JPH1068089A - 断熱バリヤコーティングシステム - Google Patents
断熱バリヤコーティングシステムInfo
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- JPH1068089A JPH1068089A JP9171385A JP17138597A JPH1068089A JP H1068089 A JPH1068089 A JP H1068089A JP 9171385 A JP9171385 A JP 9171385A JP 17138597 A JP17138597 A JP 17138597A JP H1068089 A JPH1068089 A JP H1068089A
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- metal bond
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- 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
- C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
- C23C4/02—Pretreatment of the material to be coated, e.g. for coating on selected surface areas
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 断熱バリヤコーティングシステムを提供す
る。 【解決手段】 結合コート接着のための高温熱処理を必
要とせず、断熱特性を向上した熱バリヤコーティングシ
ステムは、種々の形状、厚さ及び寸法のガスタービンエ
ンジン部品に施される。この断熱バリヤシステムは、上
記金属結合コートと金属基体の間に結合を形成させるた
め、上記結合コート接着に際し高温熱処理を受ける必要
がない。また、上記金属結合コート上には、多孔質セラ
ミック断熱層が形成されている。上記コーティングシス
テムは、特に熱処理中に変形しやすい金属部品や、装着
した状態で断熱処理する必要のある部品に効果的に用い
られる。
る。 【解決手段】 結合コート接着のための高温熱処理を必
要とせず、断熱特性を向上した熱バリヤコーティングシ
ステムは、種々の形状、厚さ及び寸法のガスタービンエ
ンジン部品に施される。この断熱バリヤシステムは、上
記金属結合コートと金属基体の間に結合を形成させるた
め、上記結合コート接着に際し高温熱処理を受ける必要
がない。また、上記金属結合コート上には、多孔質セラ
ミック断熱層が形成されている。上記コーティングシス
テムは、特に熱処理中に変形しやすい金属部品や、装着
した状態で断熱処理する必要のある部品に効果的に用い
られる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、高温から基体を保
護するためのセラミック熱バリヤコーティングシステム
に関する。
護するためのセラミック熱バリヤコーティングシステム
に関する。
【０００２】
【従来の技術】現代のガスタービンエンジン、特に航空
機に使用されているガスタービンエンジンは、高い回転
速度と高温下で運転されており、これによって性能及び
効率の改善が図られている。燃料の補給をするための着
陸をせずに上記航空機が飛行できる範囲を増加させるこ
とが望まれているので、性能及び効率を改善する要望が
高まっている。
機に使用されているガスタービンエンジンは、高い回転
速度と高温下で運転されており、これによって性能及び
効率の改善が図られている。燃料の補給をするための着
陸をせずに上記航空機が飛行できる範囲を増加させるこ
とが望まれているので、性能及び効率を改善する要望が
高まっている。
【０００３】現代のガスタービンエンジンは、多くの極
限的な用途に用いられるエンジン部品材料を、主として
ニッケル基合金及びコバルト基合金に依存している。運
転温度が高くなるにつれて、上記基合金材料の特性の限
界にまで達してしまうことになる。
限的な用途に用いられるエンジン部品材料を、主として
ニッケル基合金及びコバルト基合金に依存している。運
転温度が高くなるにつれて、上記基合金材料の特性の限
界にまで達してしまうことになる。
【０００４】従って、エンジン内部の所定の部品を、エ
ンジン内部の過酷な運転環境から保護するべく、コーテ
ィングを利用する試みがなされていた。特に、セラミッ
ク熱バリヤコーティングは、ガスタービンエンジンの部
品、具体的にはタービンブレード等を保護するためにま
すます用いられており、上記ブレードの寿命を向上させ
て、ひいては燃料経済の向上が図られることとなる。上
述したような保護コーティングは、上記ガスタービン領
域においてはある種の部品が、２５００゜Ｆ（１３７１
℃）以上の温度の高圧かつ腐食性の気体に耐える必要が
あるので、必須のものとされる。
ンジン内部の過酷な運転環境から保護するべく、コーテ
ィングを利用する試みがなされていた。特に、セラミッ
ク熱バリヤコーティングは、ガスタービンエンジンの部
品、具体的にはタービンブレード等を保護するためにま
すます用いられており、上記ブレードの寿命を向上させ
て、ひいては燃料経済の向上が図られることとなる。上
述したような保護コーティングは、上記ガスタービン領
域においてはある種の部品が、２５００゜Ｆ（１３７１
℃）以上の温度の高圧かつ腐食性の気体に耐える必要が
あるので、必須のものとされる。
【０００５】しかしながら、多くのセラミック熱バリヤ
コーティングシステムでは、基体と金属結合コートの間
の接着強度を最大化させるため、結合コートを接着させ
るための高温熱処理が必要な金属結合コートを含んでい
るものであった。上記結合コート接着熱処理は、上記セ
ラミック材料を施した後に行われるが、上記熱処理は、
上記セラミック材料の堆積前に行うこともできる。代表
的な結合コート接着のための高温熱処理では、非酸化性
の環境下においてセラミックコートされた基体を１８０
０゜Ｆ（９８２℃）から２０５０゜Ｆ（１１２１℃）に
１〜１０時間加熱することを含むものである。
コーティングシステムでは、基体と金属結合コートの間
の接着強度を最大化させるため、結合コートを接着させ
るための高温熱処理が必要な金属結合コートを含んでい
るものであった。上記結合コート接着熱処理は、上記セ
ラミック材料を施した後に行われるが、上記熱処理は、
上記セラミック材料の堆積前に行うこともできる。代表
的な結合コート接着のための高温熱処理では、非酸化性
の環境下においてセラミックコートされた基体を１８０
０゜Ｆ（９８２℃）から２０５０゜Ｆ（１１２１℃）に
