(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ジスプロシア（Ｄｙ２Ｏ３）及びジルコニア（ＺｒＯ２）を含む摩耗性被覆用セラミックシール材料。
【請求項２】
前記ジスプロシアの濃度は、２から５０ｗｔ％である、請求項１に記載の材料。
【請求項３】
前記材料は、粉末形態であり、個々の粉末粒子は、結合相によって凝集されるジスプロシアとジルコニアのより小さいサブ粒子を含む、請求項１に記載の材料。
【請求項４】
前記材料は、粉末形態であり、個々の粉末粒子の各々は、ジスプロシア、ジルコニア、多孔性生成充填剤相、及び、任意の結合相を含む、請求項１に記載の材料。
【請求項５】
前記多孔性生成充填剤相は、ポリエステルである、請求項４に記載の材料。
【請求項６】
前記粉末は、（ａ）前記結合相を焼失し、（ｂ）前記ジスプロシア及びジルコニアのサブ粒子を共に融合または焼結し、安定な合金セラミック相を提供するために十分な期間に亘って十分な加熱に晒され、
前記安定な合金セラミック相は、破砕及び／又は選別及び／又は定寸によってさらに処理され、熱溶射可能な安定化されたセラミック摩耗性材料を提供する、請求項３に記載の材料。
【請求項７】
前記熱溶射可能な安定化されたセラミック粉末材料は、概して約１０から１６０μｍの平均粒径を有する球形粒子を有する、請求項６に記載の材料。
【請求項８】
前記熱溶射可能な安定化されたセラミック粉末材料は、多孔性生成充填材料と混合される、請求項６に記載の材料。
【請求項９】
前記多孔性生成充填材料は、プラスチック、または、六方晶窒化ホウ素、二硫化モリブデン、グラファイト、タルク、ベントナイト、マイカまたは他の層状珪酸塩材料から選択される固体潤滑剤とプラスックとの化合物である、請求項８に記載の材料
【請求項１０】
前記プラスチックはポリエステルであり、前記固体潤滑剤は六方晶窒化ホウ素である、請求項９に記載の材料。
【請求項１１】
熱溶射した際に、任意に金属中間層またはボンドコートを有する金属基板上に堆積される摩耗性シール被覆を形成する、請求項１に記載の材料。
【請求項１２】
前記被覆は、約２から５０体積％の多孔度を有する、請求項１１に記載の材料。
【請求項１３】
前記金属基板は、タービンエンジンの側板またはケーシングである、請求項１１に記載の材料。
【請求項１４】
前記タービンエンジンの側板は、一体化リングまたはセグメントリングの形態である、請求項１３に記載の材料。
【請求項１５】
少なくとも１つのタービンブレードと、前記少なくとも１つのタービンブレードを囲う側板またはケーシングと、前記少なくとも１つのタービンブレードと前記側板またはケーシングとの間に堆積される摩耗性シール被覆と、を含み、前記摩耗性シール被覆は、ジスプロシア安定化ジルコニアを含む、タービンエンジンステージ。
【請求項１６】
前記少なくとも１つのタービンブレードは、被覆されていないブレードであり、処理されていない剥き出しのブレード先端部を有する、請求項１５に記載のタービンエンジンステージ。
【請求項１７】
前記ジスプロシア安定化ジルコニアは、２から５０ｗｔ％のジスプロシアを含む、請求項１５に記載のタービンエンジンステージ。
【請求項１８】
前記ジスプロシア安定化ジルコニアは、不純物を除いて８から１２ｗｔ％のジスプロシアを含む、請求項１６に記載のタービンエンジンステージ。
【請求項１９】
ジスプロシア（Ｄｙ２Ｏ３）及びジルコニア（ＺｒＯ２）を有するセラミックシール材料を含み、前記材料は金属基板に適用される、摩耗性シール被覆。
【請求項２０】
前記材料は、金属基板、または、金属中間層又はボンドコートに適用される、請求項１９に記載の被覆。
【請求項２１】
前記ジスプロシア安定化ジルコニアは、２から５０ｗｔ％のジスプロシアを含む、請求項２０に記載の被覆。
【請求項２２】
粉末形態のジスプロシア（Ｄｙ２Ｏ３）安定化ジルコニア（ＺｒＯ２）材料を供給し、
重合体または重合体／ｈＢＮ化合物の一過性の充填剤を前記ジスプロシア安定化ジルコニア粉末に加え、
前記材料と前記充填剤を金属基板及び／又は任意のボンドコートに熱溶射処理を用いて堆積し、
前記得られた被覆を加熱処理することによって前記溶射された材料から前記充填剤を焼失することを含む、摩耗性被覆の製造方法。
【請求項２３】
前記ジスプロシア安定化ジルコニア材料は、２から５０ｗｔ％のジスプロシアを含む、請求項２２に記載の方法。
【請求項２４】
前記材料と前記充填剤とを堆積する熱溶射処理を使用する前の段階で、前記充填剤は、前記材料と前記充填剤の合計の０．３から１５ｗｔ％である、請求項２２に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、クリアランス制御または摩耗性材料の分野に広く関する。より詳細には、本発明はセラミック摩耗性材料に関し、さらには、ジスプロシアとジルコニアを含むセラミック摩耗性被覆に関する。ここで、このジスプロシアは安定剤の役割を果たし、さらに、従来技術の摩耗性被覆と比較して耐熱衝撃性と研磨性に劇的な改善を与える。
