JPH0320451A - セラミック被覆タービン動翼 - Google Patents

Abstract

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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食境環下で用いられるガス
タービン用動翼に関する． 〔従来の技術〕 発電用ガスタービンプラントの発電効率を向上すること
を目的として，ガスタービンの高温化技術が検討されて
いる。又、石炭ガス化ガスタービンでは効率向上のため
に高温化技術の確立は必須である。このようにガスター
ビンプラントの高温化志向に伴って，部材の耐熱温度の
向上が望まれている．その方法としては部材を構成する
材料開発が主たるものであるが、金属材料ではＮｉある
いはＧｏ基超合金でも約８５０℃程度である。他方、セ
ラミックスは耐熱温度は十分高いが，特に高速回転体で
ある動翼等では靭性等の問題点がある．従って、高温化
技術の他の方法として部材が高温にならないようにする
方法がある。この方法として、部材の冷却と熱伝導率の
小さいセラミックのコーティングを組み合せたものがあ
る。このようなコーティングは熱遮へいコーティング（
丁ｈｅｒｍａｌ　Ｂａｒｒｉｅｒ　Ｃｏａｔｉｎｇ　；
以下ＴＢＣと略す）と呼ばれる。第１１図及び第１２図
はガスタービン動翼の斜視図及び真面の断面図を示す．
第１２図の断面図で，１は真前縁、２は背側面、３は背
側後録，４は腹側面，５は腹側後縁を示す。第１３図は
これら各部の燃焼ガスから動翼への熱伝達率を示す。こ
の結果から翼の前縁部近傍の熱伝達率が大きい、すなわ
ち翼への入熱が大きいことが判る。入熱が大きいことは
翼の温度が高くなることを意味する。第１４図は公知の
ＴＢＣ施工翼を示す。この場合、動翼の燃焼ガスに曝さ
れる部分、第１４図中斜線の部分にＴＢＣを設けたもの
である。更にこのような公知のＴＢＣ施工翼ではそのＴ
ＢＣは第４図に示すような構造で合金層を介してセラミ
ック層を設けたものである。ＴＢＣは基材を構或する耐
熱合金と物性値が異なるセラミック被覆層を組み合わせ
たものであるため．ＴＢＣの技術課題としては基材とセ
ラミック被Ｎ層との物性値の相異によって生じる熱応力
の緩和が重要になる。特にガスタービン等では起動一停
止等の熱サイクルに基づく熱応力により、セラミック被
覆層にはく離等の損傷が生じる。このような熱応力の緩
和作用としてはセラミック被覆層と耐熱合金から成る基
材との間に熱膨張率の差を緩和する中間層を設けること
が知られている（例えば特開昭６２−２１１３６２号公
報参照）。中間層は、一般にセラミックと金属を混合し
たものである。

このような混合物被覆層の熱膨張率は混合比により異な
るが、一般には混合物被覆層を構成しているセラミック
と金属のそれぞれの熱膨張率の中間の値をもつと考えら
れる。この種の中間層をセラミック層と基材との間に設
けた場合，当然熱応力の緩和作用が期待されうる。

他方、ＴＢＣに用いられるセラミック被覆層は主に溶射
で作製したもので多孔質体である。この多孔質体である
セラミック被覆層は、その多孔質構造により自身で熱応
力を緩和しうるものである。