１〜１０時間加熱することを含むものである。
【０００６】この規格は、３インチから６インチ（７．
６ｃｍ〜１５．２ｃｍ）のタービンブレードのコーティ
ングのためには不適切なものではないが、これは上記タ
ービンブレードは、高温度、運転中の動的環境に耐える
ためには上記条件に必然的に耐えうるためである。しか
しながら、上記タイプのセラミック熱バリヤコーティン
グシステムを施し、高温において熱処理を加えること
は、保護する必要のある多くの他の部品には必ずしも好
ましいことではない。例えば、図１に示すような代表的
な燃焼器のシートメタル部品は、上記した結合コート接
着のための高温熱処理を行うことができないほど大き
く、このような結合コート接着を行うことによって湾曲
が減少してしまうので、上述のような熱処理を行う熱バ
リヤコーティングを使用することができなかった。
６ｃｍ〜１５．２ｃｍ）のタービンブレードのコーティ
ングのためには不適切なものではないが、これは上記タ
ービンブレードは、高温度、運転中の動的環境に耐える
ためには上記条件に必然的に耐えうるためである。しか
しながら、上記タイプのセラミック熱バリヤコーティン
グシステムを施し、高温において熱処理を加えること
は、保護する必要のある多くの他の部品には必ずしも好
ましいことではない。例えば、図１に示すような代表的
な燃焼器のシートメタル部品は、上記した結合コート接
着のための高温熱処理を行うことができないほど大き
く、このような結合コート接着を行うことによって湾曲
が減少してしまうので、上述のような熱処理を行う熱バ
リヤコーティングを使用することができなかった。
【０００７】加えて、近年では引き続いた寸法あわせを
行わず、かつ、部品のいかなる変形もさせずに、装着し
た条件下において断熱処理を行う必要が多く、結合コー
ト接着の際の高温度に晒さずに部品を断熱処理する必要
があった。しかしながら、これまでは上記金属結合コー
トを上記基体へと良好に結合させるための高温熱処理を
必要とせず、優れた断熱特性を有する既存の熱バリヤコ
ーティングシステムは提供されていなかった。
行わず、かつ、部品のいかなる変形もさせずに、装着し
た条件下において断熱処理を行う必要が多く、結合コー
ト接着の際の高温度に晒さずに部品を断熱処理する必要
があった。しかしながら、これまでは上記金属結合コー
トを上記基体へと良好に結合させるための高温熱処理を
必要とせず、優れた断熱特性を有する既存の熱バリヤコ
ーティングシステムは提供されていなかった。
【０００８】従って、結合コート接着のための高温熱処
理を必要とせず、異なった形状、厚さ、及び寸法のガス
タービンエンジン部品を処理することができる断熱特性
の改善された熱バリヤコーティングシステムが要求され
ていた。
理を必要とせず、異なった形状、厚さ、及び寸法のガス
タービンエンジン部品を処理することができる断熱特性
の改善された熱バリヤコーティングシステムが要求され
ていた。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】従って、本発明の目的
は、金属基体のための断熱バリヤコーティングシステム
を提供することにある。
は、金属基体のための断熱バリヤコーティングシステム
を提供することにある。
【００１０】さらに本発明は、結合コート接着のための
高温熱処理を要せず、かつ、断熱特性が向上した断熱バ
リヤ層コーティングシステムを提供することを目的とす
る。
高温熱処理を要せず、かつ、断熱特性が向上した断熱バ
リヤ層コーティングシステムを提供することを目的とす
る。
【００１１】さらに本発明は、金属基体の断熱方法を提
供することを目的とする。
供することを目的とする。
【００１２】
【課題を解決するための手段】本発明の上記目的は、本
発明の金属基体の断熱バリヤコーティングシステムを提
供することによって達成される。この断熱バリヤ層コー
ティングシステムは、上記金属結合コートとこの金属結
合コートが施される上記金属基体の間に結合を形成させ
るため、結合コート接着のための高温熱処理を必要とし
ない金属結合コートと、上記金属結合コート上に堆積さ
れた多孔性セラミックと、を用いることによって提供さ
れる。
発明の金属基体の断熱バリヤコーティングシステムを提
供することによって達成される。この断熱バリヤ層コー
ティングシステムは、上記金属結合コートとこの金属結
合コートが施される上記金属基体の間に結合を形成させ
るため、結合コート接着のための高温熱処理を必要とし
ない金属結合コートと、上記金属結合コート上に堆積さ
れた多孔性セラミックと、を用いることによって提供さ
れる。
【００１３】また、本発明の目的は、本発明の特定の実
施例に従い、上記断熱バリヤ層コーティングシステムと
して、本質的に重量％で１５〜４０のＣｏ，１０〜４０
のＣｒ，６〜１５のＡｌ，０〜０．７のＳｉ，０〜２．
０のＨｆ，０．０１〜１．０のＹ，を有し、バランス成
分としてはＮｉを有した断熱バリヤコーティングシステ
ムを提供することによって達成される。上記金属結合コ
ートは、上記金属結合コートと上記金属結合コートが施
される上記金属基体の間に結合を形成させるため、結合
コート接着のための高温熱処理を受けることがない。上
記コーティングシステムはまた、上記金属結合コート上
に多孔質セラミック断熱層を有している。上記多孔質セ
ラミック層は、約６〜８重量％のイットリアで部分的に
安定化されたジルコニアを有しており、さらに、約２０
〜３５体積％の細孔と、約２５〜５０mil（０．６３５
〜１．２７ｍｍ）の厚さを有している。この細孔は、上
記セラミック断熱層内にポリエステル粉末を少量添加す
ることによって随意に形成させることが可能とされてい
る。
施例に従い、上記断熱バリヤ層コーティングシステムと
して、本質的に重量％で１５〜４０のＣｏ，１０〜４０
のＣｒ，６〜１５のＡｌ，０〜０．７のＳｉ，０〜２．
０のＨｆ，０．０１〜１．０のＹ，を有し、バランス成
分としてはＮｉを有した断熱バリヤコーティングシステ
ムを提供することによって達成される。上記金属結合コ
ートは、上記金属結合コートと上記金属結合コートが施
される上記金属基体の間に結合を形成させるため、結合
コート接着のための高温熱処理を受けることがない。上
記コーティングシステムはまた、上記金属結合コート上
に多孔質セラミック断熱層を有している。上記多孔質セ
ラミック層は、約６〜８重量％のイットリアで部分的に
安定化されたジルコニアを有しており、さらに、約２０
〜３５体積％の細孔と、約２５〜５０mil（０．６３５
〜１．２７ｍｍ）の厚さを有している。この細孔は、上
記セラミック断熱層内にポリエステル粉末を少量添加す
ることによって随意に形成させることが可能とされてい
る。
【００１４】さらに、本発明の目的は、本発明の特定の
