(57)【要約】【課題】  運転温度の非常に高いガスタービン、或いは航空機エンジン等の耐熱部材に使用可能な耐久性，信頼性に優れた遮熱被覆を備えた耐熱部材を提供する。【解決手段】  Ｎｉを主成分とする耐熱合金基材の表面上に、実質的にＮｉを主成分として、Ｃｒ及びＡｌを含む合金の結合層を介してセラミックスからなる遮熱層を設け、結合層の合金中にはＳｉを０〜１０重量％の範囲内で含有することができる。これにより、長期間の運転において、遮熱セラミックス層の剥離損傷が生じにくいと同時に、基材の機械的特性の低下も少ない。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
耐熱合金基材の表面に、合金よりなる結合層を介して、セラミックスよりなる遮熱層を設けた、遮熱被覆を有する耐熱部材において、
前記耐熱合金基材がＮｉを主成分とする耐熱合金からなり、
前記結合層がＮｉを主成分として、Ｃｒ及びＡｌを含み、Ｓｉを０〜１０重量％の範囲で含むことができ、残りが不可避の不純物である合金により形成されていることを特徴とする遮熱被覆を有する耐熱部材。
【請求項２】
請求項１において、前記耐熱合金基材が、Ｎｉを主成分とする耐熱合金の単結晶材であることを特徴とする遮熱被覆を有する耐熱部材。
【請求項３】
請求項１において、前記耐熱合金基材が、Ｎｉを主成分とする耐熱合金の柱状晶材であることを特徴とする遮熱被覆を有する耐熱部材。
【請求項４】
請求項１において、前記耐熱合金基材が、Ｎｉを主成分とする耐熱合金の普通鋳造材であることを特徴とする遮熱被覆を有する耐熱部材。
【請求項５】
請求項１乃至４において、前記Ｎｉを主成分とする耐熱合金が、重量比で、Ｃ：0.03〜０.２０％，Ｂ：０.００４〜０.０５０％，Ｈｆ：０.０１〜１.５０％，Ｚｒ：０〜0.02％，Ｃｒ：１.５〜１６.０％，Ｍｏ：０.４〜６.０％，Ｗ：２〜１２％，Ｒｅ：０.１ 〜９.０％，Ｔａ：２〜１２％，Ｎｂ：０.３〜４.０％，Ａｌ：４.０〜６.５％ ，Ｔｉ：０〜０.４％，Ｃｏ：０.５〜９.０％ 、及び残部が実質的にＮｉからなることを特徴とする遮熱被覆を有する耐熱部材。
【請求項６】
請求項１乃至５において、前記結合層が、Ｎｉを主成分として、Ｃｒを１０〜４０重量％、Ａｌを５〜２０重量％、Ｓｉを０.５〜２.０重量％の範囲で含むことができ、残りが不可避の不純物である合金からなることを特徴とする遮熱被覆を有する耐熱部材。
【請求項７】
請求項１乃至６において、前記遮熱層が酸化物系セラミックスよりなることを特徴とする遮熱被覆を有する耐熱部材。
【請求項８】
請求項７において、前記酸化物系セラミックスが部分安定化ジルコニアよりなることを特徴とする遮熱被覆を有する耐熱部材。
【請求項９】
請求項８において、前記部分安定化ジルコニアがイットリア部分安定化ジルコニアよりなることを特徴とする遮熱被覆を有する耐熱部材。
【請求項１０】
耐熱合金基材の表面に、合金よりなる結合層を介して、セラミックスよりなる遮熱層を設けた、遮熱被覆を有する耐熱部材において、
前記耐熱合金基材が、重量で、Ｃ：０.０３％以上０.２０％以下，Ｂ：０.００４％ 以上０.０５０％以下，Ｈｆ：０.０１％以上１.５０％以下，Ｚｒ：０％以上０.０２％以下，Ｃｒ：１.５％以上１６.０％以下，Ｍｏ：０.４％以上６.０％以下，Ｗ：２％以上１２％以下，Ｒｅ：０.１％以上９.０％以下 ，Ｔａ：２％以上１２％以下，Ｎｂ：０.３％以上４.０％以下，Ａｌ：４.０％以上６.５％以下，Ｔｉ：０％以上０.４％以下，Ｃｏ：
０.５％以上９％以下及び残部が実質的にＮｉからなる合金であり、
前記結合層がＮｉを主成分として、Ｃｒ及びＡｌを含み、Ｓｉを０〜１０重量％の範囲で含むことができ、残りが不可避の不純物である合金からなり、
