遮熱コーティング層、タービン部材及び遮熱コーティング層の形成方法
【課題】高温環境下においても充分な遮熱性と耐久性とを備え、被覆対象とされる耐熱合金基材からの剥離が発生しにくい遮熱コーティング層、タービン部材及遮熱コーティング層の形成方法を提供すること。
【解決手段】耐熱合金基材１１に形成された遮熱コーティング層１０であって、耐熱合金基材１１にアンダーコートとして形成された金属結合層１３と、該金属結合層１３上にトップコートとして形成されたセラミックス層１５とを備え、前記セラミックス層１５は、前記耐熱合金基材１１側が前記セラミックス層の厚さ方向に延在する縦割１６Ａが面方向に分散された縦割領域１６とされ、表面に近づくに従って前記縦割領域１６から微細気孔１８Ａが分散されたポーラス領域１８に漸次移行することを特徴とする。
【解決手段】耐熱合金基材１１に形成された遮熱コーティング層１０であって、耐熱合金基材１１にアンダーコートとして形成された金属結合層１３と、該金属結合層１３上にトップコートとして形成されたセラミックス層１５とを備え、前記セラミックス層１５は、前記耐熱合金基材１１側が前記セラミックス層の厚さ方向に延在する縦割１６Ａが面方向に分散された縦割領域１６とされ、表面に近づくに従って前記縦割領域１６から微細気孔１８Ａが分散されたポーラス領域１８に漸次移行することを特徴とする。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、耐熱合金基材に形成される遮熱コーティング層、その遮熱コーティング層が形成されたタービン部材及び遮熱コーティング層の形成方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
周知のように、例えば、蒸気タービン、ガスタービン等において、作動流体を膨張させて回転力に変換する際にタービン部材（タービン動翼、タービン静翼）が用いられている。
近年、これらタービンの効率を向上のために、作動流体の温度を高めることが検討されており、高温でタービンを運転するために、タービン部材の遮熱性の向上および燃焼器の耐熱性を向上することが要望されている。
【０００３】
そこで、タービン部材については材料を耐熱金属基材により形成することで耐熱性を向上し、この耐熱金属基材に溶射等の成膜方法により、金属結合層を形成し、この金属結合層状に酸化物セラミックスからなるセラミックス層を形成することで遮熱コーティング層（ＴＢＣ：ｔｈｅｒｍａｌ ｂａｒｒｉｅｒ ｃｏａｔｉｎｇ）を形成する技術が広く用いられている。
【０００４】
具体的には、耐熱金属基材の表面に金属結合層を形成し、この金属結合層にセラミックス層を密着させて遮熱皮膜とし、遮熱コーティング層の結合層側に厚さ方向に延びる亀裂（縦割）が生じた構成が開示されている。
また、その遮熱皮膜は、結合層側が緻密な組織からなるとともに前記亀裂が生じた亀裂組織層とされ、亀裂組織層の表面側に所定割合の気孔を有する気孔層が形成されていることが好ましいことが開示されている。（例えば、特許文献１参照）。
【０００５】
【特許文献１】特開２００１−３２９３５８号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかしながら、特許文献１に記載された気孔層は遮熱性に優れているものの亀裂組織層よりも耐久性が劣り、亀裂組織層は耐久性に優れているものの気孔層よりも遮熱性が劣るという特性を有している。
また、遮熱コーティング層をタービン動翼等のタービン部材に形成する場合、翼部の形状によって高い耐久性を有するセラミックス層を形成しにくく剥離が生じやすい場合がある。
【０００７】
一方、第１段タービン動翼のように高温環境下で用いられるタービン部材では、高温において大きな応力が発生するとともに遮熱性が不充分であるとタービン動翼に大きな温度分布が生じてセラミックス層の耐久性が低下するため、高い遮熱性と耐久性の双方を備えることが必要とされ、高温環境下でも充分な遮熱性と耐久性とが維持可能な遮熱コーティング層に対する技術的要請が高まっている。
【０００８】
本発明は、このような事情を考慮してなされたものであり、高温環境下においても充分な遮熱性と耐久性とを備え、被覆対象とされる耐熱合金基材からの剥離が発生しにくい遮熱コーティング層、タービン部材及遮熱コーティング層の形成方法を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
上記目的を達成するために、この発明は以下の手段を提案している。
請求項１に記載の発明は、耐熱合金基材に形成された遮熱コーティング層であって、耐熱合金基材にアンダーコートとして形成された金属結合層と、該金属結合層上にトップコートとして形成されたセラミックス層とを備え、前記セラミックス層は、前記耐熱合金基材側が前記セラミックス層の厚さ方向に延在する縦割が面方向に分散された縦割領域とされ、表面に近づくに従って前記縦割領域から微細気孔が分散されたポーラス領域に漸次移行することを特徴とする。
【００１０】
この発明に係る遮熱コーティングによれば、耐熱合金基材側が縦割領域とされているので耐熱合金基材と比較すると熱膨張率が小さく延性に乏しいセラミックス層に作用する応力を緩和してセラミックス層の剥離を抑制するので、耐熱合金基材に大きな温度変化が生じる場合においてもセラミックス層に高い耐久性が確保される。
また、セラミックス層の表面側がポーラス領域とされているので熱伝導が抑制されて高い遮熱性を確保することができる。
また、縦割領域とポーラス領域とが組織形態が漸次移行するように構成されていて界面を有しない一体組織とされているので、高い機械的強度を得ることができる。
