(57)【要約】  本発明は、高温時の腐食及び酸化から構造部材を保護する保護層に関する。この保護層は、重量％にて０．５〜２％のレニウム、２４〜２６％のコバルト、１５〜２１％のクロム、９〜１１．５％のアルミニウム、０．０５〜０．７％のイットリウム及び／又はスカンジウムと希土類の元素とを含む群からの少なくとも１つの等価金属、０〜１％のルテニウム、残りニッケル並びに製造に由来する不純物からなる。本発明による保護層は、クロム−レニウム析出物により殆ど脆弱化を示すことはない。従って本発明は、腐食及び酸化時に耐高温性に優れ、十分に長期安定性であり、更に高温時のガスタービン内に予想される機械的応力に格別良好に適合する保護及びその製造方法を提供する。
2007508455.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
高温時の腐食及び酸化から構造部材を保護する保護層において、下記の組成（重量％）から成る高温時の腐食及び酸化から構造部材を保護する保護層。
０．５〜２％        レニウム
１５〜２１％        クロム
２４〜２６％        コバルト
９〜１１．５％      アルミニウム
０．０５〜０．７％  イットリウム及び／又はスカンジウムと、希土類の元素とを含む群からの少なくとも１つの等価金属
０〜１％            ルテニウム、および
残部                ニッケル並びに製造に由来する不純物。
【請求項２】
前記保護層が、
１〜１．８％      レニウム
１６〜１８％      クロム
９．５〜１１％    アルミニウム、および
０．３〜０．５％  イットリウム及び／又はスカンジウムと希土類の元素とを含む群からの少なくとも１つの等価金属を含む請求項１記載の保護層。
【請求項３】
前記保護層が、
１．５％  レニウム
１７％    クロム
２５％    コバルト、および
０．４％  イットリウム及び／又はスカンジウムと希土類の元素とを含む群からの１つの等価金属を含む請求項１又は２記載の保護層。
【請求項４】
最大限６体積％のクロムとレニウムの析出物を含む請求項１から３の１つに記載の保護層。
【請求項５】
上に断熱層が施されたことを特徴とする請求項１から４の１つに記載の保護層。
【請求項６】
ガスタービンの高温時の腐食及び酸化から保護する保護層を有する請求項１から４の１つに記載の構造部材。
【請求項７】
０．５％以下の微量元素を含む粉末を使用することを特徴とする請求項１記載の保護層の製造方法。
【請求項８】
前記粉末の炭素含有量が２５０ｐｐｍ以下であることを特徴とする請求項７記載の方法。
【請求項９】
前記粉末の酸素含有量が４００ｐｐｍ以下であることを特徴とする請求項７又は８記載の方法。
【請求項１０】
前記粉末の窒素含有量が１００ｐｐｍ以下であることを特徴とする請求項７から９の１つに記載の方法。
【請求項１１】
前記粉末の水素含有量が５０ｐｐｍ以下であることを特徴とする請求項７から１０の１つに記載の方法。
【請求項１２】
前記粉末を溶射することを特徴とする請求項７記載の方法。
【請求項１３】
前記粉末を蒸発させることを特徴とする請求項７記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、高温時の腐食及び酸化から構造部材を保護する請求項１に記載の保護層に関する。この構造部材は、特に請求項６に記載のガスタービンの構造部材である。更に本発明は請求項７に記載の保護層の製造方法にも関する。
【０００２】
本発明は、特にニッケル又はコバルトベースの超合金製構造部材の保護層に関する。
【０００３】
金属製構造部材の耐食性及び／又は耐酸化性を高める保護層は、従来技術から多数公知である。これら保護層の大部分はＭＣｒＡｌＸの総称で知られており、式中Ｍは鉄、コバルト及びニッケルを含む群からの少なくとも１つの元素及び他の主成分としてのクロム、アルミニウム及びＸ＝イットリウムから成る。ここで後者は全て又は一部スカンジウム及び希土類の群からの等価元素と置換可能である。
【０００４】
この種の代表的な被覆は米国特許第４００５９８９号及び同第４０３４１４２号明細書から公知である。
【０００５】
