JPH07279687A - 非常に熱い物質がガスタービンエンジンの基板を貫通するのを防止する方法および装置 - Google Patents
非常に熱い物質がガスタービンエンジンの基板を貫通するのを防止する方法および装置Info
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- JPH07279687A JPH07279687A JP7050351A JP5035195A JPH07279687A JP H07279687 A JPH07279687 A JP H07279687A JP 7050351 A JP7050351 A JP 7050351A JP 5035195 A JP5035195 A JP 5035195A JP H07279687 A JPH07279687 A JP H07279687A
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-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
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- F02C7/25—Fire protection or prevention
-
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- 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
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- C23C4/02—Pretreatment of the material to be coated, e.g. for coating on selected surface areas
-
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- F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
-
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- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 ガスタービンエンジンに著しい重量を付加す
ることなく、ガスタービンエンジンの閉込み内に溶融し
た物質を収容すること。 【構成】 ガスタービンエンジンの閉込み内に溶融した
物質とチタンおよびチタン合金とを収容する方法であ
る。この方法は、外側のコンプレッサケーシングの基板
（４８）の内側面に結合コーティング（５２）を付ける
ことを含む。結合コーティング（５２）は、その後、非
反応性、熱絶縁性のセラミックの頂部コーティング（５
４）によってプラズマ吹き付けされる。
ることなく、ガスタービンエンジンの閉込み内に溶融し
た物質を収容すること。 【構成】 ガスタービンエンジンの閉込み内に溶融した
物質とチタンおよびチタン合金とを収容する方法であ
る。この方法は、外側のコンプレッサケーシングの基板
（４８）の内側面に結合コーティング（５２）を付ける
ことを含む。結合コーティング（５２）は、その後、非
反応性、熱絶縁性のセラミックの頂部コーティング（５
４）によってプラズマ吹き付けされる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、一般にガスタービンエ
ンジンに関し、特に、溶融した物質をガスタービンエン
ジンのコア内に収容するのに使用されるコーティングに
関する。
ンジンに関し、特に、溶融した物質をガスタービンエン
ジンのコア内に収容するのに使用されるコーティングに
関する。
【０００２】
【従来の技術】連邦航空管理局（ＦＡＡ）は、ガスター
ビンエンジンの火災の際、溶融した物質ができるだけ多
くガスタービンエンジンのコア内に閉じ込められるべき
ことを要求している。この要求は、ガスタービンエンジ
ンの周囲の閉込みの内外に配置される他の航空機要素、
たとえば、燃料電池、操縦リンケージおよび油圧制御系
を含む操縦面のような航空機要素がガスタービンエンジ
ンから排出される溶融した物質にさらされないことを確
保するのに必要な予防策である。前記要求を満たすため
に、ガスタービンエンジンの可能性のある危険な領域を
取り囲む遮蔽物、滴下受け、ブランケットその他の閉込
み構造を含むことが通常必要である。これらの構造は、
閉込み構造と接触するようになる溶融した物質を制止
し、かつ（または）、冷却するために特別に設計され
る。
ビンエンジンの火災の際、溶融した物質ができるだけ多
くガスタービンエンジンのコア内に閉じ込められるべき
ことを要求している。この要求は、ガスタービンエンジ
ンの周囲の閉込みの内外に配置される他の航空機要素、
たとえば、燃料電池、操縦リンケージおよび油圧制御系
を含む操縦面のような航空機要素がガスタービンエンジ
ンから排出される溶融した物質にさらされないことを確
保するのに必要な予防策である。前記要求を満たすため
に、ガスタービンエンジンの可能性のある危険な領域を
取り囲む遮蔽物、滴下受け、ブランケットその他の閉込
み構造を含むことが通常必要である。これらの構造は、
閉込み構造と接触するようになる溶融した物質を制止
し、かつ（または）、冷却するために特別に設計され
る。
【０００３】ガスタービンエンジンの重量対性能特性に
おける改善は、ガスタービンエンジン要素の強度と構造
的な完全性とを犠牲にすることなくガスタービンエンジ
ンの重量を部分的に減らし、これによって全体としてガ
スタービンエンジンの重量を減らすことを含む。この目
的のために、チタン合金が現代のガスタービンエンジン
要素に取り入れられている。チタンは、一般に、ニッケ
ル合金に比べて重量が軽く、比較的に強いと考えられて
おり、さらにガスタービンエンジンに広く使用されてい
る。しかしながら、ガスタービンエンジンの高圧圧縮セ
クションのようなガスタービンエンジンの高温セクショ
ンに存在する高温度または高圧力にさらされるとき、チ
タンおよびチタン合金が発火するおそれがあるために、
チタンの使用は、ガスタービンエンジンのより冷たい領
域に限られている。ガスタービンエンジンのより熱い領
域におけるチタンの使用は、チタンの発火の可能性を増
し、したがって可能性のあるガスタービンエンジンの火
災の閉込みを確保するために付加的な安全装置の必要性
