JPS5811796A - 熱保護耐熱合金構造体 - Google Patents
熱保護耐熱合金構造体Info
- Publication number
- JPS5811796A JPS5811796A JP57038249A JP3824982A JPS5811796A JP S5811796 A JPS5811796 A JP S5811796A JP 57038249 A JP57038249 A JP 57038249A JP 3824982 A JP3824982 A JP 3824982A JP S5811796 A JPS5811796 A JP S5811796A
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- JP
- Japan
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- heat
- resistant
- alloy
- coating layer
- nickel
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- Granted
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Classifications
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- 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
- C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
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- Chemical & Material Sciences (AREA)
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Electroplating Methods And Accessories (AREA)
- Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は高温で使用するタービン羽根、翼板、燃焼器及
び遷移部品表面の耐熱合金のような熱保護ニッケル基台
金及びコバルト基合金に関する。
び遷移部品表面の耐熱合金のような熱保護ニッケル基台
金及びコバルト基合金に関する。
先行技術
□
タービンに使用される燃焼ガスの動作温度は約１０９３
℃（−〇００″Ｆ）又はそれ以上に達し、その丸め多く
の商業的に入手できる金属は溶融する。その結果、エン
ジンの設計技師はタービン羽根、翼板、燃焼器及び遷移
部品の製造に使用する新規な合金を開発してきた。さら
に、タービン羽根及び羽根部品が高温雰囲気で有効に動
作するように羽根部品特にタービン羽根は典蓋的には金
属をベースにしたオーバーレイコーティング及び外匈の
オーバーコートすなわち断熱層によって被榎される。
℃（−〇００″Ｆ）又はそれ以上に達し、その丸め多く
の商業的に入手できる金属は溶融する。その結果、エン
ジンの設計技師はタービン羽根、翼板、燃焼器及び遷移
部品の製造に使用する新規な合金を開発してきた。さら
に、タービン羽根及び羽根部品が高温雰囲気で有効に動
作するように羽根部品特にタービン羽根は典蓋的には金
属をベースにしたオーバーレイコーティング及び外匈の
オーバーコートすなわち断熱層によって被榎される。
断熱層としてセラ２ツクコーテイングヲ使用することに
より空冷金属部品表面に絶熱性且つ耐蝕性層を形成する
。このようなセラ２ツクコーテイングは簡単な回収−併
合サイクルのタービン性能を改善し、発電費用を減少さ
せるが、タービン入口温度の上昇とセラミックコーティ
ング導入とに付随する発電効率の増大と発電コストの改
善の面から見た最大の利１４Ｉ／Ｉｉ併合サイクルの場
合に生ずるのである。発電効率の増大と発電コスト減少
との最大の一つの飛曜的改畳はセラミックコーティング
の使用によってタービン入口温度を１０デ３℃（−〇０
