(57)【要約】      （修正有）【課題】  優れた遮熱特性の他に、その層組織全体を単一ユニットとして、個々の層が互いに分離されることなく、その遮熱性被覆、特にその外側セラミックス層が長い寿命を有する遮熱性層組織を提供する。【解決手段】  本発明による層組織（１）の遮熱性被覆を、金属製接着層（７）、内側セラミックス層（１０）及び外側セラミックス層（１３）から形成される層組織。金属製接着層はコバルト、クロム等の特定の金属からなり、外側セラミックス層は特定のガドリニウムージルコニウム酸化物からなる。この被覆を有する構造部材は飛行機、ガスタービン、蒸気タービン或いはコンプレッサ等に使用できる。【選択図】  図１
2006281783.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
基板（４）と、
２４〜２６重量％      コバルト、
１６〜１８重量％      クロム、
９．５〜１１重量％    アルミニウム、
０．３〜０．５重量％  イットリウム、
０．５〜２重量％      レニウム、および
残部                  ニッケル
からなる金属製接着層（７）と、
内側セラミックスス層（１０）として金属製接着層（７）上に形成され、安定化された酸化ジルコニウム層と、
上記内側セラミックス層（１０）上に存在し、少なくとも８０重量％のパイロクロア型構造のＧｄ2Ｚｒ2Ｏ7から成る外側セラミックス層（１３）と
を備える層組織。
【請求項２】
前記Ｇｄ2Ｚｒ2Ｏ7をＧｄ2Ｈｆ2Ｏ7で置換したことを特徴とする請求項１記載の層組織。
【請求項３】
前記金属製接着層を、
１１〜１３重量％          コバルト、
２０〜２２重量％          クロム、
１０．５〜１１．５重量％  アルミニウム、
０．３〜０．５重量％      イットリウム、
１．５〜２．５重量％      レニウム、および
残部                      ニッケル
の組成を有する金属接着層（７）で置換したことを特徴とする請求項１記載の層組織。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、請求項１記載の層組織に関する。
【背景技術】
【０００２】
この種の層組織は、ニッケル、コバルト又は鉄をベースとする金属合金を使用した基板を有する。このような製品は特にガスタービンの構造部材として、特にガスタービン翼又は遮熱板として使用される。これら構造部材は攻撃的な燃焼ガスの熱ガス流に曝される。それ故、これら構造部材は高い熱応力を耐えねばならない。更に構造部材は耐酸化性又は耐食性でなければならない。特に、例えばガスタービン翼等の可動の構造部材ばかりか、更に静止形の構造部材にも機械的要件が課せられる。熱ガスに耐える構造部材が使用されるガスタービンの出力や効率は、運転温度の上昇につれて高まる。高効率及び高出力を達成すべく、特に高温が加わるガスタービンの構造部材をセラミックス材料で被覆する。セラミックス材料は、熱ガス流と金属製基体との間の遮熱層を形成する。攻撃的な熱ガス流に対し、金属製基体は、被覆物により保護される。その場合近年の部材は、通常各固有の役目を果たす多層の被覆を有する。従って多層の組織が存在する。
【０００３】
ガスタービンの出力及び効率は作動温度が増すにつれて上昇するので、被覆組織を改善することで、ガスタービンの一層の高出力性能の達成が再三試みられている。
【０００４】
特許文献１は、遮熱層としてパイロクロア（Pyrochlor）の使用を開示している。
【０００５】
しかし、遮熱層として１つの材料を使用するには、その遮熱特性が優れているだけでなく、基板に対する接着性が良好でなければならない。
【０００６】
特許文献２は、全くパイロクロア構造をしていない酸化ガドリニウム及び酸化ジルコニウムから成る遮熱層組織を開示している。
【特許文献１】欧州特許第０９４４７４６号明細書
【特許文献２】欧州特許出願公開第０９９２６０３号明細書
【特許文献３】欧州特許第１２０４７７６号明細書
【特許文献４】欧州特許第１３０６４５４号明細書
【特許文献５】欧州特許出願公開第１３１９７２９号明細書
【特許文献６】国際特許出願公開第９９／６７４３５号パンフレット
【特許文献７】国際特許出願公開第００／４４９４９号パンフレット
【特許文献８】米国特許第６０２４７９２号明細書