その結果、高い遮熱性と耐久性とを確保することができる。
【００１１】
この明細書において、縦割とは、セラミックス層の膜厚方向に延在しその間隔がセラミックス層の厚さの約１／１０以下とされている亀裂をいう。
また、微細気孔とは、セラミックス層に分散して形成された気孔であり、気孔の直径（気孔の形状が楕円体等球形でないは気孔の最大長さ）が概ね０．１μｍ以上のものをいう。
縦割領域とは、縦割が分散して形成されている領域であって、例えば、微細気孔による気孔率が３％未満である領域をいう。
また、ポーラス領域とは、微細気孔による気孔率が３％以上３０％以下である領域をいう。
【００１２】
請求項２に記載の発明は、請求項１に記載の遮熱コーティング層であって、金属結合層はＣｏＮｉＣｒＡｌＹからなり、前記セラミックス層はＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７又はＹｂＳＺからなることを特徴とする。
【００１３】
この発明に係る遮熱コーティング層によれば、耐熱合金基材にアンダーコートとして形成されたＣｏＮｉＣｒＡｌＹからなる金属結合層によって、耐熱合金基材とセラミックス層とが強固に接合され、セラミックス層がＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７又はＹｂＳＺから構成されたセラミックス層が組織形態を縦割領域からポーラス領域に漸次移行するように構成されているんで高い遮熱性と耐久性とを確保することができ、その結果、耐熱合金基材がなす対象物の高温環境下での信頼性を向上するとともに寿命を長くすることができる。
【００１４】
請求項３に記載の発明は、タービン部材であって、請求項１又は請求項２に記載の遮熱コーティング層が、前縁部に形成されていることを特徴とする。
【００１５】
この発明に係るタービン部材によれば、高い遮熱性と耐久性を備えているので、例えば、ガスタービンの第１段タービン動翼の前縁部ように高温に曝される環境下において大きな応力が生じる場合であっても、遮熱コーティング層を構成するセラミックス層が剥離することが抑制されることで信頼性が向上し、その結果、タービン部材の寿命を延長することができる。
【００１６】
請求項４に記載の発明は、耐熱合金基材への遮熱コーティング層の形成方法であって、耐熱合金基材にアンダーコートとして金属結合層を溶射により形成し、前記金属結合層上にセラミックス材料を１パス毎に溶射距離を遠ざけながら複数回溶射して前記セラミックス層を形成することを特徴とする。
【００１７】
この発明に係る遮熱コーティングの形成方法によれば、遮熱コーティング層のトップコーティングとしてセラミックス層を形成する場合に、耐熱合金基材に対して溶射距離を１パス毎に遠ざけながらセラミックス材料を複数回溶射して形成するので組織形態が縦割領域からポーラス領域に漸次移行するセラミックス層を容易かつ効率的に形成することができる。
【発明の効果】
【００１８】
本発明に係る遮熱コーティング層によれば、高温環境下で使用される耐熱合金基材に高い耐熱性と耐久性とを確保することができる。
また、本発明に係るタービン部材によれば、高温環境化において大きな応力が発生する場合であっても前縁部のセラミックス層の剥離が発生するのを抑制することができる。
また、本発明に係る遮熱コーティング層の形成方法によれば、耐熱性遮熱性及び耐剥離性が高い遮熱コーティングを容易に形成することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１９】
以下、図１から図３を参照し、この発明の第１の実施形態について説明する。
図１は、本発明に係る第１の実施形態に係る遮熱コーティングを適用した、例えばガスタービンに用いられるタービン動翼（タービン部材）1を示す図であり、図１（ａ）は斜視図、図１（ｂ）は平面図を示している。
【００２０】
タービン動翼１は、タービンディスク（図示せず）に固定するために樹木状に形成されたタブテイル２と、隣接するタービン動翼１との位置関係を確保するとともにタービンディスクを覆うプラットフォーム３と、作動流体の流れをタービンディスクの回転に変換する翼部４とを備えている。
【００２１】
翼部４は、例えば、インコネル７３８等の周知の耐熱合金基材１１により形成され、プラットフォーム３からタービンディスクの径方向外方に伸びるとともにタービンディスクの径方向外方から見た場合に、一方側が膨出する凸形状面、他方側がこの凸形状面側に近づくように形成された凹形状面とされている。
【００２２】
また、翼部４は、凸形状面から凹形状面に移行する境界部のタービン動翼１をタービンとして用いる場合に高温、高圧のガス（作動流体）に曝されるとともに大きな応力が生じる前縁部５とされている。
また、翼部４は全面に遮熱コーティング層が形成されて遮熱性及び耐久性が向上されている。
【００２３】
前縁部５は、翼部４の風上側に位置する部位とされ、作動流体とほぼ正対することで大きな空力加熱が生じる部位であり、例えば、図１（ｂ）に示すようなシャワーヘッド６に対して翼部４の腹側の範囲１０Ａ及び背側の範囲１０Ｂが、例えば、それぞれ１５ｍｍとされている。
なお、この前縁部５の範囲については、作動流体より大きな空力加熱が生じる範囲とされ、作動流体の温度や翼形により設定することができる。
第１の実施形態において、前縁部５は、表面に遮熱コーティング層１０が形成されており、翼部４の他の部位には、例えば、この遮熱コーティング層１０とは異なる遮熱コーティング層を被覆してもよい。
【００２４】