０″Ｆ）から／ Ｊ ０４ｇ ’（：（ココ００”Ｐ
）へ、を九は１３１４℃（Ｊ ｌ ｏ ｏ”Ｆ ）へ昇
温することによって生ずる。さらに所定燃料プロセスに
おいて、残油燃料で置き換えれば種々のサイクルタイプ
の発電コストが顕著に低下される。
より空冷金属部品表面に絶熱性且つ耐蝕性層を形成する
。このようなセラ２ツクコーテイングは簡単な回収−併
合サイクルのタービン性能を改善し、発電費用を減少さ
せるが、タービン入口温度の上昇とセラミックコーティ
ング導入とに付随する発電効率の増大と発電コストの改
善の面から見た最大の利１４Ｉ／Ｉｉ併合サイクルの場
合に生ずるのである。発電効率の増大と発電コスト減少
との最大の一つの飛曜的改畳はセラミックコーティング
の使用によってタービン入口温度を１０デ３℃（−〇０
０″Ｆ）から／ Ｊ ０４ｇ ’（：（ココ００”Ｐ
）へ、を九は１３１４℃（Ｊ ｌ ｏ ｏ”Ｆ ）へ昇
温することによって生ずる。さらに所定燃料プロセスに
おいて、残油燃料で置き換えれば種々のサイクルタイプ
の発電コストが顕著に低下される。
セラミックコーティングを使用することによって得られ
る重大な性能向上及び燃料の融通性ある使用可能性に対
して従前から約θ、ｌコク諺（３ミル）の厚さのプラズ
マ溶射Ｎｉ０ｒＡＪＹコーテイング及び約ｏ、３ｔ■（
／１ξル）の厚さのＺｒＯ，・／コＹ、Ｏｓオーバーコ
ートの利用が提案されている。しかし試験の結果、Ｚｒ
Ｏ２・／コ’Ｙ、Ｏ，プラズマ溶射コーティングは清浄
な燃焼されたガス雰囲気では安定であるが、ナトリウム
、イオウ、バナジウム−マグネシウム（マグネシウムは
バナジウム酸マグネシウムの形成の目的でバナジウムを
含有した低質燃料に加えられた燃料添加剤である）不純
物を含む燃焼環境中では５０時間の短い試験時間にもひ
どい亀裂や割れを生じたことが示され九。
る重大な性能向上及び燃料の融通性ある使用可能性に対
して従前から約θ、ｌコク諺（３ミル）の厚さのプラズ
マ溶射Ｎｉ０ｒＡＪＹコーテイング及び約ｏ、３ｔ■（
／１ξル）の厚さのＺｒＯ，・／コＹ、Ｏｓオーバーコ
ートの利用が提案されている。しかし試験の結果、Ｚｒ
Ｏ２・／コ’Ｙ、Ｏ，プラズマ溶射コーティングは清浄
な燃焼されたガス雰囲気では安定であるが、ナトリウム
、イオウ、バナジウム−マグネシウム（マグネシウムは
バナジウム酸マグネシウムの形成の目的でバナジウムを
含有した低質燃料に加えられた燃料添加剤である）不純
物を含む燃焼環境中では５０時間の短い試験時間にもひ
どい亀裂や割れを生じたことが示され九。
加うるに、酸化ジルコニウムをベースにした複合コーテ
ィング系より４爽に耐久力の大きい複合ケイ酸カルシウ
ム（０＆ ＊ ８１０ ａ ）／′Ｎｉ ０ｒＡＩＹコ
ーテイング系を使用することが提唱された。ガス／金属
温度がそれぞれ１ｓｔｏ℃／ ｔ ｌ Ｊ ’Ｃでのマ
ツへ〇、Ｊバーナーリグテスト（ｍａｃｈ Ｏ，３ｂｕ
ｒｎθｒ ｒｉｇ ｔｅｓｔ）においてナトリウム又は
バナジウム不純物を含み相対的に低いイオウ含有量の燃
料を使用した場合、複合Ｚ ｒＯ＊・ｌコＹｔ ｏ ｉ
／Ｎｉ０ｒムＩＹコーティングは１時間サイクルの６
０回後使用不能となり、一方、複合Ｏａ、８１０４／Ｎ
ｉ０ｒＡＪＹコーティングはそれよシはるかに長時間持
続することが見出された。さらにＺ ｒＯｔ・Ｉ Ｙ
ｚ Ｏｓ ／ Ｍ ｉ ＯｒムＡＹコーティングは１時
間サイクルの３７０回後使用不能となシ、一方複合○ａ
、８１０４／Ｎｉ０ｒムＩＹコーティングはそれより更
に長時間持続することが見出され友。これらの試験は複
合Ｏａ ２８１０４ ／ Ｎ ｉ ＯｒＡｊＹ コーテ
ィング系は大気中バーナーリグテスト（ｂｕｒｎｅｒ
ｒｉｇｔｅｓｔ ） Ｉ／Ｃおいて複合酸化ジルコニウ
ムベースのコーティング系よりも耐久力が大きいことを
確随しているが、実用的なタービン硬質保護には＃１と
んど満足できるものではない。
ィング系より４爽に耐久力の大きい複合ケイ酸カルシウ
ム（０＆ ＊ ８１０ ａ ）／′Ｎｉ ０ｒＡＩＹコ
ーテイング系を使用することが提唱された。ガス／金属
温度がそれぞれ１ｓｔｏ℃／ ｔ ｌ Ｊ ’Ｃでのマ
ツへ〇、Ｊバーナーリグテスト（ｍａｃｈ Ｏ，３ｂｕ