更に、欧州特許出願公開第０１９４３９２号明細書から、種々の用途に他の元素を混和した上記の種類の保護層の特殊な組成が多数公知である。それによると選択的に添加可能な多くの他の元素の他に、元素のレニウムも１０重量％迄の量で添加することを記載している。しかし殆ど特定されない広範に予想される添加物の故に、例えば高い入口温度で比較的長期にわたる運転を要するガスタービンの案内翼及び回転翼に生じるような特殊な状況に、上述した保護層は何れも適していない。
【０００６】
レニウムを含む保護層も、米国特許第５１５４８８５号、欧州特許出願公開第０４１２３９７号および独国特許出願公開第６９４０１２６０号明細書や国際公開第９１／０２１０８号パンフレットから公知である。これら文献から、レニウムの作用について推測される開示内容は、本発明の開示に全面的に組込むものとする。
【０００７】
欧州特許出願公開第１３０６４５４号明細書も、ニッケル、コバルト、クロム、アルミニウム、レニウム及びイットリウムから成る保護層を開示する。但しニッケル及びコバルトの分量についての記載は存在しない。
【０００８】
米国特許第６３４６１３４号明細書は、２０〜３５重量％のクロムと、５〜１５重量％のアルミニウムと、ハフニウム、レニウム、ランタン又はタンタルの添加成分と、４〜６重量％の高含有量のイットリウムを含むＭＣｒＡｌＹ層を開示している。
【０００９】
米国特許第６２８０８５７号明細書は、ニッケルをベースとし、コバルト、クロム及びアルミニウムと、必要に応じ更にレニウム並びに不可欠分のイットリウム及びケイ素を添加した高温保護層を開示している。
【００１０】
ガスタービンの熱的に高負荷される構造部材上に、保護層を被着する実施形態は、欧州特許第０２５３７５４９１号明細書から公知である。
【００１１】
定置ガスタービンにおいても、航空機のエンジンにおいても、入口温度はガスタービンで達成可能な熱力学的効率にとって重要な特性値であり、従って入口温度を上昇させる努力は、ガスタービンの専門分野に極めて重要である。熱的に高負荷される案内翼及び回転翼等の構造部材の基本物質として特別に改良された合金の使用、特に単結晶の超合金の使用により、明らかに１０００℃を越える入口温度が可能になる。従来技術においては、定置ガスタービンの場合９５０℃及びそれ以上の入口温度が、また航空機のエンジンの場合１１００℃或いはそれ以上の温度が可能になっている。
【００１２】
単結晶基板を有するタービン翼の製造例は、国際公開第９１／０１４３３号パンフレットから公知であるが、構造が複雑になってしまう問題がある。
【００１３】
高負荷される構造部材用にこれ迄開発されてきた基本材料の物理的負荷能力が、予想される入口温度の更なる上昇に関して十分に問題がないのに対して、酸化及び腐食に関して十分な安定性を達成するには、保護層に頼らざるを得ない。ほぼ１０００℃程度の温度の煙道ガスにより予想される腐食環境下で、保護層は特に該層と基本材料との間の機械的相互作用に対し保護層の十分な化学的安定性の他に、十分に良好な機械的特性を持たねばならない。特に保護層は酸化及び腐食作用を受ける箇所となるので、場合により起こり得る基本材料の変形に対応し、亀裂を形成しないため十分に延性でなければならない。この場合、酸化及び腐食に対する保護層の安定性を典型的に改善できるアルミニウムやクロム等の元素を増量すると、保護層の延性が低下し、従って機械的負荷時にガスタービン内に通常生ずる力学的破壊、特に亀裂の発生に配慮せねばならない。保護層の延性が、元素のクロム及びアルミニウムにより減少する例は従来技術から公知である。
【００１４】
国際公開第０１／０９４０３号パンフレットから、同様にレニウムを含む基板用超合金が公知である。同文献は、レニウムにより形成された金属間相が、超合金の長期安定性を低下させると述べている。この低下は、ルテニウムの添加により緩和可能である。
【００１５】
それ故本発明は、高温時の耐腐食及び耐酸化性に優れ、十分に長期安定性であり、更に特に高温時のガスタービン内に予想される機械的応力に格別良好に適合する保護層を提供することを課題とする。
【００１６】
この課題は、請求項１の保護層及び請求項７の保護層の製造方法により解決される。
【００１７】
従属請求項には他の有利な処置法を列挙してある。またそれら従属請求項に記載の処置法を互いに有利に組合せることも可能である。
【００１８】