遮熱コーティング層１０は、図２に示すように、タービン動翼１を構成する耐熱合金基材１１にアンダーコートとして形成された金属結合層１３と、この金属結合層１３の上にトップコートとして形成されたセラミックス層１５とを備えている。
【００２５】
第１の実施形態において、金属結合層１３はＣｏＮｉＣｒＡｌＹからなり、セラミックス層１５は、例えば、ＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７により構成されている。
ＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７（部分安定化ジルコニア）は、安定化剤としてＳｍ酸化物とＹｂ酸化物を添加して部分安定化したＺｒＯ２である。
また、前縁部５において、縦割領域１６の厚さはセラミックス層１５の約５％から１００％の範囲であることが好適であり、ポーラス領域１８が縦割領域１６であることを妨げない。
【００２６】
セラミックス層１５は、タービン動翼１を構成する耐熱合金基材１１側がセラミックス層１５の厚さ方向に延在する縦割１６Ａがセラミックス層１５の面方向に分散された縦割領域１６とされるとともに表面側がポーラス領域１８とされている。
また、セラミックス層１５は、組織形態が縦割領域１６からポーラス領域１８漸次移行するように構成されている。
【００２７】
なお、縦割１６Ａとは、セラミックス層１５の膜厚方向に延在して形成される亀裂であり、セラミックス層１５の面方向の間隔がセラミックス層１５の厚さの約１／１０以下とされる亀裂をいう。
また、微細気孔１８Ａは、セラミックス層１５に分散して形成された気孔をいう。
縦割領域１６は、縦割１６Ａが分散して形成されている領域であって、例えば、微細気孔１８Ａによる気孔率が３％未満である領域をいう。
また、ポーラス領域１８とは、微細気孔１８Ａによる気孔率が３％以上３０％以下である領域をいう。
【００２８】
遮熱コーティング層１０によれば、ＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７により形成されたセラミックス層１５が縦割領域１６からポーラス領域１８に漸次移行する組織形態とされているので高い遮熱性と耐久性とを確保することができる。
【００２９】
また、タービン動翼１によれば、前縁部５に遮熱コーティング層１０が形成されているので、例えば、ガスタービンの第１段タービン動翼の前縁部ように高温に曝される部位に関しても高い遮熱性と耐久性を確保して信頼性が向上することができる。
【００３０】
次に、図３を参照して、第１の実施形態に係る遮熱コーティング層１０の形成方法について説明する。
１）まず、タービン動翼１を構成する耐熱合金基材１１にアンダーコートとして金属結合層１３を溶射により形成する。
２）次に、溶射ガン８の先端（噴射口）を耐熱合金基材１１に対して所定の溶射距離（例えば、約７０ｍｍ）あけた８Ａの位置に配置し、セラミックス層１５の材料であるＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７の粉末を溶射ガン８から噴射してセラミックス層１５を形成する。このとき、溶射ガン８は、例えば、軌跡９のように移動させる。この溶射における施工条件の一例を表１に示す。
【００３１】
【表１】
【００３２】
３）次いで、溶射ガン８による１回目の溶射によるセラミックス層１５の溶射が完了したら、溶射ガン８の先端を、先に溶射した際の溶射距離から所定の距離（例えば、約２０ｍｍ）だけ矢印Ｔ方向に、例えば８Ｂ、８Ｃ・・と位置を遠ざけて、前回の軌跡９と同様に移動させる。
この３）の溶射作業を、所定の回数だけ繰り返して行なうことにより、タービン動翼１を構成する耐熱合金基材１１の表面に第１の実施形態に記載した組織形態を有する遮熱コーティング層１０が形成される。
【００３３】
上記熱コーティング層１０の形成方法によれば、耐熱合金基材１１の表面に縦割領域１６とポーラス領域１８とを有し表面側がポーラス領域１８とされるとともに組織形態が縦割領域１６からポーラス領域１８に漸次移行する遮熱コーティング層１０を効率的かつ容易に形成することができる。
また、セラミックス層を構成する材料を交換することなく、溶射条件を変更することにより遮熱コーティング層１０を施工することができる。
【００３４】
次に、この発明の第２の実施形態について、図５を参照して説明する。
図５は、第２の実施形態に係る遮熱コーティング層の概略を示す図であり、符号２０は遮熱コーティング層を示している。遮熱コーティング層２０は、第１の実施形態と同様の用途に適用可能であり、遮熱コーティング層２０以外の構成は同様であるため説明を省略する。
【００３５】
遮熱コーティング層２０は、耐熱合金基材２１にアンダーコートとして形成されたＣｏＮｉＣｒＡｌＹからなる金属結合層２３と、この金属結合層２３の上にトップコートとして形成されたセラミックス層２５とを備えている。
【００３６】
セラミックス層２５は、耐熱合金基材２１側がセラミックス層２５の厚さ方向に延在する縦割が面方向に分散された縦割層２６とされ、表面側は微細気孔が分散されたポーラス層２８とされ、縦割層２６はＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７により形成され、ポーラス層２８がＹＳＺにより形成されている。
ここで、ＹＳＺ（部分安定化ジルコニア）は、安定化剤としてＹ２Ｏ３を添加して部分安定化させたＺｒＯ２である。
また、前縁部５においては、縦割層２６の厚さがセラミックス層２５の約２０％から８０％とされ、ポーラス層２８の厚さが残余の厚さ（セラミックス層２５の約８０％から２０％）とされることが好適である。
【００３７】
