(57)【要約】      （修正有）【課題】高い酸化安定性及び摩擦摩耗安定性によって際立つアブレシブ単結晶タービン翼を提供する。【解決手段】翼端３を有し、且つ（ローターに対して）半径方向ｒに延びる単結晶基体４を備えた、タービン翼１の翼端３にエピタキシャル結合されている耐酸化性の中間コーティングの特定領域に、砥粒が埋め込まれた耐酸化性バインダー材料からなり、レーザ金属成形が適用された耐磨耗性、耐酸化性のコーティングを配置した。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼端（３）を有し、且つ半径方法（ｒ）に延びる単結晶基体（４）を有する、タービンのローター（２）のタービン翼（１）において
−  公知のレーザー金属成形によって適用されており、且つ前記基体（４）にエピタキシャル結合されている少なくとも１つの耐酸化性の中間コーティング（５）が、半径方向外側の翼端（３）に配置されており、且つ
−  レーザー金属成形によって適用されており、且つ耐酸化性のバインダー材料（７）及びその中に埋め込まれた砥粒（８）とから成る少なくとも単層の耐摩耗性及び耐酸化性のコーティング（６）が、前記エピタキシャル中間コーティング（５）の少なくとも特定の領域に配置されていることを特徴とする、タービンのローター（２）のタービン翼（１）。
【請求項２】
前記中間コーティング（５）が、γ／β型又はγ／γ'型の耐酸化性のＭＣｒＡｌＹ合金から成り、その化学組成が、エピタキシャル凝固に際して、まずγ相が形成され、その後に初めてβ相又はγ'相が形成されるように選択されていることを特徴とする、請求項１記載のタービン翼（１）。
【請求項３】
前記中間コーティング（５）が、固相線温度と液相線温度ΔＴ0との間で５０Ｋ未満、好ましくは３０Ｋ未満の凝固間隔を有する耐酸化性のＭＣｒＡｌＹ合金から成ることを特徴とする、請求項１記載のタービン翼（１）。
【請求項４】
前記中間コーティング（５）が、γ／β型又はγ／γ'型の耐酸化性のＭＣｒＡｌＹ合金から成り、その化学組成が、三元系のＮｉ−Ａｌ−Ｃｒ状態図又はＮｉ／Ｃｏ−Ａｌ−Ｃｒ状態図においてγ相域にあり、且つγ相域とβ相域又はγ'相域との共晶界面付近にあるように選択されていることを特徴とする、請求項１記載のタービン翼（１）。
【請求項５】
前記中間コーティング（５）が、次の化学組成（質量％記載）：Ｃｒ １５〜３０、Ａｌ ５〜１０、Ｙ ０．３〜１．２、Ｓｉ ０．１〜１．２、その他 ０〜２、残り Ｎｉ、Ｃｏを有するγ／β型又はγ／γ'型の耐酸化性のＭＣｒＡｌＹ合金から成ることを特徴とする、請求項１から４までのいずれか１項記載のタービン翼（１）。
【請求項６】
前記中間コーティング（５）が、次の化学組成（質量％記載）：Ｃｏ ３５〜３９、Ｃｒ １８〜２４、Ａｌ ７〜９、Ｙ ０．３〜０．８、Ｓｉ ０．１〜１、その他 ０〜２、残り Ｎｉを有するγ／β型の耐酸化性のＭＣｒＡｌＹ合金から成ることを特徴とする、請求項５記載のタービン翼（１）。
【請求項７】
前記中間コーティング（５）が、次の化学組成（質量％記載）：Ｃｒ １８〜２６、Ａｌ ５〜８、Ｙ ０．３〜１．２、Ｓｉ ０．１〜１．２、その他 ０〜２、残り Ｎｉ、Ｃｏを有するγ／γ'型の耐酸化性のＭＣｒＡｌＹ合金から成ることを特徴とする、請求項５記載のタービン翼（１）。
【請求項８】
前記耐酸化性の中間コーティング（５）のために使用される材料が、前記耐摩耗性及び耐酸化性のコーティング（６）におけるバインダー材料（７）としても使用されていることを特徴とする、請求項１から７までのいずれか１項記載のタービン翼（１）。
【請求項９】
前記耐摩耗性及び耐酸化性のコーティング（６）における砥粒材料（８）が立方晶窒化ホウ素（ｃＢＮ）であることを特徴とする、請求項１記載のタービン翼（１）。
【請求項１０】
前記耐摩耗性及び耐酸化性のコーティング（６）における砥粒材料（８）の割合が、前記コーティングが多層の形態を有する場合に、半径方向（ｒ）で外側に向かって増大することを特徴とする、請求項１記載のタービン翼（１）。
【請求項１１】
前記タービン翼が、再生されたタービン翼であることを特徴とする、請求項１から１０までのいずれか１項記載のタービン翼（１）。
【請求項１２】
