JP2004099955A

JP2004099955A - Abrasion resistant coating and application method therefor

Info

Publication number: JP2004099955A
Application number: JP2002261388A
Authority: JP
Inventors: Minoru Ohara; 大原　稔; Koji Tsukimoto; 月元　晃司
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2002-09-06
Filing date: 2002-09-06
Publication date: 2004-04-02
Anticipated expiration: 2022-09-06
Also published as: JP3930403B2

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide an abrasion resistant coating which is superior in oxidation resistance and durability and can be easily and inexpensively applied, and to provide an application method therefor. <P>SOLUTION: The application method comprises sintering a member containing a mixture of a matrix and hard abrasive grains coated on the surface of a metallic base material with discharge plasma while pressurizing it; metallurgically joining the coated member with the above metallic base material simultaneously when sintering the coated member; and removing a part of the above metallic base material from the surface of the above joined coating member by blasting, to make the above hard abrasive grains project. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンやジェットエンジンの動翼先端部の金属母材に施される耐摩耗性コーティング及びその施工方法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
従来より、例えばガスタービンにおいては、その動翼先端とこれに対向するシュラウドとの間には、運転中に両者が接触しないように、所定寸法のクリアランスが設けられている。このクリアランスが大きすぎると、動翼の圧力面側から負圧面側へと燃焼ガスが漏れ出し、圧力損失が大きくなって運転効率が低下してしまう。そこで、このような燃焼ガスの漏れ出しを抑制してガスタービンの性能を向上させるために、極限までクリアランスを小さく設定する試みがなされている。
【０００３】
ところが、クリアランスが小さすぎると、ガスタービンの運転開始初期段階において、動翼の熱膨張やタービンロータの偏心、ガスタービン全体に生じる振動等に起因して、動翼の先端とシュラウドとが摺動してしまういわゆる初期摺動が生じることがある。また、ガスタービンが長期間運転されると、高温ガスに曝されたシュラウドが徐々に熱変形を起こし、やはり動翼の先端とシュラウドとが摺動してしまういわゆる二次的摺動が生じることがある。
【０００４】
一般的にシュラウドは、遮熱又は酸化防止の目的で形成された皮膜を、その内周面に備えている。例えば、遮熱の目的でＴＢＣ（Ｔｈｅｒｍａｌ　Ｂａｒｒｉｅｒ　Ｃｏａｔｉｎｇ）が設けられたり、いわゆるＭＣｒＡｌＹからなる耐酸化性皮膜が設けられることがある。ここで、Ｍは鉄，ニッケル，コバルトの内の１種又は２種以上のメタルであって、研磨材料の接着性コーティングの粗粒子に接合されるものである。即ち、ＭＣｒＡｌＹは、このようなメタルと、クロム（Ｃｒ），アルミニウム（Ａｌ），イットリウム（Ｙ）を主成分とする合金である。これらの皮膜は高硬度であることが多く、このため、動翼先端とシュラウド内周面とが摺動すると、動翼が大きく損傷を受けてしまうことがある。
【０００５】
そこで、酸化防止性材料であるＭＣｒＡｌＹからなるマトリクス中に研磨粒子が分散した研磨性皮膜を備えた動翼が開示されている（例えば、特許文献１〜３参照）。この動翼では、研磨粒子として、例えば、立方晶窒化硼素（ＣＢＮ：Ｃｕｂｉｃ　Ｂｏｒｏｎ　Ｎｉｔｒｉｄｅ）やＳｉＣ等が用いられている。
【０００６】
