JPH11124687A - セラミックス被覆耐熱部材及びそれを用いたガスタービン用動翼と静翼並びにガスタービンと複合発電プラントシステム - Google Patents

セラミックス被覆耐熱部材及びそれを用いたガスタービン用動翼と静翼並びにガスタービンと複合発電プラントシステム

Info

Publication number
JPH11124687A
JPH11124687A JP28486097A JP28486097A JPH11124687A JP H11124687 A JPH11124687 A JP H11124687A JP 28486097 A JP28486097 A JP 28486097A JP 28486097 A JP28486097 A JP 28486097A JP H11124687 A JPH11124687 A JP H11124687A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
heat
layer
coating layer
ceramic
zro
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
JP28486097A
Other languages
English (en)
Inventor
Onei Brent
ブレント・オネイ
Shigeyoshi Nakamura
重義 中村
Tadaoki Morimoto
忠興 森本
Makoto Ishibashi
良 石橋
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Hitachi Ltd
Original Assignee
Hitachi Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Hitachi Ltd filed Critical Hitachi Ltd
Priority to JP28486097A priority Critical patent/JPH11124687A/ja
Publication of JPH11124687A publication Critical patent/JPH11124687A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • 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
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/32—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer
    • C23C28/321—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer
    • 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
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/34—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates
    • C23C28/345—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer
    • 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
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/34—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates
    • C23C28/345—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer
    • C23C28/3455—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer with a refractory ceramic layer, e.g. refractory metal oxide, ZrO2, rare earth oxides or a thermal barrier system comprising at least one refractory oxide layer

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Physical Vapour Deposition (AREA)
  • Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】本発明の目的は、運転温度が更に高い熱負荷の
厳しい条件下での十分な耐久性を有するセラミックス被
覆耐熱部材とそれを用いたガスタービン動翼と静翼並び
にガスタービンと複合発電プラントシステムを提供す
る。 【解決手段】本発明は、Ｎｉ，Ｃｏを主成分とする耐熱
合金基材の表面に耐熱被覆層を設けた耐熱部材におい
て、該耐熱被覆層の構成が前記基材の上に、順次、貴金
属を含むＡｌ合金層，Ａｌ2Ｏ3系セラミックス薄層，高
記基材に比べ高温耐食耐酸化性に優れた合金からなるメ
タル層、前記Ａｌ合金層及びＺｒＯ2 系セラミックス被
覆層を有する耐熱被覆層を備えたセラミックス被覆耐熱
部材にあり、ガスタービン用動翼と静翼に用いられ、そ
れを用いたガスタービン及び複合発電プラントにある。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ＺｒＯ2 系セラミ
ックス被覆層を設けた耐熱部材に係り、特に熱応力緩和
型のセラミックス被覆耐熱部材及びそれを用いたガスタ
ービン動翼と静翼並びにガスタービンと複合発電プラン
トシステムに関する。
【０００２】
【従来の技術】発電用のガスタービンで代表される耐熱
部品は効率向上を目的として運転温度が高くなってきて
おり、その結果、耐熱部品であるタービン静翼・動翼の
高温耐久性の向上が強く要望されている。このような背
景のもとで、高温強度が高く信頼性に優れた耐熱合金の
開発が進んでいるが、その耐熱温度に限界がある。高温
条件下で使用される部品の基板のメタル温度を低減する
方法として、熱伝導率の小さいセラミックス（例えばＺ
ｒＯ2 系）を被覆する熱遮へいコーティング（Thermal
Barrier Coating ：ＴＢＣと略す）がある。ＴＢＣでは
部品の基材メタル温度を５０〜１００℃低減できる。
【０００３】しかし、過酷な熱負荷条件で用いられるＴ
ＢＣはセラミックス層等の被覆層のはく離等の損傷が生
じ易くなる。特に、効率向上を目的とした運転温度の高
いガスタービン等では熱負荷条件が非常に過酷になり、
より損傷が生じ易くなる。
【０００４】そこで、各種の熱応力緩和型のセラミック
ス被覆を有した耐熱部品は特開平6−184767号にて知ら
れている。この技術では多孔質なセラミックス層と緻密
なセラミックス層を積層した構造のセラミックス被覆
層、或いは、柱状晶セラミックスからなる被覆層が提案
されている。
【０００５】しかし、積層構造のセラミックス被覆層で
は、成膜時の基材の温度制御とセラミックス粉末とポリ
エステルとの混合物の溶射による多孔質セラミックス層
の形成により、積層セラミックス被覆層内の残留歪の制
御をしたものであり、非常に過酷な熱負荷条件ではセラ
ミックス被覆層内に損傷が生じてしまう。一方、柱状晶
セラミックスからなる被覆層では熱応力緩和作用によ
り、耐久性の向上が認められるが、やはり非常に過酷な
熱負荷条件ではセラミックス被覆層とその下部層との境