前記タービン翼が、先立つ運転間隔においてアブレシブ翼端（３）を有さずに初めに使用されることを特徴とする、請求項１１記載のタービン翼（１）。
【請求項１３】
前記タービン翼が、新規部品であることを特徴とする、請求項１から１０までのいずれか１項記載のタービン翼（１）。
【請求項１４】
長さ（Ｌ）を有する請求項１から１３までのいずれか１項記載のタービン翼（１）において、前記長さ（Ｌ）が、レーザー金属成形によって形成された耐酸化性のエピタキシャル中間コーティング（５）及び／又は耐摩耗性及び耐酸化性のコーティング（６）の数によって変化させられることができることを特徴とする、長さ（Ｌ）を有する請求項１から１３までのいずれか１項記載のタービン翼（１）。
【請求項１５】
請求項１から１４までのいずれか１項記載の単結晶タービン翼（１）を製造する方法において、少なくとも１つの耐酸化性の中間コーティング（５）を、半径方向外側の翼端（３）でレーザー金属成形によって前記基体（４）の表面にエピタキシャル的に適用し、且つ、少なくとも単層の耐摩耗性及び耐酸化性のコーティング（６）を、前記エピタキシャル中間コーティング（５）の少なくとも特定の領域にレーザー金属成形によって適用することを特徴とする、請求項１から１４までのいずれか１項記載の単結晶タービン翼（１）を製造する方法。
【請求項１６】
溶融池（１６）中の温度又は温度分布を、レーザー金属成形法による前記中間コーティング（５）及び前記耐摩耗性及び耐酸化性のコーティング（６）の形成中にオンラインで検出すること、及びこのデータを、商Ｇn／Ｖs、ここでＧは局所的温度勾配を表し、Ｖsは凝固フロントの速度を表し、且つｎは更なる材料パラメーターを表す、が指向性の単結晶凝固に必要な材料依存性の限界値を上回るように、レーザー金属成形中のレーザー出力及び／又はレーザービーム（１０）とタービン翼（１）との相対運動を制御するために、制御系を利用して用いることを特徴とする、請求項１５記載の方法。
【請求項１７】
前記耐摩耗性及びアブレシブ性のコーティング（６）を製造するための前記レーザー金属成形ステップ中に、砥粒（８）及び耐酸化性バインダー材料（７）を粉末ノズル内で混合し、次いで集束された粉末噴流として前記レーザービーム（１０）の周りに同心円状に溶融池（１６）中へと噴射することを特徴とする、請求項１５又は１６記載の方法。
【請求項１８】
先行する製造ステップにおいて、前記タービン翼（１）の基体（４）の表面上の少なくとも特定の領域を、耐酸化性のメタリック保護コーティング（１１）、特にＭＣｒＡｌＹコーティングで被覆し、且つ耐酸化性のセラミック遮熱コーティング（１２）を、場合により前記保護コーティング（１１）に適用する、請求項１５から１７までのいずれか１項記載の方法において、半径方向外側の翼端（３）の前記少なくとも１つのメタリック保護コーティング及び、場合によってはセラミック保護コーティング（１１、１２）を、制御加工、特に研磨除去、ＣＮＣ切削除去及び／又は化学的コーティング除去によって除去し、次いでレーザー金属成形によって形成されているエピタキシャル凝固された耐酸化性の中間コーティング（５）を、該コーティング（５）が、半径方向に延びるＭＣｒＡｌＹコーティング（１１）とのみ少なくとも部分的に重なるものの、その上に存在していてもよい付加的なセラミック遮熱コーティング（１２）とは重ならないように適用することを特徴とする、請求項１５から１７までのいずれか１項記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジニアリング科学及び材料科学の分野を扱う。本発明は、高い耐酸化性及び耐摩擦摩耗性を有するアブレシブ単結晶タービン翼(abrasive single-crystal turbine blade)並びにそのようなアブレシブ単結晶タービン翼の製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービン内での漏れ損失の低減は、数十年来の集約的な技術革新の主題である。ガスタービンの運転中、ローターとケーシングとの相対運動は不可避である。結果生じるケーシング又は翼の摩耗により、シール作用がもはや働かなくなる。この問題の解決策として、熱シールド上の研磨除去可能な厚いコーティングと翼端のアブレシブ保護コーティングとの組み合わせが準備される。
【０００３】
