(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１の研磨粒子が分散されたコーティング材を有する第１層と、
第２の研磨粒子が分散されたコーティング材を有する前記第１層の外面側に位置する第２層と、
を有することを特徴とする研磨層。
【請求項２】
第１の研磨粒子が分散されたコーティング材を有する第１層と、
第２の研磨粒子が分散されたコーティング材を有する前記第１層の外面側に位置する第２層を有し、
前記第１の研磨粒子の耐熱温度は前記第２の研磨粒子の耐熱温度よりも高く、
前記第２の研磨粒子の硬度は前記第１の研磨粒子の硬度よりも高い
ことを特徴とする研磨層。
【請求項３】
第１の研磨粒子が分散された酸化防止材を主成分とする第１層と、
第２の研磨粒子が分散された酸化防止材を主成分とする前記第１層の外面側に位置する第２層と、
を有することを特徴とする研磨層。
【請求項４】
アルミナの粒子、シリコンカーバイトの粒子、焼結ダイヤの粒子の内の少なくとも一つが分散されたコーティング材を有する第１層と、
第２の研磨粒子が分散されたコーティング材を有する前記第１層の外面側に位置する第２層と、
を有することを特徴とする研磨層。
【請求項５】
第１の研磨粒子が分散されたコーティング材を有する第１層と、
立方晶窒化硼素の粒子が分散されたコーティング材を有する前記第１層の外面側に位置する第２層と、
を有することを特徴とする研磨層。
【請求項６】
金属めっき層部分と酸化防止材層部分とを有するコーティング材に第１の研磨粒子が分散された第１層と、
金属めっき層部分と酸化防止材層部分と有するコーティング材に第２の研磨粒子が分散された前記第１層の外面側に位置する第２層と、
を有することを特徴とする研磨層。
【請求項７】
第１の研磨粒子が分散され該第１の研磨粒子の粒子径以上の厚さのコーティング材を有する第１層と、
第２の研磨粒子が分散されたコーティング材を有する前記第１層の外面側に位置する第２層と、
を有することを特徴とする研磨層。
【請求項８】
第１の研磨粒子が分散されたコーティング材を有する第１層と、
第２の研磨粒子が分散され該第２の研磨粒子の粒子径以下の厚さのコーティング材を有する前記第１層の外面側に位置する第２層と、
を有することを特徴とする研磨層。
【請求項９】
アルミナの粒子、シリコンカーバイトの粒子、焼結ダイヤの粒子の内の少なくとも一つが分散されたＭＣｒＡｌＹを主成分とする第１層と、
立方晶窒化硼素の粒子が分散されたＭＣｒＡｌＹを主成分とする前記第１層の外面側に位置する第２層と、
を有することを特徴とする研磨層。
【請求項１０】
圧縮機と燃焼器とタービンを備える燃焼エンジンの可動部分と非可動部分とが対向する面の一方に、
第１の研磨粒子が分散されたコーティング材を有する第１層と、
第２の研磨粒子が分散されたコーティング材を有する前記第１層の外面側に位置する第２層と、
を有することを特徴とする燃焼エンジン。
【請求項１１】
圧縮機と燃焼器とタービンを備えるガスタービンの該タービンのロータに取り付けられた動翼の先端に、
アルミナの粒子、シリコンカーバイトの粒子、焼結ダイヤの粒子の内の少なくとも一つが分散されたＭＣｒＡｌＹを主成分とする第１層と、
立方晶窒化硼素の粒子が分散されたＭＣｒＡｌＹを主成分とする前記第１層の外面側に位置する第２層と、
を有することを特徴とするガスタービン。
【請求項１２】
被成膜面に金属めっきによって第１の研磨粒子を固定する工程と、
該第１の研磨粒子が固定された金属めっき上にコーティング材を成膜する工程と、
該コーティング材に金属めっきによって第２の研磨粒子を固定する工程と、
該第２の研磨粒子を固定された金属めっき上にコーティング材を成膜する工程と、
を含むことを特徴とする研磨層の製造方法。
【請求項１３】
ガスタービンのローターに円周上に取付けられる動翼であって、該動翼の先端に円周方向外側向きに突出部分を備え、