を増す。
おける改善は、ガスタービンエンジン要素の強度と構造
的な完全性とを犠牲にすることなくガスタービンエンジ
ンの重量を部分的に減らし、これによって全体としてガ
スタービンエンジンの重量を減らすことを含む。この目
的のために、チタン合金が現代のガスタービンエンジン
要素に取り入れられている。チタンは、一般に、ニッケ
ル合金に比べて重量が軽く、比較的に強いと考えられて
おり、さらにガスタービンエンジンに広く使用されてい
る。しかしながら、ガスタービンエンジンの高圧圧縮セ
クションのようなガスタービンエンジンの高温セクショ
ンに存在する高温度または高圧力にさらされるとき、チ
タンおよびチタン合金が発火するおそれがあるために、
チタンの使用は、ガスタービンエンジンのより冷たい領
域に限られている。ガスタービンエンジンのより熱い領
域におけるチタンの使用は、チタンの発火の可能性を増
し、したがって可能性のあるガスタービンエンジンの火
災の閉込みを確保するために付加的な安全装置の必要性
を増す。
【０００４】ガスタービンエンジンの温度プロフィール
は、空気取入れ口でのかなり低い温度からガスタービン
エンジンのバーナ／タービンセクションでのより一層高
い温度まで増加し、それから排出口でのそれでもかなり
高い温度までわずかに減少することにおいて進行性であ
る。中央閾値温度は、ガスタービンエンジンの前記温度
プロフィール内に存在し、その温度ではチタンおよびチ
タン合金は、前記中央閾値温度にあるガスタービンエン
ジンの部分に近接して位置するとき、発火するおそれが
あり、それによって破滅的なガスタービンエンジンの故
障を引き起こす。前記中央閾値温度点は、ガスタービン
エンジンのパワー要求の変化によって、ガスタービンエ
ンジンの効率の変化によって、またファンブレード、タ
ービンブレードもしくはベアリングの故障を含む重要で
ない不調によって、または空力学的加熱によって、ガス
タービンエンジン内で長手方向へ移動する。前記ガスタ
ービンエンジンの効率の変化は、長時間作動されていた
ガスタービンエンジンの効率が変化することであり、こ
れは最近オーバホールされたガスタービンエンジンと比
較してオーバホールが移動された温度閾値を有するから
である。
は、空気取入れ口でのかなり低い温度からガスタービン
エンジンのバーナ／タービンセクションでのより一層高
い温度まで増加し、それから排出口でのそれでもかなり
高い温度までわずかに減少することにおいて進行性であ
る。中央閾値温度は、ガスタービンエンジンの前記温度
プロフィール内に存在し、その温度ではチタンおよびチ
タン合金は、前記中央閾値温度にあるガスタービンエン
ジンの部分に近接して位置するとき、発火するおそれが
あり、それによって破滅的なガスタービンエンジンの故
障を引き起こす。前記中央閾値温度点は、ガスタービン
エンジンのパワー要求の変化によって、ガスタービンエ
ンジンの効率の変化によって、またファンブレード、タ
ービンブレードもしくはベアリングの故障を含む重要で
ない不調によって、または空力学的加熱によって、ガス
タービンエンジン内で長手方向へ移動する。前記ガスタ
ービンエンジンの効率の変化は、長時間作動されていた
ガスタービンエンジンの効率が変化することであり、こ
れは最近オーバホールされたガスタービンエンジンと比
較してオーバホールが移動された温度閾値を有するから
である。
【０００５】チタンは、前記中央閾値温度点の位置に比
較的近接して配置されるコンプレッサのロータ、ステー
タおよびケーシングに採用されているため、火災または
過熱の場合、溶融したチタンその他の物質を収容するた
めに、滴下受けが前記セクションに習慣的に使用されて
いる。前記滴下受けは、過熱するかもしれないガスター
ビンエンジンの領域を囲み、それによって溶融した物質
をブリード穴を経て圧縮セクションに排出する。ブリー
ド穴は、除氷のための熱い空気や、航空機の機室を快適
にする熱いまたは冷たい空気を含む種々の航空機系統の
ために圧縮空気をはかせるのに使用される。前記滴下受
けは、通常、滴下受けと接触するかもしれない溶融した
物質の予想される温度より実質的に高い溶融温度を持つ
材料で作られる。しかしながら、前記滴下受けの溶融温
度はこの滴下受けと接触する溶融した物質の温度より高
くしうるけれども、前記滴下受けの質量が不十分である
と、溶融した物質は滴下受けを軟化し、結局は滴下受け
を燃やしてしまう。滴下受けが燃えると、溶融した物質
がコンプレッサケーシングを燃やし、ガスタービンエン
ジンの閉込みを逃げる。
較的近接して配置されるコンプレッサのロータ、ステー
タおよびケーシングに採用されているため、火災または
過熱の場合、溶融したチタンその他の物質を収容するた
めに、滴下受けが前記セクションに習慣的に使用されて
いる。前記滴下受けは、過熱するかもしれないガスター
ビンエンジンの領域を囲み、それによって溶融した物質
をブリード穴を経て圧縮セクションに排出する。ブリー
ド穴は、除氷のための熱い空気や、航空機の機室を快適
にする熱いまたは冷たい空気を含む種々の航空機系統の
ために圧縮空気をはかせるのに使用される。前記滴下受
けは、通常、滴下受けと接触するかもしれない溶融した
物質の予想される温度より実質的に高い溶融温度を持つ
材料で作られる。しかしながら、前記滴下受けの溶融温
度はこの滴下受けと接触する溶融した物質の温度より高
くしうるけれども、前記滴下受けの質量が不十分である
と、溶融した物質は滴下受けを軟化し、結局は滴下受け
を燃やしてしまう。滴下受けが燃えると、溶融した物質
がコンプレッサケーシングを燃やし、ガスタービンエン
ジンの閉込みを逃げる。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】鋼製の滴下受けのよう
な安全装置の付加的な重量とかさとは、ガスタービンエ
ンジンの重量と寸法とを増加する。この増加した重量
は、引き続いて、ガスタービンエンジンが搭載されてい
る航空機の性能および効率に影響を及ぼす。したがっ
て、鋼製の滴下受けの使用は、改善された航空機の経済
性と性能とを達成するためにガスタービンエンジンの全
重量を減らすというゴールに反することとなる。加え
て、改善された操作性能と操作の経済性とを備える現代
的なガスタービンエンジンがより小さな航空機に使用す
るのが望まれる場合、鋼製の滴下受けをなくすことは、
そうでない場合に寸法的に大きくなり過ぎるガスタービ
ンエンジンをより小さな航空機に使用するのに十分に小
さくしうる。この利点は、限られた寸法のエンジン室を