しかし、ＴＢＣは高温、腐食条件下で用いられるため，
多孔質体であるセラミック被覆層を通じて、セラミック
被覆層の下部にある中間層に高温酸化、あるいは高温腐
食が生じる。そこで本発明者らはセラミックと金属を混
合した被覆層の酸化試験を実施した。試験片は基材の表
面に混合物被覆層を作製した後、基材を除去し，混合物
からなる試料を取り出した．その後．１０００℃，１０
００ｈの大気中加熱による酸化試験を実施した。その結
果、酸化試験では混合物からなる試料は著しい内部酸化
が進行した。この原因としては、セラミック粉末と金属
粉末を混合した被覆層はそれらの２種類の粉末を溶射に
より積層したものにすぎず、それらの境界部には欠陥が
存在するため，それらの欠陥を通じて内部酸化が進行す
るものと考えられる．このような中間層の内部酸化はセ
ラミック被覆層、混合物からなる中間層、及び基材との
構或から成るセラミックコーティングを行なった試験片
でも著しく進行していた。そしてこのようなセラミック
コーティングでは高温酸化試験（１０００℃，１０００
ｈ）後、セラミック層ははく離していた。このように、
本来熱応力を緩和する目的で設けた混合物から威る中間
層は、本来の目的を発揮しない．この原因としては、中
間層自体の内部酸化により，中間層が新らたな熱応力を
生じるものとなり、更に、セラミック被覆層と中間層の
境界部の中間層が酸化することによりセラミック被覆層
と中間層との密着力が低下することが原因としてあげら
れる．このような問題点はＴＢＣの信頼性を低下させる
ものである。一方、ガスタービンの高温化に伴って．Ｔ
ＢＣに要求される遮熱効果は大きくなる。すなわち、遮
熱効果を大きくするためにはセラミック被覆層の厚さを
厚くする必要がある。この場合、熱サイクル等により生
じる熱応力は当然大きくなる。熱サイクル等でセラミッ
ク被覆層に生じる熱応力を緩和し、セラミックコーティ
ングの耐久性を向上させる必要がある． 更に、動翼では信頼性の低いＴＢＣを設けた場合、セラ
ミック層のはく離は遮熱特性の低下、翼温度の上昇とな
り、動翼の信頼性を著しく低下させる．又、このような
ＴＢＣの遮熱特性が最も要求されるのは真前縁部近傍で
ある。翼の背側、腹側部分では燃焼ガスから動翼への熱
・伝達率が小さい為、これらの部分の温度は前縁部に比
べて低くなる。従って、動翼においては翼前縁部に遮熱
特性が優れ、かつ耐久性に富むＴＢＣを設ける必要があ
る。又、翼の背側，腹側は隣接する翼間の間隔を決める
ものであり、この部分の間隔は燃焼ガス流の流れ場とな
る為、タービン性能を支配する因子となる。一方、真前
縁部近傍は燃焼ガス流の流れ場を決める主因子とはなら
ない。

従って、高性能タービン動翼を得る上で、前縁部近傍は
高温耐久性に優れ、かつ遮熱特性の大きいＴＢＣが要求
され，一方、熱負荷の小さい背側、腹側では遮熱特性よ
りむしろ燃焼ガス流の流れ場の変動を少くするコーティ
ングが必要となる。

〔発明が解決しようとする課題〕

以上述べたように，高性能タービン動翼を得る上で，先
ず高温耐久性に優れかつ、遮熱特性が大きいＴＢＣが必
要になる。ここで、中間層を設けたＴＢＣは、セラミッ
ク被ｒＩｉ層と基材との間に生じる熱応力の緩和作用を
目的としたものであるが，中間層の高温耐酸化性が十分
でないために、高温条件下では中間層の熱応力緩和作用
は必ずしも十分なものではなかった。中間層は、高温耐
食性についても必ずしも十分でない． 本発明の目的は、セラミックと金属の混合層である中間
層の本来の目的である熱応力の緩和作用を高温酸化、高
温腐食条件下でも十分発揮しうると共に、隣接する動翼
間の間隔を製造上容易に設定でき、しかも長期間安定的
に保持できることによって燃焼ガス流の流れ場を長期間
安定的に保持でき、全体として長期間タービン性能を高
性能で且つ安定に維持できるようにしたセラミック被覆
層を設けた高性能タービン動翼を提供することにある． 〔課題を解決するための手段〕 本発明は，セラミック被覆層とセラミック・金属との混
合層からなる中間層の間に高温耐酸化性及び高温耐食性
に優れた合金からなる合金層を設けた構造のＴＢＣを動
翼の前縁部近傍に設けたことを特徴とする。

すなわち、本発明に係るセラミック被覆タービン動翼は
、ニッケルとコバルトと鉄の少なくとも一種を主成分と
する耐熱合金から成る動翼基材と，この動翼基材の翼前
緑部分に被設された被覆層とを備え、前記被覆層はセラ
ミック層と、このセラミック層と前記動翼基材との間に
設けられセラミックと金属との混合物から成る混合層と
、この混合層と前記セラミック層との間に設けられ前記
動翼基材よりも高温耐酸化性及び高温耐腐食性の優れた
合金材料から成る合金層とを備えているものである。

また、本発明に係るタービン動翼は、ニッケルとコバル
トと鉄の少なくとも一種を主成分とする耐熱合金から成
る動翼基材と，この動翼基材の翼前縁部分に被設された
被覆層とを備え、前記被覆層はセラミック層と、このセ
ラミック層と前記動翼基材との間に設けられセラミック
と金属との混合物から成る混合層と、この混合層と前記
セラミック層との間及び混合層と動翼基材との間に設け
られ前記動翼基材よりも高温耐酸化性及び高温耐腐食性
の優れた合金材料から成る合金層とを備えているもので
ある。