該突出部分に金属めっきによってアルミナの粒子、シリコンカーバイトの粒子、焼結ダイヤの粒子の内の少なくとも一つを固定する工程と、
該耐熱性の研磨粒子が固定された金属めっき上にＭＣｒＡｌＹを溶射する工程と、
該工程にで形成されたコーティングの表面に金属めっきによって立方晶窒化硼素の粒子を固定する工程と、
該高硬度の研磨粒子を固定された金属めっき上にＭＣｒＡｌＹを溶射する工程と、
を含むことを特徴とするガスタービン動翼の製造方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、対向する二つの部材が摺動する恐れがある箇所などで、摺動の際に相手側を削ることにより同部材の破壊・焼損等を防止する、いわゆるアブレシシブコーティング等に用いられる研磨層に関する。
例えばガスタービン、ジェットエンジン等の燃焼エンジンに関し、特に動翼とシュラウド等の両者の隙間を詰める必要があるが故に摺動する恐れがある燃焼エンジンに適用される研磨層及びその燃焼エンジンに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンの動翼先端と、この動翼先端に対向するシュラウドとの間には、運転中に両者が接触しないように所定寸法のクリアランスが設けられている。
このクリアランスが大きすぎると動翼の圧力面側から負圧面側へ燃焼ガスが漏れだし、圧力損失が大きくなって運転効率が低下してしまう。
これを防止してガスタービンの性能を向上させる目的で、極限までクリアランスを小さく設定する試みがなされている。
【０００３】
ところが、クリアランスがあまりに小さすぎると、ガスタービンの運転開始初期段階において、動翼とシュラウドの熱膨張差、タービンロータの偏心、ガスタービン全体に生じる振動等に起因して、動翼の先端とシュラウドとが摺動してしまうことがあり、これを初期摺動と呼ぶ。
また、ガスタービンが運転されていくと、高温ガスに曝されたシュラウドが徐々に熱変形を起こし、やはり動翼の先端とシュラウドとが摺動してしまうことがあり、これを二次的摺動と呼ぶ。
初期摺動時には、動翼の先端とシュラウドとの激しい摺動が生じる場合があるのに対し、二次的摺動は、一般に比較的緩やかな摺動となる。
【０００４】
一般的にシュラウドは、その内周面に、ジルコニア（ＺｒＯ↓２）等による遮熱被覆（Ｔｈｅｒｍａｌ  Ｂａｒｒｉｅｒ  Ｃｏａｔｉｎｇ、以下  ＴＢＣと呼ぶ。）を備えているか、またはＭＣｒＡｌＹからなる耐酸化被膜を備えている。ジルコニアからなるコーティングの場合、通常は動翼の母材金属よりも高硬度である。
このため、動翼先端とシュラウド内周面とが摺動すると、動翼が大きく損傷を受けてしまうことがあった。
【０００５】
この様な摺動の対策として、特開平４−２１８６９８号公報には、酸化防止性材料であるＭＣｒＡｌＹからなるマトリクス中に研磨粒子が分散した研磨層を備えたガスタービン動翼が開示されている。
この動翼では、研磨粒子として、例えば立方晶窒化硼素（Ｃｕｂｉｃ  Ｂｏｒｏｎ  Ｎｉｔｒｉｄｏ、以下  ＣＢＮと呼ぶ。）等が用いられている。
ＣＢＮはジルコニアよりも高硬度である。
従って、動翼先端とシュラウド内周面とが摺動すると、このＣＢＮからなる研磨粒子がシュラウドの内周面を研磨する。
これによって、動翼とシュラウドとの間に適度なクリアランスが維持される。また、その製造方法等は、特表平９−５０４３４０号、特開平１０−３０４０３号や米国特許第５７０２５７４号にも記載されている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、ＣＢＮは、耐熱性が十分ではないので、酸化雰囲気での長期間の運転によって研磨粒子が酸化、溶融又は昇華して、消失してしまうことがある。
また、酸化によるＭＣｒＡｌＹの劣化に伴って、ＣＢＮの粒子が徐々に脱落してしまうこともある。
