(57)【要約】【課題】コーティング体系８０において、ＴＢＣの消失領域と完全な領域間の高い温度勾配による亀裂を防ぐ。【解決手段】コーティング体系８０には、タービンエンジンの燃焼室のパネルなどの超合金基材６２およびボンディングコート６４が含まれる。さらに、その上に、熱負荷の高い領域８２においては、低放射率の色の明るいＴＢＣ８４を、熱負荷の低い領域８８においては、色の暗いＴＢＣ９０が適用される。ＴＢＣは、実質的にアルミナおよびクロミアからなる。ＴＢＣが完全な状態の間、色の明るいＴＢＣ８４により、領域８２は、温度の低い状態を維持し続ける。これにより、基材における熱負荷の格差が減少され、剥落がさらに遅れる可能性がある。しかし、剥落が生じるときに、色の明るいＴＢＣ８４の損失に限定して剥落が生じる。これにより、剥落した領域と剥落していない領域との間に適当な放射率バランスが生じる。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１の放射率を有する金属基材と、
前記基材上にあるとともに、前記第１の放射率の少なくとも７０％の放射率を有する断熱コーティングと、
を備える物品。
【請求項２】
前記断熱コーティングが、前記基材の相対的に低い熱負荷の領域に実質的に存在する第１の断熱コーティングであり、
第２の断熱コーティングが、前記基材の相対的に高い熱負荷の領域に存在することを特徴とする請求項１に記載の物品。
【請求項３】
前記断熱コーティングが、実質的にアルミナおよびクロミアからなることを特徴とする請求項１に記載の物品。
【請求項４】
前記断熱コーティングの大部分が、アルミナおよびクロミアの混合物からなることを特徴とする請求項１に記載の物品。
【請求項５】
前記断熱コーティングが、大部分がアルミナおよびクロミアの混合物からなる層を備え、前記層が、２５０μｍを超える厚さを有することを特徴とする請求項１に記載の物品。
【請求項６】
前記厚さが、２５０μｍから６４０μｍの範囲にあることを特徴とする請求項５に記載の物品。
【請求項７】
前記厚さが、２８０μｍから４３０μｍの範囲にあることを特徴とする請求項５に記載の物品。
【請求項８】
前記層が、最外層であり、前記最外層と前記基材との間にボンディングコート層が存在することを特徴とする請求項５に記載の物品。
【請求項９】
前記層が、５〜２０ＢＴＵ−ｉｎｃｈ／（ｈｒ−ｓｑｆｔ−Ｆ）の熱伝導率を有することを特徴とする請求項１に記載の物品。
【請求項１０】
前記基材が、ニッケルベースあるいはコバルトベースの超合金を備えることを特徴とする請求項１に記載の物品。
【請求項１１】
ガスタービンエンジンの燃焼室パネル、
ガスタービンエンジンの排気ケース構成部品、
ガスタービンエンジンのノズル構成部品、
のうちの１つとして用いられる請求項１に記載の物品。
【請求項１２】
前記断熱コーティングが、外表面下の、少なくとも１０％から少なくとも５０％の厚さの範囲にわたり均一な組成を有することを特徴とする請求項１に記載の物品。
【請求項１３】
金属基材を提供することと、
前記基材の表面にボンディングコート層を適用することと、
前記ボンディングコート層上に断熱コーティング層を適用することと、
を含み、
前記断熱コーティング層が、大部分がアルミナおよびクロミアの混合物からなるとともに、２５０μｍを超える厚さを備えることを特徴とする物品製造方法。
【請求項１４】
前記ボンディングコート層の厚さが、前記断熱コーティング層の前記厚さより薄いことを特徴とする請求項１３に記載の製造方法。
【請求項１５】
ニッケルベースまたはコバルトベースの超合金の鋳造および機械加工の少なくとも一方により、前記基材を形成する請求項１３に記載の製造方法。
【請求項１６】
装置を再製造するか、第１の状態から第２の状態に前記装置の形態を再設計する方法であって、
前記方法が、第１の構成部品を第２の構成部品と交換することを含み、
前記第１の構成部品が、第１の基材および第１のコーティング体系を有し、
