WO2021200634A1 - セラミックスコーティング、タービン部材及びガスタービン - Google Patents

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芳史 岡嶋
鳥越　泰治
妻鹿　雅彦
裕貴 小室
草介 川澄
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三菱重工業株式会社
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Definitions

  • the present disclosure relates to ceramic coatings, turbine members and gas turbines. This application claims priority based on Japanese Patent Application No. 2020-059326 filed with the Japan Patent Office on March 30, 2020, the contents of which are incorporated herein by reference.
  • thermal barrier coating (Thermal Barrier Coating: TBC) is applied to the surface of turbine members such as moving blades and stationary blades that are exposed to such high-temperature gas.
  • the heat shield coating is a coating on the surface of a turbine member, which is an object to be sprayed, with a thermal spray material having a low thermal conductivity (for example, a ceramic material having a low thermal conductivity) by thermal spraying.
  • the heat shield coating (ceramic coating) is required to have heat cycle durability as well as heat shield properties.
  • At least one embodiment of the present disclosure aims to improve the thermal cycle durability of the thermal barrier coating in view of the above circumstances.
  • the ceramic coating according to at least one embodiment of the present disclosure is The bond coat layer formed on the base material and The ceramic layer formed on the bond coat layer and With The ceramic layer has a first region in contact with the interface with the bond coat layer and a second region farther from the interface than the first region. In the cross section along the thickness direction of the ceramic layer, the number of crack intersections in which two or more cracks intersect in the ceramic layer per unit area is larger in the first region than in the second region.
  • the turbine member according to at least one embodiment of the present disclosure has a ceramic coating having the configuration of (1) above.
  • the gas turbine according to at least one embodiment of the present disclosure has a turbine member having the configuration of (2) above.
  • the thermal cycle durability in the ceramic coating can be improved.
  • FIG. 1 It is a schematic diagram of the cross section of the turbine member provided with the ceramic coating according to still another embodiment. It is a perspective view of a gas turbine rotor blade. It is a perspective view of a gas turbine stationary blade. It is a perspective view of the dividing ring. It is a figure which shows typically the partial cross-sectional structure of the gas turbine which concerns on one Embodiment.
  • expressions such as “same”, “equal”, and “homogeneous” that indicate that things are in the same state not only represent exactly the same state, but also have tolerances or differences to the extent that the same function can be obtained. It shall also represent the existing state.
  • an expression representing a shape such as a quadrangular shape or a cylindrical shape not only represents a shape such as a quadrangular shape or a cylindrical shape in a geometrically strict sense, but also an uneven portion or chamfering within a range in which the same effect can be obtained.
  • the shape including the part and the like shall also be represented.
  • the expressions “equipped”, “equipped”, “equipped”, “included”, or “have” one component are not exclusive expressions that exclude the existence of other components.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a turbine member 3 provided with a ceramic coating 10 according to an embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic cross-sectional view of a turbine member 3 provided with a ceramic coating 10 according to another embodiment.
  • FIG. 7 is a schematic cross-sectional view of the turbine member 3 provided with the ceramic coating 10 according to still another embodiment.
  • a heat shield coating for heat shielding the turbine member 3 will be described as an example of the ceramic coating 10.
  • base material 11 of the turbine member 3 such as the moving blade 4 and the stationary blade 5 of the gas turbine 6 described later.
  • a metal bonding layer (bond coat layer) 12 and a ceramic layer 15 as a heat shield coating are formed in this order. That is, as shown in FIGS. 1 and 2, in some embodiments, the ceramic coating 10 is a thermal barrier coating (TBC) layer and includes a ceramic layer 15.
  • TBC thermal barrier coating
  • the bond coat layer 12 is composed of an MCrAlY alloy (M indicates a metal element such as Ni, Co, Fe, or a combination of two or more of these).
  • the ceramic layer 15 in some embodiments may be composed of a ZrO 2 based material, for example, YSZ (yttria-stabilized zirconia), which is ZrO 2 partially or fully stabilized with Y 2 O 3. ..
  • YSZ yttria-stabilized zirconia
  • the ceramic layer 15 has a first region 151 in contact with the interface 17 with the bond coat layer 12 and a second region 17 farther from the interface 17 than the first region 151. It has a region 152 and.
  • the ceramic layer 15 has a third region 153 that is farther from the interface 17 than the second region 152.
  • the number of crack intersections 33 at which two or more cracks in the ceramic layer 15 intersect in a cross section along the thickness direction of the ceramic layer 15 is second. There are more first regions 151 than regions 152. This is to suppress the growth of peeling cracks in the ceramic layer 15 as described in detail below.
  • FIG. 3 is a diagram schematically showing a cross section in the vicinity of the interface 17 in the turbine member 3 shown in FIGS. 1 and 2.
  • the shape of the splat 30 described later is represented by an elliptical shape. Therefore, although there is a gap between adjacent ellipses, in reality, it is possible to make this gap almost nonexistent.
  • the coefficient of linear expansion differs between the heat-resistant base material 11 and the ceramic layer 15, thermal stress acts on the heat-resistant base material 11 and the ceramic layer 15 due to a change in temperature. Therefore, when the heat-resistant base material 11 and the ceramic layer 15 are repeatedly heated and cooled, lateral cracks (peeling cracks) 37 in which cracks extend along the interface 17 occur mainly in the vicinity of the interface 17 in the ceramic layer 15.
  • peeling cracks 37 are more likely to occur in the first region 151 than in the second region 152. If the length of the peeling crack 37 becomes long, the ceramic layer 15 may peel off from the heat-resistant base material 11 and fall off. In FIG. 3, the peeling crack 37 is schematically shown by a thick solid line.
  • the sprayed material collides with the bond coat layer 12 and is repeatedly flattened and solidified, so that the flattened particles (splats) 30 are laminated to form a thermal spray coating, that is, ceramics.
  • Layer 15 is generated.
  • the ceramic layer 15 has a plurality of minute cracks 31.
  • the minute cracks 31 include cracks generated in the splats 30 in the process of the sprayed material colliding with the bond coat layer 12 to flatten and solidify, and those in which the boundaries between adjacent splats 30 remain.
  • Two or more of these minute cracks 31 may exist so as to intersect, and in the following description, an intersection where two or more of these minute cracks 31 intersect is referred to as a crack intersection 33.
  • the length of the above-mentioned minute crack 31 is about 5 ⁇ m to 100 ⁇ m.
  • the cracks 31 extend in three or more directions around the crack intersection 33. That is, in a region where the number of crack intersections 33 per unit volume is relatively large, relatively small cracks 31 tend to exist in a mesh pattern. As the number of crack intersections 33 per unit volume increases, for example, the number of crack intersections 33 appearing in the cross section along the thickness direction of the ceramic coating 10 tends to increase.
  • the above-mentioned peeling crack 37 is generated under the influence of thermal stress, and when the crack due to the peeling crack 37 reaches the crack intersection 33 or the crack 31 connected to the crack intersection 33, along the plurality of cracks 31 intersecting at the crack intersection 33.
  • the energy for advancing the cracks caused by the peeling cracks 37 is transmitted and dispersed.