【背景技術】
【０００２】
航空機又は定置のガスタービンエンジンには、多くの空気又はガスのシール位置がある。これら全てのシール位置は、安全且つ効率的なエンジン動作に関して重要である。新規及び既存のタービンの効率及び出力を改善するために、この数年間、様々な努力が続けられている。ガスタービンエンジン内の回転部材と固定部材との間のシールにおける改善によって、寄生漏洩を大幅に減少させることができ、それによって、効率と出力の両方を向上することによって性能を改善することができる。摩耗性シールは、１９６０年台後半からジェットエンジンで使用されており、ガス流路の先端部の隙間（クリアランス）を減少させる比較的単純な手段として産業タービンで一層注目を集めている。それは、新規でフリートなユニットにおいて比較的低コストで簡単な技術の使用で隙間の減少をもたらす。これらの材料は、ガス又は蒸気タービンエンジンのケーシングや側板（シュラウド）に適用され、動作中に回転ブレードによって擦り減らされる。その結果、その他の点では達成することが困難なレベルまで減少された間隙となる。
【０００３】
エンジンの圧縮器の部分で、その摩耗性シールは、熱溶射金属または金属複合材料によって適用される。今日、タービン側でのガス流路シーリングは、効果的なラビリンスタイプのシールを形成する、被覆されたタービンブレード上のフィンを有するオールメタリックのハニカムシールを用いて主に達成されている。しかしながら、最近、９５０℃までの温度で長期使用でき、被覆されていないタービンブレードを使用する熱溶射金属高温シール溶液を提供する努力が開始された。より高い温度でさえ、金属材料は、もはや必要な耐酸化性と高温ガス耐食性を提供せず、セラミック材料は、１２００℃まで又はそれ以上の温度で動作するシールを考慮しなければならいなだろう。
【０００４】
従来のガスタービンエンジンは、ＹＳＺすなわちイットリア（Ｙ２Ｏ３）安定化ジルコニア（ＺｒＯ２）のような多孔性を有するセラミック摩耗性材料を使用しているかもしれない。以前に、標準的な断熱被覆（ＴＢＣｓ）で使用されるような６〜８ｗｔ％のイットリア（Ｙ２Ｏ３）で安定化されたジルコニアからなる摩耗性シール材料が開示されている。このような標準的なＹＳＺ材料は、基本的に摩耗性材料としての使用に適しているが、この用途におけるそれらの性能は、熱衝撃挙動、難焼結性、及び、処理されていない剥き出しの合金ブレード先端部を有する被覆されていないブレードによって切断されるというそれらの潜在的な無力さにおける最適化とは掛け離れている。
【０００５】
他の参考文献には多層の摩耗性断熱被覆系が開示されており、それは、従来技術の材料より柔らかく、より高い焼結抵抗を有し、ＹｂＳＺすなわちイッテルビア（Ｙｂ２Ｏ３）安定化ジルコニアをセラミック層の１つに含み、そのセラミック層内のイッテルビア濃度は、少なくとも５０ｗｔ％である。これらの参考文献には、炭化珪素（ＳｉＣ）の先端ブレードに対して試験された際のこの系の研磨性が記述されており、１２００℃の焼結処理に晒された後に、従来技術の８ｗｔ％のイットリアで安定化されたジルコニア（８ＹＳＺ）と比較した、この発明の被覆の研磨性における利点が開示されている。
【０００６】
セラミック摩耗性被覆は、高温摩耗性シールとしてそれらの最適な性能を保証するための特別な特性プロファイルを要求する。考慮される必要がある一側面は、断熱被覆ではなく摩耗性であり、それは、ある最小の厚さのトップコートに希望の侵入深さを受け入れるための比較的厚い被覆を要求する。これは、セラミック摩耗性被覆の他の重要な特性、すなわち、被覆厚さが増加するにつれて一般的に減少する熱衝撃負荷中における破砕に対する被覆の抵抗性を問題としている。改善された耐熱衝撃性を有するシールを提供する必要性が従来技術には残っている。
【０００７】
上述されたセラミックは金属材料に対する研磨剤となるので、金属ブレード先端の過度の損傷を防止するために、セラミック摩耗性被覆は、一般的にそれに対して摩擦するブレードの硬い先端部を要求する。一般的な市販のブレードの硬い先端部における解決手段は、耐酸化性を有する金属マトリクスのうち立方晶窒化ホウ素（ｃＢＮ）または炭化珪素（ＳｉＣ）のような超硬度を有するセラミック材料を使用することである。このような磨耗性の先端部は、ブレードの切断挙動を改善するが、適用するのが高価であり、最適化されたセラミック摩耗性の系を用いて、そのシールの改善された切断性または研磨性を提供することによって硬い先端部における要求を回避すべきである。従って、改善された研磨性を示すセラミックシールを提供する必要性が従来技術には残っている。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