また、遮熱コーティング層２０を形成する場合、例えば、表１に示した第１の実施形態の場合と同様に施工条件により、例えば、溶射距離７０ｍｍから１００ｍｍで１回又は複数回の溶射を行なって縦割層２６を形成し、その後、例えば、溶射距離１５０ｍｍから２００ｍｍで１回又は複数回の溶射を行なってポーラス層２８を形成して施工する。
【００３８】
遮熱コーティング層２０によれば、耐熱合金基材２１側が、ＹＳＺよりも遮熱性が高いＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７からなる縦割層２６により形成されているので縦割層２６における遮熱性の低下が抑制されるとともにＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７の耐久性が向上する。その結果、ポーラス層２８が剥離する事態が生じても縦割層２６が残留してＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７から縦割層２６による遮熱を維持することができる。
【００３９】
また、表面側がＹＳＺからなるポーラス層により構成されているので縦割層２６がＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７により形成されていても充分な耐衝撃性を確保することができる。
したがって、遮熱コーティング層２０は、高い遮熱性と耐久性を備えることができる。
また、表面側をＹＳＺにより形成することにより、ＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７の使用量を削減して製造コストを抑制することができる。
【００４０】
上記第１、第２の実施の形態においては、遮熱コーティング層１０、２０が、ガスタービンを構成するタービン動翼１の前縁部５に形成される場合について説明したが、例えば、タービン動翼１に代えてタービン静翼に適用してもよい。
また、蒸気タービン等、ガスタービン以外のタービンに適用し、又は自動車用エンジンやジェットエンジン等における高温部品への遮熱に適用してもよい。
【００４１】
また、遮熱コーティング層１０、２０をタービン部材に形成する場合に、前縁部５とともに、又は前縁部５に代えて他の部位に適用してもよい。この場合、遮熱コーティング層１０を形成する部位と他の部位とでタービン動翼１の形状又は使用される環境（温度、応力等）、その結果生じる温度分布に基づいて、遮熱コーティング層の構成を変えるとより好適ある。
【００４２】
また、上記第１の実施の形態においては、金属結合層１３がＣｏＮｉＣｒＡｌＹからなり、セラミックス層１５がＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７により構成される場合について説明したが、金属結合層１３をＣｏＮｉＣｒＡｌＹ以外の材質により構成してもよいし、又セラミックス層１５をＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７に代えてＹｂＳＺにより構成してもよく、又ＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７、ＹｂＳＺ以外の材質により形成してもよい。なお、ＹｂＳＺ（部分安定化ジルコニア）とは、安定化剤としてＹｂ２Ｏ３（添加割合が０．１ｗｔ％から１７．０ｗｔ％）を添加して部分安定化したＺｒＯ２であり、従来のＹＳＺ（イットリア安定化ジルコニア）からなるセラミックス層に比して高温での優れた結晶安定性が確保されて優れた熱サイクル耐久性を得ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】本発明に係る遮熱コーティングを適用したタービン動翼の第１の実施形態を示す斜視図であり、（Ａ）はタービン動翼の斜視図を、（Ｂ）はタービン動翼の平面図を示す図である。
【図２】本発明の第１の実施形態に係る遮熱コーティング層の概略構成を示す縦断面図である。
【図３】本発明に係る遮熱コーティング層の形成方法の一例を説明する図である。
【図４】本発明の第２の実施形態に係る遮熱コーティング層の概略構成を示す縦断面図である。
【符号の説明】
【００４４】
１ タービン動翼（タービン部材）
２ タブテイル
３ プラットフォーム
４ 翼部
１０、２０ 遮熱コーティング層
１１、２１ 耐熱合金基材
１３、２３ 金属結合層
１５、２５ セラミックス層
１６ 縦割領域
２６ 縦割層
１６Ａ、２６Ａ 縦割
１８ ポーラス領域
２８ ポーラス層
１８Ａ、２８Ａ 微細気孔
【技術分野】
【０００１】
この発明は、耐熱合金基材に形成される遮熱コーティング層、その遮熱コーティング層が形成されたタービン部材及び遮熱コーティング層の形成方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
周知のように、例えば、蒸気タービン、ガスタービン等において、作動流体を膨張させて回転力に変換する際にタービン部材（タービン動翼、タービン静翼）が用いられている。
近年、これらタービンの効率を向上のために、作動流体の温度を高めることが検討されており、高温でタービンを運転するために、タービン部材の遮熱性の向上および燃焼器の耐熱性を向上することが要望されている。
【０００３】
そこで、タービン部材については材料を耐熱金属基材により形成することで耐熱性を向上し、この耐熱金属基材に溶射等の成膜方法により、金属結合層を形成し、この金属結合層状に酸化物セラミックスからなるセラミックス層を形成することで遮熱コーティング層（ＴＢＣ：ｔｈｅｒｍａｌ ｂａｒｒｉｅｒ ｃｏａｔｉｎｇ）を形成する技術が広く用いられている。