従って、初期摺動時には研磨粒子によるシュラウドの研磨がなされるものの、研磨層が劣化した後の二次的摺動では研磨が不十分となり、動翼が大きく損傷を受けてしまうことがある。
特に近年、エネルギー効率向上の観点からガスタービンにおける燃焼温度が高温化する傾向が見られ、研磨層の熱劣化の問題が顕著となりつつある。
同様の問題は、例えばジェットエンジン等の、ガスタービン以外の燃焼エンジンにも見られる。
【０００７】
本発明は、上述のような問題に鑑みてなされたものであり、その目的は、長期間の使用に亘って、研磨性能が発揮できる研磨層の提供にある。
また、この研磨層を適用することにより、動翼とシュラウドとの適度なクリアランスが維持され、従って動翼の損傷が生じにくいエンジンの提供にある。
更に、上記の問題に鑑みてなされた他の発明は、このような燃焼エンジンに好適な研磨層の形成方法の提供を目的とする。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
上記の目的を達成するためになされた発明は、次のとおりである。
【０００９】
先ず、研磨層の発明として、第１の研磨粒子が分散されたコーティング材を有する第１層と、第２の研磨粒子が分散されたコーティング材を有する前記第１層の外面側に位置する第２層とを有することを特徴とする研磨層である。
【００１０】
また、装置発明として、圧縮機と燃焼器とタービンを備える燃焼エンジンの可動部分と非可動部分とが対向する面の一方に、第１の研磨粒子が分散されたコーティング材を有する第１層と、第２の研磨粒子が分散されたコーティング材を有する前記第１層の外面側に位置する第２層とを有することを特徴とする燃焼エンジンである。
【００１１】
更に、製造方法の発明として、被成膜面に金属めっきによって第１の研磨粒子を固定する工程と、該第１の研磨粒子が固定された金属めっき上にコーティング材を成膜する工程と、該コーティング材に金属めっきによって第２の研磨粒子を固定する工程と、該第２の研磨粒子を固定された金属めっき上にコーティング材を成膜する工程とを含むことを特徴とする研磨層の製造方法である。
【００１２】
これらの発明により、例えば、初期摺動では外面側の第２層が劣化・消失しても、第１層のコーティング層が残存し、この第１層の第１の研磨粒子によってシュラウドの内周面が研磨される。
従って、長期間の使用に亘って、良好な研磨性能が発揮できる。
また、燃焼エンジンの動翼又はシュラウドのいずれか一方の面に本研磨層を適当することにより、動翼とシュラウドとを近接させて組立てたとしても、動翼とシュラウドとの適度なクリアランスが維持され、燃焼エンジンの性能向上が図れ、また、動翼やシュラウドの損傷も防止される。
尚、研磨層が動翼先端に設けられた場合は、シュラウド内周面が研磨されることになり、研磨層がシュラウドの内周に設けられた場合は、動翼の先端が研磨粒子によって研磨されることになり、これによって動翼とシュラウドとのクリアランスが維持される。
更には、研磨層の製造においては、金属めっきによって耐熱性の研磨粒子を固定するので、各層への研磨粒子の固定・分散が効率よく容易にできる。
【００１３】
研磨層の発明として好ましくは、第１層及び第２層の研磨粒子は、シュラウドの内周面よりも高硬度である。これにより、シュラウドの研磨がより確実に達成される。
なお、本明細書で用いられる硬度とは、常温下で測定されるビッカース硬度（ＨＶ）等の一般的意味の硬度のことである。
【００１４】
研磨層において、好ましくは、第１層の第１の研磨粒子は、その耐熱温度が第２層の第２の研磨粒子の耐熱温度よりも高い粒子とし、第２層の第２の研磨粒子は、その硬度が第１層の第１の研磨粒子よりも高硬度である粒子とする。
これにより、動翼とシュラウドとが激しく摺動する初期摺動では、硬度の高い第２層の第２の研磨粒子によって、比較的短時間でシュラウドが研磨される。
一方、長期間の運転によって第２層が消失した後も、耐熱性に優れる第１層の第１の研磨粒子が残存し、これによって二次的摺動時の研磨が継続される。