界部からはく離してしまう。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】前述のミクロクラック
を有した柱状組織型ＺｒＯ2 系セラミックス被覆層の形
成法として、ＺｒＯ2 系セラミックス材料を電子ビーム
蒸着する方法が明らかにされている(USP 4095003)。ま
た、同様に５３８℃以下では緻密な組織のＺｒＯ2系セ
ラミックス被覆層が得られる。従って、数μｍの厚さの
Ａｌ2Ｏ3層を最表面に有した合金被覆層の上に、まず５
３８℃以下の基材予熱温度でＺｒＯ2 系材料を蒸着さ
せ、しかる後、基材温度を５３８〜８１６℃に予熱した
状態でＺｒＯ2系材料を蒸発させて、緻密な組織と柱状
組織とからなる異なった組成からなるＺｒＯ2 系被覆層
を形成することができる。しかるに、この場合、緻密組
織からなる下部ＺｒＯ2被覆層を形成後、基材温度を高
くして上部の柱状組織のＺｒＯ2被覆層を形成する際、
基材の高温予熱の際の加熱で、緻密な組織からなる下部
ＺｒＯ2 被覆層に熱応力（引張り）が発生し、下部Ｚｒ
Ｏ2 被覆層に縦方向のクラックが発生してしまう。そし
て、その上に柱状組織からなる上部ＺｒＯ2 被覆層を形
成することになる。
【０００７】従って、このような状態の二層構造のＺｒ
Ｏ2 系被覆層を有したＴＢＣでは、後処理としての加熱
あるいはタービン部品として使用時に、柱状組織のＺｒ
Ｏ2被覆層の柱状境界に沿って縦方向クラックが生じる
が、その下部の緻密なＺrＯ2系被覆層中にも縦方向クラ
ックがあり、二層構造のＺｒＯ2 系被覆層としては十分
なものではない。すなわち数μｍ厚さのＡｌ2Ｏ3層及び
その下部の合金被覆層との境界部近傍までクラックの先
端が生じており、熱応力による破壊の起点がＺｒＯ2 系
被覆層の損傷（はく離等）が発生し易い部分にある。
【０００８】本発明の目的は、運転温度が更に高い熱負
荷の厳しい条件下での十分な耐久性を有するセラミック
ス被覆耐熱部材とそれを用いたガスタービン動翼と静翼
並びにガスタービンと複合発電プラントシステムを提供
することにある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明では、Ｎｉ，Ｃｏを主成分とする耐熱合金基
材の表面に耐熱被覆層を設けた耐熱部材において、該耐
熱被覆層の構成が前記基材の上に、順次、貴金属を含む
Ａｌ合金層，Ａｌ2Ｏ3系セラミックス薄膜層，前記基材
に比べ高温耐食耐酸化性に優れた合金からなるメタル
層，前記Ａｌ合金層及びＺｒＯ2 系セラミックス被覆
層，好ましくは緻密な組織からなるＺｒＯ2系セラミッ
クス被覆層及び柱状組織のＺｒＯ2 系セラミックス被覆
層を設け、かつ、前記柱状組織のＺｒＯ2 系セラミック
ス層内にのみ柱状組織の境界に沿って膜厚方向にクラッ
クが生じている耐熱被覆層を備えたセラミックス被覆耐
熱部材としたものである。
【００１０】前記セラミックス被覆耐熱部材において基
材とメタル層との間に、基材に比べ高温耐食耐酸化性に
優れたメタルとＺｒＯ2 系セラミックスの混合層を設け
るか、又は基材側のメタルからメタル層側のＺｒＯ2 系
セラミックスへとその混合比が連続的に変化した混合層
を設けるのがよく、また、前記基材と混合層との間に、
さらにメタル層を設けるのがよい。
【００１１】前記メタル層は、Ｃｏ及び／又はＮｉを主
成分とし、重量でＣｒ１０〜３０％，Ａｌ３〜１５％及
びＹ０.５ 〜５％を含有する合金とするのがよく、前記
ZrO2系セラミックスは、ＺｒＯ2 を主成分とし、Ｙ
2Ｏ3，ＭｇＯ，ＣａＯから選ばれた１種以上を含むのが
よい。
【００１２】貴金属合金層はＡｌ１〜１５重量％，好ま
しくは３〜６重量％を含む白金属元素を主にした合金，
好ましくは８５％以上を有する合金からなり、白金族金
属はＰｔ，Ｒｈ，Ｐｄ，Ｉｒの１種以上が用いられる。
Ａｌ合金層は２０〜１００μｍ、好ましくは５０〜１０
０μｍの厚さである。
【００１３】前記緻密なＺｒＯ2 系セラミックス層は、
厚さが１０〜６０μｍの範囲で、かつ、(柱状組織のＺ
ｒＯ2 系セラミックス層の厚さ)／（緻密なＺｒＯ2 系
セラミックス層の厚さ）の値が１.５以上１５以下の関
係を満たし、更に緻密なＺｒＯ2系と柱状組織のＺｒＯ
2 系セラミックス層の総和が４００μｍ以下の範囲内が
よく、また、前記柱状組織のＺｒＯ2 系セラミックス被
覆層内に生じているクラックは、開孔幅が５〜２０μｍ
の範囲であり、かつ、柱状組織を構成する柱状の個々の
大きさが２０〜２００μｍの範囲内がよい。
【００１４】また、本発明は、Ｎｉ，Ｃｏを主成分とす
る耐熱合金基材の表面に耐熱被覆層を設けた前記耐熱部
材の製造法として、該基材の表面に貴金属合金層を形成
した後、前記基材に比べ高温耐食耐酸化性に優れた合金
からなるメタル層をプラズマ溶射で形成すること、メタ
ル層を形成させる前に貴金属合金層をＡｌ2Ｏ3系セラミ
ックス薄膜層として好ましくは８５０〜１２００℃で酸
化によって形成すること、このメタル層の上に前述の貴
金属合金層を形成すること、更にその上に緻密な組織の
ＺｒＯ2 系セラミックス層を電子ビーム蒸着法で形成す
ること、柱状組織ＺｒＯ2 系セラミックス層を電子ビー
ム蒸着とイオンビーム照射とを同時に行う方法で形成す
ること、加熱により柱状組織ＺｒＯ2 系セラミックス層
内に柱状組織の境界に沿って膜厚方向にクラックを形成
することが好ましい。
【００１５】そして、前記製造法において、イオンビー
ムは、加速電圧が１〜５０ｋＶの範囲内であり、イオン
ビームを構成する主たる元素が酸素であるのがよい。
【００１６】また、本発明では、Ｎｉ，Ｃｏを主成分と
する耐熱合金からなるガスタービン動翼及び静翼部品に
おいて、燃焼ガスに曝される部分の全面或いはその一部
に、前述の耐熱被覆層からなることを特徴とする。
【００１７】また、上記において、ガスタービン動翼及
び静翼の燃焼ガスに曝される部分の一部は翼前縁部であ
り、そして、その他の燃焼ガスに曝される部分に、耐熱
合金に比べ高温耐食耐酸化性に優れた合金からなるメタ
ル層を設け、該メタル層の上にＺｒＯ2 系セラミックス
層を設けることができ、また、ガスタービン動翼及び静
翼を構成する基材メタルが、多結晶材，一方向凝固材、
又は単結晶材とするのがよい。
【００１８】更に、本発明では、Ｎｉ，Ｃｏを主成分と
する耐熱合金基材の表面に耐熱被覆層を設けた耐熱部材
において、最外層となるＺｒＯ2 系セラミックス被覆層
がＺｒＯ2 セラミックスの柱状組織（一次柱状組織と呼
ぶ）の集合体からなる柱状組織（二次柱状組織と呼ぶ）
が一つ或いは複数個集合した柱状組織（三次柱状組織と
呼ぶ）で構成されたハイブリッド化柱状組織の熱応力緩
和型耐熱被覆部材を得るに至った。ＺｒＯ2 系セラミッ
クスとしてはＺｒＯ2 を主成分とし、ＣｄＯ，ＭｇＯ，
Ｙ2Ｏ3から選ばれた１種以上を含むものがよい。
【００１９】一次柱状組織は１〜１０μｍの幅の微細組
織であり、これらが集合して２０〜２００μｍの幅の柱
状体となっているのが二次柱状組織であり、更に二次柱
状組織が一つ、或いは複数個集合したものが微小空隙
（ミクロクラック：幅５〜２０μｍ）で分離したものが
三次柱状組織である。三次柱状の幅は２０〜６００μｍ
である。いずれの柱状組織も被覆層の厚さ方向にほぼ平
行な方向になっている。このような構造のセラミックス
被覆層では、被覆層の厚さ方向の垂直方向に発生するセ
ラミックス被覆層と基材との熱膨張差による熱応力を著
しく緩和するものとなる。その理由として、一次から三
次までのそれぞれの柱状組織の役割は一次では多数の結
晶の成長方向が一方向にほぼそろっているので、成長方
向の強度が大きくなっており、成長方向に垂直な方向で
は強度が小さい。いわゆる繊維強化構造になっており、
熱応力等による外力が加わった際、強度の弱い方向に微
小な損傷を生じ、その結果、外力（熱応力）の緩和効果
を生じる。二次柱状組織は、一次柱状組織の集合体であ
り、このような集合体は組織の成長方向や一方向にそろ
