JPS62210328A - セラミツク被覆ジエツトエンジン燃焼器及びその製造方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は高温あるいは高温腐蝕環境下で用いられるジェ
ットエンジン燃焼器及びその製造方法に関する。

〔従来の技術〕

発電用ガスタービンプラントの発電効率向上をめざして
、ガスタービン部材の表面に耐熱材料をコーティングし
耐熱温度を向上させることが検討されている。その一つ
の方法として熱伝導率の小さいセラミックを、金屑部材
の表面にコーティングする方法がある。このようなコー
ティングは熱遮蔽コーティング（Ｔｈｅｒｍａｌ　Ｂａ
ｒｒｉｅｒ　Ｃｏａｔｉｎｇ以下ＴＢＣと略す）と呼ば
れる。かかる手段の１つとして、特開昭５５−１１２８
０４号公報にはコーティング層の密着力を高めるために
ガスタービン部材表面に予め他の金属結合層を形成した
のちセラミック被覆層を形成することが記載されている
。その結合層は基材とセラミック被覆層の物性値の相異
を緩和することを目的としている１本発明はジェットエ
ンジン燃焼器においても、熱遮蔽コーテングを施すよう
にしたものである。

〔発明が解決しようとする問題点〕

本発明者らは、従来用いられている各種の材料によるＴ
ＢＣについて検討した１例えば、Ｚｒ０ｉ系セラミック
被覆層と金属合金材料からなる結合層とから成るＴＢＣ
を用い、ＴＢＣの高温酸化試験を実施した。この試験は
高温条件下で使用されるジェットエンジン燃焼器へのＴ
ＢＣの施工を考慮したものである。その結果、従来のＴ
ＢＣはＺｒ０ｚ系被覆層と結合層の界面の酸化が著しく
進行することが判った。そして、試験前後のＴＢＣの密
着力を判定した結果、１０００℃、５ｏｏ時間の酸化試
験で、Ｚｒ０ｚ系被覆層と結合層との界面の密着力は１
／２〜１／４に低下することがわかった。このような密
着力の低下は、Ｚｒ０ｚ系被覆層の厚さ、気孔率、更に
Ｚｒ０ｚへの添加剤の種類及び量によって若干の相異が
認められるが、いずれもその低下は著しい。又、結合層
の合金材料の成分に関しても若干の相異があるが、いず
れも低下していた。このような界面の密着力の低下は酸
化試験の温度が高くなるほど或いは試験時間の増加とと
もに著しくなる。そして、１１００℃１１００時間の試
験では一部、界面がらの剥離損傷が認められるものがあ
った。一方、金属合金材料とＺｒ０ｚ系材料との混合物
を中間層として用いたＴＢＣでは、酸化試験による密着
力の低下は更に著しいものであった。このような結果は
１本発明者らが実施した高温熱サイクル試験の結果とも
対応している。すなわち、９７０℃、１０２０℃。

１０７０℃、１１２０℃ノソれぞれの温度テ３０分間保
持、空冷により１５０℃までの冷却を繰り返す試験にお
いても試験温度が高くなるに従って、ＴＢＣの損傷が生
じ名までの繰り返し数は著しく低下していた。このよう
な従来のＴＢＣの問題は。

ジェットエンジン燃焼器の高温化に対処した信頼性の優
れたＴＢＣを得る上で重大な障害となる。

すなわち、ジェットエンジン燃焼器の基材温度が高くな
るのを防止し、その温度を低減化することを目的として
ＴＢＣを実施するに際して、従来のＴＢＣを施した部品
ではＴＢＣの高温耐久性が低いので、部品の基材温度の
低減を十分発揮することは困難である。

そこで、本発明者らは従来のＴＢＣに代り、高温稼動条
件下でも基材温度の低減化を十分発揮しうる高温耐久性
に優れたＴＢＣを施工したジェットエンジン燃焼器につ
いて検討した。

