JPH0317242A - 高温ジェットエンジン用材料系 - 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】 関連出願 本出願は、１９８８年６月６日付の米国特許出願第２０
２．３５７号、１９８８年６月２０口付の米国特許出願
第２０８．９０５号、１９８８年７月１口付の米国特許
出願第２４４，０７８号、１９８８年１２月５日付の米
国特許出願第１７９６３９号、第２７９．６４０号およ
び２８０，０８５号、１９８８年１　２　．１１　２　
９日付の米国特許出願第２９０．３９９号、１９８８年
１２Ｊｉ２２日付の米国特許出願第２８８，３９４号、
並びに１９８８年１２月２２日付の米国特許出願第２８
８．６６７号に関連する。これら出願の明細書の西容を
引用により本明細書中に包含する。

発明の背景 歴史的には、第２次附界大戦の直後にジェットエンジン
が開発されて以来、エンジンの動作温度は様々な技術開
発により１年当り約１５″Ｆの割合で上昇してきた。本
発明は、約４５０’Ｆのジエツトエンジンで用いる材料
の温度能力の向上に関する。これはジェットエンジンの
動作温度における約３０年の改良を現わす。これらの材
料が提供する改良は１９５９年〜１９８９年に達成され
た改良にほぼ等しい。

ジェットエンジンの性能のこの規模の改良によって、本
願発明および上記に参照した出願の発明は、米国空軍の
統合高性能タービンエンジン（Ｉｎｔｃｇｒａｔｅｄ１
１ｉｇｈ　Ｐｅｒ４ｏｒｍａｎｃｅ　Ｔｕｒｂ１ｎｅ　
ＩＥｎｇｌｎｅ）、すなわち新たに設計する新世代のジ
ェットエンジンの推力一重量比を今日入手し得る最新式
の生産エンジンに対し倍増しようとする米国空軍の推進
計画で利用できる候補発明となる。

今日飛行する最も効率的なηユ産エンジンは推力一重量
比が約１０：１である。米国空軍の１１Ｌ進計画はこの
比を約２０：１とする目標を掲げている。

現在使用中のジェットエンジンの最高金属温度は約２　
２　０　０”Ｆである。２２００″Ｆの付近で動作する
ジェットエンジンで現在用いられる材料は約２４５０下
を越える温度で溶融する。本発明の材料を採用するジェ
ットエンジンの最高金属温度は２　７　０　０”Ｆに達
し得る。

本発明の材料系を米国空軍の推進計画に利用できること
を示すもう一つの要因は、該材料の中には現在生産エン
ジンで川いられている月料に比較して密度が２０％を越
えて減少している材料があることである。現在用いられ
ているニッケル基舶合金は約０．２９５〜０．３２０ポ
ンド／立方インチの範囲の密度を保有し、平均の密度は
０．　　３００ボンド／立方インチを越える。本発明の
材料系の中の数揮の材料は０．２３５未満の密度を保仔
する。

換言すれば、本発明の材料系の中にはジェットエンジン
の製造に現在用いられているニッケル基超合金材料より
も低い密度を保有する材料があり、しかもかなりに高い
温度すなわちニッケル基合金が溶融する温度より高い温
度で動作させることのできる材料があるということであ
る。

エンジンの構成材料の密度がより低いことはこれら材料
にとって非常に望ましい特性である。つまり、より低い
密度の材料を用いることにより現在の世代のエンジンに
比較してより好ましい高い推力一重量比でエンジンを動
作させることができるからである。低密度材料の使用は
エンジンの回転部品において特に重要である。該回転部
品は約１２，０００ｒｐｆｆｌで回転し、従って非常に
大きな遠心力が回転部品に発生する。強度および靭性を
低下させることなくエンジンの回転部品の材料の密度を
威ずることにより回転部品を構成する材料の東容積を大
幅に減少させることができる。推力重量比を増大させる
ことによって、エンジンを構成する材料の密度を現在採
用されている材料の密度より減少させる場合の密度の単
純比例的な減少よりもさらに大きい密度減少となる。

現在の生産エンジンでは、回転部品は通常約１９００”
Ｆを越える温度では動作しない。本発明の目的は、２　
３　０　０”Ｆ台というかなりの高温度で動作する回転
部品に組込むことができかつ／またはより低い密度で動
作可能で大福な容積削減を実現することができる材料を
提供することである。

