(57)【要約】【課題】等軸晶構造及び組成物を含む物品及び物品の製造方法を提供する。【解決手段】物品及び物品の製造方法が開示される。物品は、等軸晶構造及び組成物を含む。組成物は、重量％で、アルミニウム約６．０％〜約９．０％、チタン約０．５％以下、タンタル約２．５％〜約４．５％、クロム約１０．０％〜約１２．５％、コバルト約５．０％〜約１０．０％、モリブデン約０．３０％〜約０．８０％、タングステン約２．０％〜約５．０％、ケイ素約１．０％以下、ハフニウム約０．３５％〜約０．６０％、ホウ素約０．００５％〜約０．０１０％、炭素約０．０６％〜約０．１０％、ジルコニウム約０．０２％以下、ランタン約０．１％以下、イットリウム約０．０３％以下並びにニッケル及び不可避不純物の残部を含む。レニウムは存在したとしても痕跡元素である。物品の製造方法は、レニウム約０．０１％以下を有する組成物を準備する工程と、物品を形成する工程とを含む。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
等軸晶構造及び組成物を含む物品であって、組成物が、重量％で、
アルミニウム（Ａｌ）約６．０％〜約９．０％、
チタン（Ｔｉ）約０．５％以下、
タンタル（Ｔａ）約２．５％〜約４．５％、
クロム（Ｃｒ）約１０．０％〜約１２．５％、
コバルト（Ｃｏ）約５．０％〜約１０．０％、
モリブデン（Ｍｏ）約０．３０％〜約０．８０％、
タングステン（Ｗ）約２．０％〜約５．０％、
ケイ素（Ｓｉ）約１．０％以下、
ハフニウム（Ｈｆ）約０．３５％〜約０．６０％、
ホウ素（Ｂ）約０．００５％〜約０．０１０％、
炭素（Ｃ）約０．０６％〜約０．１０％、
ジルコニウム（Ｚｒ）約０．０２％以下、
ランタン（Ｌａ）約０．１％以下、
イットリウム（Ｙ）約０．０３％以下、
残部のニッケル（Ｎｉ）及び不可避不純物を含んでおり、
レニウム（Ｒｅ）は存在していたとしても痕跡元素である、物品。
【請求項２】
タンタル（Ｔａ）約２．５％〜約４．５％が、１：１のモル基準でニオブ（Ｎｂ）で完全又は部分的に置換される、請求項１記載の物品。
【請求項３】
組成物の鋳造性が高い、請求項１記載の物品。
【請求項４】
物品の組成物が耐酸化性を有し、耐酸化性が、Ｒ１０８の対応する組成物が呈する対応する耐酸化性よりも約２倍〜約４倍高い、請求項１記載の物品。
【請求項５】
物品の組成物が低サイクル疲労寿命を有し、低サイクル疲労寿命が、Ｎ２Ｒｅの対応する組成物が呈する対応する低サイクル疲労寿命よりも約１８％〜約２２％長い、請求項１記載の物品。
【請求項６】
物品の組成物がクリープ寿命を有し、クリープ寿命が、Ｎ２Ｒｅの対応する組成物が呈する対応するクリープ寿命よりも約２．０倍〜約２．５倍長い、請求項１記載の物品。
【請求項７】
物品の組成物が高温腐食耐性を有し、高温腐食耐性が、Ｒ１０８の対応する組成物が呈する対応する高温腐食耐性よりも約１．５倍〜約２．５倍長い、請求項１記載の物品。
【請求項８】
物品の製造方法であって、
重量％で、
アルミニウム（Ａｌ）約６．０％〜約９．０％、
チタン（Ｔｉ）約０．５％以下、
タンタル（Ｔａ）約２．５％〜約４．５％、
クロム（Ｃｒ）約１０．０％〜約１２．５％、
コバルト（Ｃｏ）約５．０％〜約１０．０％、
モリブデン（Ｍｏ）約０．３０％〜約０．８０％、
タングステン（Ｗ）約２．０％〜約５．０％、