前記動翼において、合金層とセラミック層との境界部に
更にアルミニウムを主成分とする酸化物層を備えている
ものがよい。

また，本発明に係るタービン動翼は、ニッケルとコバル
トと鉄の少なくとも一種を主成分とする耐熱合金から成
る動翼基材と、この動翼基材の翼前縁部分に被設された
前縁被ｍ層と、動翼基材の前記前縁被覆層で被覆された
部分以外に被設された後縁被覆層とを備え，前記前縁被
覆層はセラミック層と、このセラミック層と前記動翼基
材との間に設けられセラミックと金属との混合物から成
る混合層と、この混合層と前記セラミック層との間に設
けられ前記動翼基材よりも高温耐酸化性及び高温耐腐食
性の優れた合金材料から成る合金層と一を備え、前記後
縁被覆層は合金層単一層又は合金層とセラミック層との
二層から威ると共に前記前縁被覆層より肉厚が薄く形成
されているものである．ここで，混合層の両端部は合金
層でカバーされているものがよい。

また，前記動翼において，前記セラミック層の厚さは０
．０５〜Ｌ　．　Ｏ　ｒａｍ．前記合金層の厚さは０．
０３〜０．５ｍｍ．前記混合層の厚さは０．０　３〜０
．５１ＩＩＩＩ＋であるものがよい。

前記動翼において、前記合金層を構威する材料は、コバ
ルトあるいはニッケルの少なくとも１つとクロムとアル
ミニウムを含み、更にハフニウムとタンタルとイットリ
ウムとシリコン及びジルコニウムの少なくとも１つを含
むものである。

本発明によれば、翼前縁部の過酷な条件下においてセラ
ミック・金属の混合層の高温酸化・高温腐食は、セラミ
ック層と混合層の間に設けた合金層によって防止される
。その結果，混合層は高温酸化、高温腐食条件下におい
ても安定であり、混合層の本来の作用であるセラミック
層と基材との間の熱応力の緩和を十分に発揮しうる。

このように熱応力緩和作用が高温酸化，高温腐食条件下
でも安定しているセラミックコーティングでは、従来の
セラミックコーティングに比べ耐久性が向上する。更に
、セラミック層の厚さを厚くし遮熱効果を高くしてもそ
の耐久性の低下は少なくなり、燃焼ガスからの人熱量が
最も大きい翼前縁部近傍の動翼材温度の低減を長期間安
定して維持できる。

更に、混合層は合金層に比べ熱伝導率が小さく、セラミ
ック層に比べその寄与は少ないが，遮熱特性を得る上で
の熱抵抗となりうる。

又、セラミック層と混合物から成る中間層との間に前記
合金層を設けるとともに、更に、合金属とセラミック層
との境界部にＡＮを主成分とする酸化物層を設けること
によっても同様の効果が得られる。更に、ＡＱを主成分
とする酸化物層を設けることにより、セラミック被ｒ！
ｉＮと金属との密着力の向上も期待される。

〔作用〕

本発明において、動翼前縁部近傍に設けたＴＢＣにおい
て，セラミック被覆層とセラミック・金属の混合物から
威る中間層の間に設けた合金層は、多孔質なセラミック
被覆層を通じて進行する酸化および腐食に対して中間層
を保護する作用を有する。すなわち、中間層はセラミッ
ク粒子と金属粒子の混合物からなり、その熱膨張率はセ
ラミックと金属の中間の値となり、セラミック被覆層と
基材との間の熱応力を緩和する作用を有している。

しかし，この混合物からなる中間層は高温耐酸化，高温
耐食性に劣るため、中間層を設けた熱応力緩和型セラミ
ックコーティングでは、中間層の高温耐酸化，高温耐食
性を向上させる必要性がある。