前記セラミックスよりなる遮熱層が酸化ジルコニウムを主成分とする酸化物セラミックスからなることを特徴とする遮熱被覆を有する耐熱部材。
【請求項１１】
請求項１０において、前記耐熱合金基材が、単結晶材または柱状晶材であることを特徴とする遮熱被覆を有する耐熱部材。
【請求項１２】
請求項１０おいて、前記結合層がＮｉを主成分として、Ｃｒを１０〜４０重量％、Ａｌを５〜２０重量％、Ｓｉを０.５〜２.０重量％の範囲で含むことができ、残りが不可避の不純物である合金からなることを特徴とする遮熱被覆を有する耐熱部材。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、遮熱被覆を有するガスタービン用の耐熱部材に係り、特に、耐熱合金基材がＮｉを主成分とするＮｉ基耐熱超合金よりなる遮熱被覆を有するガスタービン用の耐熱部材に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンは、効率向上を目的として運転温度が年々高くなってきている。このような高温化に対処するために、ガスタービン部品の一部には、高温強度に優れる種々のＮｉ基超合金の鋳物が用いられ、さらに鋳物としての高温強度を高める目的で、普通鋳造材に加え、方向性凝固材である、柱状晶材，単結晶材が用いられている（例えば、特許文献１参照）。
【０００３】
また、ガスタービン部品の温度を低減する目的で、部品表面にセラミックスよりなる遮熱被覆（Thermal Barrier Coating ：以下ＴＢＣと称す）を施すことが行われている。
ＴＢＣは、耐熱合金基材に対して、耐酸化性に優れたＭＣｒＡｌＹ合金層と低熱伝導性に優れたジルコニア（Ｚｒ2Ｏ3）系セラミックス層とを形成するのが一般的である（例えば、特許文献２参照）。
【０００４】
ＭＣｒＡｌＹ合金層において、ＭはＦｅ，Ｎｉ，Ｃｏからなるグループから選ばれた少なくとも１種を表し、Ｃｒはクロム、Ａｌはアルミニウム、Ｙはイットリウムを表す。
【０００５】
また、Ｎｉを主成分とする耐熱合金（Ｎｉ基耐熱合金）の鋳造材に、ＴＢＣを施したガスタービン部品は非常に高温強度に優れることから、ガスタービン部品の中でも、特に、高温強度が要求される部品（例えば、動静翼等）に多く用いられる。
【０００６】
使用条件にも左右されるが、一般的にＴＢＣの適用により、耐熱合金基材の温度は５０〜１００℃低減できるといわれており、Ｎｉ基耐熱合金の鋳造材にＴＢＣを施すことは非常に有効である。
【０００７】
しかし、過酷な熱負荷条件で用いられるＮｉ基耐熱合金の鋳造材にＴＢＣを施したガスタービン部品では、以下の二つの課題が生じる。
【０００８】
一つの課題は、高温下での運転中に、合金よりなる結合層（合金結合層）が酸化されることにより、セラミックよりなる遮熱層（セラミック遮熱層）と合金結合層との界面に形成される界面酸化物層が成長し、セラミック遮熱層の剥離損傷が生じ易いことである。
【０００９】
特に、運転温度の高いガスタービンにおいて、界面酸化物層の成長は加速され、合金結合層との熱膨張差や、ガスタービンの起動停止時の急激な温度変化に起因して作用する熱応力により、成長した界面酸化物層を起点としたセラミック遮熱層の剥離が生じやすくなる。
【００１０】
もう一つの課題は、高温下での運転中に、合金結合層とＮｉ基耐熱合金の鋳造材との間で、合金組成が異なるために相互拡散が生じ、Ｎｉ基耐熱合金の鋳造材の表面（合金結合層と接する面）に変質層が発生することである。
【００１１】
この相互拡散による変質層は、一般に脆く強度も低いため、耐熱合金基材の機械的特性を低下させる恐れがある。このような変質層による耐熱合金基材の機械的特性の低下は、普通鋳造材よりも、柱状晶材，単結晶材において、より顕著となる。これは、柱状晶材や単結晶材では、合金組成と方向性凝固による組織制御を組合せることにより、極限まで高温強度を向上させているため、拡散による組成の変化に敏感となるためである。