  • the growth of cracks due to the peeling cracks 37 is suppressed. Therefore, according to some embodiments shown in FIGS. 1 and 2, the number of crack intersections 33 per unit area is larger in the first region 151 than in the second region 152. Therefore, in the first region 151, The growth of cracks due to the peeling cracks 37 is suppressed as compared with the second region 152. Therefore, in the first region 151 where peeling cracks 37 are more likely to occur than in the second region 152, the growth of cracks due to the peeling cracks 37 can be effectively suppressed, and the thermal cycle durability of the ceramic coating 10 can be improved.
  • the number of crack intersections 33 per unit area in the first region 151 is preferably 15,000 / mm 2 or more and 35,000 / mm 2 or less. ..
  • FIG. 4 is an example of a diagram showing a cross section of the ceramic layer 15 when the number of crack intersections 33 per unit area is 15,000 / mm 2 or more and 35,000 / mm 2 or less.
  • FIG. 5 is an example of a diagram showing a cross section of the ceramic layer 15 when the number of crack intersections 33 per unit area is less than 15,000 / mm 2.
  • a part of the bond coat layer 12 and a part of the first region 151 in the ceramic layer 15 are illustrated.
  • black circles are provided at the positions of the crack intersections 33 existing in the rectangular region 141 surrounded by the broken line.
  • the white area surrounded by the solid line is the pore 143.
  • the number of crack intersections 33 per unit area is about 26,300 pieces / mm 2 .
  • the number of crack intersections 33 per unit area is about 11,100 pieces / mm 2 .
  • the number of crack intersections 33 per unit area is obtained as follows. For example, the cross section of the ceramic layer 15 is polished and an image observed with an electron microscope is taken. In the present specification, in determining the number of crack intersections 33 per unit area, the observation magnification is set to 1000 times, and images at three different locations are photographed. Then, in each of the photographs of the three different tissues obtained by photographing (for example, FIG. 4), a region 141 for measuring the number of crack intersections 33 as shown in FIG. 4 is set, and in each region 141, for example, visually. The number of crack intersections 33 is measured.
  • the number of the crack intersections 33 per unit area in the photographs of the three different tissues is divided. Ask for.
  • the average value of the numbers per unit area of the three crack intersections 33 obtained in this way is defined as the number of crack intersections 33 per unit area in the structure.
  • FIG. 6 is a bar graph showing an example of the thermal cycle durability of the test piece.
  • the vertical axis represents the number of cycles until the ceramic layer formed on the bond coat layer is peeled off.
  • the test pieces A to C used in the test are test pieces in which a bond coat layer and a ceramic layer are sequentially formed on the bond coat layer, respectively.
  • the test piece A is a test piece on which a ceramic layer having a structure equivalent to the number of crack intersections 33 per unit area (about 11,000 pieces / mm 2) in the cross-sectional view shown in FIG. 5 is formed.
  • the number of cycles until peeling occurs in the ceramic layer exceeds the number of times it is determined that peeling does not occur substantially.
  • the test piece B was formed with a ceramic layer having a structure equivalent to the number of crack intersections 33 per unit area (about 11,000 pieces / mm 2) in the cross-sectional view shown in FIG. It is a test piece.
  • the thickness of the ceramic layer is thicker than that of the test piece A in order to improve the heat shielding property, and the thickness is about 1.2 to 2 times that of the test piece A.
  • the ceramic layer was peeled off at an early stage. That is, simply increasing the thickness of the ceramic layer in order to improve the heat shield property reduces the thermal cycle durability of the ceramic layer.
  • the test piece C is a test piece on which a ceramic layer having a structure equivalent to the number of crack intersections 33 per unit area (about 25,000 pieces / mm 2) in the cross-sectional view shown in FIG. 4 is formed.
  • the thickness of the ceramic layer is thicker than that of the test piece A in order to improve the heat shielding property, and the thickness is about 1.2 to 2 times that of the test piece A.
  • the number of cycles until peeling occurs in the ceramic layer exceeds the number of times it is determined that peeling does not occur substantially. That is, even if the thickness of the ceramic layer is increased in order to improve the heat shielding property, the thermal cycle durability of the ceramic layer can be improved by increasing the number of crack intersections 33 in the ceramic layer.
  • the number of crack intersections 33 per unit area in the first region 151 is 1.2 times or more the number of crack intersections per unit area in the second region 152. It should be less than double.
  • the number of crack intersections 33 in the first region 151 per unit area is less than 1.2 times the number of crack intersections 33 in the second region 152 per unit area. It has been found that the effect of improving the thermal cycle durability of 10 may be diminished. Further, if the number of crack intersections 33 per unit area in the first region 151 exceeds three times the number of crack intersections 33 per unit area in the second region 152, the strength of the first region 151 may decrease. It has been found. Therefore, according to some embodiments shown in FIGS. 1 and 2, it is possible to suppress the growth of the peeling crack 37 while suppressing the decrease in the strength of the ceramic layer 15.
  • the thickness t1 of the first region is preferably 20 ⁇ m or more.
  • the thermal cycle durability of the ceramic coating 10 can be improved.
  • the thickness of the first region 151 is preferably 3% or more of the sum of the thicknesses of the first region 151 and the second region 152.
  • the thickness t1 of the first region 151 is less than 3% of the sum (t1 + t2) of the thickness t1 of the first region 151 and the thickness t2 of the second region 152. It was found that the effect of improving the thermal cycle durability of the coating 10 was hardly obtained. Therefore, according to some embodiments shown in FIGS. 1 and 2, the growth of the peeling crack 37 can be suppressed while ensuring the heat shielding property.
  • the thickness of the ceramic layer 15 is not particularly limited, but is 0.1 mm or more and 1 mm or less.
  • the porosity of the first region 151 may be smaller than the porosity of the second region 152.
  • the porosity of the first region 151 is smaller than the porosity of the second region 152, so that the first region 151 is larger than the second region 152. The growth of the peeling crack 37 is suppressed.
  • the porosity is defined as the ratio of the area of the pores 143 in the cross section of the ceramic layer 15, and is a value expressed as a percentage by dividing the area of the pores 143 by the area of the cross section.
  • the porosity is calculated as follows.
  • the cross section of the ceramic layer 15 is polished to take an image observed with an optical microscope or an electron microscope.
  • the observation magnification is set to 100 times, and three different images are taken.
  • the area per observation field of view is about 0.5 square millimeters. Then, by performing binarization treatment on each of the photographs of the three different tissues obtained by photographing (for example, FIG. 4), the pore portion (void portion) and the coating portion can be extracted separately. ..
  • the area of the pores and the area of the coating are calculated from each of the binarized images of the three different images, and the area of the pores is divided by the sum of the areas of the pores and the coating, that is, the area of the cross section.
  • the porosity is calculated respectively.
  • the area of the pores and the area of the cross section are calculated from each of the binarized images, and the area of the pores is divided by the area of the cross section to calculate the porosity.
  • the average value of the porosities at the three locations thus obtained is defined as the porosity of the tissue.
  • the porosity of the first region 151 is preferably 3% or more and 40% or less.