立方晶窒化硼素は高硬度な材料であるので、動翼とシュラウド内周面とが摺動すると、この立方晶窒化硼素からなる研磨粒子がシュラウドの内周面を研磨する。これにより、動翼とシュラウドとの間に適度なクリアランスが維持される。このような研磨性皮膜は、まず動翼本体に研磨粒子が仮固着され、次にこの研磨粒子の周りに電着メッキ法によってマトリクスが形成されることにより得られる。即ち、マトリクスはメッキ層の成長によって形成される。
【０００７】
一方、電着メッキ法によって研磨粒子を仮固着した後、溶射法によってマトリクスを形成する研磨性皮膜形成方法が開示されている（例えば、特許文献４参照）。溶射法は、溶融金属を噴射することによって金属層を成長させる手法である。その他、ＴｉコーティングのＣＢＮがロウ付けにされた耐摩耗性コーティングがある（例えば、非特許文献１参照）。
【０００８】
【特許文献１】
特開平４−２１８６９８号公報
【特許文献２】
特表平９−５０４３４０号公報
【特許文献３】
米国特許第５７０２５７４号明細書
【特許文献４】
特開平１０−３０４０３号公報
【非特許文献１】
ＩＮＤＵＳＴＲＩＡＬ　ＤＩＡＭＯＮＤ　ＲＥＶＩＥＷ　（４／９９）
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、上述した施工方法の内、電着メッキ法は、メッキ層の成長に長時間を要するので効率が悪い。しかも、この方法によるマトリクスの形成は、概して高価なものとなる。また、溶射法は電着メッキ法と比較して高効率であるが、電着メッキ法によって研磨粒子を仮固着するプロセスがある上、マトリクスの厚みの正確な制御が困難であり、しかも複数の大掛かりな設備が必要である。
【００１０】
また、ロウ付けは操作が簡単であって、安価であるという長所はあるが、それによって形成されるボンドコーティングの耐酸化性や、その劣化に伴う研磨砥粒の脱落等、長期にわたる耐摩耗性（耐久性）に難点がある。加えて、研磨砥粒が溶融金属に反応してしまう恐れがある。
【００１１】
本発明は、このような問題点に鑑み、耐酸化性，耐久性に優れ、簡単に低コストで施工可能な、耐摩耗性コーティング及びその施工方法を提供することを目的とする。
【００１２】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために、本発明では、金属母材の表面に、マトリクス及び硬質砥粒を混合した焼結材からなるコーティング部材が冶金的に接合されてなることを特徴とする。そして、前記接合は放電プラズマ焼結によるものであることを特徴とする。
【００１３】
また、前記硬質砥粒が前記マトリクスから突出していることを特徴とする。また、前記金属母材の材質は析出強化型Ｎｉ基耐熱合金であり、前記マトリクスの材質はＭＣｒＡｌＹであり、前記硬質砥粒の材質はＣＢＮ，Ａｌ_２Ｏ_３，ＳｉＣ等であることを特徴とする。また、前記金属母材の表面とは、タービン動翼の基体先端であることを特徴とする。
【００１４】
また、金属母材の表面にマトリクス及び硬質砥粒を混合したコーティング部材を加圧しながら放電プラズマ焼結して、そのコーティング部材を焼結すると同時に前記金属母材と該コーティング部材とを冶金的に接合する施工方法を行う。そして、前記接合されたコーティング部材の表面から前記マトリクスの一部をブラスト処理により除去して前記硬質砥粒を突出させる施工方法を行う。
【００１５】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態について説明する。本発明では、耐摩耗性コーティングの施工に放電プラズマ焼結（ＳＰＳ：Ｓｐａｒｋ　Ｐｌａｓｍａ　Ｓｉｎｔｅｒｉｎｇ）法を用いる。この焼結法は、パルス通電時に生じる火花放電により、粒子表面を溶融，結合させるため、短時間で緻密な焼結が可能である。また、従来の焼結法であるホットプレス（ＨＰ：Ｈｏｔ　Ｐｒｅｓｓ）焼結や熱間等方圧（ＨＩＰ：Ｈｏｔ　Ｉｓｏｓｔａｔｉｃ　Ｐｒｅｓｓ）焼結と比較して、焼結温度の低減が可能であり、また緻密化速度が速い等の特長がある。
【００１６】
図１は、本発明の一実施形態に係る耐摩耗性コーティングを施したガスタービン動翼を模式的に示す斜視図である。同図では、動翼先端に耐摩耗性コーティングを施工した場合を示している。同図において、ガスタービン動翼１の基体２である母材としては、高温強度の高い溶解鋳造材である析出強化型Ｎｉ基耐熱合金が好ましい。基体２の先端にはマトリクス材粉末及び硬質砥粒（研磨粒子）を混合したコーティング部材３を配置する。
【００１７】
このコーティング部材３を動翼と相対する形状の電極（不図示）により基体２の先端に加圧しながら押し付け、この電極から放電電流を印加して放電プラズマ焼結を行う。このとき、コーティング部材３は焼結すると同時に基体２先端と接合される。これにより、溶解鋳造材からなるガスタービン動翼基体と焼結材からなるコーティング部材とが冶金的に接合された、耐摩耗性コーティングを施したＮｉ基耐熱合金製ガスタービン動翼が得られる。コーティング部材は大電流パルス通電時の放電による高熱とジュール熱により、極めて熱効率良く緻密化焼結されている。
