JP2001348655A - 遮熱コーティング材、それを適用したガスタービン部材およびガスタービン - Google Patents
遮熱コーティング材、それを適用したガスタービン部材およびガスタービンInfo
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 ガスタービン部材を被覆する遮熱コーティン
グ材において、より高温での耐久性を向上させる。 【解決手段】 遮熱コーティング膜を、ガスタービンの
動翼等を構成する母材２１の上に、耐食性および耐酸化
性に優れた金属結合層２２、強度および靭性は高いが１
１００℃以上の温度で相変態や焼結を生じて物性が変化
する高強度・高靭性セラミックス層２３を順次積層し、
最外層に強度および靭性は低いが高温での相安定性に優
れる高温相安定セラミックス層２４を積層した構成とす
る。金属結合層２２はＭＣｒＡｌＹ合金系、高強度・高
靭性セラミックス層２３はＺｒＯ2・６〜１２ｗｔ％Ｙ
2 Ｏ3 またはＺｒＯ2 ・８〜１６ｗｔ％Ｄｙ2 Ｏ3 、高
温相安定セラミックス層２４はＺｒＯ2 ・１５〜２０ｗ
ｔ％Ｙ2 Ｏ3 またはＺｒＯ2・１６〜２０ｗｔ％Ｄｙ2
Ｏ3 により構成される。
グ材において、より高温での耐久性を向上させる。 【解決手段】 遮熱コーティング膜を、ガスタービンの
動翼等を構成する母材２１の上に、耐食性および耐酸化
性に優れた金属結合層２２、強度および靭性は高いが１
１００℃以上の温度で相変態や焼結を生じて物性が変化
する高強度・高靭性セラミックス層２３を順次積層し、
最外層に強度および靭性は低いが高温での相安定性に優
れる高温相安定セラミックス層２４を積層した構成とす
る。金属結合層２２はＭＣｒＡｌＹ合金系、高強度・高
靭性セラミックス層２３はＺｒＯ2・６〜１２ｗｔ％Ｙ
2 Ｏ3 またはＺｒＯ2 ・８〜１６ｗｔ％Ｄｙ2 Ｏ3 、高
温相安定セラミックス層２４はＺｒＯ2 ・１５〜２０ｗ
ｔ％Ｙ2 Ｏ3 またはＺｒＯ2・１６〜２０ｗｔ％Ｄｙ2
Ｏ3 により構成される。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、遮熱コーティング
材、ガスタービン部材およびガスタービンに関し、例え
ば産業用ガスタービンの動翼、静翼または燃焼器などの
高温環境下で使用される部品の遮熱コーティングに適用
して有用な技術に関する。
材、ガスタービン部材およびガスタービンに関し、例え
ば産業用ガスタービンの動翼、静翼または燃焼器などの
高温環境下で使用される部品の遮熱コーティングに適用
して有用な技術に関する。
【０００２】
【従来の技術】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などの高温部品は、高温環境下
にて使用されるため、一般に、その表面に遮熱コーティ
ングが施されている。図３は、従来の遮熱コーティング
膜の構成を示す断面図である。従来、遮熱コーティング
膜は、動翼等の母材１１上に金属結合層１２が積層さ
れ、さらにその上にセラミックス層１３が積層された構
成となっている。
いは燃焼器の内筒や尾筒などの高温部品は、高温環境下
にて使用されるため、一般に、その表面に遮熱コーティ
ングが施されている。図３は、従来の遮熱コーティング
膜の構成を示す断面図である。従来、遮熱コーティング
膜は、動翼等の母材１１上に金属結合層１２が積層さ
れ、さらにその上にセラミックス層１３が積層された構
成となっている。
【０００３】金属結合層１２は、母材１１とセラミック
ス層１３との熱膨張係数の差を小さくして熱応力の緩和
を図り、それによってセラミックス層１３が剥離するの
を防ぐために設けられる。金属結合層１２は、一般に、
高温での耐食性および耐酸化性に優れたＭＣｒＡｌＹ合
金系（Ｍは、ＮｉやＣｏやＦｅ等の単独元素または２種
類以上の元素の組み合わせ）により構成される。金属結
合層１２の積層方法として、低圧プラズマ溶射法または
電子ビーム物理蒸着法が用いられる。
ス層１３との熱膨張係数の差を小さくして熱応力の緩和
を図り、それによってセラミックス層１３が剥離するの
を防ぐために設けられる。金属結合層１２は、一般に、
高温での耐食性および耐酸化性に優れたＭＣｒＡｌＹ合
金系（Ｍは、ＮｉやＣｏやＦｅ等の単独元素または２種
類以上の元素の組み合わせ）により構成される。金属結
合層１２の積層方法として、低圧プラズマ溶射法または
電子ビーム物理蒸着法が用いられる。
【０００４】セラミックス層１３は遮熱のために設けら
れる。セラミック層１３は、一般に、熱伝導率が低く、
かつ靭性が高い部分安定化ＺｒＯ2 系セラミックスで構
成される。安定化剤としてはＹ2 Ｏ3 が用いられる。つ
まり、セラミック層１３はＺｒＯ2 ・６〜８ｗｔ％Ｙ2
Ｏ3 でできている。セラミックス層３は大気圧プラズマ
溶射法または電子ビーム物理蒸着法により積層される。
れる。セラミック層１３は、一般に、熱伝導率が低く、
かつ靭性が高い部分安定化ＺｒＯ2 系セラミックスで構
成される。安定化剤としてはＹ2 Ｏ3 が用いられる。つ
まり、セラミック層１３はＺｒＯ2 ・６〜８ｗｔ％Ｙ2
Ｏ3 でできている。セラミックス層３は大気圧プラズマ
溶射法または電子ビーム物理蒸着法により積層される。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、近時、
ガスタービンのタービン入口温度がより高温になってき
ており、そのため、次のような問題点が生じるおそれが
ある。すなわち、セラミックス層１３と母材１１との熱
膨張差に起因する繰り返し熱応力によりセラミックス層
１３にき裂が発生し、それが伝播していく。また、セラ
ミックス層１３の表層付近が著しい高温にさらされるこ
とによって相変態や焼結に起因する物性変化が起こり、
ヤング率の増大や線膨張係数の低下が起こる。それによ
って、熱応力がさらに増加し、き裂の発生および伝播が
加速されることになり、遮熱コーティングの寿命が短く
なってしまう。
ガスタービンのタービン入口温度がより高温になってき
ており、そのため、次のような問題点が生じるおそれが
ある。すなわち、セラミックス層１３と母材１１との熱
膨張差に起因する繰り返し熱応力によりセラミックス層
１３にき裂が発生し、それが伝播していく。また、セラ
ミックス層１３の表層付近が著しい高温にさらされるこ
とによって相変態や焼結に起因する物性変化が起こり、
ヤング率の増大や線膨張係数の低下が起こる。それによ
って、熱応力がさらに増加し、き裂の発生および伝播が
加速されることになり、遮熱コーティングの寿命が短く
なってしまう。
【０００６】本発明は、上記問題点を解決するためにな
されたもので、より耐熱性に優れ、より高温での耐久性
に優れた遮熱コーティング材を提供することを目的とす
る。また、本発明の他の目的は、より耐熱性に優れ、よ
り高温での耐久性に優れた遮熱コーティング材を適用し
たガスタービン部材を提供することである。
されたもので、より耐熱性に優れ、より高温での耐久性
に優れた遮熱コーティング材を提供することを目的とす
る。また、本発明の他の目的は、より耐熱性に優れ、よ
り高温での耐久性に優れた遮熱コーティング材を適用し
たガスタービン部材を提供することである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明者は、遮熱コーティング膜の最外層に、高温
での相安定性に優れる高温相安定セラミックス層を配置
し、その下に、強度および靭性の高い高強度・高靭性セ
ラミックス層を配置して熱応力を緩和する構成とすれ
ば、高温で十分な耐久性が得られると考えた。また、安
定化剤としてＤｙ 2 Ｏ3 を用いたセラミックスを用いれ
ば、より耐熱性に優れ、より高温で十分な耐久性が得ら
れると考え、鋭意研究を重ねた結果、本発明の完成に至
った。
に、本発明者は、遮熱コーティング膜の最外層に、高温
での相安定性に優れる高温相安定セラミックス層を配置
し、その下に、強度および靭性の高い高強度・高靭性セ
ラミックス層を配置して熱応力を緩和する構成とすれ
ば、高温で十分な耐久性が得られると考えた。また、安
定化剤としてＤｙ 2 Ｏ3 を用いたセラミックスを用いれ
ば、より耐熱性に優れ、より高温で十分な耐久性が得ら
れると考え、鋭意研究を重ねた結果、本発明の完成に至
った。
【０００８】すなわち、本発明にかかる遮熱コーティン
グ材は、母材の上に金属結合層を積層し、前記金属結合
層の上に高強度・高靭性セラミックス層を積層し、前記
高強度・高靭性セラミックス層の上に高温相安定セラミ
ックス層を積層したことを特徴とする。この発明におい
て、前記高強度・高靭性セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3で
安定化させた部分安定化ジルコニアにより構成されてい
てもよいし、また、高温相安定セラミックス層は、Ｙ2
Ｏ3 で安定化させた完全安定化ジルコニアにより構成さ
れていてもよい。あるいは、前記高強度・高靭性セラミ
ックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた部分安定化ジル
コニアにより構成されていてもよいし、また、高温相安
定セラミックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた完全安
定化ジルコニアにより構成されていてもよい。
グ材は、母材の上に金属結合層を積層し、前記金属結合
層の上に高強度・高靭性セラミックス層を積層し、前記
高強度・高靭性セラミックス層の上に高温相安定セラミ
ックス層を積層したことを特徴とする。この発明におい
て、前記高強度・高靭性セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3で
安定化させた部分安定化ジルコニアにより構成されてい
