タービンエンジン部品用の断熱被膜およびその製造方法
特にタービンエンジン部品（１２）用の断熱被覆であって、断熱被覆は、部品（１２）の表面に溶射によって付着され、ニッケルまたはコバルト系金属合金内に分散された中空セラミックマイクロビーズを少なくとも８０容積％含み、断熱被覆を金属合金接着層（２２）上に付着し、腐食もしくは摩擦摩耗から保護する層（２６）または熱放射を反射する反射層で覆うことができる。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、特に航空機ターボジェットまたはターボプロップのタービンエンジンの部品用の断熱被膜およびその被膜の製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機エンジンなどのタービンエンジンでは、特定の部品は、タービンエンジン内で生成された高温ガス流により、またはそれ自体が高温に上昇した隣接部品により生じる熱から保護または隔絶される必要がある。したがって、航空機エンジンに固有の要件、すなわち、耐久性、隣接環境に耐える能力、低重量、簡潔さ、実証される効果などに適合する断熱手段をこのような部品に取り付けることが必要である。
【０００３】
また、上記断熱手段は、付加されるのではなく、保護する部品に組み込まれる必要があるが、これらの部品はすでに航空機エンジン内で特有の機能を有する。したがって、断熱金属板は効果的であるが、重量を増加させエンジン内の利用可能なスペースを低減する追加部品となるので、断熱金属板を使用することはできない。
【０００４】
発泡体の絶縁被膜を含む他の可能な解決策は、寿命が短く、高温に十分に適応できるものではない。
【０００５】
また、保護する部品上にジルコニウム系セラミック製の熱障壁を形成することが知られているが、このような障壁は厚さが制限されており（１ｍｍ未満）、脆弱で、製造コストが高い。
【０００６】
また、エンジンから取り込まれる空気流によって特定の部品を冷却することも可能であるが、この解決策はエンジン性能を低下させる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
本発明は、特に航空エンジンのタービンエンジン部品用の断熱被膜で、上述した欠点のない断熱被膜を提供する。
【０００８】
さらに、本発明は、簡単、容易、かつ製造コストが安く、比較的厚く、比較的低密度の断熱被膜を提供する。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
上述の目的を達成するために、本発明は、特にタービンエンジン部品またはブレーキディスク用の断熱被覆であって、ニッケルまたはコバルト系金属合金内に分散された中空セラミックマイクロビーズを少なくとも８０容積％含むことを特徴とする断熱被覆を提供する。
【００１０】
断熱被膜は、１Ｗ／ｍ．℃未満の熱伝導率を有し、厚さは約５ｍｍであり、その厚さは調節可能で熱伝達を制御する働きをする。
【００１１】
断熱被膜の密度は、２０００ｋｇ／ｍ３未満であり、セラミックマイクロビーズに関係する金属合金に応じて、−５０℃〜＋１１００℃の温度で使用可能である。
【００１２】
さらに、焼却炉の燃焼生成物によって得られた非常に低コストのセラミックマイクロビーズを使用するのが可能である限りにおいて、その製造コストは比較的安くなる。
【００１３】
本発明の被覆の熱伝達に耐える能力は、主に、中空セラミックマイクロビーズの存在に関係しており、その容積比率は９０％より大きくすることができる。
【００１４】
マイクロビーズの直径は、一般に、３０μｍ〜２５０μｍである。
【００１５】
本発明の被覆の金属合金は、アルミニウム、クロム、イットリウムを含むことができる。
【００１６】
その金属合金は、粉末状で市販されているので、溶射用途に適している。
【００１７】
