(57)【要約】      （修正有）【課題】  劣悪な熱環境下で使用するために設計される部品の遮熱コーティング（ＴＢＣ）システム用のボンドコーティングを蒸着する方法を提供する。【解決手段】基板表面を有する部品基板３２を準備し、陰極アーク蒸着によりβ層Ｎｉ−Ａｌ基ボンドコーティングを蒸着させることによって、基板にボンドコーティングを形成し、ピーニングによりボンドコーティングを加工処理し、被膜構造を改良し、ボンドコーティングを加熱処理することを含む。また、ニッケル基超合金基板と、該基板の表面におけるボンドコーティングと、該ボンドコーティングの表面を覆うセラミック系遮熱コーティング３０とを含むタービン翼２０が開示される。【選択図】図２
2007239101.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
基板に対して保護ボンドコーティングを形成する方法であって、
ａ）基板表面を有する部品基板（３２）を準備する工程、
ｂ）陰極アーク蒸着によりβ層Ｎｉ−Ａｌ基ボンドコーティングを蒸着させることによって、基板にボンドコーティング（３４）を形成する工程、
ｃ）ピーニングにより前記ボンドコーティングを加工処理し、被膜構造を改良する工程、及び
ｄ）真空下において、所定の温度で所定の時間に亘って前記ボンドコーティングを加熱処理する工程、
を含む方法。
【請求項２】
前記部品基板がニッケル基超合金からなる請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記部品基板がガスタービンエンジンの部品（２０）を含む請求項２記載の方法。
【請求項４】
前記ボンドコーティングが更にクロム及びジルコニウムを含む請求項１記載の方法。
【請求項５】
ＮｉＡｌＣｒＺｒボンドコーティングが、２７質量％〜３２質量％のアルミニウム、約５質量％〜約７質量％のクロム、０．８質量％〜１．２質量％のジルコニウム、及び本質的にニッケルである残部からなる請求項４記載の方法。
【請求項６】
前記ボンドコーティングが２５ミクロン〜５０ミクロンの厚さを有する請求項１記載の方法。
【請求項７】
前記ピーニング強度が９Ｎ〜１２Ｎである請求項１記載の方法。
【請求項８】
前記所定の温度が１０８０〜１０９３℃（１９７５〜２０００°Ｆ）の範囲内であり、前記所定の時間が約２時間〜約４時間の範囲内である請求項１記載の方法。
【請求項９】
前記ボンドコーティング表面を覆うセラミック系遮熱コーティングを蒸着させる工程を更に含む請求項１記載の方法。
【請求項１０】
前記セラミック系遮熱コーティングが、３質量％〜１０質量％のイットリアを含むイットリア安定化ジルコニアからなる請求項９記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般に、高温環境に曝される部品の保護に用いられる種類の被膜、例えばニッケル基超合金の表面の保護に用いられるボンドコーティングを形成する方法に関する。更に本発明は、陰極アーク蒸着によって航空エンジン部品の表面にＮｉ−Ａｌ基ボンドコーティングを蒸着させることにより保護被膜を形成する方法に関する。本発明の他の側面は、被覆されたタービン翼（タービンブレード）に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンの場合、その効率を向上させるために、運転温度をより高温にすることが絶えず要求されている。しかしながら、運転温度が上昇すると、それに応じてエンジンの部品の高温耐久性を向上させる必要がある。ニッケル基超合金及びコバルト基超合金の開発によって、高温性能は著しく向上してきた。それでもなお、かかる合金を用いてガスタービンエンジンのタービン、燃焼器、及びオーグメンター部の部品を製造する場合には、合金単独では、酸化及び高温腐食作用による損傷を受けることが多く、適切な機械特性を維持できない場合がある。このような理由から、環境及び／又は断熱コーティングによって部品を保護することが多く、後者（断熱）は、遮熱コーティング（ＴＢＣ）システムと称されている。ガスタービンエンジン部品で用いられるＴＢＣシステムにおける遮熱コーティング（ＴＢＣ）、又はトップコートとしては、セラミック材料及び特定のイットリア安定化ジルコニア（ＹＳＺ）が広く用いられている。ガスタービンエンジンの高温領域で用いられるＴＢＣは、電子線物理蒸着（ＥＢＰＶＤ）技術によって蒸着されるのが一般的であり、かかる技術により、破砕をもたらす損傷応力を生じさせることなく膨張及び収縮可能な円柱粒子構造が得られる。