【特許文献９】欧州特許第０８９２０９０号明細書
【特許文献１０】欧州特許第０４８６４８９号明細書
【特許文献１１】欧州特許第０７８６０１７号明細書、
【特許文献１２】欧州特許第０４１２３９７号明細書
【特許文献１３】欧州特許出願公開第１３０６４５４号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
従って本発明の課題は、良好な遮熱特性並びに基板への優れた接着性、そしてこれに伴い層組織全体が長い寿命を有する層組織を提供することにある。
【０００８】
本発明は、この層組織全体を単一ユニットと考えるべきであり、個々の層としてではなく、即ち個々の層を互いに相互に分離することなしに、長寿命を達成すべく最適化せねばならないという認識に基づく。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
この課題は、請求項１に記載の層組織により解決される。
【００１０】
従属請求項は、任意かつ有効に組合せ可能な方法を開示する。
【発明の効果】
【００１１】
本発明は、良好な遮熱特性並びに基板への優れた接着性、同時にまた、その層組織全体を単一のユニットとなし、個々の層が相互に分離されることなく、パイロクロア型構造の外側セラミックス層と内側セラミックス層間の相互作用を互いに最適なものとして、長い寿命を有する層組織の製造を可能にする。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
本発明の実施例を図面に基づき以下に詳述する。
【実施例】
【００１３】
図１は、本発明による層組織１を示す。
【００１４】
この層組織１は、特に高温で使用される構造部材用の、ニッケル又はコバルト基の超合金からなる金属製基板４を含む。
【００１５】
基板４上には直接、コバルト（１１〜１３重量％）、クロム（２０〜２２重量％）、アルミニウム（１０．５〜１１．５重量％）、イットリウム（０．３〜０．５重量％）、レニウム（１．５〜２．５重量％）および残部のニッケルから成るか、コバルト（２４〜２６重量％）、クロム（１６〜１８重量％）、アルミニウム（９．５〜１１重量％）、イットリウム（０．３〜０．５重量％）、レニウム（０．５〜２重量％）および残部のニッケルから成る金属製接着層７が存在する。
【００１６】
更にこの金属製接着層７上に、他のセラミックス層を施す前に、既に酸化アルミニウム層が、この金属製接着層７上に形成されているか、又は運転中にこの種の酸化アルミニウム層が生ずる。
【００１７】
この金属製接着層７又は酸化アルミニウム層（図示せず）上に、完全に又は部分的に安定化された酸化ジルコニウム層が内側セラミックス層１０として存在する。特にイットリウムで安定化された酸化ジルコニウムを使用するとよい。同様に、酸化カルシウム、酸化セリウム又は酸化ハフニウムを、酸化ジルコニウムの安定化に使用できる。この酸化ジルコニウムを、特にプラズマ溶射層として施すとよく、或いは電子ビーム物理蒸着により柱状構造として設けてもよい。安定化された酸化ジルコニウム層１０上に、大部分がパイロクロア相から成る、即ち８０重量％のパイロクロア相を含み、かつＧｄ2Ｈｆ2Ｏ7又はＧｄ2Ｚｒ2Ｏ7のいずれかより成る外側セラミックス層１３を施す。特に外側セラミックス層１３が１００重量％迄、この両パイクロア構造層のいずれかからなるとよい。
【００１８】
この際、非晶質相又は純ＧｄＯ2、純ＺｒＯ2又は純ＨｆＯ2は考慮の対象外である。パイロクロア相を示さないＧｄＯ2、ＺｒＯ2又はＨｆＯ2から成る混合相は好ましくなく、最小限にすべきである。
【００１９】
本発明の本質は、外側セラミックス層１３と内側セラミックス層１０間の相互作用を互いに最適化するだけでなく、金属接着層７が、この２層の形のセラミックス構造の外側セラミックス層１３の寿命と機能に重要な影響を及ぼす点を認識する点にある。
【００２０】
図２は、縦軸１２１に沿って延びる、流体機械の回転翼１２０又は案内翼の斜視図である。
【００２１】
この流体機械は、例えば飛行機又は発電所で電力を発生するガスタービン、蒸気タービン又は圧縮機である。
【００２２】
この翼１２０、１３０は、縦軸１２１に沿って順に、固定部分４００、それに隣接する翼台４０３並びに翼本体４０６を有する。
【００２３】
案内翼１３０として、該翼は先端４１５にもう1つの台を有し得る（図示せず）。