？発明の材料系を採用するジェットエンジンの動作温度
がより高いということは数多くの効果および利点をもた
らす。

一つの効果としては、エンジン内の燃料の燃焼がより完
全となり従ってより効果的となる。より温度が高いので
より燃焼が完全である。燃料が完全にまたは化学量論的
に燃焼する場合、炎の温度は４　０　０　０”Ｆを越え
る。エンジン内で発生するこのような高温度は、現在の
生産エンジンのすべての材料を必然的に溶融するほどに
材料温度を上昇させ、それを防ぐためには多大な冷却を
必要とするので、化学量論的燃焼は回避されている。将
来のジェットエンジンの可能性のある火炎温度は４００
０下に達するであろうが、現在の生産ジェットエンジン
の高温金屈部品の実動作温度は約２０００’Ｆ〜２２０
０″Ｆである。実際の火炎温度が高いにもかかわらずこ
のように金ｋ４温度が■比較的低く維持されるのは、金
属部品を高温度から保護するためのエンジン内の複雑な
組合わせの冷却空気流による。エンジン部品を冷却する
ためのこの空気流は多くの特殊な配管を必要とし、エン
ジンの効率を低下する。これは動作温度が低いことおよ
び多量の冷却空気流とそれにともなう重い配管が必要と
なることに起因する。より高暦度の金属部品を擁して動
作させることのできるエンジンは動作温度が高いこと並
びに冷却空気流および関連する配管が減少することによ
って効率が向上する。

本発明で採用する材料は材料系の構成要素である。本発
明によるジェットエンジンの動作温度の予想される向上
は従来用いられてきた系とは異なる材料系を用いる結果
である。該材料系には２つ以上の異なる要素を含有し、
該要素のそれぞれは異なる組成を有するとともにジェッ
トエンジンの材料構込の中で系の動作において異なる機
能を果す。系の２つの基本的要素としては、第１に系に
対し横遣的能力を提供する軽重量の金属基体があり、第
２に基体を環境による腐食から保護する金属質被膜材料
がある。その他の要素を含めることもできる。該系のか
かる要素の一つとして非金属質の外層波膜がある。

エンジンの様々な部品は様々な温度で動作する。

基体と被膜の組合わせは個々のエンジン部品の材料上の
要求に適合するように本発四に従って選択される。

エンジンのすべての材料が最高温度である必要があると
はかぎらない。１９８８年７月７日付の米国特許出願第
２１４，０７８号の彼膜材料、特にＲｕＦｅＣｒ／ＶＹ
材料は２　７　５　０”Ｆ以上の温度で長時間にわたっ
て被膜材料の実質的ｔｔ　損失なく空気中で動作させる
ここができる。換言すれば、米国特許出願第２１４，０
７８号の金属質彼膜材料は２７５０″Ｆ以」二の温度ま
で金属質基体を酸化腐食から保護することができる。こ
れは本発明の材料系の材料の使用に関して参照温度であ
る。

様々な基体材料が上記に参照した関連出願において開示
されており、これらの基体材料は米国特許出願第２１４
，０７８号の彼膜材料で被覆することができる。

個々の基体材料およびそれぞれの個有の特性はすでに参
照した出願に開示されており、上記に参照した米国特許
出願第２１４．０７８号のＲｕＣｒＡＩＹおよびＲｕＰ
ｃＣｒ＃Ｙのごとき保護被膜材料とともに該基体材料は
用いることができる。これらの基体材料はすべて延性の
合金材料であり、多くの高温材料のような脆性の金属間
化合物ではない。

米国特許出願第２１４．０７８号のＲｕＣｒＭＹおよび
ＲｕＦｅＣｒＡｆＹの被膜のごとき彼膜とともに用いる
に適した異なる組成を有する数種の基体材料がある。す
べての基体が同一の組成または同一の溶融点または高い
使用温度で同一の引張強さを保有するのではない。系と
してこれらの組合わせの材料を処理することにおいて、
参照した出願で開示された様々の高温合金材料の利点を
引き出して、ジェットエンジン内の羽根のごとき具体的
な部品として具体的使用用途に最も適した基体材料と被
膜材料の組合わせを提供することができる。たとえば、
前記に参照した幾つかの出願において開示された様々な
材料は、多様な温度、密度、強度および関係する材料判
定特性を満足するように材料および材料の組合わせを提
供することを可能とする。回転部品に使用する材料の材
料判定特性は静止部品に使用する材料の材料判定特性と
は同じではない。同様に、材料が使用される温度は基体
の選択に影響を与えるとともに、被膜を使用する場合に
は基体に対しての彼膜の選択に影響を与える。

さらに、本発明の系の材料はジ工ットエンジンの高温度
部分に特に適していることがわかる。チタン基合金など
のその他の材料はエンジンの前段の正縮機の羽根のごと
きエンジンの比較的低９ｍ　Ｋ部分で用いるのに適して
いるであろう。

発明の要約 従って、本発明の一つの目的はガスタービンエンジンの
製作においてｑ用な材料系を択洪することである。

もう一つの目的は、高温度運転用のジェットエンジンの
製作に特に適した材料系を堤０（することである。

さらにもう一つの目的は、異なるＩイ料系の変素を組合
わせて高／！ｉ被膜を高温話体とともに用いることであ
る。

その他の目的は一部は自明であるとともに一部は以下の
説明において指摘されるであろう。

その広い分野の中の一つにおいて、本発明の目的は構造
金属基体と保護金属彼膜とからなる複合構造体を撮供す
ることにより達成できる。該構造埜体は良好な延性と高
温度における高い強度とを保有する金属基体である。そ
のような金属基体は下記のＡ）〜Ｇ）のニオブ基合金か
らなる群から選択することができる。