特に本発明は、保護層が該層内及び保護層と基本材料との移行範囲内に、脆性のクロム−レニウム析出物を生ずるという知見に基づく。使用時、時間及び温度と共に増加する脆性相は、運転中にその後の層に剥離を伴う、特に際立った縦方向の亀裂を層内に生じ、かつ基本材料の界面層内にも生じる。基本材料から層中に拡散浸入し、又は炉内での熱処理中に表面を経て層中に拡散侵入する炭素との相互作用により、Ｃｒ−Ｒｅ析出物の脆弱性が付加的に増大する。クロムとレニウム相の酸化により、亀裂形成も更に助長される。
【００１９】
その際、熱及び機械的特性を決定するコバルトの作用も重要である。
【００２０】
本発明のもう１つの課題は、腐食及び酸化に対する保護機能を高めた構造部材を提供することにある。
【００２１】
この課題もまた、請求項６に記載の構造部材、特に高温時の腐食と酸化から保護する前記の保護層を有するガスタービン又は蒸気タービンの構造部材により解決される。
【００２２】
本発明を図面に基づき以下に詳述する。
【００２３】
本発明に基づく保護層７（図１）は、高温時の腐食及び酸化から構造部材を保護するため、主に以下に記載する元素（重量％）を含有する。
０．５〜２％        レニウム
１５〜２１％        クロム
２４〜２６％        コバルト
９〜１１．５％      アルミニウム
０．０５〜０．７％  イットリウム及び／又はスカンジウムと希土類の元素とを含む群からの少なくとも１つの等価金属、および
残部                ニッケル並びに製造に由来する不純物（ＮｉＣｏＣｒＡｌＹ）。
その際脆性相の形成を阻止しつつ、元素レニウムの有利な作用を利用する。
【００２４】
個々の元素の分量は、元素のレニウムに関して観察されるそれらの作用に対して特に適合するよう決定される。それらの分量が、クロム−レニウム析出物を形成しないことを確認できれば、保護層の使用中に脆性相は生じず、これは、クロムの分量を少なくするばかりでなく、脆性相の形成に対するアルミニウムの作用を配慮し、アルミニウムの分量を厳密に調節して、その寿命を改善し、延長するように行われる。コバルト含有量を２４〜２６％に選ぶと、驚くほど明確かつ望外に保護層７の熱的、機械的特性を改善できる。コバルト含有量を局限して選択することで、合金の熱膨張係数にピーク値をもたらす合金のγ’相の発生及び更なる形成を極めて良好に抑制できる。さもないと、このピーク値は保護層７を有する構造部材の高温加熱時（タービンの運転中）又は他の温度変動時に、保護層７と基板の間に高い機械的応力を生ずることになる。これは、本発明により選択したコバルト含有量により少なくとも著しく低下できる。
【００２５】
特に比較的高度の機械的特性下に否定的に作用する脆性相の低下と相互に作用し合って、選択したコバルト含有量による機械的応力の緩和により、機械的特性を改善できる。  この合金への所望のβ相の形成も、本発明に従うコバルト含有量で特に助成できる。その際レニウムを１〜１．８％、クロムを１６〜１８％、アルミニウムを９．５〜１１％そしてイットリウムを０．３〜０．５％に設定すると有利である。
【００２６】
この保護層は耐食性が良好で、酸化に対し特に優れた安定性を示し、かつ特に延性特性にも優れる。従ってこの保護層は、入口温度が更に高いガスタービン内での使用に特に適する。該層は使用中に脆弱化するクロム−レニウム析出物を殆ど示さないことから、運転中に殆ど脆化することがない。超合金は、クロム−レニウム析出物を示さないか、最大で６体積％のクロム−レニウム析出物を示す。
【００２７】
その際レニウムの含有量を約１．５％、クロムの含有量を約１７％、アルミニウムの含有量を約１０％、コバルトの含有量を約２５％及びイットリウムの含有量を約０．３％とすると特に有利である。大量生産時は一定の変動が不可避故、０．２〜０．３％又は０．２〜０．４％のイットリウム含有量で使用するとよく、同様に良好な特性が得られる。
【００２８】
同様に、析出物を形成し、そのため脆弱化を起す溶射粉末中の微量元素は、重要な役目をする。それら粉末は例えばプラズマ溶射（ＡＰＳ、ＬＰＰＳ、ＶＰＳ・・・）により施され、その他の方法（ＰＶ（Ｄ）、ＣＶＤ・・・）も同様に考慮に値する。溶射粉末中の微量元素は合計して特に０．５％以下であり、次に記載するように幾つかの元素、即ち、炭素（２５０ｐｐｍ未満）、酸素（４００ｐｐｍ未満）、窒素（１００ｐｐｍ未満）、水素（５０ｐｐｍ未満）に分割するとよい。
【００２９】
上記の保護層は、超合金に対する接着仲介層の役目もする。