有する古い航空機に新しいガスタービンエンジンを取り
付ける際、特に重要である。
な安全装置の付加的な重量とかさとは、ガスタービンエ
ンジンの重量と寸法とを増加する。この増加した重量
は、引き続いて、ガスタービンエンジンが搭載されてい
る航空機の性能および効率に影響を及ぼす。したがっ
て、鋼製の滴下受けの使用は、改善された航空機の経済
性と性能とを達成するためにガスタービンエンジンの全
重量を減らすというゴールに反することとなる。加え
て、改善された操作性能と操作の経済性とを備える現代
的なガスタービンエンジンがより小さな航空機に使用す
るのが望まれる場合、鋼製の滴下受けをなくすことは、
そうでない場合に寸法的に大きくなり過ぎるガスタービ
ンエンジンをより小さな航空機に使用するのに十分に小
さくしうる。この利点は、限られた寸法のエンジン室を
有する古い航空機に新しいガスタービンエンジンを取り
付ける際、特に重要である。
【０００７】したがって、ガスタービンエンジンに著し
い重量を付加することなく、また慣用されている安全装
置に関連するスペースを必要とすることなく、ガスター
ビンエンジンの閉込み内に溶融した物質を収容する方法
および装置の必要性がある。
い重量を付加することなく、また慣用されている安全装
置に関連するスペースを必要とすることなく、ガスター
ビンエンジンの閉込み内に溶融した物質を収容する方法
および装置の必要性がある。
【０００８】
【課題を解決するための手段、作用および効果】本発明
は、溶融した物質をガスタービンエンジンの閉込み内に
収容するための方法および装置を提供する。本発明はま
た、滴下受けのような慣用されている安全装置の使用を
最小にすることによってガスタービンエンジンの重量を
減らし、さらに前記した安全装置のために必要とされる
スペースを使用しないことによってガスタービンエンジ
ンの少なくとも一部の物理的な大きさを減らすことを目
的とする。
は、溶融した物質をガスタービンエンジンの閉込み内に
収容するための方法および装置を提供する。本発明はま
た、滴下受けのような慣用されている安全装置の使用を
最小にすることによってガスタービンエンジンの重量を
減らし、さらに前記した安全装置のために必要とされる
スペースを使用しないことによってガスタービンエンジ
ンの少なくとも一部の物理的な大きさを減らすことを目
的とする。
【０００９】本発明によれば、絶縁性の保護コーティン
グが外側のコンプレッサケーシングの内側面に付けられ
ている。前記保護コーティングは、前記コンプレッサケ
ーシングに接触する、ガスタービンエンジンのコアから
排出されるかもしれない溶融した物質が存在する可能性
の高いガスタービンエンジンの領域に付けられることが
好ましい。前記保護コーティングは、溶融した物質が前
記コンプレッサケーシングを燃やすのに十分な閾値温度
に、または前記コンプレッサケーシングがチタンおよび
（または）チタン合金、その他の発火する物質を含む場
合には前記コンプレッサケーシングを発火させるのに十
分な閾値温度に前記コンプレッサケーシングが到達する
のを防止する。
グが外側のコンプレッサケーシングの内側面に付けられ
ている。前記保護コーティングは、前記コンプレッサケ
ーシングに接触する、ガスタービンエンジンのコアから
排出されるかもしれない溶融した物質が存在する可能性
の高いガスタービンエンジンの領域に付けられることが
好ましい。前記保護コーティングは、溶融した物質が前
記コンプレッサケーシングを燃やすのに十分な閾値温度
に、または前記コンプレッサケーシングがチタンおよび
（または）チタン合金、その他の発火する物質を含む場
合には前記コンプレッサケーシングを発火させるのに十
分な閾値温度に前記コンプレッサケーシングが到達する
のを防止する。
【００１０】本発明の前記保護コーティングは、ガスタ
ービンエンジンから排出される溶融した物質に関連する
温度よりかなり高い温度に、また前記コンプレッサケー
シングを発火させまたは燃やしてしまう温度より高い温
度に耐えることのできる物質を含むことが好ましい。加
えて、前記保護コーティングは、前記コンプレッサケー
シングや前記コンプレッサケーシングの内側面に載るか
もしれない何らかの溶融した物質と反応しないことが好
ましい。本発明の前記保護コーティングは、前記コンプ
レッサケーシングの内側面に付けられると、前記コンプ
レッサケーシングの一部となり、その結果、溶融した物
質が前記コンプレッサケーシングの表面で凝結する。こ
れに対して、慣用されている滴下受けや他の安全装置
は、コンプレッサケーシングから分離し、離れている。
そのような閉込み構造は、一般に、前記安全装置と前記
コンプレッサケーシングとの間に熱空気スペースを備え
る。本発明は、溶融した物質が前記コンプレッサケーシ
ングを燃やしたり、または発火させたりするのに十分な
温度に前記コンプレッサケーシングを加熱するのを防止
する。
ービンエンジンから排出される溶融した物質に関連する
温度よりかなり高い温度に、また前記コンプレッサケー
シングを発火させまたは燃やしてしまう温度より高い温
度に耐えることのできる物質を含むことが好ましい。加
えて、前記保護コーティングは、前記コンプレッサケー
シングや前記コンプレッサケーシングの内側面に載るか
もしれない何らかの溶融した物質と反応しないことが好
ましい。本発明の前記保護コーティングは、前記コンプ
レッサケーシングの内側面に付けられると、前記コンプ
レッサケーシングの一部となり、その結果、溶融した物
質が前記コンプレッサケーシングの表面で凝結する。こ
れに対して、慣用されている滴下受けや他の安全装置
は、コンプレッサケーシングから分離し、離れている。
そのような閉込み構造は、一般に、前記安全装置と前記
コンプレッサケーシングとの間に熱空気スペースを備え
る。本発明は、溶融した物質が前記コンプレッサケーシ
ングを燃やしたり、または発火させたりするのに十分な
温度に前記コンプレッサケーシングを加熱するのを防止
する。
【００１１】本発明の好ましい実施例では、結合コーテ
ィングが最初に基板に付けられる。前記結合コーティン
グは、熱防護コーティングのための接着特性を提供す
る。熱防護コーティングは、そのようにしないと、前記
基板に容易には結合できない。前記熱防護コーティング
は、それから、前記結合コーティングの上に付けられ、
結合コーティングと相まって保護コーティングとなる。
前記熱防護コーティングは高められた絶縁特性を有する
ことが好ましく、たとえば、制限するものではないが、
イットリウムで安定化されたジルコニアのコーティング