付加的なコーティングを翼端に適用するか又は該翼端の適した変性によって耐摩耗性を高める方法が、既に１９７０年代から公知である。同様に、そのような保護コーティングを、砥粒（炭化物、窒化物等）と耐酸化性材料との組み合わせによって、摩擦接触及び高温ガスによって引き起こされる酸化に対して同時に安定化させるための様々な方法が提案されている。しかしながら、提案された方法の多くは、製造の点で費用が掛かり、且つ煩雑でもあることから、商業的な使用を難しくしている。なかでもこれは、これらの方法を単結晶タービン翼に適用する場合にも該当する。この場合、基材の特別な単結晶微細構造によって製造プロセスに付加的な要求が課される。殊に、アブレシブ翼端の製造によって該タービン翼の基体が受ける影響は出来る限り小さくなくてはならない。これは該翼の基体との境界面の欠陥を回避することを含んでいる。
【０００４】
それゆえ一般的に行われている対策の一つは、該翼端の摩耗保護を完全に省き、そして熱シールドに特別な多孔質セラミックラビングコーティング(rub-in coatings)を付与することである。それらの高い多孔性に基づき、これらは保護されていない翼端によってもある程度までラビングされ得る。しかしながら、この方法は相当の技術的な危険性を伴っている。なぜなら、該多孔質セラミックラビングコーティングは、緻密なコーティングと同じ耐食性を保証しないからである。更なる危険性は、減摩特性に悪影響を及ぼし得る、該多孔質セラミックラビングコーティングの運転条件下での変形（焼結による圧縮化）にある。このために、熱シールド上にセラミック保護コーティングを使用する場合、耐摩耗性（アブレシブ性）翼端との組み合わせが適している。
【０００５】
アブレシブコーティングを有するタービン翼は、１９６０年代から公知である。ここ数十年において、アブレシブ翼端を製造するための多数の方法が開発されており、また数多くの特許によって保護されている（例えばＵＳ６１９４０８６Ｂ１を参照のこと）。たしかに、アブレシブ翼端を形成するためのレーザー金属成形（ＬＭＦ）の使用は１９９０年代初頭から公知であるけれども（例えばＤＥ１０２００４０５９９０４Ａ１を参照のこと）、それでも、この方法は工業的規模で用いられることは依然として稀である。
【０００６】
ＥＰ１２９５９６９Ａ１及びＥＰ１２９５９７０Ａ１には、比較的大面積の酸化保護コーティングとして、単結晶基材に可能な限り最適な形で使用されるＭＣｒＡｌＹ材料が開示される。
【０００７】
同様に、単結晶成分の制御された再溶融又は金属成形のための（エピタキシャル）Ｅ−ＬＭＦ法も公知である（ＥＰ１４７６２７２Ｂ１）。
【０００８】
しかしながら、単結晶基材上にエピタキシャル凝固された中間コーティングを有するアブレシブ保護コーティングの製造はこれまで公知ではない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】ＵＳ６１９４０８６Ｂ１
【特許文献２】ＤＥ１０２００４０５９９０４Ａ１
【特許文献３】ＥＰ１２９５９６９Ａ１
【特許文献４】ＥＰ１２９５９７０Ａ１
【特許文献５】ＥＰ１４７６２７２Ｂ１
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
本発明の目的は、従来技術の欠点を回避することである。本発明が基礎とする課題は、高い酸化安定性及び摩擦摩耗安定性によって際立つアブレシブ単結晶タービン翼を開発することであり、その際、該翼素材の単結晶性質からもたらされる処理条件に特に注意が払われる。同様に、本発明は、単結晶成分をリコンディショニング又はレトロフィッティングする適用法も扱う。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
本発明により、この課題は、翼端を有し、且つ半径方法ｒ（ローターに対して）に延びる単結晶基体を備えた、タービンのローターのタービン翼にて以下の特徴を実現することによって解決される：
−  公知のレーザー金属成形によって適用されており、且つ該基体にエピタキシャル結合されている少なくとも１つの耐酸化性の中間コーティングが、半径方向外側の翼端に配置されていること、及び
−  レーザー金属成形によって適用されており、且つ耐酸化性バインダー材料及びその中に埋め込まれた砥粒とから成る少なくとも単層の耐摩耗性及び耐酸化性のコーティングが、少なくとも上記エピタキシャル中間コーティングの特定の領域に配置されていること。