Ａ）ニオブと３１〜４８ａ／ｏのチタンと８〜２１　ａ
／ｏのアルミニウムからなるニオプ基合金Ｂ）ニオブ、
３２〜４８ａ／ｏのチタン、８〜１６　ａ／ｏのアルミ
ニウム、２〜１２のクロムからなるとともに該アルミニ
ウムとクロムの合計が２２ａ／ｏ以下、但し該アルミニ
ウムとクロムの合計が１６ａ／ｏ以下の場合チタンは３
７ａ／ｏ未満であるニオブ基合金 Ｃ）ニオブ、４０〜４８ａ／ｏのチタン、１２〜２２ａ
／ｏのアルミニウム、０　．　　５　〜６　ａ／ｏのハ
フニウムからなるニオブ基合金 Ｄ）ニオブ、３２〜４５ａ／ｏのチタン、８〜１５　ａ
／ｏのハフニウム、３〜１８ａ／ｏのアルミニウムから
なるニオブ基合金 Ｅ）ニオブ、３５〜４５ａ／ｏのチタン、８〜１５　ａ
／ｏのハフニウムからなるニオブ基合金Ｆ）ニオブ、４
〜１０ａ／ｏのハフニウム、４〜１０ａ／ｏのアルミニ
ウム、５〜１８ａ／ｏのチタン、３〜８　ａ／ｏのクロ
ムからなるニオブ基合金Ｇ）ニオブ、５〜１８ａ／ｏの
ハフニウム、５〜２２ａ／ｏのアルミニウムからなるニ
オブ基合金ｉＡ体金民はジェットエンジンにおける使用
に適した形状構遺体、たとえばディスクあるいは羽根の
ごとき構造体に或形する。該構遣体の少なくとも一部は
該基体の表面に冶金学的に接合された高温金属表面層で
披復する。

表面層の組成は本質的に第３図の曲線Ａの範囲内に示さ
れた比率で本質的にクロム、ルテニウムおよびアルミニ
ウムからなってよい。

表面層の好ましい組戊は本質的に第３図の曲線Ｂの範囲
内に示された比率の組成である。

さらに、表面層の組成に関しては、少くともルテニウム
またはクロムあるいはその両者の一部をその他の金属で
置換することによって該組成を変更させてよい。上記の
組或においてルテニウムを置換することができる金属と
しては鉄、ニッケルおよびコバルトがある。鉄、ニッケ
ルおよびコバルトはすべて稠密六方晶のルテニウム結晶
構造において、特に高温度で非常に大きい溶解度を保有
する。鉄、ニッケルおよびコバルトの３元素はＢ２配列
の休心立方晶構造のアルミニウム化合物（ａｌｕｍｉｎ
ｌｄｅ　）を形成する。これは上記組戊物のＲｕＭと同
じ構造であり、鉄、ニッケルおよびコバルトの３置換元
素のＲｕＭアルミニウム化合物中の溶解度は大きいと考
えられる。

置換金属鉄、ニッケルおよびコバルトは上記組成物にお
いてルテニウムを置換する。また、鉄はクロムをある程
度まで置換することができる。

鉄、ニッケルおよびコバルトはそれぞれ個別にあるいは
組合わせてニッケルおよびコバルトについては約１５原
子％以下および鉄については２０％以下までＣｒＲｕＭ
においてそれぞれを置換することができる。

この組成は下記のように表示される。

Ｒｕ（１９−ｘ）−（３４−ｘ）　　（Σｒｅ　”　Ｎ
Ｌ＋Ｃｏ）　ｘＮ（１９−３４）　　　（８２−ｙ）−
（３２−ｙ）　”ｙ◆Ｃｒ 式中、Σは鉄、ニッケルおよびコバルトの濃度の合計が
Ｘ原子％であることを意味する記号であり、Ｘの値は０
〜１５であり、ｙの値は０〜ユ５原子％であり、原子％
の合計値は１００である。

もう一つの代わりとなる組成は次式で表示される。

ｌ？ｕ（２２−Ｘ）−（２８−Ｘ）　　（ΣＦ　ｃ　”
　Ｎｃ　十〇　ｏ　）　ｘＲｕ（２２−２８）　”’（
５８−ｙ）−（４４−ｙ）　Ｐａｙ式中Σは上記と同じ
意味を有し、Ｘの値は０〜１０であり、ｙＩｙ）ｖ１は
０〜５であり、原子％の合計値は１００である。