【０００３】
ＴＢＣシステムは、効果的であるために、熱伝導率が低く、部品に対して強く接着し、そして加熱及び冷却サイクルを数多く繰り返したときにも接着力を維持する必要がある。セラミック系のトップコート材料と該トップコート材料が保護する超合金基板との間の熱膨張率が異なっていることに起因して、最後の要件（接着力の維持）が特に要求されている。ＴＢＣシステムの接着を促進し、耐用年数を延ばすために、耐酸化性ボンドコーティングを用いるのが一般的である。ボンドコーティングは、ＭＣｒＡｌＸ（但し、Ｍは鉄、コバルト、及び／又はニッケルであり、Ｘはイットリウム又は他の希土類元素である。）等のオーバーレイ被膜又は拡散アルミニド被膜の形態であるのが一般的である。
【０００４】
種々の技術によって蒸着されるボンドコーティングは良好に用いられてきたものの、多孔性及び酸化を同様に示すと共に、低処理コストで航空エンジンの部品に適用することができ、同時に細孔率及び酸化率が低い遮熱コーティング用のボンドコーティングが依然として望まれている。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００５】
一実施の形態において、本発明は、一般に、劣悪な熱環境下で使用するために設計される部品、例えばガスタービンエンジンの超合金タービン部品に対してＮｉ−Ａｌ基ボンドコーティングを形成する方法を提供する。
【０００６】
他の実施の形態において、本発明は、基板に対して保護ボンドコーティングを形成する方法を対象としている。かかる方法は、基板表面を有する部品基板を準備する工程、陰極アーク蒸着によりβ層Ｎｉ−Ａｌ基ボンドコーティングを蒸着させることによって、基板にボンドコーティングを形成する工程、ピーニングにより前記ボンドコーティングを加工処理し、被膜構造を改良する工程、及び、真空下において、所定の温度で所定の時間に亘って前記ボンドコーティングを加熱処理する工程を含む。
【０００７】
他の実施の形態において、本発明は、遮熱コーティングシステムを形成する方法を対象としている。かかる方法は、ガスタービンエンジンの部品を含み且つ基板表面を有するニッケル基超合金部品を準備する工程、陰極アーク蒸着によりＮｉＡｌＣｒＺｒ層を蒸着させることにより基板にボンドコーティングを形成する工程、ピーニングによりボンドコーティングを加工処理し、被膜構造を改良する工程、真空下において、約１０８０〜１０９３℃（１９７５〜２０００°Ｆ）の温度で約２時間〜約４時間に亘って前記ボンドコーティングを加熱処理する工程、及び、前記ボンドコーティング表面を覆うセラミック系遮熱コーティングを蒸着させる工程を含む。
【０００８】
他の実施の形態において、本発明は、タービン翼を対象としている。タービン翼は、ニッケル基超合金基板と、該基板の表面におけるボンドコーティングと、該ボンドコーティングの表面を覆うセラミック系遮熱コーティングとを含む。ボンドコーティングは、陰極アーク蒸着により基板の表面にＮｉＡｌＣｒＺｒ層を蒸着し、ピーニングによってボンドコーティングを加工処理して、被膜構造を改良し、真空下において、約１０８０〜１０９３℃（１９７５〜２０００°Ｆ）の温度で約２時間〜約４時間に亘って前記ボンドコーティングを加熱処理することによって形成する。
【０００９】
本発明の実施の形態におけるこれら及び他の特徴、態様、及び利点は、本願の開示内容を読むことにより当業者に明らかとなるだろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
明細書は、本発明を特別に指摘し、且つ明確に主張する特許請求の範囲で結ばれているものの、本発明は、以下の説明並びに添付図面（類似の参照符号により類似の構成要素を示す）からよりよく理解されるであろう。
【００１１】
一実施の形態において、本発明は、遮熱コーティング（ＴＢＣ）システムによって熱的に劣悪な環境から保護される金属部品に対して適用可能であるのが一般的である。かかる部品の注目に値する例示としては、ガスタービンエンジンの高圧及び低圧タービンノズル（羽根）及びバケット（翼）、シュラウド、燃焼器ライナー、移行部品、並びにオーグメンター機器が挙げられる。本発明は、タービンエンジンの部品に対して特に適用可能であるものの、本発明の教示は、一般的に、熱障壁を用いて当該部品を環境から熱的に遮蔽することが可能な部品に対して適用可能である。