【００１２】
このような単結晶タービン翼を製造するための本発明による方法は、半径方向外側の翼端で、少なくとも１つの耐酸化性の中間コーティングが、レーザー金属成形によって該基体の表面にエピタキシャル的に適用されており、且つ、このエピタキシャル中間コーティングの少なくとも特定の領域にレーザー金属成形によって、耐酸化性バインダー材料及びその中に埋め込まれた砥粒とから成る少なくとも単層の耐摩耗性及び耐酸化性のコーティングが適用されていることを特徴としている。好ましくは、溶融池中の温度又は温度分布は、レーザー金属成形法による中間コーティング及び耐摩耗性−及び耐酸化性コーティングの積層の間ずっとオンラインで検出され、このデータは、商Ｇn／Ｖs（その際、Ｇは局所的温度勾配を表し、Ｖsは凝固フロントの速度を表し、且つｎは更なる材料パラメーターを表している）が、指向性の単結晶凝固に必要とされる材料依存性の限界値を上回るように、レーザー金属成形中のレーザー出力及び／又はレーザービームとタービン翼との相対運動を制御するために、制御系を利用することにより用いられることができる。
【００１３】
本発明の利点は、単結晶タービン翼が、高い処理温度でもアブレシブ翼端の最適な耐用寿命を伴って実現されることである。ステータ側の適切な接触コーティングとの相互作用において、高温ガス隙間を介した漏れ損失が低減し、且つタービンの効率が上昇する。
【００１４】
耐酸化性中間コーティング及び半径方向外側のアブレシブコーティングは、レーザー金属成形によって作製されることが特に好ましい。
【００１５】
アブレシブ翼端は、レーザー金属成形（ＬＭＦ）によって実現される。本発明の本質的な部分は、単結晶タービン翼の使用のために材料及びプロセスに課される特別な要求を考慮に入れることである。この点において、翼体との界面で、まず耐酸化性の単結晶バッファーコーティングが実現され、そして該コーティングはタービン翼の単結晶基体上でエピタキシャル凝固する。次いで、このエピタキシャル結合されたバッファーコーティングに、実際のアブレシブコーティングが適用される。該アブレシブコーティングの本質的な特徴は、耐酸化性マトリックスに砥粒が完全に埋め込まれていることである。更なる特徴は、該アブレシブコーティング中で砥粒が均一に分布していることである。
【００１６】
好ましくは、アブレシブ単結晶タービン翼の記載される構成は、新規部材の製造にも、レトロフィットにも、既存の製造プロセスを単に最小限に適合させるだけで使用することができる。
【００１７】
更なる好ましい実施形態は、従属請求項に記載されている。
【００１８】
例として、エピタキシャル中間コーティングは、γ／β又はγ／γ'型の耐酸化性のＭＣｒＡｌＹ合金（本明細書の範囲において、ここでＭは、Ｎｉ、Ｃｏ又は両元素の組み合わせを意味する）から製造され、その化学組成は、エピタキシャル凝固に際して、まずγ相が形成され、その後に初めてβ相、もしくはγ'相が形成されるように選択される。
【００１９】
上記合金の化学組成を、これがＮｉ−Ａｌ−Ｃｒ三元系状態図においてγ相中にあり、且つγ−とβ−もしくはγ'相域との共晶界面付近にあるように選択されている場合に好ましい。これはＮｉ／Ｃｏ−Ｃｒ−Ａｌ状態図にも当てはまる。なぜなら、Ｎｉ及びＣｏは完全に相溶性であり、すなわちＣｏは、凝固挙動にではなく、β相安定温度又はβ相割合にしか影響を及ぼさないからである。
【００２０】
更に好ましいのは、単結晶基体にエピタキシャル的に適用された中間コーティングが、次の化学組成（質量％記載）：Ｃｒ １５〜３０、Ａｌ ５〜１０、Ｙ ０．３〜１．２、Ｓｉ ０．１〜１．２、その他 ０〜２、残り Ｎｉ、Ｃｏを有するγ／β又はγ／γ'型の耐酸化性超合金から成るか又は、次の化学組成（質量％記載）：Ｃｏ ３５〜３９、Ｃｒ １８〜２４、Ａｌ ７〜９、Ｙ ０．３〜０．８、Ｓｉ ０．１〜１、その他 ０〜２、残り Ｎｉを有するγ／β型の耐酸化性超合金から成るか又は、次の化学組成（質量％記載）：Ｃｒ １８〜２６、Ａｌ ５〜８、Ｙ ０．３〜１．２、Ｓｉ ０．１〜１．２、その他 ０〜２、残り Ｎｉ、Ｃｏを有するγ／γ'型の耐酸化性超合金から成る場合である。これらの材料は、特に中間コーティングとして適している。好ましいのは、該材料が、５０Ｋ未満及び好ましくは３０Ｋ未満の固相線−と液相線温度ΔＴ0との凝固間隔を持つ場合である。これにより凝固中に亀裂が形成する危険性が減少する。