実施例に示されているように、上述のコーティングのコ
ーティング方法を提供することによって達成される。
実施例に示されているように、上述のコーティングのコ
ーティング方法を提供することによって達成される。
【００１５】本発明の上述の目的、その他の目的及び特
徴、効果については図面と、本発明の好適な実施例と、
をもって説明することにより、より明確にすることがで
きる。
徴、効果については図面と、本発明の好適な実施例と、
をもって説明することにより、より明確にすることがで
きる。
【００１６】
【発明の実施の形態】本発明の断熱バリヤコーティング
システムは、金属基体上に施される。上記基体は、通常
のニッケル基超合金又はコバルト基超合金であり、良く
知られている技術によって所望する最終形状及び寸法へ
と鋳造され、あるいは機械加工されている。
システムは、金属基体上に施される。上記基体は、通常
のニッケル基超合金又はコバルト基超合金であり、良く
知られている技術によって所望する最終形状及び寸法へ
と鋳造され、あるいは機械加工されている。
【００１７】上記基体へと断熱バリヤコーティングシス
テムを施す前に、上記基体には、上記コーティングシス
テムを行うための前処理を行うこととなる。通常の前処
理としては、クリーニングを挙げることができ、基体表
面の汚染が除去されることとなる。好適なクリーニング
方法としては、酸化アルミニウムによるグリッドブラス
ティング（grid blasting）を挙げることができるが、
これに限定されるものではない。上記表面は、上記クリ
ーニングプロセス下で、表面が粗くされ、この後に施さ
れる上記基体への結合コートの接着性を向上させるよう
にされていることが好ましい。
テムを施す前に、上記基体には、上記コーティングシス
テムを行うための前処理を行うこととなる。通常の前処
理としては、クリーニングを挙げることができ、基体表
面の汚染が除去されることとなる。好適なクリーニング
方法としては、酸化アルミニウムによるグリッドブラス
ティング（grid blasting）を挙げることができるが、
これに限定されるものではない。上記表面は、上記クリ
ーニングプロセス下で、表面が粗くされ、この後に施さ
れる上記基体への結合コートの接着性を向上させるよう
にされていることが好ましい。
【００１８】結合コート接着のための高温度での熱処理
を必要としない金属結合コートは、その後、上記基体に
施される。上述した内容から理解されるように、本発明
の主な特徴は、高温又は拡散熱処理を施す必要のない金
属結合コートを使用することにある。
を必要としない金属結合コートは、その後、上記基体に
施される。上述した内容から理解されるように、本発明
の主な特徴は、高温又は拡散熱処理を施す必要のない金
属結合コートを使用することにある。
【００１９】従って、本発明は、特に熱処理時に変形し
やすい金属部品を断熱処理させたり、また、装着した状
態で断熱処理させる必要のある金属部品に対して特に効
果を有する。本発明はまた、上述したような高温熱処理
に耐えることができないが、熱的に断熱処理する必要の
ある材料に対し、その強度を低下させず、また、酸化さ
せないようにする点で効果を有するものである。すなわ
ち、本発明は、高温における結合コート拡散のための熱
処理サイクルに耐えることができないものの、断熱処理
が必要とされる部品に対して効果を有するものである。
やすい金属部品を断熱処理させたり、また、装着した状
態で断熱処理させる必要のある金属部品に対して特に効
果を有する。本発明はまた、上述したような高温熱処理
に耐えることができないが、熱的に断熱処理する必要の
ある材料に対し、その強度を低下させず、また、酸化さ
せないようにする点で効果を有するものである。すなわ
ち、本発明は、高温における結合コート拡散のための熱
処理サイクルに耐えることができないものの、断熱処理
が必要とされる部品に対して効果を有するものである。
【００２０】本発明は、特に、タービンベーンやタービ
ンベーン支持体等の静止したガスタービンエンジン部品
について用いられるが、この理由としてはこれらの部品
は、タービンブレードのように遠心力が加えられないた
めである。
ンベーン支持体等の静止したガスタービンエンジン部品
について用いられるが、この理由としてはこれらの部品
は、タービンブレードのように遠心力が加えられないた
めである。
【００２１】上記コートの著しい特徴としては、上記コ
ートは、コートの後に熱処理ステップを施さなくても良
いので、コストを低減することができることにある。
ートは、コートの後に熱処理ステップを施さなくても良
いので、コストを低減することができることにある。
【００２２】とりわけ耐酸化性が望まれる場合には、Ｎ
ｉＣｏＣｒＡｌＹ材料の金属結合コートを用いることが
特に好ましい。本発明においては、Ｎｉは、ニッケルを
表し、Ｃｏは、コバルトを表し、Ｃｒは、クロムを表
し、Ａｌは、アルミニウムを表し、Ｙは、イットリウム
を表す。上記金属結合コート材料は、広い範囲にあるも
のから構成することができ、この範囲としては重量％で
１５〜４０のＣｏ，１０〜４０のＣｒ，６〜１５のＡ
ｌ，０〜０．７のＳｉ，０〜２．０のＨｆ，０．０１〜
１．０のＹ，その残りはバランス成分としてのＮｉであ
るものを挙げることができる。上記結合コート材料とし
ては、重量％で２０〜２６のＣｏ，１５〜１９のＣｒ，
１１．５〜１３．５のＡｌ，０〜０．７のＳｉ，０〜
２．０のＨｆ，０．２０〜０．７０のＹ，その残りはバ
ランス成分としてのＮｉである組成がより好ましい。上
記結合コート材料の粒子径としては、−１７０＋３２５
米国標準シーブ(-170+325USstd. sieve）の範囲にある
ことが好ましい。
ｉＣｏＣｒＡｌＹ材料の金属結合コートを用いることが
特に好ましい。本発明においては、Ｎｉは、ニッケルを
表し、Ｃｏは、コバルトを表し、Ｃｒは、クロムを表
し、Ａｌは、アルミニウムを表し、Ｙは、イットリウム
を表す。上記金属結合コート材料は、広い範囲にあるも
のから構成することができ、この範囲としては重量％で
１５〜４０のＣｏ，１０〜４０のＣｒ，６〜１５のＡ
ｌ，０〜０．７のＳｉ，０〜２．０のＨｆ，０．０１〜
１．０のＹ，その残りはバランス成分としてのＮｉであ
るものを挙げることができる。上記結合コート材料とし
ては、重量％で２０〜２６のＣｏ，１５〜１９のＣｒ，
１１．５〜１３．５のＡｌ，０〜０．７のＳｉ，０〜
２．０のＨｆ，０．２０〜０．７０のＹ，その残りはバ
ランス成分としてのＮｉである組成がより好ましい。上
記結合コート材料の粒子径としては、−１７０＋３２５
米国標準シーブ(-170+325USstd. sieve）の範囲にある
ことが好ましい。
【００２３】上記結合コート厚は、約０．００１〜０．
