JP2009041059A

JP2009041059A - 高温耐摩耗性部材及び高温用耐摩耗部材の製造方法

Info

Publication number: JP2009041059A
Application number: JP2007206052A
Authority: JP
Inventors: Kazuto Mikazuki; 和人三ヶ月; Yoshiyuki Kojima; 慶享児島; Kunihiro Ichikawa; 国弘市川; Hiroyuki Umagoe; 浩之馬越; Yoshinori Watanabe; 欣則渡邉; Masaaki Ando; 昌昭安藤
Original assignee: Chugoku Electric Power Co Inc; Hitachi Ltd
Current assignee: Chugoku Electric Power Co Inc; Hitachi Ltd
Priority date: 2007-08-08
Filing date: 2007-08-08
Publication date: 2009-02-26
Anticipated expiration: 2027-08-08
Also published as: JP5074123B2

Abstract

【課題】
本発明は、６００〜８００℃の高温下において、飛来粒子による厳しい摩耗環境で使用される部材（タービン動・静翼，シュラウドセグメントなどのガスタービン高温部材）に適した耐摩耗コーティング部材およびその製造方法を提供することを目的とする。
【解決手段】
母材表面に高速フレーム溶射（以下、ＨＶＯＦ）によってクロムカーバイドコーティングを施した後、皮膜密着性を高めるため、ＭＣｒＡｌＹコーティング（Ｍ：ＮｉＣｏあるいはＣｏＮｉ）を施し、その上に気孔率８％以下となるように緻密化したイットリア部分安定化ジルコニアコーティングを施し、更にその上に気孔率５％以下となるように緻密化したアルミナコーティングを直接施工する。
【選択図】図１

Description

本発明は、高温耐摩耗性部材及び高温用耐摩耗部材の製造方法に係り、特に、発電用ガスタービンのタービン動・静翼及びシュラウドセグメントで、高温中で飛来粒子による厳しい摩耗環境下で使用される部材に適合する高温用耐摩耗部材及びその製造方法に関する。

近年、発電用蒸気タービン用ボイラーにおいては、発電コスト低減のため、安価な石炭を加圧流動床ボイラーでガス化して燃料とし、蒸気を発生させている。その石炭ガス化燃料の排ガスを利用したガスタービンの高温部材周辺は、６００〜８００℃の高温下で飛来する微細な飛灰粒子による非常に厳しい摩耗環境となっている。そのため、ガスタービンの高温部材であるタービン動・静翼，シュラウドセグメントには、一般的に母材（基材）の上に耐摩耗性向上のためクロムカーバイドとニッケルクロムからなるサーメット層（以下、クロムカーバイドコーティングと呼ぶ）が施されている。しかし、６００℃以下の摩耗環境においては、クロムカーバイドコーティングは有効であるが、６００℃以上の温度域においては、耐摩耗性の相対指標である硬さが急激に低下する。これはバインダー成分のＮｉ−Ｃｒが軟化するためである。バインダー成分が軟化するため、硬質粒子であるクロムカーバイドの保持能力が低下する。以上のことから、硬さの低下以上に耐摩耗性の低下が著しい。この様な背景から、石炭ガス化燃料の排ガスを利用したガスタービンのタービン動・静翼，シュラウドセグメント等の高温部品は、他のタービン動・静翼，シュラウドセグメント等の高温部品と比べて著しく寿命が短い状況となっている。

耐高温エロージョン性に優れた表面被覆構造としては、特許文献１や特許文献２に記載のものがある。これらの特許文献では、接着層（ＭＣｒＡｌＹ（Ｍ：ＮｉＣｏ或はＣｏＮｉ）など）と断熱層（部分安定化ジルコニアなど）で構成される断熱皮膜の表面部に保護層としてＡｌ₂Ｏ₃等のセラミック層を設けた構成が開示されている。即ち、断熱性と耐エロージョン性を、異種の材質の２つ皮膜で分担して、全体としてエロージョン環境下での断熱皮膜を構成している。すなわち、耐エロージョンと遮熱の両立を狙った耐熱皮膜である。