【００１２】
図１は、タービン翼又はタービン羽根等のガスタービンエンジンの構成部品を示している。タービン翼２０は、使用可能な任意の材料から形成されるが、一実施の形態においては、ニッケル基超合金から形成される。タービン翼２０は、熱い排ガス流に対抗する翼断面２２を含む。タービン翼２０は、ダブテール２４を介してタービンディスク（図示せず）に取り付けられており、このダブテール２４は、翼断面２２から下方に向かって延在し且つタービンディスクの溝に係合する。プラットフォーム２６は、翼断面２２がダブテール２４に接合される領域から外方に向かって長手方向に延在している。翼断面２２の内部には、多くの内部通路が存在し、翼断面２２の表面における開口部２８まで至っている。運転中、冷却空気流がこの内部通路を通って流れ、翼断面２２の温度を低下させる。
【００１３】
ここで、図２を参照すると、図２には、本発明による遮熱コーティング（ＴＢＣ）システムを有するタービンエンジン部品２０の一部断面が示されている。図示のように、コーティングシステム３０は、ボンドコーティング３４を介して基板３２（ブレード２０）に接着された断熱セラミック層３６を含む。
【００１４】
構成部品は、したがって基板３２は、種々の金属又は金属合金（ニッケル、コバルト、及び／又は鉄の合金若しくは超合金を基礎とするものを含む）からなっていてもよい。一実施の形態において、基板３２は、ニッケル基合金から製造され、他の実施の形態において、基板３２は、ニッケル基超合金から製造される。ニッケル基合金のニッケル含有量は、他の元素（単体）よりも高い。ニッケル基超合金は、ガンマプライム又は関連相の沈積によって強化されていてもよい。一例として、ニッケル基超合金は、以下：約４〜約２０質量％のコバルト、約１〜約１０質量％のクロム、約５〜約７質量％のアルミニウム、約０〜約２質量％のモリブデン、約３〜約８質量％のタングステン、約４〜約１２質量％のタンタル、約０〜約２質量％のチタン、約０〜約８質量％のレニウム、約０〜約６質量％のルテニウム、約０〜約１質量％のニオブ、約０〜約０．１質量％の炭素、約０〜約０．０１質量％のホウ素、約０〜約０．１質量％のイットリウム、約０〜約１．５質量％のハフニウム、残部のニッケル、及び付随的な不純物、の組成を有している。
【００１５】
例えば、興味のあるニッケル基超合金は、Ｒｅｎｅ  Ｎ５という商品名で市販されており、以下の一般的な組成を有している：７．５質量％のコバルト、７質量％のクロム、１．５質量％のモリブデン、６．５質量％のタンタル、６．２質量％のアルミニウム、５％のタングステン、３質量％のレニウム、０．１５質量％のハフニウム、０．００４質量％のホウ素、及び０．０５質量％の炭素、並びに残部のニッケル及び少量の不純物。
【００１６】
本発明の一実施の形態によれば、ボンドコーティング３４は、主としてベータ（β）ＮｉＡｌ層からなっており、金属添加物は制限されている。一実施の形態において、ＮｉＡｌボンドコーティングは、約１７〜約２５質量％のアルミニウムを含有しており、他の実施の形態において、約１８〜約２１質量％のアルミニウムを含有しており、その際の残部は、主としてニッケルである。更にボンドコーティング３４は、１種以上の反応性元素（反応性単体）、例えばジルコニウム及び／又はクロムを以下の量で含んでいてもよい。例えば、約０．８〜約１．２質量％のジルコニウム及び約５〜約７質量％のクロム、他の実施の形態において、約０．９〜約１．１質量％のジルコニウム及び約５．５〜約６．５質量％のクロムを含んでいてもよい。
【００１７】
同一出願人のＤａｒｏｌｉａ等による米国特許番号第６２９１０８４号によれば、β−ＮｉＡｌオーバーレイ被膜にクロムが存在すると、クロムによって固溶液が強化され、沈積がコーティング３４のベータ層内に分散された微細なＩ±−Ｃｒ層で強化される結果、ＮｉＡｌボンドコーティング３４に接着されたセラミック層３６の耐破砕性に対して十分な効果が得られる。
【００１８】