【００２１】
エピタキシャル中間コーティングは、ＬＭＦ法による使用のために最適化されている化学組成を有する耐酸化性材料から成る。該材料の組成は、溶融相からの凝固に際して、まずγ相が形成し、且つタービン翼の基体上でエピタキシャル凝固するように選択される。
【００２２】
更に、耐酸化性中間コーティング用に使用される材料が、耐摩耗性及び耐酸化性のコーティングにおけるバインダー材料としても使用される場合に好ましい。なぜなら、これは２つのコーティングの共存性を一層改善し、このことが特にそれらの特性に有利に作用するからである。
【００２３】
そのうえ、耐摩耗性−及び耐酸化性コーティングにおいて立方晶窒化ホウ素（ｃＢＮ）を砥粒材料として用いることが適していると判明した。多層の耐摩耗性−及び耐酸化性コーティングの場合、砥粒材料の割合が外側に向かって半径方向ｒに増加する場合に好ましい。なぜなら、その時、最も外側のコーティングは砥粒材料の最も高い割合を有し、それゆえ最も高い耐摩耗性を有するからである。
【００２４】
図面は、本発明の例示的な実施形態を示す。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】本発明の第一の例示的な実施形態によるガスタービンのローターのタービン翼を示す図
【図２】図１におけるラインＩＩ−ＩＩに沿った略断面図を示す図
【図３】本発明の第二の例示的な実施形態によるアブレシブ単結晶タービン翼の製造に際しての製造シーケンスを示す図
【図４】単結晶タービン翼上の、ＬＭＦ法により作製されたコーティングの組み合わせの写真画像を示す図
【図５】コーティング装置及びＥ−ＬＭＦ法の原理を示す図
【発明を実施するための形態】
【００２６】
本発明を、例示的な実施形態及び図１〜５に基づいて以下でより詳細に説明する。
【００２７】
図１は、ガスタービンの（ここでは概略的にのみ示されている）ローター２のタービン翼１の透視図を示し、他方で、図２には、図１におけるラインＩＩ−ＩＩに沿った部分が拡大して表示されている。タービン翼１は、（ローターに対して）半径方向ｒに延びる単結晶基体４を有し、該基体は、本発明により翼端３にＬＭＦによって適用されたエピタキシャル型の耐酸化性中間コーティング５と、その上に適用された耐摩耗性−及び耐酸化性コーティング６（図２を参照のこと）とを有する。ここで、該コーティング６は、中間コーティング５全体を覆うが、しかし、それは該中間コーティング５を部分的にのみ覆っていることも可能である。翼基体の基材は、例えば単結晶ニッケル基超合金である。この第一の例示的な実施形態において、基体４の表面は、ＬＭＦ法の使用前には未コーティングのままであった。コーティング５及び６のいずれも、単層又は多層の形態を有してもよい。ＬＭＦ法によって適用されたコーティング５、６の数によって（もしくは適用された層の数によって）、タービン翼の長さＬを簡単に変化させることができる。
【００２８】
本発明が基礎とする一つの構想は、アブレシブコーティング６を、単結晶翼基体４上にエピタキシャル凝固される中間コーティング５（バッファーコーティング）上に形成することにある。該エピタキシャル中間層５は、その化学組成がＬＭＦ法による使用に最適化されている耐酸化性材料から成る。該材料の組成は、溶融相からの凝固に際して、まずγ相が形成し、且つタービン翼１の基体４上でエピタキシャル凝固するように選択される。
【００２９】
該凝固に際しての割れの危険性を低減するために、該材料組成は、固相線温度と液相線温度との凝固間隔が＜５０Ｋ及び好ましくは＜３０Ｋとなるように最適化される。
【００３０】
エピタキシャル中間コーティング５は、第一の変法において（図１及び２に示される通り）、未コーティングの単結晶タービン翼１の翼端３に直接適用することができる。代替的なアプローチにおいては、該エピタキシャル中間コーティング５は、それが他の既に存在する保護コーティングと少なくとも部分的に重なるように施される。この場合、存在する保護コーティングは、例えば、いわゆるＭＣｒＡｌＹコーティング１１（Ｍ＝Ｎｉ、Ｃｏ又は両元素の組み合わせ）であってよく、該コーティングは、たいていの高負荷タービン翼において、翼主要部の表面を酸化及び腐食から保護する（図３を参照のこと）。更なる第三の変法（図３を参照のこと）においては、翼主要部になお付加的なセラミック遮熱コーティング１２（ＴＢＣ）が存在しており、該コーティングは、その後のアブレシブ翼端を形成によって損傷しない。