ｒｎθｒ ｒｉｇ ｔｅｓｔ）においてナトリウム又は
バナジウム不純物を含み相対的に低いイオウ含有量の燃
料を使用した場合、複合Ｚ ｒＯ＊・ｌコＹｔ ｏ ｉ
／Ｎｉ０ｒムＩＹコーティングは１時間サイクルの６
０回後使用不能となり、一方、複合Ｏａ、８１０４／Ｎ
ｉ０ｒＡＪＹコーティングはそれよシはるかに長時間持
続することが見出された。さらにＺ ｒＯｔ・Ｉ Ｙ
ｚ Ｏｓ ／ Ｍ ｉ ＯｒムＡＹコーティングは１時
間サイクルの３７０回後使用不能となシ、一方複合○ａ
、８１０４／Ｎｉ０ｒムＩＹコーティングはそれより更
に長時間持続することが見出され友。これらの試験は複
合Ｏａ ２８１０４ ／ Ｎ ｉ ＯｒＡｊＹ コーテ
ィング系は大気中バーナーリグテスト（ｂｕｒｎｅｒ
ｒｉｇｔｅｓｔ ） Ｉ／Ｃおいて複合酸化ジルコニウ
ムベースのコーティング系よりも耐久力が大きいことを
確随しているが、実用的なタービン硬質保護には＃１と
んど満足できるものではない。
重質石油燃料を燃焼させて実＃！に使用するガスタービ
ンを仮想した圧力、温度及び汚染状態での加圧流通試験
によりＣａ、Ｂ１０４／ Ｎｉ０ｒＡＪＹ 試料片は重
囲する用途に対して期待される有効寿命より遥かに短い
１時間サイクルコ０回後に被覆面に広範なスポーリング
を生じた。試験後の検査からＯａ、ＳｉＯ４はしばしば
通常の使用で存在するバナジウム、マグネシウム、イオ
ウを含んだ燃焼環境では化学的に不安定であることが示
された。
ンを仮想した圧力、温度及び汚染状態での加圧流通試験
によりＣａ、Ｂ１０４／ Ｎｉ０ｒＡＪＹ 試料片は重
囲する用途に対して期待される有効寿命より遥かに短い
１時間サイクルコ０回後に被覆面に広範なスポーリング
を生じた。試験後の検査からＯａ、ＳｉＯ４はしばしば
通常の使用で存在するバナジウム、マグネシウム、イオ
ウを含んだ燃焼環境では化学的に不安定であることが示
された。
接着コーティング及びオーバーコートを含む先行技術に
よる断熱コーティング系の欠点はタービン部材例えば翼
板、タービン羽根、燃焼器及び遷移部品の利用価値を限
定してしまう点にある。
よる断熱コーティング系の欠点はタービン部材例えば翼
板、タービン羽根、燃焼器及び遷移部品の利用価値を限
定してしまう点にある。
接着コーティング層と、該金属接着コーティング層上に
施した三元ケイ酸塩の竜ラミック断熱コーティング層と
から成る熱保謙合金コーティング構造体に関する。
施した三元ケイ酸塩の竜ラミック断熱コーティング層と
から成る熱保謙合金コーティング構造体に関する。
本発明はさらに、本質的にＮｉ０ｒＡＪＹ又は−ティン
グし、コーティングし九表面をＯａＯｌＭｇＯ及びＳ１
０．から形成した三元系ケイ酸塩から本質的に成るセラ
ミック断熱コーティング層でコーティングすることから
なるニッケル耐熱基合金又はコバルト耐熱基合金表面の
コーティング方法にも関する。
グし、コーティングし九表面をＯａＯｌＭｇＯ及びＳ１
０．から形成した三元系ケイ酸塩から本質的に成るセラ
ミック断熱コーティング層でコーティングすることから
なるニッケル耐熱基合金又はコバルト耐熱基合金表面の
コーティング方法にも関する。
こうして、上述した耐熱コーティングの欠点を除去する
ためのコーティング系が提供される。
ためのコーティング系が提供される。
断熱コーティング系は１ｌｔＬ＜はＭＯｒＡＪＹ（ここ
でＭはニッケル又はコバルトである）を含む接着コーテ
ィング層と、Ｏａｋ、 ＭｇＯ及び８１０．から成る三
元ケイ酸塩の断熱コーティング層とからなる。三元ケイ
酸塩はバナジウム−マグネシウム及びイオウを含む燃焼
ガス中及び他の環境中でＣａ、８１０４よりも化学的に
安定である。最も高い熱膨張率を有するものとして我々
が見出した上記接着コーティング層と最もよく適合する
三元ケイ酸塩はＯａＯ・ＭｇＯ−８ｉＯ，及びＪＣａｏ
−ＭｇＯ・−８１０，である。
でＭはニッケル又はコバルトである）を含む接着コーテ
ィング層と、Ｏａｋ、 ＭｇＯ及び８１０．から成る三
元ケイ酸塩の断熱コーティング層とからなる。三元ケイ
酸塩はバナジウム−マグネシウム及びイオウを含む燃焼
ガス中及び他の環境中でＣａ、８１０４よりも化学的に
安定である。最も高い熱膨張率を有するものとして我々