特開平７−１１４１６号公報特開平９−２７９３６４号公報

上記特許文献では、耐エロージョンに寄与するのは、表面部のＡｌ₂Ｏ₃等のトップ層だけであり、ガスタービンエンジンでの高温部品の損傷の一因である外部飛散物エロージョン防止を目的とする。しかし、本発明の対象である、石炭ガス化燃料の排ガスを利用したガスタービンの高温部品では、６００〜８００℃の高温下で飛来する微細な飛灰粒子に対する耐エロージョン性のみが必要とされる。従来の思想に基づく構成の耐熱皮膜では、表面部のＡｌ₂Ｏ₃等のトップ層だけで耐エロージョン性を得ることになり、これでは十分満足な耐エロージョン性が得られないということが本発明者等の検討により分かった。

本発明は、石炭ガス化燃料の排ガスを利用したガスタービンの高温部材の様な、例えば、６００〜８００℃の高温環境下で、且つ、飛来粒子による厳しい摩耗環境で使用される部材に適合した高温用耐摩耗部材及びその製造方法を提供することを目的とする。

本発明は、母材表面にクロムカーバイドコーティングを施し、その上にボンドコートとしてＭＣｒＡｌＹ（Ｍ：ＮｉＣｏ或はＣｏＮｉ）コーティングを施し、その上に緻密質のイットリア部分安定化ジルコニア（以下、ＹＳＺ）（好ましくは気孔率が８％以下）を施工し、その上に緻密質アルミナ（好ましくは気孔率５％以下）をコーティングすることを特徴とする高温用耐摩耗部材である。

すなわち、本発明では、高温耐摩耗性に優れた、クロムカーバイド，緻密質のＹＳＺ（好ましくは気孔率が８％以下），緻密質アルミナ（好ましくは気孔率５％以下）の各コーティングに機能分担させ、飛来粒子による厳しい摩耗環境で使用される部材に適合した高温用耐摩耗部材（複合溶射皮膜部材）を見出したものである。特に、これらの機能分担した各コーティングの高温での耐摩耗性特性を基に、はく離等の損傷がなく長期にわたって耐摩耗性を安定して維持できるコーティングシステムを見出したものである。

本発明によれば、６００〜８００℃の高温環境下で飛来粒子による厳しい摩耗環境で使用される部材に適合した高温用耐摩耗部材が得られ、本発明の高温用耐摩耗部材を施したタービン動・静翼・シュラウドセグメントの寿命を大きく伸ばすことができる。

本発明者等は、各コーティングの高温での耐摩耗性は室温でのエロージョン試験にて、最も優れた組成・組織を明らかにした。さらに各コーティング単独、あるいは一部の組合せを用いて、実機での要素検討を行い、高温での耐エロージョン性を評価し、各コーティングのエロージョン相対速度を明確化した。また、熱サイクル試験にて、各コーティングの耐熱サイクル性の相対寿命も明確化した。これらの検討結果の組合せから、はく離等の損傷がなく長期にわたって耐摩耗性を安定して維持できるコーティング、及びその製造方法を見出した。以下、これらについて詳述する。

本発明では、高温耐摩耗性に優れたセラミックとして、ＹＳＺ，Ａｌ₂Ｏ₃に着目し、その組織（気孔率）について検討した。試験としては、実機で採取した灰を用い水溶液に混合した状態にし、高圧噴霧装置（圧力：２００ＭＰａ，噴出流速：５００ｍ／ｓ）でのエロージョン試験を行った。その結果を表１に示す。

気孔率を変化させた各セラミックの耐摩耗性を評価した。その結果、気孔率の減少とともに、重量減量が少なくなり、Ａｌ₂Ｏ₃では５％、ＹＳＺでは８％以下の気孔率で耐エロージョン性が最も良くなることが判った。上述の特許文献では、セラミックの気孔率について考慮されておらず、一般的な溶射ではＡｌ₂Ｏ₃では１０％、断熱を考慮したＹＳＺでは１５％の気孔率である。このように本発明では気孔率の小さいＡｌ₂Ｏ₃，ＹＳＺを用いるのが好ましい。