【００１８】
図２は、本実施形態に係る耐摩耗性コーティングの施工装置の一例を示す縦断面図であり、同図（ａ）は正面図、同図（ｂ）は側面図である。本例におけるガスタービン動翼１は、基体２の先端に、翼プロファイルに沿って半径方向外向きに突出する突条部２ａを備えている。一方、基体２に相対して、その突条部２ａに対応した凸部４ａを有する電極４が配置されており、突条部２ａと凸部４ａとの間に、コーティング部材３が挟持されている。そして、基体２と電極４の外側周囲には、これらと嵌合する焼結ダイ５が設けられている。
【００１９】
基体２の材質としては、例えばＮｉ基耐熱合金である析出強化型のＩＮ−７３８ＬＣ（スペシャルメタル社の商標）が用いられる。また、コーティング部材３としては、例えば、マトリクス材粉末に粒径１０〜５０μｍ程度のＭＣｒＡｌＹ、硬質砥粒に粒径１５０〜２００μｍ程度のＣＢＮが用いられる。ちなみに、電極４及び焼結ダイ５には加工性を考えてカーボングラファイトが用いられる場合がある。その場合は、電極損傷防止のため、焼結エリアを真空中に保持する必要がある。以下に、焼結条件の具体例を示す。
【００２０】
加圧力（ＭＰａ）　　：　２５
保持温度（℃）　　　：８００
加熱時間（ｍｉｎ．）：　２０
保持時間（ｍｉｎ．）：　　５
【００２１】
ここで、加圧力とは、コーティング部材３を電極４により基体２の先端に押し付けるときの力である。また、保持温度とは、本施工装置を加熱する炉で最終的に保持される温度である。また、加熱時間とは、前記炉の温度が常温から保持温度となるまで加熱される時間である。但しこの時間は、ガスタービン動翼１の大きさ（熱容量）等により調整される。また、保持時間とは、保持温度を保持する時間である。
【００２２】
以上のような焼結条件で、加熱開始から温度保持終了までの２５分間、パルス通電を行うことにより、焼結が成功した。また、試験温度８５０℃の高温引張試験により、接合部の高温強度がＩＮ−７３８ＬＣ母材の８０％以上を有することが確認された。但し、以上のような具体例により本発明が限定されるものではない。
【００２３】
図３は、耐摩耗性コーティングが施されたガスタービン動翼先端の一部を示す拡大断面図である。コーティング施工後は同図に示すように、マトリクス６から硬質砥粒７が突出した状態となるように、いわゆる目出しが行われる。目出しの方法としては、例えばブラスト処理が挙げられる。ブラスト処理では、ブラスト粒子８をマトリクス６の表面に、矢印のように吹き付ける。このブラスト処理により、同図に示されるようにマトリクス６の表面寄り部分が除去される。
【００２４】
硬質砥粒７はブラスト処理によっても殆ど除去されないので、この硬質砥粒７がマトリクス６から突出する。このようにして、コーティング部材３が耐摩耗性コーティング（研磨性皮膜）となる。なお、同図ではコーティング部材３と基体２との境界が明確に描かれているが、実際の動翼では加熱時の拡散によって両者の境界が曖昧となっている。
【００２５】
ブラスト処理によって硬質砥粒７に優先してマトリクス６の表面寄り部分を除去するには、硬質砥粒７よりも低硬度であり、且つマトリクス６よりも高硬度であるブラスト粒子８を用いるのが好ましい。そこで、例えば硬質砥粒７の材質がＣＢＮであり、マトリクス６の材質がＭＣｒＡｌＹである場合は、ブラスト粒子８の材質としては、一例としてアルミナが用いられる。また、作業性を考え、ＣＢＮ粒子とＭＣｒＡｌＹ粒子をバインダでシート状にしたり、若しくは仮焼結によりシート状に加工して用いることも可能である。
【００２６】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明によれば、耐酸化性，耐久性に優れ、簡単に低コストで施工可能な、耐摩耗性コーティング及びその施工方法を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施形態に係る耐摩耗性コーティングを施したガスタービン動翼を模式的に示す斜視図。
【図２】本実施形態に係る耐摩耗性コーティングの施工装置の一例を示す縦断面図。
【図３】耐摩耗性コーティングが施されたガスタービン動翼先端の一部を示す拡大断面図。
【符号の説明】
１　　ガスタービン動翼
２　　基体
３　　コーティング部材
４　　電極
５　　焼結ダイ
６　　マトリクス
７　　硬質砥粒
８　　ブラスト粒子[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a wear-resistant coating applied to a metal base material at the tip of a rotor blade of a gas turbine or a jet engine, and a method of applying the same.
[0002]
[Prior art]