【００１５】
また、好ましくは、各層は酸化防止材を主成分とすることにより、研磨粒子を酸化から防止することができ、加えて、被成膜面である動翼先端部分の母材の酸化も防止できる。
また、好ましくは、アルミナの粒子、シリコンカーバイトの粒子、焼結ダイヤの粒子等の耐熱性の粒子を第１層に分散させたので、耐熱性に優れ、且つ、比較的硬度のある第１層を形成することができる。
また、好ましくは、ＣＢＮの粒子を第２層に分散させたので、高硬度で研磨性能に優れる第２層を形成することができる。
また、好ましくは、第１層の厚さを、研磨粒子の粒子径以上の厚さとしたので、研磨粒子の先端が第１層から突出することがないので、第１層上に施される金属めっきを研磨粒子が阻害してしまうことがない。
また、好ましくは、第２層の厚さを、研磨粒子の粒子径以下の厚さとしたので、動翼先端とシュラウドとが摺動し始める極めて初期の段階から、シュラウドの研磨が行われ、動翼の損傷がより確実に防止される。
【００１６】
更には、シュラウドの内周面がジルコニア（ＺｒＯ２）を主成分とするコーティング層である場合、第１層の研磨粒子の材質としてはアルミナ（Ａｌ２Ｏ３）、シリコンカーバイド（ＳｉＣ）及び焼結ダイヤからなる群から選択された１種又は２種以上が好適であり、第２層の研磨粒子の材質としてはＣＢＮが好適である。
【００１７】
また、好ましくは、第１コーティング層及び第２コーティング層のマトリックスの空隙率は１％以下である。
これにより、酸化によるマトリックスの劣化がより確実に防止され、研磨粒子の脱落が抑制される。
マトリックスの好ましい主成分は、ＭＣｒＡｌＹである。
ＭＣｒＡｌＹにおけるＭは、鉄、ニッケル及びコバルトからなる群から選択された１種又は２種以上の金属元素を意味する。
すなわち、ＭＣｒＡｌＹは、鉄、ニッケル又はコバルトと、クロム（Ｃｒ）と、アルミニウム（Ａｌ）と、イットリウム（Ｙ）とを主成分とする合金である。
【００１８】
装置発明として、好ましくは、ガスタービンのタービンのロータに取り付けられた動翼の先端に研磨層を有するので、最近効率向上の為に燃焼ガス温度が高温化されてきたガスタービンの、高温燃焼ガスに曝される動翼においても、初期摺動、二次摺動の何れの場合でも、良好な研磨性能を発揮することができるので、クリアランスを保つことができ、翼の損壊が防止できる。
【００１９】
製造方法の発明として好ましくは、ガスタービンのローターに円周上に取付けられる動翼の先端に円周方向外側向きに突出部分を設け、この突出部分に研磨層を成形するようにしたので、金属めっきや溶射の際の非被成膜面のマスキング等、被成膜面の特定が容易であるとともに、万一、動翼先端とシュラウドが急激に接触し、研磨層の研磨能力を越えた場合でも、突出部分が先ず最初に破壊されるので、動翼本体がダメージを受け、ガスタービン全体に大きなトラブルが発生することを防止できる。
【００２０】
製造方法の発明として、好ましくは、第１めっき工程及び第２めっき工程はニッケル電気めっきによって成膜される。
ニッケルめっき層は耐熱性が高く、また、第１のコーティング層及び第２のマトリクスとのなじみも良好である。
【００２１】
好ましくは、上記第１成膜工程及び第２成膜工程は酸化防止性材料の溶射によって達成される。溶射は成膜速度が速いので、例えば電気めっき法のみから研磨層が形成される場合に比べて効率的である。
【００２２】
好ましくは、第１成膜工程において、第１の研磨粒子が酸化防止性材料によって埋没するまで溶射が行われる。
これにより、第１の研磨粒子の先端が第１のコーティング層から突出することがなく、従って第１のコーティング層上に施される電気めっきを第１の研磨粒子が阻害してしまうことがない。
【００２３】
好ましくは、第２成膜工程における溶射は第２の研磨粒子が第２のマトリクスに埋没するまで行われる。
そして、第２の研磨粒子の硬度よりも低くかつ第２のマトリクスの硬度よりも高い硬度を有する研磨材によって、第２の研磨粒子が第２のマトリクスから突出するまで第２のマトリクスが研磨される。
