマ溶射法により形成された層状
組織を有する第２のセラミックス層３ｂとを有してお
り、これら第１のセラミックス層３ａと第２のセラミッ
クス層３ｂとは、金属基材１の表面方向に並列配置され
ている。
【００１８】ＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセラミックス
層３ａと、プラズマ溶射法による第２のセラミックス層
３ｂとは前述したように、それぞれ長所、短所を合せ持
つことから、それぞれの特性を生かすことができる部位
にそれぞれ形成される。すなわち、ＥＢ−ＰＶＤ法によ
る第１のセラミックス層３ａは、界面に対して垂直方向
に成長する特有の柱状晶組織を有していることから、ク
ラックの界面に平行な方向への伝播を抑制することがで
き、またプラズマ溶射法等に比べて欠陥が少なく、高硬
度を有している。これらによって、第１のセラミックス
層３ａでは優れた耐熱サイクル性や耐エロージョン性が
得られる。さらに、ＥＢ−ＰＶＤ法によれば、曲率が小
さい部位等に対しても均質なセラミックス層を形成する
ことができる。従って、特に熱応力が大きい部位、エロ
ージョンが生じやすい部位、曲率が小さい部位等に第１
のセラミックス層３ａを形成する。
層３ａと、プラズマ溶射法による第２のセラミックス層
３ｂとは前述したように、それぞれ長所、短所を合せ持
つことから、それぞれの特性を生かすことができる部位
にそれぞれ形成される。すなわち、ＥＢ−ＰＶＤ法によ
る第１のセラミックス層３ａは、界面に対して垂直方向
に成長する特有の柱状晶組織を有していることから、ク
ラックの界面に平行な方向への伝播を抑制することがで
き、またプラズマ溶射法等に比べて欠陥が少なく、高硬
度を有している。これらによって、第１のセラミックス
層３ａでは優れた耐熱サイクル性や耐エロージョン性が
得られる。さらに、ＥＢ−ＰＶＤ法によれば、曲率が小
さい部位等に対しても均質なセラミックス層を形成する
ことができる。従って、特に熱応力が大きい部位、エロ
ージョンが生じやすい部位、曲率が小さい部位等に第１
のセラミックス層３ａを形成する。
【００１９】一方、プラズマ溶射法による第２のセラミ
ックス層３ｂは、耐熱サイクル性や耐エロージョン性等
に劣るものの、低コストでかつ金属結合層２との密着性
に優れることから、熱サイクルやエロージョンによる負
荷が低い部位に第２のセラミックス層３ｂを形成するこ
とによって、セラミックス遮熱層３全体として製造コス
トが低減できると共に、セラミックス遮熱層３全体とし
ての金属結合層２との密着性の低下を抑制することがで
きる。
ックス層３ｂは、耐熱サイクル性や耐エロージョン性等
に劣るものの、低コストでかつ金属結合層２との密着性
に優れることから、熱サイクルやエロージョンによる負
荷が低い部位に第２のセラミックス層３ｂを形成するこ
とによって、セラミックス遮熱層３全体として製造コス
トが低減できると共に、セラミックス遮熱層３全体とし
ての金属結合層２との密着性の低下を抑制することがで
きる。
【００２０】このように、ＥＢ−ＰＶＤ法による第１の
セラミックス層３ａと、プラズマ溶射法による第２のセ
ラミックス層３ｂとを組合わせ、これらを耐熱部品４の
部位に応じて形成することによって、個々のセラミック
ス層３ａ、３ｂの特性を生かすことができる。
セラミックス層３ａと、プラズマ溶射法による第２のセ
ラミックス層３ｂとを組合わせ、これらを耐熱部品４の
部位に応じて形成することによって、個々のセラミック
ス層３ａ、３ｂの特性を生かすことができる。
【００２１】さらに、ＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセラ
ミックス層３ａは、その柱状晶組織がプラズマ溶射法に
よる第２のセラミックス層３ｂ内に発生した熱応力を緩
和する効果を有しており、その結果としてプラズマ溶射
法による第２のセラミックス層３ｂの熱サイクルによる
剥離をも抑制することが可能となる。またさらに、第１
のセラミックス層３ａには、両側に存在する第２のセラ
ミックス層３ｂの膨張により圧縮応力を受けることか
ら、ＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセラミックス層３ａの
界面剥離も抑制することが可能となる。
ミックス層３ａは、その柱状晶組織がプラズマ溶射法に
よる第２のセラミックス層３ｂ内に発生した熱応力を緩
和する効果を有しており、その結果としてプラズマ溶射
法による第２のセラミックス層３ｂの熱サイクルによる
剥離をも抑制することが可能となる。またさらに、第１
のセラミックス層３ａには、両側に存在する第２のセラ
ミックス層３ｂの膨張により圧縮応力を受けることか
ら、ＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセラミックス層３ａの
界面剥離も抑制することが可能となる。
【００２２】従って、ＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセラ
ミックス層３ａと、プラズマ溶射法による第２のセラミ
ックス層３ｂとを組合わせたセラミックス遮熱層３によ
れば、耐熱部品４全体として耐熱サイクル性や耐エロー
ジョン性を高めることができると共に、金属結合層２と
の密着性の低下が抑制でき、その上で耐熱部品４全体と
しての製造コストの低減を図ることが可能となる。
ミックス層３ａと、プラズマ溶射法による第２のセラミ
ックス層３ｂとを組合わせたセラミックス遮熱層３によ
れば、耐熱部品４全体として耐熱サイクル性や耐エロー
ジョン性を高めることができると共に、金属結合層２と
の密着性の低下が抑制でき、その上で耐熱部品４全体と
しての製造コストの低減を図ることが可能となる。
【００２３】第１のセラミックス層３ａと第２のセラミ
ックス層３ｂとの面積比は特に限定されるものではな
く、耐熱部品４の部位に応じて設定するものとするが、
上述した応力緩和効果等を得る上で、ＥＢ−ＰＶＤ法に
よる第１のセラミックス層３ａの耐熱部品４の全面積に
