(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
基板（４）と、
金属ボンドコート（７）と、
内側セラミック層（１０）及び外側セラミック層（１３）から成る二層構造セラミック層（１６）とを備えた層構造であって、
前記内側セラミック層（１０）のみがナノ構造化されていて、
前記内側セラミック層（１０）が３体積％から１４体積％の間の気孔率を有し、
前記外側セラミック層（１３）が前記内側セラミック層（１０）の気孔率よりも高い気孔率を有し、
前記内側セラミック層（１０）及び前記外側セラミック層（１３）の物質が同じであり、
前記内側セラミック層（１０）の最大粒径が５００ｎｍであり、前記内側セラミック層（１０）の最小粒径が５０ｎｍであり、
前記内側セラミック層（１０）が、懸濁、プラズマスプレー、溶液前駆体プラズマスプレー、又はゾルゲル法によって形成されている、層構造。
【請求項２】
前記内側セラミック層（１０）が前記外側セラミック層（１３）よりも薄い、請求項１に記載の層構造。
【請求項３】
前記内側セラミック層（１０）が最大１００μｍの厚さを有する、請求項１又は２に記載の層構造。
【請求項４】
前記内側セラミック層（１０）が少なくとも１０μｍの厚さを有する、請求項１から３のいずれか一項に記載の層構造。
【請求項５】
前記外側セラミック層（１３）が、最大３０体積％の気孔率を有する、請求項１から４のいずれか一項に記載の層構造。
【請求項６】
前記内側セラミック層（１０）の物質がジルコニアを有する、請求項１から５のいずれか一項に記載の層構造。
【請求項７】
前記外側セラミック層（１３）の物質が、前記内側セラミック層（１０）の物質と異なる、請求項１から４及び６のいずれか一項に記載の層構造。
【請求項８】
前記外側セラミック層（１３）の少なくとも７０％が、１０μｍ以上の粒径を有する、請求項１から７のいずれか一項に記載の層構造。
【請求項９】
前記金属ボンドコート（７）が二層構造金属層である、請求項１から８のいずれか一項に記載の層構造。
【請求項１０】
前記二層構造金属層がアルミニウム及びクロムを有し、
前記クロムの量が１６ｗｔ％から１８ｗｔ％であり、及び／又は、前記アルミニウムの量が４ｗｔ％から５ｗｔ％である、請求項９に記載の層構造。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ナノ構造化層及びマイクロ構造化層を有するセラミック断熱コーティングに関する。
【背景技術】
【０００２】
断熱コーティングは、低い熱伝導性を提供しつつ、基板又は金属ボンドコートに対する優れた接着性も提供しなければならない。
【０００３】
特に、断熱コーティングの延性の改善が望まれている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】欧州特許第１２０４７７６号明細書
【特許文献２】欧州特許出願公開第１３０６４５４号明細書
【特許文献３】欧州特許出願公開第１３１９７２９号明細書
【特許文献４】国際公開第９９／６７４３５号
【特許文献５】国際公開第００／４４９４９号
【特許文献６】米国特許第６０２４７９２号明細書
【特許文献７】欧州特許出願公開第０８９２０９０号明細書
【特許文献８】欧州特許第０４８６４８９号明細書
【特許文献９】欧州特許第０７８６０１７号明細書
【特許文献１０】欧州特許第０４１２３９７号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
従って、本発明の目的は、セラミック断熱コーティングの延性を改善することである。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
この改題は、請求項１に係る断熱コーティングによって解決される。
【図面の簡単な説明】