【００３０】
この層上に更なる層、特にセラミック断熱層を施すことも可能である。
【００３１】
この構造部材の場合、保護層はニッケル又はコバルト基の超合金から成る基板上に施すとよい。
基板として特に下記の組成が考慮の対象となる（重量％）：
０．０３〜０．０５％  炭素
１８〜１９％          クロム
１２〜１５％          コバルト
３〜６％              モリブデン
１〜１．５％          タングステン
２〜２．５％          アルミニウム
３〜５％              チタン
選択的に微量のタンタル、ニオブ、ホウ素及び／又はジルコン、および
残部                  ニッケル。
このような材料は、鍛造合金としてＵｄｉｍｅｔ５２０及びＵｄｉｍｅｔ７２０の商品名のものが公知である。
【００３２】
構造部材のもう１つの基板として、以下に記載の組成も考慮の対象となる（重量％）。
０．１〜０．１５％  炭素
１８〜２２％        クロム
１８〜１９％        コバルト
０〜２％            タングステン
０〜４％            モリブデン
０〜１．５％        タンタル
０〜１％            ニオブ
１〜３％            アルミニウム
２〜４％            チタン
０〜０．７５％      ハフニウム
選択的に微量のホウ素及び／又はジルコニウム、および
残部                  ニッケル。
この種の組成は鋳造合金としてＧＴＤ２２２、ＩＮ９３９、ＩＮ６２０３及びＵｄｉｍｅｔ５００の商品名で公知である。
【００３３】
この構造部材の基板のもう１つの例は下記の組成を有する（重量％）。
０．０７〜０．１％  炭素
１２〜１６％        クロム
８〜１０％          コバルト
１．５〜２％        モリブデン
２．５〜４％        タングステン
１．５〜５％        タンタル
０〜１％            ニオブ
３〜４％            アルミニウム
３．５〜５％        チタン
０〜０．１％        ジルコニウム
０〜１％            ハフニウム
選択的に微量のホウ素、および
残部                ニッケル。
この種の組成は鋳造合金としてＰＷＡ１４８３ＳＸ、ＩＮ７３８ＬＣ、ＧＴＤ１１１、ＩＮ７９２ＣＣ及びＩＮ７９２ＤＳの商品名のものが公知である。ＩＮ７３８ＬＣの材料は特に好適と考えられる。
【００３４】
この構造部材の別の基板として下記の組成が考えられる（重量％）。
約０．２５％    炭素
２４〜３０％    クロム
１０〜１１％    ニッケル
７〜８％        タングステン
０〜４％        タンタル
０〜０．３％    アルミニウム
０〜０．３％    チタン
０〜０．６％    ジルコニウム
選択的に微量のホウ素、および
残部            コバルト。
この種の組成は鋳造合金としてＦＳＸ４１４、Ｘ４５、ＥＣＹ７６８及びＭＡＲ−Ｍ−５０９の商品名のものが公知である。この構造部材上の保護層の厚さを約１００〜３００μｍに調整するとよい。
【００３５】
上記保護層は、材料温度が約９５０℃程度、特に航空機のタービンで約１１００℃程度の煙道ガスが衝突する際の腐食及び酸化から構造部材を保護するのに好適である。
【００３６】
従って本発明に基づく保護層は、ガスタービンの構造部材、特にガスタービンの案内翼、回転翼又はガスタービン設備のタービンの手前又はタービン内で熱ガスが衝突する他の構成部材の保護に適する。この層は外被層（保護層はその外側層である）として或いは接着被膜（保護層はその中間層である）として使用可能である。
【００３７】
図１は構造部材としての層組織１を示す。該層組織１は基板４からなっている。この基板４は金属及び／又はセラミックであってもよい。特に、例えばタービンの回転翼１２０（図２）又は案内翼１３０（図３、５）、燃焼室の内張り（図４）並びに蒸気又はガスタービン設備１００（図５）の他のケーシング部分のようなタービンの構造部材では、基板４はニッケル、コバルト又は鉄基の超合金からなる。上記基板４上に、本発明による保護層７が載っている。該層７を、ＬＰＰＳ（低圧プラズマスプレイ）により被着するとよい。この層は、外側層又は中間層として使用可能である。後者の場合、この保護層７上にセラミック断熱層１０が載っている。この層７は新しく製造した構造部材及び再研磨した構造部材上に被着できる。再研磨とは、構造部材を使用した後、場合によっては層（断熱層）を剥離し、腐食及び酸化物を、例えば酸処理（酸剥離）により除去することを意味する。場合によっては更に亀裂の修復も行う。基板１３が極めて高価であることから、その後にこの種の構造部材を再被覆するとよい。