からなることができる。前記熱防護コーティングは、前
記結合コーティングにプラズマ吹き付けされることが好
ましく、前記結合コーティングは前記基板と前記熱防護
コーティングとの間の結合剤として役立つ。
ィングが最初に基板に付けられる。前記結合コーティン
グは、熱防護コーティングのための接着特性を提供す
る。熱防護コーティングは、そのようにしないと、前記
基板に容易には結合できない。前記熱防護コーティング
は、それから、前記結合コーティングの上に付けられ、
結合コーティングと相まって保護コーティングとなる。
前記熱防護コーティングは高められた絶縁特性を有する
ことが好ましく、たとえば、制限するものではないが、
イットリウムで安定化されたジルコニアのコーティング
からなることができる。前記熱防護コーティングは、前
記結合コーティングにプラズマ吹き付けされることが好
ましく、前記結合コーティングは前記基板と前記熱防護
コーティングとの間の結合剤として役立つ。
【００１２】前記結合コーティングと前記熱防護コーテ
ィングとの厚みは、前記コーティングが付けられている
ガスタービンエンジンの特別のセクションに依存し、前
記コンプレッサケーシングを構成している合金に依存
し、そして溶融して前記保護コーティングと接触する物
質に依存する。本発明の好ましい実施例では、前記結合
コーティングはおよそ0.13mm(0.005in) の厚みであり、
前記熱防護コーティングはおよそ0.89mm(0.035in) の厚
みである。このコーティング構造は、1593.3℃(2900 °
F)以上の温度に耐えるであろう。
ィングとの厚みは、前記コーティングが付けられている
ガスタービンエンジンの特別のセクションに依存し、前
記コンプレッサケーシングを構成している合金に依存
し、そして溶融して前記保護コーティングと接触する物
質に依存する。本発明の好ましい実施例では、前記結合
コーティングはおよそ0.13mm(0.005in) の厚みであり、
前記熱防護コーティングはおよそ0.89mm(0.035in) の厚
みである。このコーティング構造は、1593.3℃(2900 °
F)以上の温度に耐えるであろう。
【００１３】
【実施例】本発明は図１に示すように、ガスタービンエ
ンジン８に使用されている。絶縁性の保護コーティング
４６は、タービン／バーナセクション１２の前方の、外
側のコンプレッサケーシング３６の内側面４４に付けら
れている。保護コーティング４６はコンプレッサケーシ
ング３６を、何らかの焼夷性粒子および（または）ガス
タービンエンジンの作動中、ガスタービンエンジン８の
コアから排出される溶融した物質から絶縁する。しかし
さらに詳しくは、本発明の保護コーティング４６は、溶
融した物質が破滅的なガスタービンエンジンの故障中に
外側のコンプレッサケーシング３６を燃やすのを防止す
る。
ンジン８に使用されている。絶縁性の保護コーティング
４６は、タービン／バーナセクション１２の前方の、外
側のコンプレッサケーシング３６の内側面４４に付けら
れている。保護コーティング４６はコンプレッサケーシ
ング３６を、何らかの焼夷性粒子および（または）ガス
タービンエンジンの作動中、ガスタービンエンジン８の
コアから排出される溶融した物質から絶縁する。しかし
さらに詳しくは、本発明の保護コーティング４６は、溶
融した物質が破滅的なガスタービンエンジンの故障中に
外側のコンプレッサケーシング３６を燃やすのを防止す
る。
【００１４】保護コーティング４６の使用は、遮蔽物
（図示せず）、滴下受け３８（図３）、ブランケット
（図示せず）その他の安全装置（図示せず）を含む慣用
されている安全装置すなわち閉込み構造の必要性を減ら
し、またはなくする。必要とされているそのような安全
装置の数量を減らすことおよび（または）なくすこと
は、ガスタービンエンジン８の重量を減らし、これによ
って航空機の重量を減らす。したがって、改善された操
作効率と操作の経済性とが本発明を使用する航空機によ
って達成できる。
（図示せず）、滴下受け３８（図３）、ブランケット
（図示せず）その他の安全装置（図示せず）を含む慣用
されている安全装置すなわち閉込み構造の必要性を減ら
し、またはなくする。必要とされているそのような安全
装置の数量を減らすことおよび（または）なくすこと
は、ガスタービンエンジン８の重量を減らし、これによ
って航空機の重量を減らす。したがって、改善された操
作効率と操作の経済性とが本発明を使用する航空機によ
って達成できる。
【００１５】本発明の最良の態様を説明する目的のため
に、保護コーティング４６がPW4000シリーズのガスター
ビンエンジンの外側のコンプレッサケーシング３６の内
側面４４に付けられたものとして説明される。この点に
関し、ガスタービンエンジン８は、図１、図２、図４お
よび図５で定位置にある本発明の保護コーティング４６
を備えて、また図３で定位置にある慣用されている安全
装置、すなわち滴下受け３８を備えて示されている。本
発明は外側のコンプレッサケーシングへの使用、特に、
PW4000シリーズのガスタービンエンジンの前方の取入れ
セクション１０の後方端部４２への使用に関連して説明
されるけれども、保護コーティング４６は、種々の他の
基板を溶融した物質または非常に熱い物質から保護し、
かつ、絶縁するために、ガスタービンエンジンの別のど
の部分および（または）どのセクションにも適用しうる
ことが当業者に容易に明らかとなるであろう。加えて、
本発明は、ガスタービンエンジン８と関係のない航空機
産業において、また航空機以外の別の産業や技術分野に
おいて使用できる。本発明の保護コーティング４６は、
基板を過剰な熱から、かつ（または）、保護コーティン
グ４６が存在しない場合に、基板に直接に載ることとな
る溶融した物質から絶縁する必要があるどのような場所
にも適用できる。
に、保護コーティング４６がPW4000シリーズのガスター
ビンエンジンの外側のコンプレッサケーシング３６の内
側面４４に付けられたものとして説明される。この点に
関し、ガスタービンエンジン８は、図１、図２、図４お
よび図５で定位置にある本発明の保護コーティング４６
を備えて、また図３で定位置にある慣用されている安全
装置、すなわち滴下受け３８を備えて示されている。本
発明は外側のコンプレッサケーシングへの使用、特に、
PW4000シリーズのガスタービンエンジンの前方の取入れ
セクション１０の後方端部４２への使用に関連して説明
されるけれども、保護コーティング４６は、種々の他の
基板を溶融した物質または非常に熱い物質から保護し、