【０００７】
【図１】本発明の概略図を示す。
【図２】ガスタービンを示す。
【図３】タービン翼を示す。
【図４】燃焼室を示す。
【図５】超合金のリストを示す。
【発明を実施するための形態】
【０００８】
以下の例及び図は本発明の単なる実施形態である。
【０００９】
部品１、１２０、１３０、１５５が図１に示されている。
図１は、金属基板４を示し、特に、図５に示されるようなニッケルベースの超合金製のガスタービン又は１００（図２）用の翼又は羽根１２０、１３０（図３）等の部品の場合である。
【００１０】
基板４の上に、金属ボンドコート７（特にＭＣｒＡｌＹ型）が好ましくは適用される。
【００１１】
場合によっては、セラミック断熱コーティングＴＢＣ（ｔｈｅｒｍａｌ  ｂａｒｒｉｅｒ  ｃｏａｔｉｎｇ）１６を直接基板４の上に適用することができる。
セラミックＴＢＣを適用している間に、又は少なくともコーティング構造のオペレーション中に、基板４又はボンドコート７の上に、酸化アルミニウム層８（ＴＧＯ）が形成される。
【００１２】
ボンドコート７は、好ましくは二層構造金属層であり、上部領域に減少した量のアルミニウム及び／又はクロムを有する。好ましくは、この上部金属層は、略１６％〜１８％のクロム（Ｃｒ）及び４％から５％のアルミニウム（Ａｌ）を有する。
これは、セラミック層に直接向き合う金属層の延性を改善する。
【００１３】
セラミック断熱コーティング１６は、二層構造セラミック層コーティング１０、１３である。
特に、セラミックＴＢＣ１６は二つの層１０、１３のみから成る。
【００１４】
基板４の上方又は上の金属ボンドコート７の上の内側セラミックコーティング１０はナノ構造化されていて、特に、上方のセラミック層１３よりもはるかに薄い。これは、セラミックコーティングの延性及び接着性を改善する。
【００１５】
ナノ構造化とは、セラミック層１０の粒径の略７０％、特に少なくとも９０％が、５００ｎｍ以下であり、特に≦３００ｎｍであることを意味する。
焼結を避けるための最小粒径は、１００ｎｍ以上（≧）、特に≧２００ｎｍである。
内側セラミック層１０のみがナノ構造化される。外側層１３はマイクロ構造化される。
マイクロ構造化は、その粒の粒径の少なくとも７０％、特に少なくとも９０％が１μｍ以上、特に２０μｍ以上であることを意味する。
【００１６】
下層１０は、特に、上方のセラミック断熱コーティングよりもはるかに薄い。
【００１７】
これは、上層１３の厚さが、セラミック層の全厚さの少なくとも６０％、特に７０％を有することを意味する。
【００１８】
特に、下方セラミック層１０は、最大１００μｍの厚さを有し、最小値は１０μｍ、特に２０μｍである。
【００１９】
特に、内側セラミック層１０は、最大１４体積％、特に９体積％から１４体積％の間の気孔率を有する。
特に、上部セラミック層１３は、内部セラミック層１０よりもはるかに高い気孔率（少なくとも１０％、特に≧２０％異なる）を有し、特に、１５体積％以上であって、最大３０体積％の気孔率を有する。
【００２０】
上層１３は、プラズマスプレー、ＨＶＯＦ、コールドガススプレー等のコーティング法によって適用可能である。
好ましくは、ナノ構造化セラミック層１０は、懸濁、プラズマスプレー、溶液前駆体プラズマスプレー、又はゾルゲル法で適用される。
【００２１】
二つのセラミック層１０、１３の物質は同一であり得て、特に、イットリウム安定化ジルコニアである。
更に、内側セラミック層１０はナノ構造化された部分安定化ジルコニアであり得て、上部層１３が異なる組成を提供し、特に、パイロクロア構造を有するセラミック層であり、特に、ガドリニウムジルコン酸塩（Ｇｄ２Ｚｒ２Ｏ７等）や、ガドリニウムハフニウム酸塩（Ｇｄ２Ｈｆ２Ｏ７等）である。
【００２２】
図３は、縦軸１２１に沿って延伸するターボ機械の回転翼１２０又は案内羽根１３０の斜視図を示す。