本発明の高性能ガスタービン動翼は、前記のような高温
耐久性に優れ、かつ遮熱特性の大きいＴＢＣを翼前縁部
近傍に設けることにより、熱的或いは高温腐食的に最も
過酷な翼前縁部の信頼性を向上することができる。更に
、動翼の前縁部以外は、被覆層の肉厚を薄く形成するこ
とが可能となり、これによって隣接する翼間の間隔を、
該被覆層を付加することをほとんど考慮せずに製造する
ことができ、製造上及び長期安定性の点で優れたものと
なる． タービン動翼の背側，腹側に前縁部のような厚いセラミ
ックコーティングを設けないことの作用を説明すると、
以下のとおりである。タービンの性能は隣接する翼の背
側と腹側の間のギャップで決まる。そのギャップはター
ビン設計上重要な値で厚いセラミックコーティングを設
ける場合、予め翼寸法はコーティング厚さを考慮して決
めておく必要がある。高性能動翼では翼内部を空冷する
構造の為、背及び腹側め動翼基体の肉厚は数ｍｍで、翼
基体表面を研削しギャップを調整することは基体の強度
設計上困難である。従って，Ｒを精密鋳造する段階から
変更が必要となる。その場合、現用のコーティングなし
翼にセラミックコーティングを適用する為には鋳型の修
正が必要となり、コストｕｐとなる．更にこのようにギ
ャップ調整形状翼を用いた場合、コーティングが消耗損
傷した際、ギャップが大きくなりタービン性能が低下す
る。

本発明では背及び腹のコーティングかうすい為ギャップ
調整の必要がなく，かつ長期間タービン性能を安定に維
持できる。

〔実施例〕

以下，本発明の詳細について実施例を用いて説明する。

第１図は本発明の一実施例であるセラミックコーティン
グ動翼の斜視図、第２図はその断面の模式図を示す。第
３図は第１図に示した本発明の高性能ガスタービン動翼
の翼前縁部６近傍のＴＢＣの断面図を示す。第４図及び
第７図は従来のセラミックコーティングの断面模式図を
示す．第３図乃至第５図で、１１はセラミック層，１２
は動翼基材、１３は基材１２より高温耐酸化、高温耐食
性に優れた合金からなる合金層、１４は前記合金と前記
セラミックの合金層である。セラミック１１を構或する
材料は熱伝導率が小さいＺｒＯ２を主成分とし、Ｙ２０
，，ＭｇＯ，ＣａＯ等を添加したＺｒＯ，系セラミック
である．合金Ｍ１３を構戒する材料は、Ｃｏ或いはＮｉ
のいずれか一方、もしくはそれらを組み合わせたものに
、Ｃｒ，ＡＱを含み、更に、Ｈｆ，Ｔａ，Ｙ，Ｓｉ，Ｚ
ｒのｌつ以上を含有したものからなる合金材料である．
混合層１４は、上記のＺｒＯ２系セラミックと合金材料
の混合した材料からなる。第３図のＴＢＣにおいて、２
ケ所の合金層１、３の成分は同一のものでも、或いはそ
れぞれ異なった戒分の合金からなるものでもよい．又こ
れらのそれぞれの被覆層の形或方法については特に制約
はないが、戊膜速度が大きいことと作業性の上からプラ
ズマ溶射法が望ましい。なお、合金層等の比較的薄い被
覆層を形成する方法として電子ビーム蒸着法、或いはス
パッタリング法を用いてもよい。表１は本発明の前縁部
のセラミックコーティング及び比較の為に行なった従来
のセラミックコーティングに関し、熱サイクル試験を行
なった結果を示す。表１中のＮｏ　１　”　ＮＣＬ８は
従来のセラミックコーティング、＆９〜Ｎα２３は本発
明の翼前総部のセラミックコーティングである。熱サイ
クル試験は１７０℃と１０００℃の繰り返しであり、セ
ラミックコーティングの損傷の有無で判定した。ここで
、本発明の翼前縁部のセラミックコーティングにおいて
、セラミック［１１の厚さは１．Ｏｎｗｎ以下が望まし
い。表１中のＮα１３のようにセラミック層↓１の厚さ
が１＋＋ｎ以上では熱サイクル試験による耐久性が低下
する傾向にある。セラミックＭ１１と表１ 熱サイクル試験結果 混合層１４の間の合金層３（表１中の合金層Ｉ）の厚さ
は０．０３〜０．５閣の範囲が望ましい。表１中のＰ＆
１１４，Ｎ（１１８のように合．金層■の厚さが上記範
囲外の場合には熱サイクル試験による耐久性が低下する
傾向にある。合金１ｒの厚さが薄い場合，セラミックｌ
１を通じての酸化或いは腐食を防止する層として十分な
ものでなくなる。一方、合金Ｊｌｌの厚さが厚すぎる場
合には、合金Ｊ’ｉｌａ自体が新らたな熱応力生じる層
となり、混合層１４による熱応力緩和作用を打ち消すよ
うになる。