研磨材の硬度は第２の研磨粒子の硬度よりも低いので、第２の研磨粒子が研磨されてしまうことなく、第２のマトリクスが研磨される。
【００２４】
【発明の実施の形態】
図１は、ガスタービンの全体を示した模式図である。
このガスタービン１では、圧縮機２の左側から空気が吸気され、圧縮機２にて圧縮され、圧縮された圧縮空気は燃焼器４へ供給され燃料と混合されて連続燃焼される。
そして、燃焼器４での燃焼にて得られた高温高圧の燃焼ガスがタービン６へ送られ、タービンのロータ８に植え込まれた動翼を駆動する。
このガスタービン１においては、タービン６へ供給される燃焼ガスの温度が高くなれば高くなるほど効率が良くなる為、近年は高温化の要請が強まってきている。
例えば、タービン入口温度は、従来の１０００℃程度から、１３００℃、更には、１５００℃へと高温化してきている。
【００２５】
図２はガスタービン１のタービン６部分の軸方向部分断面図である。
図面に向って左側より燃焼ガスが供給され、一段静翼１０１、一段動翼２０１、二段静翼１０２、二段動翼２０２、三段静翼１０３、と言った順に静翼と動翼が交互に配列されている。
そして、各段において、静翼で整流された燃焼ガスが、その下流側の動翼を駆動する。
この際に、動翼と動翼外周側との隙間を極力詰めるようにし、燃焼ガスが動翼に駆動力を十分に与えるこことなく、この隙間より燃焼ガスが後段側へ流れて、ガスタービンの効率が低下してしまわないように設計されている。
【００２６】
図３は、図２のタービン部分の動翼部分の拡大であり、本発明の一実施形態にかかるガスタービン１（又は、燃焼エンジン）の一部が示された部分断面図である。
このガスタービン１は、動翼３と、シュラウド５とを備えており、動翼３は、その先端に研磨層７を備えている。
動翼３の先端部の外周側に位置するシュラウド５は、その内周面にジルコニアを主成分とするＴＢＣ層９を備えている。
研磨層７とＴＢＣ層９との間隔（図３において両矢印Ｃで示される）が、クリアランスである。
【００２７】
図４は、図３の動翼３の先端の一部が示された拡大断面図である。
図示されていないが、この図４の上方に、クリアランスを隔ててシュラウド５が位置している。この図４では、動翼の母材１１と、研磨層７とが示されている。
研磨層７は、第１層１３と、第２層１５とから構成されている。
第１層１３は、第１めっき層１７と、第１コーティング層１９と、第１の研磨粒子２１とから構成されている。
また、第２層１５は、第２めっき層２３と、第２コーティング層２５と、第２の研磨粒子２７とから構成されている。
なお、図４では第１めっき層１７と第１コーティング層１９との境界が明確に画かれているが、実際は拡散によって境界は曖昧となっている。
同様に、第２めっき層２３と第２コーティング層２５との境界も、拡散によって曖昧となっている。
【００２８】
第１めっき層１７は、動翼３の母材１１の表面に施されている。
後に詳述されるように、この第１めっき層１７によって、第１コーティング層１９が形成されるまでの間、第１の研磨粒子２１が仮固着される。
第１めっき層１７の材質は特には制限されないが、例えばニッケル、クロム等が用いられ、特に第１コーティング層１９の成分組成の一つであり馴染みのよいニッケルが好ましい。
第１めっき層１７の厚み（第１コーティング層１９が形成される前の厚み）は特には制限されないが、第１の研磨粒子２１の下端部分のみを有効に固着するという観点から、３０μｍ以上１００μｍ以下が好ましい。
また、第１めっき層が、被成膜面である母材表面を覆うので、母材表面の酸化も防止することができる。
【００２９】
第１コーティング層１９は、第１の研磨粒子２１を固着するバインダーとして機能する。
この第１コーティング層１９には、酸化防止性材料が用いられている。
これにより、第１コーティング層１９の酸化・劣化による第１の研磨粒子２１の脱落が抑制される。