【００２３】
ターボ機械は、航空機又は発電所のガスタービン、蒸気タービン、又はコンプレッサであり得る。
【００２４】
翼又は羽根１２０、１３０は、縦軸１２１に沿って順に、固定領域４００と、隣接する翼又は羽根のプラットフォーム４０３と、主翼又は主要部４０６とを有する。案内羽根１３０として、その羽根１３０は、その羽根の先端４１５に更なるプラットフォーム（図示せず）を有し得る。
【００２５】
翼又は羽根の底部１８３は、回転翼１２０、１３０をシャフト又はディスク（図示せず）に固定するのに用いられ、固定領域４００に形成される。翼又は羽根の底部１８３は、例えばハンマーヘッド型に設計される。モミの木又はダブテール状の底部等の他の構成も可能である。翼又は羽根１２０、１３０は、主翼又は羽根部４０６を過ぎて流れる媒体用の前縁４０９及び後縁４１２を有する。
【００２６】
従来の翼又は羽根１２０、１３０の場合、例えば、固体金属物質、特に超合金が、翼又は羽根１２０、１３０の全領域４００、４０３、４０６に使用される。このタイプの超合金は、特許文献１、特許文献２、特許文献３、特許文献４、特許文献５から知られていて、これらの文献は、合金の化学的組成に関して本願の一部を形成する。この場合、翼又は羽根１２０、１３０は、鋳造プロセスによって、また、方向性凝固、鍛造プロセス、精錬プロセス、又はこれらの組み合わせによって製造可能である。
【００２７】
単結晶構造を有するワークピースは、オペレーション中に高い機械的、熱的及び／又は化学的負荷に晒される機械用の部品として使用される。このタイプの単結晶ワークピースは、例えば、溶融物からの方向性凝固によって形成される。これには、液体金属合金を凝固させて単結晶構造、つまり単結晶ワークピースを形成する（方向的）鋳造プロセスが含まれる。このプロセスでは、樹枝状結晶が、熱流束の方向に形成されて、柱状結晶の粒状構造（つまり、ワークピースの全長さにわたって伸びる粒を備え、本願では、一般的な呼び方に従って、方向性凝固と称する）、又は単結晶構造（つまり、ワークピース全体が単結晶から成る）を形成する。このプロセスでは、球状（多結晶）凝固への転移を避ける必要がある。何故ならば、非方向性成長が横方向及び縦方向の粒界の形成を不可避にもたらして、方向性凝固又は単結晶成分の優れた特性を損なうからである。方向性凝固マイクロ構造に関しては一般的に、単結晶（粒界を有さず、又はせいぜい小角粒界を有する）及び柱状結晶構造（縦方向に伸びる粒界を有し、横粒界を有さない）の両方が含まれると理解される。後者の結晶構造の場合を、方向性凝固マイクロ構造（方向性凝固構造）と称することもできる。このタイプのプロセスは特許文献６及び特許文献７から知られている。
【００２８】
翼又は羽根１２０、１３０は、腐食又は酸化防止コーティング、例えばＭＣｒＡｌＸも有し得て、Ｍは、鉄（Ｆｅ）、コバルト（Ｃｏ）、ニッケル（Ｎｉ）から成る群から選択された少なくとも一つの元素であり、Ｘは活性元素であり、イットリウム（Ｙ）及び／又はシリコン及び／又は希土類元素若しくはハフニウム（Ｈｆ）の少なくとも一方を表す。このタイプの合金は、特許文献８、特許文献９、特許文献１０、特許文献２から知られている。
【００２９】
また、例えばＺｒＯ２、Ｙ２Ｏ４‐ＺｒＯ２から成る、つまり、酸化イットリウム及び／又は酸化カルシウム及び／又は酸化マグネシウムで安定化されていない、部分的に安定化されている、又は完全に安定化されている断熱コーティングが、ＭＣｒＡｌＸの上に存在することもできる。柱状粒は、適切なコーティングプロセス（例えば、電子ビーム物理気相堆積（ＥＢ‐ＰＶＤ，ｅｌｅｃｔｒｏｎ  ｂｅａｍ  ｐｈｙｓｉｃａｌ  ｖａｐｏｒ  ｄｅｐｏｓｉｔｉｏｎ）等）によって、断熱コーティング内に形成される。
【００３０】