っており、それぞれの二次柱状組織の境界の結合力は成
長方向の強度に比べ小さい。従って、外力（熱応力）が
加わった際、結合力の小さい二次柱状組織の境界に微小
に空隙（ミクロクラック）を生じ、外力の緩和効果を発
揮する。三次柱状組織は、一つ、或いは複数個の二次柱
状組織の集合体で、その境界には微小な空隙（ミクロク
ラック）があり、形状的には三次柱状組織はそれぞれ独
立したものであるため、被覆層が三次柱状組織の大きさ
に微小分割されたことによる寸法効果により、熱応力を
低減（熱応力の緩和）することになる。
【００２０】本発明は、翼部と、該翼部に連なる平坦部
を有するプラットフォームと、該プラットフォームに連
なるシャンク部と、該シャンク部の両側に設けられた突
起からなるフィンと、前記シャンク部に連なるダブティ
ルとを有するガスタービン用動翼において、前記翼部表
面に前述の耐熱被覆層を設けられていることを特徴とす
る。
【００２１】本発明は、翼部と、該翼部の両側に設けら
れたサイドウォールとを備えたガスタービン用静翼にお
いて、前記翼部及び前記サイドウォールの燃焼ガスにさ
らされる部分の表面に前述の耐熱被覆層が設けられてい
ることを特徴とする。
【００２２】本発明はコンプレッサによって圧縮された
燃料ガスを静翼を通してディスクに植設された動翼に衝
突させて該動翼を回転させるガスタービンにおいて、前
記動翼及び静翼は３段以上有し、該動翼の少なくとも初
段が翼部と、該翼部に連なる平坦部を有するプラットフ
ォームと、該プラットフォームに連なるシャンクと、該
シャンクの両側に設けられた突起からなるフィンと、前
記シャンクに連なるダブティルとを有し、前記動翼及び
静翼の少なくとも一方の翼部表面に前述の耐熱被覆層を
有することを特徴とする。
【００２３】本発明は、コンプレッサによって圧縮され
た燃焼ガスを静翼を通してディスクに植設された動翼に
衝突させて該動翼を回転させるガスタービンにおいて、
前記燃焼ガス温度が１５００℃以上であり、前記動翼を
３段以上有し、該動翼の初段入口での前記燃焼ガス温度
が１３００℃以上であり、前記動翼の初段は全長が２０
０mm以上で、前記動翼の初段は翼部と、該翼部に連なる
平坦部を有するプラットフォームと、該プラットフォー
ムに連なるシャンク部と、該シャンク部の両側に設けら
れた突起からなるフィンと、前記シャンク部に連なるダ
ブティルとを有するガスタービン用動翼及び静翼の少な
くとも一方の翼部表面に前述の耐熱被覆層を有すること
を特徴とする。
【００２４】本発明は、高速で流れる燃焼ガスによって
駆動するガスタービンと、該ガスタービンの燃焼排ガス
によって水蒸気を得る排熱回収ボイラと、前記水蒸気に
よって駆動する蒸気タービンと、前記ガスタービン及び
蒸気タービンによって駆動する発電機とを備えた複合発
電プラントシステムにおいて、前記ガスタービンは動翼
を３段以上有し、前記燃焼ガスの前記動翼初段入口温度
が１３００℃以上で、タービン出口の燃焼排ガス温度が
５６０℃以上であり、前記排熱回収ボイラによって５３
０℃以上の水蒸気を得、前記蒸気タービンは高低圧一体
型であり、該蒸気タービン動翼の初段への前記蒸気温度
が５３０℃以上であり、前記ガスタービンの発電容量が
５万ｋＷ以上及び蒸気タービンの発電容量が３万ｋＷ以
上であり、総合熱効率が４５％以上であり、前記動翼の
初段は全長が２００mm以上であり、前記動翼の初段は翼
部と、該翼部に連なる平坦部を有するプラットフォーム
と、該プラットフォームに連なるシャンク部と、該シャ
ンク部の両側に設けられた突起からなるフィンと、前記
シャンク部に連なるダブティルとを有し、前記動翼及び
静翼の少なくとも一方の翼部表面に前述の耐熱被覆層を
有することを特徴とする。
【００２５】本発明のＭＣｒＡｌＸ合金からなる結合層
となるメタル層は、貴金属合金層によってサンドイッチ
構造を有する。内部の貴金属合金層は低酸素分圧のガス
中で、８５０〜１２００℃の温度で予備酸化され、その
結果得られたアルミニウム酸化層は基材合金の酸化及び
基材から結合層への元素の拡散を阻止する。外部の貴金
属合金層は結合層の上に形成され熱サイクル条件下でセ
ラミックス層の剥離を防止する。
【００２６】
【発明の実施の形態】
実施例１ 本実施例では、図１に示す二層構造のＺｒＯ2 系被覆層
を最表面に有したTBCを作製し、その耐熱特性について
調べた。試験片基材としてＮｉ基超合金（Rene′−８
０：Ｎｉ−１４％Ｃｒ−４％Ｍｏ−４％Ｗ−３％Ａｌ−
５％Ｔｉ−９.５％Ｃｏ ）を用い、その表面にＭＣｒＡ
ｌＹ合金（Ｃｏ−３２％Ｎｉ−２１％Ｃｒ−８％Ａｌ−
０.５％Ｙ ）粉末を用いて減圧雰囲気中プラズマ溶射に
て結合層としてのメタル層を形成した。その条件はＡｒ
−７％Ｈ2 混合ガスを用いて形成したプラズマジェット
（５０ｋＷ）中に前記の合金粉末を投入し、溶射するも
ので、溶射中の雰囲気圧力は約５０Torrである。なお、
この前処理として試験片基材の脱脂洗浄さらにＡｌ2Ｏ3
製グリットによるブラステングを行っている。形成した
結合層の厚さは１００μｍである。
【００２７】前述のメタル層を形成する前に、プラズマ
溶射法又は電子ビーム物理的蒸着法を用いて、基材の表
面に約０.０５〜０.１mmの厚さのＡｌ１〜１５％を含む
白金属元素を主にした貴金属合金層２を作成する。白金
属として、白金，パラジウムあるいはイリジウム等を用
いて、合金の中に約０.１〜０.３％イットリウムを含有
してもよい。貴金属合金層２は結合層４を作成する前に
低酸素分圧のガス中で、８５０〜１２００℃の温度で予
備酸化され、アルミニウム酸化層３を生成する。この酸
化プロセスは高真空容器又はＨ2−Ｈ2Ｏ，ＣＯ−ＣＯ2
混合ガスで２〜３時間実行される。予備酸化された貴金
属合金層２の表面には結合層４がプラズマ溶射法又は電
子ビーム物理的蒸着法を用いて作成される。この結合層
４の表面には約０.０５〜０.１mmの厚さの新たな貴金属
合金層５はプラズマ溶射法又は電子ビーム物理的蒸着法
を用いて作成される。
【００２８】最後には、貴金属合金層５の表面に以下に
示すようにセラミックス層６をプラズマ溶射法又は電子
ビーム物理的蒸着法を用いて形成する。予備酸化され得
られたアルミニウム酸化層３は合金からなる基材１の酸
化及び基材１から結合層４への元素の拡散を阻止する。
貴金属合金層５は結合層４の上に形成され熱サイクル条
件下でセラミックス層６の剥離を防止することができ
る。
【００２９】しかる後、結合層を設けた試験片基材の表
面に、蒸着源とイオンビーム源を有した成膜装置を用い
て本発明の二層構造のＺｒＯ2 系セラミックス層６を作
製した。蒸着源の材料としてＺｒＯ2 −６％Ｙ2Ｏ3を用
い、イオンビームとして酸素イオンを用いた。成膜方法
としては、先ず、結合層の表面に酸素イオンビーム（加
速電圧１０ｋｅＶ）を照射し、酸素イオンによる結合層
表面のスパッタークリーニングと結合層表面の酸素イオ
ン注入による表面酸化を行った。この場合、成膜チェン
バーの圧力は１０~5Torrで、基材温度は約５０℃であ
る。その結果、結合層表面は清浄化されるとともに、約
０.１μｍ 程のＡｌ2Ｏ3が形成された。しかる後、酸素
イオン照射を行ったままＺｒＯ2 −６％Ｙ2Ｏ3の蒸着を
行った。蒸着源の出力は１０ｋＷであり、膜厚モニター
で測定し約０.５μｍ の厚さまでイオン照射を行ったま
まで蒸着を行った。この場合、成膜チェンバーの圧力は
５×１０~5Torrで、基材温度は約５０℃である。その結
果、結合層の表面のＡｌ2Ｏ3と蒸着材料のＺｒＯ2−６
％Ｙ2Ｏ3の混合した層(ミキシング層）が形成された。
この層の厚さは分析結果、約０.１μｍ であり、その上
に約０.４ μｍのＺｒＯ2 −６％Ｙ2Ｏ3被覆層が形成さ
れていた。
【００３０】しかる後、酸素イオンの照射を止め、Ｚｒ
Ｏ2 −６％Ｙ2Ｏ3の蒸着のみを実施した。
【００３１】この場合、成膜チェンバーの圧力は５×１
０~5Torrであり、基材温度は約100℃である。その結