ケイ素（Ｓｉ）約１．０％以下、
ハフニウム（Ｈｆ）約０．３５％〜約０．６０％、
ホウ素（Ｂ）約０．００５％〜約０．０１０％、
炭素（Ｃ）約０．０６％〜約０．１０％、
ジルコニウム（Ｚｒ）約０．０２％以下、
ランタン（Ｌａ）約０．１％以下、
イットリウム（Ｙ）約０．０３％以下、
レニウム（Ｒｅ）約０．０１％以下、
残部のニッケル（Ｎｉ）及び不可避不純物を含む組成物を準備する工程と、
等軸晶構造を含む物品を形成する工程と、
を含む、方法。
【請求項９】
鋳造が、可変圧力制御による精密インベストメント鋳造を含む、請求項８記載の方法。
【請求項１０】
可変圧力制御による精密インベストメント鋳造が、
１０-3気圧の表面再溶解圧、及び、
１０-2気圧〜１０-1気圧の不活性ガス鋳造圧
を含む、請求項９記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、物品及び物品の製造方法に関する。より具体的に、本発明は、等軸晶構造及び組成物を含む物品及び物品の製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービン及び航空機エンジンの高温ガス通路部品、特に、タービンのブレード、ベーン、ノズル、シール及び固定シュラウドは、しばしば２０００°Ｆを超す、高温で動作する。高温ガス通路部品を形成するために使用される超合金組成物は、部品が第１段において晒される高温及び他の動作条件のために、しばしば多量のレニウム（Ｒｅ）を配合した単結晶組成物である。そのような超合金組成物は、典型的に、１〜３重量％のレニウム（Ｒｅ）を含有し、一部は、６重量％以下のレニウム（Ｒｅ）を配合し得る。
【０００３】
そのような単結晶のレニウム（Ｒｅ）含有超合金組成物の一つは、本明細書では「Ｎ２Ｒｅ」という。Ｎ２Ｒｅは、重量％で、アルミニウム（Ａｌ）６．０％〜９．０％、チタン（Ｔｉ）０．５％以下、タンタル（Ｔａ）４．０％〜６．０％、クロム（Ｃｒ）１２．５％〜１５．０％、コバルト（Ｃｏ）３．０％〜１０．０％、モリブデン（Ｍｏ）０．２５％以下、タングステン（Ｗ）２．０％〜５．０％、ケイ素（Ｓｉ）１．０％以下、ハフニウム（Ｈｆ）０．２％以下、レニウム（Ｒｅ）１．０％〜３．０％と、残部のニッケル（Ｎｉ）及び不可避不純物を含む。Ｎ２Ｒｅは、ホウ素（Ｂ）０．０１％以下、炭素（Ｃ）０．０７％以下、ジルコニウム（Ｚｒ）０．０３％以下及びランタン（Ｌａ）０．１％以下も含み得る。Ｎ２Ｒｅの範中に属する組成物の一例は、「Ｒｅｎｅ  Ｎ２」の商標名で市販されていない合金（Ｇｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ社から入手可能）を含み得る。
【０００４】
単結晶でなくレニウム（Ｒｅ）を含まない代替的な超合金組成物は、本明細書では「Ｒ１０８」という。Ｒ１０８は、重量％で、アルミニウム（Ａｌ）５．２５％〜５．７５％、チタン（Ｔｉ）０．６％〜０．９％、タンタル（Ｔａ）２．８％〜３．３％、クロム（Ｃｒ）８．０％〜８．７％、コバルト（Ｃｏ）９．０％〜１０．０％、モリブデン（Ｍｏ）０．４％〜０．６％、タングステン（Ｗ）９．３％〜９．７％、ケイ素（Ｓｉ）０．１２％以下、ハフニウム（Ｈｆ）１．３％〜１．７％、ホウ素（Ｂ）０．０１％〜０．０２％、炭素（Ｃ）０．１％以下、ジルコニウム（Ｚｒ）０．