  • a large-scale device including a chamber is required, for example, coating by a chemical vapor deposition method. Further, if the porosity of the first region 151 exceeds 10%, the adhesion between the ceramic layer 15 and the bond coat layer 12 may be insufficient. Therefore, according to some embodiments shown in FIGS. 1 and 2, a highly durable ceramic coating 10 can be obtained relatively easily.
  • the ceramic layer 15 has a third region 153 that is farther from the interface 17 than the second region 152.
  • the porosity of the third region 153 is preferably smaller than the porosity of the second region 152.
  • combustion is performed by the third region 153 having a dense structure smaller than the porosity of the second region 152 while ensuring the heat shielding property of the ceramic coating by the second region 152. Permeation of corrosive substances contained in gas can be suppressed. As a result, deterioration of the ceramic coating 10 can be suppressed and the durability of the ceramic coating 10 can be improved.
  • the ceramic coating 10 includes a ceramic layer 15 formed on the bond coat layer 12.
  • two or more cracks occur in a region (base material side region) 154 within at least 100 ⁇ m from the interface 17 with the bond coat layer 12.
  • the number of crack intersections 33 where 31 intersects per unit area is preferably 15,000 pieces / mm 2 or more and 35,000 pieces / mm 2 or less.
  • the ceramic coating 10 Almost no effect of improving thermal cycle durability can be obtained. Further, if the number of crack intersections 33 per unit area exceeds 35,000 / mm 2 , the strength of the base material side region 154 may decrease. Therefore, by setting the number of crack intersections 33 per unit area in the substrate side region 154 to 15,000 / mm 2 or more and 35,000 / mm 2 or less, the decrease in strength of the ceramic layer 15 is suppressed while suppressing the decrease in strength. The growth of the peeling crack 37 can be suppressed.
  • the porosity in the substrate side region 154 is preferably 3% or more and 40% or less.
  • a large-scale device including a chamber is required, for example, coating by a chemical vapor deposition method. Further, if the porosity of the substrate side region 154 exceeds 40%, the adhesion between the ceramic layer 15 and the bond coat layer 12 may be insufficient. Therefore, according to still another embodiment shown in FIG. 7, a highly durable ceramic coating 10 can be obtained relatively easily.
  • the ceramic coating 10 is useful when applied to a moving blade or a stationary blade of an industrial gas turbine, or a high-temperature component such as an inner cylinder, a tail cylinder, or a split ring of a combustor. Further, it can be applied not only to industrial gas turbines but also to heat-shielding coating films for high-temperature parts of engines such as automobiles and jet aircraft. By providing these members with the heat-shielding coating according to some of the above-described embodiments, it is possible to form gas turbine blades and high-temperature parts having excellent corrosion resistance and thermal cycle durability.
  • FIG. 8 to 10 are perspective views showing a configuration example of the turbine member 3 to which the ceramic coating 10 according to some of the above-described embodiments can be applied.
  • FIG. 11 is a diagram schematically showing a partial cross-sectional structure of the gas turbine 6 according to the embodiment.
  • the gas turbine moving blade 4 shown in FIG. 8 the gas turbine stationary blade 5 shown in FIG. 9, and the split ring shown in FIG. 7 and the combustor 8 of the gas turbine 6 shown in FIG. 11 can be mentioned.
  • the gas turbine blade 4 shown in FIG. 8 includes a tab tail 41 fixed to the disk side, a platform 42, a blade portion 43, and the like.
  • the gas turbine stationary blade 5 shown in FIG. 9 is configured to include an inner shroud 51, an outer shroud 52, a blade portion 53, and the like, and the blade portion 53 is formed with a seal fin cooling hole 54, a slit 55, and the like. ing.
  • the split ring 7 shown in FIG. 10 is a member obtained by dividing the annular member in the circumferential direction, is arranged on the outer side of the gas turbine rotor blade 4, and is held in the casing of the turbine 62.
  • a cooling hole 71 is formed in the dividing ring 7 shown in FIG.
  • the combustor 8 included in the gas turbine 6 shown in FIG. 11 has an inner cylinder 81 and a tail cylinder 82 as liners.
  • FIG. 11 is a diagram schematically showing a partial cross-sectional structure of the gas turbine 6 according to the embodiment.
  • the gas turbine 6 includes a compressor 61 and a turbine 62 that are directly connected to each other.
  • the compressor 61 is configured as, for example, an axial compressor, and sucks air or a predetermined gas as a working fluid from a suction port to boost the pressure.
  • a combustor 8 is connected to the discharge port of the compressor 61, and the working fluid discharged from the compressor 61 is heated to a predetermined turbine inlet temperature by the combustor 8.
  • the working fluid whose temperature has been raised to a predetermined temperature is supplied to the turbine 62.
  • a plurality of stages of the gas turbine stationary blades 5 described above are provided inside the casing of the turbine 62.
  • the gas turbine blade 4 described above is attached to the spindle 64 so as to form a set of stages with each stationary blade 5.
  • One end of the main shaft 64 is connected to the rotating shaft 65 of the compressor 61, and the other end is connected to the rotating shaft of a generator (not shown).
  • IN939 Inco
  • Commercially available alloy material a heat-resistant alloy that can be used as the heat-resistant base material 11 in the heat-shielding coating according to some of the above-described embodiments is
  • the turbine member 3 since the turbine member 3 according to some embodiments has the ceramic coating 10 according to some of the above-described embodiments, the thermal cycle durability of the ceramic coating 10 can be improved, and the durability of the turbine member 3 can be improved. Can be improved. Further, since the gas turbine 6 according to some embodiments has the turbine member 3, the durability of the turbine member 3 in the gas turbine 6 can be improved.
  • the present disclosure is not limited to the above-described embodiment, and includes a modified form of the above-described embodiment and a combination of these embodiments as appropriate.
  • the ceramic coating 10 comprises a bond coat layer 12 formed on a base material (heat resistant base material 11) and a ceramic layer 15 formed on the bond coat layer 12. Be prepared.
  • the ceramic layer 15 has a first region 151 in contact with the interface 17 with the bond coat layer 12 and a second region 152 farther from the interface 17 than the first region 151.
  • the number of crack intersections 33 where two or more cracks 31 in the ceramic layer 15 intersect is larger in the first region 151 than in the second region 152. many.
  • the number of crack intersections 33 per unit area is larger in the first region 151 than in the second region 152. Therefore, as described above, in the first region 151, the second region The growth of the peeling crack 37 is suppressed more than that of 152. Therefore, in the first region 151 where peeling cracks 37 are more likely to occur than in the second region 152, the growth of the peeling cracks 37 can be effectively suppressed, and the thermal cycle durability of the ceramic coating 10 can be improved.
  • the number of crack intersections 33 in the first region 151 per unit area is 15,000 / mm 2 or more and 35,000 / mm 2 or less. Is.
  • the thickness of the first region 151 is 30 ⁇ m or more.
  • the thermal cycle durability can be improved.
  • the number of crack intersections 33 per unit area in the first region 151 is the number of crack intersections 33 in the second region 152. It is 1.2 times or more and 3 times or less the number per unit area.