【００１２】
これら二つの課題については、個別には様々な改善方法が提案されている。
【００１３】
前者の課題に対しては、例えば、特許文献３において、界面酸化物層の成長を抑制することが可能な合金結合層が開示されている。
【００１４】
また、後者の課題に対しては、例えば、特許文献４において、単結晶のＮｉ基耐熱合金の鋳造材の表面に、炭素含有層を介してアルミニウム層を被覆することで、耐熱合金基材と被覆層と間の拡散による有害な変質層を低減する方法が開示されている。
【００１５】
【特許文献１】特開平０９−２７２９３３号公報
【特許文献２】特開昭６２−２１１３８７号公報
【特許文献３】特開２００６−０９７０４２号公報
【特許文献４】特開２００５−１３３２０６号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１６】
しかし、これら従来の方法では、二つの課題を同時に改善するという観点からは十分なものとはいえなかった。
【００１７】
また、これら従来の方法を組合わせて実施することで、二つの課題を同時に改善する方法も考えられるが、実際の施工に際しては、材料の組合せの問題，プロセス上の制約，コスト上の制約等から、これら従来の方法を組合わせて実施することは、容易ではなかった。
【００１８】
このため、Ｎｉ基耐熱合金の普通鋳造材にＴＢＣを施したガスタービン部品は、非常に高温強度に優れるものの、長期間の運転における、耐久性，信頼性の点では、十分に満足できるものではなかった。
【００１９】
本発明の目的は、これらの二つの課題を同時に克服し、長期間の運転においても十分な耐久性，信頼性を有する、Ｎｉ基耐熱合金にＴＢＣを施したガスタービン部品を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００２０】
本発明の一実施形態である遮熱被覆を有する耐熱部材は、耐熱合金基材の表面に、合金よりなる結合層を介して、セラミックスよりなる遮熱層を設けたものであって、耐熱合金基材がＮｉを主成分とする耐熱合金からなり、結合層がＮｉを主成分として、Ｃｒ及び
Ａｌを含み、Ｓｉを０〜１０重量％の範囲で含むことができ、残りが不可避の不純物である合金により形成されていることを特徴とする。
【００２１】
これにより、合金結合層とセラミック遮熱層との界面に生じる、界面酸化物の成長を抑制すると同時に、合金結合層の組成をＮｉ基耐熱合金基材と相互拡散を生じ難いものとすることで、合金結合層とＮｉ基耐熱合金基材の界面に生じる、拡散変質層の成長を抑制することが可能となる。
【００２２】
そして、耐熱合金基材が、Ｎｉを主成分とする耐熱合金の単結晶材、Ｎｉを主成分とする耐熱合金の柱状晶材、Ｎｉを主成分とする耐熱合金の普通鋳造材であることが好ましく、特に、Ｎｉを主成分とする耐熱合金の単結晶材であることが望ましい。
【００２３】
また、Ｎｉを主成分とする耐熱合金は、重量比で、Ｃ：０.０３〜０.２０％，Ｂ：
０.００４〜０.０５０％，Ｈｆ：０.０１〜１.５０％，Ｚｒ：０〜０.０２％，Ｃｒ：
１.５〜１６.０％，Ｍｏ：０.４〜６.０％，Ｗ：２〜１２％，Ｒｅ：０.１〜９.０％，
Ｔａ：２〜１２％，Ｎｂ：０.３〜４.０％，Ａｌ：４.０〜６.５％ ，Ｔｉ：０〜０.４％，Ｃｏ：０.５〜９.０％、及び残部が実質的にＮｉからなることが好ましい。
【００２４】
また、結合層は、Ｎｉを主成分として、Ｃｒを１０〜４０重量％、Ａｌを５〜２０重量％、Ｓｉを０.５〜２.０重量％の範囲で含むことができ、残りが不可避の不純物である合金からなることが好ましい。
【００２５】