前記第２の構成部品が、第２の基材および第２のコーティング体系を有し、
前記第１の基材と前記第１のコーティング体系との間の第１の放射率の差が、前記第２の基材と前記第２のコーティング体系との間の第２の放射率の差より大きいことを特徴とする方法。
【請求項１７】
前記第１のコーティング体系が、前記第２のコーティング体系より高い断熱性を備えることを特徴とする請求項１６に記載の方法。
【請求項１８】
前記第１の基材および第２の基材が、実質的に同一であることを特徴とする請求項１６に記載の方法。
【請求項１９】
前記第２のコーティング体系が、前記第１のコーティング体系より厚いことを特徴とする請求項１６に記載の方法。
【請求項２０】
前記装置が、ガスタービンエンジンであり、
前記第１の構成部品および第２の構成部品が、１３５０℃を超える運転温度にさらされることを特徴とする請求項１６に記載の方法。
【請求項２１】
第１の放射率を有する金属基材と、
前記基材上にあるとともに、剥落後の熱疲労を制限する手段を備える断熱コーティングと、
を備える物品。
【請求項２２】
前記断熱コーティングが、実質的にアルミナおよびクロミアからなることを特徴とする請求項２１に記載の物品。
【請求項２３】
前記手段が、低負荷領域に比べ、高負荷領域から剥落前の優先的な熱遮断をさらに提供することを特徴とする請求項２１に記載の物品。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、断熱コーティング（ＴＢＣ）に関し、特に、超合金製ガスタービンエンジンに適用されるＴＢＣに関する。
【背景技術】
【０００２】
空冷タービンおよび燃焼室構成部品などの空冷構成部品の外部表面に対するイットリア安定化ジルコニア（ＹＳＺ）などのＴＢＣの適用には、十分に発展した分野が存在する。ストラングマン（Ｓｔｒａｎｇｍａｎ）の特許文献１では、そのような用途の一例が開示されている。ストラングマンの適用例においては、薄く、均一なボンディング層（例えば、約１〜１０ｍｉｌ（約０．０２５４〜０．２５４ｍｍ））が、超合金製タービンブレードなどの金属部品の外部表面上に適用されている。ボンディング層は、ＭＣｒＡｌＹ合金（ａｌｌｏｙ）（ここで、Ｍは、Ｆｅ，ＮｉおよびＣｏのうちの１つまたは複数を特定する）、合金アルミナイド（ｉｎｔｅｒｍｅｔａｌｌｉｃ  ａｌｕｍｉｎｉｄｅ）または他の適切な材料であってもよい。０．０１〜０．１ｍｉｌ（０．２５〜２．５μｍ）程度の相対的により薄いアルミナの層が、酸化によりボンディング層上に形成される。別法として、ボンディングコートを用いることなく、直接、アルミナ層を合金上に形成してもよい。次いで、ＴＢＣが、蒸着法または他の適切な方法により個々の柱状のセグメント形状でアルミナ層に適用される。これらのセグメントの各々は、構成部品のアルミナ層にしっかりと結合しているが、互いのセグメントには結合していない。基礎をなす金属とセラミックのＴＢＣは、通常、異なった熱膨張率を有する。したがって、柱状のセグメント間のギャップにより、ＴＢＣを損なうことなく、基礎をなす金属の熱膨張が可能となる。
【０００３】
ボーンステイン（Ｂｏｒｎｓｔｅｉｎ）らの特許文献２では、イットリア安定化ジルコニア（ＹＳＺ）ＴＢＣ上へのクロミア（酸化クロム）およびアルミナの保護皮膜の使用が開示されている。そのような保護皮膜は、硫化腐食および酸化から保護するとともに、構
成部品の運用年数を著しく延ばす可能性がある。
【特許文献１】米国特許第４，４０５，６５９号明細書
【特許文献２】米国特許第６，０６０，１７７号明細書
【特許文献２】米国特許第６，５７２，９８１号明細書
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の一態様は、第１の放射率を有する金属基材を含有する物品に関する。ＴＢＣは、基材上にあるとともに、灰色放射または黒体放射に関する波長（赤外線の波長を含む）の全体または一部に亘って、第１の放射率の少なくとも７０％の放射率を有する。