果、ＺｒＯ2 −６％Ｙ2Ｏ3からなる緻密な被覆層が形成
され、その厚さは膜厚モニターで制御し、２０μｍとし
た。しかる後、ＺｒＯ2 −６％Ｙ2Ｏ3の蒸着を継続し、
さらに酸素イオンビーム（加速電圧１０ｋｅＶ）の照射
を行い、蒸着と照射を同時に行った。この場合の成膜チ
ェンバーの圧力は７×１０~5Torrであり、基材温度は約
１５０℃である。この状態で成膜を続け前記の緻密なＺ
ｒＯ2 −６％Ｙ2Ｏ3被覆層の上に約１３０μｍの被覆層
を形成した。この場合、ＺｒＯ2 −６％Ｙ2Ｏ3被覆層は
柱状組織になっており、柱状組織を構成する個々の柱状
の大きさは２０〜２００μｍである。
【００３２】このように柱状組織の形成される理由とし
て、イオン照射があげられ、照射イオンビームのエネル
ギーにより、高融点材料であるＺｒＯ2 −６％Ｙ2Ｏ3に
おいても、エピタキシャル成長により柱状組織が得られ
る。前述のような各成膜プロセスにより形成した被覆層
を有したＴＢＣについて、次の工程として加熱処理を行
い、熱応力を与えることにより、セラミックス被覆層に
熱応力緩和を目的としたミクロクラックを発生させた。
加熱処理は大気中加熱で、１０００℃，１ｈである。
【００３３】その結果、柱状組織からなる最表面部側の
ＺｒＯ2 −６％Ｙ2Ｏ3被覆層の柱状組織の境界に沿って
５〜２０μｍ幅のクラックが生じ柱状組織は個々の柱状
に分断されたものとなった。また、このミクロクラック
は柱状組織の下部の緻密なＺｒＯ2 −６％Ｙ2Ｏ3被覆層
中には生じておらず、柱状組織と緻密な組織との境界部
で止まっていた。このようなミクロクラックの状態は、
本発明の二層構造のセラミックス被覆層では、それぞれ
の組織の被覆層の強度が大きく異なるためである。
【００３４】このようにして作製した二層構造のＺｒＯ
2 系被覆層を最表面に有したＴＢＣ表面のＳＥＭ観察を
行った。本発明の製作したＴＢＣでは、ＺｒＯ2 系セラ
ミックス被覆層は二層構造であり、最表面層は柱状組織
で２０〜２００μｍの柱状組織の境界に５〜２０μｍの
幅の開孔クラックを有しており、その下部層であるＺｒ
Ｏ2 系被覆層は緻密な組織でクラック等はない。また、
この緻密なＺｒＯ2系被覆層の下部にはＡｌ2Ｏ3層があ
り、その下部にはＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金被覆層があ
り、合金被覆層の下部はＮｉ基耐熱合金となっている。
【００３５】また、二層構造のＺｒＯ2 −６％Ｙ2Ｏ3セ
ラミックス被覆層の形成に際して、内部側の貴金属・ア
ルミニウム層２の形成前に前述と同様に減圧雰囲気中溶
射によりＣｏ−３２％Ｎｉ−２１％Ｃｒ−８％Ａｌ−
０.５％ＹとＺｒＯ2−６％Y2O3の混合粉末（混合比１／
１）を溶射し、１００μｍ厚さの被覆層を形成し、しか
る後、前記と同様の条件で結合層４として減圧雰囲気中
溶射によりＣｏ−３２％Ｎｉ−２１％Ｃｒ−８％Ａｌ−
０.５％Ｙ を溶射し、５０μｍ厚さの被覆層を形成し
た。しかる後、前記と同様の方法，条件で、緻密な組織
のＺｒＯ2 −６％Ｙ2Ｏ3被覆層を２０μｍ、その上に、
柱状組織のＺｒＯ2 −６％Ｙ2Ｏ3被覆層を１３０μｍ形
成し、しかる後、前記と同様の方法，条件で加熱処理を
行った。その結果、最表面の柱状組織のＺrＯ2−６％Ｙ
2Ｏ3被覆層は、２０〜２００μｍの大きさの柱状組織と
なり、その柱状境界に５〜２０μｍの開孔クラックが生
じたものが形成された。
【００３６】以上のようにして作製したＴＢＣについ
て、高熱負荷条件での使用を想定した熱負荷試験を実施
した。本試験では高周波誘導熱プラズマを加熱源として
ＴＢＣを設けた試験片表面を加熱するとともに、試験片
裏面を冷却するものであり、試験片（Ｎｉ基耐熱合金）
の板厚方向に２ケ所熱電対を埋め込むことにより熱負荷
のパラメーターである熱流束を算出した。またＴＢＣの
表面のＺｒＯ2 系セラミックス被覆層の温度を放射温度
計で測定した。
【００３７】このような状態で開閉シャッターを作動さ
せ加熱，加熱保持，冷却を繰り返した。熱流束は加熱保
持状態で求めた。また、高周波誘導熱プラズマの出力は
１０ｋＷで、プラズマガスとしては空気を用いた。加熱
時の容器内圧力は１００Torrである。試験片基材の寸法
はφ２０×３mmである。試験は繰り返しサイクルを加え
た際のＴＢＣの損傷状況で判定した。
【００３８】試験では熱流束をパラメーターとした繰り
返しサイクル試験を行い、２００回の繰り返しで損傷の
無い場合、耐熱性に優れていると判断した。本発明の二
層構造のＺｒＯ2 系セラミックス被覆層を有したＴＢＣ
で、特に下部層である緻密なＺｒＯ2 系セラミックス被
覆層の厚さが１０μｍ以上６０μｍ以下の範囲では３.
０〜４.５ＭＷ／ｍ2 の過酷な熱負荷環境下でもＴＢＣ
の損傷は認められなかった。緻密なセラミックス被覆層
の厚さが１０μｍ以下の場合、柱状組織セラミックス被
覆層の柱状境界に生じているクラックの先端を起点とす
る破壊のメカニズムが従来例の場合と変らなかったもの
と考えられる。
【００３９】その結果、ＺｒＯ2 系セラミックス被覆層
と結合層（メタル層）との境界に沿って損傷が進行し、
はく離に至ったものと推察される。一方、その厚さが６
０μｍ以上の場合、緻密な組織のＺｒＯ2 系被覆層自体
での熱応力が大きくなり、高い熱負荷条件ではその被覆
層が損傷してはく離に至ったと考えられる。このよう
に、本発明の二層構造のＺｒＯ2 系セラミックス被覆層
では下部層である緻密な組織のＺｒＯ2 系セラミックス
被覆層の厚さは１０μｍ以上６０μｍ以下の範囲が望ま
しい。更に上記範囲の緻密な組織のＺｒＯ2 系セラミッ
クス被覆層を有した本発明の被覆層で、（柱状組織）／
（緻密な組織）の厚さの比も重要であり、その比が１.
５ 以上，１５以下が望ましく、かつ、柱状組織と緻密
な組織の厚さの総和が４００μｍ以下が望ましい。
【００４０】また、混合層を有する本発明のＴＢＣにお
いても、いずれの場合とも、３ＭＷ／ｍ2 の大きい熱流
束条件下でもＴＢＣの損傷は認められず、優れた耐熱性
を有することが判った。一方、比較のために作製したＴ
ＢＣでは０.８〜１.０ＭＷ／ｍ2 以上の熱流束条件下で
１００回以下の繰り返しサイクル数でＴＢＣの損傷が生
じ、その耐熱性は良くないことが判った。
【００４１】以上の本発明のＴＢＣにおいて、柱状組織
のＺｒＯ2 系セラミックス被覆層の厚さに特に制約はな
いが、セラミックス被覆層の厚さは遮熱効果と関連して
おり、厚い程遮熱効果が大きくなり、また熱流束が大き
い程遮熱効果も大きくなる。１〜４.５ＭＷ／ｍ2という
大きい熱流束条件下では柱状組織と緻密な組織のZrO2系
セラミックス被覆層の厚さの合計が約３００μｍで、９
０〜２００℃の遮熱効果が得られる。従って、本発明の
ＴＢＣにおいて、表面層となる柱状組織のZrO2系セラミ
ックス被覆層の厚さは最大３００μｍ程度が望ましい。
【００４２】実施例２ 耐熱合金としてＣｏ基合金（ＦＳＸ−４１４，Ｃｏ−３
０％Ｃｒ−１０％Ｎｉ−７％Ｗ−１％Ｍｎ−１％Ｓｉ−
０.２％Ｃ)を用いて実施例１と同様の方法，条件で作製
し、熱負荷試験を実施した。その結果、熱流束が４.５
ＭＷ ／ｍ2 の熱負荷条件でも本発明のＴＢＣは２００
回の繰り返しサイクル試験後も何ら損傷なく健全であり
優れた耐熱性を示すことが判った。
【００４３】実施例３ 耐熱合金としてＮｉ基の一方向凝固材（ＤＳ材，Ｍａｒ
−Ｍ２４７，Ｎｉ−１６％Ｃｒ−１.８％Ｍｏ−２.６％
Ｗ−３.４％Ａｌ−３.４％Ｔｉ−１.７％Ｔa−８.５％
Ｃｏ−０.１％Ｃ）を用いて実施例１と同様の方法，条
件で作製し、熱負荷試験を実施した。その結果、熱流束
が４.５ＭＷ／ｍ2の熱負荷条件でも本発明のＴＢＣは２
００回の繰り返しサイクル試験後も何ら損傷なく健全で
あり、優れた耐熱性を示すことが判った。
【００４４】実施例４ 耐熱合金としてＮｉ基の単結晶材(ＳＣ材，ＣＭＳＸ−
４，Ｎｉ−６.６％Ｃｒ−０.６％Ｍｏ−６.４％Ｗ−３.