本発明は、タービンブレード先端部と、蒸気、産業用及び航空宇宙用タービンエンジンの側板及びケーシングとの間のクリアランス制御に使用されるセラミック材料を対象とする。本発明の実施形態によるセラミック摩耗性被覆は、概して多孔性を有する摩耗性被覆であり、処理されていない剥き出しのタービンブレード先端部を損傷することなく摩耗性被覆に切り込むその先端部の性能に加えて大幅に増加した耐熱衝撃性を提供する。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明の実施形態は、ジスプロシア（Ｄｙ２Ｏ３）とジルコニア（ＺｒＯ２）を含むセラミック摩耗性材料を提供する。一般に、その材料は、約２から５０ｗｔ％の範囲のジスプロシアと、不純物を除いて残部としてジルコニアとを含んでいてもよい。本発明の一実施形態によれば、約１０ｗｔ％のジスプロシアがジルコニアに付加され、１０ｗｔ％のジスプロシアで安定化されたジルコニア（１０ＤｙＳＺ）が提供される。この実施形態による摩耗性組成は、一般のＹＳＺ組成と比べて大幅に改善された耐浸食性と研磨性と共に耐熱衝撃性において３から４倍の改善を示す。本発明の実施形態によれば、それは、タービンエンジンのシール部材用のジスプロシア安定化ジルコニア組成の用途も提供する。
【００１０】
従って、本発明は、耐熱衝撃性、耐浸食性、及び、タービンブレード先端部によって切り込まれることにおける性能において、従来のシールより優れているセラミック摩耗性シールを提供する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
添付の図面は、本発明のさらなる理解を提供することを目的とし、本明細書に含まれてその一部を構成し、本発明の原理を説明するために役立つ詳細な説明と共に本発明の実施形態を示す。
【００１２】
図１は、本発明による摩耗性材料を含むタービンエンジンステージの概略縦断面図を示す。図２は、本発明による摩耗性被覆の拡大図を示す。図３は、本発明による好ましい実施形態を表す実際の摩耗性被覆の断面の顕微鏡写真である。図４は、本発明によるセラミック摩耗性材料の耐浸食性を測定する試験装置を示す。図５は、本発明による最先端で新規なセラミック摩耗性材料の室温における耐浸食性を示すグラフである。図６は、摩耗性材料の熱衝撃と難焼結性を試験するための高温試験方法を示す。図７は、本発明による最先端で新規なセラミック摩耗性材料の１１５０℃における熱衝撃／焼結性能の結果を示す。図８は、セラミック摩耗性材料の研磨性を決定するために使用される試験装置を示す。図９は、摩耗性材料の研磨性能を評価するために使用される一般的な試験マトリクスないし“ウエアマップ”を示す。図１０Ａから１０Ｃは、１１００℃の試験温度と図９に示されるような試験パラメータを用いた、本発明による最先端で新規なセラミック摩耗性材料の研磨性の結果を示す。図１１Ａ、１１Ｂ、１２Ａ、１２Ｂ、１３Ａ及び１３Ｂは、図９の選択された試験パラメータに従って１１００℃で試験された後の本発明の実施形態による被覆を含むブレード先端部と摩耗性被覆の状態を示す。図１４は、本発明による熱溶射可能なセラミック摩耗性粉末組成を調製する工程を示す。図１５は、熱溶射可能なセラミック摩耗性粉末組成物のプラズマ高密度化工程及び合金化工程を示す。図１６は、本発明の好ましい実施形態の一つであり、セラミック摩耗性材料への多孔性生成付加物として使用される重合体／セラミック化合物材料を提供する方法を示す。
【００１３】
本発明の好ましい実施形態は以下に詳細に説明され、それらの実験例は添付の図面に示される。
【００１４】
図１は、ローター１３０と固定された側板（シュラウド）またはケーシング１６０とからなるタービンエンジンステージの断面図を示す。図１は、軸１２１の周りを回転する回転ディスク１２０にブレードルート１１２を介して固定されるブレード１１０を示す。矢印１８０の方向にブレード１１０を通過する高温ガスは、ブレード／ディスク組立体に回転運動を与える。そのブレードは、剥き出しの、又はその上に研磨材を有する先端部１１１を有する。そのブレード１１０とディスク１２０は、軸１２１の周りを回転するタービンエンジンステージのローター部を形成する。図１は、加圧型のタービンステージを囲うようにし、矢印１８０の方向またはケーシング壁１６０に平行にガスがタービンブレード１２０の方に流れるように案内するケーシング１６０も示す。ケーシング壁１６０は、ケーシング金属構造物１４０からなり、それは、環状のケーシングリングまたは分割されたリングとして提供されても良く、その上にシール被覆系１５０が備えられている。そのケーシング金属構造物１４０上の被覆系１５０は、ブレード１１０のブレード先端部１１１とケーシング金属構造物１４０との間で摩耗性被覆材料として作用する。本発明による摩耗性シール被覆系１５０は、トップコートの磨耗性シール材料としてジスプロシウム酸化物（Ｄｙ２Ｏ３）で安定化されたジルコニウム酸化物（ＺｒＯ２）を含む。本発明による被覆系のトップコートのＤｙ２Ｏ３安定剤の含有量は、通常、約２から５０ｗｔ％の範囲であり、不純物を除いて残部としてはＺｒＯ２である。以下の結果と詳細な説明は、ジスプロシア安定化ジルコニア（ＤｙＳＺ）と称される、約８から１２ｗｔ％のＤｙ２Ｏ３と不純物を除いて残部としてのＺｒＯ２とを有する摩耗性シール材料を用いた本発明の実施形態に言及する。