【０００５】
種々の実施態様においては、ＴＢＣは、実質的にアルミナおよびクロミア（酸化クロム）から構成されてもよい。ＴＢＣの大部分が、アルミナおよびクロミアの混合物から構成されてもよい。ＴＢＣは、大部分がアルミナおよびクロミアからなる層を含んでいてもよい。この層の厚さは、２５０μｍを超えていてもよく、２５０μｍ〜６４０μｍの範囲内、より詳細には、２８０μｍ〜４３０μｍの範囲内にあってもよい。この層は、５〜２０ＢＴＵ  ｉｎｃｈ／（ｈｒ−ｓｑｆｔ−Ｆ）の熱伝導率を備えていてもよい。この層は、最外層であり、この最外層と基材との間にボンディングコート層を備えていてもよい。基材は、ニッケルベース超合金、コバルトベース超合金、耐熱金属ベース合金、セラミックマトリックスまたは他の組成物から実質的に構成されるか、あるいはそれらを備えていてもよい。ガスタービンエンジン燃焼室パネル（例えば、熱シールドまたはライナー）、タービンブレードまたはベーン、タービン排気ケースカバーまたは熱シールド、ノズルフラップまたはシールなどのうちの１つとして、物品を用いてもよい。ＴＢＣは、外表面の下の、最大１０％から少なくとも５０％の厚さの範囲にわたる均一な組成を有してもよい。
【０００６】
本発明の別の態様は、物品の製造方法に関する。金属基材が提供され、その基材の表面上にボンディングコート層が適用される。次いで、ＴＢＣ層が、ボンディングコート層上に適用される。ＴＢＣの大部分は、アルミナおよびクロミアの混合物から構成される。ＴＢＣ層は、２５０μｍを超える厚さを有する。
【０００７】
種々の実施態様においては、ボンディングコート層の厚さは、ＴＢＣ層の厚さよりも薄い。ニッケルベースまたはコバルトベース超合金、耐熱材料、複合材料系の、鋳造、鍛造、機械加工のうちの少なくとも１つの方法で、基材を形成してもよい。
【０００８】
本発明の他の態様は、装置の再製造、または第１の状態から第２の状態に装置の形態を再設計する方法に関する。この方法には、第１の構成部品を第２の構成部品と交換することが含まれる。第１の構成部品は、第１のコーティング体系において第１の基材を有する。第２の構成部品は、第２の基材および第２のコーティング体系を有する。第１の基材と第１のコーティング体系との間の第１の放射率の差は、第２の基材と第２のコーティング体系との間の第２の放射率の差よりも大きい。
種々の実施態様においては、第１のコーティング体系は、第２のコーティング体系より
熱伝導性が低く（つまり、断熱性がより高く）てもよい。第２のコーティング体系は、第１のコーティング体系より厚くてもよい。第１および第２の基材は、（例えば、組成、構造、形状および大きさにおいて）実質的に同一であってもよい。装置は、ガスタービンエンジンであってもよい。第１および第２の構成部品は、１３５０℃を超える運転温度にさらされてもよい。
本発明の他の態様には、第１の放射率を有する金属基材を備えた物品に関する。ＴＢＣは、基材上に適用されるとともに、基材における熱的に誘発された疲労およびクリープを制限する手段を備える。ＴＢＣが剥落する前および剥落した後の両方の場合において、この制限を適用してもよい。ＴＢＣは、実質的にアルミナおよびクロミアから構成されてもよい。 
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