てもよいし、また、高温相安定セラミックス層は、Ｙ2
Ｏ3 で安定化させた完全安定化ジルコニアにより構成さ
れていてもよい。あるいは、前記高強度・高靭性セラミ
ックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた部分安定化ジル
コニアにより構成されていてもよいし、また、高温相安
定セラミックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた完全安
定化ジルコニアにより構成されていてもよい。
【０００９】この遮熱コーティング材によれば、最外層
に高温相安定セラミックス層が設けられるため、高温環
境下での遮熱コーティング材の劣化が抑制される。ま
た、高温相安定セラミックス層と母材との間に高強度・
高靭性セラミックス層が設けられることにより、母材と
セラミックス層の線膨張係数差に起因する熱応力に耐え
ることができるので、セラミックス層の剥離が防止され
る。したがって、温度環境が従来よりも高温であっても
十分な耐久性が得られ、遮熱コーティング材の寿命が短
くなるのを防ぐことができる。さらに、セラミックス材
の安定化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用いた場合、Ｄｙ2 Ｏ 3
はＹ2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いため、より耐熱性に優
れるとともに、より高温であっても十分な耐久性が得ら
れる。
に高温相安定セラミックス層が設けられるため、高温環
境下での遮熱コーティング材の劣化が抑制される。ま
た、高温相安定セラミックス層と母材との間に高強度・
高靭性セラミックス層が設けられることにより、母材と
セラミックス層の線膨張係数差に起因する熱応力に耐え
ることができるので、セラミックス層の剥離が防止され
る。したがって、温度環境が従来よりも高温であっても
十分な耐久性が得られ、遮熱コーティング材の寿命が短
くなるのを防ぐことができる。さらに、セラミックス材
の安定化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用いた場合、Ｄｙ2 Ｏ 3
はＹ2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いため、より耐熱性に優
れるとともに、より高温であっても十分な耐久性が得ら
れる。
【００１０】また、本発明にかかるガスタービン部材
は、母材の上に金属結合層が積層され、前記金属結合層
の上に高強度・高靭性セラミックス層が積層され、前記
高強度・高靭性セラミックス層の上に高温相安定セラミ
ックス層が積層されてなる遮熱コーティング膜で被覆さ
れていることを特徴とする。この発明において、前記高
強度・高靭性セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3 で安定化させ
た部分安定化ジルコニアにより構成されていてもよい
し、また、高温相安定セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3で安
定化させた完全安定化ジルコニアにより構成されていて
もよい。あるいは、前記高強度・高靭性セラミックス層
は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた部分安定化ジルコニアに
より構成されていてもよいし、また、高温相安定セラミ
ックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた完全安定化ジル
コニアにより構成されていてもよい。
は、母材の上に金属結合層が積層され、前記金属結合層
の上に高強度・高靭性セラミックス層が積層され、前記
高強度・高靭性セラミックス層の上に高温相安定セラミ
ックス層が積層されてなる遮熱コーティング膜で被覆さ
れていることを特徴とする。この発明において、前記高
強度・高靭性セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3 で安定化させ
た部分安定化ジルコニアにより構成されていてもよい
し、また、高温相安定セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3で安
定化させた完全安定化ジルコニアにより構成されていて
もよい。あるいは、前記高強度・高靭性セラミックス層
は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた部分安定化ジルコニアに
より構成されていてもよいし、また、高温相安定セラミ
ックス層は、Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた完全安定化ジル
コニアにより構成されていてもよい。
【００１１】このガスタービン部材によれば、遮熱コー
ティング膜の最外層に高温相安定セラミックス層が設け
られるため、高温環境下での遮熱コーティング膜の劣化
が抑制される。また、高温相安定セラミックス層と母材
との間に高強度・高靭性セラミックス層が設けられるこ
とにより、母材とセラミックス層の線膨張係数差に起因
する熱応力に耐えることができるので、遮熱コーティン
グ膜のセラミックス層の剥離が防止される。したがっ
て、温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性
を有するガスタービン部材を得ることができる。さら
に、セラミックス材の安定化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用い
た場合、Ｄｙ2 Ｏ 3 はＹ2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いた
め、より耐熱性に優れるとともに、より高温であっても
十分な耐久性を有するガスタービン部材を得ることがで
きる。
ティング膜の最外層に高温相安定セラミックス層が設け
られるため、高温環境下での遮熱コーティング膜の劣化
が抑制される。また、高温相安定セラミックス層と母材
との間に高強度・高靭性セラミックス層が設けられるこ
とにより、母材とセラミックス層の線膨張係数差に起因
する熱応力に耐えることができるので、遮熱コーティン
グ膜のセラミックス層の剥離が防止される。したがっ
て、温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性
を有するガスタービン部材を得ることができる。さら
に、セラミックス材の安定化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用い
た場合、Ｄｙ2 Ｏ 3 はＹ2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いた
め、より耐熱性に優れるとともに、より高温であっても
十分な耐久性を有するガスタービン部材を得ることがで
きる。
【００１２】
【発明の実施の形態】本発明にかかる遮熱コーティング
の実施の形態について説明する。図１は、本発明にかか
る遮熱コーティング材を適用した遮熱コーティング膜の
構成を示す断面図である。遮熱コーティング膜は、ガス
タービンの動翼等を構成する母材２１の上に、耐食性お
よび耐酸化性に優れた金属結合層２２、強度および靭性
は高いが１１００℃以上の温度で相変態や焼結を生じて
物性が変化する可能性のある高強度・高靭性セラミック
ス層２３を順次積層し、最外層に強度および靭性は低い
が高温での相安定性に優れる高温相安定セラミックス層
２４を積層した構成となっている。
の実施の形態について説明する。図１は、本発明にかか
る遮熱コーティング材を適用した遮熱コーティング膜の
構成を示す断面図である。遮熱コーティング膜は、ガス
タービンの動翼等を構成する母材２１の上に、耐食性お
よび耐酸化性に優れた金属結合層２２、強度および靭性
は高いが１１００℃以上の温度で相変態や焼結を生じて
物性が変化する可能性のある高強度・高靭性セラミック
ス層２３を順次積層し、最外層に強度および靭性は低い
が高温での相安定性に優れる高温相安定セラミックス層
２４を積層した構成となっている。
【００１３】金属結合層２２は、母材２１とセラミック
ス層２３，２４との熱膨張係数の差を小さくして熱応力
を緩和する機能を有し、セラミックス層２３，２４が母
材２１から剥離するのを防いでいる。金属結合層２２
は、従来同様、ＭＣｒＡｌＹ合金系（Ｍは、ＮｉやＣｏ
やＦｅ等の単独元素または２種類以上の元素の組み合わ
せ）により構成される。金属結合層２２の厚さは、０．
０１〜０．３ｍｍであるのが適当である。その理由は、
母材とセラミックス層との線膨張係数差を緩和するた
め、および母材に耐酸化性を付与するためである。
ス層２３，２４との熱膨張係数の差を小さくして熱応力
を緩和する機能を有し、セラミックス層２３，２４が母
材２１から剥離するのを防いでいる。金属結合層２２
は、従来同様、ＭＣｒＡｌＹ合金系（Ｍは、ＮｉやＣｏ
やＦｅ等の単独元素または２種類以上の元素の組み合わ
せ）により構成される。金属結合層２２の厚さは、０．
０１〜０．３ｍｍであるのが適当である。その理由は、
母材とセラミックス層との線膨張係数差を緩和するた
め、および母材に耐酸化性を付与するためである。
【００１４】高強度・高靭性セラミックス層２３は部分
安定化ＺｒＯ2 系セラミックスで構成される。安定化剤
としてＹ2 Ｏ3 を用いる場合には、高強度・高靭性セラ
ミックス層２３はＺｒＯ2 ・６〜１２ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 で
できている。Ｙ2 Ｏ3 の割合が６〜１２ｗｔ％である理
由は、この範囲の安定化剤の添加量の場合には、結晶構