【００１５】
動作中に、ブレード１１０は、非常に高い回転速度、高温及び高いガス速度の環境で回転する。ブレード１１０上へのガス流を最大化し、先端部上の漏洩流動を避けるために、ブレード先端部１１１とケーシング１６０との間のギャップは非常に小さく維持される必要がある。タービンエンジンの動作中、矢印１７０の方向におけるローター組立体１３０の半径方向運動は、高速回転するブレード１１０に摩耗性シール被覆系１５０との繰り返しの接触をもたらす。そのため、摩耗性被覆系１５０は、ブレード１２０またはケーシング金属構造物１４０に損傷を与えることなくブレード先端部１１１がシール被覆系１５０に切り込むことができるように設計される必要がある。本発明によるシール材料は、剥き出しの、又は被覆されていないブレード先端部１１１がセラミック摩耗性シール被覆系１５０に比較的高速で切り込むことを可能にする。本発明の実施形態による摩耗性シール被覆系は、優れた耐熱衝撃性及び良好な耐浸食性によってさらに特徴付けられ、先端技術と比較した際に、全体的に大幅に改善された摩耗性シール被覆系が提供される。
【００１６】
図２は、ケーシング壁１６０の部分Ａの拡大図を示し、それは、ケーシングまたは側板の金属構造物１４０とセラミック摩耗性シール被覆系１５０を含む。図２は、ボンドコート２１０、熱成長酸化物層２２０、及び、最終のセラミックトップコート２３０という、３つの特有の層を含むセラミック摩耗性シール被覆系１５０を示す。セラミックシール系１５０のセラミック上部層２３０は、粗い多孔部２４０を有する。本発明の実施形態において、セラミックトップコート２３０の多孔部２４０は、セラミック粉末摩耗性材料を用いたセラミック被覆２３０の熱溶射によって得られ、そのセラミック粉末摩耗性材料は、ジスプロシア安定化ジルコニア（ＤｙＳＺ）以外に、重合体又は重合体／セラミック化合物（例えば、ｈＢＮのような）のような一過性の充填材層を含む。セラミック上部層２３０を形成するためにこのような粉末を溶射している間、一過性の充填剤層は共に堆積され、セラミック層内に分散され、結果的に、多孔部２４０を形成するために摩耗性被覆系１５０の熱処理によって除去されることができる。
【００１７】
ボンドコート２１０は、ニッケルアルミナイド（ＮｉＡｌ）、コバルトアルミナイド（ＣｏＡｌ）、白金アルミナイド（ＰｔＡｌ）または一般的使用されるＭＣｒＡｌＹタイプの材料（Ｍは、Ｎｉ、Ｃｏ、または、それらの混合物）のようなボンドコート材料からなる。このようなボンドコートは、フレーム溶射、大気圧プラズマ溶射（ＡＰＳ）のようなプラズマ溶射、ＨＶＯＦ溶射、スパッタリングまたは物理蒸着（ＰＶＤ）によって適用されることができる。ボンドコート２１０とセラミックトップコート２３０との界面の熱成長酸化物層２２０は、セラミックシール被覆系の高温への露出中に成長するかもしれなく、ここで参考としてのみ示される。
【００１８】
本発明の実施形態において、ボンドコート２１０は、公称で２２ｗｔ％のＣｒ、１０ｗｔ％のＡｌ、１．０ｗｔ％のＹ、及び、不純物を除いて残部のＮｉを有するＮｉＣｒＡｌＹ材料である。このボンドコート材料は、サルツァー・メトコ社から入手可能な製品記号ＡＭＤＲＹ９６２のガス噴霧粉末である。ＡＭＤＲＹ９６２からなる被覆は、通常、ＡＰＳによって適用される。ＡＭＤＲＹ９６２ボンドコートを溶射するために使用される溶射パラメータは、表１に示される。
【００１９】
【表１】
0005128185.tif 000002
【００２０】
本発明のさらなる実施形態において、トップコート２３０は、粗い多孔部２４０を有する１０ｗｔ％のジスプロシアで安定化されたジルコニア（１０ＤｙＳＺ）であり、その粗い多孔部２４０は、１０ＤｙＳＺジスプロシア安定化ジルコニア溶射粉末への５ｗｔ％の重合体複合材の一過性の充填材の付加と、その重合体を焼失することとによってトップコート２３０に導入され、その重合体は、４８０℃で８時間の加熱処理によって溶射被覆中に保持される。この実施形態では５ｗｔ％の充填材が使用されたが、それとは異なる量で使用されることもできる。例えば、一過性の充填材は、堆積前に総量で０．３から１５ｗｔ％の範囲であってもよい。トップコート２３０は、表２に詳細に示される溶射パラメータを用いてＡＰＳで適用される。
【００２１】
【表２】
0005128185.tif 000003
【００２２】
上記に詳述された本発明の実施形態のトップコート２３０とボンドコート２１０は、図３に示されており、それは、ニッケルベースのケーシング金属材料１４０上に堆積されたセラミック被覆系１５０を示す。図３は、重合体の相を焼失する前に重合体によって引き起こされた多孔部２４０を有するＡＭＤＲＹ９６２のボンドコートと１０ＤｙＳＺのトップコート２３０とからなる被覆系１５０を示し、図３のトップコート２４０は、依然として重合体で埋められている。図３に示される被覆系１５０は、本発明のさらなる好ましい実施形態を表す、重合体で埋められた２９．９体積％の多孔率を有することが測定により分かった。一般的には、本発明による多孔レベルは、約１５．０体積％から４５．０体積％の範囲でありえる。