かつ、絶縁するために、ガスタービンエンジンの別のど
の部分および（または）どのセクションにも適用しうる
ことが当業者に容易に明らかとなるであろう。加えて、
本発明は、ガスタービンエンジン８と関係のない航空機
産業において、また航空機以外の別の産業や技術分野に
おいて使用できる。本発明の保護コーティング４６は、
基板を過剰な熱から、かつ（または）、保護コーティン
グ４６が存在しない場合に、基板に直接に載ることとな
る溶融した物質から絶縁する必要があるどのような場所
にも適用できる。
【００１６】図１に示した種々の要素は、ガスタービン
エンジンの火災によって生じうる溶融した物質からの保
護を必要とする。慣用されているガスタービンエンジン
８は、通常、前方端部５０と後方端部４２とを有する前
方の取入れセクション１０と、バーナ／タービンセクシ
ョン１２と、排出セクション１４とを含む。前方の取入
れセクション１０は、チタン製のファンブレード２４を
取り囲み、密封しているチタン製のファンブレードのハ
ウジング４０を含む。ファンブレード２４の後方には、
入って来る空気流れに接触するであろう順序で、ニッケ
ル合金製の取入れガイドベーン１６、チタン製のロータ
ブレード１８、タービンロータディスク２６、およびチ
タン製のステータブレード３０がある。これら要素は、
チタン製のコンプレッサケーシング２０に入れられてい
る。
エンジンの火災によって生じうる溶融した物質からの保
護を必要とする。慣用されているガスタービンエンジン
８は、通常、前方端部５０と後方端部４２とを有する前
方の取入れセクション１０と、バーナ／タービンセクシ
ョン１２と、排出セクション１４とを含む。前方の取入
れセクション１０は、チタン製のファンブレード２４を
取り囲み、密封しているチタン製のファンブレードのハ
ウジング４０を含む。ファンブレード２４の後方には、
入って来る空気流れに接触するであろう順序で、ニッケ
ル合金製の取入れガイドベーン１６、チタン製のロータ
ブレード１８、タービンロータディスク２６、およびチ
タン製のステータブレード３０がある。これら要素は、
チタン製のコンプレッサケーシング２０に入れられてい
る。
【００１７】作動中、前掲した要素のどれでも疲労によ
って、または取入れ口９から入る異物によって曲げまた
は破損のような損傷を受けうる。特定の要素への損傷
は、その要素のコンプレッサケーシング２０に対するこ
すりすなわち摩擦を生じ、それによって過剰な摩擦熱を
つくりだす。または、前記要素の部分が分離される場
合、前記要素の部分がガスタービンエンジン８内の他の
要素間に押し込められことがあり、かつ（または）、ガ
スタービンエンジンの別のセクション、特に前方の取入
れセクション１０の後方端部４２に移動することがあ
る。この移動通路に沿うどの場所でも、前記要素の部分
が押し込められ、過剰の摩擦熱を生じうる。ガスタービ
ンエンジンのどこかのセクションにおける摩擦熱によっ
て、特定のチタンの要素の部分または要素の温度が発火
温度に、またはそれ以上の温度に増加すると、前記要素
の部分は燃え始めるであろう。そして、前記要素の部分
が押し込められた位置から自由に浮動したり、破れて拘
束がなくなったりすると、前記要素の部分は、この部分
がガスタービンエンジン８の排出セクション１４から排
出されるまで、ガスタービンエンジン８中を移動し続け
るであろう。前記要素の部分が永続的に押し込められた
ままであったり、他の要素を損傷したり、他の要素を発
火したりすると、完全かつ破滅的なエンジン故障が起こ
りうる。
って、または取入れ口９から入る異物によって曲げまた
は破損のような損傷を受けうる。特定の要素への損傷
は、その要素のコンプレッサケーシング２０に対するこ
すりすなわち摩擦を生じ、それによって過剰な摩擦熱を
つくりだす。または、前記要素の部分が分離される場
合、前記要素の部分がガスタービンエンジン８内の他の
要素間に押し込められことがあり、かつ（または）、ガ
スタービンエンジンの別のセクション、特に前方の取入
れセクション１０の後方端部４２に移動することがあ
る。この移動通路に沿うどの場所でも、前記要素の部分
が押し込められ、過剰の摩擦熱を生じうる。ガスタービ
ンエンジンのどこかのセクションにおける摩擦熱によっ
て、特定のチタンの要素の部分または要素の温度が発火
温度に、またはそれ以上の温度に増加すると、前記要素
の部分は燃え始めるであろう。そして、前記要素の部分
が押し込められた位置から自由に浮動したり、破れて拘
束がなくなったりすると、前記要素の部分は、この部分
がガスタービンエンジン８の排出セクション１４から排
出されるまで、ガスタービンエンジン８中を移動し続け
るであろう。前記要素の部分が永続的に押し込められた
ままであったり、他の要素を損傷したり、他の要素を発
火したりすると、完全かつ破滅的なエンジン故障が起こ
りうる。
【００１８】一般に、ガスタービンエンジンのセクショ
ン内で永続的に押し込められたままとなる非常に熱い粒
子や溶融した物質は、ガスタービンエンジンの最も制限
的なセクションに、すなわち、前方の取入れセクション
１０の後方端部４２に向けて後方へ移動される。ガスタ
ービンエンジン８の前記部分は、図２に最良に示されて
いる。後方端部４２では、通常、最大の摩擦力がこのセ
クションの制限的な性質によって生じ、その結果、最大
の摩擦熱が前記セクションで発生しそうである。加え
て、後方端部４２におけるかなりの制限は、非常に熱い
粒子や溶融した物質の累積を起こさせる傾向がある。こ
の点に関し、故障したり、燃えたりしそうであり、それ
によって溶融した物質をガスタービンエンジンの囲みの
外部へ排出するコンプレッサケーシング２０の領域は、
前方の取入れセクション１０の後方端部４２を囲むコン
プレッサケーシングのセクションである。
ン内で永続的に押し込められたままとなる非常に熱い粒
子や溶融した物質は、ガスタービンエンジンの最も制限
的なセクションに、すなわち、前方の取入れセクション
１０の後方端部４２に向けて後方へ移動される。ガスタ
ービンエンジン８の前記部分は、図２に最良に示されて
いる。後方端部４２では、通常、最大の摩擦力がこのセ
クションの制限的な性質によって生じ、その結果、最大
の摩擦熱が前記セクションで発生しそうである。加え
て、後方端部４２におけるかなりの制限は、非常に熱い
粒子や溶融した物質の累積を起こさせる傾向がある。こ
の点に関し、故障したり、燃えたりしそうであり、それ
によって溶融した物質をガスタービンエンジンの囲みの