対する面積比を 5〜 80%程度とすることが好ましい。第
１のセラミックス層３ａの面積比が5%未満であると、プ
ラズマ溶射法による第２のセラミックス層３ｂに対する
熱応力緩和効果を十分に得られないおそれがあり、一方
80%を超えると第２のセラミックス層３ｂのプラズマ溶
射法による形成が困難となり、実用上好ましくない。さ
らに、第１のセラミックス層３ａの界面剥離等をより効
果的に抑制するために、ＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセ
ラミックス層３ａの面積比は20〜 50%の範囲とすること
がより好ましい。
ックス層３ｂとの面積比は特に限定されるものではな
く、耐熱部品４の部位に応じて設定するものとするが、
上述した応力緩和効果等を得る上で、ＥＢ−ＰＶＤ法に
よる第１のセラミックス層３ａの耐熱部品４の全面積に
対する面積比を 5〜 80%程度とすることが好ましい。第
１のセラミックス層３ａの面積比が5%未満であると、プ
ラズマ溶射法による第２のセラミックス層３ｂに対する
熱応力緩和効果を十分に得られないおそれがあり、一方
80%を超えると第２のセラミックス層３ｂのプラズマ溶
射法による形成が困難となり、実用上好ましくない。さ
らに、第１のセラミックス層３ａの界面剥離等をより効
果的に抑制するために、ＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセ
ラミックス層３ａの面積比は20〜 50%の範囲とすること
がより好ましい。
【００２４】セラミックス遮熱層３の構成材料として
は、ＺｒＯ2 、Ｓｉ3 Ｎ4 、ＳｉＣ、Ａｌ2 Ｏ3 、Ｔｉ
Ｎ、ＡｌＮ、サイアロン等の種々のセラミックス材料を
使用することが可能であるが、ＺｒＯ2 が低い熱伝導率
と大きな熱膨張係数からセラミックス遮熱層３として好
適である。また、ＺｒＯ2 の相変化を抑制するための安
定化剤としては、Ｙ2 Ｏ3 、ＣａＯ、ＭｇＯ等が用いら
れているが、これらの中でもＹ2 Ｏ3 が最も好ましく、
特にＹ2 Ｏ3 を 8重量% 程度含む部分安定化ジルコニア
が極めて優れた特性を示す。このセラミックス遮熱層３
の厚さは用途に応じて50〜3000μm 程度の範囲から適宜
選択され、例えばガスタービン翼では 100〜 300μm 程
度、燃焼器内面では 500〜2000μm 程度とすることが好
ましい。
は、ＺｒＯ2 、Ｓｉ3 Ｎ4 、ＳｉＣ、Ａｌ2 Ｏ3 、Ｔｉ
Ｎ、ＡｌＮ、サイアロン等の種々のセラミックス材料を
使用することが可能であるが、ＺｒＯ2 が低い熱伝導率
と大きな熱膨張係数からセラミックス遮熱層３として好
適である。また、ＺｒＯ2 の相変化を抑制するための安
定化剤としては、Ｙ2 Ｏ3 、ＣａＯ、ＭｇＯ等が用いら
れているが、これらの中でもＹ2 Ｏ3 が最も好ましく、
特にＹ2 Ｏ3 を 8重量% 程度含む部分安定化ジルコニア
が極めて優れた特性を示す。このセラミックス遮熱層３
の厚さは用途に応じて50〜3000μm 程度の範囲から適宜
選択され、例えばガスタービン翼では 100〜 300μm 程
度、燃焼器内面では 500〜2000μm 程度とすることが好
ましい。
【００２５】上述した第１のセラミックス層３ａと第２
のセラミックス層３ｂとを有するセラミックス遮熱層３
は、例えば必要部分にＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセラ
ミックス層３ａまたはプラズマ溶射法による第２のセラ
ミックス層３ｂを形成し、このはじめに形成したセラミ
ックス層部分をマスキングした後に、他方のセラミック
ス層をＥＢ−ＰＶＤ法またはプラズマ溶射法で形成する
ことにより得られる。第１のセラミックス層３ａと第２
のセラミックス層３ｂの形成順番は、特に限定されるも
のではないが、マスキングの容易さや第１のセラミック
ス層３ａの損傷を防止する等の理由から、まず溶射法で
第２のセラミックス層３ｂを形成した後、ＥＢ−ＰＶＤ
法により第１のセラミックス層３ａを形成することが好
ましい。上述したような耐熱部品４は、発電用やエンジ
ン用のガスタービン等に代表される高温機器の構成部
品、より具体的には発電用ガスタービンやジェットエン
ジン等の動翼や静翼等として用いられるものである。以
下に、本発明の耐熱部品を適用した高温機器用部品の具
体例として、ガスタービン用動・静翼に関する実施形態
について説明する。
のセラミックス層３ｂとを有するセラミックス遮熱層３
は、例えば必要部分にＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセラ
ミックス層３ａまたはプラズマ溶射法による第２のセラ
ミックス層３ｂを形成し、このはじめに形成したセラミ
ックス層部分をマスキングした後に、他方のセラミック
ス層をＥＢ−ＰＶＤ法またはプラズマ溶射法で形成する
ことにより得られる。第１のセラミックス層３ａと第２
のセラミックス層３ｂの形成順番は、特に限定されるも
のではないが、マスキングの容易さや第１のセラミック
ス層３ａの損傷を防止する等の理由から、まず溶射法で
第２のセラミックス層３ｂを形成した後、ＥＢ−ＰＶＤ
法により第１のセラミックス層３ａを形成することが好
ましい。上述したような耐熱部品４は、発電用やエンジ
ン用のガスタービン等に代表される高温機器の構成部
品、より具体的には発電用ガスタービンやジェットエン
ジン等の動翼や静翼等として用いられるものである。以
下に、本発明の耐熱部品を適用した高温機器用部品の具
体例として、ガスタービン用動・静翼に関する実施形態
について説明する。
【００２６】ここで、ガスタービン用の動・静翼の各部
位は、温度分布、応力分布、燃焼ガスの流れ等の違いか
ら異なった環境に晒され、これによって損傷の支配因子
が異なっている。例えば、リーディングエッジと呼ばれ
る翼の先端部分は、動翼および静翼のいずれにおいて
も、最も温度が高くなるために熱応力が厳しく、また基
材の曲率半径も小さいことから、プラズマ溶射法による
セラミックス層では剥離が生じやすい。