００５％〜０．０２％、鉄（Ｆｅ）０．２％以下、マンガン（Ｍｎ）０．１％以下、銅（Ｃｕ）０．１％以下、リン（Ｐ）０．０１％以下、硫黄（Ｓ）０．００４％以下、ニオブ（Ｎｂ）０．１％以下並びにニッケル（Ｎｉ）及び不可避不純物を含む。Ｒ１０８の範中に属する組成物の一例は、商標名「Ｒｅｎｅ  １０８」の商標名で市販されていない合金を含み得る。バーナリグにおける２０００°Ｆの試験条件下で、Ｒ１０８から形成された物品は、低いクロム含量のために表面に不安定な酸化物スケールを形成する。
【０００５】
Ｒ１０８及びＮ２Ｒｅは、同等の高温機械特性を有するが、Ｒ１０８は、Ｎ２Ｒｅと比べて著しく劣る高温腐食耐性及び耐酸化性を有する。結果として、Ｒ１０８は、重厚なガスタービン又は航空機エンジンの第１段の高温ガス通路部品を作るには適さない。
【０００６】
Ｒｅｎｅ  Ｎ５、Ｒｅｎｅ  Ｎ６及びＲｅｎｅ  Ｎ２等の、レニウム（Ｒｅ）を配合した単結晶超合金は、ガスタービン又は航空機エンジンの動作条件下で、良好な強度、延性、クリープ寿命、低サイクル疲労寿命、耐酸化性及び高温腐食耐性を含む、ガスタービン又は航空機エンジンの用途に非常に望ましい特性を提供し得る。しかし、レニウム（Ｒｅ）は、最も高価な金属の一つであり、単結晶部材の加工は、典型的に時間がかかりコスト高であるので、レニウム（Ｒｅ）含有単結晶超合金を経済的に望ましくないものとする。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】米国特許第８４３１０７３号明細書
【発明の概要】
【０００８】
当分野において、形成される部品のプロセス及び／又は特性を改良した物品及び方法が望まれている。
【０００９】
一実施形態では、物品は、等軸晶構造及び組成物を含み、組成物は、重量％で、アルミニウム（Ａｌ）約６．０％〜約９．０％、チタン（Ｔｉ）約０．５％以下、タンタル（Ｔａ）約２．５％〜約４．５％、クロム（Ｃｒ）約１０．０％〜約１２．５％、コバルト（Ｃｏ）約５．０％〜約１０．０％、モリブデン（Ｍｏ）約０．３０％〜約０．８０％、タングステン（Ｗ）約２．０％〜約５．０％、ケイ素（Ｓｉ）約１．０％以下、ハフニウム（Ｈｆ）約０．３５％〜約０．６０％、ホウ素（Ｂ）約０．００５％〜約０．０１０％、炭素（Ｃ）約０．０６％〜約０．１０％、ジルコニウム（Ｚｒ）約０．０２％以下、ランタン（Ｌａ）約０．１％以下、イットリウム（Ｙ）約０．０３％以下並びに残部のニッケル（Ｎｉ）及び不可避不純物を含み、レニウム（Ｒｅ）が存在していたとしても痕跡元素である。
【００１０】
別の実施形態では、物品の製造方法は、組成物を準備する工程と、物品を形成する工程とを含む。組成物は、重量％で、アルミニウム（Ａｌ）約６．０％〜約９．０％、チタン（Ｔｉ）約０．５％以下、タンタル（Ｔａ）約２．５％〜約４．５％、クロム（Ｃｒ）約１０．０％〜約１２．５％、コバルト（Ｃｏ）約５．０％〜約１０．０％、モリブデン（Ｍｏ）約０．３０％〜約０．８０％、タングステン（Ｗ）約２．０％〜約５．０％、ケイ素（Ｓｉ）約１．０％以下、ハフニウム（Ｈｆ）約０．３５％〜約０．６０％、ホウ素（Ｂ）約０．００５％〜約０．０１０％、炭素（Ｃ）約０．０６％〜約０．１０％、ジルコニウム（Ｚｒ）約０．０２％以下、ランタン（Ｌａ）約０．１％以下、イットリウム（Ｙ）約０．０３％以下、レニウム（Ｒｅ）約０．０１％以下並びに残部のニッケル（Ｎｉ）及び不可避不純物を含む。物品は、等軸晶構造を含む。