が見出した上記接着コーティング層と最もよく適合する
三元ケイ酸塩はＯａＯ・ＭｇＯ−８ｉＯ，及びＪＣａｏ
−ＭｇＯ・−８１０，である。
基材に所定のコーティング層を施す場合、ＭＯｒムバ（
Ｍｔ；ｔニッケル又はコバルトである）を含む接着コー
ティング層がまず＠ｌに施され、続いて接着コーティン
グ層をコーティングしｆｅ、ｌＲ面に三元ケイ酸塩から
なる断熱コーティング層がコーティングされる。コーテ
ィング系（二重−１ 塗装系 にはプラズマ溶射、スパッター法、ＯＶＤ
（化学蒸着）、ＰＶＤ又は他の適切な蒸着技術を適用
してもよい。
Ｍｔ；ｔニッケル又はコバルトである）を含む接着コー
ティング層がまず＠ｌに施され、続いて接着コーティン
グ層をコーティングしｆｅ、ｌＲ面に三元ケイ酸塩から
なる断熱コーティング層がコーティングされる。コーテ
ィング系（二重−１ 塗装系 にはプラズマ溶射、スパッター法、ＯＶＤ
（化学蒸着）、ＰＶＤ又は他の適切な蒸着技術を適用
してもよい。
タービン部品たとえば翼板、タービン羽根、燃焼器及び
遷移部品の基材金属はニッケル耐熱１音金又はコバルト
耐熱基金属である。セ、９Ｚツクコーティング層は熱伝
導率が低くその結果高温燃焼ガスと、空冷金属部分例え
ば燃焼器又はタービン羽根及びエンジン、発電タービン
の翼板又は他の空気／液体冷却部品との間の断熱層に使
用される。それによってガス温度を高くすることができ
、このガス温度の上昇ｊ（作動効率を改善して発電コス
トの低下をもたらす０例えばタービン入口温度は１０９
３℃（−０００ν）から１３１４℃（λｐｏｏ′Ｐ）に
上昇することができる。“種々の作動条件に対して高品
質燃料に代わって残油燃料が使用できるので燃料代は顕
著に減少させる仁とができる。
遷移部品の基材金属はニッケル耐熱１音金又はコバルト
耐熱基金属である。セ、９Ｚツクコーティング層は熱伝
導率が低くその結果高温燃焼ガスと、空冷金属部分例え
ば燃焼器又はタービン羽根及びエンジン、発電タービン
の翼板又は他の空気／液体冷却部品との間の断熱層に使
用される。それによってガス温度を高くすることができ
、このガス温度の上昇ｊ（作動効率を改善して発電コス
トの低下をもたらす０例えばタービン入口温度は１０９
３℃（−０００ν）から１３１４℃（λｐｏｏ′Ｐ）に
上昇することができる。“種々の作動条件に対して高品
質燃料に代わって残油燃料が使用できるので燃料代は顕
著に減少させる仁とができる。
例えばＮｉ０ｒＡｉＹから成る接着コーティング層はプ
ラズマ溶射、被覆、スラリースプレー及び燃結法により
金属基材に適用してもよい、このようなコーティング法
は先行技術による特許すなわち米国特許３．！ｆ ｌ
Ｊ、ｊ Ｊ Ｏ号、同ｊ、Ａり４．Ｏｔ １号及び同Ｊ
、？ ｊ ４ｔ、９０３号などがあり、他はｉ業界で周
知であるのでここでの記述は必要でない。
ラズマ溶射、被覆、スラリースプレー及び燃結法により
金属基材に適用してもよい、このようなコーティング法
は先行技術による特許すなわち米国特許３．！ｆ ｌ
Ｊ、ｊ Ｊ Ｏ号、同ｊ、Ａり４．Ｏｔ １号及び同Ｊ
、？ ｊ ４ｔ、９０３号などがあり、他はｉ業界で周
知であるのでここでの記述は必要でない。
しかし選択された接着コーティング法Ｆｉ緻密な接着コ
ーティング層を形成することが重要である。三元ケイ酸
塩を含有する断熱オーバーコート層はアークプラズマ溶
射法又は火炎溶射方法又は他の既知の施用方法を使用し
て接着コーティング層に適用することができる。接着コ
ーティング層の厚さは楢々変更できるが好適には約０、
／λ？■（１ミル）の厚さである。同様に断熱コーティ
ング層の厚さは掴々変更できるが好適にはθ、３１簡（
ｔＳミル）程良の厚さである。コーティング層の厚さは
断熱コーティング層を横切る所望の温度降下を達成する
九めに檀々変更してもよい。特に有用であることが確か
められ友三元ケイ酸塩はＣａｂ、 ＭｇＯ及びＳ１０．
から成シ、ＯａＯ−ＭｇＯ−８ｉＯ，並びにＪ ＯａＯ
−ＭｇＯ・コＳ１０．が好適である。
ーティング層を形成することが重要である。三元ケイ酸
塩を含有する断熱オーバーコート層はアークプラズマ溶
射法又は火炎溶射方法又は他の既知の施用方法を使用し