図１では、タービンエンジンの燃焼室パネル２０が図示されている。パネル２０は、内部表面２２および外部表面２４を有する概ね円錐台形のセグメント形状をした胴体部２１を備えるように形成される。例示的なパネルは、エンジンの中心線を囲む環状の燃焼室において用いられるように構成されている。例示的なパネルにおいては、パネルが、外側パネルであり、内部表面２２により、内側面が形成される（すなわち、燃焼室の内側を向く）。内側パネルの場合には、内部表面２２は、外側面となる。したがって、スタッド２６などの取付け部が、エンジンにパネルを固定するために外部表面２４から延びている。さらに、例示的なパネルは、上流／前縁端部２８、下流／後縁端部３０および側方端部３２，３４を備える。端部に沿ってまたは他の箇所で、パネルは、外部表面２４から延びて、燃焼室のシェル（図示せず）を係合するレールつまりスタンドオフ３６を備える。例示的なパネルは、プロセス用の空気を導く周方向に並んだ大きな開口部４０の列を有する。フィルム冷却のために、より小さな開口部（図示せず）を設けてもよい。さらに、一部の選択されたパネルは、スパークプラグや点火装置を配置するための別の開口部を備えることがある。
【００１０】
従来のＴＢＣシステムの場合、開口部４０または他の大きなオリフィスの下流側にある領域５０（概略的に図示）において、ある特定の損傷モードが認められた。他の損傷領域としては以下の箇所が挙げられる：（１）開口部の上流側および外周縁、（２）パネル端部周辺、（３）燃焼室周囲の局所的な種々の他の領域。これらの箇所では、光度や温度により、局所的に高い放射性または放射負荷を部品に伝える燃焼生成物の線条（ｓｔｒｅａｋｓ）が見られる。損傷の特徴としては、損傷領域の周辺におけるＴＢＣの層間剥離ないし剥落の直後に、パネル基材（例えば、ＮｉまたはＣｏベースの超合金）に亀裂が生じることが挙げられる。また場合によっては、コーティングが破損することなく、亀裂が生じることもある。亀裂が生じた理由としては、ＴＢＣが消失した領域とＴＢＣが完全な領域、つまりＴＢＣ表面の下にある領域との間の基材の高い温度勾配および局所的な温度による熱疲労およびクリープが原因であると考えられている。この温度勾配は、ＴＢＣが消失した領域への熱移動の増加と、完全な状態のＴＢＣと比べて露出した基材がより高い放射率を有することによる光学的ないしは放射性の負荷の差と、の双方に起因し得る。例えば、基材は、約０．８〜０．９の放射率を有する（放射熱伝達を促進する広い波長（例えば、１〜１０μｍ）にわたって）、一方、ＴＢＣは、０．２〜０．５の範囲の放射率を有する。運転中、これらには、２０〜５０ｍｍという相対的に近い間隔を隔て、約１００〜１５０℃の温度差が生じ得る（例えば、９００℃を超える温度、さらには１３５０℃を超える温度に露出した場合）。したがって、向上した放射率を有する改良されたＴＢＣ（すなわち、より色の暗いＴＢＣ）は、剥落後の光学的または放射性の負荷の差および特有の温度勾配を減少させる可能性があり、それにより、構成部品の破損や損傷を遅らせる可能性がある。考え得る高放射率ＴＢＣの一例としては、ボーンステインらの特許文献２において、保護皮膜として用いられたような、アルミナとクロミアの混合物が含まれる。したがって、ボーンステインらの明細書は、コーティング方法および組成物を説明する範囲において、本願の参考となる。
【００１１】
図２では、超合金基材６２上のコーティング体系６０が図示されている。この体系には、基材６２上のボンディングコート６４およびボンディングコート６４上のＴＢＣ６６が含まれる。例示的なプロセスとしては、基材表面６８上にボンディングコート６４を堆積させる。ボンディングコートの一例としては、ＭＣｒＡｌＹがあり、溶射法（例えば、空気プラズマ溶射）、またはストラングマンにより説明されたような電子ビーム物理蒸着（ＥＢＰＶＤ）法により、ＭＣｒＡｌＹを堆積させてもよい。代替例のボンディングコートとしは、スピッツバーグ（Ｓｐｉｔｓｂｅｒｇ）の特許文献３におけるような気相アルミナイジング（ｖａｐｏｒ  ｐｈａｓｅ  ａｌｕｍｉｎｉｚｉｎｇ：ＶＰＡ）により堆積した拡散アルミナイド（ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ  ａｌｕｍｉｎｉｄｅ）がある。例示的な特性の（例えば、平均または中間の）ボンディングコートの厚さは、４〜９ｍｉｌ（１００〜２３０μｍ）である。
【００１２】