本発明はさらに、上述のタイプの断熱被覆の製造方法であって、中空セラミックマイクロビーズとニッケル系およびコバルト系の金属合金の粉末との混合物を、部品に向けられるプラズマコーンで金属合金粉末とセラミックマイクロビーズとが同時にかつ横方向にマイクロビーズの上流側で金属粉末が注入されるプラズマコーンを形成するプラズマトーチを使用して、部品の表面に溶射することで被覆を形成するステップを含むことを特徴とする製造方法を提供する。
【００１８】
必要に応じて、金属合金接着層を溶射による部品の表面に形成することから始めることも可能であり、この接着層は、一般に、５０μｍ〜２００μｍの厚さであり、接着層の合金は断熱被覆の合金と同一であるのが好ましい。
【００１９】
接着層は、部品の表面粗度を大きくして、断熱被覆を引張時のより十分な接着力をもたらすことができる。
【００２０】
その後に、本発明の方法は、断熱被覆上に、腐食もしくは摩擦摩耗を防止する層、および／または熱放射を防止する反射層を形成するステップを含む。
【００２１】
本発明はさらに、後部ナセルもしくはケーシングなどのタービンエンジン部品、またはブレーキ系のブレーキディスクであって、上述の断熱被覆または上述の方法で製造された断熱被覆を含むことを特徴とするタービンエンジン部品を提供する。
【００２２】
例示と添付図面を参照して考察された以下の説明を読めば、本発明はよりよく理解され、本発明の他の特徴、詳細、利点がより明らかになる。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】本発明の断熱被覆を製造する手段の図である。
【図２】本発明の被覆および被覆が付着される部品の熱膨張曲線を示すグラフである。
【図３】本発明の断熱被覆を含む部品の表面の拡大断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２４】
図１は、特にタービンエンジン部品である部品１２の表面に断熱被膜１０形成する手段を示す図であり、該手段は、アルゴンおよび水素などのプラズマ生成ガスを供給する手段を有するプラズマトーチ１４と、電気を供給する手段と、金属粉末の流れを横方向に注入する手段１６と、中空セラミックマイクロビーズの流れを横方向に注入する手段１８とを備え、金属粉末とセラミックマイクロビーズとは、被覆する部品の表面から距離Ｄ（所与のタイプのトーチ１４に対してほぼ１５０ｍｍ）にあるプラズマコーン２０に注入される。
【００２５】
金属粉末およびセラミックビーズの注入位置は調節可能であり、セラミックビーズの注入は、これらの２つの成分の密度差を考慮して、金属粉末の注入の下流側で生じる。
【００２６】
１６の位置でプラズマコーンに注入される金属粉末は、保護する部品１２がさらされる温度に応じて、ＮｉＡｌ、ＮｉＣｒＡｌ、またはＭＣｒＡｌＹ（この場合、Ｍはニッケルまたはコバルトまたはニッケルコバルトである）などの金属合金の粉末である。
【００２７】
例として、−５０℃〜＋９００℃の温度ではＮｉＣｒＡｌタイプの合金を使用し、最高で＋１１００℃の温度ではＭＣｒＡｌＹタイプの合金を使用することができる（この場合、ＭはＮｉまたはＣｏまたはニッケルコバルトなどの金属である）。
【００２８】
１８の位置で注入される中空セラミックマイクロビーズは、平均直径が約３０μｍ〜約２５０μｍの任意の組成物からなり、これらのマイクロビーズは、アルミノケイ酸塩タイプのマイクロビーズで、焼却炉での燃焼により生じるビーズのような再生利用によって生じたビーズである。
【００２９】
部品１２の表面に吹き付けられる混合物は、少なくとも８０容積％のセラミックマイクロビーズを含むが、さらに、少なくとも９０容積％のセラミックマイクロビーズを含むのが好ましい。
【００３０】
一実施形態では、トーチ１４は、部品１２の表面にＮｉＣｒＡｌ合金と中空セラミックマイクロビーズとの混合物を吹き付けるのに使用され、金属合金は２４ｇ／ｍｉｎの割合で送られ、セラミックマイクロビーズは４８ｇ／ｍｉｎの割合で送られる。プラズマトーチは、５Ｌ／ｍｉｎ〜５０Ｌ／ｍｉｎの割合のプラズマ生成するＡｒ／Ｈ２ガスで、５００アンペア（Ａ）の電流を使用して作動される。したがって、密度が１７００ｋｇ／ｍ３で、中空セラミックマイクロビーズを約９５容積％含む被覆１０が部品１２上に形成される。