次に、混合層ｌ４の厚さは０．０３〜０．５ｍの範囲が
望ましい．表１中のＮ（１１９，Ｎｌ１２３のように混
合層１４の厚さが上記範囲外の場合、熱サイクル試験に
よる耐久性は低下する。混合層１４の厚さが薄い場合，
混合層１４による熱応力の緩和作用が不十分となる。一
方、厚すぎる場合、混合層１４自体の強度は合金Ｍ１３
等に比べ比較的小さいため、混合層１４が厚くなること
により生じる混合Ｎｌ４内の熱応力に耐えられなくなる
。又表１中の合金層■の厚さに関しては特に制限は無い
が０．０３〜０．５ｍｍの範囲であることが好ましい。

その理由は表１中の合金層■とほぼ同様である。

なお、セラミックと金属との混合層１４において、その
混合比は特に制限はない。表１中の混合層１４の混合比
は断面組織ＩＩ！察による面積比で金属／セラミックの
割合が２／１である。本発明者らは他の混合比の混合Ｍ
ｌ４についても検討したが，その結果は他の混合比にお
いても表１とほぼ同様であった。また、本発明から類推
されうる方法である混合層ｌ４の混合比を金属の多いも
のからセラミックの多いものに順次変化させたものにつ
いても検討したが、その効果はほとんど明確でなく、均
一な混合比の混合層１４を設けたものとほぼ同等であっ
た。

次に、高温酸化試験を行なった後、同様の熱サイクル試
験を実施した。高温酸化試験は１０００”Ｃ，５００ｈ
である。その結果，表１中の＆５〜８のセラミックコー
ティングを行なった試験片は酸化試験でセラミックＪ’
ｉｌｌが損傷し、はく離した。一方、その他の試験片は
熱サイクル試験の結果、Ｎα１〜４の試験片はセラミッ
クコーティングの損傷発生回数は２０〜４０％程度少な
くなり、耐久性は低下していた。表１中の本発明の範囲
の翼前縁部のセラミックコーティングは，表１の結果と
比べ、ほぼ同等で、一部の試験片ではむしろセラミック
コーティングの損傷発生するまでの回数が増加している
のも認められた。

次に、溶融塩塗布法による高温腐食試験を実施した．試
験方法は２５％ＮａＣｆｌ−７５％Ｎａ，ＳＯ４溶融塩
を塗布し、大気中で８５０’Ｃ，３００時間加熱する方
法である。その後，同様の熱サイクル試験を実施した。

その結果，表１中のＮα５〜８の試験片は高温腐食試験
後，セラミックコーティングは損傷した。一方，表１中
のＮａ　１〜４の試験片は，熱サイクル試験の結果，セ
ラミックコーティングの損傷発生回数は２０〜４０％程
度゛少なくなり、耐久性は若干低下していた。表１中の
本発明の範囲の翼前縁部のセラミックコーティングは、
表ｌの結果に比べ、セラミックコーティングの損傷発生
回数はほぼ同等で、特に耐久性の低下は認められないも
のであった。

又，以上の本発明のセラミックコーティングにおいても
，合金層１３の作製方法に特に制限はないが、プラズマ
ジェット周辺の雰囲気を保護ガス、不活性ガスとし、か
つ、その雰囲気を大気圧以下にした減圧雰囲気中プラズ
マ溶射法を用いるのが望ましい。又，セラミックと金属
の混合層ｌ４に関しても同様である．減圧雰囲気中プラ
ズマ溶射法で形威した合金層１３は、溶射中の合金粉末
の酸化等が生じにくく、合金Ｎ１３は酸化物被膜等の汚
染物が混入しない緻密な構造の被覆層となる。

又，混合層ｌ４においても、混合物を構成する合金粉末
の酸化等が生じ難く，混合層１４中の金属部分は酸化物
被膜等の汚染物が混入しない被Ｆｌｌ層となる。

又、第３図の本発明の実施例において、高温酸化条件下
で長時間使用した場合、使用中に、セラミック層１１と
合金層１３との境界部にＡＱを主成分とする酸化物層（
図示せず）が形或される。

以上のように、従来の公知のセラミックコーティングで
は金属とセラミックの混合物からなる中間層はその主た
る作用であるセラミック層１１と動翼基材１２との間に
生じる熱応力の緩和に対し、高温或いは高温腐食条件下
では、高温酸化，高温腐食により中間層自体が損傷し、
その主たる熱応力緩和作用を発揮することができず、む
しろ、新らたな熱応力を発生させることになり，例えば
熱サイクル試験においては中間層を設けないセラミック
コーティングよりもその耐久性は低下する。