【００１１】
本発明の他の特徴及び利点は、本発明の原理を例として図示する添付図面と併せて、以下の更に詳細な説明から理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】複雑な幾何形状の微細な窪みを含む、本開示の実施形態によるＲＮＸから鋳造された物品である。
【図２】Ｎ２Ｒｅ、Ｒ１０８及びＲＮＸから形成された物品の低サイクル疲労寿命を比較している。
【図３】Ｎ２Ｒｅ、Ｒ１０８及びＲＮＸから形成された物品のクリープ寿命を比較している。
【図４】Ｒ１０８及びＲＮＸから作られた物品の酸化層深さを比較している。
【図５】バーナリグ試験を経た、本開示の実施形態によるＲＮＸから形成された物品の顕微鏡断面写真である。
【図６】バーナリグ試験を経た、Ｒ１０８から形成された対応する物品の顕微鏡断面写真である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
できるだけ、同一の部材を表すために図面を通して同一の参照番号が使用される。
【００１４】
物品及び物品の製造方法が提供される。本開示の実施形態は、本明細書では開示する１つ以上の特徴を使用しない方法及び物品と比べて、耐食性を高め、耐酸化性を高め、低サイクル疲労寿命を延ばし、クリープ寿命を高め、鋳造性を向上させ、高温下での相安定性を高め、コストを下げ、又はそれらの組合せをもたらす。本開示の実施形態は、高温でレニウム（Ｒｅ）含有ニッケル基超合金と少なくとも同等の有利な特性を有するとともに等軸晶構造を有する、レニウム（Ｒｅ）を含まないニッケル基超合金によって、ガスタービン及び航空機エンジンの高温ガス通路部品を製造することができる。
【００１５】
一実施形態では、物品は、等軸晶構造及び組成物を含む。組成物は、重量％で、アルミニウム（Ａｌ）約６．０％〜約９．０％、チタン（Ｔｉ）約０．５％以下、タンタル（Ｔａ）約２．５％〜約４．５％、クロム（Ｃｒ）約１０．０％〜約１２．５％、コバルト（Ｃｏ）約５．０％〜約１０．０％、モリブデン（Ｍｏ）約０．３０％〜約０．８０％、タングステン（Ｗ）約２．０％〜約５．０％、ケイ素（Ｓｉ）約１．０％以下、ハフニウム（Ｈｆ）約０．３５％〜約０．６０％、ホウ素（Ｂ）約０．００５％〜約０．０１０％、炭素（Ｃ）約０．０６％〜約０．１０％、ジルコニウム（Ｚｒ）約０．０２％以下、ランタン（Ｌａ）約０．１％以下、イットリウム（Ｙ）約０．０３％以下並びに残部のニッケル（Ｎｉ）及び不可避不純物を含む。組成物は、レニウム（Ｒｅ）を全く或いは痕跡元素としてしか含まない。別の実施形態では、レニウム（Ｒｅ）は、組成物の０．０１重量％未満の量でしか存在しない。
【００１６】
一実施形態では、組成物中のタンタル（Ｔａ）約２．５％〜約４．５％は、１：１のモル基準でニオブ（Ｎｂ）で完全又は部分的に置換される。この置換は、物品の鋳造性又はサービス性に重大な影響を及ぼさないが、組成物のコストを下げる。
【００１７】