【０００４】
具体的には、耐熱金属基材の表面に金属結合層を形成し、この金属結合層にセラミックス層を密着させて遮熱皮膜とし、遮熱コーティング層の結合層側に厚さ方向に延びる亀裂（縦割）が生じた構成が開示されている。
また、その遮熱皮膜は、結合層側が緻密な組織からなるとともに前記亀裂が生じた亀裂組織層とされ、亀裂組織層の表面側に所定割合の気孔を有する気孔層が形成されていることが好ましいことが開示されている。（例えば、特許文献１参照）。
【０００５】
【特許文献１】特開２００１−３２９３５８号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかしながら、特許文献１に記載された気孔層は遮熱性に優れているものの亀裂組織層よりも耐久性が劣り、亀裂組織層は耐久性に優れているものの気孔層よりも遮熱性が劣るという特性を有している。
また、遮熱コーティング層をタービン動翼等のタービン部材に形成する場合、翼部の形状によって高い耐久性を有するセラミックス層を形成しにくく剥離が生じやすい場合がある。
【０００７】
一方、第１段タービン動翼のように高温環境下で用いられるタービン部材では、高温において大きな応力が発生するとともに遮熱性が不充分であるとタービン動翼に大きな温度分布が生じてセラミックス層の耐久性が低下するため、高い遮熱性と耐久性の双方を備えることが必要とされ、高温環境下でも充分な遮熱性と耐久性とが維持可能な遮熱コーティング層に対する技術的要請が高まっている。
【０００８】
本発明は、このような事情を考慮してなされたものであり、高温環境下においても充分な遮熱性と耐久性とを備え、被覆対象とされる耐熱合金基材からの剥離が発生しにくい遮熱コーティング層、タービン部材及遮熱コーティング層の形成方法を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
上記目的を達成するために、この発明は以下の手段を提案している。
請求項１に記載の発明は、耐熱合金基材に形成された遮熱コーティング層であって、耐熱合金基材にアンダーコートとして形成された金属結合層と、該金属結合層上にトップコートとして形成されたセラミックス層とを備え、前記セラミックス層は、前記耐熱合金基材側が前記セラミックス層の厚さ方向に延在する縦割が面方向に分散された縦割領域とされ、表面に近づくに従って前記縦割領域から微細気孔が分散されたポーラス領域に漸次移行することを特徴とする。
【００１０】
この発明に係る遮熱コーティングによれば、耐熱合金基材側が縦割領域とされているので耐熱合金基材と比較すると熱膨張率が小さく延性に乏しいセラミックス層に作用する応力を緩和してセラミックス層の剥離を抑制するので、耐熱合金基材に大きな温度変化が生じる場合においてもセラミックス層に高い耐久性が確保される。
また、セラミックス層の表面側がポーラス領域とされているので熱伝導が抑制されて高い遮熱性を確保することができる。
また、縦割領域とポーラス領域とが組織形態が漸次移行するように構成されていて界面を有しない一体組織とされているので、高い機械的強度を得ることができる。
その結果、高い遮熱性と耐久性とを確保することができる。
【００１１】
この明細書において、縦割とは、セラミックス層の膜厚方向に延在しその間隔がセラミックス層の厚さの約１／１０以下とされている亀裂をいう。
また、微細気孔とは、セラミックス層に分散して形成された気孔であり、気孔の直径（気孔の形状が楕円体等球形でないは気孔の最大長さ）が概ね０．１μｍ以上のものをいう。
縦割領域とは、縦割が分散して形成されている領域であって、例えば、微細気孔による気孔率が３％未満である領域をいう。
また、ポーラス領域とは、微細気孔による気孔率が３％以上３０％以下である領域をいう。
【００１２】
請求項２に記載の発明は、請求項１に記載の遮熱コーティング層であって、金属結合層はＣｏＮｉＣｒＡｌＹからなり、前記セラミックス層はＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７又はＹｂＳＺからなることを特徴とする。
【００１３】
この発明に係る遮熱コーティング層によれば、耐熱合金基材にアンダーコートとして形成されたＣｏＮｉＣｒＡｌＹからなる金属結合層によって、耐熱合金基材とセラミックス層とが強固に接合され、セラミックス層がＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７又はＹｂＳＺから構成されたセラミックス層が組織形態を縦割領域からポーラス領域に漸次移行するように構成されているんで高い遮熱性と耐久性とを確保することができ、その結果、耐熱合金基材がなす対象物の高温環境下での信頼性を向上するとともに寿命を長くすることができる。
【００１４】
請求項３に記載の発明は、タービン部材であって、請求項１又は請求項２に記載の遮熱コーティング層が、前縁部に形成されていることを特徴とする。
【００１５】
この発明に係るタービン部材によれば、高い遮熱性と耐久性を備えているので、例えば、ガスタービンの第１段タービン動翼の前縁部ように高温に曝される環境下において大きな応力が生じる場合であっても、遮熱コーティング層を構成するセラミックス層が剥離することが抑制されることで信頼性が向上し、その結果、タービン部材の寿命を延長することができる。
【００１６】
請求項４に記載の発明は、耐熱合金基材への遮熱コーティング層の形成方法であって、耐熱合金基材にアンダーコートとして金属結合層を溶射により形成し、前記金属結合層上にセラミックス材料を１パス毎に溶射距離を遠ざけながら複数回溶射して前記セラミックス層を形成することを特徴とする。