【００３１】
被覆の熱伝導率は、２０℃〜８００℃の範囲でほぼ０．７Ｗ／ｍ．℃〜１．４Ｗ／ｍ．℃である。被覆１０の厚さは、一般に、部品１２が受ける温度に応じて、約２ｍｍ〜約５ｍｍである。
【００３２】
図２の熱膨張曲線からわかるように、断熱被覆１０が部品１２の熱膨張係数より小さい熱膨張係数を有するのが有利である。
【００３３】
図２は、温度Ｔに応じた部品１２の熱膨張曲線ｄ１と被覆１０の熱膨張曲線ｄ２とを示している。
【００３４】
被覆１０の形成時に、被覆の材料は、部品１２がさらされる温度より大幅に高い温度を受ける。しかし、断熱被覆は、部品１２の膨張係数より小さい膨張係数を有するので、部品１２および被覆１０に加えられる温度でのそれぞれの熱膨張は、ほぼ等しく、その差Δｄは比較的小さい。したがって、冷却時に、断熱被覆１０は引張応力が蓄積する場所にならない。引張応力が蓄積すると、断熱被覆および／または部品１２と被覆１０との境界面に微小亀裂を生じる恐れがあり、この微小亀裂は熱橋（ｔｈｅｒｍａｌ ｂｒｉｄｇｅ）となり、断熱性を低下させてしまう。
【００３５】
したがって、部品１２上で、被覆がはがれるリスクなしに、より厚い被覆１０を形成することができる。
【００３６】
一般に、断熱被覆１０は、中空マイクロビーズの含有量に応じて部品１２での５メガパスカル（ＭＰａ）〜２０ＭＰａの接着力を有し、さらに、ロックウェルＨＲ１５Ｙスケールで１０〜８０の硬さを有する。
【００３７】
部品１２上での被覆１０の接着力を向上させたい場合、図３に示されるように、部品１２上に接着層を形成して、部品１２の表面粗度を大きくして、断熱被覆の接着力を向上させることができる。
【００３８】
接着層２２は金属材料を溶射することで形成されるが、この金属材料は被覆１０の金属合金と同一であるのが好ましい。接着層２２は、一般に、５０μｍ〜２００μｍの厚さを有することができる。
【００３９】
断熱被覆１０は、中空セラミックマイクロビーズ２４があるために腐食を受けやすいので、被覆１０上に腐食保護層を形成することができる。この腐食保護層２６は、一般に、５０μｍ〜１５０μｍの厚さを有する金属材料を溶射するか、または被覆１０上に非腐食性を有する何らかの他の材料の層を塗装または電着（この場合、被覆は導電性である）によって実際には付着させることで形成される。
【００４０】
変形形態では、上層２６は、耐磨耗層または摩擦摩耗から保護する層、例えば、ＷＣ／ＣｏもしくはＷＣ／ＣｏＣｒのような炭化物層、または実際には高温に耐える無機ワニス膜で被覆されたＮｉＡｌもしくはＮｉＣｒＡｌのような標準的な金属材料の層とすることができる。
【００４１】
部品１２が熱放射の多い環境にある場合、上層２６は入射放射スペクトルに対して反射特性を有することも可能である。例えば、断熱被覆１０上に、最高で約１２５０℃の温度での使用に適した、ＺｒＯ２／Ｙ２Ｏ３のようなセラミック被覆の薄層（例えば、５０μｍ〜２００μｍの厚さ）を付着することができる。この層は、受ける放射エネルギーの４０％を越えるエネルギーを反射する働きをする。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、特に航空機ターボジェットまたはターボプロップのタービンエンジンの部品用の断熱被膜およびその被膜の製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機エンジンなどのタービンエンジンでは、特定の部品は、タービンエンジン内で生成された高温ガス流により、またはそれ自体が高温に上昇した隣接部品により生じる熱から保護または隔絶される必要がある。したがって、航空機エンジンに固有の要件、すなわち、耐久性、隣接環境に耐える能力、低重量、簡潔さ、実証される効果などに適合する断熱手段をこのような部品に取り付けることが必要である。
【０００３】
また、上記断熱手段は、付加されるのではなく、保護する部品に組み込まれる必要があるが、これらの部品はすでに航空機エンジン内で特有の機能を有する。したがって、断熱金属板は効果的であるが、重量を増加させエンジン内の利用可能なスペースを低減する追加部品となるので、断熱金属板を使用することはできない。