一方，本発明のセラミックコーティングでは、混合層１
４は高温或いは高温腐食条件下でも熱応力緩和作用は安
定して維持され、セラミックコーティングの耐久性を向
上させるのに有効なものになる。又，セラミック層１ｌ
の厚さを厚くした場合も、その耐久性の低下は少なく、
遮熱効果の大きい高性能なセラミックコーティングとな
る。第６図はタービン動翼の真前織部の熱条件をもとに
して得たセラミックコーティングのセラミック層厚さと
遮熱温度との関係を示す。第６図中、２工は本発明の翼
前縁のセラミックコーティングの結果、２０は従来のセ
ラミックコーティングの結果を示す．本発明の翼前縁の
セラミックコーティングはセラミック・メタル混合層の
厚さが０．３ｎｏで、？の部分の熱抵抗により従来のセ
ラミックコーティングと同じセラミック層の厚さでも遮
熱温度は約２倍となる。このように本発明の翼前縁のセ
ラミックコーティングは優れた遮熱特性を発揮する。

以下本発明の実施例について詳細に説明する。

実施例１ 第４図に示すＮｉ基合金であるＩＮ−７３８製のタービ
ン動翼を用い、その表面を脱脂後、アルミナ製のグリッ
トを用いてプラスチングし、しかる後、プラズマ溶射を
行ない、３２重量％Ｎｉ一２１重量％Ｃｒ−８重量％Ａ
ｆｌ−０．５重量％Ｙ一残部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２　０　０　Ｔｏｒｒ
の圧力のＡｒ雰囲気中で行なった。プラズマの出力は４
０ｋＷである。このような条件で厚さ０．１ｍｍの合金
被覆層を形威し合金層とした。・しかる後、第１図中翼
前縁部６近傍の部分以外をマスキングし、その後，翼前
縁部６近傍のみ，合金層１３の上にＺｒＯ■一８重量％
Ｙ２０３の成分のセラミック粉末と前述の組成の合金粉
末を混合したものを溶射した。混？比は表２中に示す．
又，溶射条件も前述の合金層１３の形成条件と同様であ
る。このようにして、合金層１３の上にセラミックと金
属の混合物からなる混合層１４を形戊した。この混合層
１４の厚さは０．３ｎｎである。溶射条件は前記の合金
層１３作製時と同様である。第７図はマスキング１５及
び混合Ｍｌ４を示す。しかる後、マスキングの位置を変
え、混合層１４の上に、前述の組成の合金粉末を前述の
合金層ｌ３の作威条件と同様で溶射し，厚さ０．１ｎｗ
の合金層１３を形成した。

第８図はマスキング１５及び合金層１３を示す。

しかる後マスキングの位置を変え、更に、その合金層１
３の上に、ＺｒＯ２−８重量％Ｙ２０■粉末を溶射した
。溶射条件はプラズマ出力５０ｋＷで、大気中溶射であ
る。ＺｒＯ２−８重量％ｙ，　ｏ，被覆層の厚さは０．
４ｎｎである。第９図はマスキング１５及びセラミック
層１１を示す。その後、１１２０℃，２ｈの真空中加熱
処理を行ない、基材１２と接する合金層１３と基材工２
との拡散処理を行なった． 表２ セラミックコーティングの損傷発生回数ｌ）熱サイクル
試験：　１０００℃→　１７０℃２）高温酸化試験：１
０００℃，５００ｈ（大気中加熱） ３）高温腐食試′験：８５０℃．３００ｈ（２５％Ｎａ
ＣＱ＋７５％Ｎａ，Ｓｏ４） ４）Ｍ／Ｃ：金属／セラミックの体積比このような方法
によって作製した本発明のセラミック被覆タービン動翼
は第１図に示すように、第１図中翼前縁近傍部は高耐久
性・高遮熱特性セラミックコーティングを有し、かつ翼
の背側及び腹側の熱負荷の小さい部分は第５図に示す合
金層１３を有したタービン動翼である． このような方法によって作製した本発明の翼前縁セラミ
ック被覆タービン動翼について、前述と同様の熱サイク
ル試験を実施した．その結果，セラミックコーティング
が損傷するまでの繰り返し数は表２中に示すようであっ
た．又、１０００℃，５００ｈの大気中加熱による高温
酸化試験においても，試験後、いずれのセラミックコー
ティングも損傷は認められなかった．更に、これらの試
験片を用いて前述と同様の熱サイクル試験を実施した結
果、セラミックコーティングが損傷にいたるまでの繰り
返し数は表２中のようであった。次に、２５％ＮａＣｆ
ｌ＋７５％Ｎａ２ＳＯ４溶融塩を塗布し，８５０℃，３
００ｈの大気中加熱を行なった高温腐食試験後も、いず
れのセラミックコーティングにも損傷は認められなかっ
た。