０１５インチ（０．０７６〜０．３８１ｍｍ）の範囲と
することができる。上記結合コートの厚さは、約０．０
０５〜０．００９インチ（０．１２７〜０．２２９ｍ
ｍ）の範囲にあることがより好適である。上記結合コー
トは、さらに、保護すべき基体表面上に空気中における
プラズマスプレイ法によって施されることが好ましい。
これとは別の堆積技術、例えば高速酸素燃料スプレイ
（ｈｉｇｈ ｖｅｌｏｃｉｔｙ ｏｘｙ ｆｕｅｌ：Ｈ
ＶＯＦ）スプレイ法、又はカソードアーク堆積法も使用
することができるが、これらに限定されるものではな
い。
０１５インチ（０．０７６〜０．３８１ｍｍ）の範囲と
することができる。上記結合コートの厚さは、約０．０
０５〜０．００９インチ（０．１２７〜０．２２９ｍ
ｍ）の範囲にあることがより好適である。上記結合コー
トは、さらに、保護すべき基体表面上に空気中における
プラズマスプレイ法によって施されることが好ましい。
これとは別の堆積技術、例えば高速酸素燃料スプレイ
（ｈｉｇｈ ｖｅｌｏｃｉｔｙ ｏｘｙ ｆｕｅｌ：Ｈ
ＶＯＦ）スプレイ法、又はカソードアーク堆積法も使用
することができるが、これらに限定されるものではな
い。
【００２４】上記結合コートの表面性状は、その後に施
されるセラミック材料をうまく堆積させるようにするこ
とが好ましい。上記金属結合コートは、空気中における
プラズマスプレイ法によることが好ましく、この様にす
ることで適当に粗い結合コート表面が得られることにな
る。
されるセラミック材料をうまく堆積させるようにするこ
とが好ましい。上記金属結合コートは、空気中における
プラズマスプレイ法によることが好ましく、この様にす
ることで適当に粗い結合コート表面が得られることにな
る。
【００２５】上述した金属結合コートの上に、６〜８重
量％のイットリアで部分的に安定化させたジルコニアを
含有する多孔質セラミック材料を施す。上記セラミック
材料は、空気中でプラズマスプレイ法により、基体温度
を５００゜Ｆ（２６０°Ｃ）未満に維持させながら施す
ことが好ましい。これとは別の技法、例えば高速酸素燃
料（ＨＶＯＦ）スプレイ法も使用することができる。
量％のイットリアで部分的に安定化させたジルコニアを
含有する多孔質セラミック材料を施す。上記セラミック
材料は、空気中でプラズマスプレイ法により、基体温度
を５００゜Ｆ（２６０°Ｃ）未満に維持させながら施す
ことが好ましい。これとは別の技法、例えば高速酸素燃
料（ＨＶＯＦ）スプレイ法も使用することができる。
【００２６】上記セラミックの粒径は、約５〜約１８０
μｍ（０．００５〜約０．１８ｍｍ）の範囲、さらに
は、約５０μｍ（０．０５ｍｍ）の平均粒径であること
が好ましい。このような細孔の付与は、本発明によれば
上記セラミックコーティング内に随意に形成させること
が可能である。上記細孔は、約１〜１２重量％のポリエ
ステル粉体を上記セラミック内に含有させることによっ
て付与される。我々は、１．５〜３．０重量％のポリエ
ステル粉体（公称粒径６０μｍ（０．０６ｍｍ））を使
用し、上記セラミックに対して約２０〜約３０体積％の
細孔を形成させることが最も好適であることを見出し
た。細孔を多くすると、例えば約３５体積％を超えると
逆にコーティングが浸食による損傷を受けやすくなる。
μｍ（０．００５〜約０．１８ｍｍ）の範囲、さらに
は、約５０μｍ（０．０５ｍｍ）の平均粒径であること
が好ましい。このような細孔の付与は、本発明によれば
上記セラミックコーティング内に随意に形成させること
が可能である。上記細孔は、約１〜１２重量％のポリエ
ステル粉体を上記セラミック内に含有させることによっ
て付与される。我々は、１．５〜３．０重量％のポリエ
ステル粉体（公称粒径６０μｍ（０．０６ｍｍ））を使
用し、上記セラミックに対して約２０〜約３０体積％の
細孔を形成させることが最も好適であることを見出し
た。細孔を多くすると、例えば約３５体積％を超えると
逆にコーティングが浸食による損傷を受けやすくなる。
【００２７】上記したように所望する多孔性を導入でき
ることによって、上記セラミック材料を、厚を増加させ
て施すことができるように、耐剥離特性を付与すること
ができることになる。上記セラミックコーティングの厚
さは、２５〜５０mil（０．６３５〜１．２７ｍｍ）、
より好ましくは２５milから３５mil（０．６３５〜０．
８８９ｍｍ）の範囲とすることができる。
ることによって、上記セラミック材料を、厚を増加させ
て施すことができるように、耐剥離特性を付与すること
ができることになる。上記セラミックコーティングの厚
さは、２５〜５０mil（０．６３５〜１．２７ｍｍ）、
より好ましくは２５milから３５mil（０．６３５〜０．
８８９ｍｍ）の範囲とすることができる。
【００２８】本発明の別の実施例では、低い熱伝導性を
有する別のセラミック材料として、イットリアで完全に
安定化されたジルコニア、セリア（セリウム酸化物）で
安定化したジルコニア、又はこのセリアにより、上述の
イットリアで一部安定化されたジルコニアを置き換えた
ものを挙げることができるが、これらのものに限定され
るものではない。
有する別のセラミック材料として、イットリアで完全に
安定化されたジルコニア、セリア（セリウム酸化物）で
安定化したジルコニア、又はこのセリアにより、上述の
イットリアで一部安定化されたジルコニアを置き換えた
ものを挙げることができるが、これらのものに限定され
るものではない。
【００２９】さらに本発明の別の態様では、上述のセラ
ミック層を、結合コートを用いることなく上記金属基体
上に直接堆積させるようにすることができる。この態様
では、例えば、イットリウム、カルシウム、マグネシウ
ム等の活性元素を含有する耐酸化性合金、又は低イオウ
含有材料、又は後処理で脱イオウ処理された合金の断熱
処理に好適に用いることができる。限界的な耐酸化性合
金を得るには、上記基体が強力な接着性を有するように
酸化中間層を成長させるべく、注意深く制御しつつ予備
酸化させて、上記セラミック層を直接結合させることが
好ましい。上記結合コートのないこの実施例は、非浸食
性の静止した用途、又は上記基体温度が約１８００゜Ｆ
（９８２℃）未満に保持されるような用途において効果
的である。しかしながら上記セラミック材料の上記基体
への適切な接着には、グリッドブラシティング等の方法
によって上記基体表面を粗くさせることが必要とされ
る。上記実施例は、主に上記コーティングが基体／セラ
ミック界面において大きな熱的又は機械的応力に晒され
ない環境での使用に効果を有するものである。
ミック層を、結合コートを用いることなく上記金属基体
上に直接堆積させるようにすることができる。この態様
では、例えば、イットリウム、カルシウム、マグネシウ
ム等の活性元素を含有する耐酸化性合金、又は低イオウ