次に、この結果に基づき、気孔率５％のＡｌ₂Ｏ₃、気孔率８％のＹＳＺを用い、実機ガスタービン高温部品での実機試験を実施した。耐摩耗コーティングの構成としては、
(１)基材（母材，Ｎｉ又はＣｏを主成分とする耐熱合金、以下同じ）の上にクロムカーバイドコーティング、
(２)基材の上にクロムカーバイドコーティング、その上にＭＣｒＡｌＹ、その上にＹＳＺ、
(３)基材の上にクロムカーバイドコーティング、その上にＭＣｒＡｌＹ、その上にＹＳＺ、その上にＡｌ₂Ｏ₃
の３種類で、トップ層のみが減肉する短時間試験にて、（１）〜（３）のトップ層の減肉量を測定した。その結果、減肉量はクロムカーバイドコーティングの減肉速度を基準にした場合、気孔率８％のＹＳＺが０.２倍、気孔率５％のＡｌ₂Ｏ₃が０.１倍の結果が得られた。すなわち、クロムカーバイドコーティングの減肉速度を基準にした場合、気孔率８％のＹＳＺが５倍、気孔率５％のＡｌ₂Ｏ₃が１０倍の耐摩耗性がある。

次に、耐摩耗コーティングの構成として、気孔率５％のＡｌ₂Ｏ₃、気孔率８％のＹＳＺを用い、
(１)基材の上にクロムカーバイドコーティング、
(２)基材の上にクロムカーバイドコーティング、その上にＭＣｒＡｌＹ、その上にＹＳＺ、
(３)基材の上にクロムカーバイドコーティング、その上にＭＣｒＡｌＹ、その上にＹＳＺ、その上にＡｌ₂Ｏ₃、
(４)基材の上にクロムカーバイドコーティング、その上にＹＳＺ、
(５)基材の上にクロムカーバイドコーティング、その上にＭＣｒＡｌＹ、その上にＡｌ₂Ｏ₃
の５種類を用い、熱衝撃試験を実施し、限界厚さを検討した。

ＭＣｒＡｌＹの厚さは５０〜１００μｍとし、その他の各層の厚さを変化させた。熱衝撃試験は実機ガスタービンの高温部品の最高温度である８００℃に０.５ｈ加熱保持後、水中に投入する条件を５回繰り返した。表２はその結果を示す。

（１）では１.５mm厚さのクロムカーバイドに亀甲状のクラックが発生し一部脱落した。１mmでは損傷が認められなかった。（２）では、１mm厚さのクロムカーバイドの上で、ＹＳＺの厚さが６００μｍでＹＳＺのはく離損傷が生じ、５００μｍでは健全であった。（３）では、１mm厚さのクロムカーバイドの上に、ＹＳＺの厚さが５００μｍの場合で、Ａｌ₂Ｏ₃の厚さが４００μｍでＡｌ₂Ｏ₃のはく離が生じ、３００μでは健全であった。（４）では、１mm厚さのクロムカーバイドの上にＹＳＺの厚さが３００μｍでＹＳＺのはく離、（５）では、１mm厚さのクロムカーバイドの上にＡｌ₂Ｏ₃の厚さが２００μｍ及び３００μｍでＡｌ₂Ｏ₃のはく離となった。これらの結果から、クロムカーバイド，ＹＳＺ，Ａｌ₂Ｏ₃のそれぞれの限界厚さが明確になり、クロムカーバイドとＹＳＺとの中間層であるＭＣｒＡｌＹ，クロムカーバイドとＡｌ₂Ｏ₃との中間層であるＹＳＺの有効性も明確になった。

更に、本発明の構成の耐エロジョンコーティングにおいて、各構成要素のコーティングの実機での耐エロージョン性，熱衝撃限界厚さから、基材の上にクロムカーバイドコーティング（厚さ３mm）を基準にした場合、例えば、本発明の構成の高温用耐摩耗コーティング部材であるクロムカーバイドコーティング（厚さ３mm）、その上にＭＣｒＡｌＹ（厚さ５０〜１００μｍ）、その上にＹＳＺ(気孔率８％，厚さ５００μｍ)、その上にＡｌ₂Ｏ₃の（気孔率５％、厚さ３００μｍ）では、厚さを考慮した減肉時間指標が、（１×３）＋（０.５×５）＋（０.３×１０）＝８.５、クロムカーバイドコーティングだけの３に比べ、８.５÷３＝２.８倍の長寿命化が図れる。