【０００４】
発泡体の絶縁被膜を含む他の可能な解決策は、寿命が短く、高温に十分に適応できるものではない。
【０００５】
また、保護する部品上にジルコニウム系セラミック製の熱障壁を形成することが知られているが、このような障壁は厚さが制限されており（１ｍｍ未満）、脆弱で、製造コストが高い。
【０００６】
また、エンジンから取り込まれる空気流によって特定の部品を冷却することも可能であるが、この解決策はエンジン性能を低下させる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
本発明は、特に航空エンジンのタービンエンジン部品用の断熱被膜で、上述した欠点のない断熱被膜を提供する。
【０００８】
さらに、本発明は、簡単、容易、かつ製造コストが安く、比較的厚く、比較的低密度の断熱被膜を提供する。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
上述の目的を達成するために、本発明は、特にタービンエンジン部品またはブレーキディスク用の断熱被覆であって、ニッケルまたはコバルト系金属合金内に分散された中空セラミックマイクロビーズを少なくとも８０容積％含むことを特徴とする断熱被覆を提供する。
【００１０】
断熱被膜は、１Ｗ／ｍ．℃未満の熱伝導率を有し、厚さは約５ｍｍであり、その厚さは調節可能で熱伝達を制御する働きをする。
【００１１】
断熱被膜の密度は、２０００ｋｇ／ｍ３未満であり、セラミックマイクロビーズに関係する金属合金に応じて、−５０℃〜＋１１００℃の温度で使用可能である。
【００１２】
さらに、焼却炉の燃焼生成物によって得られた非常に低コストのセラミックマイクロビーズを使用するのが可能である限りにおいて、その製造コストは比較的安くなる。
【００１３】
本発明の被覆の熱伝達に耐える能力は、主に、中空セラミックマイクロビーズの存在に関係しており、その容積比率は９０％より大きくすることができる。
【００１４】
マイクロビーズの直径は、一般に、３０μｍ〜２５０μｍである。
【００１５】
本発明の被覆の金属合金は、アルミニウム、クロム、イットリウムを含むことができる。
【００１６】
その金属合金は、粉末状で市販されているので、溶射用途に適している。
【００１７】
本発明はさらに、上述のタイプの断熱被覆の製造方法であって、中空セラミックマイクロビーズとニッケル系およびコバルト系の金属合金の粉末との混合物を、部品に向けられるプラズマコーンで金属合金粉末とセラミックマイクロビーズとが同時にかつ横方向にマイクロビーズの上流側で金属粉末が注入されるプラズマコーンを形成するプラズマトーチを使用して、部品の表面に溶射することで被覆を形成するステップを含むことを特徴とする製造方法を提供する。
【００１８】
必要に応じて、金属合金接着層を溶射による部品の表面に形成することから始めることも可能であり、この接着層は、一般に、５０μｍ〜２００μｍの厚さであり、接着層の合金は断熱被覆の合金と同一であるのが好ましい。
【００１９】
接着層は、部品の表面粗度を大きくして、断熱被覆を引張時のより十分な接着力をもたらすことができる。
【００２０】
その後に、本発明の方法は、断熱被覆上に、腐食もしくは摩擦摩耗を防止する層、および／または熱放射を防止する反射層を形成するステップを含む。
【００２１】
本発明はさらに、後部ナセルもしくはケーシングなどのタービンエンジン部品、またはブレーキ系のブレーキディスクであって、上述の断熱被覆または上述の方法で製造された断熱被覆を含むことを特徴とするタービンエンジン部品を提供する。
【００２２】
例示と添付図面を参照して考察された以下の説明を読めば、本発明はよりよく理解され、本発明の他の特徴、詳細、利点がより明らかになる。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】本発明の断熱被覆を製造する手段の図である。
【図２】本発明の被覆および被覆が付着される部品の熱膨張曲線を示すグラフである。