て接着コーティング層に適用することができる。接着コ
ーティング層の厚さは楢々変更できるが好適には約０、
／λ？■（１ミル）の厚さである。同様に断熱コーティ
ング層の厚さは掴々変更できるが好適にはθ、３１簡（
ｔＳミル）程良の厚さである。コーティング層の厚さは
断熱コーティング層を横切る所望の温度降下を達成する
九めに檀々変更してもよい。特に有用であることが確か
められ友三元ケイ酸塩はＣａｂ、 ＭｇＯ及びＳ１０．
から成シ、ＯａＯ−ＭｇＯ−８ｉＯ，並びにＪ ＯａＯ
−ＭｇＯ・コＳ１０．が好適である。
適用するコーティング温度は変更でき、選択された個々
の適用方法に適合する温度が使用される。
の適用方法に適合する温度が使用される。
本発明によるコーティング系の各成分は通常の手法によ
シ造ることができる。
シ造ることができる。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 ｌ ニッケル耐熱基合金又はコノ（ルト耐熱基合金であ
る基材と、該基材上に施した金属接着コーティング層と
、咳金属接着コーティング層上に施したセラミック断熱
コーティング層とから成シ、該セラミック断熱コーティ
ング層が三元ケイ酸塩から成る仁とを特徴とする熱保護
耐熱合金構造体。 ユ セラミック断熱コーティング層がＯａＯｌＭｇＯ及
びＢ１０．から成る三元ケイ酸塩である特許請求の範囲
第１項記載の熱保護耐熱合金構造体。 Ｊ セラミック断熱コーティング層がＯａＯ・ＭｇＯ・
ＥｌｉＯ，である特許請求の範囲第一項記載の熱保験耐
熱合金構造体。 倶 セラミック断熱コーティング層が３０ａＯ・ＭｇＯ
・−〇１０．である特許請求の範囲第コ項記載Ｏ熱保験
耐熱合金構造体。 よ 金属接着コーティング層がクロム、アル電ニウム及
びイツトリウム及びニッケル又はコバルトを含む合金で
ある特許請求の範囲第７項な―し第参項のいずれかに記
載の熱保護耐熱合金構造体。 ４ 基材がニッケル耐熱基合金又はコバルト耐熱基合金
である特許請求の範囲第１項ないし第５項のいずれかに
記載の熱保護耐熱合金構造体。 ７５ツケル耐熱基合金又はコバルト耐熱基合金表面を実
質的にＭＩＣｒムＩＹ又は０ｏＯｒムＩＹから成る金属
接着コーティング層でコーティングし、次いで＃表面を
Ｏ＆Ｑ、 ＭｇＯ及び５１０２ から成る三元ケイ酸塩
から実質的に成るセラミック断熱コーティング層でコー
ティングすることを特徴とするニッケル耐熱基合金又は
コバルト耐熱基合金表面のコーティング方法。 よ セラミック断熱コーティング層がＯａＯ・ＭｇＯ・
Ｓ１０．から成る特許請求の範囲第７項記載の耐熱合金
表面のコーティング方法。 責 セラ建ツク断熱コーティング層がｊｏａｏ・ＭｇＯ
−一８１０．から成る特許請求の範囲第７項記載の耐熱
合金表面のコーティング方法ミ１０ コーティングされ
る耐熱合金基材表面がニッケル耐熱基合金又はコバルト
耐熱基合金である特許請求の範囲第り項記載の耐熱合金
表面のコーティング方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US28299281A | 1981-07-14 | 1981-07-14 | |
| US282992 | 1981-07-14 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5811796A true JPS5811796A (ja) | 1983-01-22 |
| JPH0249392B2 JPH0249392B2 (ja) | 1990-10-30 |
Family
ID=23084020
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP57038249A Granted JPS5811796A (ja) | 1981-07-14 | 1982-03-12 | 熱保護耐熱合金構造体 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5811796A (ja) |
| BE (1) | BE892448A (ja) |
| BR (1) | BR8201323A (ja) |