すなわち、本発明者らは以上のような点を考慮して、耐
久性に優れたＴＢＣを有するジェットエンジン燃焼器を
発明するに至った。

本発明の目的は、ＴＢＣの信頼性を向上させることにあ
る。すなわち、セラミック材料と基材との結合力が長期
間にわたって安定しており、クラックや剥離の起りにく
いＴＢＣを提供することにある。

〔問題点を解決するための手段〕

本発明は、金属材料より成るジェットエンジン燃焼器の
ライナ基村上に、この基材よりも高温耐酸化、高温耐蝕
性に優れた合金の結合層を形成し。

前記合金結合層上にセラミック被覆層を形成し、前記合
金結合層とセラミック被覆層との境界に予めＡＱを主成
分とする酸化物層を形成したことを特徴とする。

基材は、Ｎｉを３５〜６１重量％、Ｃｏを１〜３重量％
、Ｆｅを１４〜２７重量％含むＮｉ基基合金望ましい。

結合層は、Ｎｉ又はＣｏを主成分とし、Ｃｒを１０〜３
０重量％及びＡＱを５〜３０重：１％含む合金が望まし
い。これに更にＨｆ、Ｔａ、Ｙ。

Ｓｉ、Ｚｒの１つ以上を０．１〜５重量％含むと更に望
ましい。

セラミック層は、ＺｒＯ２を主成分とし、ＣａＯとＭｇ
ＯとＹｚＯａの１つを含むものが望ましい。

ＣａＯの量は４〜１０重量％、ＭｇＯの量は８〜２４重
量％、Ｙ　ｚ　Ｏａの量は４〜２０重量％が望ましい、
ＣａＯとＭｇＯとＹｓＯａの２つ以上を複合添加するこ
とも可能である。

〔作用〕

゛本発明によれば、Ａｆｆｉを主成分とする酸化物層が
、高温雰囲気中でも安定であり、これにより合金結合層
の酸化の進行を防止し、しかもセラミック被覆層との結
合強度も強いため、長期間の使用に対してもセラミック
被覆層のクラックの発生。

剥離を防止できる。

〔実施例〕

以下、本発明の詳細について説明する。先ず、従来のＴ
ＢＣの問題点について詳細に検討し、その原因について
調べた。各種の酸化試験を実施したＴＢＣについて、そ
の断面組織の観察を行なった。その結果の一例を第５図
及び第６図に示す。

これらの組織写真は、結合層部分の断面を１００倍の倍
率で示すものであり、第５図ではＺｒ０ｚ系被覆層と結
合層との界面部分に欠陥が生じている。第６＠は結合層
と７．ｒｏｔ系被覆層との間に合金材料とＺｒ０ｚ系材
料との混合層を形成したＴＢＣの結果である。この場合
、中間層の合金材料は著しく酸化している。これらの現
象は高温熱サイクル試験でも認められる。すなわち、Ｔ
ＢＣでは、熱応力を緩和する多孔質あるいは微細クラッ
クを有した構造のＺｒ０ｚ系被覆層を通じて結合層の下
部にある合金被覆層成いは中間層の酸化という問題が生
じる。このような酸化は、界面の密着力を著しく低下さ
せ、熱応力等によってその界面部からＴＢＣに剥離損傷
が生じることになる。

このような界面の酸化の原因としては、高温状態でＺｒ
Ｏｘ系材料が半導体となり、酸素の移動を容易にし、境
界面部の酸素分圧の増加を生じることも一つの重要な要
因であると考えられる。このような酸化は例えば中間層
を形成した場合、界面の面積の増加を招くのでより促進
すると考えられる。従来のＴＢＣについて界面の状態を
分析した結果、界面にはＣｔ−を主成分とする酸化物が
形成されていた。このようなＣｒ系酸化物は高温で不安
定であるため、その酸化物を生じた部分から損傷が生じ
ていた。従って、ジェットエンジン燃焼器のライナにお
いては、界面での酸化というものを十分考慮することが
必要である。本発明者らは、このような観点から、各種
の方法について検討した結果、界面部にＡＱを主成分と
する緻密な構造の酸化物薄膜を形成することが有望であ
ることを見い出した。ＡＱ系酸化物は高温で安定であり
。

