(57)【要約】ガスタービン等の高温に曝される構成部材を保護する被覆層の形成に際し、該層の不要部分への付着を防止する遮蔽層が構成部材の基材と反応する結果、被覆層の形成後遮蔽層の除去が困難になる。本発明は、構成部材（１）の基材と遮蔽層（２５）との間に十分な接着が生じないか、或いはこの遮蔽層（２５）が液体の浸潤により除去可能とし、構成部材（１）の被覆後、熱衝撃、サンドブラスト又はドライアイス噴射や水噴射により極めて簡単に除去する。
2005526907.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
構成部材の被覆してはならない面上に遮蔽層を有し、部分的な被覆層を備えた、特にタービン翼のような構成部材において、
前記遮蔽層（２５）が、構成部材（１）上に施そうとする層（１９）の材料（２２）と反応し、該材料（２２）と、遮蔽層（２５）の材料との反応により再び容易に除去可能であり、かつ前記遮蔽層（２５）が構成部材（１）上に施そうとする層（１９）の材料と水溶性の層を形成することを特徴とする遮蔽層を有する構成部材。
【請求項２】
構成部材の被覆してはならない面上に遮蔽層を有し、部分的な被覆層を備えた構成部材、特にタービン翼のような構成部材において、
前記遮蔽層（２５）が、少なくとも一部、特にその外表面に炭素を含んでおり、
遮蔽層（２５）は、構成部材（１）上に施そうとする層（１９）の材料（２２）と反応し、該材料（２２）と遮蔽層（２５）の材料との反応により再び容易に除去でき、かつ
遮蔽層（２５）が、構成部材（１）上に施そうとする層（１９）の材料（２２）とセラミックス層（４３）又はセラミックス層となる前駆物質を形成する
ことを特徴とする遮蔽層を有する構成部材。
【請求項３】
構成部材の被覆してはならない面上に遮蔽層を有し、部分的な被覆層を備えた構成部材、特にタービン翼のような構成部材において、前記遮蔽層（２５）が、
構成部材（１）の基材（４０）上に、構成部材（１）の基材に十分接着することを可能にする遮蔽層（２５）の一部として施されている第１の機能層（２８）と、
この第１の機能層（２８）に施されている遮蔽層（２５）に、緊密かつ亀裂することのない被覆を可能にするグラジエント層（３１）と、
このグラジエント層（３１）上に施されており、構成部材（１）上に施そうとする層（１９）の材料と反応し、この材料（２２）と遮蔽層（２５）の材料との反応により、再び容易に除去可能である反応性層（３４）と
の三層から成ることを特徴とする請求項１記載の構成部材。
【請求項４】
遮蔽層（２５）が、構成部材（１）上に施そうとする層（１９）の材料（２２）とセラミックス層又はセラミックス層になる前駆物質（４３）を形成することを特徴とする請求項１又は３記載の構成部材。
【請求項５】
遮蔽層（２５）が、構成部材（１）上に施そうとする層（１９）の材料（２２）と水溶性の層を形成することを特徴とする請求項１又は２記載の構成部材。
【請求項６】
構成部材（１）の基材（４０）上に、遮蔽層（２５）の一部として、構成部材（１）の基材への良好な接着を可能にする第１の機能層（２８）が施されたことを特徴とする請求項１又は２記載の構成部材。
【請求項７】
前記第１の機能層（２８）がカルボシランから成ることを特徴とする請求項３又は６記載の構成部材。
【請求項８】
遮蔽層（２５）の、緊密で、亀裂することのない被覆を可能にする第１の機能層（２８）上に、グラジエント層（３１）が施されたことを特徴とする請求項６記載の構成部材。
【請求項９】
前記グラジエント層（３１）が、ポリシロキサン、金属及び／又は金属セラミックスから成る混合物であることを特徴とする請求項３又は８記載の構成部材。
【請求項１０】
遮蔽層（２５）中の、又は構成部材（１）の遮蔽層（２５）と基板（４０）との異なる熱膨張率に伴う熱機械的応力を回避すべく、グラジエント層（３１）に充填剤が添加された請求項３、８又は９記載の構成部材。
【請求項１１】