実施例２ 実施例１と同様のタービン動翼を用い実施例１と同様の
方法により前処理を行なった後、実施例１と同様の材料
を用い、同様の方法で合金層と混合層を形威した。なお
、混合層のセラミックと金属の混合比は１：１である．
それぞれの厚さも同様である。しかる後、３２重量％Ｎ
ｉ−２１重量％Ｃｒ−８重量％Ａｆｌ−０．５重量％Ｙ
一残部ＣＯから成る合金材料をターゲットとして、スパ
ッタリングにより、前述の中間層の上に厚さ０．０２ｍ
鳳の合金層を形成した。スパッタリング条件は印加電圧
２ｋＶで処理時間は２．Ｏｈである。′しかる後、実施
例１と同様にセラミック層を形成した。

その後、１１２０℃，２ｈの真空中加熱処理を行ない拡
散処理とした。このようにして作製した本発明の翼前縁
セラミック被覆耐熱動翼について実施例１と同様の耐久
性試験を実施した結果，ほぼ同様の結果が得られた。

実施例３ 実施例１と同様の材料を用い，実施例１と同様の方法で
セラミック被覆耐熱部材を作製した。しかる後、９５０
℃，２０時間の大気中加熱を行ない、セラミックと合金
層との境界部にＡｆｌ，０３を主戊分とする酸化物層を
形成した。試験片の断面組織観察の結果、その厚さは約
５μｍであった。

又．ＸＭＡｐ察の結果、酸化物層に対応する部分には、
ＡＱ，Ｏの存在が多く認められ、一部Ｃｒも認められた
。このようにして作製した真前縁セラミック被覆耐熱動
翼を用いて実施例１と同様の耐久性試験を実施した。そ
の結果、実施例１とほぼ同等の性能が得られた。

実施例４ 実施例１と同様のタービン動翼を用い、実施例１と同様
の方法により前処理を行なった後、実施例１と同様の材
料を用い、同様の方法で合金層、混合層、更にその上に
合金層を形成した。なお、混合層のセラミックと金属の
混合比は１：１である。それぞれの厚さも同様である。

しかる後、マスキング材を用いず，合金層の上に実施例
１と同様のセラミック層を形或した．この場合、セラミ
ック層は翼全面に形成した。その結果，翼前縁部近傍の
高耐久性・高遮熱特性を有したセラミック前縁被覆層と
翼の背側，或いは翼の腹側肉薄の後縁被覆層との境界部
は第１０図に示すようであった。このようにして形成し
た本発明のセラミック被覆動翼は熱負荷の大きい過酷な
境環にさらされる真前縁部近傍は高耐久性，高遮熱特性
を有したものとなる。

〔発明の効果〕

以上説明したように本発明におけるセラミックコーティ
ングにおいては、セラミック層とセラミック・金属混合
層の間に高温耐酸化・高温耐食性に優れた合金属を設け
た構造にすることにより、混合層の熱応力緩和作用を十
分に発揮し得るものとなる。その結果、セラミック層の
厚さを厚くしても耐久性の低下が少なくなり、セラミッ
ク層の厚さに依存する遮熱特性が大きくなり，更に、混
合層の熱抵抗も遮熱特性に寄与し、遮熱特性に優れた高
耐久性コーティングとなる．このような特徴を有したセ
ラミックコーティングを、熱負荷が大きく過酷な環境に
さらされるタービン翼前縁部近傍に設けた本発明のセラ
ミック被覆タービン動翼では，Ｘ前縁部はセラミックコ
ーティングの遮熱特性により動翼基体の温度が低下し、
翼の信頼性が向上する。更に，翼冷却用の空気量を低減
することもできタービン効率を向上できる。又、燃焼ガ
スの流れ場の面積を支配する翼の背側・腹側は、コーテ
ィングの厚さを薄くすることにより、製造が容易となり
且つ長期間安定したタービン性能を発揮し得ることにな
る。即ち、隣接する翼との間隔をタービン設計上の理由
から要求される大きさに設定するために、翼自体の厚み
も高精度に形成する必要があるが、前記の如く翼後縁側
の被覆を薄くすることにより、翼背側及び腹側の隣同士
の寸法設定が容易となる。更にその部分のコーティング
が損傷した場合でも、その厚みは薄いものであるためタ
ービン効率の低下を少くすることができる．このように
本発明のセラミック被覆タービン動翼はタービン動翼の
信頼性とタービン効率の向上の両方の効果を発揮する．