かつ、Ｚｒ０ｚ系材料のように高温で半導体にもγらな
い。従って、ＡＱ系酸化物の薄膜は内部酸化を防止する
バリヤーとして有効なものである。

一方、このようなＡｆｉ系酸化物層の厚さは、厚い場合
ＡＱ系酸化物の物性値を反映した新たな中間層となる。

その結果、熱応力等によりＡＱ系酸化物層から損傷を生
じることになる。一方、薄すぎる場合は、内部酸化防止
作用を十分満足するバリヤーとなり得ない。従って、そ
の厚さは０．１μｍ以上、２０μｍ以下であることが望
ましい、このような範囲のΔΩ系酸化物層は結合層の内
部酸化を防止するバリヤ一層として十分なものになる。

一方、このようなＡＱ系酸化物の薄層の他の重要な作用
として、Ｚｒ０ｚ系セラミツクと結合層との密着力を向
上させることを見い出した。すなわち、従来のＴＢＣが
ＺｒＯｘ系セラミックと結合層を構成する金属合金とが
機械的に結合していたのに比べ１本発明者らが見い出し
たＡＱ系酸化物の薄膜を介してのＺｒＯｘ系セラミック
と結合層との密着は、ＡＱ系酸化物とＺｒ０ｚ系セラミ
ツクという酸化物どうしの界面と、結合層を構成する金
属合金中のＡＱ酸成分ら生じるＡＱ系酸化物というもの
になり、その密着機構は非常に強固なものになる。−例
として、このようなＡＩ２系酸化物の薄膜を有するＴＢ
Ｃの１０００℃、５００時間の酸化試験において、結合
層とＺｒ０ｚ系セラミック被覆層の密着力はほとんで低
下せず７ｋｇ／ｍ”以上である。第１図は高温酸化試験
後のＴＢＧの断面組織の一例であり、倍率は１００倍で
ある。

第１図ではＺｒ０ｚ系セラミック被覆層と結合層との界
面部には何ら欠陥が生じていない、又。

１１００℃、１００時間の酸化試験でも同様で密着力の
低下、あるいは、界面部での欠陥の発生は全く認められ
ない、更に、１０３０℃、１０７０℃，１１２０℃、１
１７０℃のそれぞれの温度で３０分間保持、空冷による
１５０℃までの冷却を繰り返す試験の結果は表１のよう
である。

表　　　１ 熱サイクル試験結果 表１中試料、Ｎｏ　２０１〜２０４は従来のＴＢＣ１＆
２０５〜２０８はＡＱ系酸化物の薄膜を有するＴＢＣの
結果である。その結果、ＡＱ系酸化物の薄膜を有するＴ
ＢＣは従来のＴＢＣに比べＴＢＣが損傷にいたるまでの
繰り返し数は約３〜７倍であった。又、試験温度が高く
なるに従って、その効果は顕著になる。このように、本
発明者らが見い出した、ＡＱ系酸化物の薄膜を有するＴ
ＢＣは、高温条件下で特に効果が顕著なものである。こ
のようなＴＢＣを施したジェットエンジン燃焼器ライ゛
すは高温条件下でも安定なものとなりつる。更に、ＡＩ
ｉ系酸化物の薄膜を介して接合したＺｒＯｘ系被覆層を
有するＴＢＣでは、Ｚｒ０ｚ系被覆層の密着力が７ｋｇ
／ｎａ”以上である。この密着力は従来のＴＢＣのＺｒ
０ｚ系被覆暦の密着力が３〜５ｋｇ／ｍａｄ”程度であ
ったのに比べ非常に大きい。