位は、温度分布、応力分布、燃焼ガスの流れ等の違いか
ら異なった環境に晒され、これによって損傷の支配因子
が異なっている。例えば、リーディングエッジと呼ばれ
る翼の先端部分は、動翼および静翼のいずれにおいて
も、最も温度が高くなるために熱応力が厳しく、また基
材の曲率半径も小さいことから、プラズマ溶射法による
セラミックス層では剥離が生じやすい。
【００２７】図２は、本発明の耐熱部品をガスタービン
用動・静翼に適用した一実施形態の翼部断面を示す図で
ある。この実施形態のガスタービン用動・静翼は、図２
に示すように、翼部１１のリーディングエッジ部分（先
端部分）ＡにＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセラミックス
層３ａが形成されており、それ以外の部分すなわち翼部
１１の中央部分から後方部分にかけてプラズマ溶射法に
よる第２のセラミックス層３ｂが形成されている。ＥＢ
−ＰＶＤ法による第１のセラミックス層３ａの形成面積
は、リーディングエッジ部分Ａから翼部１１全体の表面
積の 5〜 80%の範囲とすることが好ましい。限定理由は
前述した通りである。
用動・静翼に適用した一実施形態の翼部断面を示す図で
ある。この実施形態のガスタービン用動・静翼は、図２
に示すように、翼部１１のリーディングエッジ部分（先
端部分）ＡにＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセラミックス
層３ａが形成されており、それ以外の部分すなわち翼部
１１の中央部分から後方部分にかけてプラズマ溶射法に
よる第２のセラミックス層３ｂが形成されている。ＥＢ
−ＰＶＤ法による第１のセラミックス層３ａの形成面積
は、リーディングエッジ部分Ａから翼部１１全体の表面
積の 5〜 80%の範囲とすることが好ましい。限定理由は
前述した通りである。
【００２８】図３はこの実施形態のガスタービン用動・
静翼を適用した動翼１２を示す図であり、図４はこの実
施形態のガスタービン用動・静翼を適用した静翼１３を
示す図である。なお、図３および図４において、１４は
サイドウォールである。なお、第１および第２のセラミ
ックス層３ａ、３ｂを含めて、各層や金属基材１の具体
的な構成は、前述した耐熱部品４で説明した通りであ
る。
静翼を適用した動翼１２を示す図であり、図４はこの実
施形態のガスタービン用動・静翼を適用した静翼１３を
示す図である。なお、図３および図４において、１４は
サイドウォールである。なお、第１および第２のセラミ
ックス層３ａ、３ｂを含めて、各層や金属基材１の具体
的な構成は、前述した耐熱部品４で説明した通りであ
る。
【００２９】このような構成とすることによって、熱応
力が厳しく、また基材の曲率半径も小さいリーディング
エッジ部分Ａのセラミックス遮熱層３、すなわち第１の
セラミックス層３ａの耐熱サイクル性および耐エロージ
ョン性を向上させることができるため、リーディングエ
ッジ部分Ａでの熱応力等によるセラミックス遮熱層３の
剥離を防止することができると共に、翼部１１の中央部
分から後方部分にかけて形成されたプラズマ溶射法によ
る第２のセラミックス層３ｂの剥離を抑制することがで
きる。さらに、第１のセラミックス層３ａの界面剥離も
抑制することができる。その上でセラミックス遮熱層３
の形成コストを低減することができる。図５および図６
は、他の実施形態によるガスタービン用動・静翼を示す
図であり、図５はガスタービン用動翼１２を、図６はガ
スタービン用静翼１３を示している。この実施形態のガ
スタービン用動翼１２およびガスタービン用静翼１３
は、いずれもサイドウォール１２の近傍部分にＥＢ−Ｐ
ＶＤ法による第１のセラミックス層３ａが形成されてお
り、それ以外の部分にはプラズマ溶射法による第２のセ
ラミックス層３ｂが形成されている。ＥＢ−ＰＶＤ法に
よる第１のセラミックス層３ａの形成面積は、前述した
理由から、サイドウォール１４側端部から翼部１１全体
の表面積の 5〜 80%の範囲とすることが好ましい。
力が厳しく、また基材の曲率半径も小さいリーディング
エッジ部分Ａのセラミックス遮熱層３、すなわち第１の
セラミックス層３ａの耐熱サイクル性および耐エロージ
ョン性を向上させることができるため、リーディングエ
ッジ部分Ａでの熱応力等によるセラミックス遮熱層３の
剥離を防止することができると共に、翼部１１の中央部
分から後方部分にかけて形成されたプラズマ溶射法によ
る第２のセラミックス層３ｂの剥離を抑制することがで
きる。さらに、第１のセラミックス層３ａの界面剥離も
抑制することができる。その上でセラミックス遮熱層３
の形成コストを低減することができる。図５および図６
は、他の実施形態によるガスタービン用動・静翼を示す
図であり、図５はガスタービン用動翼１２を、図６はガ
スタービン用静翼１３を示している。この実施形態のガ
スタービン用動翼１２およびガスタービン用静翼１３
は、いずれもサイドウォール１２の近傍部分にＥＢ−Ｐ
ＶＤ法による第１のセラミックス層３ａが形成されてお
り、それ以外の部分にはプラズマ溶射法による第２のセ
ラミックス層３ｂが形成されている。ＥＢ−ＰＶＤ法に
よる第１のセラミックス層３ａの形成面積は、前述した
理由から、サイドウォール１４側端部から翼部１１全体
の表面積の 5〜 80%の範囲とすることが好ましい。
【００３０】サイドウォール１４の近傍部分では、燃焼
ガスの乱れが大きく、これに起因したエロージョンによ
ってセラミックス遮熱層３の劣化が進行しやすい。この
ような部位にＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセラミックス
層３ａを形成することによって、残部のプラズマ溶射法
による第２のセラミックス層３ｂの剥離を防止した上
で、耐エロージョン性に優れた動・静翼１２、１３が得
られる。また、サイドウォール１４の近傍部分における
セラミックス遮熱層３の界面剥離も抑制することがで
き、その上でセラミックス遮熱層３の形成コストを低減
することができる。図７および図８は、さらに他の実施