また、遮熱層は、酸化物系セラミックスよりなることが好ましく、酸化物系セラミックスが部分安定化ジルコニアよりなることが好ましく、部分安定化ジルコニアがイットリア部分安定化ジルコニアよりなることが好ましい。
【００２６】
また、本発明の一実施形態である遮熱被覆を有する耐熱部材は、耐熱合金基材と結合層とセラミックスよりなる遮熱層とが、以下の組合わせの場合に特に好ましい。
【００２７】
すなわち、耐熱合金基材が、重量で、Ｃ：０.０３％以上０.２０％以下,Ｂ：０.００４％以上０.０５０％以下，Ｈｆ：０.０１％以上１.５０％以下，Ｚｒ：０％以上０.０２％以下，Ｃｒ：１.５％以上１６.０％以下，Ｍｏ：０.４％以上６.０％以下，Ｗ：２％以上１２％以下，Ｒｅ：０.１％以上９.０％以下，Ｔａ：２％以上１２％以下 ，Ｎｂ：０.３％以上４.０％以下，Ａｌ：４.０％以上６.５％以下，Ｔｉ：０％以上０.４％以下，Ｃｏ：０.５％以上９.０％以下及び残部が実質的にＮｉからなる合金であり、結合層がＮｉを主成分として、Ｃｒ及びＡｌを含み、Ｓｉを０〜１０重量％の範囲で含むことができ、残りが不可避の不純物である合金からなり、セラミックスよりなる遮熱層が酸化ジルコニウムを主成分とする酸化物セラミックスからなるものである。
【００２８】
なお、特に、結合層は、Ｎｉを主成分としてＣｒを１０〜４０重量％、Ａｌを５〜２０重量％、Ｓｉを０.５〜２.０重量％の範囲で含むことができ、残りが不可避の不純物である合金からなることが好ましい。
【発明の効果】
【００２９】
これにより、本発明は、長期間の運転においても十分な耐久性，信頼性を有する、Ｎｉ基耐熱合金にＴＢＣを施したガスタービン部品を提供することができる。
【００３０】
そして、本発明の遮熱被覆を有する耐熱部材は、従来のＭＣｒＡｌＹ合金よりなる合金結合層にセラミック遮熱層を形成した遮熱被覆を有する耐熱部材に較べて、ガスタービンの使用環境下での耐久性，信頼性に優れており、ガスタービン運転温度の高温化，高効率化が可能である。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３１】
本発明者らは、Ｎｉ基耐熱合金基材とＭＣｒＡｌＹ合金層との間の相互拡散について検討を行った。
【００３２】
ＭＣｒＡｌＹ合金とＮｉ基耐熱合金とを用いて拡散対を作製し、高温での相互拡散を調べた結果、ＭＣｒＡｌＹ合金層にＣｏが含有されている場合に、Ｎｉ基耐熱合金基材に生じる変質層が厚く成長することを見出した。
【００３３】
この知見と、Ａｌよりも酸化しやすい元素を含まない合金結合層を用いることで、界面酸化物層の成長が抑制されるという知見から、本発明に至った。
【００３４】
本発明の耐熱部材では、図１に示すように、Ｎｉ基耐熱合金基材１の表面上に、Ｎｉを主成分として、Ｃｒ及びＡｌを含み、Ｓｉを０〜１０重量％の範囲で含むことができ、残りが不可避の不純物である合金により形成されている合金結合層２を介して、セラミックス遮熱層３を形成した。
【００３５】
従来技術によるＴＢＣを有する耐熱部材では、図２に示すように、高温での長時間の使用により、ＭＣｒＡｌＹ合金結合層４とセラミック遮熱層３との界面に界面酸化物層１１，ＭＣｒＡｌＹ合金結合層４とＮｉ基耐熱合金基材１との界面に相互拡散による界面変質層１２が成長する。
【００３６】
界面酸化物層１１が成長し、厚さが増加すると、金属成分が酸化する際の体積膨張によるひずみの蓄積，金属から酸化物への熱的・機械的物性値の変化等により、セラミック遮熱層３に新たな熱応力が発生し、セラミック遮熱層３の損傷が生じやすくなる。
【００３７】
また、厚さが増加することにより、界面酸化物層１１も層内破壊を起こしやすくなる。更に、界面酸化物層１１の成長につれて、ＭＣｒＡｌＹ合金結合層４のＡｌが酸化により失われ、ついには、Ｃｒ，Ｎｉ、更にはＣｏの酸化が生じるようになる。Ｃｒ，Ｎｉ，