2. Description of the Related Art Conventionally, for example, in a gas turbine, a clearance having a predetermined size is provided between a tip of a moving blade and a shroud facing the same so that the two do not contact during operation. If the clearance is too large, the combustion gas leaks from the pressure surface side of the moving blade to the negative pressure surface side, resulting in a large pressure loss and a reduction in operating efficiency. In order to improve the performance of the gas turbine by suppressing such leakage of the combustion gas, attempts have been made to set the clearance as small as possible.
[0003]
However, if the clearance is too small, the tip of the moving blade slides with the shroud due to thermal expansion of the moving blade, eccentricity of the turbine rotor, vibration generated in the entire gas turbine, and the like in the initial stage of gas turbine operation. The so-called initial sliding may occur. In addition, when the gas turbine is operated for a long time, the shroud exposed to the high-temperature gas gradually undergoes thermal deformation, so that the so-called secondary sliding in which the tip of the blade and the shroud slide also occurs. There is.
[0004]
Generally, the shroud has a coating formed on the inner peripheral surface thereof for the purpose of heat shielding or oxidation prevention. For example, TBC (Thermal Barrier Coating) may be provided for the purpose of heat insulation, or an oxidation-resistant film made of so-called MCrAlY may be provided. Here, M is one or more metals of iron, nickel, and cobalt, which are bonded to the coarse particles of the adhesive coating of the abrasive material. That is, MCrAlY is an alloy containing such a metal and chromium (Cr), aluminum (Al), and yttrium (Y) as main components. These coatings often have high hardness, so that when the blade tip slides on the inner peripheral surface of the shroud, the blade may be greatly damaged.
[0005]
Then, a moving blade provided with an abrasive film in which abrasive particles are dispersed in a matrix made of MCrAlY which is an antioxidant material is disclosed (for example, see Patent Documents 1 to 3). In this rotor blade, for example, cubic boron nitride (CBN: Cubic Boron Nitride), SiC, or the like is used as abrasive particles.