一実施の形態において、セラミック層３６は、イットリア安定化ジルコニア（ＹＳＺ）であり、その際の好適な組成は、約３〜約１０質量％のイットリアであるが、他のセラミック系材料、例えばイットリア、非安定化ジルコニア、或いは他の酸化物、例えばマグネシア（ＭｇＯ）、セリア（ＣｅＯ２）、スカンジア（Ｓｃ２Ｏ３）、又はアルミナ（Ａｌ２Ｏ３）で安定化されたジルコニアを使用することも可能である。セラミック層３６は、下層の基板に必要な熱保護を提供するのに十分な厚さで蒸着され、約７５〜約３５０ミクロンのオーダーであるのが一般的である。従来のＴＢＣシステムを用いると、ボンドコーティング３４の表面が酸化して、酸化物の表面層（スケール）が形成され、これに対してセラミック層３６が化学的に結合する。
【００１９】
ここで、図３を参照すると、図３には、本発明による部品の製造方法に関するフローチャートが示されている。第１工程４０において、部品である基板３２を準備する。一実施の形態において、部品は、ガスタービンエンジンの部品、例えばガスタービン翼２０又は羽根（又は羽根が称されることもある“ノズル”）であり、図１を参照されたい。第２工程５０において、ボンドコーティング３４を基板３２の表面に形成する。ボンドコーティング３４は、陰極アークＰＶＤ法によって蒸着される。この陰極アークＰＶＤ法では、カソードの表面における金属蒸気アークがカソード材料をイオン化する。そして、金属イオンがカソードの表面から移動し、被覆すべき部品に蒸着される。マイナスのバイアス電位を用いて、被覆部品におけるイオン収集を誘引し、促進させることも可能である。一実施の形態において、オーバーレイボンドコーティング３４の厚さは、下層の基板３２を保護するために約３７ミクロンとされるが、約２５〜約５０ミクロンの厚さが好適である。
【００２０】
その後、第３工程６０において、ボンドコーティング３４を加工処理して、被膜構造を改良する。すなわち、被膜における細孔又は溝の量を低減させることによって被膜密度を改良する。一般に、２種類の細孔又はボイディング、すなわち、粒子間ボイディング及びマクロ粒子ボイディングが被膜構造中で生じる。粒子間ボイディングは、一次粒子境界で形成される被膜構造中の溝又は欠陥である。マクロ粒子ボイディングは、大きなマクロ粒子の存在に起因する被膜構造中の溝又は欠陥である。一実施の形態において、加工処理前に、通常のボンドコーティングは、約５％〜約１０％の細孔又は溝を含む。本発明の一実施の形態により加工処理した後、ボンドコーティング３４の細孔率は、約２％未満まで低減する。
【００２１】
加工処理６０は、ショットピーニング（“ピーニング”と称される場合もある）によって実現することができる。かかる技術では、ボンドコーティング３４の表面に、ボンドコーティング３４に比べて硬質な材料からなるショット流を衝突させ、これによりボンドコーティング３４を変形させる。一実施の形態においては、セラミック系メディアショットが使用される。セラミック系メディアは、ジルコニア（ＺｒＯ２）、シリカ（ＳｉＯ２）、及びアルミナ（Ａｌ２Ｏ３）を含んでいてもよい。例えば、興味のあるセラミック系メディアは、Ｚ８５０という商品名で市販されており、以下の一般的な組成を有している：すなわち、約６０〜７０質量％のＺｒＯ２、約２７〜約３３質量％のＳｉＯ２、及び約１０質量％未満のＡｌ２Ｏ３。一例として、セラミック系メディアの直径は、約０．０２０３〜０．１１４ｃｍ（０．００８〜０．０４５インチ）であり、他の実施の形態においては、約０．０８３８〜０．１１４ｃｍ（０．０３３〜０．０４５インチ）である。球形のセラミック系メディアを使用するのが一般的であるものの、必要に応じて他の形状のメディアを使用することも可能である。他の実施の形態においては、調整済みのカットワイヤーメディアが使用される。調整済みカットワイヤーメディアは、プレーン炭素鋼ショット又はステンレススチールショットを含んでいてもよい。一例として、調整済みカットワイヤーメディアは、約０．０３０５〜２．３９ｃｍ（０．０１２〜０．９４インチ）の直径を有している。
【００２２】
一実施の形態では、ボンドコーティング３４を、ショット材により約９Ｎ〜約８Ａのピーニング強度でピーニングし、他の実施の形態では、約９Ｎ〜約１２Ｎのピーニング強度である。ピーニング強度が小さ過ぎる場合、細孔を低減するのに十分な変形が得られない。他方、ピーニング強度が大き過ぎる場合、ボンドコーティング３４又は下層の基板３２が分解するか、又はボンドコーティング３４又は下層の基板３２に対して損傷を与えることがある。一実施の形態において、適用範囲は、約１００％〜約１２００％の範囲である。適用範囲は、ピーニングされる表面の量を示している。例えば、１００％の適用範囲は、ピーニングされる部品の表面全体に対して１回を示し、１２００％は、ピーニングされる部品の表面全体に対して１２回を示している。