これらの組成の各々について、その他の元素を不純物と
して少量に含有することは該組成物の通常の取り扱にお
いては起こるだろうしまた現に起こる。

本文において用いている「本質的になる」表現には、該
組成物について明らかになったねらいどうりの作用効果
を奏する能力を減ずることがないその他の元素を少量含
有することが含まれる。この場合、ルテニウムおよびク
ロムに対する置換元素を含むにせよあるいは含まないに
せよクロム、ルテニウムおよびアルミニウムの彼膜は基
体を酸化またはその他の雰囲気による劣化から保護する
機能を提供する。該組或物の性質を損なわないその他の
元素をも含有してもよいことをも意図している。

発明の詳細な説明 本発明の吏施により、成形した金属基体に保護金属肢膜
を粘合して高動作温度用の物品を作或する。本発明の本
質は第２図に示すような越体および彼膜の組合わせであ
る。

ジェットエンジンにおいては、様々な性能基準のあるエ
ンジン部品が必要である。既述のように、ある部品は静
止しておりまたある部品は回転する。

また、ある部品は高温ガスに接しある部品は低い温度の
ガスに接する。ある部品は荷重を支え作動圧力を受ける
のに対し、ある部分はかなりの圧力を受けることがない
。さらに、ある部品は非常に高速で同転しある部品は高
速では回転しない。

このように多様な作動基準があるためにエンジンに用い
られる様々な部品には多様な合金特性が必要となる。出
願中のニオブ基合金の多くは酸化およびその他の雰囲気
による腐食から何らかの保護をする必要があり、この保
護は成形した部品の表面に米国出願第２１４，０７８号
に説明されたもののごとき金属被膜を冶金学的に結合さ
せて基体材料の必要な保護をもたらす。

基体に表面被覆を結合させてジェットエンジンの指定部
品に使用するに適した材料系を作成する方法にはいくつ
かある。そのような結合方法の一つにはプラズマスプレ
ー技法がある。この扱法によれば、基体エンジン部品に
結合するべき彼膜材料の微細粒子を連続的にプラズマ銃
（ｐｌａｓＩＩｌａ　ｇｕｎ）に導入し、材料が銃の炎
を通過するときに形成される溶融金属の液滴をエンジン
部品話体の露出した表面に沈着させる。被膜と基体との
間の冶金学的な結合はこの方法で形成させてもよいし別
途の拡散結合加熱操作によって形成させてもよい。別法
として、たとえば低圧プラズマ沈着装置などの中で基体
を予熱して、被膜材料の液滴が基体部品の表面に衝突す
るときに基体と彼膜との間で結合を起こし部晶の表面と
被膜とを密接に連結させて、保護すべき基体に対し雰囲
気が接するのを排除することができる。

さらに、部品に保護彼膜金属の沈着を実施して後、該部
品および被膜を熱間静水圧圧縮成形処理に供して部品の
彼膜を緻密化しかつ両者間の冶金学的結合をｊ曽すこと
ができる。

米国特許出願第２１４，０７８号に説明されているよう
に、被膜の作成に適した様々な材料がある。そのような
材料の一つとしてルテニウム、クロムおよびアルミニウ
ムからなる合金があり、具体的に言うと第３図の八の囲
い込みの中に入る組成の一つに相当する組成を保有する
’ｒｉｍである。

そのような材料のさらなる一つの材料として、しかも好
ましい材料としては、第３図の小さい囲い込みＢの中に
入る組成の一つに相当する組成を保有する被膜がある。

ルテニウムまたはクロムあるいはその両者の少くとも一
部を他の金属で置換することにより上記の組成に対して
改嚢を加えることができる。上記の組或におけるルテニ
ウムを置換できる金属には鉄、ニッケルおよびコバルト
がある。鉄、ニッケルおよびコバルトの３元素はすべて
稠密六方晶ルテニウム結晶構造において非常に高い溶解
度を保有し特に高温度で著しい。これら鉄、ニッケルお
よびコバルトの３元素はＢ２配列の休心立方構造のアル
ミニウム化合物を形戊する。これは上記組成物のＲｕＮ
と同じ構遣である。これら鉄、ニッケルおよびコバルト
の三秤の置換金属のＲｕＭアルミニウム化合物中の溶解
度は大きいと考えられる。

置換金属鉄、ニッケルおよびコバルトは上記の組成物に
おいてルテニウムを置換する。また、鉄はある限度内で
クロムを置換して加えることができる。

この改変に従えば、鉄、ニッケルおよびコバルトは個別
であれ組合わせであれニッケルとコバルトとについては
約１５原子％以下秩については２０％以下の範囲でＣｒ
ＲｕＭ中に殺換して加えることができる。