形態によるガスタービン用動翼１２を示す図である。こ
の実施形態のガスタービン用動翼１２は、翼部１１の翼
背部分ＢにＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセラミックス層
３ａが形成されており、それ以外の部分すなわち翼腹部
分Ｃを含む残部には、プラズマ溶射法による第２のセラ
ミックス層３ｂが形成されている。ＥＢ−ＰＶＤ法によ
る第１のセラミックス層３ａの形成面積は、翼背部分Ｂ
を中心に翼部１１全体の表面積の 5〜 40%の範囲とする
ことが好ましい。第１のセラミックス層３ａの面積比が
5%未満であると、プラズマ溶射法による第２のセラミッ
クス層３ｂの熱応力を十分に緩和できないおそれがあ
り、一方 40%を超えるとＥΒ−ＰＶＤ法による膜形成時
に広い範囲を同時に成膜しなければならないので効率が
悪く、またコストも高くなるので実用上好ましくない。
ガスの乱れが大きく、これに起因したエロージョンによ
ってセラミックス遮熱層３の劣化が進行しやすい。この
ような部位にＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセラミックス
層３ａを形成することによって、残部のプラズマ溶射法
による第２のセラミックス層３ｂの剥離を防止した上
で、耐エロージョン性に優れた動・静翼１２、１３が得
られる。また、サイドウォール１４の近傍部分における
セラミックス遮熱層３の界面剥離も抑制することがで
き、その上でセラミックス遮熱層３の形成コストを低減
することができる。図７および図８は、さらに他の実施
形態によるガスタービン用動翼１２を示す図である。こ
の実施形態のガスタービン用動翼１２は、翼部１１の翼
背部分ＢにＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセラミックス層
３ａが形成されており、それ以外の部分すなわち翼腹部
分Ｃを含む残部には、プラズマ溶射法による第２のセラ
ミックス層３ｂが形成されている。ＥＢ−ＰＶＤ法によ
る第１のセラミックス層３ａの形成面積は、翼背部分Ｂ
を中心に翼部１１全体の表面積の 5〜 40%の範囲とする
ことが好ましい。第１のセラミックス層３ａの面積比が
5%未満であると、プラズマ溶射法による第２のセラミッ
クス層３ｂの熱応力を十分に緩和できないおそれがあ
り、一方 40%を超えるとＥΒ−ＰＶＤ法による膜形成時
に広い範囲を同時に成膜しなければならないので効率が
悪く、またコストも高くなるので実用上好ましくない。
【００３１】動翼１２の背側はタービン回転方向の上流
側にあたり、高温の燃焼ガス流が直接的にあたるため、
エロージョンによる劣化が著しい。このような部位にＥ
Ｂ−ＰＶＤ法による第１のセラミックス層３ａを形成す
ることによって、残部のプラズマ溶射法による第２のセ
ラミックス層３ｂの剥離を防止した上で、耐エロージョ
ン性に優れた動翼１２が得られる。また、翼背部分Ｂに
おけるセラミックス遮熱層３の界面剥離も抑制すること
ができ、その上でセラミックス遮熱層３の形成コストを
低減することができる。
側にあたり、高温の燃焼ガス流が直接的にあたるため、
エロージョンによる劣化が著しい。このような部位にＥ
Ｂ−ＰＶＤ法による第１のセラミックス層３ａを形成す
ることによって、残部のプラズマ溶射法による第２のセ
ラミックス層３ｂの剥離を防止した上で、耐エロージョ
ン性に優れた動翼１２が得られる。また、翼背部分Ｂに
おけるセラミックス遮熱層３の界面剥離も抑制すること
ができ、その上でセラミックス遮熱層３の形成コストを
低減することができる。
【００３２】図９および図１０は、さらに他の実施形態
によるガスタービン用静翼１３を示す図である。この実
施形態のガスタービン用静翼１３は、翼部１１の翼腹部
分ＣにＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセラミックス層３ａ
が形成されており、それ以外の部分すなわち翼背部分Ｂ
を含む残部には、プラズマ溶射法による第２のセラミッ
クス層３ｂが形成されている。ＥＢ−ＰＶＤ法による第
１のセラミックス層３ａの形成面積は、翼腹部分Ｃを中
心に翼部１１全体の表面積の 5〜 40%の範囲とすること
が好ましい。第１のセラミックス層３ａの面積比が5%未
満であると、プラズマ溶射法による第２のセラミックス
層３ｂの熱応力を十分に緩和できないおそれがあり、一
方 40%を超えるとＥΒ−ＰＶＤ法による膜形成時に広い
範囲を同時に成膜しなければならないので効率が悪く、
またコストも高くなるので実用上好ましくない。
によるガスタービン用静翼１３を示す図である。この実
施形態のガスタービン用静翼１３は、翼部１１の翼腹部
分ＣにＥＢ−ＰＶＤ法による第１のセラミックス層３ａ
が形成されており、それ以外の部分すなわち翼背部分Ｂ
を含む残部には、プラズマ溶射法による第２のセラミッ
クス層３ｂが形成されている。ＥＢ−ＰＶＤ法による第
１のセラミックス層３ａの形成面積は、翼腹部分Ｃを中
心に翼部１１全体の表面積の 5〜 40%の範囲とすること
が好ましい。第１のセラミックス層３ａの面積比が5%未
満であると、プラズマ溶射法による第２のセラミックス
層３ｂの熱応力を十分に緩和できないおそれがあり、一
方 40%を超えるとＥΒ−ＰＶＤ法による膜形成時に広い
範囲を同時に成膜しなければならないので効率が悪く、
またコストも高くなるので実用上好ましくない。
【００３３】静翼１３の腹側では、高温の燃焼ガス流の
乱れが生じやすく、このためエロージョンによる劣化が
著しい。このような部位にＥＢ−ＰＶＤ法による第１の
セラミックス層３ａを形成することによって、残部のプ
ラズマ溶射法による第２のセラミックス層３ｂの剥離を
防止した上で、耐エロージョン性に優れた静翼１３が得
られる。また、翼腹部分Ｃにおけるセラミックス遮熱層
３の界面剥離も抑制することができ、その上でセラミッ
クス遮熱層３の形成コストを低減することができる。
乱れが生じやすく、このためエロージョンによる劣化が
著しい。このような部位にＥＢ−ＰＶＤ法による第１の