【００３１】
バインダー７及び中間コーティング５における特にＬＭＦ法のために意図されている材料を使用することによって、並びに、好ましくはレーザー出力のオンライン制御による制御されたプロセス実施によって、翼１の単結晶基体４上に耐酸化性中間コーティング５の単結晶エピタキシャル凝固を達成することができる。凝固に際しての割れの危険性は、中間コーティング５及びバインダー７として使用される材料の最適化された組成によって最小限にされる。耐酸化性中間コーティング５と翼主要部に存在していてもよい更なる保護コーティング１１、１２とを重ねることによって、高温ガスに曝される翼端３のこれらの表面の効果的な保護が保証される。
【００３２】
所望の翼長を達成するのに必要な場合、第一の中間コーティング５に耐酸化性材料からの更なる層を適用してよい。実際のアブレシブコーティング６は、エピタキシャル中間コーティング５に直接施されるか、又は耐酸化性材料からの最上層に施されるかのいずれかである。このために、砥粒が耐酸化性のバインダー材料（好ましくは中間コーティング用に使用される材料からなる）と一緒に混合され、且つＬＭＦ法によって適用される。ここで、アブレシブコーティング６は、中間コーティング５を完全に覆い隠す必要はなく、単一ストリップとしてか又は単一ストリップ部分の組み合わせ物として形成されていてよい。多層アブレシブコーティング６の場合、砥粒材料８の割合が外側に向かって半径方向ｒに増加する場合に好ましい。なぜなら、その時、最も外側のコーティング６は砥粒材料８の最も高い割合を有し、それゆえ最も高い耐摩耗性を有するからである。
【００３３】
以下の利点を、このコーティングにおいてバインダー材料の最適な選択によって同時に利用することができる：
・割れが起こりにくい
・高い耐酸化性
・良好な湿潤性及び砥粒の封入
【００３４】
製造技術に関して、翼主要部の先行する慣例のコーティングに従ったＥ−ＬＭＦ法によるアブレシブ性の単結晶翼端の実現は特に興味深い：この製造シーケンスにおいては、既存の製造プロセスは最小限にしか変化される必要がなく、翼主要部へのＭＣｒＡｌＹ保護コーティングの適用中にアブレシブコーティングをマスキングしなくても済むことができる。それに従って、部品（タービン翼１）は、アブレシブ翼端の適用直後に更なるその後のステップを実施することなく使用可能である。好ましくは、更なる熱処理無しで済ますことができる。
【００３５】
本発明によるアブレシブ単結晶タービン翼１の製造における可能な一製造シーケンスは、図３に示されている。単結晶材料、例えば単結晶Ｎ基超合金から成る翼体４の表面には、ＭＣｒＡｌＹ接着コーティング１１が適用されており、該コーティング１１には再びセラミック遮熱コーティング（ＴＢＣ）１２が適用されている（図３ａを参照のこと）。この例示的な実施形態においてクラウンの形状を持つ半径方向外側の翼端３では、コーティングが機械的及び／又は化学的に除去、例えば研磨除去、切削除去又はエッチング除去されており（図３ｂを参照のこと）、その結果、この箇所における単結晶基体４の表面には保護コーティングがなく、すなわち、覆い隠されていない。引き続き、本発明によりＥ−ＬＭＦ法によって、エピタキシャル凝固された中間コーティング５及びその上にアブレシブコーティング６が適用される。
【００３６】
図４は、ＬＭＦ法により作製された、そのようなアブレシブ単結晶翼端３を例示的に実現した写真画像を示す。ここで、翼端３はクラウン状に形成されている。線源として１０００Ｗの出力を有するファイバー結合型高出力ダイオードレーザーを用いた。単結晶基体４（Ｎ基超合金ＭＫ４）に半径方向外側の表面で、エピタキシャル凝固されており、且つ単結晶形態にある、Ａｍｄｒｙ９９５の名称で公知の市販の合金から成る中間コーティング５がまず配置されており、該コーティングの最適な微細構造は、その上に置かれるアブレシブコーティング６との界面にも連なっており、これは、この例示的な実施形態において、バインダー材料としてのＡｍｄｒｙ９９５と、その中に埋め込まれた砥粒材料８としてのｃＢＮ粒子とから成る。当然の事ながら、第一の砥粒８の上方に単結晶微細構造が連なることはもはや可能ではない。