  • the porosity of the first region 151 is smaller than the porosity of the second region 152.
  • the porosity of the first region 151 is 3% or more and 40% or less.
  • a highly durable ceramic coating 10 can be obtained relatively easily.
  • the thickness t1 of the first region 151 is the sum of the thicknesses of the first region 151 and the second region 152 (t1 + t2). It is 3% or more.
  • the growth of the peeling crack 37 can be suppressed while ensuring the heat shielding property.
  • the ceramic layer 15 has a third region 153 that is farther from the interface 17 than the second region 152.
  • the porosity of the third region 153 is smaller than the porosity of the second region 152.
  • the second region 152 can secure the heat-shielding property of the ceramic coating 10, while the third region 153 can suppress the permeation of corrosive substances.
  • the ceramic coating 10 includes a bond coat layer 12 formed on a base material and a ceramic layer 15 formed on the bond coat layer 12.
  • the number of is 15,000 pieces / mm 2 or more and 35,000 pieces / mm 2 or less.
  • the porosity in the region (base material side region) 154 is 3% or more and 40% or less.
  • the turbine member 3 according to at least one embodiment of the present disclosure has a ceramic coating 10 having any of the above configurations (1) to (10).
  • the thermal cycle durability of the ceramic coating 10 can be improved, and the durability of the turbine member 3 can be improved.
  • the gas turbine 6 according to at least one embodiment of the present disclosure has a turbine member 3 having the configuration of (11) above.
  • Turbine member 6 Gas turbine 10 Ceramic coating 11 Heat-resistant base material (base material) 12 Metal bond layer (bond coat layer) 15 Ceramic layer 17 Interface 31 Crack 33 Crack intersection 37 Lateral crack (peeling crack) 151 1st area 152 2nd area 153 3rd area

Abstract

本開示の少なくとも一実施形態に係るセラミックスコーティングは、基材上に形成されるボンドコート層と、ボンドコート層上に形成されるセラミックス層とを備える。セラミックス層は、ボンドコート層との界面と接する第１領域と、第１領域よりも界面から遠い第２領域とを有する。セラミックス層の厚さ方向に沿った断面において、セラミックス層内の２以上の亀裂が交差する亀裂交差点の単位面積当たりの数は、第２領域よりも第１領域の方が多い。

Description

セラミックスコーティング、タービン部材及びガスタービン
　本開示は、セラミックスコーティング、タービン部材及びガスタービンに関する。
　本願は、２０２０年３月３０日に日本国特許庁に出願された特願２０２０－０５９３２６号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　ガスタービンでは、その効率を向上させるために、使用するガスの温度を高く設定している。このような高温のガスに晒される動翼や静翼のようなタービン部材には、その表面に遮熱コーティング（Ｔｈｅｒｍａｌ　Ｂａｒｒｉｅｒ　Ｃｏａｔｉｎｇ：ＴＢＣ）が施されている。遮熱コーティングとは、被溶射物であるタービン部材の表面に、溶射により熱伝導率の小さい溶射材（例えば、熱伝導率の小さいセラミックス系材料）を被覆したものである。遮熱コーティングが表面に形成されることで、高温及び高圧の環境下に曝される高温部材の温度が下がり耐久性が向上する（特許文献１参照）。
特許第５６０２１５６号公報
　ガスタービンは、一般に起動・停止が比較的多く繰り返されるため、遮熱コーティング（セラミックスコーティング）には、遮熱性等の他、熱サイクル耐久性が求められる。
　本開示の少なくとも一実施形態は、上述の事情に鑑みて、遮熱コーティングにおける熱サイクル耐久性を向上することを目的とする。
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るセラミックスコーティングは、
　基材上に形成されるボンドコート層と、
　前記ボンドコート層上に形成されるセラミックス層と、
を備え、
　前記セラミックス層は、前記ボンドコート層との界面と接する第１領域と、前記第１領域よりも前記界面から遠い第２領域とを有し、
　前記セラミックス層の厚さ方向に沿った断面において、前記セラミックス層内の２以上の亀裂が交差する亀裂交差点の単位面積当たりの数は、前記第２領域よりも前記第１領域の方が多い。
（２）本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン部材は、上記（１）の構成のセラミックスコーティングを有する。
（３）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービンは、上記（２）の構成のタービン部材を有する。
　本開示の少なくとも一実施形態によれば、セラミックスコーティングにおける熱サイクル耐久性を向上できる。
一実施形態に係るセラミックスコーティングを備えるタービン部材の断面の模式図である。 他の実施形態に係るセラミックスコーティングを備えるタービン部材の断面の模式図である。 タービン部材における界面近傍の断面を模式的に示した図である。 亀裂交差点の単位面積当たりの数が１５，０００個／ｍｍ２以上３５，０００個／ｍｍ２以下である場合のセラミックス層の断面を示す図の一例である。 亀裂交差点の単位面積当たりの数が１５，０００個／ｍｍ２未満である場合のセラミックス層の断面を示す図の一例である。 試験片の熱サイクル耐久性の例を示す棒グラフである。 さらに他の実施形態に係るセラミックスコーティングを備えるタービン部材の断面の模式図である。 ガスタービン動翼の斜視図である。 ガスタービン静翼の斜視図である。 分割環の斜視図である。 一実施形態係るガスタービンの部分断面構造を模式的に示す図である。