[0006]
Since cubic boron nitride is a high-hardness material, when the rotor blade slides on the inner peripheral surface of the shroud, the abrasive particles made of cubic boron nitride polish the inner peripheral surface of the shroud. Thereby, an appropriate clearance is maintained between the bucket and the shroud. Such an abrasive film is obtained by first temporarily attaching abrasive particles to the blade body, and then forming a matrix around the abrasive particles by an electrodeposition plating method. That is, the matrix is formed by growing the plating layer.
[0007]
On the other hand, there is disclosed a method for forming an abrasive film in which a matrix is formed by a thermal spraying method after temporarily fixing abrasive particles by an electrodeposition plating method (for example, see Patent Document 4). The thermal spraying method is a method of growing a metal layer by spraying a molten metal. In addition, there is a wear-resistant coating in which a CBN of Ti coating is brazed (for example, see Non-Patent Document 1).
[0008]
[Patent Document 1]
Japanese Patent Application Laid-Open No. H4-221898 [Patent Document 2]
Japanese Patent Publication No. 9-504340 (Patent Document 3)
US Pat. No. 5,702,574 [Patent Document 4]
JP-A-10-30403 [Non-Patent Document 1]
INDUSTRIAL DIAMOND REVIEW (4/99)
[0009]
[Problems to be solved by the invention]
However, of the above-mentioned construction methods, the electrodeposition plating method is inefficient because it takes a long time to grow a plating layer. Moreover, formation of a matrix by this method is generally expensive. Although the thermal spraying method is more efficient than the electrodeposition plating method, there is a process for temporarily fixing the abrasive particles by the electrodeposition plating method, and it is difficult to accurately control the thickness of the matrix. Extensive equipment is required.
[0010]
In addition, brazing has the advantage of being simple and inexpensive, but has the advantage of long-term wear resistance, such as the oxidation resistance of the bond coating formed thereby and the removal of abrasive grains due to its deterioration. (Durability) has difficulty. In addition, the abrasive grains may react with the molten metal.
[0011]
In view of such problems, an object of the present invention is to provide an abrasion-resistant coating excellent in oxidation resistance and durability, which can be easily applied at low cost, and a method for applying the wear-resistant coating.
[0012]
[Means for Solving the Problems]
In order to achieve the above object, the present invention is characterized in that a coating member made of a sintered material obtained by mixing a matrix and hard abrasive grains is metallurgically joined to a surface of a metal base material. The bonding is performed by spark plasma sintering.
[0013]
Further, the hard abrasive grains protrude from the matrix. Further, the material of the metal base material is a precipitation strengthened Ni-base heat-resistant alloy, the material of the matrix is MCrAlY, and the material of the hard abrasive grains is CBN, Al ₂ O ₃ , SiC, or the like. I do. Further, the surface of the metal base material is a tip of a base of a turbine rotor blade.
[0014]
In addition, a coating member obtained by mixing a matrix and hard abrasive grains on the surface of a metal base material is subjected to discharge plasma sintering while applying pressure, and the metal base material and the coating member are simultaneously metallurgically sintered. Perform the joining method. Then, a construction method is performed in which a part of the matrix is removed by blasting from the surface of the joined coating member to project the hard abrasive grains.
[0015]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described. In the present invention, a spark plasma sintering (SPS) method is used for applying the wear-resistant coating. In this sintering method, the surface of the particles is melted and bonded by spark discharge generated at the time of pulsed current, so that dense sintering is possible in a short time. In addition, the sintering temperature can be reduced as compared with conventional sintering methods such as hot press (HP) sintering and hot isostatic press (HIP) sintering. Features such as high densification speed.