０％Ｒｅ−５.６％Ａｌ−１.０％Ｔｉ−６.５％Ｔａ−
９.６％Ｃｏ)を用いて実施例１と同様の方法，条件で作
製した。なお、この場合、結合層合金としてＮｉ−２０
％Ｃｒ−８％Ａｌ−１％Ｙ合金を用い、セラミックス被
覆層としてＺｒＯ2 −８％Ｙ2Ｏ3を用いた。熱負荷試験
の結果では、本発明のＴＢＣは４.５ＭＷ／ｍ2の熱流束
の熱負荷条件でも２００回の繰り返しサイクル試験後も
何ら損傷なく健全であり、優れた耐熱性を示すことが判
った。
【００４５】実施例５ 図２に示すタービン動翼（材質，ＳＣ材，ＣＭＳＸ−
４）の燃焼ガスに曝される部分である翼面及びプラット
フォーム部に本発明のＴＢＣを施した本発明のＴＢＣ動
翼を作製した。その方法は実施例１と同様で、結合層と
してＮｉ−２０％Ｃｒ−８％Ａｌ−１％Ｙ合金を１００
μｍの厚さと実施例１と同様に結合層の上下の両面に貴
金属を含むＡｌ合金層及び酸化層を設け、しかる後、緻
密な組織のＺｒＯ2 系セラミックス被覆層を３０μｍ、
更に、柱状組織のＺｒＯ2 系セラミックス被覆層を１５
０μｍ設けた。それらの材質はＺｒＯ2 −８％Ｙ2Ｏ3で
ある。その後、加熱処理として１１００℃，４ｈの加熱
を実施し、柱状組織の被覆層に実施例１と同様の大きさ
のクラックを形成するとともにＺｒＯ2 系セラミックス
被覆層と結合層との境界に３μｍ厚さのＡｌ2Ｏ3層を形
成した。
【００４６】このようにして作製した本発明のタービン
翼を用いて、熱負荷試験を実施した。試験条件は燃焼ガ
ス温度が最大１５００℃で、冷却空気温度が１７０℃、
圧力は８気圧である。この試験では予め翼前縁部に熱電
対を埋め込んだ動翼で加熱保持状態での翼基材温度を測
定し、熱流束を求めた結果最大３.２ＭＷ／ｍ2であっ
た。また、比較の為、実施例１と同様の方法，条件で、
柱状組織のＺｒＯ2 系セラミックス被覆層（１８０μ
ｍ）と結合層（１００μｍ）を設けた動翼も作製した。
被覆層の材質はＮｉ−２０％Ｃｒ−８％Ａｌ−１％Ｙと
ＺｒＯ2 −８％Y2O3である。
【００４７】燃焼ガス温度が１０００℃の場合（熱流束
０.８ＭＷ／ｍ2）、本発明のタービン翼及び比較のター
ビン翼ともいずれも１０回の起動，定常保持，停止の繰
り返しサイクルでもＴＢＣに何ら損傷が認められなかっ
た。しかし、燃焼ガス温度が１３００℃の場合（熱流束
１.５ＭＷ／ｍ2）、１０回の繰り返しサイクル後本発明
のタービン翼は健全であったが、比較のタービン翼では
翼前縁部でセラミックス被覆層のはく離損傷を生じてい
た。更に、燃焼ガス温度が１５００℃の場合（熱流束
３.２ＭＷ／ｍ2）、１０回の繰り返し後、本発明のター
ビン翼は全く健全であった。比較のタービン翼では１３
００℃加熱に比べ前縁部の損傷範囲が更に大きくなって
いた。
【００４８】実施例６ 図３に示す初段のタービン静翼（材質：Ｃｏ基耐熱合金
FSX414，Ｃ0.2〜0.3％，Ｓｉ１％以下，Ｍｎ１％以下，
Ｃｒ２０〜３０％，Ｗ３〜１０％，残部Ｃｏ）の燃焼ガ
スに曝される部分である翼前縁部に本発明のＴＢＣを設
けたＴＢＣ静翼を作製した。その方法は実施例１と同様
で翼全面及び上下のガスバス部に結合層としてＮｉ−２
５％Ｃｒ−１０％Ａｌ−１.２ ％Ｙ合金を５０μｍの厚
さと実施例１と同様にＡｌ合金層及び酸化層を設け、し
かる後、翼前縁部にのみ実施例１と同様にして１５０μ
ｍ厚さのハイブリッド化柱状組織のセラミックス被覆層
を設けた。しかる後、本発明のＴＢＣ静翼ではセラミッ
クス被覆層を設けた前縁部及びフィルム冷却孔の部分に
ＳＵＳ製のマスキング治具を装着し、翼腹側，翼背側及
びプラットフォーム部にプラズマ溶射法によりＺｒＯ2
系セラミックス被覆層を１８０μｍ形成した。
【００４９】この場合、プラズマ形成ガスはＡｒ−１０
％Ｈ2 の混合ガスで、混合ガスの流量は４５リットル／
min 、プラズマ出力は５０ｋＷである。原料は１０〜４
４μｍのＺｒＯ2 系セラミックス粉末であり、プラズマ
ジェット中に５５ｇ／minの量を投入し、溶射距離７５
〜８５mmで被覆層を形成した。このようにして、翼前縁
部，翼腹側，翼背側及びプラットフォーム部にＴＢＣを
設けた後、加熱処理を行った。なお、本発明のＴＢＣ動
翼でのセラミックス被覆材はＺｒＯ2 −８％Ｙ2Ｏ3であ
る。本発明のＴＢＣ静翼を用いて、実機模擬加熱試験を
行った結果、燃焼ガス温度が１５００℃の場合（熱流束
３.２ＭＷ／ｍ2）、本発明のＴＢＣ静翼ではセラミック
ス被覆層のはく離等の損傷がなく健全であった。
【００５０】本実施例における翼は１連のものである
が、２連又は３連のものも同様に実施することができ
た。
【００５１】実施例７ 図４は実施例５及び６の方法によって耐熱被覆層を形成
したガスタービン動翼及び静翼を有するガスタービンの
回転部分の断面図である。
【００５２】動翼はディスクへの植込みに対応するダブ
ティル４０，翼部５１，シャンク５９，プラットフォー
ム５５，シールフィン５４を有し、５３はトレーリング
エッジ、５７は凹部を示すものである。
【００５３】静翼は翼部５２，サイドウォールの内周側
５６及び外周側５８を有する。ガスタービン用ノズル及
びブレードは図に示す形状のワックス模型をメチルエチ
ルケトンにアクリル樹脂を溶解した液に浸漬し、通風乾
燥した後、スラリー（ジルコンフラワー＋コロイダルシ
リカ＋アルコール）に浸漬してスタック（初層ジルコン
サンド，二層以降シャモットサンド）を吹き付け、これ
を何回か繰り返して鋳型を形成した。鋳型は脱ろうした
後に９００℃で焼成した。次に、この鋳型を真空炉に設
けるとともに、真空溶解によって合金を溶解し、真空中
で鋳型に鋳込んだ。このノズルはサイドウォール間の翼
部の幅が約７４mm、長さ１１０mm、最も厚い部分で２５
mm、肉厚が３〜４mmでシールフィン冷却孔５９，先端で
約０.７mmの空気通路のスリット６０が設けられている
鋳物である。
【００５４】ブレードは翼部長さ１００mm、プラットフ
ォーム以降の長さを１２０mmのものとした。本実施例に
おけるブレードは内部から冷却できるように冷却媒体、
特に空気又は水蒸気が通るように冷却孔がダブティル部
から翼部を通して設けられている。また、トレーリング
エッジ部では冷媒の排出口がスリット状に設けられてい
る。
【００５５】静翼は翼部にピンフィン冷却，インピンジ
メント冷却及びフィルム冷却用の穴が設けられている。
先端のスリット部の肉厚は約１mmである。ノズルは溶体
化処理を時効処理が非酸化性雰囲気中で行われる。
【００５６】本実施例のブレード，ノズルは１段に最も
適しているが、２段目，３段目にも設けることができ、
特にノズルでは２段及び３段目にはＣｏ基合金からなる
一つの翼部からなるノズルが設けられる。１段ノズルは
両端が拘束されるが、２段，３段目は片側拘束である。
２段目，３段目は１段のものより翼部幅が大きくなる。
【００５７】インピンジメント冷却孔を有するSUS304ス
テンレス管は本体に全周にわたってＴＩＧ溶接され、そ
の部分より冷却空気が流入され、溶接部からの空気もれ
のないようにする。燃焼ガス出口側の内側にも冷却空気
が出る穴が設けられている。１段ノズルはサイドウォー