別の実施形態では、組成物は、重量％で、アルミニウム（Ａｌ）約６．２％〜約６．５％、チタン（Ｔｉ）約０．０４％以下、タンタル（Ｔａ）約３．９％〜約４．３％、クロム（Ｃｒ）約１２．０％〜約１２．５％、コバルト（Ｃｏ）約７．０％〜約８．０％、モリブデン（Ｍｏ）約０．４０％〜約０．７５％、タングステン（Ｗ）約４．７％〜約５．１％、ケイ素（Ｓｉ）約０．０８％〜約０．１２％、ハフニウム（Ｈｆ）約０．４７％〜約０．５３％、ホウ素（Ｂ）約０．００５％〜約０．０１０％、炭素（Ｃ）約０．０６％〜約０．１０％、ジルコニウム（Ｚｒ）約０．０２％以下、ランタン（Ｌａ）約０．１％以下、イットリウム（Ｙ）約０．０３％以下、レニウム（Ｒｅ）約０．０１％以下並びに残部のニッケル（Ｎｉ）及び不可避不純物を含む。
【００１８】
一実施形態では、物品は、ガスタービン又は航空機エンジンの高温ガス通路部品であり、高温ガス通路部品は、少なくとも約２０００°Ｆの温度に晒される。別の実施形態では、高温ガス通路部品は、ブレード、ベーン、ノズル、シール及び固定シュラウドから成る群から選択される。
【００１９】
一実施形態では、物品の製造方法は、組成物を準備する工程と、組成物から物品を形成する工程とを含む。別の実施形態では、組成物から物品を形成する工程は、非限定的に、鋳造、粉末治金及び三次元付加加工を含む、任意の適した技術を含む。別の実施形態では、鋳造は、可変圧力制御による精密インベストメント鋳造を含む。
【００２０】
本明細書では、「可変圧力制御による精密インベストメント鋳造」は、以下に記述する鋳造プロセスを意味する。インゴットは、溶解チャンバ内の誘導コイルによって表面再溶解圧下で表面再溶解まで加熱される。不活性ガスは、鋳造圧に達するまで溶解チャンバ内に導入される。温度は、溶解温度に達するまで調節される。インゴットが完全に溶融物に転化されるときに、溶融物は、不活性ガス下で型穴に鋳造圧で注入される。不活性ガスは、物品が凝固物に鋳造されるまで鋳造圧に維持される。典型的な工業鋳造プロセスにおける、パターン作成、型準備及び注入後凝固等の他の工程は、可変圧力制御による精密インベストメント鋳造においても不変である。
【００２１】
一実施形態では、インゴットが組成物から成る場合、可変圧力制御による精密インベストメント鋳造は、１０-3気圧の表面再溶解圧及び１０-2気圧〜１０-1気圧の不活性ガス鋳造圧を含む。別の実施形態では、不活性ガスは、アルゴン（Ａｒ）である。
【００２２】
一実施形態では、可変圧力制御による精密インベストメント鋳造は、溶解中及び鋳造中のクロム（Ｃｒ）の喪失を最小化する。少なくとも約２０００°Ｆの温度下のガスタービン又は航空機エンジンの高温ガス通路部品の動作は、高温腐食耐性及び耐酸化性を維持するために、典型的に重量で少なくとも約１２．０％のクロム（Ｃｒ）含量を要求する。
【００２３】
一実施形態では、組成物は、鋳造性が高い。本明細書では、「鋳造性が高い」は、物品への組成物の鋳造中に表面増強窪み又は細リブ等の微細構造特徴の供給が不足しないこと、凝固収縮が許容範囲内であること、並びに物品が型／金属又はコア／金属の反応を本質的に含まないことを示している。別の実施形態では、組成物は、少なくとも約２０００°Ｆの温度に晒される、ガスタービン又は航空機エンジンの高温ガス通路部品に、熱間等方加圧の使用を要求せずに鋳造され得るような、十分高い内部健全性を提供する。熱間等方加圧は、鋳造物品の内側の凝固収縮空隙を閉じるために、並びに、少なくとも約２０００°Ｆの温度に晒される、ガスタービン又は航空機エンジンの高温ガス通路部品の要求を満たすように機械特性を向上するために、広範に使用されている。鋳造物品を熱間等方加圧に晒す加工工程を排除することによって、鋳造物品の製造コストが下がる。