【００２３】
加工処理工程６０の後、第４工程７０が行われる。この第４工程では、ボンドコーティング３４を加熱処理して被膜構造と基板との間の拡散接合を高め、ボンドコーティング３４の密度を増大させる。一実施の形態では、ボンドコーティング３４を、真空下において、約１０８０〜１０９３℃（１９７５〜２０００°Ｆ）の温度で約２〜約４時間に亘って適切に熱処理し、他の実施の形態では、真空下において、約１０８０℃（１９７５°Ｆ）の温度で約４時間に亘って適切に熱処理し、更に別の実施の形態では、約１０９３℃（２０００°Ｆ）の温度で約２時間に亘って適切に熱処理する。
【００２４】
その後、ボンドコーティング３４を覆う断熱セラミック層３６を蒸着させることによって、任意の第５工程８０が行われる。断熱セラミック被膜３４は、使用可能な技術、例えば電子線物理蒸着又はプラズマスプレーによって蒸着可能である。
【００２５】
ここで、図４及び図５を参照すると、図４及び図５には、本発明による陰極アーク蒸着ボンドコーティングを示す５００倍の走査像が示されている。図４は、試験前にピーニング及び熱処理を行わなかったボンドコーティングの状態を示し、図５は、ピーニング及び熱処理を予め行ったボンドコーティングの状態を示している。走査像は、本発明の一実施の形態により、密度及び分子間結合が改善していることを示している。
【実施例】
【００２６】
以下の実施例は、単に説明を目的としたものであり、本発明の実施の形態を限定するものと解釈すべきではなく、本発明は、本発明の実施の形態の精神及び範囲から逸脱することなく、様々な変更が可能である。
【００２７】
実施例において、試験サンプルとしては、Ｒｅｎｅ  Ｎ５という商品名で市販されているニッケル基超合金から製造されたタービン翼を用いた。
【００２８】
本発明の一実施の形態による処理（方法）を用いて、陰極アーク蒸着により試験サンプルに対して、図４（“サンプルＡ”）及び図５（“サンプルＢ”）に示されるような、保護ボンドコーティングを形成した。ボンドコーティングは、以下の組成を有していた：３０質量％のアルミニウム、６質量％のクロム、１質量％のジルコニウム、及び残部のニッケル。これにより形成されるボンドコーティングの厚さは、３３ミクロンであった。蒸着後、サンプルＢを、１２Ｎの強度のＺ８５０セラミック系メディアで、６００％の適用範囲にてピーニングした。その後、ボンドコーティングを１０９３℃（２０００°Ｆ）の温度で２時間加熱した。その後、サンプルＡ及びＢの被膜密度／細孔率を測定した。結果を表１に示す。
【００２９】
【表１】
2007239101.tif 000003
本発明の特定の実施の形態について説明したが、本発明の精神と範囲から逸脱することなく、様々な変更及び修正が可能であることは当業者にとって明らかである。したがって、添付の特許請求の範囲によって、本発明の実施の形態の範囲内である全ての変更及び修正が包含されることが企図される。
【図面の簡単な説明】
【００３０】
【図１】タービン翼の斜視図である。
【図２】本発明の一実施の形態に従って蒸着されたボンドコーティングを有する遮熱コーティングシステムの概略図である。
【図３】本発明の一実施の形態に従ってコーティングを形成する方法を説明する処理フローチャートである。
【図４】陰極アーク蒸着ボンドコーティングを示す走査像であり、試験前にピーニング及び熱処理を行わなかったボンドコーティングの状態を示す。
【図５】陰極アーク蒸着ボンドコーティングを示す走査像であり、本発明の一実施の形態に従って予めピーニング及び熱処理を行ったボンドコーティングの状態を示す。
【符号の説明】
【００３１】
20  タービン翼
22  翼断面
24  ダブテール
26  プラットフォーム
28  開口部
30  遮熱コーティング（ＴＢＣ）システム
32  基板
34  ボンドコーティング
36  断熱セラミック層
【図１】
2007239101.tif 000004
【図２】
2007239101.tif 000005
【図３】
2007239101.tif 000006
【図４】
2007239101.tif 000007
【図５】
2007239101.tif 000008