[0016]
FIG. 1 is a perspective view schematically showing a gas turbine blade provided with a wear-resistant coating according to an embodiment of the present invention. FIG. 1 shows a case where a wear-resistant coating is applied to the tip of the moving blade. In the figure, as a base material which is a base 2 of the gas turbine rotor blade 1, a precipitation-strengthened Ni-based heat-resistant alloy which is a molten cast material having high high-temperature strength is preferable. A coating member 3 in which a matrix material powder and hard abrasive grains (abrasive particles) are mixed is disposed at the tip of the base 2.
[0017]
The coating member 3 is pressed against the tip of the base 2 while being pressed by an electrode (not shown) having a shape opposed to the blade, and discharge plasma is applied from this electrode to perform discharge plasma sintering. At this time, the coating member 3 is sintered and simultaneously joined to the tip of the base 2. As a result, a gas turbine blade made of a Ni-base heat-resistant alloy and provided with a wear-resistant coating, in which the gas turbine blade base made of a molten cast material and the coating member made of a sintered material are metallurgically bonded, is obtained. The coating member is densified and sintered with extremely high thermal efficiency due to the high heat and Joule heat generated by the discharge when a large current pulse is applied.
[0018]
FIG. 2 is a longitudinal sectional view showing an example of a wear-resistant coating application apparatus according to the present embodiment, wherein FIG. 2 (a) is a front view and FIG. 2 (b) is a side view. The gas turbine rotor blade 1 in this example is provided at the tip of the base 2 with a ridge 2a projecting radially outward along the blade profile. On the other hand, an electrode 4 having a protrusion 4a corresponding to the protrusion 2a is disposed opposite to the base 2, and the coating member 3 is sandwiched between the protrusion 2a and the protrusion 4a. I have. A sintering die 5 is provided around the outside of the base 2 and the electrode 4 to fit them.
[0019]
As the material of the base 2, for example, a precipitation-hardened IN-738LC (trademark of Special Metal Co.), which is a Ni-based heat-resistant alloy, is used. As the coating member 3, for example, MCrAlY having a particle size of about 10 to 50 μm is used for matrix material powder, and CBN having a particle size of about 150 to 200 μm is used for hard abrasive grains. Incidentally, carbon graphite may be used for the electrode 4 and the sintered die 5 in consideration of workability. In this case, the sintering area needs to be kept in a vacuum in order to prevent electrode damage. Hereinafter, specific examples of the sintering conditions will be described.
[0020]
Pressure (MPa): 25
Holding temperature (° C): 800
Heating time (min.): 20
Retention time (min.): 5
[0021]
Here, the pressing force is a force when the coating member 3 is pressed against the tip of the base 2 by the electrode 4. Further, the holding temperature is a temperature that is finally held in a furnace that heats the construction apparatus. The heating time is a time during which the furnace is heated from normal temperature to a holding temperature. However, this time is adjusted depending on the size (heat capacity) of the gas turbine rotor blade 1 and the like. Further, the holding time is a time for holding the holding temperature.
[0022]
Under the sintering conditions as described above, pulse sintering was performed for 25 minutes from the start of heating to the end of temperature holding, whereby sintering was successful. In addition, a high-temperature tensile test at a test temperature of 850 ° C. confirmed that the high-temperature strength of the joint portion was 80% or more of the IN-738LC base material. However, the present invention is not limited by the above specific examples.
[0023]
FIG. 3 is an enlarged cross-sectional view showing a part of the tip of a gas turbine blade provided with a wear-resistant coating. After the coating is applied, so-called indexing is performed so that the hard abrasive grains 7 project from the matrix 6 as shown in FIG. As a method of arranging, for example, a blasting process is exemplified. In the blasting process, blast particles 8 are sprayed on the surface of the matrix 6 as shown by arrows. By this blasting process, a portion of the matrix 6 near the surface is removed as shown in FIG.
[0024]
Since the hard abrasive grains 7 are hardly removed even by the blast treatment, the hard abrasive grains 7 protrude from the matrix 6. Thus, the coating member 3 becomes a wear-resistant coating (abrasive film). Although the boundary between the coating member 3 and the base 2 is clearly illustrated in the drawing, the boundary between the two in the actual moving blade is ambiguous due to diffusion at the time of heating.