含有材料、又は後処理で脱イオウ処理された合金の断熱
処理に好適に用いることができる。限界的な耐酸化性合
金を得るには、上記基体が強力な接着性を有するように
酸化中間層を成長させるべく、注意深く制御しつつ予備
酸化させて、上記セラミック層を直接結合させることが
好ましい。上記結合コートのないこの実施例は、非浸食
性の静止した用途、又は上記基体温度が約１８００゜Ｆ
（９８２℃）未満に保持されるような用途において効果
的である。しかしながら上記セラミック材料の上記基体
への適切な接着には、グリッドブラシティング等の方法
によって上記基体表面を粗くさせることが必要とされ
る。上記実施例は、主に上記コーティングが基体／セラ
ミック界面において大きな熱的又は機械的応力に晒され
ない環境での使用に効果を有するものである。
【００３０】本発明を、具体的な実施例によって詳細に
説明するが、本発明は、本実施例により限定されるもの
ではない。
説明するが、本発明は、本実施例により限定されるもの
ではない。
【００３１】
（実施例１）本発明のセラミック熱バリヤコーティング
システムを含む種々のセラミック熱バリヤコーティング
システムを鋳造した燃焼器セグメントに施した。それぞ
れのセグメント材料は、重量％での公称組成が、８．０
Ｃｒ，１０Ｃｏ，６．０Ｍｏ，６．０Ａｌ，４．３Ｔ
ａ，１．１５Ｈｆ，１．０Ｔｉ，０．０１５Ｂ，０．０
８Ｚｒ，その残りがバランス成分としてのＮｉの組成の
もの（Ｂ−１９００＋Ｈｆ）を用いた。上記各テストセ
グメントを、ガスタービンエンジン燃焼器のアウタライ
ナ上の第２、第３、第４列に配置した。
システムを含む種々のセラミック熱バリヤコーティング
システムを鋳造した燃焼器セグメントに施した。それぞ
れのセグメント材料は、重量％での公称組成が、８．０
Ｃｒ，１０Ｃｏ，６．０Ｍｏ，６．０Ａｌ，４．３Ｔ
ａ，１．１５Ｈｆ，１．０Ｔｉ，０．０１５Ｂ，０．０
８Ｚｒ，その残りがバランス成分としてのＮｉの組成の
もの（Ｂ−１９００＋Ｈｆ）を用いた。上記各テストセ
グメントを、ガスタービンエンジン燃焼器のアウタライ
ナ上の第２、第３、第４列に配置した。
【００３２】その後、上記ライナについて、ガスタービ
ンエンジンの通常の運転条件で遭遇するよりも過酷な条
件下で試験を行った。この試験を１３００サイクル繰り
返して行った。最初の３００サイクルは、通常の離陸条
件下で行い、１０００サイクルは、サイクル当たりの酸
化速度を加速させるために、許容される最大の運転温度
で５．５分間行うようにした。上記したような燃焼条件
では、第２列と第３列は、第４列よりも加熱されてい
る。
ンエンジンの通常の運転条件で遭遇するよりも過酷な条
件下で試験を行った。この試験を１３００サイクル繰り
返して行った。最初の３００サイクルは、通常の離陸条
件下で行い、１０００サイクルは、サイクル当たりの酸
化速度を加速させるために、許容される最大の運転温度
で５．５分間行うようにした。上記したような燃焼条件
では、第２列と第３列は、第４列よりも加熱されてい
る。
【００３３】本発明の効果は、明らかに図２に示されて
いる。図２は、種々のセグメントの酸化による損傷（耐
酸化性の欠如）を示している。酸化による損傷は、どの
ように燃焼し／酸化された部分であってもそれぞれのセ
グメントを目視検査し、およその損傷程度を決定するこ
とによって行った。
いる。図２は、種々のセグメントの酸化による損傷（耐
酸化性の欠如）を示している。酸化による損傷は、どの
ように燃焼し／酸化された部分であってもそれぞれのセ
グメントを目視検査し、およその損傷程度を決定するこ
とによって行った。
【００３４】図の最も左側のバー（Ａ）は、空気中でプ
ラズマ堆積を行ったＮｉＣｏＣｒＡｌＹ結合コート（公
称組成は重量％で、２３Ｃｏ，１７Ｃｒ，１２．５Ａ
ｌ，０．４５Ｙ，残りはバランスのＮｉ）上に、空気中
でプラズマ堆積を行った６〜８重量％でのイットリアで
安定化されたジルコニアを含有するコーティングの特性
を示したものである。上記結合コートの厚さは、約０．
００７インチ（０．１７８ｍｍ）であり、上記セラミッ
ク材料の厚さは、約０．０１４インチ（０．３５６ｍ
ｍ）とされている。このサンプルＡは、上記アウタライ
ナの第２列目に１０セグメントのうちの５セグメントを
配置した。サンプルＡには、比較の目的のため多孔性を
付与していない。
ラズマ堆積を行ったＮｉＣｏＣｒＡｌＹ結合コート（公
称組成は重量％で、２３Ｃｏ，１７Ｃｒ，１２．５Ａ
ｌ，０．４５Ｙ，残りはバランスのＮｉ）上に、空気中
でプラズマ堆積を行った６〜８重量％でのイットリアで
安定化されたジルコニアを含有するコーティングの特性
を示したものである。上記結合コートの厚さは、約０．
００７インチ（０．１７８ｍｍ）であり、上記セラミッ
ク材料の厚さは、約０．０１４インチ（０．３５６ｍ
ｍ）とされている。このサンプルＡは、上記アウタライ
ナの第２列目に１０セグメントのうちの５セグメントを
配置した。サンプルＡには、比較の目的のため多孔性を
付与していない。
【００３５】さらに本発明の上記断熱バリヤコーティン
グシステムを、第２列の残りの５セグメントに、まず空
気中で上記結合コートをプラズマスプレイ法によって施
した。上記結合コート材料の公称組成は、２３Ｃｏ，１
７Ｃｒ，１２．５Ａｌ，０．４５Ｙ，残りはバランス成
分のＮｉである。次いで、６〜８重量％のイットリアで
安定化された部分的に安定化されたジルコニアを含有す
る多孔質セラミック材料を、上記結合コート上に空気中
でプラズマスプレイした。約２．０重量％のポリエステ
ル粉末（６０ミクロン（０．０６ｍｍ））を混合するこ
とによって、意図的に細孔を上記セラミック材料中に形
成させた。上記結合コート及び上記セラミック材料の厚
さは、実質的にサンプルＡと同じくした。
グシステムを、第２列の残りの５セグメントに、まず空
気中で上記結合コートをプラズマスプレイ法によって施
した。上記結合コート材料の公称組成は、２３Ｃｏ，１
７Ｃｒ，１２．５Ａｌ，０．４５Ｙ，残りはバランス成
分のＮｉである。次いで、６〜８重量％のイットリアで
安定化された部分的に安定化されたジルコニアを含有す
る多孔質セラミック材料を、上記結合コート上に空気中
でプラズマスプレイした。約２．０重量％のポリエステ
ル粉末（６０ミクロン（０．０６ｍｍ））を混合するこ
とによって、意図的に細孔を上記セラミック材料中に形
成させた。上記結合コート及び上記セラミック材料の厚
さは、実質的にサンプルＡと同じくした。
【００３６】サンプルＡでコートした５セグメントのう
ちの３セグメントは、深さ０．０４インチ（１．０２ｍ
ｍ）まで達する酸化による損傷を後縁に生じていた。本
発明のコートを有する５セグメントは、いずれも後縁の
酸化による損傷が発生していなかった。