【００３８】
図２は、周期的に負荷を加えた負荷試料の実験結果をグラフで示す。その際試料を一定の機械的、周期的負荷（振動負荷）及び周期的熱負荷に曝す（ＴＭＦテスト）。
【００３９】
図２は、本発明に基づく組成を有する試料のテスト結果と、米国特許第５１５４８８５号、同第５２７３７１２号又は同第５２６８２３８号明細書に基づく組成を持つ従来技術による層のテスト結果を示すグラフである。
【００４０】
これら実験は、延性０．５１％の延びに調整して行った。
【００４１】
層を商品名ＰＷＡ１４８４（Pratt & Whitney社製合金）より成る基板上に施した。
【００４２】
図２は、サイクル数に対し、水平方向に測定した亀裂の長さを示す。従来技術による層は、７００回のサイクル数で亀裂を生じており、本発明に基づく層の場合よりも亀裂が極めて急速に成長したことが解る。本願に基づく層の場合、９００回弱の負荷サイクル数で初めて亀裂が生じ、しかも従来技術に基づく層の場合より極めて小さい。サイクル数に対する亀裂の成長も、明らかに僅かである。これは本発明による層の卓越性を示す。
【００４３】
図３は例としてガスタービン設備１００の（部分縦断面図）を示す。ガスタービン設備１００は、内部に回転軸１０２の周りを回転するように配置されたタービンの羽根車とも呼ばれるロータ１０３を有する。該ロータ１０３に沿って順次吸気ケーシング１０４、圧縮機１０５、例えば円環状の複数の同軸に配置されたバーナ１０７、タービン１０８及び排ガスケーシング１０９が続いている。環状燃焼室１０６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を形成している。各タービン段１１２は２個の環状翼からなる。作動ガス１１３の流動方向に、案内翼１１５の熱ガス溝１１１内に回転翼１２０により構成された列１２５が続いている。
【００４４】
その際案内翼１３０は静翼１４３の内側ケーシング１３８に固定され、それに反して回転翼１２０は、例えばタービン円板１３３により列１２５をなしてロータ１０３に取り付けられる。このロータ１０３に発電機又は作動機械が連結されている（図示せず）。
【００４５】
ガスタービン１００の運転時、圧縮装置１０５により吸気ケーシング１０４を経て空気１３５が吸引され、圧縮される。圧縮装置１０５のタービン側の末端に準備された圧縮空気がバーナ１０７に流入し、そこで燃料と混合される。この混合物は燃焼室１１０内で作動ガス１１３を生成しつつ燃焼する。そこから作動ガス１１３は熱ガス溝１１１に沿って案内翼１３０及び回転翼１２０に流れる。ロータ１０３を駆動し、かつロータに連結された作動機械を駆動すべく、作動ガスは回転翼１２０に衝撃を伝えつつ膨張する。
【００４６】
ガスタービン設備１００の運転中、高温の作動ガス１１３に曝される構造部材は、熱負荷の影響下にある。作動ガス１１３の流動方向から見て第１のタービン段１１２の案内翼１３０と回転翼１２０は、環状燃焼室１０６を内張りする熱シールドを除けば最も強く熱負荷される。当該部分の高温に耐えるべく、そこを冷却剤で冷却する。同様に基板は、方向性組織構造を持ち、即ちそれらは単結晶（SX組織）であるか、縦方向の粒子（ＤＳ組織構造）のみを持つ。材料として、鉄、ニッケル又はコバルト基の超合金が適する。
【００４７】
例えば欧州特許第１２０４７７６号、同第１３０６４５４号、同第１３１９７２９号明細書、国際公開第９９／６７４３５号又は同第００／４４９４９号パンフレットから公知の超合金を使用する。該超合金の組成及びそれらの利点に関し、当該文献の開示内容を本明細書に援用する。
【００４８】