好ましい酸化防止性材料としては、ＭＣｒＡｌＹ（鉄、ニッケル又はコバルトと、クロムと、アルミニウムと、イットリウムとを主成分とする合金）が挙げられる。
酸化防止の観点から、第１コーティング層１９の空隙率は１％以下が好ましい。
第１コーティング層１９の厚みは、５０μｍ以上２００μｍ以下が好ましい。
厚みが上記範囲未満であると、第１コーティング層１９から第１の研磨粒子２１が突出し、後に詳述されるように第２めっき層２３の形成に不都合が生じることがある。
逆に、厚みが上記範囲を超えると、第１層１３が消失した後に第１の研磨粒子２１が第１コーティング層１９から突出するまでに長時間を要してしまうことがある。
【００３０】
第１の研磨粒子２１は、シュラウド５のＴＢＣ層９（ジルコニアが主成分）よりも高硬度であることが好ましい。
具体的には、第１の研磨粒子２１のビッカース硬度は、１０００以上が好ましい。
このような材質としては、アルミナ、シリコンカーバイド、焼結ダイヤ、ＣＢＮが挙げられる。
第１の研磨粒子２１の平均粒子直径は、シュラウド５の研磨が効率よく行われるとの観点から、５０μｍ以上２００μｍ以下が好ましい。
また、同様の理由から、第１層１３における第１の研磨粒子２１の数は、３０個／ｍｍ↓２以上５０個／ｍｍ↓２以下が好ましい。
【００３１】
第２めっき層２３は、第１コーティング層１９の表面に施されている。
後に詳述されるように、この第２めっき層２３によって、第２コーティング層２５が形成されるまでの間、第２の研磨粒子２７が仮固着される。
第２めっき層２３の材質は特には制限されないが、第１めっき層１７と同様に、ニッケル、クロム等が用いられ、特にニッケルが好適である。
第２めっき層２３の厚み（第２コーティング層２５が形成される前の厚み）は特には制限されないが、第２の研磨粒子２７の下端部分のみを有効に固着するという観点から、３０μｍ以上１００μｍ以下が好ましい。
【００３２】
第２コーティング層２５は、第２の研磨粒子２７を固着するバインダーとして機能する。
この第２コーティング層２５には、酸化防止性材料が用いられている。
これにより、第２コーティング層２５の酸化・劣化による第２の研磨粒子２７の脱落が抑制される。
好ましい酸化防止性材料としては、第１コーティング層１９と同様のＭＣｒＡｌＹが挙げられる。
酸化防止の観点から、第２コーティング層２５の空隙率は１％以下が好ましい。
第２コーティング層２５の厚みは、５０μｍ以上２００μｍ以下が好ましい。
厚みが上記範囲未満であると、第２の研磨粒子２７の固着が不十分となってしまうことがある。
逆に、厚みが上記範囲を超えると、第２の研磨粒子２７が第２コーティング層２５に埋没してしまうことがある。
【００３３】
第２の研磨粒子２７は、シュラウド５のＴＢＣ層９（ジルコニアが主成分）よりも高硬度であることが好ましい。
具体的には、第２の研磨粒子２７のビッカース硬度（常温下で測定されるビッカース硬度、以下において同じ）は、１０００以上が好ましい。
このような材質としては、アルミナ、シリコンカーバイド、焼結ダイヤ、ＣＢＮ等が挙げられる。
第２の研磨粒子２７の平均粒子直径は、シュラウド５の研磨が効率よく行われるとの観点から、５０μｍ以上２００μｍ以下が好ましい。
また、同様の理由から、第２層１５における第２の研磨粒子２７の数は、１０個／ｍｍ↓２以上５０個／ｍｍ↓２以下が好ましい。
【００３４】
この燃焼エンジンが起動され定格運転への移行段階において、タービンの動翼３の方がシュラウド５よりも早く加熱され、また、動翼３には回転による遠心力が作用することもにより、動翼３の方が、シュラウド５を含むケーシング部分よりも早く熱膨張を起こす。
よって、早く熱膨張した動翼３が未だ十分に熱膨張していないシュラウド５に接し、初期摺動が起こる。
この初期摺動時には、動翼３の最先端にある第２層１５の第２の研磨粒子２７がシュラウド５の内周面にあるＴＢＣ層と摺動し、ＴＢＣ層が切削される。