遮蔽層（２５）が少なくとも一部、特にその外表面に炭素を含むことを特徴とする請求項１又は３記載の構成部材。
【請求項１２】
遮蔽層（２５）がグラジエント層であることを特徴とする請求項１、２又は３記載の構成部材。
【発明の詳細な説明】
【発明の詳細な説明】
【０００１】
本発明は、請求項１及び３の前文に基づく構成部材に関する。
【０００２】
例えばタービン翼、特にガスタービン翼のような構成部材は、このような部材が高い熱負荷に曝されることから、翼刃の範囲を被覆されている。
【０００３】
タービン翼の台座内もしくは固定領域内は低温に保たれており、従って断熱層の形の被覆をその部位に必要としない。セラミックスの被覆は、その台座を金属製の円板中にぴったり嵌め込まなければならないことから、この範囲には不所望でさえある。
【０００４】
被覆を回避するための従来技術による遮蔽層は、この遮蔽層の材料がタービン翼の材料と十分に接着し、或いは遮蔽層からの元素が不所望にタービン翼の基材中に拡散し、しばしば除去することが困難である。
【０００５】
従って本発明の課題は、タービン翼を所望の如く被覆した後、その不所望な範囲内を、タービン翼の遮蔽した範囲内の基材又は形状に影響を及ぼすことなく、再び容易に除去できる遮蔽層を提供することにある。
【０００６】
この課題は請求項１に記載のタービン翼により解決される。この場合セラミックスはタービン翼の基材上に直接施される。
【０００７】
タービン翼上の翼刃部分に施す断熱層は、通常基板、即ちタービン翼の基材と断熱層との間にある、例えば金属のＭＣｒＡｌＹのような、所謂接着仲介層又は拡散障壁のような中間にある層を有する。遮蔽の際、遮蔽層が十分に結合するのを避けるため、これらの中間層を省略する。脆性のセラミックスが、例えばサンドブラスト、ドライアイス噴射等の簡単な処理で除去可能なので、遮蔽層は特にセラミックス製とする。その際セラミック材料として、セラミックスから基板内への拡散が、全く又は殆ど起こらないものを選ぶ。
【０００８】
更に本発明の課題は、請求項３に基づくタービン翼により解決される。その際この遮蔽層が施そうとする層の材料と反応し、それにより容易に除去可能となる。
【０００９】
本発明の請求項１、３に基づく構成部材の他の有利な実施形態を、従属請求項２と４〜１４に示す。
【００１０】
図１は、タービン翼１、特に特に縦軸４に沿って延びるガスタービンの回転翼を斜視図で示す。この翼１は、縦軸４に沿って順次固定範囲７、これに隣接する翼台１０並びに翼刃部分１３を持つ。固定範囲７は、タービン翼１を流体機械の回転軸（図示せず）に固定するための翼台座１６を形成している。該台座１６は、例えばハンマーヘッドの形に形成されている。例えば樅の木又は鳩尾型等の他の形態であってもよい。
【００１１】
この従来のタービン翼１の場合、タービン翼の全ての範囲に塊状の金属材料、特にニッケル又はコバルト基の超合金が使用される。その際タービン翼は鋳造法、鍛造法、フライス仕上げ又はこれらを組合せた方法により製造可能である。
【００１２】
特に固定範囲７は、適合する円板の形にぴったり嵌め込むべく、金属製である。この場合、脆いセラミックスの被覆は爆ぜるように剥がれ、固定範囲の形状が変形してしまう。
【００１３】
翼刃部分１３は例えば断熱層で被覆されており、タービン翼１の基材との間に、例えば接着仲介層（ＭＣｒＡｌＹ層）等の、更に他の層を配置することも可能である。
【００１４】
本発明によるタービン翼１の形の構成部材は、任意のタービン、特に蒸気又はガスタービンのガイドベーン又は回転羽根であってもよい。
【００１５】
図２は、翼１の表面に遮蔽層２５（図３）がない場合に何が起こるかを示す。例えばプラズマ溶射や、ＰＶＤ（物理蒸着）又はＣＶＤ（化学蒸着）又は液状金属への浸漬で、又は粉末をその形に応じてタービン翼１の表面上に施し、中間層１９を形成し、この中間層１９の材料２２（ＭＣｒＡｌＹ）をタービン翼１と反応させ、中間層１９をタービン翼の基材と十分に接着させる。この中間層１９は、例えば固定範囲７の中間層１９が不要であるため、これを除去しようとした際、固定範囲７の形状が基板４０の基材の部分的除去により変形するため大きな問題を生じ得る。