造が準安定正方晶となり、この場合、ＺｒＯ2 セラミッ
クスは高い強度と靭性を有することが知られているから
である。この場合、高強度・高靭性セラミックス層２３
の厚さは、０．０５〜０．４５ｍｍであるのが適当であ
る。その理由は、比較的温度が低く、かつ、線膨張係数
差による歪みが大きいと考えられる領域に、この高強
度、高靭性セラミックスを配置し、セラミックス層の剥
離を防止するためである。
安定化ＺｒＯ2 系セラミックスで構成される。安定化剤
としてＹ2 Ｏ3 を用いる場合には、高強度・高靭性セラ
ミックス層２３はＺｒＯ2 ・６〜１２ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 で
できている。Ｙ2 Ｏ3 の割合が６〜１２ｗｔ％である理
由は、この範囲の安定化剤の添加量の場合には、結晶構
造が準安定正方晶となり、この場合、ＺｒＯ2 セラミッ
クスは高い強度と靭性を有することが知られているから
である。この場合、高強度・高靭性セラミックス層２３
の厚さは、０．０５〜０．４５ｍｍであるのが適当であ
る。その理由は、比較的温度が低く、かつ、線膨張係数
差による歪みが大きいと考えられる領域に、この高強
度、高靭性セラミックスを配置し、セラミックス層の剥
離を防止するためである。
【００１５】部分安定化ＺｒＯ2 系セラミックスの安定
化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用いる場合には、高強度・高靭
性セラミックス層２３はＺｒＯ2 ・８〜１６ｗｔ％Ｄｙ
2 Ｏ 3 でできている。Ｄｙ2 Ｏ3 の割合が８〜１６ｗｔ
％である理由は、この範囲の安定化剤の添加量の場合に
は、結晶構造が準安定正方晶となり、この場合、ＺｒＯ
2 セラミックスは高い強度と靭性を有することが知られ
ているからである。この場合、高強度・高靭性セラミッ
クス層２３の厚さは、０．０５〜０．４５ｍｍであるの
が適当である。その理由は、比較的温度が低く、かつ、
線膨張係数差による歪みが大きいと考えられる領域に、
この高強度、高靭性セラミックスを配置し、セラミック
ス層の剥離を防止するためである。
化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用いる場合には、高強度・高靭
性セラミックス層２３はＺｒＯ2 ・８〜１６ｗｔ％Ｄｙ
2 Ｏ 3 でできている。Ｄｙ2 Ｏ3 の割合が８〜１６ｗｔ
％である理由は、この範囲の安定化剤の添加量の場合に
は、結晶構造が準安定正方晶となり、この場合、ＺｒＯ
2 セラミックスは高い強度と靭性を有することが知られ
ているからである。この場合、高強度・高靭性セラミッ
クス層２３の厚さは、０．０５〜０．４５ｍｍであるの
が適当である。その理由は、比較的温度が低く、かつ、
線膨張係数差による歪みが大きいと考えられる領域に、
この高強度、高靭性セラミックスを配置し、セラミック
ス層の剥離を防止するためである。
【００１６】高温相安定セラミックス層２４は完全安定
化ＺｒＯ2 系セラミックスで構成される。安定化剤とし
てＹ2 Ｏ3 を用いる場合には、高温相安定セラミックス
層２４はＺｒＯ2 ・１５〜２０ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 でできて
いる。Ｙ2 Ｏ3 の割合が１５〜２０ｗｔ％である理由
は、この範囲の安定剤の添加量の場合には、結晶構造が
立方晶となり、この場合、ＺｒＯ2 セラミックスは高温
でも安定なものとなることが知られているからである。
この場合、高温相安定セラミックス層２４の厚さは、
０．０５〜０．４５ｍｍであるのが適当である。その理
由は、最も温度が高くなる最表層部に、この高温相安定
セラミックスを配置し、表面付近の物性変化を防止する
ためである。
化ＺｒＯ2 系セラミックスで構成される。安定化剤とし
てＹ2 Ｏ3 を用いる場合には、高温相安定セラミックス
層２４はＺｒＯ2 ・１５〜２０ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 でできて
いる。Ｙ2 Ｏ3 の割合が１５〜２０ｗｔ％である理由
は、この範囲の安定剤の添加量の場合には、結晶構造が
立方晶となり、この場合、ＺｒＯ2 セラミックスは高温
でも安定なものとなることが知られているからである。
この場合、高温相安定セラミックス層２４の厚さは、
０．０５〜０．４５ｍｍであるのが適当である。その理
由は、最も温度が高くなる最表層部に、この高温相安定
セラミックスを配置し、表面付近の物性変化を防止する
ためである。
【００１７】完全安定化ＺｒＯ2 系セラミックスの安定
化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用いる場合には、高温相安定セ
ラミックス層２４はＺｒＯ2 ・１６〜２０ｗｔ％Ｄｙ2
Ｏ3でできている。Ｄｙ2 Ｏ3 の割合が１６〜２０ｗｔ
％である理由は、この範囲の安定剤の添加量の場合に
は、結晶構造が立方晶となり、この場合、ＺｒＯ2 セラ
ミックスは高温でも安定なものとなることが知られてい
るからである。この場合、高温相安定セラミックス層２
４の厚さは、０．０５〜０．４５ｍｍであるのが適当で
ある。その理由は、最も温度が高くなる最表層部に、こ
の高温相安定セラミックスを配置し、表面付近の物性変
化を防止するためである。
化剤としてＤｙ2 Ｏ3 を用いる場合には、高温相安定セ
ラミックス層２４はＺｒＯ2 ・１６〜２０ｗｔ％Ｄｙ2
Ｏ3でできている。Ｄｙ2 Ｏ3 の割合が１６〜２０ｗｔ
％である理由は、この範囲の安定剤の添加量の場合に
は、結晶構造が立方晶となり、この場合、ＺｒＯ2 セラ
ミックスは高温でも安定なものとなることが知られてい
るからである。この場合、高温相安定セラミックス層２
４の厚さは、０．０５〜０．４５ｍｍであるのが適当で
ある。その理由は、最も温度が高くなる最表層部に、こ
の高温相安定セラミックスを配置し、表面付近の物性変
化を防止するためである。
【００１８】金属結合層２２は低圧プラズマ溶射法また
は電子ビーム物理蒸着法により積層される。高強度・高
靭性セラミックス層２３および高温相安定セラミックス
層２４は大気圧プラズマ溶射法または電子ビーム物理蒸
着法により積層される。
は電子ビーム物理蒸着法により積層される。高強度・高
靭性セラミックス層２３および高温相安定セラミックス
層２４は大気圧プラズマ溶射法または電子ビーム物理蒸
着法により積層される。
【００１９】上述した構成の遮熱コーティング材は、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、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
できる。
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、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
できる。
【００２０】図４および図５は、それぞれ上述した実施
の形態にかかる遮熱部材を適用可能なタービン翼を示す
斜視図である。図４に示すガスタービン動翼４は、デイ
スク側に固定されるダブテイル４１、プラットフォーム
４２、翼部４３等を備えている。また、図５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５
２、翼部５３等を備えており、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。こ
れらガスタービン動翼４およびガスタービン静翼５は、
いずれも図６に示すガスタービンに適用可能なものであ
る。
の形態にかかる遮熱部材を適用可能なタービン翼を示す
斜視図である。図４に示すガスタービン動翼４は、デイ
スク側に固定されるダブテイル４１、プラットフォーム
４２、翼部４３等を備えている。また、図５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５
２、翼部５３等を備えており、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。こ
れらガスタービン動翼４およびガスタービン静翼５は、
いずれも図６に示すガスタービンに適用可能なものであ
る。
【００２１】図６に示すガスタービンについて簡単に説
明する。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、大気または所定のガ
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６３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６
３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は、タービン６２
に供給される。図６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４が数段
（図では４段）固定されている。また、上述したガスタ
ービン動翼５が各静翼４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に接続されている。
明する。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、大気または所定のガ
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６３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６
３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は、タービン６２