この組成は以下のように表示される。

Ｒｕ（１９−Ｘ）−（３４−ｘ）　　（ΣＰｅ＋ＮＬ＋
Ｃｏ）　ｘＭ（１９−３４）　　　（（ｉ２−ｙ）−（
３２−ｙ）　Ｆ０ｙ＃ＣＴ 式中Σは鉄、ニッケルおよびコバルトの原子％で表示し
た濃度の合計がＸであることを示す記号である。式巾Ｘ
の値は０〜１５である。式中ｙの値は０〜５原子％であ
る。式中の原子％の合計値は１００である。

別の改全では、保護彼膜の組或は次式で表現することが
できる。

Ｉ？ｕ（２２−Ｘ）−（２８−Ｘ）　　（ΣＰｃ＋Ｎｉ
＋Ｃｏ）　，　Ａｌｔ２２．８’　”　（５８−ｙ）−
（４４−ｙ）　Ｆ０ｙ式中Σは前記と同じ意味を有する
。式中Ｘの値は０〜１０である。式中ｙの値はθ〜５で
ある。

式中式の原子％の値の合計値は１００である。

このような層の一つのＵましい組成物としては次のよう
な合金がある。すなわち、５５ａ／ｏのＣｒ，２０ａ／
ｏのＡＩ，　　１　４　ａ／ｏ　Ｒｕ，および１１ａ／
ｏのｌ’ｅからなる合金がある。この合金は２７３０″
Ｆの温度に１００時間を越えて加熱した後に重量損失を
全く示さなかった。

これらの組或物の各々について、不純物としてその他の
元素を微量含Ｇすることは該組成物の通常の処理におい
て起こるであろうし現に起こることを予期している。該
組成物の特性を損わないその他の元素をも含まれること
も予期している。

本発明の構遺体の被膜は成形した基体上に形成される。

該基体は引張強さ、延性、靭＋’ｔ等の物理的特性を付
与することができなければならない。

使用することができる越休合金に関連しては、第１図に
示すような範聞の密度および温度特性を有するニオブ基
合金群がある。異なる合金組戊を保ａする７種の具体的
な合金が７件の特許出願にそれぞれ述べられており、そ
れを下記の第１表に示す。

第１表 延性高温ニオブ合金 合金　出願番号　　　　組成（原子％）Ａ　　２０２，
３５７　　Ｎｂ．　３１−４８　ＴＩ　，　１＋−２１
　ＮＢ　　２８０，０８５　　Ｎｂ．　３２−４８　Ｔ
ｉ　．　ｇ−１６　Ａｊ，２−１２　Ｃｒ　． 但し、（Ａｊ！＋Ｃｒ）≦２２ａ／０の場合、Ｔｔ　＞
　３７ａ／ｏ （Ａｊ＋Ｃｒ）≦ｌｅａ／ｏの場合、 ＴＩ　＜　３７ａ／ｏ Ｃ　　２７９．６３９　　Ｎｂ．　４０−４８　ＴＩ　
，１２−２２　Ｍ．０．５−［ｉ　１１ｆ’ Ｄ　　２８８，３９４　　Ｎｂ．　３２−４５　ＴＩ　
．　８−１５　ｌｉｒ．３−１８　ＡＩ Ｅ　　２８８，１３１３７　　Ｎｂ．　３５−４５　Ｔ
Ｉ　．　１！−１５　１Ｉ１’Ｆ　　２９０．３９９　
　Ｎｂ５４−８４．１Ｉｆ’４−１０，Ｍ４−１０．Ｔ
１５−１８．　Ｃｒ　３−８ Ｇ　　２７９．６４０　　Ｎｂ，　５−１８　１ｆｆ’
，　５−２２　ＡＮ上記表から明らかなように、それぞ
れの合金の出願番号が表中に記載されており該出願番号
と同一行に該当する合金の組成もまた示されている。

参照を容易とするために、ＡからＧまでの記号を第１表
の７８の合金にＬｊえた。ニオブ基合金群が有用な構造
特性を保有する温度および密度の組合わせを囲い込んだ
第１図の靴形の囲い込み範囲の各表示領域に対してそれ
らの記号を記した。これらの記号は靴形の囲い込み範囲
のそれぞれの倣域に対して与えられ、それぞれの合金に
ついての温度および密１女特性を表イっすより狭い囲い
込みをおおよそ示す。

順々に各合金を考察すると、合金Ａｉ！該合金が有用な
構造特性を保有する約８００″Ｆ〜約１９００″Ｆの広
い温度範囲にわたるＩ）Ｈい込み範囲を保存する。構造
用基体合金Ａ−Ｇは室温から第１図の最高指示使用温度
までの全温度範囲において良奸な延性を保有する。しか
し、第１図はジェットエンジン部品の製造に最も有利な
瀧度およびＶｉ度の範囲を強調する。このレＩＩい込み
Ａ内の合金の密度範囲は６未満から約６．　　６ｙ／ｃ
ａ＋”密度に達する。

しかし、温度および密度特性の囲い込みは８００〜１　
９　０　０”ｌ’および６　〜６．　　６Ｈ／ｃｍ’の
数値限度内の四角形ではなく、第１図において大きい靴
形の囲い込みの低い方の部分に示す形状の囲い込みであ
る。