ちの３セグメントは、深さ０．０４インチ（１．０２ｍ
ｍ）まで達する酸化による損傷を後縁に生じていた。本
発明のコートを有する５セグメントは、いずれも後縁の
酸化による損傷が発生していなかった。
【００３７】上述したサンプルＡのコーティングを、上
記アウタライナの第３列の４〜７セグメントについて施
した。本発明の断熱バリヤコーティングシステムを、上
記結合コート及び上記セラミック材料の厚さをそれぞれ
１．５倍としたことを除き、試験する残りの３セグメン
トについて上記同様にして施した。サンプルＡコーティ
ングでコートされた４セグメントのうちの４つは、後縁
に０．４０インチ（１．０２ｍｍ）に達する酸化による
損傷が見られた。一方、本発明のコートによってコート
された３セグメントは、全く後縁の酸化が見られなかっ
た。
記アウタライナの第３列の４〜７セグメントについて施
した。本発明の断熱バリヤコーティングシステムを、上
記結合コート及び上記セラミック材料の厚さをそれぞれ
１．５倍としたことを除き、試験する残りの３セグメン
トについて上記同様にして施した。サンプルＡコーティ
ングでコートされた４セグメントのうちの４つは、後縁
に０．４０インチ（１．０２ｍｍ）に達する酸化による
損傷が見られた。一方、本発明のコートによってコート
された３セグメントは、全く後縁の酸化が見られなかっ
た。
【００３８】上記サンプルＡコーティングを、上述した
ように上記アウタライナの第４列の３〜６セグメントに
ついて施した。本発明の断熱バリヤコーティングシステ
ムを、第２列のように、残りの３セグメントについて施
した。上記サンプルＡでコートした上記３セグメント
は、全く後縁の酸化損傷を示していなかった。同様に、
この場合には、本発明のコートを有する３セグメント
は、後縁の酸化を示していなかった。
ように上記アウタライナの第４列の３〜６セグメントに
ついて施した。本発明の断熱バリヤコーティングシステ
ムを、第２列のように、残りの３セグメントについて施
した。上記サンプルＡでコートした上記３セグメント
は、全く後縁の酸化損傷を示していなかった。同様に、
この場合には、本発明のコートを有する３セグメント
は、後縁の酸化を示していなかった。
【００３９】本発明のコーティング特性は、耐酸化劣化
性についていえば、上記サンプルＡに匹敵するか、又は
通常の運転中に生じる条件よりもより過酷な実験条件に
おいては、上記サンプルＡを超えることが見出された。
性についていえば、上記サンプルＡに匹敵するか、又は
通常の運転中に生じる条件よりもより過酷な実験条件に
おいては、上記サンプルＡを超えることが見出された。
【００４０】（実施例２）図３は、第１段タービンベー
ン支持体領域１０を線で囲んであるが、この支持体領域
を備えた現代におけるガスタービンエンジンの断面図を
示す。本発明の上記断熱バリヤコーティングシステム１
２を、図４に示した第１段タービンベーン支持体１４の
内側表面に施した。上記第１段ベーン支持体１４の材料
は、１９．５Ｃｒ，１３．５Ｃｏ，４．２５Ｍｏ，３．
０Ｔｉ，１．４Ａｌ，０．０７Ｚｒ，０．００７Ｂ，及
びバランス成分としてのＮｉ（ＡＭＳ５７０７（ワスパ
ロイ（Waspaloy））である。上記第１段ベーン支持体１
４の内側を、断熱バリヤコーティングシステム１２を施
す前に酸化アルミニウムによって清浄とし、調整した。
ン支持体領域１０を線で囲んであるが、この支持体領域
を備えた現代におけるガスタービンエンジンの断面図を
示す。本発明の上記断熱バリヤコーティングシステム１
２を、図４に示した第１段タービンベーン支持体１４の
内側表面に施した。上記第１段ベーン支持体１４の材料
は、１９．５Ｃｒ，１３．５Ｃｏ，４．２５Ｍｏ，３．
０Ｔｉ，１．４Ａｌ，０．０７Ｚｒ，０．００７Ｂ，及
びバランス成分としてのＮｉ（ＡＭＳ５７０７（ワスパ
ロイ（Waspaloy））である。上記第１段ベーン支持体１
４の内側を、断熱バリヤコーティングシステム１２を施
す前に酸化アルミニウムによって清浄とし、調整した。
【００４１】上記断熱バリヤコーティングシステム１２
に、まず約０．００３インチ（０．０７６ｍｍ）厚の本
発明の結合コートを、まず、空気中におけるプラズマス
プレイ法で施した。上記結合コート材料は、公称組成で
重量％で２３Ｃｏ，１７Ｃｒ，１２．５Ａｌ，０．４５
Ｙ，その他は本質的にバランス成分のＮｉであり、さら
に、−１７０＋３２５ＵＳｓｔｄ．シーブの範囲内の粉
末とされている。
に、まず約０．００３インチ（０．０７６ｍｍ）厚の本
発明の結合コートを、まず、空気中におけるプラズマス
プレイ法で施した。上記結合コート材料は、公称組成で
重量％で２３Ｃｏ，１７Ｃｒ，１２．５Ａｌ，０．４５
Ｙ，その他は本質的にバランス成分のＮｉであり、さら
に、−１７０＋３２５ＵＳｓｔｄ．シーブの範囲内の粉
末とされている。
【００４２】次いで、６〜８重量％のイットリアで部分
的に安定化させたジルコニアを、上記結合コート上にエ
アプラズマスプレイした。この際の支持体温度は、５０
０゜Ｆ（２６０℃）以下とした。
的に安定化させたジルコニアを、上記結合コート上にエ
アプラズマスプレイした。この際の支持体温度は、５０
０゜Ｆ（２６０℃）以下とした。
【００４３】上記セラミック粉末の粒径は、約５０μｍ
（０．０５ｍｍ）であった。細孔は、上記セラミック材
料内に約２重量％のポリエステル粉末を添加することに
よって意図的に形成させた。上記セラミック材料の厚さ
は、約２５mil〜３５mil（０．６３５ｍｍ〜０．８８９
ｍｍ）の間で変化させた。
（０．０５ｍｍ）であった。細孔は、上記セラミック材
料内に約２重量％のポリエステル粉末を添加することに
よって意図的に形成させた。上記セラミック材料の厚さ
は、約２５mil〜３５mil（０．６３５ｍｍ〜０．８８９
ｍｍ）の間で変化させた。
【００４４】上記物体を、その後種々の最高エンジン出
力条件としつつ、９３５サイクルのテストシミュレーシ
ョン飛行をさせた。上記物体は、蛍光探傷法による他、
目視検査においてもクラックは発生していなかった。
力条件としつつ、９３５サイクルのテストシミュレーシ
ョン飛行をさせた。上記物体は、蛍光探傷法による他、
目視検査においてもクラックは発生していなかった。
【００４５】本発明の断熱バリヤコーティングシステム
によってコートされた別の物体を、通常のエンジン運転
において遭遇する最高温度よりも約７５゜Ｆ（２４℃）
高い排気ガス温度となるようなエンジン運転を５分間さ
せることによって試験を行った。これは、通常のガスタ
ービンエンジン運転中に遭遇する通常条件よりも高温条
件を使用する最も過酷な試験である。この物体もまた、
蛍光探傷法の他、目視によっても全くクラックは発生し
ていなかった。
によってコートされた別の物体を、通常のエンジン運転