【図３】本発明の断熱被覆を含む部品の表面の拡大断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２４】
図１は、特にタービンエンジン部品である部品１２の表面に断熱被膜１０形成する手段を示す図であり、該手段は、アルゴンおよび水素などのプラズマ生成ガスを供給する手段を有するプラズマトーチ１４と、電気を供給する手段と、金属粉末の流れを横方向に注入する手段１６と、中空セラミックマイクロビーズの流れを横方向に注入する手段１８とを備え、金属粉末とセラミックマイクロビーズとは、被覆する部品の表面から距離Ｄ（所与のタイプのトーチ１４に対してほぼ１５０ｍｍ）にあるプラズマコーン２０に注入される。
【００２５】
金属粉末およびセラミックビーズの注入位置は調節可能であり、セラミックビーズの注入は、これらの２つの成分の密度差を考慮して、金属粉末の注入の下流側で生じる。
【００２６】
１６の位置でプラズマコーンに注入される金属粉末は、保護する部品１２がさらされる温度に応じて、ＮｉＡｌ、ＮｉＣｒＡｌ、またはＭＣｒＡｌＹ（この場合、Ｍはニッケルまたはコバルトまたはニッケルコバルトである）などの金属合金の粉末である。
【００２７】
例として、−５０℃〜＋９００℃の温度ではＮｉＣｒＡｌタイプの合金を使用し、最高で＋１１００℃の温度ではＭＣｒＡｌＹタイプの合金を使用することができる（この場合、ＭはＮｉまたはＣｏまたはニッケルコバルトなどの金属である）。
【００２８】
１８の位置で注入される中空セラミックマイクロビーズは、平均直径が約３０μｍ〜約２５０μｍの任意の組成物からなり、これらのマイクロビーズは、アルミノケイ酸塩タイプのマイクロビーズで、焼却炉での燃焼により生じるビーズのような再生利用によって生じたビーズである。
【００２９】
部品１２の表面に吹き付けられる混合物は、少なくとも８０容積％のセラミックマイクロビーズを含むが、さらに、少なくとも９０容積％のセラミックマイクロビーズを含むのが好ましい。
【００３０】
一実施形態では、トーチ１４は、部品１２の表面にＮｉＣｒＡｌ合金と中空セラミックマイクロビーズとの混合物を吹き付けるのに使用され、金属合金は２４ｇ／ｍｉｎの割合で送られ、セラミックマイクロビーズは４８ｇ／ｍｉｎの割合で送られる。プラズマトーチは、５Ｌ／ｍｉｎ〜５０Ｌ／ｍｉｎの割合のプラズマ生成するＡｒ／Ｈ２ガスで、５００アンペア（Ａ）の電流を使用して作動される。したがって、密度が１７００ｋｇ／ｍ３で、中空セラミックマイクロビーズを約９５容積％含む被覆１０が部品１２上に形成される。
【００３１】
被覆の熱伝導率は、２０℃〜８００℃の範囲でほぼ０．７Ｗ／ｍ．℃〜１．４Ｗ／ｍ．℃である。被覆１０の厚さは、一般に、部品１２が受ける温度に応じて、約２ｍｍ〜約５ｍｍである。
【００３２】
図２の熱膨張曲線からわかるように、断熱被覆１０が部品１２の熱膨張係数より小さい熱膨張係数を有するのが有利である。
【００３３】
図２は、温度Ｔに応じた部品１２の熱膨張曲線ｄ１と被覆１０の熱膨張曲線ｄ２とを示している。
【００３４】
被覆１０の形成時に、被覆の材料は、部品１２がさらされる温度より大幅に高い温度を受ける。しかし、断熱被覆は、部品１２の膨張係数より小さい膨張係数を有するので、部品１２および被覆１０に加えられる温度でのそれぞれの熱膨張は、ほぼ等しく、その差Δｄは比較的小さい。したがって、冷却時に、断熱被覆１０は引張応力が蓄積する場所にならない。引張応力が蓄積すると、断熱被覆および／または部品１２と被覆１０との境界面に微小亀裂を生じる恐れがあり、この微小亀裂は熱橋（ｔｈｅｒｍａｌ ｂｒｉｄｇｅ）となり、断熱性を低下させてしまう。
【００３５】
したがって、部品１２上で、被覆がはがれるリスクなしに、より厚い被覆１０を形成することができる。
【００３６】
一般に、断熱被覆１０は、中空マイクロビーズの含有量に応じて部品１２での５メガパスカル（ＭＰａ）〜２０ＭＰａの接着力を有し、さらに、ロックウェルＨＲ１５Ｙスケールで１０〜８０の硬さを有する。
【００３７】