次に各コーティング層の形成方法について詳述する。

本発明の高温用耐摩耗コーティング部材の初層であるクロムカーバイドは、バインダー成分であるＮｉ−Ｃｒ（ニッケルクロム）と硬質粒子のＣｒ₃Ｃ₂（クロムカーバイド）の配合比により、様々な製品があり、これから成るコーティング部材の持つ硬度と靱性も様々である。タービン動翼のような高靱性を必要とする製品へ適用するため、７５ｗｔ％
Ｃｒ₃Ｃ₂−２５ｗｔ％（８０ｗｔ％Ｎｉ−２０ｗｔ％Ｃｒ）の配合比を用いる事が好ましい。また、溶射歩留と施工時に問題となる事象のスピッティングを回避するため、粉末の粒径分布は１５〜４５μｍの粒度分布を用いることが好ましい。

クロムカーバイドコーティングの施工は、十分な硬度を得るため、高速フレーム溶射
（ＨＰ／ＨＶＯＦ）法を用いて施工することが好ましい。溶射条件は、コーティング硬度におてい常温でのマイクロビッカース硬度Ｈｖ₃₀₀８００以上が確保できる条件を採用することが好ましい。

次に、クロムカーバイドコーティングを施工した後、その上にボンドコーティングを施工する。ボンドコーティングの施工は一般的なＭＣｒＡｌＹ（Ｍ：ＮｉＣｏ或はＣｏＮｉ）のコーティングに用いられる大気プラズマ溶射（ＡＰＳ）法を用いることができる。

ボンドコーティングを施工した後、その上に気孔率が８％以下且つ常温でＨv₃₀₀７００以上となる様な緻密ＹＳＺコーティングを施工する。（コーティングの気孔部で選択的エロージョンが発生し、ＹＳＺでは８％を超える辺りより耐摩耗性が低下し始める。）一般的にＹＳＺコーティングは熱遮熱コーティングとして用いられているが、熱遮熱コーティングとしてのＹＳＺは耐摩耗性は低い。しかし、緻密化することにより耐摩耗性が大幅に向上する。加えて、線膨張係数が他のセラミックに比べ大きく（ボンドコートであるＭｃｒＡｌＹコーティングとＹＳＺの上に施すアルミナと中間の線膨張係数を持つ）、熱衝撃に強い。この２つの性質を本発明は利用している。緻密ＹＳＺコーティングの施工は高融点材料でも溶射可能な大気プラズマ溶射（ＡＰＳ）法を用いる。溶射条件はＹＳＺを十分に溶融し、緻密化させるため、プラズマ１次ガスに熱容量の大きな窒素を用い、２次ガスに水素を用いることが好ましい。また、コーティング粒子の扁平化を促進させるため、母材温度を６００〜７００℃程度に保つ必要がある。しかし、クロムカーバイドコーティングは熱衝撃に弱く、溶射プロセス中の熱サイクルによって損傷する事があるため、局所的な母材への入熱量はできるだけ低くする必要がある。その為、溶射距離は９０mm以上にする事が望ましい。また、ＹＳＺは８％のイットリアを含むものを用いるのが望ましい。

緻密ＹＳＺコーティングを施工した後、その上に気孔率５％以下となる様な緻密アルミナコーティングを施工する。一般的にアルミナコーティングは耐摩耗・耐薬品・絶縁コーティングとして用いられる。気孔率５％以下となる様な緻密アルミナコーティングは、高温での硬さが非常に優れており、且つ均質部材という性質から、高温化での飛来粒子による摩耗環境において高い耐摩耗性能を発揮する。しかし、線膨張係数が低いため、熱衝撃に非常に弱い。そこで、緻密ＹＳＺコーティングがボンドコーティングとして働き、耐熱衝撃性を向上させている。上述の特許文献と異なり、直接的に耐エロージョン性を発揮する層が直接重なっていることにより、高温耐摩耗性能を上げ、かつ製造コストを抑えることができる。緻密アルミナコーティングの施工は高融点材料でも溶射可能な大気プラズマ溶射（ＡＰＳ）法を用いる。溶射条件はアルミナを十分に溶融し、緻密化させるため、プラズマ１次ガスに熱容量の大きな窒素を用い、２次ガスに水素を用いる事が好ましい。また、コーティング粒子の扁平化を促進させるため、母材温度を５００〜６００℃程度に保つ必要がある。しかし、クロムカーバイドコーティングは熱衝撃に弱く、溶射プロセス中の熱サイクルによって損傷することがあるため、局所的な母材への入熱量はできるだけ低くする必要がある。その為、溶射距離は９０mm以上にする事が望ましい。また、アルミナは９９.６％以上の純度のものを用いることが望ましい。