セラミックス層３ａを形成することによって、残部のプ
ラズマ溶射法による第２のセラミックス層３ｂの剥離を
防止した上で、耐エロージョン性に優れた静翼１３が得
られる。また、翼腹部分Ｃにおけるセラミックス遮熱層
３の界面剥離も抑制することができ、その上でセラミッ
クス遮熱層３の形成コストを低減することができる。
【００３４】なお、上述したガスタービン用動・静翼
は、本発明の耐熱部品の一具体例を示すものであって、
本発明はそれらに限定されるものではない。すなわち、
前述した複数の動翼もしくは静翼の構成を組合わせるこ
とも可能であるし、またガスタービン用動・静翼以外の
各種高温機器の構成部品に本発明を適用することも可能
である。
は、本発明の耐熱部品の一具体例を示すものであって、
本発明はそれらに限定されるものではない。すなわち、
前述した複数の動翼もしくは静翼の構成を組合わせるこ
とも可能であるし、またガスタービン用動・静翼以外の
各種高温機器の構成部品に本発明を適用することも可能
である。
【００３５】
【実施例】次に、本発明の具体的な実施例について説明
する。
する。
【００３６】実施例１ 金属基材としてＮｉ基超合金CMSX-2を用い、これを30×
30× 3mmの寸法に加工した。このＮｉ基超合金板材の表
面に、厚さ 100μm のＮｉ−Ｃｏ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金
層をプラズマ溶射法によって形成した後、図１１に示す
ように、まず中央の10mm幅の部分のみに第２のセラミッ
クス層として、プラズマ溶射法によって層状組織を有す
るＺｒＯ2 層２１を形成した。このプラズマ溶射法によ
るＺｒＯ2 層２１部分をマスキングした後、残りの表面
に第１のセラミックス層として、ＥＢ−ＰＶＤ法によっ
て柱状晶組織を有するＺｒＯ2 層２２を形成した。最後
に表面を機械研磨して、ＺｒＯ2 層２１、２２の厚さを
一律 200μm にした。
30× 3mmの寸法に加工した。このＮｉ基超合金板材の表
面に、厚さ 100μm のＮｉ−Ｃｏ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金
層をプラズマ溶射法によって形成した後、図１１に示す
ように、まず中央の10mm幅の部分のみに第２のセラミッ
クス層として、プラズマ溶射法によって層状組織を有す
るＺｒＯ2 層２１を形成した。このプラズマ溶射法によ
るＺｒＯ2 層２１部分をマスキングした後、残りの表面
に第１のセラミックス層として、ＥＢ−ＰＶＤ法によっ
て柱状晶組織を有するＺｒＯ2 層２２を形成した。最後
に表面を機械研磨して、ＺｒＯ2 層２１、２２の厚さを
一律 200μm にした。
【００３７】また、本発明との比較例として、全面にプ
ラズマ溶射法でＺｒＯ2 層を形成する以外は上記実施例
１と同一構成としたもの（比較例１）、および全面にＥ
Ｂ−ＰＶＤ法でＺｒＯ2 層を形成する以外は上記実施例
１と同一構成としたもの（比較例２）をそれぞれ作製し
た。
ラズマ溶射法でＺｒＯ2 層を形成する以外は上記実施例
１と同一構成としたもの（比較例１）、および全面にＥ
Ｂ−ＰＶＤ法でＺｒＯ2 層を形成する以外は上記実施例
１と同一構成としたもの（比較例２）をそれぞれ作製し
た。
【００３８】これら実施例１および比較例１、２による
各耐熱部品を、 1373K×30min ＋室温×30min を 1サイ
クルとする熱サイクル試験に供し、ＺｒＯ2 層が剥離す
るまでの熱サイクル数を測定した。その結果、比較例１
では 420サイクル、比較例２では 600サイクルで剥離が
生じたのに対し、実施例１では 700サイクルを超えても
剥離は生じなかった。
各耐熱部品を、 1373K×30min ＋室温×30min を 1サイ
クルとする熱サイクル試験に供し、ＺｒＯ2 層が剥離す
るまでの熱サイクル数を測定した。その結果、比較例１
では 420サイクル、比較例２では 600サイクルで剥離が
生じたのに対し、実施例１では 700サイクルを超えても
剥離は生じなかった。
【００３９】実施例２ 金属基材としてＮｉ基超合金IN-738を用い、精密鋳造に
よって静翼形状に成形した後、その表面に厚さ 100μm
のＮｉ−Ｃｏ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金層を減圧プラズマ溶
射法によって被覆形成した。次いで、図４に示したよう
に、リーディングエッジ部分Ａから全体の約 30%の面積
に、第１のセラミックス層３ａとしてＥＢ−ＰＶＤ法に
よってＺｒＯ2 層を形成した。その後、残部に第２のセ
ラミックス層３ｂとしてプラズマ溶射法によってＺｒＯ
2 層を形成した。最後に表面を機械研磨して、ＺｒＯ2
層（３ａ、３ｂ）の厚さを一律 200μm にした。
よって静翼形状に成形した後、その表面に厚さ 100μm
のＮｉ−Ｃｏ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金層を減圧プラズマ溶
射法によって被覆形成した。次いで、図４に示したよう
に、リーディングエッジ部分Ａから全体の約 30%の面積
に、第１のセラミックス層３ａとしてＥＢ−ＰＶＤ法に
よってＺｒＯ2 層を形成した。その後、残部に第２のセ
ラミックス層３ｂとしてプラズマ溶射法によってＺｒＯ
2 層を形成した。最後に表面を機械研磨して、ＺｒＯ2
層（３ａ、３ｂ）の厚さを一律 200μm にした。
【００４０】また、本発明との比較例として、全面にプ
ラズマ溶射法でＺｒＯ2 層を形成した静翼（比較例
３）、および全面にＥＢ−ＰＶＤ法でＺｒＯ2 層を形成
した静翼（比較例４）をそれぞれ作製した。
ラズマ溶射法でＺｒＯ2 層を形成した静翼（比較例
３）、および全面にＥＢ−ＰＶＤ法でＺｒＯ2 層を形成
した静翼（比較例４）をそれぞれ作製した。
【００４１】これら実施例２および比較例３、４による
各静翼を、実機環境を模擬したバーナーリグ試験に供
し、ＺｒＯ2 層が剥離するまでの時間と熱サイクル数を
測定した。その結果、比較例３では 120回−2400時間で