【００１７】
この発明に係る遮熱コーティングの形成方法によれば、遮熱コーティング層のトップコーティングとしてセラミックス層を形成する場合に、耐熱合金基材に対して溶射距離を１パス毎に遠ざけながらセラミックス材料を複数回溶射して形成するので組織形態が縦割領域からポーラス領域に漸次移行するセラミックス層を容易かつ効率的に形成することができる。
【発明の効果】
【００１８】
本発明に係る遮熱コーティング層によれば、高温環境下で使用される耐熱合金基材に高い耐熱性と耐久性とを確保することができる。
また、本発明に係るタービン部材によれば、高温環境化において大きな応力が発生する場合であっても前縁部のセラミックス層の剥離が発生するのを抑制することができる。
また、本発明に係る遮熱コーティング層の形成方法によれば、耐熱性遮熱性及び耐剥離性が高い遮熱コーティングを容易に形成することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１９】
以下、図１から図３を参照し、この発明の第１の実施形態について説明する。
図１は、本発明に係る第１の実施形態に係る遮熱コーティングを適用した、例えばガスタービンに用いられるタービン動翼（タービン部材）1を示す図であり、図１（ａ）は斜視図、図１（ｂ）は平面図を示している。
【００２０】
タービン動翼１は、タービンディスク（図示せず）に固定するために樹木状に形成されたタブテイル２と、隣接するタービン動翼１との位置関係を確保するとともにタービンディスクを覆うプラットフォーム３と、作動流体の流れをタービンディスクの回転に変換する翼部４とを備えている。
【００２１】
翼部４は、例えば、インコネル７３８等の周知の耐熱合金基材１１により形成され、プラットフォーム３からタービンディスクの径方向外方に伸びるとともにタービンディスクの径方向外方から見た場合に、一方側が膨出する凸形状面、他方側がこの凸形状面側に近づくように形成された凹形状面とされている。
【００２２】
また、翼部４は、凸形状面から凹形状面に移行する境界部のタービン動翼１をタービンとして用いる場合に高温、高圧のガス（作動流体）に曝されるとともに大きな応力が生じる前縁部５とされている。
また、翼部４は全面に遮熱コーティング層が形成されて遮熱性及び耐久性が向上されている。
【００２３】
前縁部５は、翼部４の風上側に位置する部位とされ、作動流体とほぼ正対することで大きな空力加熱が生じる部位であり、例えば、図１（ｂ）に示すようなシャワーヘッド６に対して翼部４の腹側の範囲１０Ａ及び背側の範囲１０Ｂが、例えば、それぞれ１５ｍｍとされている。
なお、この前縁部５の範囲については、作動流体より大きな空力加熱が生じる範囲とされ、作動流体の温度や翼形により設定することができる。
第１の実施形態において、前縁部５は、表面に遮熱コーティング層１０が形成されており、翼部４の他の部位には、例えば、この遮熱コーティング層１０とは異なる遮熱コーティング層を被覆してもよい。
【００２４】
遮熱コーティング層１０は、図２に示すように、タービン動翼１を構成する耐熱合金基材１１にアンダーコートとして形成された金属結合層１３と、この金属結合層１３の上にトップコートとして形成されたセラミックス層１５とを備えている。
【００２５】
第１の実施形態において、金属結合層１３はＣｏＮｉＣｒＡｌＹからなり、セラミックス層１５は、例えば、ＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７により構成されている。
ＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７（部分安定化ジルコニア）は、安定化剤としてＳｍ酸化物とＹｂ酸化物を添加して部分安定化したＺｒＯ２である。
また、前縁部５において、縦割領域１６の厚さはセラミックス層１５の約５％から１００％の範囲であることが好適であり、ポーラス領域１８が縦割領域１６であることを妨げない。
【００２６】
セラミックス層１５は、タービン動翼１を構成する耐熱合金基材１１側がセラミックス層１５の厚さ方向に延在する縦割１６Ａがセラミックス層１５の面方向に分散された縦割領域１６とされるとともに表面側がポーラス領域１８とされている。
また、セラミックス層１５は、組織形態が縦割領域１６からポーラス領域１８漸次移行するように構成されている。
【００２７】
なお、縦割１６Ａとは、セラミックス層１５の膜厚方向に延在して形成される亀裂であり、セラミックス層１５の面方向の間隔がセラミックス層１５の厚さの約１／１０以下とされる亀裂をいう。
また、微細気孔１８Ａは、セラミックス層１５に分散して形成された気孔をいう。
縦割領域１６は、縦割１６Ａが分散して形成されている領域であって、例えば、微細気孔１８Ａによる気孔率が３％未満である領域をいう。
また、ポーラス領域１８とは、微細気孔１８Ａによる気孔率が３％以上３０％以下である領域をいう。
【００２８】
遮熱コーティング層１０によれば、ＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７により形成されたセラミックス層１５が縦割領域１６からポーラス領域１８に漸次移行する組織形態とされているので高い遮熱性と耐久性とを確保することができる。
【００２９】
また、タービン動翼１によれば、前縁部５に遮熱コーティング層１０が形成されているので、例えば、ガスタービンの第１段タービン動翼の前縁部ように高温に曝される部位に関しても高い遮熱性と耐久性を確保して信頼性が向上することができる。
【００３０】
次に、図３を参照して、第１の実施形態に係る遮熱コーティング層１０の形成方法について説明する。