これに関連して、合金Ａはチタンーニオブ基にアルミニ
ウムを添加することによって実質的に降伏強さが改善さ
れ、しかもこの添加によって合金の密度は減少すること
に注目すべきである。

合金Ａに更にクロムを添加して第１表に示した合金Ｂの
処法に従って合金Ｂを作ることによりさらに８００″Ｆ
付近の比較的低い温度範囲における引張強さのさらなる
向上、約１６００’Ｆにおける引張強さの低下、および
２２００″Ｆを越える温度における引張強さの向上を失
現する。チタンのニオブに対する比が低い場合、約１　
４　０　０”Ｆより低い温度の低温強度は低いが、２２
００″Ｆまでの温度および２２００″Ｆを越える〆は度
での高温強度は、チタンのニオブに対する比が亮い合金
よりも高い。

従って、個々の合金の使用の基準は計画」二の使用温度
とその使用温度で合金に必要とされる特性によって決め
なければならない。本発叩の材料系において話体材料と
して用いられる第１表に示す合金は一つの合金元素の添
加の１次関数であるＥｌｉ純な性質特性を保有しない。

合金の組成そのものは第１表および本願の特：′Ｆ請求
の範囲に特に示してあるので、特定の動作条件下におけ
る特定の合金の特性は容易に実験的に測定できる。

合金Ｂはクロム添加物を含有しかつアルミニウム添加物
およびクロム添加物の合計の濃度に関してある限度を有
しているので、合金Ａは合金Ｂとは異なる。合金Ｂの囲
い込みは第１図の靴形の図形において合金Ａとほとんど
同じ部分を占めるが、しかし靴形の底を形成するように
囲い込みの全長にわたっている。このため、囲い込みの
下側部分の「つま先」位置には合金ＡおよびＢの記号が
ある。約４００”Ｆ未満の温度で合金Ｂは合金Ａより高
い強度を保有する。

合金Ｃと称する合金は第１表に示すようにニオブ、チタ
ン、アルミニウムおよびハフニウムを含有し、第１図の
靴形の下側囲い込み内の範囲を占める。約１３００”Ｆ
の温度においてハフニウムを含存する合金はハフニウム
を含有しない合金より高い降伏強さを保有していること
が実証された。

事実、降伏強さはハウニウムを含有しない合金Ａまたは
Ｂまたは該図形内の合金の降伏強さより約５０％高い。

第１図の合金Ｄは合金Ｂの密度対温度値を表示する下側
囲い込みの右端部の直上にある。第１表から明らかなよ
うに、合金Ｄは所定の比率でニオブ、チタン、アルミニ
ウムおよびハフニウムを含有する合金である。該合金は
合金Ｃより高いハフニウム濃度を保有する。合金Ｄの使
用強度測定値は約７６０℃まではアルミニウム濃度の上
昇にともなって増加するが、しかしさらなる高温ではこ
の傾向は逆転して９８０℃および１２００℃（２２００
″Ｆ）ではアルミニウム含有量を増加しても引張強さは
向上しないことを発見した。添加物の中のＩＦＩの濃度
の変化にともなって特性がこの種の逆転をすることはこ
の群の合金においては希れではない。このため、どの合
金組成を選択するべきか決めるにあたってはここに述べ
る情報を用いることは重要であるが、さらに特定のジェ
ットエンジン部品および使用温度にどの合金が最も適し
ているかを決めるにあたって、選択した合金をこの群の
合金に求める特定の特性基準について試験することもま
た重要である。

たとえば、これに関連して、合金の延性は高温において
良好であることが発見された。しかし、アルミニウム含
有量が高い場合、アルミニウム含有皿が増加するにとも
ない延性は低下することが発見された。このため、組成
Ｄである特定の選択した合金の室温延性に関して試験を
行うべきである。異なるアルミニウム濃度を保有する合
金Ｄの試料を８００℃および１２００℃の温度で酸化試
験に供した。これらの基体合金は、該基体合金と同時に
試験した合金ＣＢ７５２のごとき市販合金よりはるかに
良好な酸化抵抗を保有する。基体合金Ｄのアルミニウム
水準が高いほど保護されていない表面の酸化による合金
試料の重量増加の水準が低いことが認められた。

基体合金の酸化腐食に抵抗する能力は特に２２００″Ｆ
未満の温度において非常に有用な特性である。しかし、
第１表に示すＤ試料の組成の合金に関連して前述の彼膜
を用いることがより高温度での使用に対しては必要であ
る。合金の組或とジェットエンジンにおける該合金の使
用に対する作動基準との関係は、適正な基体を選択しさ
らに該基体を好ましい被膜と組合わせ最適な性能特性を
保有するエンジン部品を作ることが高度に望ましいこと
を意味する。たとえば、組或Ｄの合金は板の形状で使用
するに適した特性を組合わせて保ａすると考えられる。