リーディングエッジ部分から剥離が生じ、また比較例４
では 200回−4000時間でリーディングエッジ部分から剥
離が生じたのに対して、実施例２による静翼では 250回
−5000時間まで健全性が保たれた。
各静翼を、実機環境を模擬したバーナーリグ試験に供
し、ＺｒＯ2 層が剥離するまでの時間と熱サイクル数を
測定した。その結果、比較例３では 120回−2400時間で
リーディングエッジ部分から剥離が生じ、また比較例４
では 200回−4000時間でリーディングエッジ部分から剥
離が生じたのに対して、実施例２による静翼では 250回
−5000時間まで健全性が保たれた。
【００４２】実施例３ 金属基材としてＮｉ基超合金IN-738を用い、精密鋳造に
よって静翼形状に成形した後、その表面に厚さ 100μm
のＮｉ−Ｃｏ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金層を減圧プラズマ溶
射法によって被覆形成した。次いで、図６に示したよう
に、両側のサイドウォール１４側端部から全体の約 20%
の面積に、第１のセラミックス層３ａとしてＥＢ−ΡＶ
Ｄ法によってＺｒＯ2 層を形成した。その後、残部に第
２のセラミックス層３ｂとしてプラズマ溶射法によって
ＺｒＯ2 層を形成した。最後に表面を機械研磨して、Ｚ
ｒＯ2 層（３ａ、３ｂ）の厚さを一律 200μm にした。
よって静翼形状に成形した後、その表面に厚さ 100μm
のＮｉ−Ｃｏ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金層を減圧プラズマ溶
射法によって被覆形成した。次いで、図６に示したよう
に、両側のサイドウォール１４側端部から全体の約 20%
の面積に、第１のセラミックス層３ａとしてＥＢ−ΡＶ
Ｄ法によってＺｒＯ2 層を形成した。その後、残部に第
２のセラミックス層３ｂとしてプラズマ溶射法によって
ＺｒＯ2 層を形成した。最後に表面を機械研磨して、Ｚ
ｒＯ2 層（３ａ、３ｂ）の厚さを一律 200μm にした。
【００４３】また、本発明との比較例として、全面にプ
ラズマ溶射法でＺｒＯ2 層を形成した静翼（比較例
５）、および全面にＥＢ−ＰＶＤ法でＺｒＯ2 層を形成
した静翼（比較例６）をそれぞれ作製した。
ラズマ溶射法でＺｒＯ2 層を形成した静翼（比較例
５）、および全面にＥＢ−ＰＶＤ法でＺｒＯ2 層を形成
した静翼（比較例６）をそれぞれ作製した。
【００４４】これら実施例３および比較例５、６による
各静翼に対して、Ａｌ2 Ｏ3 粒子を高圧ガスにより翼表
面に衝突させるエロージョン試験（暴露時間:100h)を行
った。その結果、比較例５では最大27μm 消耗したのに
対して、実施例３および比較例６による静翼では消耗が
5μm 以下に抑制されていた。
各静翼に対して、Ａｌ2 Ｏ3 粒子を高圧ガスにより翼表
面に衝突させるエロージョン試験（暴露時間:100h)を行
った。その結果、比較例５では最大27μm 消耗したのに
対して、実施例３および比較例６による静翼では消耗が
5μm 以下に抑制されていた。
【００４５】実施例４ 金属基材としてＮｉ基超合金IN-738を用い、精密鋳造に
よって動翼形状に成形した後、その表面に厚さ 100μm
のＮｉ−Ｃｏ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金層を減圧プラズマ溶
射法によって被覆形成した。次いで、図７および図８に
示したように、全体の約 30%の面積にあたる翼背部分Ｂ
に、第１のセラミックス層３ａとしてＥＢ−ＰＶＤ法に
よってＺｒＯ2 層の形成した。その後、残部に第２のセ
ラミックス層３ｂとしてプラズマ溶射法によってＺｒＯ
2 層を形成した。最後に表面を機械研磨して、ＺｒＯ2
層（３ａ、３ｂ）の厚さを一律 200μm にした。
よって動翼形状に成形した後、その表面に厚さ 100μm
のＮｉ−Ｃｏ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金層を減圧プラズマ溶
射法によって被覆形成した。次いで、図７および図８に
示したように、全体の約 30%の面積にあたる翼背部分Ｂ
に、第１のセラミックス層３ａとしてＥＢ−ＰＶＤ法に
よってＺｒＯ2 層の形成した。その後、残部に第２のセ
ラミックス層３ｂとしてプラズマ溶射法によってＺｒＯ
2 層を形成した。最後に表面を機械研磨して、ＺｒＯ2
層（３ａ、３ｂ）の厚さを一律 200μm にした。
【００４６】また、本発明との比較例として、全面にプ
ラズマ溶射法でＺｒＯ2 層を形成した静翼（比較例
７）、および全面にＥＢ−ＰＶＤ法でＺｒＯ2 層を形成
した静翼（比較例８）をそれぞれ作製した。
ラズマ溶射法でＺｒＯ2 層を形成した静翼（比較例
７）、および全面にＥＢ−ＰＶＤ法でＺｒＯ2 層を形成
した静翼（比較例８）をそれぞれ作製した。
【００４７】これら実施例４および比較例７、８による
各静翼に対して、Ａｌ2 Ｏ3 粒子を高圧ガスにより翼表
面に衝突させるエロージョン試験（暴露時間:100h)を行
った。その結果、比較例７では翼背側で最大18μm 消耗
したのに対して、実施例４および比較例８による静翼で
は消耗が 3μm 以下に抑制されていた。
各静翼に対して、Ａｌ2 Ｏ3 粒子を高圧ガスにより翼表
面に衝突させるエロージョン試験（暴露時間:100h)を行
った。その結果、比較例７では翼背側で最大18μm 消耗
したのに対して、実施例４および比較例８による静翼で
は消耗が 3μm 以下に抑制されていた。
【００４８】実施例５ 金属基材としてＮｉ基超合金IN-738を用い、精密鋳造に
よって静翼形状に成形した後、その表面に厚さ 100μm
のＮｉ−Ｃｏ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金層を減圧プラズマ溶
射法によって被覆形成した。次いで、図１２に示すよう
に、リーディングエッジ部分Ａおよびサイドウォール１
４側端部から翼部全体の約 50%の面積に、ＥＢ−ＰＶＤ