次に本発明を適用した実施例について詳述する。

図１（ａ）に示す本発明の高温用耐摩耗部材を作製した。部材表面の高温耐摩耗コーティングは、図１（ａ）に示すように母材（翼基材）１の表面にクロムカーバイドコーティング２を施し、その表面にＭＣｒＡｌＹ層３を施し、更にその表面に気孔率８％以下且つ常温でＨｖ₃₀₀７００以上の緻密ＹＳＺ層を施し、更にその表面に気孔率５％以下且つ常温でＨｖ₃₀₀１０００以上の緻密Ａｌ₂Ｏ₃コーティング層を直接形成した。尚、各コーティング層の材料組成，粒度は表３に示す。

高温用耐摩耗部材の製造法は以下の様に実施した。母材（Ｎｉ又はＣｏを主成分とする耐熱合金）であるＩｎｃ７３８ＬＣの表面を褐色アルミナグリッドにてブラスト処理し、粗面化した。その後、表３記載の組成のＣｒ₃Ｃ₂＋Ｎｉ−Ｃｒ粉末をＨＰ／ＨＶＯＦ法にて溶射し、クロムカーバイドコーティング層を形成させた。厚さは０.３〜０.５mmとした。その後、表３記載の組成のＮｉＣｏＣｒＡｌＹ粉末をＡＰＳ法にて溶射しＭＣｒＡｌＹコーティング層を形成させた。厚さは０.０５〜０.１mmとした。その後、表３記載の組成のＹＳＺをＡＰＳ法にて溶射し、気孔率８％以下且つ常温でＨｖ₃₀₀７００以上の緻密ＹＳＺコーティング層を形成させた。厚さは０.４〜０.５mmとした。尚、緻密ＹＳＺコーティング施工時は、溶射開始時から溶射完了時まで、翼の温度を５００〜６００℃に維持し溶射した。緻密ＹＳＺ施工時はＹＳＺ粉末を良く溶融させるため、１次プラズマガスに窒素を、２次プラズマガスに水素を使用した。その後、Ａｌ₂Ｏ₃をＡＰＳ法にて溶射し、気孔率５％以下且つ常温でＨｖ₃₀₀１０００以上の緻密Ａｌ₂Ｏ₃コーティング層を形成させた。厚さは０.２〜０.３mmとした。尚、緻密アルミナコーティング施工は、翼温度を５００℃まで予熱してから実施した。緻密Ａｌ₂Ｏ₃施工時はＡｌ₂Ｏ₃粉末を良く溶融させるため、１次プラズマガスに窒素を、２次プラズマガスに水素を使用した。本実施例によれば、６００〜８００℃の高温環境下で飛来粒子による厳しい摩耗環境で使用される部材に適合した高温用耐摩耗部材が得られる。

図２に示す石炭ガス化燃料の排ガスを利用したガスタービン向けタービン動翼の燃焼ガスにさらされる翼面全体に本発明の方法により耐摩耗コーティングを施工した。耐摩耗コーティングは、実施例１と同様の方法で作製した。本実施例で製作したタービン動翼をタービン動翼（ａ）とする。なお、比較のため、図１（ｂ）に示す様に母材（翼基材）１の表面にクロムカーバイドコーティング２を施したタービン動翼（ｂ）、図１（ｃ）に示す様に母材（翼基材）１の表面にクロムカーバイドコーティング２を施し、その表面にＭＣｒＡｌＹ層３を施し、更にその表面に気孔率８％以下且つ常温でＨｖ₃₀₀７００以上の緻密ＹＳＺ層を施したタービン動翼（ｃ）をそれぞれ作製した。本発明を含むこれらの各翼を用い石炭ガス化燃料の排ガスを利用したガスタービン向けタービン動翼のフィールドテスト時の摩耗量により本発明の効果を評価した。その結果、本発明のタービン動翼（ａ）では、トップ層の緻密Ａｌ₂Ｏ₃コーティング層に摩耗減肉が認められなかったが、比較のために作製したタービン動翼（ｂ）では、トップ層のクロムカーバイドコーティング層に大幅な減肉が生じ、タービン動翼（ｃ）ではトップ層のＹＳＺ層に減肉が生じていた。