　以下、添付図面を参照して本開示の幾つかの実施形態について説明する。ただし、実施形態として記載されている又は図面に示されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本開示の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
　例えば、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
　例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
　例えば、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
　一方、一の構成要素を「備える」、「具える」、「具備する」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。
（セラミックスコーティング１０）
　図１は、一実施形態に係るセラミックスコーティング１０を備えるタービン部材３の断面の模式図である。図２は、他の実施形態に係るセラミックスコーティング１０を備えるタービン部材３の断面の模式図である。図７は、さらに他の実施形態に係るセラミックスコーティング１０を備えるタービン部材３の断面の模式図である。
　以下で説明する幾つかの実施形態では、セラミックスコーティング１０の一例として、タービン部材３の遮熱のための遮熱コーティングについて説明する。
　図１、図２及び図７に示すように、幾つかの実施形態では、後述するガスタービン６の動翼４や静翼５等のタービン部材３の耐熱基材（母材）１１上に、金属結合層（ボンドコート層）１２と、遮熱コーティングとしてのセラミックス層１５が順に形成される。即ち、図１及び図２に示すように、幾つかの実施形態では、セラミックスコーティング１０は、遮熱コーティング（Ｔｈｅｒｍａｌ　Ｂａｒｒｉｅｒ　Ｃｏａｔｉｎｇ　：　ＴＢＣ）層であり、セラミックス層１５を含んでいる。
　ボンドコート層１２は、ＭＣｒＡｌＹ合金（Ｍは、Ｎｉ，Ｃｏ，Ｆｅ等の金属元素またはこれらのうち２種類以上の組合せを示す）などで構成される。
　幾つかの実施形態におけるセラミックス層１５は、ＺｒＯ２系の材料、例えば、Ｙ２Ｏ３で部分安定化または完全安定化したＺｒＯ２であるＹＳＺ（イットリア安定化ジルコニア）で構成されているとよい。
（亀裂交差点３３の多寡と剥離亀裂の進展抑止効果との関係について）
　図１及び図２に示すように、幾つかの実施形態では、セラミックス層１５は、ボンドコート層１２との界面１７と接する第１領域１５１と、第１領域１５１よりも界面１７から遠い第２領域１５２とを有する。
　図２に示した他の実施形態に係るセラミックスコーティング１０では、セラミックス層１５は、第２領域１５２よりも界面１７から遠い第３領域１５３を有する。
　幾つかの実施形態では、セラミックス層１５の厚さ方向に沿った断面において、セラミックス層１５内の２以上の亀裂が交差する亀裂交差点３３（図３参照）の単位面積当たりの数は、第２領域１５２よりも第１領域１５１の方が多い。これは、以下で詳述するように、セラミックス層１５における剥離亀裂の進展を抑制するためである。
　図３は、図１及び図２に示すタービン部材３における界面１７近傍の断面を模式的に示した図である。なお、図３では、後述するスプラット３０の形状を楕円形で模して表している。そのため、隣り合う楕円同士の間に隙間が存在しているが、実際には、この隙間はほとんど存在しないようにすることもできる。
　耐熱基材１１とセラミックス層１５とでは線膨張係数が異なるため、温度の変化によって耐熱基材１１及びセラミックス層１５には熱応力が作用する。そのため、耐熱基材１１及びセラミックス層１５の加熱と冷却が繰り返されると、主にセラミックス層１５における界面１７近傍において、界面１７に沿う方向に亀裂が延在する横割れ（剥離亀裂）３７が生じるおそれがある。すなわち、第２領域１５２よりも第１領域１５１において剥離亀裂３７が生じ易い。この剥離亀裂３７の長さが長くなると、セラミックス層１５が耐熱基材１１から剥離して脱落するおそれがある。なお、図３では、剥離亀裂３７を太い実線で模式的に示している。
　例えばセラミックス層１５を溶射によって形成する場合、溶射材料がボンドコート層１２上に衝突して偏平化し固化することが繰り返されることで偏平化した粒子（スプラット）３０が積層されて溶射被膜、すなわちセラミックス層１５が生成される。
　また、一般的に、セラミックス層１５には、微小な亀裂３１が複数存在する。この微小な亀裂３１は、溶射材料がボンドコート層１２上に衝突して偏平化し固化する過程でスプラット３０に生じた亀裂や、隣接するスプラット３０同士の境界が残留したもの等を含んでいる。これら微小な亀裂３１の２つ以上が交差するように存在することもあり、以下の説明では、これら微小な亀裂３１の２つ以上が交差する交差点を亀裂交差点３３と称する。
　なお、上述した微小な亀裂３１の長さは、おおよそ５μｍから１００μｍ程度である。
　上述したように亀裂交差点３３では２以上の亀裂３１が交差するので、亀裂交差点３３を中心として亀裂３１は３方向以上に延在することとなる。すなわち、単位体積当たりの亀裂交差点３３の数が比較的多い領域では、比較的小さな亀裂３１が網目状に存在する傾向にある。なお、単位体積当たりの亀裂交差点３３の数が多いほど、例えばセラミックスコーティング１０の厚さ方向に沿った断面に表れる亀裂交差点３３の単位面積当たりの数が多くなる傾向にある。
　熱応力の影響を受けて上述した剥離亀裂３７が生じ、剥離亀裂３７による亀裂が亀裂交差点３３や亀裂交差点３３に連なる亀裂３１に到達すると、亀裂交差点３３で交差している複数の亀裂３１に沿って剥離亀裂３７による亀裂を進展させるエネルギーが伝わって分散される。これにより、剥離亀裂３７による亀裂の進展が抑制されることとなる。
　したがって、図１及び図２に示す幾つかの実施形態によれば、亀裂交差点３３の単位面積当たりの数が第２領域１５２よりも第１領域１５１の方が多いので、第１領域１５１では、第２領域１５２よりも剥離亀裂３７による亀裂の進展が抑制される。そのため、第２領域１５２よりも剥離亀裂３７が生じ易い第１領域１５１において、剥離亀裂３７による亀裂の進展を効果的に抑制でき、セラミックスコーティング１０における熱サイクル耐久性を向上できる。
（亀裂交差点３３の数について）
　図１及び図２に示す幾つかの実施形態では、第１領域１５１における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数は、１５，０００個／ｍｍ２以上３５，０００個／ｍｍ２以下であるとよい。
　発明者らが鋭意検討した結果、第１領域１５１における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数が１５，０００個／ｍｍ２未満であると、セラミックスコーティング１０の熱サイクル耐久性を向上する効果がほとんど得られないことが判明した。また、亀裂交差点３３の単位面積当たりの数が３５，０００個／ｍｍ２を超えると、第１領域１５１の強度が低下するおそれがあることが判明した。
　したがって、第１領域１５１における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数を上記の範囲内とすることで、セラミックス層１５の強度低下を抑制しつつ、剥離亀裂３７の進展を抑制できる。
　図４は、亀裂交差点３３の単位面積当たりの数が１５，０００個／ｍｍ２以上３５，０００個／ｍｍ２以下である場合のセラミックス層１５の断面を示す図の一例である。
　図５は、亀裂交差点３３の単位面積当たりの数が１５，０００個／ｍｍ２未満である場合のセラミックス層１５の断面を示す図の一例である。