ル両端で拘束される構造を有するが、２段目以降はサイ
ドウォール外周側の片側で拘束される構造を有する。
【００５８】本実施例におけるＮｉ基合金からなるノズ
ルはγ相マトリックスにγ′相が析出している。
【００５９】１３０はタービンスタブシャフト、１３３
はタービン動翼、１４３はタービンスタッキングボル
ト、１３８はタービンスペーサ、１４９はディスタント
ピース、１４０はノズル、１３６はコンプレッサディス
ク、１３７はコンプレッサブレード、１３８はコンプレ
ッサスタッキングボルト、１３９はコンプレッサスタブ
シャフト、１３４はタービンディスク、１４１は穴であ
る。本発明のガスタービンはコンプレッサディスク１３
６が１７段あり、又タービン動翼１３３が３段のもので
ある。タービン動翼１３３は４段の場合もあり、いずれ
にも本発明が適用できる。
【００６０】本実施例におけるガスタービンは、主な形
式がヘビーテューティ形，一軸形，水平分割ケーシン
グ，スタッキング式ロータからなり、圧縮機が１７段軸
流形，タービンが３段インパルス形，１，２段空気冷却
による静動翼，燃焼器がバースフロー形，１６缶，スロ
ットクール方式を有するものである。
【００６１】ディスタントピース３９，タービンディス
ク３４，スペーサ３８，コンプレッサスタッキングボル
ト３５を重量で、Ｃ０.０６〜０.１５％，Ｓｉ１％以
下，Ｍｎ１.５％ 以下，Ｃｒ９.５〜１２.５％，Ｎｉ
１.５〜２.５％，Ｍｏ１.５ 〜３.０％ ，Ｖ０.１〜０.
３％，Ｎｂ０.０３〜０.１５％，Ｎ０.０４〜０.１５
％，残部Ｆｅからなる全焼戻しマルテンサイト鋼が用い
られる。本実施例における特性として、引張強さが９０
〜１２０kg／mm2，０.２％耐力７０〜９０kg／mm2,伸び
率１０〜２５％，絞り率５０〜７０％，Ｖノッチ衝撃値
５〜９.５kg−ｍ／cm2，４５０℃１０5ｈクリープ破断
強度４５〜５５kg／mm2であった。
【００６２】タービン動翼３３は３段有し、初段に実施
例５で製造したものを用い、圧縮機の圧縮圧を１４.７
，温度４００℃，初段動翼入口温度を１３００℃，燃
焼器による燃焼ガス温度を１４５０℃級とした。また、
タービン動翼３３の２段目には同じ合金組成からなる翼
長２８０mm（翼部１６０mm，プラットフォーム部以降長
さ１２０mm）及び、第３段目を同じく同等の合金組成を
用い、翼長３５０mm（翼部２３０mm，他１２０mm）の中
実翼を製造した。製法は従来のロストワックス法による
精密鋳造法によった。
【００６３】タービンノズルの初段には前述のＮｉ基合
金及び２，３段に既知のＣｏ基合金が用いられ、初段か
ら３段までを真空精密鋳造によって翼部１ケからなるも
のを形成されたものを用いる。翼部の長さは動翼の長さ
に相当する長さを有し、ピンフィン冷却，インピンジメ
ント冷却及びフィルム冷却構造を有する。１段ノズルは
サイドウォール両側で拘束されるが、２段目及び３段目
はサイドウォール外周側の片側で拘束される。ガスター
ビンにはインタークーラーが設けられる。
【００６４】本実施例によって得られる発電出力は５０
ＭＷが得られ、その熱効率は３３％以上の高いものが得
られる。
【００６５】図５は本実施例のガスタービンを用い、蒸
気タービンと併用した一軸型コンバインドサイクル発電
システムを示す概略図である。
【００６６】ガスタービンを利用して発電を行う場合、
近年では液化天然ガス（ＬＮＧ）を燃料としてガスター
ビンを駆動するとともにガスタービンの排ガスエネルギ
ーを回収して得た水蒸気で蒸気タービンを駆動し、この
蒸気タービンをガスタービンとで発電機を駆動するよう
にした、いわゆる複合発電方式を採用する傾向にある。
この複合発電方式において以下のシステム構成によって
従来の蒸気タービン単独の場合の熱効率４０％に比べ約
４５％以上の高熱効率が可能となる。このような複合発
電プラントにおいて、最近ではさらに、液化天然ガス
（ＬＮＧ）専焼から液化石油ガス（ＬＰＧ）との両用を
図ったり、ＬＮＧ，ＬＰＧの混焼の実現によって、プラ
ント運用の円滑化，経済性の向上を図ろうとするもので
ある。
【００６７】まず空気は吸気フィルタと吸気サイレンを
通ってガスタービンの空気圧縮機に入り空気圧縮機は、
空気を圧縮し圧縮空気を低ＮＯｘ燃焼器へ送る。そし
て、燃焼器では、この圧縮空気の中に燃料が噴射され燃
焼して１４００℃以上の高温ガスを作りこの高温ガス
は、タービンで仕事をし動力が発生する。
【００６８】タービンから排出された５３０℃以上の排
気は、排気消音装置を通って排熱回収ボイラへ送られ、
ガスタービン排気中の熱エネルギーを回収して５３０℃
以上の高圧水蒸気を発生する。このボイラには乾式アン
モニア接触還元による脱硝装置が設けられている。排ガ
スは３脚集合型の数百ｍもある煙突から外部に排出され
る。発生した高圧および低圧の蒸気は高低圧一体型ロー
タからなる蒸気タービンに送られる。
【００６９】また、蒸気タービンを出た蒸気は、復水器
に流入し、真空脱気されて復水になり、復水は、復水ポ
ンプで昇圧され給水となってボイラへ送られる。そし
て、ガスタービンと蒸気タービンは夫々、発電機をその
両軸端から駆動して、発電が行われる。このような複合
発電に用いられるガスタービン翼の冷却には、冷却媒体
として空気の他に蒸気タービンで利用される蒸気を用い
ることもある。一般には翼の冷却媒体としては空気が用
いられているが、蒸気は空気と比較して比熱が格段に大
きく、また重量が軽いため冷却効果は大きい。
【００７０】このコンバインド発電システムによりガス
タービンが５万ｋＷ，蒸気タービンにより３万ｋＷのト
ータルで８万ｋＷの発電を得ることができ、本実施例に
おける蒸気タービンはコンパクトとなるので、大型蒸気
タービンに比べ同じ発電容量に対し経済的に製造可能と
なり、発電量の変動に対して経済的に運転できる大きな
メリットが得られる。
【００７１】本発明に係る蒸気タービンには高低圧一体
型蒸気タービンとし、この高低圧一体型蒸気タービンの
主蒸気入口部の蒸気圧力１００atg ，温度５３８℃で上
昇させることによりタービンの単機出力の増大を図るこ
とができる。単機出力の増加は、最終段動翼の翼長を３
０インチ以上に増大し、蒸気流量を増す必要がある。本
実施例では４３インチとした。
【００７２】本発明に係る蒸気タービンは高低圧一体型
ロータシャフトに植設されたブレードが１３段以上備え
ており、蒸気は蒸気コントロールバルブを通って蒸気入
口より前述の如く５３８℃，８８atg の高温高圧で流入
する。蒸気は入口より一方向に流れ、蒸気温度３３℃，
７２２mmＨｇとなって最終段のブレードの出口より排出
される。本発明に係る高低圧一体型ロータシャフトはＮ
ｉ−Ｃｒ−Ｍｏ−Ｖ低合金鋼の鍛鋼が用いられる。ロー
タシャフトのブレードの植込み部はディスク状になって
おり、ロータシャフトより一体に切削されて製造され
る。ディスク部の長さはブレードの長さが短いほど長く
なり、振動を少なくするようになっている。
【００７３】本実施例に係る高低圧一体型ロータシャフ
トはＣ０.１８〜０.３０％，Ｓｉ０.１％以下，Ｍｎ０.