【００１６】
図３は、遮蔽層２５を有するタービン翼１の形の本発明による構成部材を示す。このタービン翼１上に、例えばまず、第１の機能層２８を施す。これは、２００℃の空気中で網状化し、タービン翼１の基材４０に十分に接着可能な、例えばnmの薄さのポリカルボシラン層である。
【００１７】
この第１の機能層２８上に、例えばグラジエント層３１を施し、その際このグラジエント層３１の材料はポリシロキサン及び金属セラミックス及び／又は金属から成る混合物とする。グラジエント層３１は、例えば層厚１０〜３０μｍのドロス状で施すことができ、約２００℃の空気中で網状化可能である。金属の充填材としては、このグラジエント層３１の材料に、他の粉末、特にＭＣｒＡｌＹの組成（式中Ｍは鉄、コバルト、ニッケルを表す）の粉末を添加する。それは、この粉末が、その熱膨張率の故に中間層（接着仲介層）として基材４０とセラミックスの断熱層との間に使用できるからである。
【００１８】
このグラジエント層７上に反応性層３４を施す。その際この層は例えば純粋な炭素の前駆物質からできている。反応性層３４の網状化は１８０℃の空気中で行われる。
【００１９】
網状化された層２８、３１、３４を、１０００℃のアルゴン雰囲気中での熱処理（所謂熱分解プロセス）によりセラミックスに変換する。例えば、１ｇ／ｃｍ3の密度を有するポリシロキサンのような有機金属の前駆物質は、約２．３ｇ／ｃｍ3の密度を有するシリコンオキシカーバイド（ＳｉＯＣ）相に変化することから、厚さ１０〜３０μｍの緊密かつ亀裂のない被覆は不可能である。従って、このポリマーに起こる相変化と亀裂の形成を目標通り制御し、金属（タービン翼１）と遮蔽層２５との界面の異なる熱膨張率により、熱機械応力を最低限化し或いは除去すべく、このポリマーに金属又はセラミックスの充填材を例えば３０〜５０Vol％添加する。
【００２０】
この遮蔽層に要求される耐熱性は、ポリカルボシランが適切な耐熱性のＳｉＯＣ又はグラファイト相に熱的に相変化することにより与えられる。
【００２１】
被覆プロセス中に、材料２２をタービン翼１の翼刃部分１３上と遮蔽層２５上に施す。この材料２２は反応性層３４と反応して、反応層４３に、即ち高温耐性であるが、例えば水に可溶であり、つまり容易に除去可能な物質となる。
【００２２】
この材料２２は、例えばアルミニウムであり、タービン翼１上にアルミニド（Aluminid）層を形成すべく施す。かかる層は、プラズマ溶射又は欧州特許第０５２５５４５号及び同許第０８６１９１９号明細書に開示の方法で施される。
【００２３】
アルミニウムの場合、反応性層３４の炭素がアルミニウムと反応して炭化アルミニウム（Ａｌ4Ｃ3）となる。翼刃部分１を完全に被覆していると、翼全体、特に固定範囲７を水中に浸漬でき、その結果材料２２で置換された水溶性の反応層４３が溶解する。
【００２４】
その下にある層２８、３１は、その除去処理により固定範囲７に形状の変化が起こらないように、容易にドライアイス噴射により除去できる。
【００２５】
アルミニウムは、例えば再研磨の際、即ちとりわけ消耗したＭＣｒＡｌＹ層を除去する際にタービン翼１上に施される。
【００２６】
ここで、例として示した３層から成る構成部材の代わりに、遮蔽層２５が、段階的な構造を持つグラジエント層であってもよく、即ち基板４０上に、その組成は良好に接着できるように選択され、またその外表面で、その組成は更に施そうとする層の材料２２と反応するように選択される。
【００２７】
図４は、本発明による遮蔽層２５を有するタービン翼１の形の構成部材を示す。
【００２８】