において遭遇する最高温度よりも約７５゜Ｆ（２４℃）
高い排気ガス温度となるようなエンジン運転を５分間さ
せることによって試験を行った。これは、通常のガスタ
ービンエンジン運転中に遭遇する通常条件よりも高温条
件を使用する最も過酷な試験である。この物体もまた、
蛍光探傷法の他、目視によっても全くクラックは発生し
ていなかった。
【００４６】（実施例３）本発明の顕著な効果をさらに
図５に示す。図５は、本発明の熱バリヤコーティングシ
ステム１２の有無による上記第１段ベーン支持体１４の
寿命を温度に対してプロットした図である。上記グラフ
から見られるように、熱電対によって測定された約１６
００゜Ｆ（８７１℃）の上記第１段ガスタービンベーン
支持体温度として、エンジンの運転をシミュレートした
ところ、未コートの上記第１段タービンベーン支持体
（ＡＭＳ５７０７（ワスパロイ））については、２００
０サイクルの寿命と見積もられた。この１６００゜Ｆ
（８７１℃）での運転の特徴は、ＡＭＳ５７０７の使用
可能な最高温度を遥かに上回る温度である。
図５に示す。図５は、本発明の熱バリヤコーティングシ
ステム１２の有無による上記第１段ベーン支持体１４の
寿命を温度に対してプロットした図である。上記グラフ
から見られるように、熱電対によって測定された約１６
００゜Ｆ（８７１℃）の上記第１段ガスタービンベーン
支持体温度として、エンジンの運転をシミュレートした
ところ、未コートの上記第１段タービンベーン支持体
（ＡＭＳ５７０７（ワスパロイ））については、２００
０サイクルの寿命と見積もられた。この１６００゜Ｆ
（８７１℃）での運転の特徴は、ＡＭＳ５７０７の使用
可能な最高温度を遥かに上回る温度である。
【００４７】しかしながら、本発明の熱バリヤコーティ
ングシステム１２を上記第１段タービンベーン支持体１
４の内側にコーティングすることによって、上記第１段
タービンベーン支持体１４の支持体温度が、約１４５０
゜Ｆ（７８８℃）まで低減するものと計算され、同一の
運転条件下では、寿命が１９，０００サイクルまで延ば
すことが可能であると予測される。この１７，０００サ
イクルの寿命延長は、本発明の著しい効果である。
ングシステム１２を上記第１段タービンベーン支持体１
４の内側にコーティングすることによって、上記第１段
タービンベーン支持体１４の支持体温度が、約１４５０
゜Ｆ（７８８℃）まで低減するものと計算され、同一の
運転条件下では、寿命が１９，０００サイクルまで延ば
すことが可能であると予測される。この１７，０００サ
イクルの寿命延長は、本発明の著しい効果である。
【００４８】上述したように、本発明は、下記のように
まとめることができる。上記結合コート接着のための高
温熱処理を必要とせず、断熱特性を向上した上記熱バリ
ヤコーティングシステムは、種々の形状、厚さ及び寸法
のガスタービンエンジン部品に施される。この断熱バリ
ヤシステムは、上記金属結合コートと金属基体の間に結
合を形成させるため、上記結合コート接着のための高温
熱処理を受ける必要がない。また、上記金属結合コート
上には、多孔質セラミック断熱層を形成するものであ
る。
まとめることができる。上記結合コート接着のための高
温熱処理を必要とせず、断熱特性を向上した上記熱バリ
ヤコーティングシステムは、種々の形状、厚さ及び寸法
のガスタービンエンジン部品に施される。この断熱バリ
ヤシステムは、上記金属結合コートと金属基体の間に結
合を形成させるため、上記結合コート接着のための高温
熱処理を受ける必要がない。また、上記金属結合コート
上には、多孔質セラミック断熱層を形成するものであ
る。
【００４９】上記コーティングシステムは、特に熱処理
中に変形しやすい金属部品や、装着した状態で断熱処理
する必要のある部品に効果的に用いられる。
中に変形しやすい金属部品や、装着した状態で断熱処理
する必要のある部品に効果的に用いられる。
【００５０】本発明は、詳細に実施例をもって説明して
きたが、当業者によれば、本発明の趣旨及び範囲内にお
いて種々の変更を加えることが可能であることが理解さ
れよう。
きたが、当業者によれば、本発明の趣旨及び範囲内にお
いて種々の変更を加えることが可能であることが理解さ
れよう。
【図１】図１は、ガスタービン燃焼器の概略図である。
【図２】ガスタービン燃焼器の異なったセグメントに施
された種々の熱バリヤコーティングシステムの耐酸化特
性を示した棒グラフである。
された種々の熱バリヤコーティングシステムの耐酸化特
性を示した棒グラフである。
【図３】図３は、第１段タービンベーン支持体領域（線
で囲った部分）を備えた現代のガスタービンエンジンの
部分を示した断面図である。
で囲った部分）を備えた現代のガスタービンエンジンの
部分を示した断面図である。
【図４】図４は、図３に示した第１ベーン支持体を拡大
して示した図である。
して示した図である。
【図５】図５は、未コートの第１段タービンベーン支持
体と本発明の断熱コーティングシステムでコートした第
１段タービンベーン支持体について、それらの寿命を示
した対数グラフである。
体と本発明の断熱コーティングシステムでコートした第
１段タービンベーン支持体について、それらの寿命を示
した対数グラフである。
１０…第１段タービンベーン支持体領域 １２…断熱バリヤコートシステム １４…第１段タービンベーン支持体
───────────────────────────────────────────────────── 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 Ｆ２３Ｒ 3/42 Ｆ２３Ｒ 3/42 Ｃ // Ｆ０２Ｃ 7/30 Ｆ０２Ｃ 7/30 (72)発明者 ジョン フランシス ムローリー，ジュニ ア アメリカ合衆国，コネチカット，スタフォ ード スプリングス，オークウッド ドラ イヴ ２ (72)発明者 デイヴィッド エム．ニスレイ アメリカ合衆国，コネチカット，マールボ ーロウ，メイフラワー ロード 17 (72)発明者 ハロルド デイヴィッド ハーター アメリカ合衆国，ペンシルヴェニア，マン ホール，サマーフィールド ドライヴ 163 (72)発明者 ディリップ エム．シャー アメリカ合衆国，コネチカット，グラスト ンベリー，ハンプシャー ドライヴ 95 (72)発明者 フレデリック エイチ．マーラー アメリカ合衆国，コネチカット，ウエスト ハートフォード，ベルクナップ ロード 34 (72)発明者 ウィリアム ジェイ．ハスティングス，ザ サード アメリカ合衆国，コネチカット，グラスト ンベリー，クランスビル ドライヴ 27 (72)発明者 ロイ アール．ドノヴァン アメリカ合衆国，コネチカット，ヴァーノ ン，メドウラーク ロード 115 (72)発明者 スドハングシュー ボウス アメリカ合衆国，コネチカット，マンチェ スター，パトリオット レイン 28