外部へ排出するコンプレッサケーシング２０の領域は、
前方の取入れセクション１０の後方端部４２を囲むコン
プレッサケーシングのセクションである。
【００１９】故障し始めたどのガスタービンエンジンに
も関係のある別の原因としては、ガスタービンエンジン
を通る空気流れが後方端部４２で最高の圧縮状態に達す
ることである。したがって、圧縮のかなりの熱が熱蓄積
を加速し、発火されるチタンの燃焼を促進する。ガスタ
ービンエンジンの故障が進むとき、溶融した物質と非常
に熱い粒子とは、後方端部４２の温度を内側のコンプレ
ッサケーシング３４を燃やすのに十分な温度に増加さ
せ、保護手段がとられないならば、外側のコンプレッサ
ケーシング３６を燃やしてしまう。非常に熱い粒子は、
その後、ガスタービンエンジンの囲みから排出される。
したがって、慣用の安全装置または本発明の保護コーテ
ィングが、外側のコンプレッサケーシングが溶融した物
質によって破られないのを確保するために定位置に置か
れねばならない。
も関係のある別の原因としては、ガスタービンエンジン
を通る空気流れが後方端部４２で最高の圧縮状態に達す
ることである。したがって、圧縮のかなりの熱が熱蓄積
を加速し、発火されるチタンの燃焼を促進する。ガスタ
ービンエンジンの故障が進むとき、溶融した物質と非常
に熱い粒子とは、後方端部４２の温度を内側のコンプレ
ッサケーシング３４を燃やすのに十分な温度に増加さ
せ、保護手段がとられないならば、外側のコンプレッサ
ケーシング３６を燃やしてしまう。非常に熱い粒子は、
その後、ガスタービンエンジンの囲みから排出される。
したがって、慣用の安全装置または本発明の保護コーテ
ィングが、外側のコンプレッサケーシングが溶融した物
質によって破られないのを確保するために定位置に置か
れねばならない。
【００２０】本発明の保護コーティング４６の付加的な
必要性は、チタンおよびチタン合金をバーナ／タービン
セクションのできる限り近くで使用するための要求から
生ずる。ガスタービンエンジンの重量を減らす目的のた
めに、ニッケル合金のようなより重い合金の代わりにチ
タンが使用されればされる程、ガスタービンエンジンの
全体のより多くの重量軽減が達成される。しかしなが
ら、配置されるチタン製の要素がバーナ／タービンセク
ション１２に近づけば近づく程、その要素が発火温度に
到達する可能性がより高くなり、それによって燃えた
り、破滅的なガスタービンエンジンの故障を引き起こし
たりする。
必要性は、チタンおよびチタン合金をバーナ／タービン
セクションのできる限り近くで使用するための要求から
生ずる。ガスタービンエンジンの重量を減らす目的のた
めに、ニッケル合金のようなより重い合金の代わりにチ
タンが使用されればされる程、ガスタービンエンジンの
全体のより多くの重量軽減が達成される。しかしなが
ら、配置されるチタン製の要素がバーナ／タービンセク
ション１２に近づけば近づく程、その要素が発火温度に
到達する可能性がより高くなり、それによって燃えた
り、破滅的なガスタービンエンジンの故障を引き起こし
たりする。
【００２１】図４を参照するに、図１に示したガスター
ビンエンジン８の、特に、前方の取入れセクション１０
の後方端部４２の詳細な断面図が示されている。本発明
の保護コーティング４６は、外側のコンプレッサケーシ
ング３６の内側面４４に付けられることが好ましい。保
護コーティング４６は下方の先端部に、すなわち、ガス
タービンエンジンの底部の周りの一方の側部の中央から
ガスタービンエンジンの他方の側部の中央までに、また
は鋼製の滴下受け３８と比較した場合の保護コーティン
グの重量の利点を考慮して、外側のコンプレッサケーシ
ング３６の全内側面４４に付けることができる。保護コ
ーティング４６はまた、安全限界を向上するために、か
つ（または）、前記要素の重量とかさとを減らすため
に、滴下受け３８（図３）やコンプレッサケーシングを
含むガスタービンエンジンの別のセクションに適用する
こともできる。
ビンエンジン８の、特に、前方の取入れセクション１０
の後方端部４２の詳細な断面図が示されている。本発明
の保護コーティング４６は、外側のコンプレッサケーシ
ング３６の内側面４４に付けられることが好ましい。保
護コーティング４６は下方の先端部に、すなわち、ガス
タービンエンジンの底部の周りの一方の側部の中央から
ガスタービンエンジンの他方の側部の中央までに、また
は鋼製の滴下受け３８と比較した場合の保護コーティン
グの重量の利点を考慮して、外側のコンプレッサケーシ
ング３６の全内側面４４に付けることができる。保護コ
ーティング４６はまた、安全限界を向上するために、か
つ（または）、前記要素の重量とかさとを減らすため
に、滴下受け３８（図３）やコンプレッサケーシングを
含むガスタービンエンジンの別のセクションに適用する
こともできる。
【００２２】図４および図５を参照するに、基板４８に
適用された本発明の保護コーティング４６の詳細図と、
分解図とがそれぞれ示されている。本発明の保護コーテ
ィング４６は、良好な絶縁特性と、保護コーティング４
６に載るようになる溶融した物質か、または基板４８の
溶融温度かに関連する温度より高い溶融温度とを有す
る。加えて、保護コーティング４６は基板４８と、保護
コーティングと接触するおそれのある溶融した物質とに
非反応性であるべきである。通常、最高の溶融温度を有
するガスタービンエンジン内に収容される材料は、チタ
ンおよびニッケル合金であり、タービンセクションでは
コバルト合金である。これら材料の溶融温度は1593.3℃
(2900 °F)以上である。それゆえに、保護コーティング
４６は1593.3℃より実質的に高い溶融温度を持つべきで
ある。
適用された本発明の保護コーティング４６の詳細図と、
分解図とがそれぞれ示されている。本発明の保護コーテ
ィング４６は、良好な絶縁特性と、保護コーティング４
６に載るようになる溶融した物質か、または基板４８の
溶融温度かに関連する温度より高い溶融温度とを有す
る。加えて、保護コーティング４６は基板４８と、保護
コーティングと接触するおそれのある溶融した物質とに
非反応性であるべきである。通常、最高の溶融温度を有
するガスタービンエンジン内に収容される材料は、チタ
ンおよびニッケル合金であり、タービンセクションでは
コバルト合金である。これら材料の溶融温度は1593.3℃
(2900 °F)以上である。それゆえに、保護コーティング
４６は1593.3℃より実質的に高い溶融温度を持つべきで
ある。
【００２３】本発明の１実施例では、保護コーティング
４６はチタン製の基板に、特に外側のコンプレッサケー