このようにＴＢＣを施したことによる効果について検討
した。ジェットエンジン燃焼器において、高温の燃焼ガ
スにさらされる外側ライナ及び内側ライナの対向面に上
記のような高温耐久性に優れたＴＢＣを施工することに
より、基材の温度低減を安定して得ることが可能になる
。一方、従来のＴＢＣを施したライナでは、短時間でＴ
ＢＣが損傷し、特に基材温度の高い部分のＴＢＣの損傷
が著しくなってしまう、その結果、ＴＢＣによる基材の
温度低減の効果は消失し、基材の温度が高くなり、ライ
ナの損傷に至ってしまう、燃焼器ライナでは燃焼により
基材が振動し高温条件下でセラミック被覆層の密着力の
低下したＴＢＣは更に損傷を生じ易くなる。そのため、
最もＴＢＣの効果が必要である部分に対して、十分な効
果を発揮することができなくなる。そして、ＴＢＣの損
傷した部分では他のＴＢＣが健全である部分に比べ基材
の温度はむしろ高くなる可能性もありうる。基材の温度
が高い部分に対しては、従来のＴＢＣを施工したライナ
では、信頼が低い、一方、Ａｌ系酸化物の薄膜を有する
ＴＢＣを施工した本発明のライナでは、ＴＢＣが特に高
温での耐波性に優れたものであるため、基材の温度が高
くなる部分でのＴＢＣの損傷は生じ難い、従って、ＡＱ
系酸化物の薄膜を有する本発明のジェットエンジン燃焼
器ライナは、基材の温度が局部的に高くなっても、ＴＢ
Ｃによる熱遮蔽効果が十分維持され、かつ、ＴＢＣによ
る局部的な温度上昇を緩和する作用も発揮される。その
結果、信頼性の高いものなる。

このように、ＡＱ系酸化物の薄膜を有するＴＢＣはジェ
ットエンジン燃焼器の高温にさらされるライナの全面あ
るいは一部分に施工されることによって、いずれの場合
もその効果を十分発揮しうるちのである。

このようにＴＢＣの施工によりジェットエンジンの高温
化による出力増加ならびに耐久性向上による信頼性の増
大に効力を発揮することができる。

以下、本発明について実施例により詳細に説明する。

実施例１ 基材としてＮｉ基合金であるハステロイ−Ｘ（２２重量
％Ｃｒ−１，５重量％Ｃｏ−９重量％Ｍ　ｏ　−１９重
量％Ｆｅ−０，１重量％Ｃ−残部Ｎｉ）を用い、その表
面を脱脂洗浄後、スチール製のグリッドを用いてプラス
チングし、しかる後、プラズマ溶射を行い、°１０重量
％Ｎｉ−２５重量％Ｃｒ−７重量％ＡＱ−０．６　重量
％Ｙ−５重量％Ｔａ−残部ＣＯからなる合金材料の被覆
層を形成した。プラズマ溶射は２００　Ｔｏｒｒの圧力
のＡｒ中で行なった。この場合プラズマ溶射を行う雰囲
気中の酸素分圧は酸素センサーで測定した結果１０−ａ
気圧以下であった。プラズマの出力は４０ｋＷである。

このような条件で厚さ０．０１園のＣｏ、Ｎｉ、Ｃｒ、
Ａｊｌ、Ｙ合金被讃廖を形成し。

ＴＢＣの結合層とした。しかる後、直ちに前述の結合層
の上にＺｒ０ｚ　−８重量％ＹｚＯａ被覆層を形成した
。溶射条件はプラズマ出力５０ｋＷで、大気中溶射であ
る。Ｚｒ０ｚ　−８％ＹｚＯａ被覆層の厚さは０．３ｍ
ａ＋である。その後、１０６０℃。