３％以下，Ｎｉ１.０〜２.０％，Ｃｒ１.０〜１.７％，
Ｍｏ１.０〜２.０％,Ｖ０.２０〜０.３％,残部Ｆｅより
なり、９００〜１０５０℃で水噴霧冷却によって焼入れ
後、６５０〜６８０℃で焼戻しが施される。
【００７４】プラントの構成は、ガスタービン，排熱回
収ボイラ，蒸気タービン，発電機各１基からなる１組の
発電システムを６組組み合わせた１軸型に配列するもの
のほか、ガスタービン１基に対し発電機１基組み合わ
せ、これらを６組組み合わせた後の排ガスによって蒸気
を得、１台の蒸気タービンと１台の発電機とする多軸型
とすることができる。
【００７５】複合発電は、起動停止が短時間で容易なガ
スタービンと小型で単純な蒸気タービンの組み合わせで
成立っており、このため、出力調整が容易に出来、需要
の変化に即応した中間負荷火力として最適である。
【００７６】ガスタービンの信頼性は、最近の技術の発
展により飛躍的に増大しており、また、複合発電プラン
トは、小容量機の組み合わせでシステムを構成している
ので、万一故障が発生してもその影響を局部にとどめる
ことが出来、信頼性の高い電源である。
【００７７】
【発明の効果】本発明のセラミックス被覆層において
は、基材と結合層との間に相互の拡散と熱サイクル下で
の熱応力緩和作用を有した柱状組織セラミックス層と熱
応力による破壊の起点となるクラックを有さない緻密な
組織のセラミッスク層との二層構造体であるがゆえに、
セラミックス被覆層内に大きな温度勾配が生じる場合、
すなわち熱流束が大きい熱条件下、例えばタービン部品
では燃焼ガス温度が高い場合の高性能冷却翼等に用いた
結果、その優れた耐久性によってセラミックス被覆層の
はく離等の損傷が生じ難く、セラミックス被覆層の本来
の目的である遮熱効果を十分維持することができ、部品
を構成する基材メタル温度の低減により部品の信頼性が
向上し、その寿命を長くすることが可能になる。また、
遮熱効果が安定して得られるため、ガスタービン翼では
翼冷却用の空気量を少くすることができ、タービンの発
電効率を高くすることが可能になる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るセラミックス被覆層の断面模式
図。
【図２】本発明に係るガスタービン用動翼の斜視図。
【図３】本実施例に係るガスタービン静翼の斜視図。
【図４】本発明に係るガスタービンの全体構成図。
【図５】本実施例に係る複合発電プラントの全体システ
ム図。
【符号の説明】
１…基材、２，５…貴金属・アルミニウム合金層、３…
アルミニウム酸化層、４…結合層、６…セラミックス
層、４３…タービンスタッキングボルト、４９…ディス
タントピース、５０…ダブティル、５１，５２…翼部、
５３…トレーリングエッジ、５４…シールフィン、５５
…プラットフォーム、５６，５８…サイドウォール、５
９…シャンク、１３０…タービンスタブシャフト、１３
３…動翼、１３４…タービンディスク、１３５…コンプ
レッサスタッキングボルト、１３６…コンプレッサディ
スク、１３７…コンプレッサブレード、１３８…スペー
サ、１４０…静翼。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 石橋 良 茨城県日立市大みか町七丁目１番１号 株 式会社日立製作所日立研究所内

Claims (12)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】Ｎｉ，Ｃｏを主成分とする耐熱合金基材の
    表面に耐熱被覆層を設けた耐熱部材において、該耐熱被
    覆層の構成が前記基材の上に、順次、Ａｌを含む貴金属
    合金層，Ａｌ2Ｏ3系セラミックス薄層、前記基材に比べ
    高温耐食耐酸化性に優れた合金からなるメタル層，前記
    貴金属合金層及びＺｒＯ2 系セラミックス被覆層を有す
    る耐熱被覆層を備えたことを特徴とするセラミックス被
    覆耐熱部材。
  2. 【請求項２】前記セラミックス被覆層は緻密な粒状組織
    からなるＺｒＯ2 系セラミックス被覆層及び柱状組織の
    ＺｒＯ2 系セラミックス被覆層を設け、かつ、前記柱状
    組織のＺｒＯ2 系セラミックス層内にのみ柱状組織の境
    界に沿って膜厚方向にクラックが生じていることを特徴
    とする請求項１記載のセラミックス被覆耐熱部材。
  3. 【請求項３】前記メタル層は、Ｃｏ及び／又はＮｉを主
    成分とし、重量でＣｒ１０〜３０％，Ａｌ３〜１５％及
    びＹ０.５ 〜５％を含有する合金からなることを特徴と
    する請求項１又は２記載のセラミックス被覆耐熱部材。
  4. 【請求項４】前記ＺｒＯ2 系セラミックスは、ＺｒＯ2
    を主成分とし、Ｙ2Ｏ3，ＭｇＯ，ＣａＯから選ばれた１
    種以上を含むことを特徴とする請求項１〜３のいずれか
    に記載のセラミックス被覆耐熱部材。
  5. 【請求項５】前記緻密なＺｒＯ2 系セラミックス層は、
    厚さが１０〜６０μｍの範囲で、かつ、(柱状組織のＺ
    ｒＯ2 系セラミックス層の厚さ)／（緻密なＺｒＯ2 系
    セラミックス層の厚さ）の値が１.５ 以上１５以下の関
    係を満たし、更に緻密なＺrＯ2系と柱状組織のＺｒＯ2
    系セラミックス層の総和が４００μｍ以下の範囲内であ
    ることを特徴とする請求項１〜４のいずれかに記載のセ
    ラミックス被覆耐熱部材。
  6. 【請求項６】前記柱状組織のＺｒＯ2 系セラミックス被
    覆層内に生じているクラックは、開孔幅が５〜２０μｍ
    の範囲であり、かつ、柱状組織を構成する柱状の個々の
    大きさが２０〜２００μｍの範囲内であることを特徴と
    する請求項１〜５のいずれかに記載のセラミックス被覆
    耐熱部材。
  7. 【請求項７】前記ＺｒＯ2 系セラミックス被覆層がＺｒ
    Ｏ2 系セラミックスの柱状組織（一次柱状組織）の多数
    の集合体からなる柱状組織（二次柱状組織）の一つ、又
    は複数個が集合した柱状組織（三次柱状組織）で形成さ
    れたものからなり、三次柱状組織が微細なクラックによ
    って分割されていることを特徴とするセラミックス被覆
    耐熱部材。
  8. 【請求項８】前記貴金属合金層は、Ａｌ１〜１５重量％
    を含む白金属元素を主にした合金からなる請求項１〜７
    のいずれかに記載のセラミックス被覆耐熱部材。
  9. 【請求項９】翼部と、該翼部に連なる平坦部を有するプ
    ラットフォームと、該プラットフォームに連なるシャン
    ク部と、該シャンク部の両側に設けられた突起からなる
    フィンと、前記シャンク部に連なるダブティルとを有す
    るガスタービン用動翼において、前記翼部表面に請求項
    １〜８のいずれかに記載の耐熱被覆層が設けられている
    ことを特徴とするガスタービン用動翼。
  10. 【請求項１０】翼部と、該翼部の両側に設けられたサイ
    ドウォールとを備えたガスタービン用静翼において、前
    記翼部及び前記サイドウォールの燃焼ガスにさらされる
    部分の表面に請求項１〜８のいずれかに記載の耐熱被覆
    層が設けられていることを特徴とするガスタービン用静
    翼。
  11. 【請求項１１】コンプレッサによって圧縮された燃焼ガ
    スを静翼を通してディスクに植設された動翼に衝突させ
    て該動翼を回転させるガスタービンにおいて、前記燃焼
    ガス温度が１５００℃以上であり、前記動翼を３段以上
    有し、該動翼の初段入口での前記燃焼ガス温度が１３０
    ０℃以上であり、前記動翼の初段は全長が２００mm以上
    で、前記動翼の初段は翼部と、該翼部に連なる平坦部を
    有するプラットフォームと、該プラットフォームに連な
    るシャンク部と、該シャンク部の両側に設けられた突起
    からなるフィンと、前記シャンク部に連なるダブティル
    とを有するガスタービン用動翼及び静翼の少なくとも一
    方の翼部表面に請求項１〜８のいずれかに記載の耐熱被
    覆層を設けられていることを特徴とするガスタービン。
  12. 【請求項１２】高速で流れる燃焼ガスによって駆動する
    ガスタービンと、該ガスタービンの燃焼排ガスによって