に供給される。図６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４が数段
（図では４段）固定されている。また、上述したガスタ
ービン動翼５が各静翼４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に接続されている。
【００２２】このような構成により、燃焼器６３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、図示しない発電機が駆動され
る。すなわち、ケーシングに固定されている各静翼４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
ルギは、主軸６５に取付けられた各動翼５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。
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、図示しない発電機が駆動され
る。すなわち、ケーシングに固定されている各静翼４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
ルギは、主軸６５に取付けられた各動翼５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。
【００２３】一般に、ガスタービン動翼に用いられる材
料は、耐熱合金（たとえば、ＣＭ２４７ＬＣ＝キャノン
マスケゴン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（たとえば
ＩＮ９３９＝インコ社の市販の合金材料）である。すな
わち、タービン翼を構成する材料は、本発明による遮熱
部材において基材として採用可能な耐熱合金が使用され
ている。したがって、本発明による遮熱部材をタービン
翼へ被覆すれば、遮熱効果と耐剥離性の高いタービン翼
を得ることができ、温度環境をより高くしかも耐久性の
良いものとなり、ロングライフ化が可能となる。また、
作動流体の温度を高めることにより、ガスタービン効率
を向上させることも可能となる。
料は、耐熱合金（たとえば、ＣＭ２４７ＬＣ＝キャノン
マスケゴン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（たとえば
ＩＮ９３９＝インコ社の市販の合金材料）である。すな
わち、タービン翼を構成する材料は、本発明による遮熱
部材において基材として採用可能な耐熱合金が使用され
ている。したがって、本発明による遮熱部材をタービン
翼へ被覆すれば、遮熱効果と耐剥離性の高いタービン翼
を得ることができ、温度環境をより高くしかも耐久性の
良いものとなり、ロングライフ化が可能となる。また、
作動流体の温度を高めることにより、ガスタービン効率
を向上させることも可能となる。
【００２４】上述した実施の形態によれば、最外層に高
温相安定セラミックス層２４が設けられ、その下に高強
度・高靭性セラミックス層２３が設けられているため、
高温環境下で遮熱コーティング材が劣化するのが抑制さ
れるとともに、母材とセラミックス相の線膨張係数差に
起因する熱応力に耐えることができることから、セラミ
ックス層２３，２４の剥離が防止される。したがって、
温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性が得
られ、遮熱コーティング材の寿命が短くなるのを防ぐこ
とができる。また、セラミックスの安定化剤として、Ｙ
2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いＤｙ2 Ｏ3 を用いた場合に
は、より耐熱性に優れるという効果が得られる。また、
ガスタービンの高温部品をこの遮熱コーティング材で被
覆することによって、温度環境が従来よりも高温であっ
ても十分な耐久性を有するガスタービン部材を得ること
ができる。
温相安定セラミックス層２４が設けられ、その下に高強
度・高靭性セラミックス層２３が設けられているため、
高温環境下で遮熱コーティング材が劣化するのが抑制さ
れるとともに、母材とセラミックス相の線膨張係数差に
起因する熱応力に耐えることができることから、セラミ
ックス層２３，２４の剥離が防止される。したがって、
温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性が得
られ、遮熱コーティング材の寿命が短くなるのを防ぐこ
とができる。また、セラミックスの安定化剤として、Ｙ
2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いＤｙ2 Ｏ3 を用いた場合に
は、より耐熱性に優れるという効果が得られる。また、
ガスタービンの高温部品をこの遮熱コーティング材で被
覆することによって、温度環境が従来よりも高温であっ
ても十分な耐久性を有するガスタービン部材を得ること
ができる。
【００２５】
【実施例】以下に、実施例および比較例を挙げて本発明
の特徴とするところを明らかとする。以下の各実施例お
よび各比較例では、母材である耐熱合金としてＮｉ基合
金（Ｎｉ−１６Ｃｒ−８．５Ｃｏ−１．７Ｍｏ−２．６
Ｗ−１．７Ｔａ−０．９Ｎｂ−３．４Ａｌ−３．４Ｔ
ｉ）を用いた。母材のサイズは３０ｍｍ角で厚さ５ｍｍ
とした。また、金属結合層はＣｏＮｉＣｒＡｌＹ（Ｃｏ
−３２Ｎｉ−２１Ｃｒ−８Ａｌ−０．５Ｙ）とした。
の特徴とするところを明らかとする。以下の各実施例お
よび各比較例では、母材である耐熱合金としてＮｉ基合
金（Ｎｉ−１６Ｃｒ−８．５Ｃｏ−１．７Ｍｏ−２．６
Ｗ−１．７Ｔａ−０．９Ｎｂ−３．４Ａｌ−３．４Ｔ
ｉ）を用いた。母材のサイズは３０ｍｍ角で厚さ５ｍｍ
とした。また、金属結合層はＣｏＮｉＣｒＡｌＹ（Ｃｏ
−３２Ｎｉ−２１Ｃｒ−８Ａｌ−０．５Ｙ）とした。
【００２６】実施例１．以下に示すＮｏ．１〜１６の試
料を作製した。Ｎｏ．１〜１６の試料では、高強度・高
靭性セラミックス層はＺｒＯ2 ・８ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 と
し、高温相安定セラミックス層はＺｒＯ2 ・１７ｗｔ％
Ｙ2 Ｏ3 とした。
料を作製した。Ｎｏ．１〜１６の試料では、高強度・高
靭性セラミックス層はＺｒＯ2 ・８ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 と
し、高温相安定セラミックス層はＺｒＯ2 ・１７ｗｔ％
Ｙ2 Ｏ3 とした。
【００２７】（試料Ｎｏ．１）母材の表面をＡｌ2 Ｏ3
粒でグリッドブラスト処理して、低圧プラズマ溶射に適
した状態にした。ついで、金属結合層を低圧プラズマ溶
射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強
度・高靭性セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法によ
り０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セ
ラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．４ｍｍ
の厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．２）Ｎｏ．１の試料と同様にして、母材上
に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強
度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安
定セラミックス層を順次積層した。
粒でグリッドブラスト処理して、低圧プラズマ溶射に適
した状態にした。ついで、金属結合層を低圧プラズマ溶
射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高強
度・高靭性セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法によ
り０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定セ
ラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．４ｍｍ
の厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．２）Ｎｏ．１の試料と同様にして、母材上
に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強
度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安
定セラミックス層を順次積層した。
【００２８】（試料Ｎｏ．３）Ｎｏ．１の試料と同様に
して、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．
３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍ
ｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。 （試料Ｎｏ．４）Ｎｏ．１の試料と同様にして、母材上
に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強
度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安
定セラミックス層を順次積層した。
して、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．