動翼３が高温燃焼ガスに曝されつつ一定時間運転された後の二次的摺動において、第２層１５が消失している場合は、第１の研磨粒子２１がシュラウド５と摺動する。
【００３５】
第１の研磨粒子２１と第２の研磨粒子２７とは同一の材質でもよいが、高温環境下でも消失しにくいという理由から第１の研磨粒子２１は酸化雰囲気で長時間安定しているものが好ましく、激しい初期摺動に耐えうるという理由から第２の研磨粒子２７はより高硬度なものが好ましい。
具体的には、第１の研磨粒子２１は使用可能温度が１０００℃以上のものが好ましく、また、第２の研磨粒子２７はビッカース硬度が１０００以上、特には５０００以上のものが好ましい。
【００３６】
このような研磨粒子の組み合わせとしては、第１の研磨粒子２１がアルミナ、シリコンカーバイド又は焼結ダイヤからなり、第２の研磨粒子２７がＣＢＮからとする事が好ましい。
特に好適な第１の研磨粒子２１の材質は、ビッカース硬度が約２０００とさほど高くないものの、約１５００℃で長時間安定するアルミナが挙げられる。
なお、第２の研磨粒子２７に好適なＣＢＮでは、使用可能温度は約１０００℃とさほど高くないが、ビッカース硬度は約５０００から７０００と、極めて高硬度である。
【００３７】
この動翼３では、第１層１３及び第２層１５から研磨層７が構成されているが、母材１１と第１層１３との間や、第１層１３と第２層１５との間等に、他の層が設けられてもよい。
また、第１層と第２層が連続的に形成され、その連続層の下層部分に第１の研磨粒子を分散させ、上層部分に第２の研磨粒子を分散させてもよい。
【００３８】
ここで、動翼３の先端に研磨層７を形成する方法の一例を詳述する。
まず、動翼３の母材１１のうち研磨層７を形成する部分以外の部分にマスキングを施し、この母材１１を電解槽の電解液中に配置する。
次に、電気めっきを施して第１めっき層１７を形成する。
電気めっきにより、電解槽の下方に沈められた第１の研磨粒子２１が仮固着される。
第１の研磨粒子２１の下方部分のみが第１めっき層１７に埋没するような厚みまで第１めっき層１７が形成された段階で、電気めっきを終了させる（第１めっき工程）。
【００３９】
次に、第１めっき層１７の上方（すなわち第１の研磨粒子２１の外面側、言換えれば、周囲）に酸化防止性材料を溶射して、第１コーティング層１９を形成する。
溶射法としては、プラズマ溶射法、高速フレーム溶射法等が採用可能である。溶射は、第１の研磨粒子２１が第１コーティング層１９に完全に埋没するまで行われる（第１成膜工程）。
なお、溶射に代えて電気めっき等で第１コーティング層１９が形成されてもよいが、第１コーティング層１９の形成速度が速い溶射の方が電気めっきより効率がよく、また、経済的でもあり、好ましい。
【００４０】
次に、第１コーティング層１９の表面を洗浄し、酸化等によって生じた汚れを除去する。
そして、第１めっき工程と同様の方法で第２めっき層２３を形成し、この第２めっき層２３で第２の研磨粒子２７を仮固着させる（第２めっき工程）。
なお、第１の研磨粒子２１は第１コーティング層１９に埋没しているので、第１の研磨粒子２１が非導電性であってもこの第１の研磨粒子２１によって第２めっき層２３の形成が阻害されることがない。
【００４１】
次に、第１成膜工程と同様に酸化防止性材料を溶射して、第２コーティング層２５を形成する（第２成膜工程）。
溶射によって第２の研磨粒子２７が第２コーティング層２５に埋没する。
その後、第２コーティング層２５の硬度（ＭＣｒＡｌＹの場合は約ＨＶ４００）と第２の研磨粒子２７の硬度（ＣＢＮの場合は約ＨＶ５０００）との中間の硬度を有する材料（例えば約ＨＶ２０００であるアルミナ）からなる研磨材により第２コーティング層２５のみを研磨し、第２の研磨粒子２７の先端を第２コーティング層２５から突出させる（研磨工程）。
なお、溶射に代えて電気めっき等で第２マトリクス２５を形成してもよい。
