(57)【要約】向上した磨耗性を有するセラミックマトリックス複合材料は、密実複合材料（２）及び空隙（４）の配列を備えたパターン化表面を有し、空隙（４）は複合材料中にまで延びているが、貫通はしていない。タービン翼先端等の衝突部品が表面を通過するときに、空隙（１２）を貫流するガス流は、通過する翼先端によって薄く剥がし取られてもよい空隙（１２）の形状及びサイズによって抑制される。セラミックマトリックス複合材料よりも磨耗性が高いセラミック材料（１４）を空隙（１２）に充填することによって、別個に又は追加的に、ガス流を抑制することができる。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
密実複合材料（２）及び複合材料の厚さより深さが浅く、表面の６０〜９０パーセントを構成する空隙（４）からなるパターンを備えた、セラミックマトリックス複合材料と、
衝突翼先端が空隙上方を通過するときに空隙を貫流するガス流を制限する手段とを、特徴とする、
磨耗性表面を備えたセラミックマトリックス複合材料部品。
【請求項２】
ガス流を制限する前記手段が不連続空隙（１２）であり、前記空隙（１２）が、前記翼先端が前記空隙（１２）の上方を通過する間に前記空隙が前記翼先端によって実質的に密閉可能となる寸法を、有するものである、請求項１に記載の部品。
【請求項３】
ガス流を制限する前記手段が前記空隙（４）内に堆積された充填材（６）である、請求項１に記載の部品。
【請求項４】
前記充填材（６）がセラミック材料である、請求項３に記載の部品。
【請求項５】
前記セラミック材料がリン酸塩、ケイ酸塩、ジルコン酸塩又はハフニウム酸塩である、請求項４に記載の部品。
【請求項６】
前記パターンが前記空隙（４）に包囲された正方形上面（２）を備えた密実複合材料の規則的な配列であり、ガス流を制限する前記手段が充填材（６）である、請求項１に記載の部品。
【請求項７】
前記正方形上面（２）の列が翼経路の方向に対して３０又は６０度の角度に整列させられている、請求項６に記載の部品。
【請求項８】
前記パターンが空隙（１２）を不連続な十字形に区切る細いリガメント（１０）によって連結された正方形上面（８）を備えた密実複合材料の規則的な配列であり、ガス流を制限する前記手段が不連続空隙（１２）である、請求項１に記載の部品。
【請求項９】
ガス流を制限する追加の手段が充填材（１４）であることを更に特徴とする、請求項８に記載の部品。
【請求項１０】
前記正方形上面（８）の列が翼経路の方向に対して３０又は６０度の角度に整列させられている、請求項８に記載の部品。
【請求項１１】
前記パターンが前記密実複合材料に包囲された円形空隙（１６）の規則的な配列であり、ガス流を制限する前記手段が不連続空隙（１６）である、請求項１に記載の部品。
【請求項１２】
ガス流を制限する追加の手段が充填材（１８）であることを更に特徴とする、請求項１１に記載の部品。
【請求項１３】
前記円形空隙（１６）の列が、翼経路の方向に対して３０又は９０度の角度に整列させられている、請求項１１に記載の部品。
【請求項１４】
前記パターンが前記密実複合材料に包囲された六角形空隙（２４）の規則的な配列であり、ガス流を制限する前記手段が不連続空隙（２４）である、請求項１に記載の部品。
【請求項１５】
ガス流を制限する追加の手段が充填材（２６）であることを更に特徴とする、請求項１４に記載の部品。
【請求項１６】
前記パターンが前記密実複合材料に包囲された楕円形状空隙（２０）の規則的な配列であり、ガス流を制限する前記手段が不連続空隙（２０）である、請求項１に記載の部品。
【請求項１７】
ガス流を制限する追加の手段が充填材（２２）であることを更に特徴とする、請求項１６に記載の部品。
【請求項１８】
前記楕円状形空隙（２０）の列が、翼経路の方向に対して３０又は６０度の角度に整列させられている、請求項１６に記載の部品。
【請求項１９】
前記パターンが前記密実複合材料に包囲された十字形空隙の規則的な配列であり、ガス流を制限する前記手段が不連続空隙である、請求項１に記載の部品。
【請求項２０】
ガス流を制限する追加の手段が充填材（２８）であることを更に特徴とする、請求項１６に記載の部品。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、セラミックマトリックス複合材料に関し、更に詳細には、向上した磨耗性を有するセラミックマトリックス複合材料に関する。
【背景技術】