　図４及び図５では、ボンドコート層１２の一部と、セラミックス層１５における第１領域１５１の一部とが図示されている。
　図４及び図５において、破線で囲んだ矩形の領域１４１内に存在する亀裂交差点３３の位置に黒丸を付している。また、図４及び図５において、実線で囲まれた白抜きの領域は、気孔１４３である。
　図４に示す例では、亀裂交差点３３の単位面積当たりの数は、約２６，３００個／ｍｍ２である。また、図５に示す例では、亀裂交差点３３の単位面積当たりの数は、約１１，１００個／ｍｍ２である。
　なお、亀裂交差点３３の単位面積当たりの数は、次のようにして求める。
　例えば、セラミックス層１５の断面を研磨して電子顕微鏡で観察される像を撮影する。本明細書では、亀裂交差点３３の単位面積当たりの数を求めるにあたり、観察倍率を１０００倍とし、異なる３箇所の像を撮影する。そして、撮影によって得られた異なる３箇所の組織の写真（例えば図４）のそれぞれにおいて、図４に示すような亀裂交差点３３の数を計測する領域１４１を設定し、例えば目視によって各領域１４１内の亀裂交差点３３の数を計測する。そして、異なる３箇所の組織の写真における領域１４１内の亀裂交差点３３の数を領域１４１の面積で除すことで、異なる３箇所の組織の写真のそれぞれについての亀裂交差点３３の単位面積当たりの数を求める。このようにして求めた３箇所の亀裂交差点３３の単位面積当たりの数の平均値を、その組織における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数とする。
　図６は、試験片の熱サイクル耐久性の例を示す棒グラフである。図６において、縦軸は、ボンドコート層上に形成されたセラミックス層に剥離が生じるまでのサイクル数を表す。試験に用いられた試験片Ａ乃至試験片Ｃは、それぞれ、ボンドコート層上に、ボンドコート層と、セラミックス層が順に形成された試験片である。
　試験片Ａは、図５示した断面図における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数と同等（約１１，０００個／ｍｍ２）の組織を有するセラミックス層が形成された試験片である。
　試験片Ａでは、セラミックス層に剥離が生じるまでのサイクル数が実質的に剥離が生じないと判定される回数を超過している。
　試験片Ｂは、試験片Ａと同様に、図５示した断面図における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数と同等（約１１，０００個／ｍｍ２）の組織を有するセラミックス層が形成された試験片である。試験片Ｂでは、遮熱性の向上を図るべく、試験片Ａよりもセラミックス層の厚さが厚く、その厚さは試験片Ａの１．２～２倍程度である。
　試験片Ｂでは、セラミックス層が早期に剥離した。
　すなわち、遮熱性の向上を図るべくセラミックス層の厚さを単に厚くするだけでは、セラミックス層の熱サイクル耐久性が低下する。
　試験片Ｃは、図４示した断面図における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数と同等（約２５，０００個／ｍｍ２）の組織を有するセラミックス層が形成された試験片である。試験片Ｃでは、遮熱性の向上を図るべく、試験片Ａよりもセラミックス層の厚さが厚く、その厚さは試験片Ａの１．２～２倍程度である。
　試験片Ｃでは、セラミックス層に剥離が生じるまでのサイクル数が実質的に剥離が生じないと判定される回数を超過している。
　すなわち、遮熱性の向上を図るべくセラミックス層の厚さを厚くしても、セラミックス層における亀裂交差点３３の数を増やすことで、セラミックス層の熱サイクル耐久性を改善できる。
　図１及び図２に示す幾つかの実施形態では、第１領域１５１における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数は、第２領域１５２における亀裂交差点の単位面積当たりの数の１．２倍以上３倍以下であるとよい。
　発明者らが鋭意検討した結果、第１領域１５１における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数が第２領域１５２における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数の１．２倍未満であると、セラミックスコーティング１０の熱サイクル耐久性を向上する効果が薄れるおそれがあることが判明した。また、第１領域１５１における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数が第２領域１５２における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数の３倍を超えると、第１領域１５１の強度が低下するおそれがあることが判明した。
　したがって、図１及び図２に示す幾つかの実施形態によれば、セラミックス層１５の強度低下を抑制しつつ、剥離亀裂３７の進展を抑制できる。
（第１領域１５１の厚さについて）
　図１及び図２に示す幾つかの実施形態では、第１領域の厚さｔ１は、２０μｍ以上であるとよい。
　発明者らが鋭意検討した結果、第１領域１５１の厚さが２０μｍ未満であると、第２領域１５２にも剥離亀裂３７が生じて、熱サイクル耐久性が低下するおそれがある。
　したがって、図１及び図２に示す幾つかの実施形態によれば、セラミックスコーティング１０の熱サイクル耐久性を向上できる。
　図１及び図２に示す幾つかの実施形態では、第１領域１５１の厚さは、第１領域１５１と第２領域１５２の厚さの和の３％以上であるとよい。
　発明者らが鋭意検討した結果、第１領域１５１の厚さｔ１が第１領域１５１の厚さｔ１と第２領域１５２の厚さｔ２との和（ｔ１＋ｔ２）の３％未満であると、セラミックスコーティング１０の熱サイクル耐久性を向上する効果がほとんど得られないことが判明した。
　したがって、図１及び図２に示す幾つかの実施形態によれば、遮熱性を確保しつつ、剥離亀裂３７の進展を抑制できる。
　なお、セラミックス層１５の厚さは、特に限定されないが、０．１ｍｍ以上１ｍｍ以下などとされる。
（気孔率について）
　図１及び図２に示す幾つかの実施形態では、第１領域１５１の気孔率は、第２領域１５２の気孔率よりも小さいとよい。
　剥離亀裂３７が気孔１４３に到達すると、気孔１４３の大きさの分だけ剥離亀裂３７が進展したことと同じことになる。また、剥離亀裂３７が気孔１４３に到達しても、該気孔１４３に剥離亀裂３７以外の亀裂３１が複数接続されていなければ、剥離亀裂３７を進展させるエネルギーを分散できない。
　したがって、図１及び図２に示す幾つかの実施形態によれば、第１領域１５１の気孔率が第２領域１５２の気孔率よりも小さいので、第１領域１５１では、第２領域１５２よりも剥離亀裂３７の進展が抑制される。
　なお、気孔率は、セラミックス層１５の断面における気孔１４３の面積の割合として定義され、気孔１４３の面積を断面の面積で除した値を百分率で表した値である。具体的には、次のようにして気孔率を求める。例えば、セラミックス層１５の断面を研磨して光学顕微鏡や電子顕微鏡で観察される像を撮影する。本明細書では、気孔率を求めるにあたり、観察倍率を１００倍とし、異なる３箇所の像を撮影する。観察視野１箇所あたりの面積は約０．５平方ミリメートルである。そして、撮影によって得られた異なる３箇所の組織の写真（例えば図４）のそれぞれに対して二値化処理を行うことで、気孔部（空隙部）と被膜部とを別々に抽出可能とする。そして、異なる３箇所の像を二値化した画像のそれぞれから気孔部の面積と被膜部の面積を算出し、気孔部の面積を気孔部と被膜部の面積の和、すなわち断面の面積で除して気孔率をそれぞれ算出する。または、二値化した画像のそれぞれから気孔部の面積と断面の面積を算出し、気孔部の面積を断面の面積で除して気孔率をそれぞれ算出する。このようにして求めた３箇所の気孔率の平均値を、その組織の気孔率とする。
　図１及び図２に示す幾つかの実施形態では、第１領域１５１の気孔率は、３％以上４０％以下であるとよい。