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明に係るタービン動翼の斜視図、第２図は
第１図の■一■線断面の模式図，第３図は本発明に係る
タービン動翼の真前縁部の要部拡大断面図、第４図及び
第５図は本発明に係るタービン動翼の背側又は腹側の要
部拡大断面図，第６図は被覆層の遮熱特性図、第７図乃
至第９図は製造工程を示す各工程の要部断面図，第１０
図は本発明の他実施例に係る要部拡大断面図、第１１図
は従来のタービン動翼の斜視図、第１２図は第１１図の
Ｘｌｌ−Ｘｌｌ線断面図、第１３図はタービン動翼の真
面に対する燃焼ガスの熱伝達率分布図、第１４図も従来
のタービン動翼の斜視図を示す．１・・・翼前縁、２・
・・翼背側、３・・・翼背側後縁，４・・・翼腹側、５
・・・翼腹側後縁、６・・一翼前縁部近傍、７・・・翼
背側部、８・・・翼腹側部、ｌ１・・・セラミック層、
１２・・・動翼基体、１３・・・合金層，１４・・・セ
ラミック・金属混合層、１５・・・マスキング材、２ｏ
・・・従来のセラミックコーティングの遮熱特性，２１
・・・本発明のセラミック被覆動翼の翼前縁部近傍のセ
ラミックコーティングの遮熱特性。 第１図 第２　図 １１３図 第　４　図 第５図

Claims (7)

【特許請求の範囲】
1. １．　ニッケルとコバルトと鉄の少なくとも一種を主成
   分とする耐熱合金から成る動翼基材と、この動翼基材の
   翼前縁部分に被設された被覆層とを備え、前記被覆層は
   セラミック層と、このセラミック層と前記動翼基材との
   間に設けられセラミックと金属との混合物から成る混合
   層と、この混合層と前記セラミック層との間に設けられ
   前記動翼基材よりも高温耐酸化性及び高温耐腐食性の優
   れた合金材料から成る合金層とを備えているセラミック
   被覆タービン動翼。
2. ２．　ニッケルとコバルトと鉄の少なくとも一種を主成
   分とする耐熱合金から成る動翼基材と、この動翼基材の
   翼前縁部分に被設された被覆層とを備え、前記被覆層は
   セラミック層と、このセラミック層と前記動翼基材との
   間に設けられセラミックと金属との混合物から成る混合
   層と、この混合層と前記セラミック層との間及び混合層
   と動翼基材との間に設けられ前記動翼基材よりも高温耐
   酸化性及び高温耐腐食性の優れた合金材料から成る合金
   層とを備えているセラミック被覆タービン動翼。
3. ３．　請求項１又は２において、合金層とセラミック層
   との境界部に更にアルミニウムを主成分とする酸化物層
   を備えているセラミック被覆タービン動翼。
4. ４．　ニッケルとコバルトと鉄の少なくとも一種を主成
   分とする耐熱合金から成る動翼基材と、この動翼基材の
   翼前縁部分に被設された前縁被覆層と、動翼基材の前記
   前縁被覆層で被覆された部分以外に被設された後縁被覆
   層とを備え、前記前縁被覆層はセラミック層と、このセ
   ラミック層と前記動翼基材との間に設けられセラミック
   と金属との混合物から成る混合層と、この混合層と前記
   セラミック層との間に設けられ前記動翼基材よりも高温
   耐酸化性及び高温耐腐食性の優れた合金材料から成る合
   金層とを備え、前記後縁被覆層は合金層単一層又は合金
   層とセラミック層との二層から成ると共に前記前縁被覆
   層より肉厚が薄く形成されているセラミック被覆タービ
   ン動翼。
5. ５．　請求項４において、混合層の両端部は合金層でカ
   バーされているセラミック被覆タービン動翼。
6. ６．　請求項１又は２において、前記セラミック層の厚
   さは０．０５〜１．０ｍｍ、前記合金層の厚さは０．０
   ３〜０．５ｍｍ、前記混合層の厚さは０．０３〜０．５
   ｍｍであるセラミック被覆タービン動翼。
7. ７．　請求項１において、前記合金層を構成する材料は
   、コバルトあるいはニッケルの少なくとも１つとクロム
   とアルミニウムを含み、更にハフニウムとタンタルとイ
   ットリウムとシリコン及びジルコニウムの少なくとも１
   つを含むセラミック被覆タービン動翼。