シング３６の内側面４４に付けられている。保護コーテ
ィング４６は、プラズマ吹き付け(plasma spray)された
金属を含むおよそ0.13mm(0.005in) の厚みの結合コーテ
ィング５２と、セラミックの頂部コーティング５４とを
含む。結合コーティング５２は、95% のニッケルと5%の
アルミニウムとからなるニッケル−アルミニウム合金、
または米国特許Re第32,121号明細書に記載されたような
ニッケル−コバルト−クロム−アルミニウム−イットリ
ウム合金とすることができる。セラミックのコーティン
グはチタンおよびチタン合金に直接十分に接着しない
が、結合コーティング５２はセラミックの頂部コーティ
ング５４とチタンの基板４８との間の結合剤として作用
する。
４６はチタン製の基板に、特に外側のコンプレッサケー
シング３６の内側面４４に付けられている。保護コーテ
ィング４６は、プラズマ吹き付け(plasma spray)された
金属を含むおよそ0.13mm(0.005in) の厚みの結合コーテ
ィング５２と、セラミックの頂部コーティング５４とを
含む。結合コーティング５２は、95% のニッケルと5%の
アルミニウムとからなるニッケル−アルミニウム合金、
または米国特許Re第32,121号明細書に記載されたような
ニッケル−コバルト−クロム−アルミニウム−イットリ
ウム合金とすることができる。セラミックのコーティン
グはチタンおよびチタン合金に直接十分に接着しない
が、結合コーティング５２はセラミックの頂部コーティ
ング５４とチタンの基板４８との間の結合剤として作用
する。
【００２４】結合コーティング５２は、セラミック製の
頂部コーティング５４によってプラズマ吹き付けされて
いる。頂部コーティング５４は、およそ0.89mm(0.035i
n) の厚みの、イットリアで安定化されたジルコニア(yt
tria stabilized zirconia)からなることが好ましい。
セラミックの頂部コーティング５４のための最良の結果
は、イットリアとジルコニウムとの組合せを使用するこ
とによって得られるが、モリブデンおよびコバルト タ
ングステン カーバイド(molybdenum and cobalttungst
en carbide)からなる頂部コーティングを使用したテス
トもまた実施された。これら材料は、イットリアで安定
化されたジルコニアより劣るけれども、本発明の範囲内
で使用できるものであり、特別に評価したものよりもコ
ーティング基質に一層良く適合しうる。イットリアまた
はマグネシアで部分的にまたは全体的に安定化されたジ
ルコニアは好ましい。
頂部コーティング５４によってプラズマ吹き付けされて
いる。頂部コーティング５４は、およそ0.89mm(0.035i
n) の厚みの、イットリアで安定化されたジルコニア(yt
tria stabilized zirconia)からなることが好ましい。
セラミックの頂部コーティング５４のための最良の結果
は、イットリアとジルコニウムとの組合せを使用するこ
とによって得られるが、モリブデンおよびコバルト タ
ングステン カーバイド(molybdenum and cobalttungst
en carbide)からなる頂部コーティングを使用したテス
トもまた実施された。これら材料は、イットリアで安定
化されたジルコニアより劣るけれども、本発明の範囲内
で使用できるものであり、特別に評価したものよりもコ
ーティング基質に一層良く適合しうる。イットリアまた
はマグネシアで部分的にまたは全体的に安定化されたジ
ルコニアは好ましい。
【００２５】本発明の１実施例は、ニッケル−コバルト
−クロム−アルミニウム−イットリウムからなる0.13mm
厚みの特別の結合コーティング５２と、イットリアで安
定化されたジルコニアからなる0.89mm厚みの特別の頂部
コーティング５４とを特別の基板(Ti-6-2-42) に付けて
使用しているが、結合コーティング５２および（また
は）頂部コーティング５４のための異なる成分と厚みと
が異なる基板４８への適用のために使用しうることが当
業者に容易に明らかとなるであろう。加えて、セラミッ
クの頂部コーティング５４はある基板に容易に結合で
き、結合コーティング５２を必要としない。本発明の利
点は、保護コーティング４６の絶縁性および（または）
非反応性の寄与から引き出される。保護コーティング４
６は大きなガスタービンエンジンに2.3kg(5lb)のわずか
な重量を付加するが、これは、慣用されている滴下受け
３８が保護コーティングに代えて使用される場合に生ず
るであろうおよそ38.5kgないし45.3kg(85 〜100lb)の重
量より少ない。
−クロム−アルミニウム−イットリウムからなる0.13mm
厚みの特別の結合コーティング５２と、イットリアで安
定化されたジルコニアからなる0.89mm厚みの特別の頂部
コーティング５４とを特別の基板(Ti-6-2-42) に付けて
使用しているが、結合コーティング５２および（また
は）頂部コーティング５４のための異なる成分と厚みと
が異なる基板４８への適用のために使用しうることが当
業者に容易に明らかとなるであろう。加えて、セラミッ
クの頂部コーティング５４はある基板に容易に結合で
き、結合コーティング５２を必要としない。本発明の利
点は、保護コーティング４６の絶縁性および（または）
非反応性の寄与から引き出される。保護コーティング４
６は大きなガスタービンエンジンに2.3kg(5lb)のわずか
な重量を付加するが、これは、慣用されている滴下受け
３８が保護コーティングに代えて使用される場合に生ず
るであろうおよそ38.5kgないし45.3kg(85 〜100lb)の重
量より少ない。
【図１】ガスタービンエンジンの実施例を示す断面側面
図で、ガスタービンエンジンの内部および外部要素を示
している。
図で、ガスタービンエンジンの内部および外部要素を示
している。
【図２】ガスタービンエンジンの実施例を示す断面側面
図で、ガスタービンエンジンを通る空気流れと、空気流
れの温度プロフィールとを示している。
図で、ガスタービンエンジンを通る空気流れと、空気流
れの温度プロフィールとを示している。
【図３】従来のガスタービンエンジンの詳細な断面側面
図で、ガスタービンエンジンから排出される溶融した物
質を収容するために配置された慣用されている滴下受け
を示している。
図で、ガスタービンエンジンから排出される溶融した物
質を収容するために配置された慣用されている滴下受け
を示している。
【図４】本発明の詳細な断面側面図で、ガスタービンエ