　発明者らが鋭意検討した結果、第１領域１５１の気孔率を３％未満にするためには、例えば化学蒸着法によるコーティングのように、チャンバを備える大掛かりな装置が必要となる。また、第１領域１５１の気孔率を１０％を超えると、セラミックス層１５とボンドコート層１２との密着性が不十分となるおそれがある。
　したがって、図１及び図２に示す幾つかの実施形態によれば、耐久性の高いセラミックスコーティング１０が比較的容易に得られる。
（第３領域１５３について）
　図２に示した他の実施形態に係るセラミックスコーティング１０では、上述したように、セラミックス層１５は、第２領域１５２よりも界面１７から遠い第３領域１５３を有する。図２に示した他の実施形態に係るセラミックスコーティング１０では、第３領域１５３の気孔率は、第２領域１５２の気孔率よりも小さいとよい。
　図２に示した他の実施形態によれば、第２領域１５２によってセラミックスコーティングの遮熱性を確保しつつ、第２領域１５２の気孔率よりも小さく緻密な組織を有する第３領域１５３によって例えば燃焼ガスに含まれる腐食性物質の浸透を抑制できる。これにより、セラミックスコーティング１０の劣化を抑止してセラミックスコーティング１０の耐久性を向上できる。
（さらに他の実施形態について）
　上述したように、図７に示すさらに他の実施形態に係るセラミックスコーティング１０は、ボンドコート層１２上に形成されるセラミックス層１５を備える。図７に示すさらに他の実施形態では、セラミックス層１５の厚さ方向に沿った断面において、ボンドコート層１２との界面１７から少なくとも１００μｍ以内の領域（基材側領域）１５４において２以上の亀裂３１が交差する亀裂交差点３３の単位面積当たりの数は、１５，０００個／ｍｍ２以上３５，０００個／ｍｍ２以下であるとよい。
　上述した図１及び図２に示す幾つかの実施形態と同様に、基材側領域１５４における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数が１５，０００個／ｍｍ２未満であると、セラミックスコーティング１０の熱サイクル耐久性を向上する効果がほとんど得られない。また、亀裂交差点３３の単位面積当たりの数が３５，０００個／ｍｍ２を超えると、基材側領域１５４の強度が低下するおそれがある。
　したがって、基材側領域１５４における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数を１５，０００個／ｍｍ２以上３５，０００個／ｍｍ２以下とすることで、セラミックス層１５の強度低下を抑制しつつ、剥離亀裂３７の進展を抑制できる。
　図７に示すさらに他の実施形態では、基材側領域１５４における気孔率は、３％以上４０％以下であるとよい。
　上述したように、基材側領域１５４の気孔率を３％未満にするためには、例えば化学蒸着法によるコーティングのように、チャンバを備える大掛かりな装置が必要となる。また、基材側領域１５４の気孔率を４０％を超えると、セラミックス層１５とボンドコート層１２との密着性が不十分となるおそれがある。
　したがって、図７に示すさらに他の実施形態によれば、耐久性の高いセラミックスコーティング１０が比較的容易に得られる。
（タービン部材及びガスタービン）
　上述した幾つかの実施形態に係るセラミックスコーティング１０は、産業用ガスタービンの動翼や静翼、あるいは燃焼器の内筒や尾筒、分割環などの高温部品に適用して有用である。また、産業用ガスタービンに限らず、自動車やジェット機などのエンジンの高温部品の遮熱コーティング膜にも適用することができる。これらの部材に上述した幾つかの実施形態に係る遮熱コーティングを設けることで、耐食性及び熱サイクル耐久性に優れるガスタービン翼や高温部品を構成することができる。
　図８乃至１０は、上述した幾つかの実施形態に係るセラミックスコーティング１０を適用可能なタービン部材３の構成例を示す斜視図である。図１１は、一実施形態係るガスタービン６の部分断面構造を模式的に示す図である。上述した幾つかの実施形態に係るセラミックスコーティング１０を適用可能なタービン部材の構成例として、図８に示すガスタービン動翼４や、図９に示すガスタービン静翼５、図１０に示す分割環７、及び図１１に示すガスタービン６の燃焼器８を挙げることができる。図８に示すガスタービン動翼４は、ディスク側に固定されるタブテイル４１、プラットフォーム４２、翼部４３等を備えて構成されている。また、図９に示すガスタービン静翼５は、内シュラウド５１、外シュラウド５２、翼部５３等を備えて構成されており、翼部５３にはシールフィン冷却孔５４、スリット５５等が形成されている。
　図１０に示す分割環７は、環状の部材を周方向に分割した部材であり、ガスタービン動翼４の外側に複数配置され、タービン６２のケーシングに保持される。図１０に示す分割環７には冷却孔７１が形成されている。図１１に示すガスタービン６が備える燃焼器８は、ライナとして内筒８１と尾筒８２とを有する。
　次に、上述したタービン部材３を適用可能なガスタービン６について図１１を参照して以下に説明する。図１１は、一実施形態係るガスタービン６の部分断面構造を模式的に示す図である。このガスタービン６は、互いに直結された圧縮機６１とタービン６２とを備える。圧縮機６１は、例えば軸流圧縮機として構成されており、大気又は所定のガスを吸込口から作動流体として吸い込んで昇圧させる。この圧縮機６１の吐出口には、燃焼器８が接続されており、圧縮機６１から吐出された作動流体は、燃焼器８によって所定のタービン入口温度まで加熱される。そして所定温度まで昇温された作動流体がタービン６２に供給されるようになっている。図１１に示すように、タービン６２のケーシング内部には、上述したガスタービン静翼５が、複数段設けられている。また、上述したガスタービン動翼４が、各静翼５と一組の段を形成するように主軸６４に取り付けられている。主軸６４の一端は、圧縮機６１の回転軸６５に接続されており、その他端には、図示しない発電機の回転軸が接続されている。
　このような構成により、燃焼器８からタービン６２のケーシング内に高温高圧の作動流体を供給すれば、ケーシング内で作動流体が膨張することにより、主軸６４が回転し、このガスタービン６と接続された図示しない発電機が駆動される。即ち、ケーシングに固定された各静翼５によって圧力降下させられ、これにより発生した運動エネルギーは、主軸６４に取り付けられた各動翼４を介して回転トルクに変換される。そして、発生した回転トルクは、主軸６４に伝達され、発電機が駆動される。
　一般に、ガスタービン動翼に用いられる材料は、耐熱合金（例えばＩＮ７３８ＬＣ＝インコ社の市販の合金材料）であり、ガスタービン静翼に用いられる材料は、同様に耐熱合金（例えばＩＮ９３９＝インコ社の市販の合金材料）である。即ち、タービン翼を構成する材料は、上述した幾つかの実施形態に係る遮熱コーティングにおいて耐熱基材１１として採用可能な耐熱合金が使用されている。従って、上述した幾つかの実施形態に係るセラミックスコーティング１０を、これらのタービン翼に適用すれば、遮熱効果と、耐食性及び耐久性に優れたタービン翼を得ることができるので、より高い温度環境で使用することができ、長寿命のタービン翼を実現することができる。また、より高い温度環境において適用可能であることは、作動流体の温度を高められることを意味し、これによりガスタービン効率を向上させることも可能となる。
　このように、幾つかの実施形態に係るタービン部材３は、上述した幾つかの実施形態に係るセラミックスコーティング１０を有するので、セラミックスコーティング１０における熱サイクル耐久性を向上でき、タービン部材３の耐久性を向上できる。
　また、幾つかの実施形態に係るガスタービン６は、上記タービン部材３を有するので、ガスタービン６におけるタービン部材３の耐久性を向上できる。
　本開示は上述した実施形態に限定されることはなく、上述した実施形態に変形を加えた形態や、これらの形態を適宜組み合わせた形態も含む。