１０時間の真空中加熱処理を行い結合層と基材との拡散
処理を行った。なお、比較のため、従来法によって本発
明のＴＢＣと同じ材料を用いて、同じ厚さの被覆層から
なるＴＢＣを作成した。従来法として前述の合金材料を
大気中でＡｒガスを使用して溶射し、次いで前述と同様
にＺｒ０ｚ　−８％Ｙ２Ｏ３を被覆した１次に１本発明
のＴＢＣの効果を確認するため、以下に述べる各種の試
験を実施した。先ず、各種の温度で酸化試験を行ない。

試験後の外観観察及び断面組織観察更に密着力試験を実
施した。表２は外観ａ察及び密着力試験の結果である。

表２中＆１〜Ｎα６は従来のＴＢＣの結果、Ｎα７〜血
１１は本実施例で作成した本発明のＴＢＣの結果である
。すなわち、従来のＴＢＣでは１０７０℃以上の温度（
１００時間保持）で、Ｚｒ０ｚ−８％Ｙ　！Ｌ　Ｏａ被
覆層が剥離しＴＢＣは損傷した。一方、本発明のＮα７
〜Ｎα１１のＴＢＣは外観的に何ら損傷は認められない
、一方、酸化試験後のＴＢＣの密着力試験の結果も、Ｔ
ＢＣが損傷していない血１〜＆６の従来のＴＢＣは、そ
の密着力は２〜５ｋｇ／■２で、酸化試験温度の増加と
ともに密着力は低下している。又、密着力試験での破断
部分は結合層とＺｒＯｘ　−８％ＹａＯａ被覆層との境
界部である。一方、＆７〜Ｍａｉｌに示した本発明のＴ
ＢＣではいずれの酸化試験条件下でもＴＢＣの密着力の
低下は認められず、接着剤（接着剤の密着強度７ｋｇ／
ｍ”）を用いた密着力試験法の限界値である７ｋｇ／膿
２以上の値であった。従って。

試験後の破断部はいずれも゛接着剤の部分である。

次に、上記酸化試験後の試験片を用いて熱サイクル試験
を実施した。試験条件は７５０℃、１５分間保持、２０
〜２５℃水中、１５秒間保持の繰り返しである０表３は
その結果である。

表　　　３ 熱サイクル試験結果 表３中の試料はそれぞれの酸化試験を実施した後の試料
である０表３中＆１〜Ｎα３の従来のＴＢＣは２００〜
５００回の熱サイクル試験でＺｒ０ｚ−８％Ｙ　ｔ　Ｏ
ａ被覆層が剥離しＴＢＣが損傷した。

一方１表３中＆７〜ＮＱ１１の本発明のＴＢＣは。

１４００〜１７００回の熱サイクルの繰り返し後も損傷
が無く、最高１７００回の熱サイクル試験でＴＢＣの損
傷が認められた。このように本発明のＴＢＣは従来のＴ
ＢＣに比べ高温耐酸化性、あるいは耐熱衝撃性に優れた
耐久性に富むＴＢＣである。

実施例２ 実施例１と同様の材料を用い、実施例１と同様の溶射条
件でＴＢＣを作成して。しかる後。

１０６０℃、ｓｉＲ間の真空中加熱を行ない、Ｃ０９Ｎ
ｉ、Ｃｒ、Ａｌｌ、Ｙ被覆層から成る結合層と基材との
拡散処理を行なった。更に、その後、１０００℃、１５
時間の大気中加熱処理を行なった。このようにして作製
した本発明のＴＢＣはＺｒ０ｘ−８％ＹｚＯａ被覆層と
Ｃｏ、Ｎｉ、Ｃｒ。

ＡＱ、Ｙ被覆層との界面部に約５μｍの厚さの境界層が
ほぼ均一に形成されていた。この境界層はＥＰＭＡ分析
或いはＸ線回折の結果、ＡＭ系酸化物を主成分とするも
のであることが判った。なお、比較のため、本発明のＴ
ＢＣと同じ材料を用いて。