改修との用語は、保護層が用いられた後に、保護層を部品１２０、１３０から除去しなければならなくなり得ることを意味する（例えば、サンドブラストによって）。そして、腐食及び／又は酸化層又は生成物が除去される。必要であれば、部品１２０、１３０内のひびが、本発明に従ってはんだを用いて修復される。これに、部品１２０、１３０の再コーティングが続き、そのあとに、部品１２０、１３０が再び使用可能になる。
【００３１】
翼又は羽根１２０、１３０は、ソリッド又は中空設計のものであり得る。翼又は羽根１２０、１３０が冷却される場合には、中空であり、フィルム冷却孔４１８（破線で示される）も含み得る。
【００３２】
図４は、ガスタービン１００（図２）の燃焼室１１０を示す。
【００３３】
燃焼室１１０は、例えば環状燃焼室として知られているものとして構成され、複数のバーナ１０７が、円周方向において回転軸１０２周りに配置されていて、共通の燃焼室空間１５４内に広がっていて、バーナ１０７が炎１５６を生じさせる。このため、燃焼室１１０全体が、回転軸１０２周りに配置された環状の構成となっている。
【００３４】
比較的高い効率を得るため、燃焼室１１０は、略１０００℃から１６００℃の作動媒体Ｍの比較的高い温度用に設計される。このような物質にとって望ましくない動作パラメータに対しても比較的長い動作時間を可能にするため、燃焼室の壁１５３には、作動媒体Ｍに向き合う側に、遮熱素子１５５で形成された内側ライニングが設けられる。合金製の各遮熱素子１５５は、作動媒体側に、特定の耐熱保護層（ＭＣｒＡｌＸ層及び／又はセラミックコーティング）が設けられているか、又は、高温に耐えることができる物質（ソリッドなセラミックレンガ）製である。こうした保護層は、タービン翼又は羽根と同様であり得て、つまり、例えばＭＣｒＡｌＸであるという意味であり、Ｍは、鉄（Ｆｅ）、コバルト（Ｃｏ）、ニッケル（Ｎｉ）、から成る群から選択された少なくとも一つの元素であり、Ｘは活性元素であり、イットリウム（Ｙ）及び／又はシリコン及び／又は希土類元素若しくはハフニウム（Ｈｆ）の少なくとも一方を表す。このタイプの合金は、特許文献８、特許文献９、特許文献１０、特許文献２から知られていて、これらの文献は、合金の化学的組成に関して本願の一部を形成する。
【００３５】
また、例えばＺｒＯ２、Ｙ２Ｏ４‐ＺｒＯ２から成る、つまり、酸化イットリウム及び／又は酸化カルシウム及び／又は酸化マグネシウムで安定化されていない、部分的に安定化されている、又は完全に安定化されているセラミック断熱コーティングが、ＭＣｒＡｌＸの上に存在することもできる。
【００３６】
柱状粒は、適切なコーティングプロセス（例えば、電子ビーム物理気相堆積（ＥＢ‐ＰＶＤ）等）によって、断熱コーティング内に形成される。
【００３７】
改修との用語は、保護層が用いられた後に、保護層を遮熱素子１５５から除去しなければならなくなり得ることを意味する（例えば、サンドブラストによって）。そして、腐食及び／又は酸化層又は生成物が除去される。必要であれば、遮熱素子１５５のひびが、本発明に従ってはんだを用いて修復される。これに、遮熱素子１５５の再コーティングが続き、その後に、遮熱素子１５５が再び使用可能になる。
【００３８】
更に、燃焼室１１０の内部の高温を考慮して、冷却システムを、遮熱素子１５５及び／又はその保持素子に提供することができる。この場合、例えば、遮熱素子１５５は中空であり、燃焼室空間１５４内に開かれたフィルム冷却孔（図示せず）も含み得る。
【００３９】
図２は、例えば、ガスタービン１００を縦断面図で示す。ガスタービン１００は、その内部に、ロータ１０３を有し、そのロータは、回転軸１０２周りに回転可能であるように構成され、シャフトを有し、タービンロータとして知られている。吸気ハウジング１０４、コンプレッサ１０５（例えば、環状）、複数の同軸配置バーナ１０７を有する燃焼室１１０（特に、環状燃焼室）、タービン１０８、排気キャスティング１０９が、ロータ１０３に沿って続いている。環状燃焼室１１０は、例えば環状の高温ガスダクト１１１に連通していて、例えば、四つの連続したタービンステージ１１２がタービン１０８を形成する。