【０００２】
燃焼タービンの大半の部品は、基礎を成す支持材料や構造を作動環境の非常に高い温度から防御するために、コーティング又はインサートの使用を必要とする。セラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ）構造物は、このようなコーティングが、モノリシックセラミックが本来的に有する脆性や信頼性不足を伴わないで、セラミックスの高温安定性を提供するように開発されてきた。このようなコーティングは、厳しい環境による腐食に耐えなければならないが、また、必要に応じて優先的に損耗又は磨耗することも必要である。例えば、ステージ間のタービン効率を維持するために、タービンリングシールはタービン翼の先端との間で厳しい公差を維持する必要がある。リングシールの表面は、翼先端が衝突したときに磨耗して、翼に対する損傷を減少させ、厳しい公差を維持しなければならない。
【０００３】
ＣＭＣ部品用の多数の磨耗性コーティングが開発されてきた。Ｍｅｒｒｉｌｌら、米国特許第６，６４１，９０７号明細書は、１，７００℃に近い温度まで温度安定性を有する、脆性勾配断熱（ｆｒｉａｂｌｅ  ｇｒａｄｅｄ  ｉｎｓｕｌａｔｉｏｎ）（ＦＧＩ）として知られるようになっているコーティングを教示している。他の公知のコーティングシステムは、熱安定性がより低く、耐食性付与能力に劣り、１，６００℃の温度範囲で、基板との熱膨張適合性がより低く、基板への結合性により乏しく、可撓性がより低く、そして磨耗性がより小さい。
【０００４】
立方晶窒化ホウ素（ｃＢＮ）でタービン翼先端をコーティングしたときには、ＦＧＩは、高い侵入速度ではよく作用するが、低い侵入速度では十分には機能しない。低い侵入速度は、大型陸上用ガスタービンで、そしてｃＢＮ磨耗性先端処理の実用寿命を超えて起きる摩擦の場合に、一般的である。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００５】
磨耗性表面を備えたセラミックマトリックス複合材料部品は、複合材料と空隙とからなるパターンを有し、空隙は、複合材料の厚さよりも深さが浅く、空隙は表面の６０〜９０パーセントであり、部品は、衝突翼（ｉｍｐｉｎｇｉｎｇ  ｂｌａｄｅ）が空隙上方を通過する間に空隙を貫流するガス流を制限する手段を有する。ガス流を制限する手段は不連続空隙であってもよく、空隙は、翼の先端が空隙上方を通過するときに翼の先端によって密閉可能となる寸法を有する。ガス流を制限する別の手段は、空隙に堆積された充填材である。充填材はセラミック材料である。セラミック充填材は、リン酸塩、ケイ酸塩、ジルコン酸塩又はハフニウム酸塩であり得る。
【０００６】
パターンは、空隙に包囲された正方形上面を備えた複合材料の規則的な配列であってもよく、ガス流を制限する手段は充填材である。正方形上面の列は、翼経路の方向に対して３０〜６０度の角度に優先的に整列させられている。パターンは、空隙を不連続な十字形に区切る細いリガメントによって連結された正方形上面を備えた複合材料の規則的な配列であってもよく、ガス流を制限する手段は不連続空隙である。不連続空隙は、充填材を含むことができる。正方形上面の列は、翼経路の方向に対して３０〜６０度の角度に優先的に整列させられている。パターンは、複合材料によって包囲された円形空隙の規則的な配列であってもよく、ガス流を制限する手段は不連続空隙又は充填材が含まれた不連続空隙であってもよい。円形空隙は、翼経路の方向に対して３０〜９０度の角度に優先的に整列されている。パターンは、複合材料によって包囲された六角形空隙の規則的な配列であってもよく、ガス流を制限する手段は、不連続空隙又は充填材が含まれた不連続空隙であってもよい。パターンは、複合材料によって包囲された楕円形状空隙の規則的な配列であってもよく、ガス流を制限する手段は、不連続空隙又は充填材が含まれた不連続空隙であってもよい。楕円形状空隙の列は、翼経路の方向に対して３０〜６０度の角度に優先的に整列されている。パターンは、複合材料によって包囲された十字形空隙の規則的な配列であってもよく、ガス流を制限する手段は、不連続空隙又は充填材が含まれた不連続空隙より構成される。
【図面の簡単な説明】
【０００７】
【図１】端部に対して３０度の角度で配置された複合材料の正方形のパターンを有する、ＣＭＣ部品の一部の斜視図である。
【図２】充填材が空隙中に堆積された図１の部品である。
【図３】リガメントによって連結され、生じた空隙が十字形である複合材料の正方形のパターンを有する、ＣＭＣ部品の一部の斜視図である。