従来方法でＴＢＣを作成し、更に、そのＴＢＣを本発明
のＴＢＣと同じ真空中拡散処理及び大気中加熱処理を行
なった０表３中＆１０１及び＆１０２はこのようにして
作成した本発明のＴＢＣ及び比較のための従来のＴＢＣ
を用いて、実施例１と同′様の熱サイクル試験を行な・
つた結果である６表３中Ｎａ１０１の従来のＴＢＣは約
５００回の繰り返しでＺｒ０ｚ　−８％Ｍ　ｘ　Ｏａ被
覆層が剥離した。一方、表３中＆１０２の本発明のＴ’
ＢＣは約１５００回の繰り返しで損、傷が生じた。この
ように、本発明のＴＢＣは、従来のＴＢＣに比べ約３倍
の耐久性がある。

次に、ジェットエンジン燃焼器ライナに適用した例を第
２〜４図に示した。

ＴＢＣの施工部分は燃焼器の外側ライナ６との内側ライ
ナ７の対向する面である。外側ライナ６と内側ライナ７
の基材の材質はハステロイ−Ｘ（２２％Ｃｒ−１，５％
Ｃｏ−”９％Ｍ　ｏ　−１９％Ｆ　ｓ　−０、１％Ｃ−
残Ｎｉ）である、Ａｌ系酸化物を有するＴＢＣの形成は
プラズマ溶射を用いて行なった。その詳細は以下のよう
である。先ず、ライナを脱脂洗浄し、その後、Ａｊｌｚ
Ｏａ１！１グリッドを用いてプラスチングした。このよ
うな基材表面に１０％Ｎｉ−２５％Ｃｒ−７％Ａｆｉ−
０．６％Ｙ−５％Ｔａ−残部Ｃｏから成る合金材料をプ
ラズマ溶射し結合層を形成した。このような結合層の形
成条件としてはプラズマ出力は高出力であることが望ま
しく、かつ、溶射中のプラズマジェット周辺の雰囲気を
制御することが望ましい、特に、雰囲気制御の要素とし
ては酸素分圧を少くする。

望ましくは１０−ａ気圧以下にすることが好ましい。

又、雰囲気制御の他の要素として減圧雰囲気で実施する
のが望ましい、このような雰囲気制御を行うことによっ
て本発明を得る上で好ましい結合層を形成することが可
能になる０本実施例では、酸素分圧を１０−３気圧以下
にしたＡｒ雰囲気中で、かつ、その雰囲気圧力を２００
　Ｔｏｒｒに制御した雰囲気中で行なった。又、溶射中
の基材温度は５００〜１０００℃に維持して行うのが１
本発明を得る上で好ましい０本実施例では６００〜７０
０℃の範囲内で行なった。このような条件下で、厚さ約
０．１ｍ厚さの結合層を形成した。しかる後、この結合
層の上にＺｒ０ｚ−６％Ｙ２Ｏ３から成るセラミック材
の被覆層を形成した。被覆層はプラズマ溶射で形成した
。溶射条件は、高出力プラズマ溶射法を用い、５５ｋＷ
の出力で実施した。被覆層の厚さは約０．３麿であ葛、
このようにして、ＴＢＣを形成した後１部品を真空中で
加熱し、結合層と基材との拡散処理を実施した。拡散処
理は、約１０−’Ｔｏｒｒの真空中で１０８０℃、５時
間保持する条件である。しかる後、大気中で９００℃、
２０時間の熱処理を実施した。拡散処理或いは熱処理の
条件については、特に制限は無いが拡散処理は基材の溶
射温度以下、８００℃以上の範囲で。