【００２４】
この固定部分４００に、回転翼１２０、１３０を軸又は円板（図示せず）に固定する役目をする、翼の支脚１８３が形成されている。この翼の支脚１８３は、例えばハンマーヘッド状に形成されている。樹枝状又は燕尾状等の他の形であってもよい。
【００２５】
翼１２０、１３０は、翼本体４０６を流過する媒体のために、前縁４０９と後縁４１２を有する。
【００２６】
従来の翼では、翼１２０、１３０の全ての範囲４００、４０３、４０６に、例えば中実の金属材料、特に超合金が使用されていた。
【００２７】
この種の超合金は、例えば特許文献３〜７から公知である。これら文献は合金部分の化学組成を開示する。
【００２８】
この場合、それらの翼１２０、１３０は鋳造法により、また方向性凝固、鍛造法、旋盤法又はそれらを組合せることによっても製造可能である。
【００２９】
単一の単結晶構造又は複数の単結晶構造より成る工作物は、運転中に高度の機械的、熱的及び／又は化学的負荷に曝される機械の構造部材として使用される。
【００３０】
この種単結晶工作物の製造は、例えば溶融物からの方向性凝固により行える。その際液状金属合金を単結晶構造、例えば単結晶の工作物や方向性に凝固させる鋳造法を含む。
その場合、樹枝状結晶は熱流に沿って成長し、柱状結晶の粒状組織（柱状、即ち工作物の全長に亘って延びる粒子。ここでは、一般的に表現して方向性凝固と呼ぶ）又は単結晶構造を形成する。即ち工作物全体が１個の単結晶からなる。この方法では、多結晶性の凝固体に移行するのを回避せねばならない。それは、無方向性の成長により必然的に横方向及び縦方向に粒界が生じ、これは方向性凝固又は単結晶の構造部材の優れた特性を無効にするからである。
【００３１】
一般に方向性を持って凝固した組織とは、全く粒界がないか、又は精々角度の小さい粒界をもつ単結晶を意味し、或いは縦方向に延びる粒界を持つが、横方向の粒界を持たない柱状構造を意味する。この二番目に挙げた結晶構造の場合、方向性を持って凝固した組織（方向性凝固構造）と呼ぶ。
【００３２】
このような方法は、特許文献８と９から公知である。
【００３３】
全く同様に、タービン翼１２０、１３０は、耐食性又は耐酸化性被覆、例えばＭＣｒＡｌＸから成る被覆を有する（式中Ｍは鉄（Ｆｅ）、コバルト（Ｃｏ）、ニッケル（Ｎｉ）の群の少なくとも１つの元素、Ｘは活性元素を表し、イットリウム（Ｙ）及び／又は珪素及び／又は少なくとも１つの希土類の元素、又はハフニウム（Ｈｆ）を表す。この種の合金は特許文献１０〜１３から公知であり、該文献は、合金の化学組成を開示している。
【００３４】
このＭＣｒＡｌＸ上に、更に例えばＺｒＯ2、Ｙ2Ｏ4−ＺｒＯ3から成る遮熱層が存在し、但し安定化されていないか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により一部又は完全に安定化されている。例えば電子ビーム物理蒸着（ＥＢ−ＰＶＤ）等の適した被覆法で、柱状粒子が遮熱層中に形成される。
【００３５】
遮熱層の再処理は、この部材１２０、１３０の使用後に、場合によってはその保護層を（例えばサンドブラストにより）剥離することを意味する。その後この腐食及び／又は酸化層、即ち酸化物の除去を行う。場合によっては構造部材１２０、１３０内の亀裂の修復も行う。その後構造部材１２０、１３０を再被覆し、再び使用に供する。
【００３６】
翼１２０、１３０は中空又は中実に形成できる。この翼１２０、１３０を冷却するなら、中空とし、場合によっては更に膜冷却用の孔４１８（破線で示す）を設ける。
【００３７】
図３は、例としてガスタービン１００の部分的縦断面図を示す。
【００３８】
ガスタービン１００は、内部に、回転軸１０２の周りを回転するように配置した、タービンの羽根車とも云われ、軸１０１を持つ回転子１０３を有する。この回転子１０３に沿って順次吸気ケーシング１０４、圧縮器１０５、例えば同軸に配置された複数のトーラス形のバーナ１０７を有する燃焼室１１０、特に環状燃焼室、タービン１０８及び排ガスケーシング１０９が続いている。
【００３９】
環状燃焼室１１０は、例えば環状の熱ガス溝１１１と連通している。そこに例えば順次連結された４つのタービン段１１２がタービン１０８を構成している。
【００４０】
各タービン段１１２は、例えば２個の環状羽根からなる。作動媒体１１３の流動方向に見て、案内翼１１５の熱ガス溝１１１内に回転羽根１２０により構成される列１２５が続いている。