３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍ
ｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。 （試料Ｎｏ．４）Ｎｏ．１の試料と同様にして、母材上
に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強
度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安
定セラミックス層を順次積層した。
【００２９】（試料Ｎｏ．５）母材の表面をＡｌ2 Ｏ3
粒でグリッドブラスト処理して、低圧プラズマ溶射に適
した状態にした。ついで、金属結合層を低圧プラズマ溶
射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、金属
結合層の表面を研磨して電子ビーム物理蒸着に適した状
態にした後、高強度・高靭性セラミックス層を電子ビー
ム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後
に、高温相安定セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法
により０．４ｍｍの厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．６）Ｎｏ．５の試料と同様にして、母材上
に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強
度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安
定セラミックス層を順次積層した。
粒でグリッドブラスト処理して、低圧プラズマ溶射に適
した状態にした。ついで、金属結合層を低圧プラズマ溶
射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、金属
結合層の表面を研磨して電子ビーム物理蒸着に適した状
態にした後、高強度・高靭性セラミックス層を電子ビー
ム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後
に、高温相安定セラミックス層を電子ビーム物理蒸着法
により０．４ｍｍの厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．６）Ｎｏ．５の試料と同様にして、母材上
に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高強
度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相安
定セラミックス層を順次積層した。
【００３０】（試料Ｎｏ．７）Ｎｏ．５の試料と同様に
して、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．
３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍ
ｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。 （試料Ｎｏ．８）Ｎｏ．５の試料と同様にして、母材上
に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強
度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安
定セラミックス層を順次積層した。
して、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．
３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．２ｍ
ｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。 （試料Ｎｏ．８）Ｎｏ．５の試料と同様にして、母材上
に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高強
度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相安
定セラミックス層を順次積層した。
【００３１】（試料Ｎｏ．９）母材の表面を研磨して電
子ビーム物理蒸着に適した状態にした。ついで、金属結
合層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで
成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を大
気圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜し
た。最後に、高温相安定セラミックス層を大気圧プラズ
マ溶射法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．１０）Ｎｏ．９の試料と同様にして、母材
上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高
強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相
安定セラミックス層を順次積層した。
子ビーム物理蒸着に適した状態にした。ついで、金属結
合層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで
成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を大
気圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜し
た。最後に、高温相安定セラミックス層を大気圧プラズ
マ溶射法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．１０）Ｎｏ．９の試料と同様にして、母材
上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの高
強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温相
安定セラミックス層を順次積層した。
【００３２】（試料Ｎｏ．１１）Ｎｏ．９の試料と同様
にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ
０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．
２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。 （試料Ｎｏ．１２）Ｎｏ．９の試料と同様にして、母材
上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高
強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相
安定セラミックス層を順次積層した。
にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ
０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．
２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。 （試料Ｎｏ．１２）Ｎｏ．９の試料と同様にして、母材
上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの高
強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温相
安定セラミックス層を順次積層した。
【００３３】（試料Ｎｏ．１３）母材の表面を研磨して
電子ビーム物理蒸着に適した状態にした。ついで、金属
結合層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さ
で成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を
電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜し
た。最後に、高温相安定セラミックス層を電子ビーム物
理蒸着法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．１４）Ｎｏ．１３の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
電子ビーム物理蒸着に適した状態にした。ついで、金属
結合層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さ
で成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を
電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜し
た。最後に、高温相安定セラミックス層を電子ビーム物
理蒸着法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．１４）Ｎｏ．１３の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
【００３４】（試料Ｎｏ．１５）Ｎｏ．１３の試料と同
様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ
０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．
２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。 （試料Ｎｏ．１６）Ｎｏ．１３の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ
０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．
２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。 （試料Ｎｏ．１６）Ｎｏ．１３の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
【００３５】比較例１．比較として、つぎのＮｏ．１７
〜１８の試料を作製した。Ｎｏ．１７〜１８の試料で
は、高強度・高靭性セラミックス層はＺｒＯ2 ・８ｗｔ
％Ｙ2 Ｏ3 とし、高温相安定セラミックス層はＺｒＯ2
・１７ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 とした。Ｎｏ．１７の試料は従来
の遮熱コーティング膜と同じ構成である。
〜１８の試料を作製した。Ｎｏ．１７〜１８の試料で
は、高強度・高靭性セラミックス層はＺｒＯ2 ・８ｗｔ
％Ｙ2 Ｏ3 とし、高温相安定セラミックス層はＺｒＯ2
・１７ｗｔ％Ｙ2 Ｏ3 とした。Ｎｏ．１７の試料は従来
の遮熱コーティング膜と同じ構成である。
【００３６】（試料Ｎｏ．１７）母材上に金属結合層を
低圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜し
た。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を大気圧プ
ラズマ溶射法により０．５ｍｍの厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．１８）母材上に金属結合層を低圧プラズマ
溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高
温相安定セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により
０．５ｍｍの厚さで成膜した。
低圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜し
た。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を大気圧プ
ラズマ溶射法により０．５ｍｍの厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．１８）母材上に金属結合層を低圧プラズマ
溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高
温相安定セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により
０．５ｍｍの厚さで成膜した。
【００３７】上述したＮｏ．１〜１８の試料の金属結合
層、高強度・高靭性セラミックス層および高温相安定セ
ラミックス層の材質、積層方法および厚さを表１に示
す。
層、高強度・高靭性セラミックス層および高温相安定セ
ラミックス層の材質、積層方法および厚さを表１に示
す。
【表１】
【００３８】つぎに、上述したＮｏ．１〜１８の試料に
ついて、図２に示す燃焼ガス式熱サイクル試験による耐
久性評価試験を実施した。この装置では、燃焼ガスバー
ナ３１により試験片３２の遮熱コーティング膜３３の表
面を約１２００℃以上に加熱するとともに、金属結合層
と高強度・高靭性セラミックス層との界面の温度を８０
０〜９００℃と、実機ガスタービンと同様の温度条件に
設定することができる。
ついて、図２に示す燃焼ガス式熱サイクル試験による耐
久性評価試験を実施した。この装置では、燃焼ガスバー
ナ３１により試験片３２の遮熱コーティング膜３３の表
面を約１２００℃以上に加熱するとともに、金属結合層
と高強度・高靭性セラミックス層との界面の温度を８０
０〜９００℃と、実機ガスタービンと同様の温度条件に
設定することができる。
【００３９】耐久性評価試験では、各試料について、遮
熱コーティング膜３３の表面温度を１４００℃とし、金
属結合層と高強度・高靭性セラミックス層との界面温度
を９００℃に設定した。加熱パターンは、室温から１４
００℃まで５分間で昇温させ、１４００℃で５分間保持
し、その後、燃焼ガスを止めて１０分間冷却するパター
ンを１サイクルとした。冷却時の試験片の温度は１００
℃以下である。この熱サイクル試験でセラミックス層に
剥離が生じるまでの回数により耐久性を評価した。ま
た、耐久性評価試験の前後に、Ｘ線回折法により、遮熱
コーティング膜３３の表面のセラミックス層の構造解析
を行った。
熱コーティング膜３３の表面温度を１４００℃とし、金
属結合層と高強度・高靭性セラミックス層との界面温度
を９００℃に設定した。加熱パターンは、室温から１４
００℃まで５分間で昇温させ、１４００℃で５分間保持
し、その後、燃焼ガスを止めて１０分間冷却するパター
ンを１サイクルとした。冷却時の試験片の温度は１００
℃以下である。この熱サイクル試験でセラミックス層に
剥離が生じるまでの回数により耐久性を評価した。ま
た、耐久性評価試験の前後に、Ｘ線回折法により、遮熱
コーティング膜３３の表面のセラミックス層の構造解析
を行った。
【００４０】試験結果および構造解析結果を表２に示
す。
す。
【表２】
【００４１】表２より明らかなように、実施例１の各試
料Ｎｏ．１〜１６は、いずれも１５００回の熱サイクル
では剥離しなかった。また、熱サイクル試験の前後の結
晶構造はいずれも１００％の立方晶であり、安定してい
ることが確認された。それに対して、比較例１の試料Ｎ
ｏ．１７は４７５回、試料Ｎｏ．１８は４００回の熱サ
イクルで剥離した。
料Ｎｏ．１〜１６は、いずれも１５００回の熱サイクル
では剥離しなかった。また、熱サイクル試験の前後の結
晶構造はいずれも１００％の立方晶であり、安定してい
ることが確認された。それに対して、比較例１の試料Ｎ
ｏ．１７は４７５回、試料Ｎｏ．１８は４００回の熱サ
イクルで剥離した。
【００４２】実施例２．以下に示すＮｏ．１９〜３４の
試料を作製した。Ｎｏ．１９〜３４の試料では、高強度
・高靭性セラミックス層はＺｒＯ2 ・１０ｗｔ％Ｄｙ2
Ｏ3 とし、高温相安定セラミックス層はＺｒＯ2 ・２０
ｗｔ％Ｄｙ2 Ｏ3 とした。
試料を作製した。Ｎｏ．１９〜３４の試料では、高強度
・高靭性セラミックス層はＺｒＯ2 ・１０ｗｔ％Ｄｙ2
Ｏ3 とし、高温相安定セラミックス層はＺｒＯ2 ・２０
ｗｔ％Ｄｙ2 Ｏ3 とした。
【００４３】（試料Ｎｏ．１９）母材の表面をＡｌ2 Ｏ
3 粒でグリッドブラスト処理して、低圧プラズマ溶射に
適した状態にした。ついで、金属結合層を低圧プラズマ
溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高
強度・高靭性セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法に
より０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定
セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．４ｍ
ｍの厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．２０）Ｎｏ．１９の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
3 粒でグリッドブラスト処理して、低圧プラズマ溶射に
適した状態にした。ついで、金属結合層を低圧プラズマ
溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高
強度・高靭性セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法に
より０．１ｍｍの厚さで成膜した。最後に、高温相安定
セラミックス層を大気圧プラズマ溶射法により０．４ｍ
ｍの厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．２０）Ｎｏ．１９の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４４】（試料Ｎｏ．２１）Ｎｏ．１９の試料と同
様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ
０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．
２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。 （試料Ｎｏ．２２）Ｎｏ．１９の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ
０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．
２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。 （試料Ｎｏ．２２）Ｎｏ．１９の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４５】（試料Ｎｏ．２３）母材の表面をＡｌ2 Ｏ
3 粒でグリッドブラスト処理して、低圧プラズマ溶射に
適した状態にした。ついで、金属結合層を低圧プラズマ
溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、金