【００２４】
一実施形態では、本開示による組成物から形成された物品の表面は、ガスタービン又は航空機エンジンの高温ガス通路の動作条件下で、安定したアルミニウム酸化物リッチのスケールホットを形成する。別の実施形態では、安定したアルミニウム酸化物リッチのスケールは、酸化雰囲気における反応性種の拡散を遅らせ、本開示による組成物の酸化及び高温腐食の性能を向上させる。
【実施例】
【００２５】
一実施形態では（本明細書では、「ＲＮＸ」と称する。）、本開示による組成物は、重量％で、アルミニウム（Ａｌ）６．２５％、タンタル（Ｔａ）４．０％、クロム（Ｃｒ）１２．５％、コバルト（Ｃｏ）７．５％、モリブデン（Ｍｏ）０．５％、タングステン（Ｗ）５．０％、ハフニウム（Ｈｆ）０．５％、ホウ素（Ｂ）０．００７５％、炭素（Ｃ）０．０８％並びにニッケル（Ｎｉ）及び随伴性不純物の残部を含む。
【００２６】
一実施形態では、Ｒ１０８に対する組成物の高い鋳造性は、本開示によるＲＮＸから形成された物品が、Ｒ１０８から形成された対応する物品が経験するよりも５０％低い凝固収縮を鋳造中に経験する比較によって例示される。
【００２７】
図１を参照すると、一実施形態では、可変圧力制御による精密インベストメント鋳造法により本開示によるＲＮＸから形成された物品によって、組成物の高い鋳造性が証明されており、物品は、ガスタービンの高温ガス通路部品、具体的には４８ポンドノズルである。ノズルは、複雑な幾何形状を有する非常に小さい複数の窪みを含み、ノズルは、湾曲した内部表面に平方インチ当り約４００超の窪みを含む。窪みは、動作条件下での使用に適した高い精度で形成される。
【００２８】
一実施形態では、本開示によるＲＮＸから形成された物品の、降伏強度、終局強度及び延性を含む、引張特性は、Ｎ２Ｒｅから形成された対応する物品の引張特性と少なくとも同等である。
【００２９】
図２を参照すると、一実施形態では、本開示によるＲＮＸから形成された物品は、１８００°Ｆ及び２分の保留時間で０．６％の歪みの試験条件下で、Ｎ２Ｒｅから形成された対応する物品が呈する対応する低サイクル疲労寿命よりも、約２０％長い、或いは約１８％〜約２２％長い低サイクル疲労寿命、並びにＲ１０８から形成された対応する物品が呈する対応する低サイクル疲労寿命よりも約５４％長い、或いは約５０％〜約５８％長い低サイクル疲労寿命を有する。
【００３０】
図３を参照すると、一実施形態では、本開示によるＲＮＸから形成された物品は、１８００°Ｆ及び２０ｋｓｉの試験条件下で、Ｎ２Ｒｅから形成された対応する物品が呈する対応するクリープ寿命よりも、約２．３倍長い、或いは約２．０倍〜約２．６倍長いクリープ寿命、並びにＲ１０８から形成された対応する物品が呈する対応するクリープ寿命よりも約２８％長い、或いは約２５％〜約３１％長いクリープ寿命を有する。
【００３１】
一実施形態では、本開示によるＲＮＸから形成された物品は、Ｎ２Ｒｅから形成された対応する物品が呈する対応する耐酸化性と略同一の耐酸化性、並びにＲ１０８から形成された対応する物品が呈する対応する耐酸化性よりも約３倍高い、或いは約２．７倍〜約３．３倍高い耐酸化性を有する。
【００３２】