Ｃｏは、Ａｌに比べ酸化時の体積膨張が大きく、更に、比較的多孔質な酸化物を形成する。このような状態になると、界面酸化物層１１は、容易に層内破壊を生じ、結果的にセラミック遮熱層３の剥離損傷１３を招く。
【００３８】
また、Ｎｉ基耐熱合金基材１の表面に、ＭＣｒＡｌＹ合金結合層４との相互拡散によって生じる界面変質層１２は、一般に脆く、強度も低いため、Ｎｉ基耐熱合金基材１の機械的特性、特に疲労強度を低下させる恐れがあり、界面変質層１２の厚さが増加した場合には、Ｎｉ基耐熱合金基材１に疲労クラック１４が発生し易くなる。
【００３９】
これに対して、本発明によるＴＢＣを有する耐熱部材では、図３に示すように、図２に比較して、合金結合層２とＮｉ基耐熱合金基材１との相互拡散によって生じる界面変質層１２の成長が抑制されるため、ＴＢＣを有する耐熱部材としての高耐久性，高信頼性を実現できる。
【００４０】
本発明において、Ｎｉ基耐熱合金基材１としては、単結晶材が最も好ましい。
【００４１】
これは、単結晶材が最も高温強度に優れる反面、ＴＢＣを適用した際に、合金結合層２との相互拡散で生じる界面変質層１２の影響によってもたらされるＮｉ基耐熱合金基材１の機械的特性の低下が、他の普通鋳造材に比べて大きいためである。
【００４２】
単結晶材と比較すると、効果は小さくなるものの、柱状晶材，普通鋳造材をＮｉ基耐熱合金基材１として用いることもできる。
【００４３】
結合層に用いられる合金は、実質的にＮｉを主成分として、Ｃｒ及びＡｌからなることが望ましいが、さらにＳｉを０〜１０重量（ｗｔ）％の範囲、好ましくは０.５〜２.０重量％で含むことができる。Ｎｉを５０〜７５重量％含み、Ｃｒを５〜４０重量％、好ましくは１０〜４０重量％含み、Ａｌを１〜３０重量％、好ましくは５〜２０重量％含むことが望ましい。
【００４４】
結合層を形成する合金において、Ｎｉは、結合層を形成する基本成分であり、基材の
Ｎｉ基耐熱合金と同一合金系を用い、熱膨張率等の整合や基材との成分濃度の勾配を低減し、相互拡散の抑制を図る目的から、５０〜７５重量％含むのがよい。
【００４５】
５０重量％よりも少ないと、延性に富む結合層が形成されにくくなり、また、基材との濃度勾配が大きくなり、相互拡散による界面変質層が生じやすくなる。
【００４６】
７５重量％よりも多いと、Ｃｒ及びＡｌの含有量が少なくなるため、耐食性，耐酸化性が低下する。Ｃｒ及びＡｌは耐食性，耐酸化性を担う保護性酸化物皮膜形成元素であり、耐食性には主にＣｒが寄与し、耐酸化性には主にＡｌが寄与する。
【００４７】
Ｃｒ量が５重量％未満、Ａｌ量が１重量％未満では耐食性，耐酸化性の向上に対する効果が少なく、Ｃｒ量が４０重量％を超え、Ａｌ量が２０重量％を超えると皮膜が脆化しやすくなる。
【００４８】
また、Ｓｉは、結合層中の不純物を固定する効果、基材と結合層との密着性および保護性酸化物皮膜の密着性を高める効果があり、０〜１０重量％の範囲で含むことができる。１０％よりも多いと、皮膜の脆化や有害相が生じるため好ましくない。
【００４９】
結合層は、減圧プラズマ溶射法によって形成することが最も望ましいが、ＨＶＯＦ溶射法やＨＶＡＦ溶射法等の高速ガス溶射法を用いることも可能である。
【００５０】
溶射の場合、合金粉末の製造過程において、金属またはセラミックス製の容器・るつぼ・噴射用ノズル等の材料が混入する可能性がある。また、溶射施行時において、金属製の電極・ノズル等の材料が混入する可能性がある。
【００５１】
セラミック遮熱層３に用いられるセラミックスは、酸化ジルコニウムを主成分とするセラッミクス、すなわち、ＺｒＯ2系のセラッミクスが望ましく、特に、Ｙ2Ｏ3，ＭｇＯ，ＣａＯ，ＣｅＯ2，Ｓｃ2Ｏ3，Ｅｒ2Ｏ3，Ｇｄ2Ｏ3，Ｙｂ2Ｏ3，Ａｌ2Ｏ3，ＳｉＯ2，