図３（ａ）に示すように本実施例では、石炭ガス化燃料の排ガスを利用したガスタービン向けタービン動翼の燃焼ガスにさらされる翼面の粒子エロージョンが生じ易い前縁部に実施例１と同様の本発明の方法により耐摩耗コーティングを施工した。なお、前縁部以外の翼面には、実施例２で用いたタービン翼（ｂ）と同様の比較耐摩耗コーティングを設けた。本実施例のタービン動翼を用いて実施例２と同様に石炭ガス化燃料の排ガスを利用したガスタービン向けタービン動翼のフィールドテスト時の摩耗量により本発明の効果を評価した。その結果、実施例２と同様に前縁部でエロージョン減肉は認められなかった。翼面の側面は粒子エロージョンが生じにくいので、このように部分的に本発明の耐摩耗コーティングを施しても良い。即ち、各層の被覆範囲は、部材の摩耗の程度に応じ選択されることが望ましい。

図３（ｂ）に示すように本実施例では、石炭ガス化燃料の排ガスを利用したガスタービン向けタービン動翼の燃焼ガスにさらされる翼面の粒子エロージョンが生じ易い前縁部に実施例１と同様の本発明の方法により耐摩耗コーティングを施工した。なお、前縁部以外の翼面には、実施例２で用いたタービン翼（ｃ）と同様の比較耐摩耗コーティングを設けた。本実施例のタービン動翼を用いて実施例２と同様に石炭ガス化燃料の排ガスを利用したガスタービン向けタービン動翼のフィールドテスト時の摩耗量により本発明の効果を評価した。その結果、実施例２と同様に前縁部でエロージョン減肉は認められなかった。

図４に示す石炭ガス化燃料の排ガスを利用したガスタービン向けタービン静翼に本発明を適用した。燃焼ガスにさらされる翼面全体に実施例１と同様の本発明の方法により耐摩耗コーティングを施工した。本実施例のタービン静翼を用いて実施例２と同様に石炭ガス化燃料の排ガスを利用したガスタービン向けタービン静翼のフィールドテスト時の摩耗量により本発明の効果を評価した。その結果、実施例２と同様に前縁部でエロージョン減肉は認められなかった。また、実施例３及び４と同様に、図４に示すように、エロージョンが生じ易い前縁部に本発明の耐摩耗コーティングを設けた静翼でも、フィールドテスト時の摩耗量により本発明の効果を評価し、良好な結果が得られた。

図５に示す石炭ガス化燃料の排ガスを利用したガスタービン向けシュラウドに本発明を適用した。燃焼ガスにさらされる面全体に実施例１と同様の本発明の方法により耐摩耗コーティングを施工した。本実施例のシュラウドを用いて実施例２と同様に石炭ガス化燃料の排ガスを利用したガスタービン向けシュラウドのフィールドテスト時の摩耗量により本発明の効果を評価した。その結果、実施例２と同様に減肉は認められなかった。また、実施例３及び４と同様に、図５に示すように、エロージョンが生じ易い部分に本発明の耐摩耗コーティングを設けたシュラウドでも、良好な結果が得られた。

（ａ）は本発明の高温耐摩耗コーティングを設けた高温耐摩耗部材の模式図、（ｂ），（ｃ）は比較材の高温材摩耗部材の模式図。本発明の高温耐摩耗コーティングを設けたタービン動翼を示す図。（ａ），（ｂ）は本発明の高温耐摩耗コーティングを設けたタービン動翼を示す図。本発明の高温耐摩耗コーティングを設けたタービン静翼を示す図。本発明の高温耐摩耗コーティングを設けたシュラウドを示す図。