部品１２上での被覆１０の接着力を向上させたい場合、図３に示されるように、部品１２上に接着層を形成して、部品１２の表面粗度を大きくして、断熱被覆の接着力を向上させることができる。
【００３８】
接着層２２は金属材料を溶射することで形成されるが、この金属材料は被覆１０の金属合金と同一であるのが好ましい。接着層２２は、一般に、５０μｍ〜２００μｍの厚さを有することができる。
【００３９】
断熱被覆１０は、中空セラミックマイクロビーズ２４があるために腐食を受けやすいので、被覆１０上に腐食保護層を形成することができる。この腐食保護層２６は、一般に、５０μｍ〜１５０μｍの厚さを有する金属材料を溶射するか、または被覆１０上に非腐食性を有する何らかの他の材料の層を塗装または電着（この場合、被覆は導電性である）によって実際には付着させることで形成される。
【００４０】
変形形態では、上層２６は、耐磨耗層または摩擦摩耗から保護する層、例えば、ＷＣ／ＣｏもしくはＷＣ／ＣｏＣｒのような炭化物層、または実際には高温に耐える無機ワニス膜で被覆されたＮｉＡｌもしくはＮｉＣｒＡｌのような標準的な金属材料の層とすることができる。
【００４１】
部品１２が熱放射の多い環境にある場合、上層２６は入射放射スペクトルに対して反射特性を有することも可能である。例えば、断熱被覆１０上に、最高で約１２５０℃の温度での使用に適した、ＺｒＯ２／Ｙ２Ｏ３のようなセラミック被覆の薄層（例えば、５０μｍ〜２００μｍの厚さ）を付着することができる。この層は、受ける放射エネルギーの４０％を越えるエネルギーを反射する働きをする。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
特にタービンエンジン部品またはブレーキディスク用の断熱被覆であって、ニッケルまたはコバルト系金属合金内に分散された中空セラミックマイクロビーズを少なくとも８０容積％含むことを特徴とする、断熱被覆。
【請求項２】
少なくとも９０容積％の中空セラミックマイクロビーズを含むことを特徴とする、請求項１に記載の被覆。
【請求項３】
５ｍｍ以下の厚さを有することを特徴とする、請求項１または２に記載の被覆。
【請求項４】
マイクロビーズの直径が、３０μｍ〜２５０μｍであることを特徴とする、請求項１から３のいずれかに記載の被覆。
【請求項５】
金属合金がアルミニウムを含むことを特徴とする、請求項１から４のいずれかに記載の被覆。
【請求項６】
金属合金がクロムを含むことを特徴とする、請求項１から５のいずれかに記載の被覆。
【請求項７】
金属合金がイットリウムを含むことを特徴とする、請求項１から６のいずれかに記載の被覆。
【請求項８】
請求項１から７のいずれかに記載の断熱被覆の製造方法であって、中空セラミックマイクロビーズとニッケル系およびコバルト系の金属合金の粉末との混合物を、部品（１２）に向けられるプラズマコーン（２０）で金属合金粉末とセラミックマイクロビーズとが同時にかつ横方向にマイクロビーズの上流側で金属粉末が注入されるプラズマコーン（２０）を形成するプラズマトーチ（１４）を使用して、部品（１２）の表面に溶射することで被覆（１０）を形成するステップを含むことを特徴とする、製造方法。
【請求項９】
金属合金接着層（２２）が、最初に、溶射によって部品（１２）の表面に形成され、この接着層が、５０μｍ〜２００μｍの厚さであり、接着層の合金が断熱被覆（１０）の合金と同一であることを特徴とする、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
次に、断熱被覆（１０）上に、腐食もしくは摩擦摩耗を防止する層（２６）、および／または熱放射を防止する反射層を形成するステップを含むことを特徴とする、請求項８または９に記載の方法。
【請求項１１】
後部ナセルまたはケーシングなどのタービンエンジン部品であって、請求項１から７のいずれか一項に記載の断熱被覆または請求項８から１０のいずれか一項に記載の方法で製造された断熱被覆を含むことを特徴とする、タービンエンジン部品。
【請求項１２】
請求項１から７のいずれか一項に記載の断熱被覆または８から１０のいずれか一項に記載の方法で製造された断熱被覆を含むことを特徴とするディスクブレーキ。