Claims (22)
- 【請求項１】 （１）金属結合コートであって、この金
属結合コートが施される金属基体と該金属結合コートの
と間に結合を生じさせるための結合コート接着熱処理を
施さない金属結合コートと、 （２）前記金属結合コートに重ね合わされた多孔質セラ
ミック断熱層と、を有することを特徴とする金属基体の
ための断熱バリヤコーティングシステム。 - 【請求項２】 （１）本質的に１５〜４０重量％のＣ
ｏ，１０〜４０重量％のＣｒ，６〜１５重量％のＡｌ，
０〜０．７重量％のＳｉ，０〜２．０重量％のＨｆ，
０．０１〜１．０重量％のＹ、バランス成分としてのＮ
ｉを有する金属結合コート、及び（２）前記結合コート
層上に形成され、６〜８重量％のイットリアで部分的に
安定化されたジルコニアを含有し、かつ、２０〜３５容
積％の細孔を有する多孔質セラミック断熱層を有し、 前記金属結合コートは、前記金属結合コートと前記金属
基体の間に結合を形成させるための結合コート接着熱処
理を受けておらず、 前記多孔質を形成させるための細孔が、ポリエステル材
料を前記断熱層に含有させることによって形成されてお
り、かつ、前記断熱層の厚さが２５〜５０mil（０．６
３５ｍｍから１．２７ｍｍ）とされていることを特徴と
する金属基体のための断熱バリヤコーティングシステ
ム。 - 【請求項３】 前記基体は、第１段タービンベーン支持
体であることを特徴とする請求項２に記載の断熱バリヤ
コーティングシステム。 - 【請求項４】 前記基体は、ガスタービン燃焼器ライナ
であることを特徴とする請求項２に記載の断熱バリヤコ
ーティングシステム。 - 【請求項５】 前記基体は、ガスタービン燃焼器セグメ
ントであることを特徴とする請求項４に記載の断熱バリ
ヤコーティングシステム。 - 【請求項６】 コートされた物体であって、この物体
は、Ｎｉ基超合金及びＣｏ基超合金から任意に選択さ
れ、かつ、断熱バリヤコーティングシステムが施されて
いる基体から構成されており、 前記断熱バリヤコーティングシステムは、 （１）本質的に１５〜４０重量％のＣｏ，１０〜４０重
量％のＣｒ，６〜１５重量％のＡｌ，０〜０．７重量％
のＳｉ，０〜２．０重量％のＨｆ，０．０１〜１．０重
量％のＹ，バランス成分のＮｉを有する金属結合コート
と、 （２）前記結合コートに重ね合わされる多孔質セラミッ
ク断熱層と、を有していて、 前記金属結合コートは、前記金属結合コートと前記基体
の間に結合を形成させるための結合コート接着熱処理が
なされておらず、 前記多孔質セラミック断熱層は、６〜８重量％のイット
リアで部分的に安定化されたジルコニアを含有し、か
つ、約２５〜５０mil（０．６３５ｍｍ〜１．２７ｍ
ｍ）の厚さを有するとともに、２０〜３５容量％の細孔
を有することを特徴とするコート物体。 - 【請求項７】 前記コートされた物体は、ガスタービン
エンジン部品であることを特徴とする請求項６に記載の
コート物体。 - 【請求項８】 前記ガスタービンエンジン部品は、第１
段タービンベーン支持体であることを特徴とする請求項
６に記載のコート物体。 - 【請求項９】 前記ガスタービンエンジン部品は、燃焼
器ライナであることを特徴とする請求項６に記載のコー
ト物体。 - 【請求項１０】 前記ガスタービンエンジン部品は、燃
焼器セグメントであることを特徴とする請求項６に記載
のコート物体。 - 【請求項１１】 コート物体は、Ｎｉ基超合金及びＣｏ
基超合金からなる群から任意に選択された基体に、６〜
８重量％のイットリアで部分的に安定化されたジルコニ
アを含有する多孔質セラミック断熱層から構成されてい
て、前記多孔質断熱層は、２０〜３５容量％の細孔を有
していることを特徴とするコート物体。 - 【請求項１２】 （１）清浄な基体表面を与えるステッ
プと、 （２）金属結合コートと金属基体の間に結合を生じさせ
るための熱処理を施さない金属結合コートを重ねるステ
ップと、 （３）前記金属結合コートに多孔質セラミック断熱層を
重ねるステップと、から構成される金属基体の断熱方
法。 - 【請求項１３】 前記金属基体は、ニッケル基超合金ガ
スタービンエンジン部品及びコバルト基超合金ガスター
ビンエンジン部品からなる一群から任意に選択されるこ
とを特徴とする請求項１２に記載の方法。 - 【請求項１４】 前記基体表面は、前記金属結合コート
を堆積させる前にグリッドブラスティングを行うことで
清浄化されることを特徴とする請求項１２に記載の方
法。 - 【請求項１５】 前記金属結合コート組成は、本質的に
１５〜４０重量％のＣｏ，１０〜４０重量％のＣｒ，６
〜１５重量％のＡｌ，０〜０．７重量％のＳｉ，０〜
２．０重量％のＨｆ，０．０１〜１．０重量％のＹ，及
びバランス成分としてのＮｉを有していることを特徴と
する請求項１２に記載の方法。 - 【請求項１６】 前記金属結合コートは、空気中におけ
るプラズマスプレイ法によって堆積されていることを特
徴とする請求項１２に記載の方法。 - 【請求項１７】 前記金属結合コートは、高速酸素燃料
スプレイ法で堆積されることを特徴とする請求項１２に
記載の方法。 - 【請求項１８】 前記金属結合コートは、カソードアー
ク堆積法によって堆積されていることを特徴とする請求
項１２に記載の方法。 - 【請求項１９】 前記多孔質セラミック断熱層は、６〜
８重量％のイットリアで部分的に安定化されたジルコニ
アを含有し、かつ、２０〜３５容積％の細孔を有する多
孔質セラミック断熱層を有していて、 前記細孔が、ポリエステル材料を前記断熱層に含有させ
ることによって形成されることを特徴とする請求項１２
に記載の方法。 - 【請求項２０】 前記多孔質セラミック断熱層は、２５
〜５０mil（０．６３５ｍｍ〜１．２７ｍｍ）の厚さを
有していることを特徴とする請求項１２に記載の方法。 - 【請求項２１】 （１）清浄な基体表面を与えるステッ
プと、（２）６〜８重量％のイットリアで部分的に安定
化されたジルコニア及び２０〜３５容量％の細孔を有す
る多孔質セラミック断熱層を配設するステップと、から
本質的に構成される金属基体の断熱方法。 - 【請求項２２】 （１）金属結合コートが施される金属
基体と、該金属結合コートとの間に結合を生じさせるた
めの結合コート接着熱処理を施さない金属結合コート
と、 （２）イットリアで部分的に安定化されたジルコニア、
セリアで安定化されたジルコニア、及びセリアを含んで
なる群から任意に選択した材料の多孔質セラミック断熱
層と、から構成され、 細孔が、前記断熱層にポリエステル材料を添加させて形
成されていることを特徴とする金属基体の断熱バリヤコ
ーティングシステム。
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