【００２３】
図４は、摩耗性被覆の耐浸食性を評価するための装置を示す。磨耗性グリットの粒子のビーム４１０は、ある角度４３０で摩耗性被覆４２０の表面に向けられる。摩耗性グリット４１０のビームは、摩耗性粉末を加圧空気流に導入することによって形成され、摩耗性被覆４２０の表面までスタンドオフ距離４５０を有するノズル４４０から放出される。本発明によるセラミック摩耗性トップコート４２０は、以下のパラメータを用いて試験された。
（１）摩耗性グリット：５０μｍの粒径のアルミニウム酸化物を６００ｇ、
（２）衝突角４３０：２０°、
（３）スタンドオフ距離４５０：１００ｍｍ。
トップコート浸食の最も深い点４６０は、ボールマイクロメーターで測定され、以下の式１から浸食度数Ｅ（erosion number）が計算された。
Ｅ＝試験時間（ｓ）／（浸食深さ（インチ）×１０００）・・・（式１）
浸食度数Ｅは、ｓ／ｍｉｌで表され、トップコート厚さの１／１０００インチ（２５．４μｍ）を浸食するまでの時間（秒）を表す。これによれば、より高い浸食度数Ｅは、より良い耐浸食性を意味する。
【００２４】
図５は、様々な多孔度を有する様々なセラミックトップコートにおいて実行した上述された浸食試験の結果を示す。このグラフは、６から８ｗｔ％のイットリア安定化ジルコニアと４ｗｔ％のポリエステルとからなる複合材料である、市販のセラミック摩耗性材料ＳＭ２４６０から生成された被覆における結果を含む。そのグラフは、１０ＤｙＳＺ材料に対する添加剤として上述のような同様の５ｗｔ％の重合体化合物をブレンドした試験的なイットリア安定化ジルコニア（７ＹＳＺ）材料における結果を示す。様々なレベルの総多孔度を有するトップコートは、表２に示されるようにパラメータを変化させることによって形成された。図５に描かれる全ての被覆は、Ｓｕｌｚｅｒ−Ｍｅｔｃｏ−９ＭＢプラズマガンと、上述のような同様の粉末供給機及び制御装置を用いて溶射された。図５は、セラミックトップコートの多孔度が増加するに伴って耐浸食性が減少する一般的な傾向を示す。所定のトップコートの多孔度において、本発明による１０ＤｙＳＺ材料は、最良の浸食値を示す。浸食度数Ｅが０．７ｓ／ｍｉｌを超える結果は、タービンエンジンにおける使用において受け入れられると思われる。なぜなら、これは、図４に示されるような装置で測定された際にタービンハードウェアに現在使用される典型的な７ＹＳＺの断熱被覆（ＴＢＣ）の浸食度数であるからである。
【００２５】
図６は、上述のような摩耗性シール被覆系１５０の耐熱衝撃性を評価する典型的な時間−温度曲線を示す。１つの熱衝撃サイクルは、その被覆系を約１０分間で１１５０℃まで加熱する急速な加熱段階６１０、その被覆系を１１５０℃で４５分間維持する均熱期間６２０、その被覆系／摩耗性トップコートを５０℃まで急速に強制的な空気冷却により５分間で冷却する期間６３０からなる。適用された熱衝撃試験において、被覆の急速な加熱６１０は、幾つかの被覆試料を試験設定温度の１１５０℃に維持されている電気加熱炉に運ぶ試料ホルダーまたはトレイを持ち上げることによって達成される。その被覆系の急速冷却６３０は、試料のトレイを下降させ、その炉から取り出し、圧縮空気を用いてその試験の被覆系を急冷することによって達成される。図６のサイクルは、本試験方法に組み込まれた試験設定温度で４５分間の保持時間を有するので、本発明による被覆系を評価するために採用され、ここに詳述されるような熱衝撃試験は、焼結試験としての役割も果たす。
【００２６】
図７は、それらの磨耗性トップコートの多孔度を関数とする様々な被覆系における上記のような熱衝撃試験の結果を示す。本発明による被覆を含み、ここで試験されたトップコートは、１ｍｍ以上の厚さを有していた。一般に、図７におけるデータは、本発明の実施形態による被覆の使用が、基準となる摩耗性被覆系であるＳＭ２４６０や７ＹＳＺと比較した際に、その被覆系の熱衝撃負荷抵抗の３から４倍の改善をもたらすことができることを示す。
【００２７】
図８は、本発明によるセラミック摩耗性トップコートを試験する試験装置を示す。図８に示される試験台は、セラミック被覆系の研磨性を評価するために使用される。一般的に、それは、ローターディスク８１０、可動な試料ホルダー８２０、及び、加熱装置８３０からなる。試験ブレード８４０は、バランスブレード８５０と共にローターディスク８１０に取り付けられている。金属基板８７０上のボンドコート上に堆積されるセラミック摩耗性試験被覆８６０は、ステッピングモーター８８０によって連結されたブレードを有するローター８１０の方に向けて駆動される。この装置は、制御された侵入速度で試験ブレード８４０をセラミック摩耗性試験試料に向けて動かすことを可能にする。ディスクの回転は、ブレード先端速度と称される試験ブレードの先端部に対するある速度を与える。被覆温度と共にブレード先端速度及びブレード侵入速度は、特定のタービンエンジンの摩擦条件をシミュレーションするための３つの主たる設定パラメータである。加熱装置８３０は、摩耗性試験被覆８６０を１２００℃の温度まで加熱することができる。セラミックの摩耗性被覆に対して摩擦するブレードは、通常、上述されるように硬い先端部である。ここで記述され、採用されたインコネル合金７１８からなるダミーブレードの処理されていない剥き出しの先端部の試験は注目すべきである。