翼１２０、１３０は、腐食及び酸化に対し本発明によるＭＣｒＡｌＸから成る保護層７を有し（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つの元素を表し、Ｘはイットリウム（Ｙ）、ケイ素（Ｓｉ）及び／又は希土類の元素の少なくとも１つを表す）及び／又は熱に対し断熱層を有する。断熱層は例えばＺｒＯ2、Ｙ2Ｏ4−ＺｒＯ2からなる。該断熱層は非安定化であるか、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で一部又は完全に安定化されている。例えば電子ビーム蒸着（ＥＢ−ＰＶＤ）等の適切な被覆法で柱状晶粒子が断熱層中に形成される。
【００４９】
案内翼１３０はタービン１０８の内側ケーシング１３８の方を向いた案内翼の支脚（図示せず）と、該案内翼の支脚に対向する案内翼の頭部を持つ。該案内翼の頭部はロータ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。
【００５０】
図４は層組織１を有するガスタービンの燃焼室１１０を示す。該燃焼室１１０は、例えば円周方向にタービン軸１０２の廻りに配置された多数のバーナ１０７が共通の燃焼室空間内に開口した所謂環状の燃焼室として形成されている。そのためタービン軸１０２の廻りに配置された燃焼室１１０は、その全体で環状をなしている。
【００５１】
高効率を達成すべく、燃焼室１１０は約１０００〜１６００℃の比較的高温の作動ガスＭの温度に曝される。材料にとり不都合な作動パラメータの場合でも、比較的長期の作動持続時間を可能にすべく、燃焼室壁面１５３は、作動ガスＭに面する側に熱遮蔽要素の内張り１５５を備える。各熱遮蔽要素１５５は作動ガスの側に、特に耐熱性の保護層、又は高温に耐える材料で製造され、図１に示す保護層７を備える。更に燃焼室１１０の内部の高温に対し、熱遮蔽素子１５５又は抑制素子として冷却システムを有している。
【００５２】
燃焼室壁面の材料と被覆は、タービン翼１２０、１３０に類似のものであってよい。
【００５３】
燃焼室１１０は、特に熱防御素子１５５の減損を検出すべく設計してある。そのため燃焼室壁面１５３と熱防御素子１５５の間に、複数の温度センサ１５８を配置している。
【００５４】
図５は、本発明による保護層７を含む層組織１を持つタービン翼１２０、１３０を斜視図で示す。翼１２０、１３０は縦軸１２１に沿って延びている。該翼１２０、１３０は、縦軸に沿って順に、固定部分４００、それに隣接する翼台４０３並びに翼のブレード部分４０６を持つ。特に翼のブレード部分４０６には、保護層７又は図１に基づく層組織１が形成されている。
【００５５】
固定部分４００内に、回転翼１２０、１３０を回転軸に固定する役目をする翼の支脚１８３が形成されている。支脚１８３は、ハンマーヘッド状を成している。他の形態、例えば樹木状であってもよい。従来の翼１２０、１３０では、回転翼１２０、１３０の全部分４００、４０３、４０６に塊状の金属材料が使用されてきた。この場合には、回転翼１２０、１３０は鋳造、鍛造、フライス削り又はそれらを組合せた方法で製造可能である。
【図面の簡単な説明】
【００５６】
【図１】本発明による層組織の概略切断面図。
【図２】本発明と、従来技術のタービンの回転翼の負荷テストの比較を示す図。
【図３】ガスタービン設備の部分的縦断面図。
【図４】本発明によるタービン翼の遠近図。
【図５】本発明による保護層のある相組織から成るタービン翼の遠近図。
【符号の説明】
【００５７】
１  層組織、４  基板、７  保護層、１０  断熱層、１３  外側セラミック層、１００  ガスタービン、１０２  回転軸、１０４  吸気ケーシング、１０５  圧縮機、１０６、１１０  環状燃焼室、１０７  バーナ、１０８  タービン、１０９  排ガスケーシング、１１１  熱ガス溝、１１２  タービン段、１１３  作動ガス、１１５  案内翼列、１２０  回転翼、１３０  案内翼、１３３  タービン円板、１３５  空気、１３８  内側ケーシング、１４０  固定リング、１４３  静翼、１５３  燃焼室壁面、１５５  熱防御素子の内張り、１５８  温度センサ１８３  翼の支脚、４００  翼の固定部分、４０３  翼台、４０６  ブレード部分
【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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【国際調査報告】
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