１）まず、タービン動翼１を構成する耐熱合金基材１１にアンダーコートとして金属結合層１３を溶射により形成する。
２）次に、溶射ガン８の先端（噴射口）を耐熱合金基材１１に対して所定の溶射距離（例えば、約７０ｍｍ）あけた８Ａの位置に配置し、セラミックス層１５の材料であるＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７の粉末を溶射ガン８から噴射してセラミックス層１５を形成する。このとき、溶射ガン８は、例えば、軌跡９のように移動させる。この溶射における施工条件の一例を表１に示す。
【００３１】
【表１】
【００３２】
３）次いで、溶射ガン８による１回目の溶射によるセラミックス層１５の溶射が完了したら、溶射ガン８の先端を、先に溶射した際の溶射距離から所定の距離（例えば、約２０ｍｍ）だけ矢印Ｔ方向に、例えば８Ｂ、８Ｃ・・と位置を遠ざけて、前回の軌跡９と同様に移動させる。
この３）の溶射作業を、所定の回数だけ繰り返して行なうことにより、タービン動翼１を構成する耐熱合金基材１１の表面に第１の実施形態に記載した組織形態を有する遮熱コーティング層１０が形成される。
【００３３】
上記熱コーティング層１０の形成方法によれば、耐熱合金基材１１の表面に縦割領域１６とポーラス領域１８とを有し表面側がポーラス領域１８とされるとともに組織形態が縦割領域１６からポーラス領域１８に漸次移行する遮熱コーティング層１０を効率的かつ容易に形成することができる。
また、セラミックス層を構成する材料を交換することなく、溶射条件を変更することにより遮熱コーティング層１０を施工することができる。
【００３４】
次に、この発明の第２の実施形態について、図５を参照して説明する。
図５は、第２の実施形態に係る遮熱コーティング層の概略を示す図であり、符号２０は遮熱コーティング層を示している。遮熱コーティング層２０は、第１の実施形態と同様の用途に適用可能であり、遮熱コーティング層２０以外の構成は同様であるため説明を省略する。
【００３５】
遮熱コーティング層２０は、耐熱合金基材２１にアンダーコートとして形成されたＣｏＮｉＣｒＡｌＹからなる金属結合層２３と、この金属結合層２３の上にトップコートとして形成されたセラミックス層２５とを備えている。
【００３６】
セラミックス層２５は、耐熱合金基材２１側がセラミックス層２５の厚さ方向に延在する縦割が面方向に分散された縦割層２６とされ、表面側は微細気孔が分散されたポーラス層２８とされ、縦割層２６はＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７により形成され、ポーラス層２８がＹＳＺにより形成されている。
ここで、ＹＳＺ（部分安定化ジルコニア）は、安定化剤としてＹ２Ｏ３を添加して部分安定化させたＺｒＯ２である。
また、前縁部５においては、縦割層２６の厚さがセラミックス層２５の約２０％から８０％とされ、ポーラス層２８の厚さが残余の厚さ（セラミックス層２５の約８０％から２０％）とされることが好適である。
【００３７】
また、遮熱コーティング層２０を形成する場合、例えば、表１に示した第１の実施形態の場合と同様に施工条件により、例えば、溶射距離７０ｍｍから１００ｍｍで１回又は複数回の溶射を行なって縦割層２６を形成し、その後、例えば、溶射距離１５０ｍｍから２００ｍｍで１回又は複数回の溶射を行なってポーラス層２８を形成して施工する。
【００３８】
遮熱コーティング層２０によれば、耐熱合金基材２１側が、ＹＳＺよりも遮熱性が高いＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７からなる縦割層２６により形成されているので縦割層２６における遮熱性の低下が抑制されるとともにＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７の耐久性が向上する。その結果、ポーラス層２８が剥離する事態が生じても縦割層２６が残留してＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７から縦割層２６による遮熱を維持することができる。
【００３９】
また、表面側がＹＳＺからなるポーラス層により構成されているので縦割層２６がＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７により形成されていても充分な耐衝撃性を確保することができる。
したがって、遮熱コーティング層２０は、高い遮熱性と耐久性を備えることができる。
また、表面側をＹＳＺにより形成することにより、ＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７の使用量を削減して製造コストを抑制することができる。
【００４０】
上記第１、第２の実施の形態においては、遮熱コーティング層１０、２０が、ガスタービンを構成するタービン動翼１の前縁部５に形成される場合について説明したが、例えば、タービン動翼１に代えてタービン静翼に適用してもよい。
また、蒸気タービン等、ガスタービン以外のタービンに適用し、又は自動車用エンジンやジェットエンジン等における高温部品への遮熱に適用してもよい。
【００４１】
また、遮熱コーティング層１０、２０をタービン部材に形成する場合に、前縁部５とともに、又は前縁部５に代えて他の部位に適用してもよい。この場合、遮熱コーティング層１０を形成する部位と他の部位とでタービン動翼１の形状又は使用される環境（温度、応力等）、その結果生じる温度分布に基づいて、遮熱コーティング層の構成を変えるとより好適ある。
【００４２】