【００２８】
図９は、本発明の実施形態による被覆の研磨性を評価するために使用される試験条件の標準アレイまたは“ウエアマップ”を示す。ウエアマップ（磨耗地図）上に示される試験条件は、航空機のタービンまたは電力タービンで通常見られる公称のブレード先端部侵入条件の概略を与える。図１０は、総侵入深さの割合としてインコネル７１８の試験ブレードの磨耗性と同程度の研磨性試験の結果を示す。総侵入深さとは、試験の終了までの第１接触点からのブレード先端部とセラミック摩耗性被覆表面との間の移動である。０.７ミリの設定侵入深さが選択された。試験は１１００℃で実行された。図１０は、上記に定義されるような研磨性試験の結果を示し、図１０（Ａ）は、図３に示され、１０ＤｙＳＺトップコート内に主に重合体によって引き起こされた２９．９体積％の多孔度を有する、本発明による１０ＤｙＳＺ／ＡＭＤＲＹ９６２被覆系を示し、図１０（Ｂ）は、公称で１７０μｍの厚さのＡＭＤＲＹ９６２からなるボンドコートに堆積され、主に重合体によって引き起こされた２３．９体積％の多孔度を有する７ＹＳＺトップコートを示し、図１０（Ｃ）は、５体積％未満の多孔度を有するＡＭＤＲＹ９９５からなるオールメタリックのＭＣｒＡｌＹ摩耗性被覆を示す。図１０から、本発明による１０ＤｙＳＺ摩耗性被覆が、試験された被覆の全体的な最良の研磨性能を示すことが分かる。特に、その１０ＤｙＳＺ磨耗性被覆は、通常、３５０や４１０ｍ／ｓの高いブレード先端速度の試験条件においてほとんど受容し難い摩耗性を示す。
【００２９】
上述されるように、図１１Ａは、被覆系（Ａ）の１０ＤｙＳＺ（１０ｗｔ％のジスプロシアで安定化されたジルコニア）のトップコートを示す。図１１Ｂは、そのトップコートに対して摩擦される２ｍｍの幅のインコネル７１８試験ブレードの剥き出しの先端部を示し、図１１Ａは、１１００℃の被覆温度、その摩擦道に沿って４１０ｍ／ｓの相対ブレード先端速度、及び、５μｍ／ｓの侵入速度設定でそのブレードによってセラミック被覆に切り込む摩擦道を示す。図１１Ａ及び１１Ｂから見られることができるように、ほんの２．８％の非常に限定された均一なブレードの摩擦が観測されるが、剥き出しの金属先端部によってきれいな摩擦道がセラミック摩耗性被覆表面に切り込まれている。
【００３０】
図１２Ａ及び１２Ｂは、上記された（Ｂ）のような７ＳＹＺ（７ｗｔ％のイットリアで安定化されたジルコニア）のトップコートの試験（上記と同じ試験条件）後の先端部（図１２Ｂ）と摩擦道状態（図１２Ａ）を示す。７０％を超える望ましくないブレード磨耗が図１２Ｂに見られ、図１２Ａは、摩擦相互作用中にセラミック上に傷つけられたブレード金属からもたらされる変色した摩擦道が現れることを示す。図１３Ａ及び１３Ｂは、図１１Ａ、１１Ｂ、１２Ａ及び１２Ｂに関して上述されたのと同様の条件下で試験された、上述のオールメタリックのＭＣｒＡｌＹ被覆（Ｃ）を示す。図１３Ａ及び１３Ｂに見られるように、均一であるが、過度のブレード磨耗が現れる。
【００３１】
一般に、１０ｗｔ％のジスプロシアで安定化されたジルコニア（１０ＤｙＳＺ）の摩耗性トップコートを含む本発明による被覆系は、高温使用のための最新の摩耗性の系と非常に好意的に比較して、全体的に改善された、耐浸食性、熱衝撃、焼結抵抗、及び、研磨性または処理されていない剥き出しの金属のブレード先端部に対する摩耗性許容度の性能プロファイルを提供する。後者は、特に、典型的な基準の系と比較して良好な性能を有する生成物に役立つ。
【００３２】
本発明の実施形態による被覆を形成するために使用される粉末材料は、多くの一般的な形態で提供されることができる。ここで図１４を参照すると、摩耗性セラミック被覆用の粉末を形成する方法が提供される。一般的に、本発明による摩耗性トップコートの組成は、図１４に示されるような一般的な噴霧乾燥法によって製造されることができ、第１ステップにおいて、ジルコニアとジスプロシアの原料１４１０が前述のような所望の割合で混合される。次のステップにおいて、この粉末混合物は、混合タンク１４３０の中で水、消泡剤、及び、結合剤１４２０と混合される。結果として得られる混合物は、噴霧ノズル１４５０を介して噴霧乾燥チャンバー１４４０に供給されることができ、それによって小滴１４６０を形成する。高温空気１４７０は、小滴１４６０から水分を除去する噴霧乾燥チャンバー１４４０に吹き付けられ、それによって、ミクロサイズにされた乾燥した凝集粒子１３８０を形成する。さらなる選別と定寸の後、これらの凝集粒子は、本発明による噴霧乾燥粉末組成を形成することができる。熱溶射によるこの粉末の適用の前に、それは、多孔形成体または重合体（例えば、ポリエステル粉末）のような一過性の充填剤相と混合されてもよい。あるいは、微細孔（ポア）形成体である一過性の充填剤は、ジルコニア、ジスプロシア、及び、微細孔形成体相（例えば、ポリエステル）の混合物を混合タンク１４３０に供給することによって噴霧乾燥凝集粒子１４８０に取り入れられても良く、それから、結合剤及び水と混合し、噴霧乾燥チャンバーに入れられる。