    水蒸気を得る排熱回収ボイラと、前記水蒸気によって駆
    動する蒸気タービンと、前記ガスタービン及び蒸気ター
    ビンによって駆動する発電機とを備えた複合発電プラン
    トシステムにおいて、前記ガスタービンは動翼及び静翼
    を３段以上有し、前記燃焼ガスの前記動翼初段入口温度
    が１３００℃以上で、タービン出口の燃焼排ガス温度が
    ５６０℃以上であり、前記排熱回収ボイラによって５３
    ０℃以上の水蒸気を得、前記蒸気タービンは高低圧一体
    型であり、該蒸気タービン動翼の初段への前記蒸気温度
    が５３０℃以上であり、前記ガスタービンの発電容量が
    ５万ＫＷ以上及び蒸気タービンの発電容量が３万ＫＷ以
    上であり、総合熱効率が４５％以上であり、前記動翼の
    初段は全長が２００mm以上であり、前記動翼の初段は翼
    部と、該翼部に連なる平坦を有するプラットフォーム
    と、該プラットフォームに連なるシャンク部と、該シャ
    ンク部の両側に設けられた突起からなるフィンと、前記
    シャンク部に連なるダブティルとを有し、前記動翼及び
    静翼の少なくとも一方の翼部表面に請求項１〜８のいず
    れかに記載の耐熱被覆層を設けられていることを特徴と
    する複合発電プラントシステム。
JP28486097A 1997-10-17 1997-10-17 セラミックス被覆耐熱部材及びそれを用いたガスタービン用動翼と静翼並びにガスタービンと複合発電プラントシステム Pending JPH11124687A (ja)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP28486097A JPH11124687A (ja) 1997-10-17 1997-10-17 セラミックス被覆耐熱部材及びそれを用いたガスタービン用動翼と静翼並びにガスタービンと複合発電プラントシステム

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP28486097A JPH11124687A (ja) 1997-10-17 1997-10-17 セラミックス被覆耐熱部材及びそれを用いたガスタービン用動翼と静翼並びにガスタービンと複合発電プラントシステム

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPH11124687A true JPH11124687A (ja) 1999-05-11

Family

ID=17683973

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP28486097A Pending JPH11124687A (ja) 1997-10-17 1997-10-17 セラミックス被覆耐熱部材及びそれを用いたガスタービン用動翼と静翼並びにガスタービンと複合発電プラントシステム

Country Status (1)

Country Link
JP (1) JPH11124687A (ja)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005133210A (ja) * 2003-10-09 2005-05-26 Snecma Moteurs 電子ビームを受けて蒸発するターゲット、その製造方法、ターゲットから得られる遮熱材およびコーティング、ならびにこのコーティングを含む機械部品
KR100911507B1 (ko) * 2000-12-28 2009-08-10 제너럴 일렉트릭 캄파니 열 차폐 코팅 도포 방법과 코팅 및 표면 다듬질 방법

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100911507B1 (ko) * 2000-12-28 2009-08-10 제너럴 일렉트릭 캄파니 열 차폐 코팅 도포 방법과 코팅 및 표면 다듬질 방법
JP2005133210A (ja) * 2003-10-09 2005-05-26 Snecma Moteurs 電子ビームを受けて蒸発するターゲット、その製造方法、ターゲットから得られる遮熱材およびコーティング、ならびにこのコーティングを含む機械部品
JP2010209472A (ja) * 2003-10-09 2010-09-24 Snecma 電子ビームを受けて蒸発するターゲット、その製造方法、ターゲットから得られる遮熱材およびコーティング、ならびにこのコーティングを含む機械部品
JP4571472B2 (ja) * 2003-10-09 2010-10-27 スネクマ 電子ビームを受けて蒸発するターゲット、その製造方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5630314A (en) Thermal stress relaxation type ceramic coated heat-resistant element
JP4607530B2 (ja) 遮熱被覆を有する耐熱部材およびガスタービン
US7592071B2 (en) Layer system
RU2509177C2 (ru) Подложка с керамическим покрытием, создающим термический барьер, с двумя керамическими слоями
RU2518850C2 (ru) Нано- и микроструктурное керамическое термобарьерное покрытие
JP5173823B2 (ja) パイロクロア相を有する二層構造耐熱保護組織
JP4072213B2 (ja) α−Ａｌ２Ｏ３スケールを生成させることにより断熱皮膜とボンディングコートとの間の密着性を高める、ガスタービンエンジンでの使用に適した製品の製造方法
US8025984B2 (en) Protective layer for protecting a component against corrosion and oxidation at high temperatures, and component
KR101540500B1 (ko) 파이로클로르 상을 갖는 2층의 다공성 층 시스템
JP2949605B2 (ja) 合金被覆ガスタービン翼及びその製造方法
JP4645030B2 (ja) 遮熱被膜を有する耐熱部材
Kear et al. Aircraft gas turbine materials and processes
RU2454477C2 (ru) Пирохлорные материалы и создающее тепловой барьер покрытие с этими пирохлорными материалами
JP3872632B2 (ja) 遮熱コーティング材、それを適用したガスタービン部材およびガスタービン
JP2009517241A (ja) ガドリニウム混晶パイロクロア相を有する層組織
JPH07145703A (ja) ガスタービン用動翼及びその製造法とそれを用いたガスタービン
KR20130018906A (ko) 합금, 보호층 및 부품
JP2010241611A6 (ja) パイロクロア相と酸化物とを有するセラミック粉末、セラミック層及び層組織
KR20140050714A (ko) 2겹의 ＭＣｒＡｌＸ 금속층을 포함하는 층 시스템
US20070186416A1 (en) Component repair process
JPH10331659A (ja) 発電用ガスタービン及びコンバインド発電システム
EP2725120A1 (en) High temperature components with thermal barrier coatings for gas turbine
JP2948066B2 (ja) 熱応力緩和型セラミックス被覆耐熱部材及びその製造法
JPH11124687A (ja) セラミックス被覆耐熱部材及びそれを用いたガスタービン用動翼と静翼並びにガスタービンと複合発電プラントシステム
KR101597924B1 (ko) 2겹 금속층을 포함하는 층 시스템