例えば金属製のタービン翼１上に、遮蔽層２５を形成するセラミックス層３７を直接施す。これは、例えば基板の熱膨張係数に適合する酸化物セラミックスであってもよい。タービン翼１のこのセラミックス層３７と金属基板４０との間に、その他の層、特に接着仲介層は存在せず、従って例えばサンドブラスト又はドライアイス噴射のような簡単なエネルギーの供給手段により、このセラミックス層２５、３７を除去することができる。緊密なセラミックス層３７は、タービン翼１の被覆処理中に、例えば接着仲介層又は断熱層のような種々の層と、拡散障壁を形成する。
【００２９】
この遮蔽層２５も最初に、これから施そうとする層の材料２２と反応し、例えば脆性の層４３、即ち例えばセラミックス層３７になる。このセラミックス層３７も、例えば更なる熱処理（熱分解）の後、初めて形成可能のものである。このような脆性層４３は熱衝撃法又はサンドブラストやドライアイス噴射のような、エネルギーを投入するが、研磨作用のない簡単な方法により除去できる。
【００３０】
遮蔽層２５が、施した層の材料２２と反応し、水溶性の層４３になると特に好ましい。
【００３１】
その際遮蔽層の最上層の下にその他の層が存在してもよく、遮蔽層２５は多層に形成できる。その際結合層を、被覆された構成部材の基板４０の上に直接施し、かつ熱膨張率が適合可能なグラジエント層を施すことができる。この結果遮蔽層２５にマスキング中も亀裂を生じないので、被覆しようとする構成部材の基板４０上に材料が到達しない。
【００３２】
図５は遮蔽層２５を施した基板４０を持つタービン翼１を示す。該遮蔽層の材料は、被覆処理の比較的高い温度で、基板４０の材料と反応せず、かつ拡散することもない。
【００３３】
この被覆処理中、材料２２は遮蔽層２５の上にぶつかり、この層と反応する。この反応は、反応温度が被覆中の基板の温度よりも高い場合、後続の熱処理中にも起こる。こうして形成された反応層４３（図６）は、この反応層が、脆く、或いは水溶性であるため、タービン翼の被覆後、再び容易に除去可能である。つまりこの材料２２はタービン翼１の基板４０の遮蔽していない部分にもぶつかり、所望の被覆５５を形成する（図６）。
【００３４】
図７は水溶性の層４３を持つタービン翼を水浴４６中に入れた状態を図示する。その水溶性により、層４３は容易に除去可能であり、従ってタービン翼１を水浴４６から取り出した後、タービン翼１の被覆されていない部分と所望に被覆された部分５５が存在する。反応層４３は、水の噴射ででも、そこに若干のエネルギーが加わるため除去できる。
【００３５】
同様に例えば脆性の反応層４３は、放射銃４９からエネルギーの供給（超音波、ドライアイス噴射、サンドブラスト）により除去可能である（図８）。
【図面の簡単な説明】
【００３６】
【図１】従来技術によるタービン翼の斜視図。
【図２】従来技術による被覆を形成するための処理工程を示す図。
【図３】本発明によるタービン翼の遮蔽層の断面図。
【図４】本発明によるもう１つの遮蔽層の断面図。
【図５】施そうとする層の材料と反応する遮蔽層の１つの断面図。
【図６】施そうとする層の材料と反応する遮蔽層のもう１つの断面図。
【図７】反応後の遮蔽層の容易に除去可能な１工程を示す図。
【図８】反応後の遮蔽層の容易に除去可能なもう１つの工程を示す図。
【符号の説明】
【００３７】
１  構成部材、４  タービン翼の縦軸、７  固定範囲、１０  翼台、１３  翼刃部分、１６  翼の台座、１９  中間層、２２  基板４０に施そうとする材料、４０  基板、２５  遮蔽層、２８  第１の機能層、３１  グラジエント層、３４  反応性層、４３  反応層、３７  セラミックス層、４９  放射銃、５５  遮蔽層のない部分
【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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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【国際調査報告】
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