【００３７】
以下の合金が、エピタキシャル中間コーティング５の材料もしくはバインダー材料７として適している：
−  γ／β又はγ／γ'型の耐酸化性のＭＣｒＡｌＹ合金（Ｍ＝Ｎｉ、Ｃｏ又は両元素の組み合わせ）であって、その化学組成は、エピタキシャル凝固に際して、まずγ相が形成され、その後に初めてβ相、もしくはγ'相が形成されるように選択される；
−  γ／β又はγ／γ'型の耐酸化性のＭＣｒＡｌＹ合金であって、その化学組成は、これが三元系のＮｉ−Ａｌ−Ｃｒ状態図もしくはＮｉ／Ｃｏ−Ａｌ状態図においてγ相中にあり、且つγ−とβ−もしくはγ'相域との共晶界面付近にあるように選択される；
−  次の化学組成（質量％記載）：Ｃｒ １５〜３０、Ａｌ ５〜１０、Ｙ ０．３〜１．２、Ｓｉ ０．１〜１．２、その他 ０〜２、残り Ｎｉ、Ｃｏを有するγ／β又はγ／γ'型の耐酸化性超合金；
−  次の化学組成（質量％記載）：Ｃｏ ３５〜３９、Ｃｒ １８〜２４、Ａｌ ７〜９、Ｙ ０．３〜０．８、Ｓｉ ０．１〜１．２、その他 ０〜２、残り Ｎｉを有するγ／β型の耐酸化性超合金；
−  次の化学組成（質量％記載）：Ｃｒ １８〜２６、Ａｌ ５〜８、Ｙ ０．３〜１．２、Ｓｉ ０．１〜１．２、その他 ０〜２、残り Ｎｉ、Ｃｏを有するγ／γ'型の耐酸化性超合金。
【００３８】
これらの材料は、中間コーティング５として、しかしまた、アブレシブコーティング６におけるバインダー材料７としても特に適している。好ましいのは、該材料が、５０Ｋ未満及び好ましくは３０Ｋ未満の固相線温度と液相線温度ΔＴ0との間の凝固間隔を持つ場合である。それによって、凝固に際しての割れの危険性が低減する。
【００３９】
図５は、本発明による方法を実施するためのコーティング装置１３及び高強度の集束レーザービーム１０の周りの粉末粒子の同軸噴射による（エピタキシャル）ＬＭＦ法を示す。該装置１３は、ＥＰ１４７６２７２Ｂ１に詳細に記載されており、この文献の開示内容は参照をもって本出願の一部を成したものとする。（図５には示されていない）ロボットにより行われる粉末ノズル（又はワークピース、この場合、タービン翼１）の移動は、プロセスの完全な６軸フレキシビリティを可能にする。ダイクロイックミラー１４は、部品１に高強度レーザー光１０を偏光し、且つそれを小さな標的に集束させる。該ミラー１４は処理光に対して透明であり、それは溶融池１６の温度のオンライン制御を可能にする光高温計（非図示）と結ばれている。
【００４０】
翼端３がレーザー金属成形に供される場合、中間コーティング５の材料７（又は砥粒材料８及びコーティング６の耐酸化性バインダー材料７）は粉末ノズル内で混合され、キャリアーガス１５によって搬送され、引き続き、集束された粉末噴流としてレーザービーム１０の周りに同心円状に、レーザービーム１０により生成される翼端の溶融池１６中へと噴射される。付加的に、該レーザー金属成形中には、溶融池中の温度又は温度分布がオンラインで検出され（光学的温度信号１７）、そしてこのデータは、レーザー金属成形の間ずっとレーザー出力を制御するために及び／又はレーザービーム１０とタービン翼１との相対運動を制御して変化させるために、図５で示されなかった制御系を利用して用いられる。
【００４１】
記載される例において、組み込まれた高温計は、レーザー処理中の溶融池温度の測定を可能にする。温度信号１７をレーザー制御装置（非図示）にフィードバックすることにより、実時間制御プロセスを利用してレーザー出力を自動的に、エピタキシャル凝固に必要な基準が満たされるように適合することが可能である：このために、商Ｇn／Ｖsは、指向性の単結晶凝固に必要な材料依存性の限界値を上回っていなければならない。ここで、Ｇは局所的温度勾配を表し、Ｖsは凝固フロントの速度を表し、且つｎは更なる材料パラメーターを表す。
【００４２】
本発明は、単結晶タービン翼用のアブレシブ保護コーティングの高価でなく且つ容易に実施可能な製造方法を開示する。高い処理温度でも実用的な該アブレシブコーティングの耐用寿命は、耐酸化性バインダーマトリックス中に砥粒が完全に埋め込まれることによって増大する。従って、アブレシブコーティングの利点は、少なくともなじみ運転過程の継続時間において保証されることができる。