３時間以上１００時間以下の範囲で行うのが望ましく、
一方、熱処理は６００℃以上１２００℃以下の範囲で１
時間以上、２００時間以下の範囲で行うのが望ましい。

このようにして、ＡＮ系薄膜を有するＴＢＣを被覆した
本発明のジェットエンジン燃焼器ライナを作製した。こ
のようにして形成したジェットエンジン燃焼器ライナの
ＴＢＣは、その断面組織は第１図とほぼ同様で、結合層
とＺｒ０ｚ　−６％ＹｉＯａ被覆層との界面部に約３μ
ｍ厚さのＡｌ系酸化物から成る境界層が形成されていた
。この燃焼器ライナを用いて、１０００℃１３０分間保
持と２０〜２５℃の水中５分間保持を繰り返す熱サイク
ル試験を実施した。又、比較のため、ＡＱ系酸化物の薄
膜を有しないＴＢＣを本発明の燃焼器ライナと同様に形
成したものを用いて、同様の熱サイクル試験を実施した
。その結果、本発明の燃焼器ライナは５０回の繰り返し
でもＴＢＣに何ら損傷は生じなかったが、従来のＴＢＣ
を施した燃焼器ライナでは約９０回でＴＢＣの損傷が生
じた。

上記のようにして作製した本発明のジェットエンジン燃
焼器ライナと比較のため作製した従来の燃焼器ライナと
を用いてそれぞれ同一の条件下で燃焼試験を実施した。

その結果、約１５００時間の試験で、従来のＴＢＣでは
ＴＢＣの損傷が生じていた。一方、本発明の燃焼器ライ
ナは全ての部分においても、ＴＢＣの損傷は認められな
かった。

次に、試験後の燃焼器ライナを切断しＴＢＣの状態を観
察した結果、断面組織の観察で、ＴＢＣの各部において
何ら損傷は生じていなかった。

以上のように１本発明の燃焼器ライナはＴＢＣの効果が
長時間にわたって維持される結果、燃焼器ライナの変形
等の問題を防止する上で十分な効果がある。

なお第２〜４図において、ジェットエンジン用燃焼器５
は１通常、外側ライナ６と内側ライナ７により構成され
、第３図、第４図に示すように各々は、分解することが
できるようになっている。

燃焼器５の頭部５ａにある燃料ノズル（図示せず）より
噴射された燃料が、外側ライナ６と内側ライナ７により
かこまれて形成された空間８において燃焼が行われ、下
流９より、ジェットエンジンのタービン部へと燃焼ガス
が流れていくようになっている。よって、外側ライナ６
の内面６ａと内側ライナ７の外面７ａは、火炎にさらさ
れることになり、燃焼器５の耐久性向上のために、本発
明のＴＢＣが施されている。

本発明において、結合層を構成する合金は、Ａ２が５％
以以上３呪 ましい．又，セラミック被覆層を構成する材料に関して
も、ＺｒＣ）ｚを主成分とし、安定化剤として、Ｃ　ａ
　Ｏ　、　Ｍ　ｇ　Ｏ　、　Ｙ　、２０３等のいずれか
一つを含むものが好ましい。それぞれの被覆層の厚さに
関しては、ＴＢＣの遮熱効果と耐久性の点を考慮した場
合、結合層は０．０３ｍ以上０．５ｍ＋ａ以下、ＺｒＯ
ｘ系被覆層は０．０５ａｍ以上０．８ｍ以下が好ましい
。

〔発明の効果〕

以上説明したように本発明によれば、結合層の酸化腐蝕
の進行を防止できるので，セラミック被覆層の結合強度
を長期間にわたり、安定的に維持することができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は１本発明を実施したＴＢＣの断面の金属組織写
真、第２図は、ＴＢＣを施すジェットエンジン燃焼器の
概略図，第３図は外側ライナの斜視図、第４図は内側ラ
イナの斜視図、第５図及び第６図は、従来のＴＢＣの高
温酸化後の断面の金属組織写真である。 ！ｌｊ口 第２図 ５４　　　　′ 第３記　　　　　　　　第４ｒｉＪ ５−・広娩昏 ６、−、クトイーラ４六 り　６０．内１ライナ ８−２−　空　μ弓 ｑ−１−下式 ％式％