属結合層の表面を研磨して電子ビーム物理蒸着に適した
状態にした後、高強度・高靭性セラミックス層を電子ビ
ーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最
後に、高温相安定セラミックス層を電子ビーム物理蒸着
法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．２４）Ｎｏ．２３の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
3 粒でグリッドブラスト処理して、低圧プラズマ溶射に
適した状態にした。ついで、金属結合層を低圧プラズマ
溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、金
属結合層の表面を研磨して電子ビーム物理蒸着に適した
状態にした後、高強度・高靭性セラミックス層を電子ビ
ーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。最
後に、高温相安定セラミックス層を電子ビーム物理蒸着
法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．２４）Ｎｏ．２３の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４６】（試料Ｎｏ．２５）Ｎｏ．２３の試料と同
様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ
０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．
２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。 （試料Ｎｏ．２６）Ｎｏ．２３の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ
０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．
２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。 （試料Ｎｏ．２６）Ｎｏ．２３の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４７】（試料Ｎｏ．２７）母材の表面を研磨して
電子ビーム物理蒸着に適した状態にした。ついで、金属
結合層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さ
で成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を
大気圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜し
た。最後に、高温相安定セラミックス層を大気圧プラズ
マ溶射法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．２８）Ｎｏ．２７の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
電子ビーム物理蒸着に適した状態にした。ついで、金属
結合層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さ
で成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を
大気圧プラズマ溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜し
た。最後に、高温相安定セラミックス層を大気圧プラズ
マ溶射法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．２８）Ｎｏ．２７の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４８】（試料Ｎｏ．２９）Ｎｏ．２７の試料と同
様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ
０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．
２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。 （試料Ｎｏ．３０）Ｎｏ．２７の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ
０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．
２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。 （試料Ｎｏ．３０）Ｎｏ．２７の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
【００４９】（試料Ｎｏ．３１）母材の表面を研磨して
電子ビーム物理蒸着に適した状態にした。ついで、金属
結合層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さ
で成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を
電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜し
た。最後に、高温相安定セラミックス層を電子ビーム物
理蒸着法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．３２）Ｎｏ．３１の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
電子ビーム物理蒸着に適した状態にした。ついで、金属
結合層を電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さ
で成膜した。ついで、高強度・高靭性セラミックス層を
電子ビーム物理蒸着法により０．１ｍｍの厚さで成膜し
た。最後に、高温相安定セラミックス層を電子ビーム物
理蒸着法により０．４ｍｍの厚さで成膜した。 （試料Ｎｏ．３２）Ｎｏ．３１の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．２ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．３ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
【００５０】（試料Ｎｏ．３３）Ｎｏ．３１の試料と同
様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ
０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．
２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。 （試料Ｎｏ．３４）Ｎｏ．３１の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
様にして、母材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ
０．３ｍｍの高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．
２ｍｍの高温相安定セラミックス層を順次積層した。 （試料Ｎｏ．３４）Ｎｏ．３１の試料と同様にして、母
材上に厚さ０．１ｍｍの金属結合層、厚さ０．４ｍｍの
高強度・高靭性セラミックス層、厚さ０．１ｍｍの高温
相安定セラミックス層を順次積層した。
【００５１】比較例２．比較として、つぎのＮｏ．３５
の試料を作製した。このＮｏ．３５の試料は従来の遮熱
コーティング膜と同じ構成である。 （試料Ｎｏ．３５）母材上に金属結合層を低圧プラズマ
溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高
強度・高靭性セラミックス層としてＺｒＯ2 ・８ｗｔ％
Ｙ2 Ｏ3 を大気圧プラズマ溶射法により０．５ｍｍの厚
さで成膜した。
の試料を作製した。このＮｏ．３５の試料は従来の遮熱
コーティング膜と同じ構成である。 （試料Ｎｏ．３５）母材上に金属結合層を低圧プラズマ
溶射法により０．１ｍｍの厚さで成膜した。ついで、高
強度・高靭性セラミックス層としてＺｒＯ2 ・８ｗｔ％
Ｙ2 Ｏ3 を大気圧プラズマ溶射法により０．５ｍｍの厚
さで成膜した。
【００５２】上述したＮｏ．１９〜３５の試料の金属結
合層、高強度・高靭性セラミックス層および高温相安定
セラミックス層の材質、積層方法および厚さを表３に示
す。
合層、高強度・高靭性セラミックス層および高温相安定
セラミックス層の材質、積層方法および厚さを表３に示
す。
【表３】
【００５３】つぎに、上述したＮｏ．１９〜３５の試料
について、図２に示す燃焼ガス式熱サイクル試験による
耐久性評価試験を実施例１と同じ条件で実施した。ま
た、実施例１と同様に、耐久性評価試験の前後に、Ｘ線
回折法により、遮熱コーティング膜３３の表面のセラミ
ックス層の構造解析を行った。
について、図２に示す燃焼ガス式熱サイクル試験による
耐久性評価試験を実施例１と同じ条件で実施した。ま
た、実施例１と同様に、耐久性評価試験の前後に、Ｘ線
回折法により、遮熱コーティング膜３３の表面のセラミ
ックス層の構造解析を行った。
【００５４】試験結果および構造解析結果を表４に示
す。
す。
【表４】
【００５５】表４より明らかなように、実施例２の各試