【図４】充填材が空隙中に堆積された図３の部品である。
【図５】円形空隙のパターンを有するＣＭＣ部品の一部の斜視図である。
【図６】充填材が空隙中に堆積された図５の部品である。
【図７】端部に対して３０度の角度で配置された楕円形状空隙のパターンを有する、ＣＭＣ部品の一部の斜視図である。
【図８】充填材が空隙中に堆積された図７の部品である。
【図９】六角形空隙のパターンを有するＣＭＣ部品の一部の斜視図である。
【図１０】充填材が空隙中に堆積された図９の部品である。
【図１１】一連の空隙が十字形である被覆されたＣＭＣ部品の斜視図の上面図である。
【発明を実施するための形態】
【０００８】
本発明は、磨耗性が著しく改善された、燃焼タービンで使用されるセラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ）部品を提供する。ＣＭＣの表面は、複合材料表面の空隙のパターンを含んでなり、空隙は所定の深さまで続いている。所定の深さは、作動後に、別の部品、例えばタービン翼の先端等、と衝突した時の部品、例えばガスタービンのリングセグメント等、に対する最終予見磨耗深さとほぼ等しくなるように選択される。深さは、複合材料の厚さ未満である。パターンにおける複合材料及び空隙の形状は様々であり得る。殆どあらゆる形状が可能ではあるが、形状は正多角形、円形、楕円形の形状が可能であり、主に加工が容易であるように、そしてタービン作動中のタービン翼周囲の漏出がタービンの効率を著しく低下させることがあるため、部品の作動中に空隙を通してガスが流れることを抑制するように、選択される。複数の形状が所与の部品の表面に存在することができる。空隙を画成する複合材料の壁は、上面に対して垂直であってもよく、又は９０度以外の角度に向けられていてもよい。
【０００９】
空隙は、超音波機械加工等の方法による、連続密実複合材料表面からの複合材料の除去によって形成することができる。他の方法としては、エンドミリング、穿孔、レーザー焼灼及び電子ビーム焼灼が挙げられる。部品表面からの複合材料除去に代わる案は、表面の空隙が複合材料を形成する方法の結果として生じるように、複合材料を作製することである。フィラメントワインディングは、空隙の深さと形状とを多少制御しつつ表面に空隙の規則的パターンを生成することができる、ＣＭＣ構造物を形成する１つの方法である。ワインディング角度、反復パターン、フィラメントトウサイズ、フィラメント張力及びバンド幅等の、ワインディングパラメータを制御することによって、所定のパターンで所定の形状及び深さの空隙を有する表面を生成できる。表面形状を生成するためにＣＭＣ表面下で一時的なインサートを使用するオートクレーブ処理も、このような方法の一つである。
【００１０】
磨耗性表面を有するＣＭＣでは、本発明の目標は、空隙が表面積の５０パーセント以上を、好ましくは表面積の６０〜９０パーセントを、占有することである。本発明の目標は、また、翼先端の経路が均一な切断を達成してほぼ均一な損耗を示すようなパターンで、材料を除去することでもある。最も均一な損耗は、翼経路に対してパターンを特定の向きとすることによって達成される。部品の上方での翼経路に対するパターンの適正な向きによって、翼の衝突部分全体が表面を動くときとほぼ同じ量の複合材料と衝突する。この向きは、パターンの特徴の形状によって変わる。
【００１１】
本発明の１つの特徴は、空隙を通じたガスの漏出が部分的に又は完全に抑制される手段を有することである。一実施態様において、空隙を通るガス流を抑制する手段は、不連続空隙を形成することである。それゆえ、空隙は、空隙上方を通過する衝突部品、例えばタービン翼先端、の断面を超えて翼経路の方向に延びるべきでない。この方法で、空隙の大半は、接触する翼先端が空隙上方を通過するときにそれによって密閉されて、漏出は最小限に抑えられる。一部の空隙、例えば円形空隙、は不連続な独立気泡構造物であり、本来的に、翼が適切なサイズの空隙の上方を通過する如何なる瞬間にも、密閉状態を最適化できる。
【００１２】
密閉状態を達成する別の手段は、除去された絶縁材を充填材で置き換えることである。適切な充填材料は、ＣＭＣよりも著しく高い磨耗性を有する。充填ＣＭＣ表面の磨耗性は、充填材とＣＭＣとのおおよそ平均値である。表面のパターン形成時に残存するＣＭＣの割合が低下し空隙の寸法が増大するにつれて、充填材の添加によって空隙を密閉してガス漏出を防止する必要性が増大する。不連続空隙が大きい場合又は空隙の長断面が翼切断経路の方向に向けられている場合、充填材は、空隙内に配置されて、空隙を通したガス漏出を抑制することができる。