Claims

母材の表面に耐摩耗性の被覆を有する高温用耐摩耗部材であって、
前記母材上に、第一層としてクロムカーバイトとニッケルクロムからなるサーメット材料が被覆され、第二層としてＭＣｒＡｌＹ（Ｍ：ＮｉＣｏ或はＣｏＮｉ）が被覆され、第三層として部分安定化ジルコニアが被覆され、第四層としてアルミナが被覆されており、前記第三層の部分安定化ジルコニアの気孔率が８％以下であることを特徴とする高温用耐摩耗部材。
母材の表面に耐摩耗性の被覆を有する高温用耐摩耗部材であって、
前記母材上に、第一層としてクロムカーバイトとニッケルクロムからなるサーメット材料が被覆され、第二層としてＭＣｒＡｌＹ（Ｍ：ＮｉＣｏ或はＣｏＮｉ）が被覆され、第三層として部分安定化ジルコニアが被覆され、第四層としてアルミナが被覆されており、前記第四層のアルミナの気孔率が５％以下であることを特徴とする高温用耐摩耗部材。
母材の表面に耐摩耗性の被覆を有する高温用耐摩耗部材であって、
前記母材上に、第一層としてクロムカーバイトとニッケルクロムからなるサーメット材料が被覆され、第二層としてＭＣｒＡｌＹ（Ｍ：ＮｉＣｏ或はＣｏＮｉ）が被覆され、第三層として部分安定化ジルコニアが被覆され、第四層としてアルミナが被覆されており、前記第三層の部分安定化ジルコニアの気孔率が８％以下であり、前記第四層のアルミナの気孔率が５％以下であることを特徴とする高温用耐摩耗部材。
母材の表面に耐摩耗性の被覆を有する高温用耐摩耗部材において、
前記母材上に、第一層としてクロムカーバイトとニッケルクロムからなるサーメット材料が被覆され、第二層としてＭＣｒＡｌＹ（Ｍ：ＮｉＣｏ或はＣｏＮｉ）が被覆され、第三層として部分安定化ジルコニアが被覆され、該第三層上に第四層としてアルミナが直接被覆されていることを特徴とする高温用耐摩耗部材。
請求項１〜４のいずれかにおいて、前記第三層の部分安定化ジルコニアが８％のイットリアを含むことを特徴とする高温用耐摩耗部材。
請求項１〜４のいずれかにおいて、前記四層のアルミナが９９.６％以上の純度であることを特徴とする高温用耐摩耗部材。
請求項１〜６のいずれかにおいて、前記第三層の厚さが４００〜５００μｍの範囲であることを特徴とする高温用耐摩耗部材。
請求項１〜６のいずれかにおいて、前記四層の厚さが２００〜３００μｍの範囲であることを特徴とする高温用耐摩耗部材。
母材の表面に耐摩耗性の被覆を有する高温用耐摩耗部材の製造方法において、
その上に、クロムカーバイドとニッケルクロムから成るサーメット皮膜を成膜し、
その上に、ボンドコートとしてＭＣｒＡｌＹ合金皮膜を成膜し、
その上に、母材温度を６００〜７００℃の範囲に保持しながら、部分安定化ジルコニアを成膜し、
その上に、母材温度を５００〜６００℃の範囲に保持しながら、アルミナを成膜することを特徴とする高温用耐摩耗部材の製造方法。
請求項９において、前記クロムカーバイドとニッケルクロムから成るサーメット皮膜を高速フレーム溶射法にて成膜することを特徴とする高温用耐摩耗部材の製造方法。
請求項９又は１０において、前記ＭＣｒＡｌＹ合金皮膜を大気プラズマ溶射法にて成膜することを特徴とする高温用耐摩耗部材の製造方法。
Ｎｉ又はＣｏを主成分とする耐熱合金から成る母材と、
前記母材表面上の少なくとも一部に、請求項１〜８のいずれかに記載の耐摩耗被覆を有することを特徴とするガスタービン高温部材。
Ｎｉ又はＣｏを主成分とする耐熱合金から成る母材上に、第一層としてクロムカーバイトとニッケルクロムからなるサーメット材料が被覆され、前記第一層被覆面の少なくとも一部であって燃焼ガス中の飛来粒子によるエロージョンの影響の大きい部分に、第二層としてＭＣｒＡｌＹ（Ｍ：ＮｉＣｏ或はＣｏＮｉ）、第三層として部分安定化ジルコニアが被覆され、前記第三層被覆面の少なくとも一部であって燃焼ガス中の飛来粒子によるエロージョンの影響の大きい部分に、第四層としてアルミナが被覆されていることを特徴とするガスタービン高温部材。