一実施形態では、本開示によるＲＮＸから形成された物品は、Ｎ２Ｒｅから形成された対応する物品が呈する対応する高温腐食耐性と略同一の高温腐食耐性、並びにＲ１０８から形成された対応する物品が呈する対応する高温腐食耐性よりも約２倍高い、或いは約１．８倍〜約３．２倍高い高温腐食耐性を有する。
【００３３】
図４を参照すると、バーナリグ中の最大４０００時間に及ぶ２０００°Ｆの試験条件下で、本開示によるＲＮＸから形成された物品と、Ｒ１０８から形成された対応する物品との酸化層深さの比較が示されている。
【００３４】
図５及び図６を参照すると、一実施形態では、バーナリグにおける４０００時間に及ぶ２０００°Ｆの試験を経た、本開示によるＲＮＸから形成された物品（図５）は、組成物劣化深さ５０２を含み、等軸晶構造を有するＲ１０８から形成された対応する物品（図６）は、Ｒ１０８劣化深さ６０２を含む。ＲＮＸから形成された物品は、Ｒ１０８から形成された対応する物品の約２分の１或いは約４分の１〜約４分の３の比率で表面劣化を経験する。本明細書では、「劣化」は、凝集性の強化相ガンマプライム（γ’）の消失を意味する。
【００３５】
別の実施形態では、γ’の化学式は、Ｎｉ3（ＡｌＴｉＴａ）である。理論に束縛されないが、Ａｌ及びＴｉの酸化は、γ’を破壊し、劣化領域を形成させると信じられている。劣化領域において、ＲＮＸは、脆弱化したマトリクスを含み、荷重支持能力を著しく低下させる。荷重支持能力の著しい低下は、物品が動作条件に晒されるときに、早期の故障を招き得る。したがって、本開示によるＲＮＸから形成された物品の狭い劣化領域は、物品がガスタービン又は航空機エンジンの高温ガス通路部品であるときに、Ｒ１０８から形成された対応する物品と比べた大幅な改良を表している。
【００３６】
ＲＮＸから形成された物品において、Ｒ１０８から形成された対応する物品と比べて、酸化層深さと腐食深さの両方が小さくなる。理論に束縛されないが、ハフニウム（Ｈｆ）は、酸素との反応性が非常に高く、ＲＮＸと比べたＲ１０８中のハフニウム（Ｈｆ）の高い濃度（凡そ３倍高い）は、鋳造プロセスにおける物品の凝固中にハフニウム（Ｈｆ）の分離を促し、ＲＮＸと比べてハフニウム（Ｈｆ）の濃度が高い合金（Ｒ１０８等）から形成された物品を酷く腐食させる。
【００３７】
１つ以上の実施形態を参照して本発明が記述されているが、当業者は、本発明の範囲から逸脱せずに、各種の変更が成され得、本発明の要素が等価物によって置換られ得ることを理解するであろう。加えて、本発明の本質的な範囲から逸脱せずに特定の状況又は材料を本発明の教示に適用するように、多くの修正が成され得る。したがって、本発明は、この発明を実施するために考えられベストモードとして開示された特定の実施形態に限定されず、添付の請求項の範囲に属する全ての実施形態を含むことが意図されている。
【符号の説明】
【００３８】
５０２  組成物劣化深さ
６０２  Ｒ１０８劣化深さ
【図１】
2015165048.tif 000003
【図２】
2015165048.tif 000004
【図３】
2015165048.tif 000005
【図４】
2015165048.tif 000006
【図５】
2015165048.tif 000007
【図６】
2015165048.tif 000008
【外国語明細書】
2015165048000001.pdf