Ｌａ2Ｏ3から選ばれた少なくとも１種を含む部分安定化ジルコニアが望ましい。イットリア部分安定化ジルコニアは極めて好適である。
【００５２】
ＴＢＣの耐久性を向上させるための方法として、大気中プラズマ溶射法を用いてセラミック遮熱層３を多孔質化してセラミック遮熱層３の亀裂伝播を抑制する方法，セラミック遮熱層３に縦方向のクラックを生じさせて熱応力を緩和する方法，電子ビーム物理蒸着法を用いてセラミック遮熱層３を柱状組織化して柱状組織間の分離によって熱応力を緩和する方法等が知られている。
【００５３】
本形態においても、セラミック遮熱層３に対してこれらの処理を施すことができる。
【実施例１】
【００５４】
試験片基材として、直径２５mm，厚さ５mmの円板形状のＮｉ基耐熱合金（重量で、Ｃ：０.０３％以上０.２０％以下，Ｂ：０.００４％以上０.０５０％以下 ，Ｈｆ：０.０１％以上１.５０％以下，Ｚｒ：０％以上０.０２％以下，Ｃｒ：１.５％以上１６.０％以下，Ｍｏ：０.４％以上６.０％以下，Ｗ：２％以上１２％以下，Ｒｅ：０.１％以上９.０％以下，Ｔａ：２％以上１２％以下，Ｎｂ：０.３％以上４.０％以下 ，Ａｌ：４.０％以上
６.５％以下，Ｔｉ：０％以上０.４％未満，Ｃｏ：０.５％以上９.０％以下及び残部が実質的にＮｉ、具体的には、重量で、Ｃ：０.１１％，Ｂ：０.０２５％ ，Ｈｆ：０.７５％，Ｚｒ：０.０１％，Ｃｒ：７.５％，Ｍｏ：２.８％，Ｗ：６％，Ｒｅ：４.５％，Ｔａ：６.５％ ，Ｎｂ：２.１％，Ａｌ：５.２％，Ｔｉ：０.２％，Ｃｏ：４.５％及び残部が実質的にＮｉ）の単結晶材を用い、その表面に、ＮｉＣｒＡｌ合金（Ｎｉ−２２ｗｔ％Ｃｒ−１０ｗｔ％Ａｌ）粉末を用いて、減圧雰囲気中プラズマ溶射にて結合層を形成し、拡散熱処理として、真空中で１１２１℃，４ｈの熱処理を実施した。
【００５５】
結合層の厚さは、約１００μｍである。その後、結合層を設けた基材上に、イットリア部分安定化ジルコニア（ＺｒＯ2 −８ｗｔ％Ｙ2Ｏ3）粉末を用い、大気中プラズマ溶射にて約２００μｍの厚さのセラミック遮熱層を設けた。
【００５６】
ＭＣｒＡｌＹ合金層とセラミック遮熱層との界面に生じる界面酸化物、および、MCrAlY合金層とＮｉ基耐熱合金基材との界面に相互拡散により生じる界面変質層の成長抑制効果を評価するために、作製した試験片に対し、９５０℃で１０００ｈの大気中酸化試験を実施した。
【００５７】
その結果を表１のＮo.１に示す。
【００５８】
なお、比較のために結合層の材料をＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金（Ｃｏ−３２ｗｔ％Ｎｉ−２１ｗｔ％Ｃｒ−８ｗｔ％Ａｌ−０.５ｗｔ％Ｙ ）とした試験片も作製し、表１にＮo.２として示した。
【００５９】
【表１】
2008266698.tif 000003
【００６０】
表１から明らかなように、本形態のＮo.１試験片では、比較例のＮo.２試験片に比べ、酸化試験後の界面酸化物層、および、界面変質層が、半分以下の厚さにしか成長しておらず、優れた界面酸化物層、および、界面変質層の成長抑制効果を有することが分った。
【実施例２】
【００６１】
実施例１と同一の試験片基材を用い、その表面に、本形態のＮｉＣｒＡｌ合金（Ｎｉ−２２ｗｔ％Ｃｒ−１０ｗｔ％Ａｌ）粉末、および、ＮｉＣｒＡｌＳｉ合金（Ｎｉ−２２
ｗｔ％Ｃｒ−１０ｗｔ％Ａｌ−１％Ｓｉ）粉末を用いて、減圧雰囲気中プラズマ溶射にて結合層を形成し、拡散熱処理として、真空中で１１２１℃，４ｈの熱処理を実施した。
【００６２】
結合層の厚さは、約１００μｍである。その後、結合層を設けた基材上に、イットリア部分安定化ジルコニア（ＺｒＯ2 −８ｗｔ％Ｙ2Ｏ3）の遮熱層を以下の４種類の方法で、いずれも約２００μｍの厚さに形成した。
【００６３】