そのような板は高温度における強度のごとき目立った特
性を保有する。合金Ｄから製作しさらに前述の被膜を設
けた板は高温度において板状で高強度を必要とするエン
ジン構成品としての川途に適している。

合金Ｅの紹成を第１表に示す。合金Ｅの温度能力と密度
の関係は第１図に示す。第１表に示す組成Ｄの合金と比
較して、合金Ｅはわずかに高い密度と非常にわずかに高
いｉ’ｉ’＋ｆ　度能力とを有する。

ＨＳ−１８８の名称で市販されている合金と合金Ｅの能
力を比較した。含金ＨＳ−１８８は鳥温板金用途用の鍛
練したコバルト基合金である。Ｉｎ成Ｅの′合金は市販
のＩｓ−１８８合金に比較して室温から１２００″Ｆま
でのすべての試験温度で降伏強さにおいて優れているこ
とがわかった。さらに、合金Ｅは市販合企ＨＳ−１８８
に比較して市さが２０％軽い。また、酸化抵抗に関して
組戊Ｅの合金と市販の合金ＣＢ−７　５　２とを比較す
る試験を実施した。出願第２８８，６６７号に述べられ
ているように、これらの試験から合金Ｅの明らかな優越
性が実証された。

再び第１図に戻って、合金Ｆは合金Ｅより高い密度とや
や高い温度容はとを保有することが図に示される。組或
Ｆの合金の一部は室温において比較的低い延性を保有す
ると認められることがある。

これはアルミニウムが比較的高い濃度で存在することに
起因するかもしれない。合金中のチタン濃度と該合金中
に延性を減じあるいは損失することなく存在し得るアル
ミニウム濃度との間には密接な関係がある。延性が低い
場合、チタンを増加するかまたはアルミニウムを減ずる
べきである。

組成Ｆの合金は高温度において高い強度を示す。

ニオブ、５ａ／ｏのハフニウム、１５ｉ／ｏのアルミニ
ウム、１５ａ／ｏのチタン、および８ａ／０のクロムを
含有する合金に関して１２００”Ｆにおいて１７、８の
値が観測された。これは１　２　０　０’Ｆという温度
では非常に意味のある強度である。この合金は１２００
″Ｆにおいて２６％の伸びがあったが、しかし室温では
測定できるに足りる延性は持たなかった。アルミニウム
の可溶度を高めるとともに合金の延性の低下または損失
を防ぐのはチタンであるので、組成Ｆの好ましい合金は
アルミニウム濃度より高いチタン濃度を保有する。

合金Ｇは新規のニオブ基合金の群の最後に残った合金で
ありその密度および温度能力を第１図に描く。合金Ｇは
第１図に図示した合金の群の中で最高の密度範囲および
最高の温度能力範囲を保有する。

合金Ｇの密度範囲は、鉄、ニッケルおよびコバル！・超
合金の密度範囲に非常に類似している。これら超合金の
密度範囲と温度範囲は第１図に描いてある。組成Ｇの合
金は該超合金の囲い込みの中で低い側の温度範囲で良好
な特仕を保有する。しかし、合金Ｇの約２　２　０　０
”Ｆを越える高い温度能力を利用するのでなければ、あ
るいは本発明の系の披覆した合金が超合金からは得られ
ないような望ましい特性の組合わせを保肯するのでなけ
れば、約２２００″Ｆ未満の温度における用途に適した
より一般的な超合金を用いることが好ましいであろう。

従って、第１図の斜線部分は、本発明の系の被膜を設け
た合金が密度および温度特性の組合わせに基づいて特に
効果的である密度および温度の範囲を表示することを意
図する。

Ｇ群の合金は５〜１８ａ／ｏのハフニウム、５〜２２ａ
／ｏのアルミニウム、および残部のニオブを含有する。

密度範囲は約７．９〜約８．８ｇ／（自）３である。１
５ａ／ｏのハフニウム、２０ａ／ｏのアルミニウム、お
よび約６５ａ／ｏのニオプを含有する合金は密度が約７
．９、引張強さが１２００℃において約４５ｋｓｉであ
る。引張強さ試験用の試験装置は１２００℃での試験ま
でに限定された。

しかし、９００℃で測定した引張値（６１ｋｓｌ）から
該合金は２６００”Ｆを越える温度ですなわち２７００
″Ｆ程度ないしはおそらくそれより高い温度で有用な強
度を保有するであろうことが予測された。

本文で述べた材料系の彼膜を設けた合金は彼膜を設けな
い合金と組合わせて高温使用用途で用いてよい。２３０
０下を越える温度での使用に適したそのように被膜を設
けない合金の一つとしてはＰｃＣｒＡ１１Ｙ基の合金で
あって、１９８８年６月２０日出願の米国特許第２０９
，９０５号に記述のあるごと＜　Ｒｕ／Ｖ添加物を有す
る合金がある。この合企は本質的に下記の範囲の組成を
保有する鉄基合金である。