【００１３】
パターン形成された全ての表面で、空隙は充填材を含んでいてよい。充填材を使用することによって、空隙と翼先端の断面との相対的なサイズの実際の制限はいくらか軽減され、一般に、充填材の使用によって大きい空隙を形成することができる。適切な充填材セラミック材料としては、リン酸塩、ケイ酸塩、ジルコン酸塩、ハフニウム酸塩が挙げられる。これらの充填材セラミック材料の組成物としては、モナザイト（リン酸イットリウム）、ケイ酸イットリウム、及びジルコン酸ガドリニウム又はハフニウム酸ガドリニウムが例示される。これら及び関連酸化物の他の例としては、これらに限定されるわけではないが、ＨｆＳｉＯ4、ＺｒＳｉＯ4、Ｙ2Ｏ3、ＺｒＯ2、ＨｆＯ2、イットリア及び又は希土類で部分的に又は完全に安定化したＺｒＯ2、イットリア及び／又は希土類で部分的に又は完全に安定化したＨｆＯ2、イットリア及び／又は希土類で部分的に又は完全に安定化したＺｒＯ2／ＨｆＯ2、イットリウムアルミニウムガーネット（ＹＡＧ）；Ｒ2Ｓｉ2Ｏ7の形の希土類ケイ酸塩；Ｒ2Ｏ3の形の酸化物；Ｒ4Ｚｒ3Ｏ12又はＲ4Ｈｆ3Ｏ12の形のジルコン酸塩又はハフニウム酸塩（ここで、ＲはＣｅ、Ｐｒ、Ｎｄ、Ｓｍ、Ｅｕ、Ｇｄ、Ｔｂ、Ｄｙ、Ｈｏ、Ｅｒ、Ｔｍ、Ｙｂ、及びＬｕの１つ以上でありうる。）を挙げることができる。充填セラミック材料は、一般に、所与の用途での充填材の性能要件に基づいて選択される。好ましくは、充填セラミック材料は、空隙の完全な深さまで充填されて、翼先端が擦れる範囲及び翼先端が擦れない範囲を含む全ての範囲で、密閉を施す。
【００１４】
図１は、一連の垂直な切断部を刻み付け、正方形周囲の空隙４によって包囲された複合材料の正方形２を残すことによって、表面積が６７％縮小した、ＣＭＣ部品の一部の斜視図を示す。空隙４の最小幅に対する正方形２の辺長の比は、１．３３である。パターン形成前の表面の縮小パーセントは、正方形と空隙幅との相対寸法を変更することによって様々なものとすることができる。空隙４の最小幅に対する正方形の辺の比が１．７１であるとき、パターン形成前表面の６０％超が除去されている。空隙の最小幅に対する正方形の辺の比が０．８１であるとき、パターン形成前表面の８０％未満が除去されている。空隙によって占有される表面の割合は、ＣＭＣ材料の磨耗性に依存しており、複合材料表面を６０〜９０％除去して、磨耗性を約３倍上昇させることが好ましい。
【００１５】
翼切断経路が複合材料の正方形２の列に対して平行である場合、正方形２の上方を通過する翼の部分に比較的大きい損耗が起こる可能性があるが、主に又はもっぱら空隙４の上方を通過する翼の部分には、損耗は殆ど又は全く起こり得ない。正方形２の辺が翼切断経路に対して４５度に位置する場合、翼に対する損耗は、翼経路が正方形２の２つの対角を２等分するときに最大となり、２等分された角の間では、正方形２と空隙４との相対サイズに応じて小さくなるか本質的になくなるであろう。図１に示すように、翼切断経路が部品の端部に対して平行であり、正方形２の辺が端部に対して３０度である場合に、翼先端が複合材料を横切って引っ張られるときに、翼先端に沿って異なる箇所で衝突するであろう複合材料表面積の量の差は、最小化される。翼切断経路が辺に対して平行であるときに、パターンの好ましい２番目の向きは、辺に対して６０度である。このようにして、翼は、複合材料に極めて均一に衝突して、翼先端の損耗は、先端上で比較的均一である。
【００１６】
図１に示すように、空隙は、連続的であり、かつ、翼先端が表面上方を移動するときに翼先端によって被覆される表面より著しく大きい長さに亘って延びているので、充填材を使用してガス漏出を抑制することが必要である。図２は、充填材６が空隙内に載置された部品を示す。このようにして、かなりの磨耗が起こりつつあるときに、部品の作動中に強力な密閉が維持される。達成された実際の磨耗深さを超えて、予見磨耗深さまで空隙が刻まれたとしても、強力な密閉は、作動後に維持される。
【００１７】