第１の方法：大気中プラズマ溶射法で気孔率約１０％の遮熱層を形成。
【００６４】
第２の方法：大気中プラズマ溶射法で気孔率約２０％の多孔質遮熱層を形成。
【００６５】
第３の方法：大気中プラズマ溶射法で縦クラックを有する遮熱層を形成。
【００６６】
第４の方法：電子ビーム物理蒸着法で柱状組織を有する遮熱層を形成。
【００６７】
これらの試験片に対し、大気中で１１００℃の温度に１０時間保持した後、２００℃まで冷却する工程を繰り返す熱サイクル試験を施し、ＴＢＣの耐久性を評価した。
【００６８】
試験片のセラミック層が剥離するまでの繰り返し回数を表２に示す。
【００６９】
剥離発生の認定条件は、セラミック層の剥離面積が全体の２０％以上になった時点とし、そのときまでの繰り返し回数を求めた。
【００７０】
なお、表２には比較例として、結合層の材料をＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金（Ｃｏ−３２
ｗｔ％Ｎｉ−２１ｗｔ％Ｃｒ−８ｗｔ％Ａｌ−０.５ｗｔ％Ｙ ）とした試験片についても示した。
【００７１】
【表２】
2008266698.tif 000004
【００７２】
表２から明らかなように、セラミック遮熱層の形成方法が同じ場合、本形態によるTBCは比較例に較べて耐熱サイクル性が優れており、界面酸化物層の成長抑制効果による耐久性の改善効果を有することが分った。
【００７３】
また、セラミック遮熱層の形成方法の違いで比較すると、第３の方法と第４の方法とがほぼ同等で耐熱サイクル性が優れており、次いで第２の方法，第１の方法の順序であることが分かった。
【００７４】
表２に示すように、各試験片の剥離箇所は、第１の方法および第２の方法はセラミック遮熱層内、第３の方法および第４の方法では界面酸化物層の近傍であった。これは、第３の方法および第４の方法によるセラミック遮熱層では、縦クラック（第３の方法）や柱状組織（第４の方法）による応力緩和によってセラミック遮熱層内での破壊が生じにくくなっているため、セラミック遮熱層の剥離は界面酸化物層近傍で生じるためである。
【００７５】
従って、第３の方法および第４の方法によるセラミック遮熱層では、界面酸化物層の成長抑制の効果がより顕著に現れると考えられる。
【００７６】
また、剥離した時点での基材の界面変質層の厚さを比較すると、本形態の方が比較例よりも界面変質層の成長が抑制されていた（例えば、同回数で剥離したＮo.６とＮo.１２を比較）。
【実施例３】
【００７７】
本形態のＴＢＣを設けたガスタービン動翼を作製した。ガスタービン動翼の全体構成を表す斜視図を図４に示す。
【００７８】
図４において、このガスタービン動翼は、Ｎｉ基耐熱合金（実施例１で示したＮｉ基耐熱合金の組成と同様のもの）の単結晶材で、例えば、３段の動翼を備えたガスタービン回転部分の初段の動翼として用いられ、翼部６１，プラットフォーム部６２，シャンク６３，シールフィン６４，チップポケット６５を有し、ダブテイル６６を介してディスクに取り付けられる。
【００７９】
また、このガスタービン動翼は、翼部６１の長さ１００mm、プラットフォーム部４２以降の長さ１２０mmであり、ガスタービン動翼は内部から冷却できるように冷却媒体、特に空気又は水蒸気が通るように冷却孔（図示せず）がダブテイル６６から翼部６１を通して設けられている。
【００８０】
なお、このガスタービン動翼は初段に最も優れているが、２段以降の後段のガスタービン動翼にも設けることができる。そしてこのガスタービン動翼のうち、燃焼ガスに曝される翼部６１及びプラットフォーム部６２に、本形態のＴＢＣを形成した。
【００８１】