濃度範問（原子％） 成　　　　分 下限　　上限 鉄　　　　　　　　　　残部 クロム　　　　　約１５　　　　　約２０ルテニウム　
　　約４　　　　約２０ アルミニウム　　約１６　　　　約３０イットリウム　
　約Ｏ　　　　約０，２

【図面の簡単な説明】

第１図は、本発明の構造体の基体として作用するいくつ
かの合金について密度と使用温度との間のおおよその関
係を示す図である。 第２図は、本発明により掲供される構逍体の基体構遣体
と保諌表面層を示す略図である。 第３図はルテニウム、アルミニウムおよびクロムの組成
物の３元組成図である。

Claims (5)

【特許請求の範囲】
1. （１）　高温度において高い強度を保有する複合構造体
   であって、下記のニオブ基合金 Ａ　ニオブ、３１〜４８ａ／ｏのチタン、および８〜２
   １ａ／ｏのアルミニウムからなるニオブ基合金、 Ｂ　ニオブ、３２〜４８ａ／ｏのチタン、８〜１６ａ／
   ｏのアルミニウム、および２〜１２ａ／ｏのクロムから
   なり、アルミニウムとクロムの合計が２２％ａ／ｏ以下
   であるが、チタンが３７ａ／ｏ未満の場合にはアルミニ
   ウムとクロムの合計が１６ａ／ｏ以下であるニオブ基合
   金、 Ｃ　ニオブ、４０〜４８ａ／ｏのチタン、１２〜２２ａ
   ／ｏのアルミニウム、および０．５〜６ａ／ｏのハフニ
   ウムからなるニオブ基合金、Ｄ　ニオブ、３２〜４５ａ
   ／ｏのチタン、８〜１５ａ／ｏのハフニウム、および３
   〜１８ａ／ｏのアルミニウムからなるニオブ基合金、 Ｅ　ニオブ、３５〜４５ａ／ｏのチタン、および８〜１
   ５ａ／ｏのハフニウムからなるニオブ基合金、 Ｆ　ニオブ、４〜１０ａ／ｏのハフニウム、４〜１０ａ
   ／ｏのアルミニウム、５〜１８ａ／ｏのチタン、および
   ３〜８ａ／ｏのクロムからなるニオブ基合金、並びに Ｇ　ニオブ、５〜１８ａ／ｏのハフニウム、および５〜
   ２２ａ／ｏのアルミニウムからなるニオブ基合金 からなる群から選択した１種以上の金属を成形した構造
   金属基体と、該基体を環境腐食から保護するために基体
   の表面の少くとも一部分の上に設けた保護金属被膜とか
   ら成るとともに、該被膜が第３図の囲い込みＡの範囲内
   に規定される組成を保有することを特徴とする複合構造
   体。
2. （２）　該組成が第３図の囲い込みＢの範囲内で規定さ
   れることを特徴とする請求項（１）に記載の構造体。
3. （３）　被膜の組成が、 Ｒｕ＿（＿１＿９＿−＿ｘ＿）＿−＿（＿３＿４＿−＿
   ｘ＿）（ΣＦｅ＋Ｎｉ＋Ｃｏ）＿ｘＡｌ＿１＿９＿−＿
   ３＿４・Ｃｒ＿（＿６＿２＿−＿ｙ＿）＿−＿（＿３＿
   ２＿−＿ｙ＿）Ｆｅ＿ｙ（式中Σは鉄、ニッケルおよび
   コバルトの濃度の合計がｘ原子％の濃度であることを意
   味する記号であり、ｘの値は０〜１５であり、ｙの値は
   ０〜５原子％であり、原子％の合計値は１００である）
   であることを特徴とする請求項（１）に記載の複合構造
   体。
4. （４）　被膜の組成が、 Ｒｕ＿（＿２＿２＿−＿ｘ＿）＿−＿（＿２＿８＿−＿
   ｘ＿）（ΣＦｅ＋Ｎｉ＋Ｃｏ）＿ｘＡｌ＿２＿２＿−＿
   ２＿８・Ｃｒ＿（＿５＿６＿−＿ｙ＿）＿−＿（＿４＿
   ４＿−＿ｙ＿）Ｆｅ＿ｙ（式中、Σは上記と同じ意味を
   有し、ｘは０〜１０であり、ｙの値は０〜５であり、原
   子％の合計値は１００である） であることを特徴とする請求項（１）に記載の複合構造
   体。
5. （５）　該被膜が、５５ａ／ｏのＣｒ、２０ａ／ｏのＡ
   ｌ、１４ａ／ｏのＲｕおよび１１ａ／ｏのＦｅからなる
   組成を有することを特徴とする請求項（１）に記載の複
   合構造体。