実施例においては、ボンディングコート６４の露出面７０上に直接ＴＢＣ６６を堆積させる。例示的なＴＢＣは、クロミアおよびアルミナから構成される。例えば、ボーンステインらにより説明されたように空気プラズマ溶射により、クロミアおよびアルミナの固溶体を堆積させてもよい。アルミナ−クロミアＴＢＣ６６の例示的な特性の厚さは、少なくとも１０ｍｉｌ（２５０μｍ）であることが好ましい。例えば、この厚さは、１０〜３０ｍｉｌ（２５０〜７６０μｍ）であってもよく、より詳細には１０〜２５ｍｉｌ（２５０〜６４０μｍ）、さらに詳細には１１〜１７ｍｉｌ（２８０〜４３０μｍ）であってもよい。例示的なアルミナ−クロミアコーティングは、実質的にアルミナおよびクロミアから構成されていてもよく、また最大３０重量％の他の構成要素を有してもよい。従来技術では、例示的なクロミアの含有量は、５５〜９３％であり、アルミナの含有量は、７〜４５％である。多層構造体系におけるアルミナ−クロミアコーティングは、コーティング体系の断熱能力の少なくとも５０％を付与してもよい。このコーティングは、コーティング体系の厚さの少なくとも５０％であってもよい。より詳細には、アルミナ−クロミアコーティングは、断熱能力の６０〜９５％および厚さの６０〜８０％であってもよい。
【００１３】
別法として、ＴＢＣは、剥落後の露出した表面（すなわち、剥落後の露出したボンディングコート、金属コーティングまたは基材）の放射率に良く適合する放射率を備えた炭化ケイ素または他のコーティングを含んでいてもよい。例えば、効果的なコーティング放射率は、剥落後の表面の放射率の少なくとも４０％であり、より有利には、少なくとも７０％，８０％または９０％（例えば、０．５〜０．８あるいはそれ以上のコーティング放射率）であってもよい。これに対し、色の明るいＴＢＣは約３０％となる。
【００１４】
ガスタービンエンジンの再製造およびエンジン形態の再設計に、前述の原理を適用してもよい。再製造または再設計では、１つまたは複数の最初の構成部品を１つまたは複数の代用の構成部品と交換してもよい。最初の構成部品の各々は、第１のコーティング体系を備える第１の超合金基材を有してもよい。代用の構成部品の各々は、第２のコーティング体系を備える第２の超合金基材を有してもよい。（同様にコーティングされた構成部品を含む）他の構成部品は、再設計または再製造の際に、変わらない状態であってもよい。第２の基材と第２のコーティング体系の間の放射率の差は、第１の基材と第１のコーティング体系の間の放射率の差よりも少ない。第１および第２の基材が、実質的に同一であり、かつ第１のコーティング放射率が、第１の基材の放射率より小さい場合は、第２のコーティング放射率は、第１のコーティング放射率より大きくなり得る。第２のコーティング体系は、第１のコーティング体系より断熱性を有していてもよいが、放射率を適合させることで、第２のコーティング体系が、第１のコーティング体系より小さい断熱性を有する場合であっても、その使用が可能になる利点がある。例えば、第１のコーティング体系は、第２のコーティング体系に比べ１．５〜１０倍、より断熱性を有していてもよい。したがって、第２の基材は、第１の基材より、概してより熱い環境にあるが、第２の基材における、空間的および一時的な温度変動はより低いレベルとなる。
【００１５】
図３では、別法のコーティング体系８０が図示されている。この体系８０では、高い熱負荷が予測される領域ないしは区域８２（例えば、図１の領域５０）において、低放射率の（色の明るい）ＴＢＣ８４（例えば、０．２〜０．５の放射率）を備える。例示的な色の明るいＴＢＣ８４は、イットリア安定化ジルコニア（ＹＳＺ）であってもよく、ボンディングコート８４上にアルミナ層８６を伴っていてもよい（例えば、ボーンステインらの出願に記載されているように）。ＴＢＣ８４上に付加的なコーティング層を備えていてもよい（例えば、ボーンステインらの出願に記載されているように）。低い熱負荷の区域つまり領域８８においては、色の暗いＴＢＣ９０を、ボンディングコート６４上に適用している（例えば、前述のＴＢＣ６６と同様の組成など）。加熱または熱負荷がさらに低い基材の他の領域（図示せず）では、ＴＢＣを適用しなくてもよく、減少させたＴＢＣを適用してもよい。