[0025]
In order to remove the portion near the surface of the matrix 6 in preference to the hard abrasive grains 7 by blasting, it is preferable to use blast particles 8 having a lower hardness than the hard abrasive grains 7 and a higher hardness than the matrix 6. preferable. Thus, for example, when the material of the hard abrasive grains 7 is CBN and the material of the matrix 6 is MCrAlY, alumina is used as an example of the material of the blast particles 8. In consideration of workability, it is also possible to use CBN particles and MCrAlY particles in a sheet shape with a binder, or to process them into a sheet shape by temporary sintering.
[0026]
【The invention's effect】
As described above, according to the present invention, it is possible to provide an abrasion-resistant coating excellent in oxidation resistance and durability, which can be easily applied at low cost, and a method for applying the wear-resistant coating.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a perspective view schematically showing a gas turbine bucket provided with a wear-resistant coating according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a longitudinal sectional view showing an example of an apparatus for applying a wear-resistant coating according to the embodiment.
FIG. 3 is an enlarged cross-sectional view showing a part of a tip of a gas turbine blade provided with a wear-resistant coating.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Gas turbine rotor blade 2 Substrate 3 Coating member 4 Electrode 5 Sintering die 6 Matrix 7 Hard abrasive 8 Blast particles

Claims

金属母材の表面に、マトリクス及び硬質砥粒を混合した焼結材からなるコーティング部材が冶金的に接合されてなることを特徴とする耐摩耗性コーティング。A wear-resistant coating comprising a metal base material and a coating member made of a sintered material in which a matrix and hard abrasive grains are mixed, which are metallurgically bonded to the surface of the metal base material.

前記接合は放電プラズマ焼結によるものであることを特徴とする請求項１に記載の耐摩耗性コーティング。The abrasion resistant coating of claim 1, wherein the joining is by spark plasma sintering.

前記硬質砥粒が前記マトリクスから突出していることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載の耐摩耗性コーティング。The abrasion resistant coating according to claim 1 or 2, wherein the hard abrasive grains protrude from the matrix.

前記金属母材の材質は析出強化型Ｎｉ基耐熱合金であり、前記マトリクスの材質はＭＣｒＡｌＹであり、前記硬質砥粒の材質はＣＢＮ或いはＡｌ_２Ｏ_３或いはＳｉＣであることを特徴とする請求項１〜請求項３のいずれかに記載の耐摩耗性コーティング。The material of the metal base material is a precipitation-strengthened Ni-based heat-resistant alloy, the material of the matrix is MCrAlY, and the material of the hard abrasive grains is CBN, Al ₂ O ₃ or SiC. A wear-resistant coating according to any of claims 1 to 3.

前記金属母材の表面とは、タービン動翼の基体先端であることを特徴とする請求項１〜請求項４のいずれかに記載の耐摩耗性コーティング。The wear-resistant coating according to any one of claims 1 to 4, wherein the surface of the metal base material is a tip of a base of a turbine rotor blade.

金属母材の表面にマトリクス及び硬質砥粒を混合したコーティング部材を加圧しながら放電プラズマ焼結して、該コーティング部材を焼結すると同時に前記金属母材と該コーティング部材とを冶金的に接合することを特徴とする耐摩耗性コーティングの施工方法。Discharge plasma sintering is applied to a coating member in which a matrix and hard abrasive grains are mixed on the surface of a metal base material while applying pressure. A method for applying a wear-resistant coating, characterized in that:

前記接合されたコーティング部材の表面から前記マトリクスの一部をブラスト処理により除去して前記硬質砥粒を突出させることを特徴とする請求項６に記載の耐摩耗性コーティングの施工方法。The method for applying a wear-resistant coating according to claim 6, wherein a part of the matrix is removed from a surface of the joined coating member by blasting to protrude the hard abrasive grains.