ンジンの外側のコンプレッサケーシングの内側面に付け
られている保護コーティングを示している。
ンジンの外側のコンプレッサケーシングの内側面に付け
られている保護コーティングを示している。
【図５】本発明の保護コーティングと基板を示すもの
で、５Ａは分解斜視図、５Ｂは保護コーティングを基板
に付けた断面図である。
で、５Ａは分解斜視図、５Ｂは保護コーティングを基板
に付けた断面図である。
８ ガスタービンエンジン ９ 取入れ口 １０ 取入れセクション １２ バーナ／タービンセクション １４ 排出セクション ３６ 外側のコンプレッサケーシング ４２ 後方端部 ４４ 内側面 ４６ 絶縁性の保護コーティング ４８ 基板 ５０ 前方端部 ５２ 結合コーティング ５４ 頂部コーティング
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ダイネシュ ケイ ガプタ アメリカ合衆国 06074 コネティカット 州 サウス ウィンザー ワイルドウッド サークル 20
Claims (18)
- 【請求項１】 内側面と外側面とを有する基板を有し、
該基板によって少なくとも一部が取り囲まれるガスター
ビンエンジンにおいて、該ガスタービンエンジンから排
出される非常に熱い物質が前記基板を貫通するのを防止
する方法であって、 前記基板の前記内側面に結合コーティングを付けるこ
と、 絶縁性の熱防護コーティングであって前記非常に熱い物
質の予想される温度より高く、かつ、前記基板の溶融温
度より高い溶融温度を有する熱防護コーティングを前記
結合コーティングに付けることを含む、非常に熱い物質
がガスタービンエンジンの基板を貫通するのを防止する
方法。 - 【請求項２】 前記結合コーティングは、ニッケル−コ
バルト−クロム−アルミニウム−イットリウムの合金で
ある、請求項１に記載の方法。 - 【請求項３】 前記絶縁性の熱防護コーティングは、安
定化されたジルコニアのコーティングである、請求項２
に記載の方法。 - 【請求項４】 前記基板は、チタンおよびチタン合金か
らなり、前記熱防護コーティングより低い溶融温度を有
する、請求項３に記載の方法。 - 【請求項５】 内側のディフューザケーシングと、内側
面および外側面を有する外側のエンジンケーシングとを
含むガスタービンエンジンにおいて、前記内側のディフ
ューザケーシング内から排出される非常に熱い物質が前
記外側のエンジンケーシングを貫通するのを防止する方
法であって、 前記外側のエンジンケーシングの前記内側面に結合コー
ティングを付けること、 絶縁性の熱防護コーティングであって前記非常に熱い物
質の予想される温度より高く、かつ、前記外側のエンジ
ンケーシングの溶融温度より高い溶融温度を有する熱防
護コーティングを前記結合コーティングに付けることを
含む、非常に熱い物質がエンジンケーシングを貫通する
のを防止する方法。 - 【請求項６】 前記結合コーティングは、ニッケル−コ
バルト−クロム−アルミニウム−イットリウムの合金で
ある、請求項５に記載の方法。 - 【請求項７】 前記熱防護コーティングは安定化された
ジルコニアのコーティングである、請求項６に記載の方
法。 - 【請求項８】 前記外側のエンジンケーシングは、チタ
ンおよびチタン合金からなり、前記結合コーティングよ
り低い溶融温度を有する、請求項７に記載の方法。 - 【請求項９】 非常に熱い物質がガスタービンエンジン
から逃げるのを防止する装置であって、 前記ガスタービンエンジンの少なくとも一部を取り囲
む、内側面と外側面とを有する基板と、 該基板の前記内側面に付けられる絶縁性の保護コーティ
ングであって前記非常に熱い物質の予想される温度より
高く、かつ、前記基板の溶融温度より高い溶融温度を有
し、熱絶縁性の特性を有する保護コーティングとを備え
る、非常に熱い物質がガスタービンエンジンから逃げる
のを防止する装置。 - 【請求項１０】 前記絶縁性の保護コーティングは、結
合コーティングと、絶縁性の熱防護コーティングとから
なり、該熱防護コーティングは、前記非常に熱い物質の
予想される温度より高く、かつ、前記基板の溶融温度よ
り高い溶融温度を有し、前記結合コーティングに吹き付
けられている、請求項９に記載の装置。 - 【請求項１１】 前記結合コーティングは、ニッケル−
コバルト−クロム−アルミニウム−イットリウムの合金
である、請求項１０に記載の方法。 - 【請求項１２】 前記絶縁性の熱防護コーティングは安
定化されたジルコニアのコーティングである、請求項１
０に記載の装置。 - 【請求項１３】 前記基板は、外側のコンプレッサケー
シングからなり、前記基板の前記外側面は前記ガスター
ビンエンジンの外側の周囲を限定し、前記外側のコンプ
レッサケーシングはチタンおよびチタン合金からなる、
請求項９に記載の装置。 - 【請求項１４】 非常に熱い物質がガスタービンエンジ
ンから逃げるのを防止する装置であって、 内側のディフューザケーシングと、 内側面および外側面を有する外側のエンジンケーシング
と、 前記内側のディフューザケーシングの一部を取り囲む基
板であって前記内側のディフューザケーシングから間隔
をおいた内側面と外側面とを有する基板と、 該基板の前記内側面に付けられる絶縁性の保護コーティ
ングであって前記非常に熱い物質の予想される温度より
高く、かつ、前記基板の溶融温度より高い溶融温度を有
し、熱絶縁性の特性を有する保護コーティングとを備え
る、非常に熱い物質がガスタービンエンジンから逃げる
のを防止する装置。 - 【請求項１５】 前記絶縁性の保護コーティングは、結
合コーティングと、絶縁性の熱防護コーティングとから
なり、該熱防護コーティングは、前記非常に熱い物質の
予想される温度より高く、かつ、前記基板の溶融温度よ
り高い溶融温度を有し、前記結合コーティングに吹き付
けられている、請求項１４に記載の装置。 - 【請求項１６】 前記結合コーティングは、ニッケル−
コバルト−クロム−アルミニウム−イットリウムの合金
である、請求項１５に記載の方法。 - 【請求項１７】 前記熱防護コーティングは安定化され
たジルコニアのコーティングからなる、請求項１５に記
載の装置。 - 【請求項１８】 前記基板は前記外側のコンプレッサケ
ーシングからなり、前記基板の前記外側面は前記ガスタ
ービンエンジンの外側の周囲を限定し、前記コンプレッ
サケーシングはチタンおよびチタン合金からなる、請求
項１４に記載の装置。
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