【請求項１】
特にタービンエンジン部品またはブレーキディスク用の断熱被覆であって、ニッケルまたはコバルト系金属合金内に分散された中空セラミックマイクロビーズを少なくとも８０容積％含むことを特徴とする、断熱被覆。
【請求項２】
少なくとも９０容積％の中空セラミックマイクロビーズを含むことを特徴とする、請求項１に記載の被覆。
【請求項３】
５ｍｍ以下の厚さを有することを特徴とする、請求項１または２に記載の被覆。
【請求項４】
マイクロビーズの直径が、３０μｍ〜２５０μｍであることを特徴とする、請求項１から３のいずれかに記載の被覆。
【請求項５】
金属合金がアルミニウムを含むことを特徴とする、請求項１から４のいずれかに記載の被覆。
【請求項６】
金属合金がクロムを含むことを特徴とする、請求項１から５のいずれかに記載の被覆。
【請求項７】
金属合金がイットリウムを含むことを特徴とする、請求項１から６のいずれかに記載の被覆。
【請求項８】
請求項１から７のいずれかに記載の断熱被覆の製造方法であって、中空セラミックマイクロビーズとニッケル系およびコバルト系の金属合金の粉末との混合物を、部品（１２）に向けられるプラズマコーン（２０）で金属合金粉末とセラミックマイクロビーズとが同時にかつ横方向にマイクロビーズの上流側で金属粉末が注入されるプラズマコーン（２０）を形成するプラズマトーチ（１４）を使用して、部品（１２）の表面に溶射することで被覆（１０）を形成するステップを含むことを特徴とする、製造方法。
【請求項９】
金属合金接着層（２２）が、最初に、溶射によって部品（１２）の表面に形成され、この接着層が、５０μｍ〜２００μｍの厚さであり、接着層の合金が断熱被覆（１０）の合金と同一であることを特徴とする、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
次に、断熱被覆（１０）上に、腐食もしくは摩擦摩耗を防止する層（２６）、および／または熱放射を防止する反射層を形成するステップを含むことを特徴とする、請求項８または９に記載の方法。
【請求項１１】
後部ナセルまたはケーシングなどのタービンエンジン部品であって、請求項１から７のいずれか一項に記載の断熱被覆または請求項８から１０のいずれか一項に記載の方法で製造された断熱被覆を含むことを特徴とする、タービンエンジン部品。
【請求項１２】
請求項１から７のいずれか一項に記載の断熱被覆または８から１０のいずれか一項に記載の方法で製造された断熱被覆を含むことを特徴とするディスクブレーキ。
【図１】
【図２】
【図３】
【図２】
【図３】
【公表番号】特表２０１２−５３１５２３（Ｐ２０１２−５３１５２３Ａ）
【公表日】平成２４年１２月１０日（２０１２．１２．１０）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１２−５１８１２２（Ｐ２０１２−５１８１２２）
【出願日】平成２２年７月１日（２０１０．７．１）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＦＲ２０１０／０５１３８２
【国際公開番号】ＷＯ２０１１／００１１１７
【国際公開日】平成２３年１月６日（２０１１．１．６）
【出願人】（５０５２７７６９１）スネクマ (567)
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成２４年１２月１０日（２０１２．１２．１０）
【国際特許分類】
【出願日】平成２２年７月１日（２０１０．７．１）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＦＲ２０１０／０５１３８２
【国際公開番号】ＷＯ２０１１／００１１１７
【国際公開日】平成２３年１月６日（２０１１．１．６）
【出願人】（５０５２７７６９１）スネクマ (567)
【Ｆターム（参考）】
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