料Ｎｏ．１９〜３４は、いずれも１５００回の熱サイク
ルでは剥離しなかった。また、熱サイクル試験の前後の
結晶構造はいずれも１００％の立方晶であり、安定して
いることが確認された。それに対して、比較例２の試料
Ｎｏ．３５は、４７５回の熱サイクルで剥離した。
料Ｎｏ．１９〜３４は、いずれも１５００回の熱サイク
ルでは剥離しなかった。また、熱サイクル試験の前後の
結晶構造はいずれも１００％の立方晶であり、安定して
いることが確認された。それに対して、比較例２の試料
Ｎｏ．３５は、４７５回の熱サイクルで剥離した。
【００５６】
【発明の効果】本発明にかかる遮熱コーティング材によ
れば、最外層に高温相安定セラミックス層が設けられ、
その下に高強度・高靭性セラミックス層が設けられてい
るため、高温環境下で遮熱コーティング材が劣化するの
が抑制されるとともに、母材とセラミックス層との線膨
張係数差に起因する熱応力に耐えることができることに
よりセラミックス層の剥離が防止される。したがって、
温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性が得
られ、遮熱コーティング材の寿命が短くなるのを防ぐこ
とができる。また、セラミックスの安定化剤として、Ｙ
2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いＤｙ2Ｏ3 を用いた場合に
は、より耐熱性に優れるという効果が得られる。
れば、最外層に高温相安定セラミックス層が設けられ、
その下に高強度・高靭性セラミックス層が設けられてい
るため、高温環境下で遮熱コーティング材が劣化するの
が抑制されるとともに、母材とセラミックス層との線膨
張係数差に起因する熱応力に耐えることができることに
よりセラミックス層の剥離が防止される。したがって、
温度環境が従来よりも高温であっても十分な耐久性が得
られ、遮熱コーティング材の寿命が短くなるのを防ぐこ
とができる。また、セラミックスの安定化剤として、Ｙ
2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いＤｙ2Ｏ3 を用いた場合に
は、より耐熱性に優れるという効果が得られる。
【００５７】また、本発明にかかるガスタービン部材に
よれば、遮熱コーティング膜の最外層に高温相安定セラ
ミックス層が設けられ、その下に高強度・高靭性セラミ
ックス層が設けられているため、高温環境下で遮熱コー
ティング膜が劣化するのが抑制されるとともに、熱応力
の緩和により遮熱コーティング膜のセラミックス層の剥
離が防止される。したがって、温度環境が従来よりも高
温であっても十分な耐久性を有するガスタービン部材を
得ることができる。また、セラミックスの安定化剤とし
て、Ｙ2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いＤｙ2Ｏ3 を用いた
場合には、より耐熱性に優れるという効果が得られる。
よれば、遮熱コーティング膜の最外層に高温相安定セラ
ミックス層が設けられ、その下に高強度・高靭性セラミ
ックス層が設けられているため、高温環境下で遮熱コー
ティング膜が劣化するのが抑制されるとともに、熱応力
の緩和により遮熱コーティング膜のセラミックス層の剥
離が防止される。したがって、温度環境が従来よりも高
温であっても十分な耐久性を有するガスタービン部材を
得ることができる。また、セラミックスの安定化剤とし
て、Ｙ2 Ｏ3 よりも熱伝導率が低いＤｙ2Ｏ3 を用いた
場合には、より耐熱性に優れるという効果が得られる。
【図１】本発明にかかる遮熱コーティング膜の構成を示
す断面図である。
す断面図である。
【図２】実施例および比較例について実施した燃焼ガス
式熱サイクル試験の概略を示す図である。
式熱サイクル試験の概略を示す図である。
【図３】従来の遮熱コーティング膜の構成を示す断面図
である。
である。
【図４】本発明にかかる遮熱コーティング膜を適用した
ガスタービン動翼の斜視図である。
ガスタービン動翼の斜視図である。
【図５】本発明にかかる遮熱コーティング膜を適用した
ガスタービン静翼の斜視図である。
ガスタービン静翼の斜視図である。
【図６】本発明にかかる遮熱コーティング膜を適用した
ガスタービンを示す概略構成図である。
ガスタービンを示す概略構成図である。
２１ 母材 ２２ 金属結合層 ２３ 高強度・高靭性セラミックス層 ２４ 高温相安定セラミックス層 ４ 静翼 ５ 動翼 ６ ガスタービン ６１ 圧縮機 ６２ タービン ６３ 燃焼器
【手続補正書】
【提出日】平成１２年６月１２日（２０００．６．１
２）
２）
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００３７
【補正方法】変更
【補正内容】
【００３７】上述したＮｏ．１〜１８の試料の金属結合
層、高強度・高靭性セラミックス層および高温相安定セ
ラミックス層の材質、積層方法および厚さを表１に示
す。
層、高強度・高靭性セラミックス層および高温相安定セ
ラミックス層の材質、積層方法および厚さを表１に示
す。
【表１】
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００４０
【補正方法】変更
【補正内容】
【００４０】試験結果および構造解析結果を表２に示
す。
す。
【表２】
【手続補正３】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００５２
【補正方法】変更
【補正内容】
【００５２】上述したＮｏ．１９〜３５の試料の金属結
合層、高強度・高靭性セラミックス層および高温相安定
セラミックス層の材質、積層方法および厚さを表３に示
す。
合層、高強度・高靭性セラミックス層および高温相安定
セラミックス層の材質、積層方法および厚さを表３に示
す。
【表３】
【手続補正４】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００５４
【補正方法】変更
【補正内容】
【００５４】試験結果および構造解析結果を表４に示
す。
す。
【表４】
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ テーマコート゛(参考） Ｆ０２Ｃ 7/00 Ｆ０２Ｃ 7/00 Ｃ Ｆ２３Ｒ 3/42 Ｆ２３Ｒ 3/42 Ｃ (72)発明者 岡田 郁生 兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂研究所内 (72)発明者 高橋 孝二 兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂製作所内 (72)発明者 大原 稔 兵庫県高砂市荒井町新浜２丁目１番１号 三菱重工業株式会社高砂製作所内 Ｆターム(参考） 3G002 EA05 EA08 GA10 GB00 4K031 AA02 AA08 AB02 AB03 AB04 AB08 CB07 CB11 CB14 CB42 DA04 4K044 AA06 AB10 BA06 BA12 BB04 BC07 BC11 CA11 CA13
Claims (11)
- 【請求項１】 母材の上に金属結合層を積層し、前記金
属結合層の上に高強度・高靭性セラミックス層を積層
し、前記高強度・高靭性セラミックス層の上に高温相安
定セラミックス層を積層したことを特徴とする遮熱コー
ティング材。 - 【請求項２】 前記高強度・高靭性セラミックス層は、
Ｙ2 Ｏ3 で安定化させた部分安定化ジルコニアよりなる
ことを特徴とする請求項１に記載の遮熱コーティング
材。 - 【請求項３】 高温相安定セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3
で安定化させた完全安定化ジルコニアよりなることを特
徴とする請求項１または２に記載の遮熱コーティング
材。 - 【請求項４】 前記高強度・高靭性セラミックス層は、
Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた部分安定化ジルコニアよりな
ることを特徴とする請求項１に記載の遮熱コーティング
材。 - 【請求項５】 高温相安定セラミックス層は、Ｄｙ2 Ｏ
3 で安定化させた完全安定化ジルコニアよりなることを
特徴とする請求項１または２に記載の遮熱コーティング
材。 - 【請求項６】 母材の上に金属結合層が積層され、前記
金属結合層の上に高強度・高靭性セラミックス層が積層
され、前記高強度・高靭性セラミックス層の上に高温相
安定セラミックス層が積層されてなる遮熱コーティング
膜で被覆されていることを特徴とするガスタービン部
材。 - 【請求項７】 前記高強度・高靭性セラミックス層は、
Ｙ2 Ｏ3 で安定化させた部分安定化ジルコニアよりなる
ことを特徴とする請求項６に記載のガスタービン部材。 - 【請求項８】 高温相安定セラミックス層は、Ｙ2 Ｏ3
で安定化させた完全安定化ジルコニアよりなることを特
徴とする請求項６または７に記載のガスタービン部材。 - 【請求項９】 前記高強度・高靭性セラミックス層は、
Ｄｙ2 Ｏ3 で安定化させた部分安定化ジルコニアよりな
ることを特徴とする請求項６に記載のガスタービン部
材。 - 【請求項１０】 高温相安定セラミックス層は、Ｄｙ2
Ｏ3 で安定化させた完全安定化ジルコニアよりなること
を特徴とする請求項６または９に記載のガスタービン部
材。 - 【請求項１１】 圧縮機で圧縮された後、燃焼器で燃焼
させた流体をタービンの静翼と動翼とで膨張させること
によって動力を発生するガスタービンにおいて、請求項
６ないし請求項１０のいずれかに記載のガスタービン部
材を組み込んだことを特徴とするガスタービン。
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