| CA (1) | CA1199235A (ja) |
| GB (1) | GB2101910B (ja) |
| IT (1) | IT1159755B (ja) |
| MX (1) | MX161240A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6134107A (ja) * | 1984-07-16 | 1986-02-18 | ベー・ベー・ツエー・アクチエンゲゼルシヤフト・ブラウン・ボヴエリ・ウント・コンパニイ | ガスタービン羽根の基体上の耐蝕層およびそれを設ける方法 |
| JPH04228583A (ja) * | 1990-04-30 | 1992-08-18 | General Electric Co <Ge> | 二重の保護コ―ティングを有する鋼製物品およびその製法 |
| WO1996038600A1 (en) * | 1995-06-01 | 1996-12-05 | Toyo Kohan Co., Ltd. | Nickelled steel sheet proofed against tight adhesion during annealing and process for production thereof |
| JP2001049420A (ja) * | 1999-06-23 | 2001-02-20 | Sulzer Metco Us Inc | ケイ酸二カルシウムの溶射粉末とその被覆およびその製造 |
Families Citing this family (3)
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| GB2212172B (en) * | 1987-11-17 | 1992-03-04 | Baj Ltd | Wear-resistant coated articles |
| US5180285A (en) * | 1991-01-07 | 1993-01-19 | Westinghouse Electric Corp. | Corrosion resistant magnesium titanate coatings for gas turbines |
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|---|---|---|---|---|
| JPS5233842A (en) * | 1975-09-11 | 1977-03-15 | United Technologies Corp | Thermally protected ultraalloy structure and process for forming same |
| JPS55113880A (en) * | 1979-02-26 | 1980-09-02 | Toshiba Corp | Production of gas turbine blade |
-
1982
- 1982-02-22 GB GB08205116A patent/GB2101910B/en not_active Expired
- 1982-03-02 MX MX191644A patent/MX161240A/es unknown
- 1982-03-08 CA CA000397816A patent/CA1199235A/en not_active Expired
- 1982-03-10 BE BE0/207533A patent/BE892448A/fr not_active IP Right Cessation
- 1982-03-11 IT IT41531/82A patent/IT1159755B/it active
- 1982-03-11 BR BR8201323A patent/BR8201323A/pt unknown
- 1982-03-12 JP JP57038249A patent/JPS5811796A/ja active Granted
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