【００４３】
バインダーの特別な材料特性によって、第一に良好な酸化安定性が保証される。第二に材料の凝固特性は、エピタキシャルレーザー金属成形（Ｅ−ＬＭＦ）による使用に最適化されている：従って、基材への有利なエピタキシャル結合を、同時に欠陥形成の危険性を最小限にしながら達成することができる。単結晶部品、例えば単結晶タービン翼は非常に大きな熱力学的負荷に曝されるので、機械的結着性の保持（いかなる欠陥又は割れも生じない）がタービンでの使用のための重要な前提条件である。
【００４４】
単結晶タービン翼のアブレシブコーティングは、最新世代の強力なタービンにおいて非常に高い商業的可能性を有している。この場合、単結晶部品は、最初のタービン段（ＨＰＴ＝高圧タービン及び／又はＬＰＴ＝低圧タービン）で使用される。現在では、依然として、これらの部品における高温ガス漏れ損失を最適化するための満足のいく解決手段は存在していない。本発明は、熱シールドとタービン翼の先端との間の漏れを低減することを可能にする。アブレシブコーティングの実用的な耐用寿命にわたり、適切に設定されたなじみ運転処置の範囲内で、ケーシングの変形又はタービン翼のラビングによるローターとハウジングとの偏心距離を補正することができる。
【００４５】
アブレシブコーティングが失われた後ですら、翼の基材は、バインダー及びバッファーコーティングとして使用される結合フィラーの良好な耐酸化性によって、公称使用時間全体を通して保護され続ける。
【００４６】
摩擦接触に対して増大したアブレシブタービンの耐摩耗性によって、熱シールド上に比較的緻密なセラミックコーティングを適用することが可能になる。なじみ運転処置の間の良好なラビング挙動は、このように熱シールド上のセラミックコーティングの必要とされる長期耐食性と結び付けることができる。
【００４７】
関心を引く商業的可能性はまた、既存の翼のレトロフィッティング又はリコンディショニングである。これらは、装着された場合に、漏れ損失の低減、ひいてはタービンの改善された効率を達成するために、本発明による方法によって部分変更を加えてもよい。このオプションでは、既に翼主要部に存在していてよい保護コーティングを事前に除去する必要はない。それゆえ、これは単結晶ガスタービン翼のリコンディショニングのための興味深いオプションを提供する。
【００４８】
本発明は、全ての単結晶タービン翼１による使用を意図している。そのつどの運転条件（温度、燃料）に依存するアブレシブコーティング６の制限された耐用寿命が考慮されなければならない。耐酸化性バインダーマトリックス７中への砥粒８の良好な分布及び完全な埋包によって、耐用寿命が最適化される。それにも関わらず、本発明の主たる目的は、タービン翼端３を、とりわけ、なじみ運転段階（数十〜数百の運転時間）中に保護することである。アブレシブ保護コーティング６の特別な特性から可能な限りの効果を引き出すために、アブレシブタービン翼１に適合されたなじみ運転処置が用いられるべきである。
【００４９】
当然の事ながら、本発明は記載した例示的な実施形態に制限されるものではない。
【符号の説明】
【００５０】
１  タービン翼
２  ローター
３  翼端
４  単結晶基材
５  エピタキシャル耐酸化性中間コーティング
６  耐摩耗性及び耐酸化性のコーティング
７  バインダー材料
８  砥粒材料
１０  レーザービーム
１１  メタリック保護コーティング（ＭＣｒＡｌＹコーティング）
１２  セラミック遮熱コーティング（ＴＢＣ）
１３  コーティング装置
１４  ダイクロイックミラー
１５  キャリアーガス
１６  溶融池
１７  光学的温度信号
ｒ  半径方向
Ｌ  タービン翼の長さ
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図５】
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【図４】
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【外国語明細書】
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