【００３３】
本発明によるジルコニア、ジスプロシア、及び、結合剤からなる噴霧乾燥凝集粒子１４８０は、粉末の流動性を改善し、粉末を均一化及び安定化するための粉末粒子の球状化のためにプラズマ緻密化によってさらに処理されてもよい。図１５は、噴霧乾燥粉末１４８０をプラズマ銃１５２０によって生成されるプラズマプルーム１５１０に供給することによってこれを達成する方法を示す。粉末粒子がプラズマ１５１０内を移動する間、結合剤相は焼失し、凝集粒子の成分は、共に溶融及び融解され、固溶体を形成する。さらに、完全に溶融された粒子段階１５３０から、その粒子は、固体状態まで冷却されるための時間を与える距離１５４０を移動する。その時点で、そしてある特定の効果のために、冷却段階１５３０の間に、その粒子は中空球の形状になる。このプラズマ緻密化されたセラミック中空球の粉末は、通常、ポリエステルまたは有機物（ポリエステル）からなる化合物、及び、“ディスロケーター”相のような多孔形成充填剤相と共に混合される。図１６は、摩擦ミルによって多孔形成材料として機能するための有機相及びディスロケーター相の化合物を提供する好ましい方法を示す。有機物またはポリエステルである粉末Ａ、及び、六方晶窒化ホウ素（ＢＮ）のようなディスロケーターである粉末Ｂは、ある重量の鋼球１６２０と共にボールミル反応炉１６１０に満たされる。粉末Ａ及びＢと鋼球とからなる混合物は、インペラー（羽根車）１６３０による動作によって導入される。その動作は、摩擦ミル反応炉内で鋼球の多数の衝突をもたらす。このような衝突のある特定の回数において、粉末ＡとＢの粒子は、衝突する鋼球同士の間に捕らえられ、それによって同時に粉末粒子が形作られる。繰り返される粒状形成と粒子の粉砕は、成分ＡとＢとからなる最終的な粉末生成物１６４０をもたらし、それは、通常、層状形態である。この摩擦またはボールミル工程は、ほとんど加工熱を生じず、低い温度であるという利点があり、固体技術は、温度性能に限度がある成分を処理するために有利に適用される。
【００３４】
中空球の粒子からなる粉末形態のＤｙ２Ｏ３／Ｚｒ２Ｏ３を生成する噴霧乾燥されたジスプロシア／ジルコニアの上述の所望のタイプのプラズマ処理／緻密化、それに続く選別及び定寸、及び、このセラミック摩耗性粉末と、最終の被覆内の多孔部を形成する目的を達成し、上述のように摩擦ミルによって調製されたポリエステル及び六方晶窒化ホウ素（ＢＮ）の化合物との最終的な混合は、本発明によるセラミック摩耗性被覆を生成するための好ましい材料を表す。図３に表され、図７、１０、１１のように優れた耐熱衝撃性及び研磨性を与える多孔性のトップコートは、噴霧乾燥によって用意され、続いて図１４に記述されるようなプラズマ緻密化によって用意された９から１１ｗｔ％のジスプロシアで安定化された９５ｗｔ％のジルコニアと、図１５に記載された処理ルートによって用意された完全な芳香族ポリエステルと六方晶窒化ホウ素との磨耗粉砕された５ｗｔ％の化合物との混合物としてこのような方法で調製される。熱溶射、好ましくはプラズマ溶射による金属ボンドコート上へ堆積された材料は、本発明の好ましい実施形態を表す。
【００３５】
本発明の好ましい実施形態はここに示されて開示されるが、このような実施形態は、単なる例として提供されるものであることは明らかである。多くの変形、変化及び置換は、ここに記載された本発明から逸脱することなく当業者には考えられであろう。したがって、本発明は、添付された特許請求の範囲の精神と範囲によってのみ限定されるものである。
【図面の簡単な説明】
【００３６】
【図１】本発明による摩耗性材料を含むタービンエンジンステージの概略縦断面図を示す。
【図２】本発明による摩耗性被覆の拡大図を示す。
【図３】本発明による好ましい実施形態を表す、実際の摩耗性被覆の断面の顕微鏡写真である。
【図４】本発明によるセラミック摩耗性材料の耐浸食性を測定する試験装置を示す。
【図５】本発明による最先端で新規なセラミック摩耗性材料の室温における耐浸食性を示すグラフである。
【図６】摩耗性材料の熱衝撃と難焼結性を試験するための高温試験方法を示す。
【図７】本発明による最先端で新規なセラミック摩耗性材料の１１５０℃における熱衝撃／焼結性能の結果を示す。
【図８】セラミック摩耗性材料の研磨性を決定するために使用される試験装置を示す。
【図９】摩耗性材料の研磨性能を評価するために使用される一般的な試験マトリクスまたは“ウエアマップ”を示す。
【図１０Ａ】１１００℃の試験温度と図９に示されるような試験パラメータを用いた、本発明による最先端で新規なセラミック摩耗性材料の研磨性の結果を示す。