その成膜方法は実施例２とほぼ同様で、ガスタービン動翼の表面に、ＮｉＣｒＡｌＳｉ合金（Ｎｉ−２２ｗｔ％Ｃｒ−１０ｗｔ％Ａｌ−１％Ｓｉ）粉末を用いて減圧雰囲気中プラズマ溶射にて結合層を厚さ約２００μｍ形成し、その上に大気中プラズマ溶射にて、縦クラック組織を有するイットリア部分安定化ジルコニア（ＺｒＯ2−８ｗｔ％Ｙ2Ｏ3）のセラミック遮熱層を約３００μｍの厚さに設けた。
【００８２】
このようにして作製したタービン動翼に対し、長時間使用後の酸化状態を模擬するため、大気中で１０００℃，１０００ｈの酸化処理を施した後に、図５に示す実機模擬加熱試験装置により熱負荷試験を実施した。
【００８３】
本試験装置は、燃焼ノズル８１で発生させた高温高圧の燃焼炎８６を燃焼筒８２に導き、翼保持台８４に設置された試験翼８３を加熱して排熱ダクト８５から排出させるもので、試験翼８３内部は冷却空気流で冷却されており、実機の熱負荷を模擬した試験が可能である。
【００８４】
試験条件は燃焼ガス温度が最大で１５００℃、冷却空気温度が１７０℃、圧力は８気圧である。あらかじめ試験翼８３の前縁部に熱電対を埋め込んだタービン動翼で加熱保持状態でのタービン動翼の基材温度を測定し、熱流束を求めた結果では、最大３.０ＭＷ／ｍ2であった。
【００８５】
比較のため、結合層をＣｏＮｉＣｒＡｌＹ合金（Ｃｏ−３２ｗｔ％Ｎｉ−２１ｗｔ％
Ｃｒ−８ｗｔ％Ａｌ−０.５ｗｔ％Ｙ）としたタービン動翼も作製した。
【００８６】
燃焼ガス温度が１０００℃の場合（熱流束０.９ＭＷ／ｍ2）、１０回の起動，定常保持，停止の繰り返しサイクルでは、本形態のタービン動翼及び比較例のタービン動翼とも、いずれもＴＢＣに損傷は認められなかった。
【００８７】
しかし、燃焼ガス温度が１３００℃の場合（熱流束１.５ＭＷ／ｍ2）には、１０回の繰り返しサイクルで、比較例のタービン動翼には翼前縁及び翼背側の一部にセラミック遮熱層の剥離損傷が認められた。
【００８８】
本形態のタービン動翼は健全であった。
【００８９】
さらに、燃焼ガス温度が１５００℃の場合（熱流束３.０ＭＷ／ｍ2）には、１０回の繰り返しサイクルでも、本形態のガスタービン動翼は全く健全であった。
【００９０】
比較例によるものは、１３００℃加熱に比べ翼前縁及び翼背側の損傷範囲が拡大し、更に翼腹側の一部にも剥離損傷が認められた。
【００９１】
以上の結果から、本形態のＴＢＣを設けたタービン動翼は、比較例のタービン動翼に比べ、耐久性に優れることが分った。
【産業上の利用可能性】
【００９２】
本発明のセラミックス遮熱被覆を有する耐熱部材は、高温における耐久性に優れている。このため、ガスタービン動翼，静翼及び燃焼器等の遮熱被覆として適する。
【００９３】
また、ガスタービンにのみならず、航空機エンジンにも耐食被覆としても適用することができる。
【図面の簡単な説明】
【００９４】
【図１】本形態の実施例による耐熱部材の断面模式図である。
【図２】従来のＴＢＣを施した部材の酸化後の損傷断面模式図である。
【図３】本形態のＴＢＣを施した耐熱部材の酸化後の断面模式図である。
【図４】本形態によるＴＢＣを設けたタービン動翼の斜視図である。
【図５】実機模擬加熱試験装置の模式図である。
【符号の説明】
【００９５】
１  基材
２  結合層
３  遮熱層
４  ＭＣｒＡｌＹ合金結合層
１１  界面酸化物層
１２  界面変質層
２１  第一層
２２  第二層
６１  翼部
６２  プラットフォーム部
６３  シャンク
６４  シールフィン
６５  チップポケット
６６  ダブテイル
７１  翼部
７２  エンドウォール部
８１  燃焼ノズル
８２  燃焼筒
８３  試験翼
８４  翼保持台
８５  排熱ダクト
８６  燃焼炎
【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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