法によってＺｒＯ2 層２３を形成した。その後、残部に
プラズマ溶射法によってＺｒＯ2 層２４を形成した。最
後に表面を機械研磨して、ＺｒＯ2 層２３、２４の厚さ
を一律 200μm にした。
よって静翼形状に成形した後、その表面に厚さ 100μm
のＮｉ−Ｃｏ−Ｃｒ−Ａｌ−Ｙ合金層を減圧プラズマ溶
射法によって被覆形成した。次いで、図１２に示すよう
に、リーディングエッジ部分Ａおよびサイドウォール１
４側端部から翼部全体の約 50%の面積に、ＥＢ−ＰＶＤ
法によってＺｒＯ2 層２３を形成した。その後、残部に
プラズマ溶射法によってＺｒＯ2 層２４を形成した。最
後に表面を機械研磨して、ＺｒＯ2 層２３、２４の厚さ
を一律 200μm にした。
【００４９】また、本発明との比較例として、全面にプ
ラズマ溶射法でＺｒＯ2 層を形成した静翼（比較例
９）、および全面にＥＢ−ＰＶＤ法でＺｒＯ2 層を形成
した静翼（比較例１０）をそれぞれ作製した。
ラズマ溶射法でＺｒＯ2 層を形成した静翼（比較例
９）、および全面にＥＢ−ＰＶＤ法でＺｒＯ2 層を形成
した静翼（比較例１０）をそれぞれ作製した。
【００５０】これら実施例５および比較例９、１０によ
る各静翼を、実機環境を模擬したバーナーリグ試験に供
し、ＺｒＯ2 層が剥離するまでの時間と熱サイクル数を
測定した。その結果、比較例９では 120回−2400時間で
リーディングエッジ部分から剥離が生じ、また比較例１
０では 200回−4000時間で同様にリーディングエッジ部
分から剥離が生じたのに対して、実施例５による静翼で
は 280回−5600時間まで健全性が保たれた。
る各静翼を、実機環境を模擬したバーナーリグ試験に供
し、ＺｒＯ2 層が剥離するまでの時間と熱サイクル数を
測定した。その結果、比較例９では 120回−2400時間で
リーディングエッジ部分から剥離が生じ、また比較例１
０では 200回−4000時間で同様にリーディングエッジ部
分から剥離が生じたのに対して、実施例５による静翼で
は 280回−5600時間まで健全性が保たれた。
【００５１】
【発明の効果】以上説明したように、本発明の耐熱部品
によれば、部品全体として耐熱サイクル性や耐エロージ
ョン性を大幅に高めることができると共に、金属結合層
との密着性の低下が抑制でき、その上で製造コストの低
減を図ることが可能となる。従って、例えばガスタービ
ン用動・静翼のような高温機器用部品の寿命、信頼性、
製造コストを格段に改善することが可能となる。
によれば、部品全体として耐熱サイクル性や耐エロージ
ョン性を大幅に高めることができると共に、金属結合層
との密着性の低下が抑制でき、その上で製造コストの低
減を図ることが可能となる。従って、例えばガスタービ
ン用動・静翼のような高温機器用部品の寿命、信頼性、
製造コストを格段に改善することが可能となる。
【図１】 本発明の一実施形態による耐熱部品の要部構
成を模式的に示す断面図である。
成を模式的に示す断面図である。
【図２】 本発明をガスタービン用動・静翼に適用した
一実施形態を示す翼部断面図である。
一実施形態を示す翼部断面図である。
【図３】 図２に示す翼部を適用したガスタービン用動
翼の構成を示す斜視図である。
翼の構成を示す斜視図である。
【図４】 図２に示す翼部を適用したガスタービン用静
翼の構成を示す斜視図である。
翼の構成を示す斜視図である。
【図５】 本発明をガスタービン用動翼に適用した他の
実施形態の構成を示す斜視図である。
実施形態の構成を示す斜視図である。
【図６】 本発明をガスタービン用静翼に適用した他の
実施形態の構成を示す斜視図である。
実施形態の構成を示す斜視図である。
【図７】 本発明をガスタービン用動翼に適用したさら
に他の実施形態の構成を示す斜視図である。
に他の実施形態の構成を示す斜視図である。
【図８】 図７に示すガスタービン用動翼の翼部の断面
図である。
図である。
【図９】 本発明をガスタービン用静翼に適用したさら
に他の実施形態の構成を示す斜視図である。
に他の実施形態の構成を示す斜視図である。
【図１０】 図９に示すガスタービン用静翼の翼部の断
面図である。
面図である。
【図１１】 本発明の実施例１で作製した耐熱部品の要
部構成を模式的に示す斜視図である。
部構成を模式的に示す斜視図である。
【図１２】 本発明の実施例５で作製したガスタービン
用静翼の構成を示す斜視図である。
用静翼の構成を示す斜視図である。
１……金属基材 ２……金属結合層 ３……セラミックス遮熱層 ３ａ…第１のセラミックス層 ３ｂ…第２のセラミックス層 ４……耐熱部品
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 庁内整理番号 ＦＩ 技術表示箇所 Ｆ０１Ｄ 5/28 Ｆ０１Ｄ 5/28 // Ｆ０２Ｃ 7/00 Ｆ０２Ｃ 7/00 Ｃ (72)発明者 稲垣 浩貴 神奈川県川崎市幸区小向東芝町１番地 株 式会社東芝研究開発センター内 (72)発明者 中橋 昌子 神奈川県川崎市幸区小向東芝町１番地 株 式会社東芝研究開発センター内
Claims (1)
- 【請求項１】 金属基材と、前記金属基材表面に被覆形
成された金属結合層と、前記金属結合層上に形成された
セラミックス遮熱層とを具備する耐熱部品において、 前記セラミックス遮熱層は、微細構造が柱状晶組織を有
する第１のセラミックス層と、微細構造が層状組織を有
する第２のセラミックス層とを有し、前記第１のセラミ
ックス層と第２のセラミックス層とは前記金属基材の表
面方向に並列配置されていることを特徴とする耐熱部
品。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8004350A JPH09195067A (ja) | 1996-01-12 | 1996-01-12 | 耐熱部品 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8004350A JPH09195067A (ja) | 1996-01-12 | 1996-01-12 | 耐熱部品 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09195067A true JPH09195067A (ja) | 1997-07-29 |
