(57)【要約】  本発明は、ガスタービンの構成部品の材料、特に、鉄基合金材料のマトリックスを有し、その鉄基合金材料マトリックスがラーベス相の金属間材料で硬化される、ガスタービン航空機エンジン構成部品の材料に関する。【特許請求の範囲】
【請求項１】
鉄基合金材料のマトリックスを含み、その鉄基合金材料のマトリックスがラーベス（Ｌａｖｅｓ）相金属間材料で硬化される、ガスタービン構成部品の材料、特にガスタービン航空機推進システム構成部品の材料。
【請求項２】
前記ラーベス相金属間材料が、前記鉄基合金材料のマトリックス内に組み込まれるか、または埋め込まれることを特徴とする請求項１に記載の材料。
【請求項３】
７０．０〜９９．９体積％の前記鉄基合金材料と、０．１〜３０．０体積％の前記ラーベス相金属間材料とを特徴とする請求項１または２に記載の材料。
【請求項４】
前記鉄基合金材料が、少なくとも鉄、アルミニウム、クロム、イットリウムおよびハフニウムを含むことを特徴とする請求項１ないし３のいずれか１項に記載の材料。
【請求項５】
前記鉄基合金材料が、
３１．０〜９１．９重量％の鉄と、
６．０〜４０．０重量％のアルミニウムと、
２．０〜２５．０重量％のクロムと、
０．１〜２．０重量％のイットリウムおよび／または
０．１〜２．０重量％のハフニウムと、を含むことを特徴とする請求項４に記載の材料。
【請求項６】
前記ラーベス相金属間材料が、少なくとも鉄、アルミニウム、ニオブおよび／またはタンタルを含むことを特徴とする請求項１ないし５のいずれか１項に記載の材料。
【請求項７】
前記ラーベス相金属間材料が、
１５．０〜６５．０重量％の鉄と、
１．０〜１５．０重量％のアルミニウムと、
０．５〜５５．０重量％のニオブおよび／または
０．５〜６５．０重量％のタンタルと、を含むことを特徴とする請求項６に記載の材料。
【請求項８】
請求項１ないし７の少なくとも１項に記載の材料からなることを特徴とするガスタービン構成部品、特にガスタービン航空機推進システム構成部品。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービン構成部品の材料に関する。
【背景技術】
【０００２】
最新のガスタービン、特に航空機の推進システムは、安定性、重量、性能、効率および耐久性に関して、きわめて厳しい要求条件を満たさなければならない。ガスタービンの開発に当たっては、材料を選択すること、好適な新規材料を探すこと、および新しい製造方法を探求することが不可欠である。現在、航空機の推進システムやその他のガスタービンに使用されている最も重要な材料はチタン合金、ニッケル合金および高強度鋼である。高強度鋼は、シャフトおよびギアの部品、コンプレッサーおよびタービンのハウジングに使用されている。チタン合金はコンプレッサー部品の標準的な材料である。ニッケル合金は航空機推進システムの高温タービン部品として適している。
【０００３】
標準手順書によれば、ガスタービンの運転時に、ガスタービンの構成部品が、約９００℃を超える温度に曝される場合、そのような構成部品の材料として、いわゆるＯＤＳ材料（酸化物分散強化超合金）、ＣＭＣ材料（セラミック基複合材料）、またはＮｉＡｌ（ニッケルアルミニウム）金属間材料および／またはＴｉＡｌ（チタンアルミニウム）金属間材料が使用される。しかし、これらの材料は比較的高価であるため、約９００℃を超える温度に曝されるガスタービン構成部品に適する新規材料が望まれている。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
本発明は、こうした背景の中で、ガスタービン構成部品の新規材料を提供する需要に応えようとするものである。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
この需要は、材料、たとえばマトリックス材料によって解決が図られる。具体的には、そうした複合材料は、ラーベス（Ｌａｖｅｓ）相の金属間材料で硬化される鉄基合金材料で構成される。
【０００６】
マトリックス材料は、従来技術の材料に代わる、コスト的に有利な代替材料であり、とりわけ、ほぼ９００℃を超える温度に曝されるガスタービン構成部品に適している。ガスタービン構成部品のコストは、ここに記載するマトリックス材料を使用することにより削減可能である。
【０００７】
マトリックス材料は、好ましくは、７０．０〜９９．９体積％の鉄基合金材料と、０．１〜３０．０体積％のラーベス相金属間材料とを含む。
【０００８】
本発明の好ましいさらなる展開は、従属クレームおよび以下の記述で明らかにされる。以下に本発明の一つの実施例を詳しく述べるが、それによって本発明が制限されるものではない。
【０００９】
ここに述べる本発明は、ガスタービン構成部品、特に、運転中に、好ましくは９００℃を超える温度に曝されるガスタービン航空機推進システム構成部品に使用される新規材料に関する。その材料は、鉄基合金材料からなるマトリックスを有し、その鉄基合金材料からなるマトリックスはラーベス相の金属間材料で硬化される。ラーベス相は６角形の金属間相である。
【００１０】
ラーベス相の金属間材料は、鉄基合金材料からなるマトリックスに混ぜ込まれ、かつ／または鉄基合金材料からなるマトリックスに埋め込まれる。その場合、材料は、好ましくは次の組成、すなわち、
７０．０〜９９．９体積％の鉄基合金材料と、
０．１〜３０．０体積％のラーベス相の金属間材料と、を有する。
【００１１】
ここに記載する材料のマトリックス鉄基合金材料は、少なくとも鉄（Ｆｅ）、アルミニウム（Ａｌ）、クロム（Ｃｒ）、イットリウム（Ｙ）、および／またはハフニウム（Ｈｆ）を含む。ここに記載する材料のマトリックス鉄基合金材料は、好ましくは次の組成、すなわち、
３１．０〜９１．９重量％の鉄と、
６．０〜４０．０重量％のアルミニウムと、
２．０〜２５．０重量％のクロムと、
０．１〜２．０重量％のイットリウムおよび／または、
０．１〜２．０重量％のハフニウムと、を有する（その場合、上記成分は、その合計が１００重量％になるように選択される）。
【００１２】
マトリックスを硬化させるために使用されるラーベス相の金属間材料は、少なくとも鉄（Ｆｅ）、アルミニウム（Ａｌ）、ニオブ（Ｎｂ）、および／またはタンタル（Ｔａ）を含む。ラーベス相の金属間材料は、好ましくは次の組成、すなわち、
１５．０〜６５．０重量％の鉄と、
１．０〜１５．０重量％のアルミニウムと、
０．５〜５５．０重量％のニオブおよび／または、
０．５〜６５．０重量％のタンタルと、を有する（その場合、上記成分は、その合計が１００重量％になるように、マトリックスの組成に応じて調節される）。
【産業上の利用可能性】
【００１３】
さらに、本発明は、そのような材料で作られるガスタービン構成部品、好ましくはガスタービン航空機推進システム構成部品に関する。したがって、本発明の材料は、特に各種ハウジングの製造、たとえば燃焼室のハウジング、高圧コンプレッサーのハウジング、または低圧タービンのハウジングの製造に適する。さらに、ここに記載する材料は、たとえば排ガス排出管、デフューザー構成部品、ガスタービン航空機推進システムのタービン、特に低圧タービンおよび／またはコンプレッサーの室内空気シール領域および室外空気シール領域に使用されるブラシシールおよびシーリングエレメントの製造に適する。
【国際調査報告】
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