【００４０】
各タービンステージ１１２は、例えば二つの翼又は羽根のリングで形成される。作動媒体Ｍの流れ方向に見て取れるように、ロータ翼１２０で形成された列１２５は、高温ガスダクト１１１内の案内羽根の列１１５に続く。
【００４１】
案内羽根１３０は、固定子１４３の内側ハウジング１３８に固定され、列１２５の回転翼１２０は、例えばタービンディスク１３３を用いて、ロータ１０３に取り付けされる。発電機又は機械（図示せず）がロータ１０３に結合される。
【００４２】
ガスタービン１００の動作時には、コンプレッサ１０５が、吸気ハウジング１０４を介して空気１３５を取り込んで、圧縮する。圧縮空気がコンプレッサ１０５のタービン側の端に提供されて、バーナ１０７に通されて、燃料と混合される。その混合物を燃焼室１１０内で燃焼させて、作動媒体１１３を形成する。それから、作動媒体１１３が、案内羽根１３０及び回転翼１２０を通過して高温ガスダクト１１１に沿って流れる。作動媒体１１３が回転翼１２０において膨張し、その運動量を伝えて、回転翼１２０がロータ１０３を駆動し、ロータが、ロータに結合された機械を駆動する。
【００４３】
ガスタービン１００の動作時には、高温の作動媒体１１３に晒される部品が、熱的負荷に晒される。作動媒体１１３の流れ方向に見て取れるように、第一のタービンステージ１１２の案内羽根１３０及び回転翼１２０は、環状燃焼室１１０の内側を覆う（ライニングする）遮熱素子と共に、最も高い熱的負荷に晒される。そこに広がる温度に耐えられるように、これらの部品は、冷却材によって冷却可能である。
【００４４】
同様に、部品の基体は方向性構造を有することができて、つまり、これは単結晶であるか（ＳＸ構造）、又は縦方向のみを向いた粒を含む（ＤＳ構造）。例えば、鉄ベース、ニッケルベース、又はコバルトベースの超合金が、部品（特にタービン翼及び羽根１２０，１３０、及び燃焼室１１０の部品）の物質として使用される。このタイプの超合金は、特許文献１、特許文献２、特許文献３、特許文献４、特許文献５から知られている。
【００４５】
同様に、翼及び羽根１２０、１３０は、腐食から保護するコーティング（ＭＣｒＡｌＸ）を有し得て、Ｍは、鉄（Ｆｅ）、コバルト（Ｃｏ）、ニッケル（Ｎｉ）から成る群から選択された少なくとも一つの元素であり、Ｘは、活性元素であり、イットリウム（Ｙ）及び／又はシリコン及び／又は希土類元素若しくはハフニウムの少なくとも一方を表す。このタイプの合金は、特許文献８、特許文献９、特許文献１０、特許文献２から知られている。
【００４６】
例えばＺｒＯ２、Ｙ２Ｏ４‐ＺｒＯ２から成る、つまり、酸化イットリウム及び／又は酸化カルシウム及び／又は酸化マグネシウムで安定化されていない、部分的に安定化されている、又は完全に安定化されている断熱コーティングが、ＭＣｒＡｌＸの上に存在することもできる。柱状粒は、適切なコーティングプロセス（例えば、電子ビーム物理気相堆積（ＥＢ‐ＰＶＤ）等）によって、断熱コーティング内に形成される。
【００４７】
案内羽根１３０は、タービン１０８の内側ハウジング１３８と向き合う案内羽根の底部（図示せず）と、案内羽根の底部の反対側の案内羽根の頂部とを有する。案内羽根の頂部は、ロータ１０３と向き合い、固定子１４３の固定リング１４０に固定される。
【符号の説明】
【００４８】
４  基板
７  ボンドコート
１６  セラミック断熱コーティング
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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