電気めっきでは形成速度が溶射に比べて遅くなるが、第２の研磨粒子２７が埋没しない程度に第２マトリクス２５の厚みを制御することが容易となる。
【００４２】
こうして第１層１３と第２層１５とが形成された後に、熱処理がなされる。
熱処理によって、各めっき層と各コーティング層との間で拡散が起こって層間の密着力が向上するとともに、層間での成分の均質化が図られる。
熱処理は、特に研磨層のためだけでなく、動翼母材の熱処理として実施し、研磨層の熱処理と兼用させることもできる。
【００４３】
ガスタービン動翼において、更に好ましい例を図５に示す。
図５において、動翼３３の先端には、翼プロファイルの背面にそって、動翼３３の先端より更に外周方向、即ち、円周方向外周向きであって、対向して位置するシュラウド（図示せず。）に近づく方向に、突起部分３９が設けられている。
そして、シンニング部分とも呼ぶこの突起部分に、上述の研磨層３７が形成される。
研磨層３７を動翼先端全面でなく突起部分３９に形成したことにより、成膜工程においては、被成膜面部分が突出しているので、その分他の面との区別が明確になり、成膜しない非被成膜部分のマスキング等が容易になる。
また、突起部分３９のみに成膜すれば済むので、被成膜面の面積が狭くでき、成膜量が少なくて済み、製造時間の短縮化、費用削減等の効果を図ることができる。
更には、動翼３３から突き出した薄い突起部分を有するので、万一、ガスタービン起動時等に動翼の熱伸びが過大になり、シュラウドと予想外の激しい接触を起こし、研磨が接触に追いつかなくなったとしても、動翼３３本体よりも、突起部分３９が先に破断、摩耗、焼損等を起こして滅失してくれるので、動翼３３本体に重大なトラブルが発生することを防止できる。
【００４４】
以上、研磨層が動翼の先端に設けられる場合が例とされて本発明が詳述されたが、同様の研磨層がシュラウドの内周側に形成されてもよい。
この場合は、動翼の少なくとも先端が低硬度の材料から構成され、摺動によって動翼が研磨される。
また、通常のガスービンでは、動翼は各段毎にローター上に多数枚（例えば、数十枚）植え込まれているが、その全ての動翼の先端に研磨層を形成しても良いし、逆に、多数枚の内の、一部の動翼のみ（例えば、数枚）が研磨層を施されたものであっても良い。
また、以上の説明ではガスタービンが例とされたが、本発明は、例えばジェットエンジン等の、動翼とシュラウドとが摺動するおそれのある全ての燃焼エンジンに適用され得るし、その他、高温酸化雰囲気中で摺動の恐れのある装置、部品等もの有効に適用され得る。
【００４５】
【発明の効果】
以上説明されたように、本発明のエンジンでは、運転開始から長期間にわたって動翼とシュラウドとの適度なクリアランスが維持される。
従って、このエンジンでは動翼の損傷が生じにくく、信頼性が向上する。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、本発明にかかるガスタービンの模式図である。
【図２】図２は、ガスタービンのタービン部分の拡大断面図である。
【図３】図３は、本発明の一実施形態にかかるガスタービンの一部が示された部分断面図である。
【図４】図４は、図５の動翼の先端の一部が示された拡大断面図である。
【図５】図５は、本発明の他の実施形態にかかる動翼の先端の拡大図である。
【符号の説明】
１・・・ガスタービン
２・・・圧縮機
３・・・動翼
４・・・燃焼器
５・・・シュラウド
６・・・タービン
７・・・研磨層
８・・・ロータ
９・・・ＴＢＣ層
１１・・・母材
１３・・・第１層
１５・・・第２層
１７・・・第１めっき層
１９・・・第１コーティング層
２１・・・第１の研磨粒子
２３・・・第２めっき層
２５・・・第２コーティング層
２７・・・第２の研磨粒子
【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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