【００１６】
完全な状態の間、色の明るいＴＢＣ８４は、前述の体系６０における領域よりも領域８２の温度が低い状態を維持し続けるのを促進する。これにより、基材における熱負荷の差が減少され、剥落がさらに遅れる可能性がある。しかし、剥落が生じるときに、この剥落は、実質的に、色の暗いＴＢＣ９０ではなく、色の明るいＴＢＣ８４の損失に限定される。剥落の限界は、ＴＢＣ８４とＴＢＣ９０との間の境界線に正確に沿っている必要はない。この剥落の限界が、一方の側である場合もあるし、境界線を横切る場合もある。これにより、図２の実施例のように、剥落した領域と剥落していない領域との間に同様の放射率バランスが生じる。２つの異なったＴＢＣを適用するためには、２箇所の領域のうちの一方に一方のＴＢＣを適用する間、他方の領域をマスキングすることができる。その後、マスキングを取り除いた後、残りの領域をマスキングして、他方のＴＢＣを適用することができ、次いで、第２のマスキングを取り除く。図面においては、図説のために、ＴＢＣの間および層との間に相対的にはっきりとした境界が図示されている。しかし、種々の設計および製造の考慮においては、より段階的な移行が生じてもよい。
【００１７】
図４では、コーティング体系１００が図示されている。体系１００では、前述した体系８０の例示的な適用に付随する２つのうち１つのマスキングの工程を必要としない。実施例の体系１００は、負荷のより高い領域８２および隣接する負荷のより低い領域８８の両方に適用されるとともに、色の暗いＴＢＣ６６と同様の色の暗いＴＢＣ１０２を備える。実質的に負荷の高い領域に限定して、（例えば、色の明るいＴＢＣ８４と同様の）色の明るいＴＢＣ１０４を、（例えば、ＴＢＣ６６と同様の）色の暗いＴＢＣ１０２上に（例えば、直接上にあるいは介在する層を伴って）適用する。したがって、色の暗いＴＢＣ１０２を適用する際にはマスキングの必要はないが、色の明るいＴＢＣ１０４を適用する際は、領域８８にマスキングを施してもよい。前述の体系８０と同様に、体系１００は、剥落前の運転において、領域８２に優先的な熱遮断を付与する。剥落には、色の明るいＴＢＣ１０４およびその真下にある色の暗いＴＢＣ１０２の一部分の両方の消失を伴う場合がある（一回の剥落、または段階的な剥落において）。そのような剥落の後、領域８８における実質的に完全なＴＢＣ１０２は暗いＴＢＣであるので、前述した体系６０，８０のＴＢＣと同じように、同様の利点を付与する。
【００１８】
図５では、体系１００を逆の構成にした別法のコーティング体系１２０が図示されている。色の明るいＴＢＣ１２２（および任意的なアルミナ層１４４）は、領域８２，８８の両方に適用されている。したがって、領域８２にマスキングが施され、色の暗いＴＢＣ１２６が領域８８に適用される。負荷の高い領域８２における剥落前の露出した色の明るいＴＢＣ１２２は、前述した体系８０，１００のＴＢＣと同様の優先的な熱遮断を付与する。剥落は、色の明るいＴＢＣ１２２の露出した一部の消失を伴う可能性があるが、色の暗いＴＢＣ１２６は、実質的に完全な状態のまま残る。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】ガスタービンエンジンの燃焼室パネルの図。
【図２】図１のパネル上のコーティング体系の部分的な概略断面図。
【図３】図１のパネル上のコーティング体系の第１の代替例の部分的な概略断面図。
【図４】図１のパネル上のコーティング体系の第２の代替例の部分的な概略断面図。
【図５】図１のパネル上のコーティング体系の第３の代替例の部分的な概略断面図。
【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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