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、外側ライナと内側ライナを有し、両者の空間に燃料
   燃焼ガスが流れる構造の燃焼器であつて、前記２つのラ
   イナがＮｉ、Ｃｏ、Ｆｅの少くとも１種を主成分とする
   合金により構成されているジェットエンジン燃焼器にお
   いて、前記２つのライナの対向面にＮｉとＣｏの一方を
   主成分としＣｒとＡｌを含み前記基材よりも高温耐酸化
   、高温耐蝕性に優れた合金の結合層を有し、前記結合層
   上にＺｒＯ＿２を主成分とするセラミックから成る被覆
   層を有し、前記結合層と前記セラミック被覆層の境界に
   Ａｌを主成分とする酸化物層を予め有することを特徴と
   するセラミック被覆ジェットエンジン燃焼器。 ２、特許請求の範囲第１項において、前記セラミック被
   覆層を構成する材料が、ＺｒＯ＿２を主成分とし、Ｃａ
   Ｏ、ＭｇＯ、Ｙ＿２Ｏ＿３の１つ以上を含むものである
   ことを特徴とするセラミック被覆ジェットエンジン燃焼
   器。 ３、特許請求の範囲第１項において、前記結合層を構成
   する材料が、ＣｏあるいはＮｉのいずれか１つを主成分
   とし、Ｃｒを１０〜３０重量％及びＡｌを５〜３０重量
   ％含み、更にＨｆ、Ｔａ、Ｙ、Ｓｉ、Ｚｒの１つ以上を
   ０．１〜５重量％含む合金よりなることを特徴とするセ
   ラミック被覆ジェットエンジン燃焼器。 ４、特許請求の範囲第１項において、前記Ａｌを主成分
   とする酸化物層の厚さが０．１μｍ〜２０μｍであるこ
   とを特徴とするセラミック被覆ジェットエンジン燃焼器
   。 ５、特許請求の範囲第４項において、前記結合層の厚さ
   が０．０３ｍｍ〜０．５ｍｍ、前記セラミック被覆層の
   厚さが０．０５ｍｍ〜０．８ｍｍであることを特徴とす
   るセラミック被覆ジェットエンジン燃焼器。 ６、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｆｅの少くとも１つを主成分とする合
   金よりなる外側ライナと内側ライナを有し、両者の空間
   を燃料燃焼ガスが流れる構造のジェットエンジン燃焼器
   における前記２つのライナの対向面にＮｉ、Ｃｏの一方
   を主成分としＣｒとＡｌを含み前記ライナ基材よりも高
   温耐酸化性、高温耐食性に優れた合金の結合層を形成す
   る工程と前記結合層の表面にＺｒＯ＿２を主成分とする
   セラミックからなる被覆層を形成工程と、前記結合層と
   前記セラミック被覆層の境界にＡｌを主成分とする酸化
   物層を形成する熱処理工程とを含むことを特徴とするセ
   ラミック被覆ジェットエンジン燃焼器の製造方法。 ７、特許請求の範囲第６項において、前記結合層を、酸
   素分材１０−＾３気圧以下の雰囲気中でプラズマ溶射に
   て形成することを特徴とするセラミック被覆ジェットエ
   ンジン燃焼器の製造方法。 ８、特許請求の範囲第６項において、前記酸化物層を形
   成する工程は、６００℃〜１２００℃の温度範囲で１時
   間〜２００時間、大気中で加熱処理する工程を含むこと
   を特徴とするセラミック被覆ジェットエンジン燃焼器の
   製造方法。 ９、特許請求の範囲第６項において、前記結合層及び前
   記セラミック被覆層を、燃焼器軸芯に対し、燃焼器下流
   側を向くように溶射施工して形成することを特徴とする
   セラミック被覆ジェットエンジン燃焼器の製造方法。