Family
ID=11581981
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8004350A Withdrawn JPH09195067A (ja) | 1996-01-12 | 1996-01-12 | 耐熱部品 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09195067A (ja) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002528643A (ja) * | 1998-10-22 | 2002-09-03 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | 断熱層付き製品および断熱層の作成方法 |
| JP2006057182A (ja) * | 2004-08-20 | 2006-03-02 | General Electric Co <Ge> | 強い局部コーティングによって保護された物品 |
| US7063250B2 (en) | 2001-05-31 | 2006-06-20 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Coating forming method and coating forming material, and abrasive coating forming sheet |
| WO2008075400A1 (ja) * | 2006-12-18 | 2008-06-26 | Hitachi, Ltd. | ガスタービン |
| JP2008150702A (ja) * | 2006-11-14 | 2008-07-03 | United Technol Corp <Utc> | 基体表面における温度勾配を防止する方法およびタービンエンジン部品 |
| EP2025777B1 (en) * | 2007-07-27 | 2018-11-21 | United Technologies Corporation | Low transient thermal stress turbine vane |
| US20200291532A1 (en) * | 2019-03-14 | 2020-09-17 | Rolls-Royce Plc | Method of Removing a Ceramic Coating from a Ceramic Coated Metallic Article |
-
1996
- 1996-01-12 JP JP8004350A patent/JPH09195067A/ja not_active Withdrawn
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002528643A (ja) * | 1998-10-22 | 2002-09-03 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | 断熱層付き製品および断熱層の作成方法 |
| US7063250B2 (en) | 2001-05-31 | 2006-06-20 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Coating forming method and coating forming material, and abrasive coating forming sheet |
| JP2006057182A (ja) * | 2004-08-20 | 2006-03-02 | General Electric Co <Ge> | 強い局部コーティングによって保護された物品 |
| JP2008150702A (ja) * | 2006-11-14 | 2008-07-03 | United Technol Corp <Utc> | 基体表面における温度勾配を防止する方法およびタービンエンジン部品 |
| WO2008075400A1 (ja) * | 2006-12-18 | 2008-06-26 | Hitachi, Ltd. | ガスタービン |
| JPWO2008075400A1 (ja) * | 2006-12-18 | 2010-04-02 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン |
| JP4843058B2 (ja) * | 2006-12-18 | 2011-12-21 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン |
| EP2025777B1 (en) * | 2007-07-27 | 2018-11-21 | United Technologies Corporation | Low transient thermal stress turbine vane |
| US20200291532A1 (en) * | 2019-03-14 | 2020-09-17 | Rolls-Royce Plc | Method of Removing a Ceramic Coating from a Ceramic Coated Metallic Article |
| US11926905B2 (en) * | 2019-03-14 | 2024-03-12 | Rolls-Royce Plc | Method of removing a ceramic coating from a ceramic coated metallic article |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20030401 |