【００４１】
その際案内翼１３０は、固定子１４３の内側ケーシング１３８に固定され、それに対し列１２５の回転羽根（動翼）１２０は、例えばタービン円板１３３でロータ１０３に装着されている。該ロータ１０３に作動機械が連結されている（図示せず）。
【００４２】
ガスタービン１００の運転時、圧縮装置１０５の吸気ケーシング１０４により空気を吸引し、圧縮する。圧縮装置１０５のタービン側の末端に用意された圧縮空気は、燃焼装置１０７を通り、そこで燃料と混和される。この混合物は燃焼室１１０内で作動媒体１１３を生成し、燃焼する。そこから作動媒体１１３は熱ガス溝１１１に沿って案内翼１３０及び回転羽根１２０に衝撃を伝えつつ膨張し、もって回転羽根１２０はロータ１０３を駆動し、ロータ１０３は、それに連結された作動機械を駆動する。
【００４３】
ガスタービン１００の運転時、高温の作動媒体１１３に曝される構造部材は熱負荷の影響下にある。作動媒体１１３の流動方向から見て第１のタービン段１１２の案内翼１３０及び回転羽根１２０は、環状燃焼室１１０を内張りする耐熱防御素子と共に最も厳しい熱負荷に曝される。
【００４４】
当該部分に加わる温度に耐え抜くため、そこを冷却剤で冷却する。全く同様に、この構造部材の基板は、方向性の組織構造を持ち、即ちそれらは単結晶（ＳＸ構造）或いは縦方向の粒子（ＤＳ構造）を持つ。構造部材、特にタービン翼１２０、１３０と燃焼室１１０の構造部材の材料として、例えば鉄、ニッケル又はコバルト基の超合金が使用される。
【００４５】
この種の超合金は、例えば特許文献３〜７から公知である。該文献は超合金の化学的組成を開示する。
【００４６】
同様に羽根１２０、１３０はＭＣｒＡｌＸの耐食被覆を持つ（式中Ｍは鉄（Ｆｅ）、コバルト（Ｃｏ）、ニッケル（Ｎｉ）の群の少なくとも１つの元素、Ｘは活性元素のイットリウム（Ｙ）及び／又は珪素（Ｓｉ）及び／又は少なくとも１つの希土類の元素又はハフニウムを表す）。この種の合金の化学組成は、特許文献１０〜１３から公知である。
【００４７】
ＭＣｒＡｌＸ層上に更にもう１つの遮熱層があり、例えばＺｒＯ2、Ｙ2Ｏ3−ＺｒＯ2から成る。即ちこの層は安定化されていないか、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により一部又は完全に安定化されている。
【００４８】
例えば電子ビーム物理蒸着（ＥＢ−ＰＶＤ）等の適切な被覆法により、遮熱層中に柱状晶が形成される。
【００４９】
案内翼１３０は、タービン１０８の内側ケーシング１３８の方を向いている案内翼の脚（図示せず）と、この案内翼の脚に相対する頭部を有する。該頭部はロータ１０３の方を向いており、固定子１４３の固定リング１４０に固定されている。
【産業上の利用可能性】
【００５０】
本発明による層組織を有する構造部材を使用して、飛行機、電力を発生する発電所のガスタービン或いは蒸気タービンやコンプレッサに使用可能である。
【図面の簡単な説明】
【００５１】
【図１】本発明による層組織の概略切断面図。
【図２】本発明によるタービン翼の遠近図。
【図３】ガスタービン設備の一部的縦断面図。
【符号の説明】
【００５２】
１  層組織、４  基板、７  金属製基板、１０  内側セラミックス層、１３  外側セラミックス層、１２０、１３０  タービン翼、１２１  縦軸、１８３  翼の支脚、４００  固定部分、４０３  翼台、４０６  翼本体、４０９  翼の前縁、４１２  翼の後縁、４１５  翼の先端、４１８  翼の膜冷却孔、１００  ガスタービン、１０２  回転軸、１０４  吸気ケーシング、１０５  圧縮機、１０６  環状燃焼室、１０７  バーナ、１０８  タービン、１０９  排ガスケーシング、１１０  燃焼室、１１１  熱ガス溝、１１２  タービン段、１１３  作動媒体、１１５  案内翼の列、１３５  吸気、１３３  タービン円板、１３８  内側ケーシング
【図１】
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【図２】
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【図３】
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