また、上記第１の実施の形態においては、金属結合層１３がＣｏＮｉＣｒＡｌＹからなり、セラミックス層１５がＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７により構成される場合について説明したが、金属結合層１３をＣｏＮｉＣｒＡｌＹ以外の材質により構成してもよいし、又セラミックス層１５をＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７に代えてＹｂＳＺにより構成してもよく、又ＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７、ＹｂＳＺ以外の材質により形成してもよい。なお、ＹｂＳＺ（部分安定化ジルコニア）とは、安定化剤としてＹｂ２Ｏ３（添加割合が０．１ｗｔ％から１７．０ｗｔ％）を添加して部分安定化したＺｒＯ２であり、従来のＹＳＺ（イットリア安定化ジルコニア）からなるセラミックス層に比して高温での優れた結晶安定性が確保されて優れた熱サイクル耐久性を得ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】本発明に係る遮熱コーティングを適用したタービン動翼の第１の実施形態を示す斜視図であり、（Ａ）はタービン動翼の斜視図を、（Ｂ）はタービン動翼の平面図を示す図である。
【図２】本発明の第１の実施形態に係る遮熱コーティング層の概略構成を示す縦断面図である。
【図３】本発明に係る遮熱コーティング層の形成方法の一例を説明する図である。
【図４】本発明の第２の実施形態に係る遮熱コーティング層の概略構成を示す縦断面図である。
【符号の説明】
【００４４】
１ タービン動翼（タービン部材）
２ タブテイル
３ プラットフォーム
４ 翼部
１０、２０ 遮熱コーティング層
１１、２１ 耐熱合金基材
１３、２３ 金属結合層
１５、２５ セラミックス層
１６ 縦割領域
２６ 縦割層
１６Ａ、２６Ａ 縦割
１８ ポーラス領域
２８ ポーラス層
１８Ａ、２８Ａ 微細気孔
【特許請求の範囲】
【請求項１】
耐熱合金基材に形成された遮熱コーティング層であって、
耐熱合金基材にアンダーコートとして形成された金属結合層と、該金属結合層上にトップコートとして形成されたセラミックス層とを備え、
前記セラミックス層は、前記耐熱合金基材側が前記セラミックス層の厚さ方向に延在する縦割が面方向に分散された縦割領域とされ、表面に近づくに従って前記縦割領域から微細気孔が分散されたポーラス領域に漸次移行することを特徴とする遮熱コーティング層。
【請求項２】
請求項１に記載の遮熱コーティング層であって、
金属結合層はＣｏＮｉＣｒＡｌＹからなり、
前記セラミックス層はＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７又はＹｂＳＺからなることを特徴とする遮熱コーティング層。
【請求項３】
請求項１又は請求項２に記載の遮熱コーティング層が、前縁部に形成されていることを特徴とするタービン部材。
【請求項４】
耐熱合金基材への遮熱コーティング層の形成方法であって、
耐熱合金基材にアンダーコートとして金属結合層を溶射により形成し、
前記金属結合層上にセラミックス材料を１パス毎に溶射距離を遠ざけながら複数回溶射して前記セラミックス層を形成することを特徴とする遮熱コーティング層の形成方法。
【請求項１】
耐熱合金基材に形成された遮熱コーティング層であって、
耐熱合金基材にアンダーコートとして形成された金属結合層と、該金属結合層上にトップコートとして形成されたセラミックス層とを備え、
前記セラミックス層は、前記耐熱合金基材側が前記セラミックス層の厚さ方向に延在する縦割が面方向に分散された縦割領域とされ、表面に近づくに従って前記縦割領域から微細気孔が分散されたポーラス領域に漸次移行することを特徴とする遮熱コーティング層。
【請求項２】
請求項１に記載の遮熱コーティング層であって、
金属結合層はＣｏＮｉＣｒＡｌＹからなり、
前記セラミックス層はＳｍＹｂＺｒ２Ｏ７又はＹｂＳＺからなることを特徴とする遮熱コーティング層。
【請求項３】
請求項１又は請求項２に記載の遮熱コーティング層が、前縁部に形成されていることを特徴とするタービン部材。
【請求項４】
耐熱合金基材への遮熱コーティング層の形成方法であって、
耐熱合金基材にアンダーコートとして金属結合層を溶射により形成し、
前記金属結合層上にセラミックス材料を１パス毎に溶射距離を遠ざけながら複数回溶射して前記セラミックス層を形成することを特徴とする遮熱コーティング層の形成方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図２】
【図３】
【図４】
【公開番号】特開２０１０−１４４２１１（Ｐ２０１０−１４４２１１Ａ）
【公開日】平成２２年７月１日（２０１０．７．１）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００８−３２２２６１（Ｐ２００８−３２２２６１）
【出願日】平成２０年１２月１８日（２００８．１２．１８）
【出願人】（０００００６２０８）三菱重工業株式会社 (10,378)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２２年７月１日（２０１０．７．１）
【国際特許分類】
【出願日】平成２０年１２月１８日（２００８．１２．１８）
【出願人】（０００００６２０８）三菱重工業株式会社 (10,378)
【Ｆターム（参考）】
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