【図１０Ｂ】１１００℃の試験温度と図９に示されるような試験パラメータを用いた、本発明による最先端で新規なセラミック摩耗性材料の研磨性の結果を示す。
【図１０Ｃ】１１００℃の試験温度と図９に示されるような試験パラメータを用いた、本発明による最先端で新規なセラミック摩耗性材料の研磨性の結果を示す。
【図１１Ａ】図９の選択された試験パラメータに従って１１００℃で試験された後の本発明の実施形態による被覆を含むブレード先端部と摩耗性被覆の状態を示す。
【図１１Ｂ】図９の選択された試験パラメータに従って１１００℃で試験された後の本発明の実施形態による被覆を含むブレード先端部と摩耗性被覆の状態を示す。
【図１２Ａ】図９の選択された試験パラメータに従って１１００℃で試験された後の本発明の実施形態による被覆を含むブレード先端部と摩耗性被覆の状態を示す。
【図１２Ｂ】図９の選択された試験パラメータに従って１１００℃で試験された後の本発明の実施形態による被覆を含むブレード先端部と摩耗性被覆の状態を示す。
【図１３Ａ】図９の選択された試験パラメータに従って１１００℃で試験された後の本発明の実施形態による被覆を含むブレード先端部と摩耗性被覆の状態を示す。
【図１３Ｂ】図９の選択された試験パラメータに従って１１００℃で試験された後の本発明の実施形態による被覆を含むブレード先端部と摩耗性被覆の状態を示す。
【図１４】本発明による熱溶射可能なセラミック摩耗性粉末組成を調製する工程を示す。
【図１５】熱溶射可能なセラミック摩耗性粉末組成物のプラズマ高密度化工程及び合金化工程を示す。
【図１６】本発明の好ましい実施形態の一つであり、セラミック摩耗性材料への多孔性生成付加物として使用される重合体／セラミック化合物材料を提供する方法を示す。
【符号の説明】
【００３７】
１１０  ブレード
１１１  ブレード先端部
１１２  ブレード根
１２０  回転ディスク
１２１  軸
１３０  ローター
１４０  ケーシング金属構造物
１５０  シール被覆系
１６０  ケーシング
２１０  ボンドコート
２２０  熱成長酸化物層
２３０  トップコート
２４０  多孔部
４１０  ビーム
４２０  摩耗性被覆
４３０  角度
４４０  ノズル
４５０  スタンドオフ距離
８１０  ローターディスク
８２０  試料ホルダー
８３０  加熱装置
８４０  試験ブレード
８５０  バランスブレード
８６０  セラミック摩耗性試験被覆
８７０  金属基板
８８０  ステッピングモーター
１４１０  原料
１４２０  結合剤
１４３０  混合タンク
１４４０  噴霧乾燥チャンバー
１４５０  噴霧ノズル
１４６０  小滴
１４７０  高温空気
１４８０  噴霧乾燥凝集粒子
１５１０  プラズマプルーム
１５２０  プラズマ銃
１５３０  溶融粒子段階
１５４０  距離
【図１】
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【図２】
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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３】
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【図４】
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【図９】
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【図１０Ａ】
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【図１０Ｂ】
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【図１０Ｃ】
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【図１１Ａ】
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【図１１Ｂ】
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【図１２Ａ】
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【図１２Ｂ】
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【図１３Ａ】
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【図１３Ｂ】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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