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るセラミックスコーティング１０は、基材（耐熱基材１１）上に形成されるボンドコート層１２と、ボンドコート層１２上に形成されるセラミックス層１５とを備える。セラミックス層１５は、ボンドコート層１２との界面１７と接する第１領域１５１と、第１領域１５１よりも界面１７から遠い第２領域１５２とを有する。セラミックス層１５の厚さ方向に沿った断面において、セラミックス層１５内の２以上の亀裂３１が交差する亀裂交差点３３の単位面積当たりの数は、第２領域１５２よりも第１領域１５１の方が多い。
　上記（１）の構成によれば、亀裂交差点３３の単位面積当たりの数が第２領域１５２よりも第１領域１５１の方が多いので、上述したように、第１領域１５１では、第２領域１５２よりも剥離亀裂３７の進展が抑制される。そのため、第２領域１５２よりも剥離亀裂３７が生じ易い第１領域１５１において、剥離亀裂３７の進展を効果的に抑制でき、セラミックスコーティング１０における熱サイクル耐久性を向上できる。
（２）幾つかの実施形態では、上記（１）の構成において、第１領域１５１における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数は、１５，０００個／ｍｍ２以上３５，０００個／ｍｍ２以下である。
　上記（２）の構成によれば、セラミックス層１５の強度低下を抑制しつつ、剥離亀裂３７の進展を抑制できる。
（３）幾つかの実施形態では、上記（２）の構成において、第１領域１５１の厚さは、３０μｍ以上である。
　上記（３）の構成によれば、熱サイクル耐久性を向上できる。
（４）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（３）の何れかの構成において、第１領域１５１における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数は、第２領域１５２における亀裂交差点３３の単位面積当たりの数の１．２倍以上３倍以下である。
　上記（４）の構成によれば、セラミックス層の強度低下を抑制しつつ、剥離亀裂３７の進展を抑制できる。
（５）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（４）の何れかの構成において、第１領域１５１の気孔率は、第２領域１５２の気孔率よりも小さい。
　上記（５）の構成によれば、第１領域１５１の気孔率が第２領域１５２の気孔率よりも小さいので、第１領域１５１では、第２領域１５２よりも剥離亀裂３７の進展が抑制される。
（６）幾つかの実施形態では、上記（５）の構成において、第１領域１５１の気孔率は、３％以上４０％以下である。
　上記（６）の構成によれば、耐久性の高いセラミックスコーティング１０が比較的容易に得られる。
（７）幾つかの実施形態では、上記（５）又は（６）の構成において、第１領域１５１の厚さｔ１は、第１領域１５１と第２領域１５２の厚さの和（ｔ１＋ｔ２）の３％以上である。
　上記（７）の構成によれば、遮熱性を確保しつつ、剥離亀裂３７の進展を抑制できる。
（８）幾つかの実施形態では、上記（５）乃至（７）の何れかの構成において、セラミックス層１５は、第２領域１５２よりも界面１７から遠い第３領域１５３を有する。第３領域１５３の気孔率は、第２領域１５２の気孔率よりも小さい。
　上記（８）の構成によれば、第２領域１５２によってセラミックスコーティング１０の遮熱性を確保しつつ、第３領域１５３によって腐食性物質の浸透を抑制できる。
（９）本開示の少なくとも一実施形態に係るセラミックスコーティング１０は、基材上に形成されるボンドコート層１２と、ボンドコート層１２上に形成されるセラミックス層１５とを備える。セラミックス層１５の厚さ方向に沿った断面において、ボンドコート層１２との界面１７から少なくとも１００μｍ以内の領域（基材側領域）１５４において２以上の亀裂３１が交差する亀裂交差点３３の単位面積当たりの数は、１５，０００個／ｍｍ２以上３５，０００個／ｍｍ２以下である。
　上記（９）の構成によれば、セラミックス層１５の強度低下を抑制しつつ、剥離亀裂３７の進展を抑制できる。
（１０）幾つかの実施形態では、上記（９）の構成において、上記領域（基材側領域）１５４における気孔率は、３％以上４０％以下である。
　上記（１０）の構成によれば、耐久性の高いセラミックスコーティング１０が比較的容易に得られる。
（１１）本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン部材３は、上記（１）乃至（１０）の何れかの構成のセラミックスコーティング１０を有する。
　上記（１１）の構成によれば、セラミックスコーティング１０における熱サイクル耐久性を向上でき、タービン部材３の耐久性を向上できる。
（１２）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービン６は、上記（１１）の構成のタービン部材３を有する。
　上記（１２）の構成によれば、ガスタービン６におけるタービン部材３の耐久性を向上できる。
３　タービン部材
６　ガスタービン
１０　セラミックスコーティング
１１　耐熱基材（母材）
１２　金属結合層（ボンドコート層）
１５　セラミックス層
１７　界面
３１　亀裂
３３　亀裂交差点
３７　横割れ（剥離亀裂）
１５１　第１領域
１５２　第２領域
１５３　第３領域

Claims (12)

  1. 　基材上に形成されるボンドコート層と、
    　前記ボンドコート層上に形成されるセラミックス層と、
    を備え、
    　前記セラミックス層は、前記ボンドコート層との界面と接する第１領域と、前記第１領域よりも前記界面から遠い第２領域とを有し、
    　前記セラミックス層の厚さ方向に沿った断面において、前記セラミックス層内の２以上の亀裂が交差する亀裂交差点の単位面積当たりの数は、前記第２領域よりも前記第１領域の方が多い
    セラミックスコーティング。
  2. 　前記第１領域における前記亀裂交差点の単位面積当たりの数は、１５，０００個／ｍｍ２以上３５，０００個／ｍｍ２以下である
    請求項１に記載のセラミックスコーティング。
  3. 　前記第１領域の厚さは、２０μｍ以上である
    請求項２に記載のセラミックスコーティング。
  4. 　前記第１領域における前記亀裂交差点の単位面積当たりの数は、前記第２領域における前記亀裂交差点の単位面積当たりの数の１．２倍以上３倍以下である
    請求項１乃至３の何れか一項に記載のセラミックスコーティング。
  5. 　前記第１領域の気孔率は、前記第２領域の気孔率よりも小さい
    請求項１乃至４の何れか一項に記載のセラミックスコーティング。
  6. 　前記第１領域の気孔率は、３％以上４０％以下である
    請求項５に記載のセラミックスコーティング。
  7. 　前記第１領域の厚さは、前記第１領域と前記第２領域の厚さの和の３％以上である
    請求項５又は６に記載のセラミックスコーティング。
  8. 　前記セラミックス層は、前記第２領域よりも前記界面から遠い第３領域を有し、
    　前記第３領域の気孔率は、前記第２領域の気孔率よりも小さい
    請求項５乃至７の何れか一項に記載のセラミックスコーティング。
  9. 　基材上に形成されるボンドコート層と、
    　前記ボンドコート層上に形成されるセラミックス層と、
    を備え、
    　前記セラミックス層の厚さ方向に沿った断面において、前記ボンドコート層との界面から少なくとも１００μｍ以内の領域において２以上の亀裂が交差する亀裂交差点の単位面積当たりの数は、１５，０００個／ｍｍ２以上３５，０００個／ｍｍ２以下である
    セラミックスコーティング。
  10. 　前記領域における気孔率は、３％以上４０％以下である
    請求項９に記載のセラミックスコーティング。
  11. 　請求項１乃至１０の何れか一項に記載のセラミックスコーティングを有するタービン部材。
  12. 　請求項１１に記載のタービン部材を有するガスタービン。
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