正方形のパターンについて、空隙を通じた漏出を制限する別の手段は、図３に示すように生じた正方形８がリガメント１０を介して連結されるように材料を除去することである。この結果、複合材料に切り込まれた十字形状の不連続空隙１２が生じる。図３は十字形の空隙１２を示すが、ここで、隣接する正方形８の平行辺間の最小距離は、正方形８の辺の１００％であり、リガメント１０の幅は、正方形８の辺の２５％である。この場合、表面は、６３％の空隙を有する。空隙１２は不連続であるため、ガス漏出を伴わずに翼先端と空隙とが良好に接触することが可能である。翼先端の損耗は、正方形の辺に対して３０°又は６０°である翼切断経路の場合に、極めて均一である。一連の連続切断によって生成された正方形とは異なり、空隙中のガス流を抑制する手段は、空隙の不連続性であり得る。しかし、図４に示すように、図３のパターン化部品の空隙内に、充填材１４を載置して、空隙を通るガス流を更に抑制することができる。
【００１８】
図５は、不連続円形空隙１６の表面を示し、空隙の直径は、空隙１６に挟まれた複合材料の最小幅の７倍である。このパターンでは、パターン形成前の表面積の６９％が除去されている。円形空隙１６は、辺に対して垂直の列に位置しており、１列の円形空隙１６の中心は、隣接する列の円形空隙１６の隣接する中心と中心との中点に位置している。円形空隙１６は、本来的に、不連続であるため、円形空隙１６が翼先端の幅又はそれ未満の直径を有する場合、空隙１６は、翼先端が空隙６上方を通過するときに、翼先端によって密閉され得る。円形空隙１６の間に複合材料の連続線を画成することはできず、図５に示すように円形空隙１６が空隙１６間の複合材料の幅に対して相対的に大きな直径を有するときには、先端に対する損耗は、翼切断経路とは本質的に無関係である。空隙間の絶縁材に対する円形空隙寸法が如何なるものであっても、部品の辺に対する円形空隙１６の列の向きは、好ましくは、空隙の列に対して、３０度又は９０度である。これらの角度は、比較的大きな空隙間絶縁材の幅を有する比較的小さな円形空隙について、翼先端の損耗を最も均一にするために必要な方向を画成する。円形空隙のサイズが増大するにつれて、翼先端周囲でのガス漏出の蓋然性も上昇して、図６に示すように、充填材１８の添加によって非常に大きな空隙１６によるガス漏出を更に抑制することができる。
【００１９】
空隙の形状は、図７に示すように、楕円形でもよい。パターンは、やはり不連続であり、漏出をある程度制限する。図７は、空隙２０に挟まれた複合材料の幅に対して３倍の幅と、空隙２０の幅に対して６倍の楕円形空隙長さを有する、楕円形状空隙２０を示す。図７のパターンには、７０％の表面積縮小がある。やはり、図７に示すように翼切断経路が空隙２０の長さに対して３０又は６０度であり、部品の辺に対して平行であるときに、翼先端への最も均一な損耗が起こる。やはり、図８に示すように、翼が表面上方を通過するときにガス漏出を抑制するために、不連続空隙への充填材２２の添加が、好ましい。
【００２０】
更なる代替パターンは、図９に示すように、表面に切り込まれた六角形空隙２４のパターンであり、空隙２４の辺長は、六角形に挟まれた複合材料の幅の２倍である。この場合、空隙２４は、表面積の６０％である。やはり、六角形空隙が不連続であるため、翼先端が空隙を横切るときにガス漏出を最小限にすることができる。やはり、図１０に示すように、充填材２６を空隙に添加して、磨耗性部品の使用中のガス漏出を更に抑制することができる。
【００２１】
不連続空隙を与える他のパターン形成表面を形成することができる。図１１は、表面上に配置された十字形状の充填空隙２８を有する表面を示す。この図では、２つの異なる空隙２８の平行端部間の距離は、空隙２８のアームの幅の５０％である。これにより、表面の６４％の縮小が生じる。
【００２２】
ＣＭＣ及び充填材料、パターン、空隙の深さの代案、並びに他の変更形態は当業者に明らかであり、本発明の範囲を限定するものではない。変更形態及び修飾形態は、以下の請求項によって定義されるような本発明の範囲及び精神から逸脱せずに行なうことができる。
【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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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【国際調査報告】
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2010519161.tif 000015
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