JPH0874507A - High temperature buffer member - Google Patents
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンのタービ
ン部分等のように高温高面圧下で用いられる高温緩衝部
材に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a high temperature cushioning member used under high temperature and high surface pressure such as a turbine portion of a gas turbine.
【０００２】[0002]
【従来の技術】ガスタービンのタービン部分は、タービ
ンディスクに形成されたスロットに、周方向に間隔を隔
てて複数のタービン動翼を植設して構成されている。上
記スロットと動翼植込部との間には、これらが直に接す
ることによる衝撃を防止するために、軟質金属等からな
る高温緩衝部材が介設されている。2. Description of the Related Art A turbine portion of a gas turbine is constructed by arranging a plurality of turbine rotor blades in a slot formed in a turbine disk at circumferential intervals. A high temperature cushioning member made of a soft metal or the like is interposed between the slot and the blade-implanted portion in order to prevent an impact due to direct contact between them.
【０００３】この高温緩衝部材は、ガスタービンの運転
中、タービン部分を通過する燃焼ガスによって高温状態
に晒される。従って、酸化しやすく、ボロボロの状態に
劣化することがある。そこで、従来、耐高温酸化性の向
上を目的として、高温緩衝部材を構成する金属材料その
ものに添加物を加えることが行われていた。During operation of the gas turbine, the high temperature cushioning member is exposed to a high temperature state by the combustion gas passing through the turbine portion. Therefore, it may be easily oxidized and may be deteriorated to a tattered state. Therefore, conventionally, an additive has been added to the metal material itself constituting the high temperature buffer member for the purpose of improving high temperature oxidation resistance.
【０００４】[0004]
【発明が解決しようとする課題】ところで、近年、ター
ビン効率の向上を図るべく作動ガスの通過温度を引き上
げて(1800 ℃程度) 、金属製タービンディスクにセラミ
ックス製タービン動翼を植設した所謂セラミックスガス
タービンの開発が行われている。By the way, in recent years, in order to improve turbine efficiency, the so-called ceramics in which the turbine turbine blades made of ceramics are planted on the metal turbine disk by raising the passing temperature of the working gas (about 1800 ° C.). Gas turbines are being developed.
【０００５】しかし、このようなセラミックスガスター
ビンに上記高温緩衝部材を用いると、運転中に加わる高
い面圧と高い温度とによって、高温緩衝部材と金属部品
又はセラミックス部品とが共融又は拡散反応し、これら
が接着してしまうことが明らかになった。この接着は、
特に、Ｎｉ基の材料、Ｃｒ系合金又はＰｔ等に発生しや
すい。However, when the above-mentioned high temperature buffer member is used in such a ceramics gas turbine, the high temperature buffer member and the metal part or the ceramic part undergo a eutectic or diffusion reaction due to the high surface pressure and the high temperature applied during operation. , It became clear that these would adhere. This bond is
In particular, it is likely to occur in Ni-based materials, Cr-based alloys, Pt, and the like.
【０００６】このような接着が発生すると、タービン動
翼とタービンディスクとの分解組立が不可能となる。従
って、これらをアッセンブリとして交換しなければなら
ず、セラミックスガスタービンを実用化する上で障害と
なっている。なお、上記接着は、金属−金属、金属−非
酸化物セラミックス、非酸化物セラミックス−非酸化物
セラミックスの間でも発生することが明らかになってい
る。When such adhesion occurs, it is impossible to disassemble and assemble the turbine rotor blade and the turbine disk. Therefore, these must be replaced as an assembly, which is an obstacle to putting the ceramic gas turbine into practical use. It has been clarified that the above-mentioned adhesion also occurs between metal-metal, metal-non-oxide ceramics, and non-oxide ceramics-non-oxide ceramics.
【０００７】また、従来の高温緩衝部材は、耐高温酸化
性を向上させる添加物が加えられているものの、より高
温化が図られたセラミックスガスタービンでは、それだ
けでは十分とはいえず、長期の使用により酸化が進行し
て脆くなり、衝撃緩衝効果を十分発揮できなくなる虞が
ある。Further, although the conventional high temperature cushioning member is added with an additive for improving the high temperature oxidation resistance, it cannot be said that this is sufficient for a ceramics gas turbine which is intended to have a higher temperature, and it is not possible to use it for a long time. Oxidation progresses and brittleness may occur due to use, and the shock absorbing effect may not be sufficiently exerted.
【０００８】以上の事情を考慮して創案された本発明の
目的は、高面圧高温度の雰囲気にて生じる接着の問題を
解消できると共にそれ自身の酸化を抑制できる高温緩衝
部材を提供することにある。An object of the present invention, which was devised in view of the above circumstances, is to provide a high temperature cushioning member capable of solving the problem of adhesion which occurs in an atmosphere of high surface pressure and high temperature and suppressing oxidation of itself. It is in.
【０００９】[0009]
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に本発明は、金属−金属、金属−セラミックス、セラミ
ックス−セラミックスの間に介在される高温緩衝部材に
おいて、金属又は非酸化物セラミックス製の緩衝部材本
体の表面に酸化物セラミックスをコーティングし、これ
を定着処理して構成されている。In order to achieve the above object, the present invention provides a high temperature cushioning member interposed between metal-metal, metal-ceramics and ceramics-ceramics, which is made of metal or non-oxide ceramics. The surface of the cushioning member main body is coated with oxide ceramics, and this is fixed and configured.
【００１０】[0010]
【作用】緩衝部材本体の表面にコーティングされた酸化
物セラミックスは、金属と金属、金属と非酸化物セラミ
ックス、非酸化物セラミックスと非酸化物セラミックス
同志の直接の接触を防止する。よって、これらが高面圧
高温下で直接押し付けられることによって生じる共融や
拡散反応が防止され、従来から問題になっている接着の
問題を回避できる。これと同時に、コーティングされた
酸化物セラミックスは、高温下にて緩衝部材本体の酸化
に対する防護層として機能し、緩衝部材本体（金属又は
非酸化物セラミックス製）の酸化を防止する。The oxide ceramics coated on the surface of the buffer member body prevent direct contact between the metals, the metal and the non-oxide ceramics, and the non-oxide ceramics and the non-oxide ceramics. Therefore, eutectic and diffusion reactions that occur when these are directly pressed under high surface pressure and high temperature are prevented, and the problem of adhesion that has been a problem in the past can be avoided. At the same time, the coated oxide ceramics function as a protective layer against oxidation of the buffer member main body at high temperature, and prevent the buffer member main body (made of metal or non-oxide ceramic) from being oxidized.
【００１１】[0011]
【実施例】本発明に係る高温緩衝部材の一実施例を添付
図面に基づいて説明する。DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS An embodiment of the high temperature cushioning member according to the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.
【００１２】図１に示すように本実施例に係る高温緩衝
部材１は、金属又は非酸化物セラミックス製の緩衝部材
本体２の表面に、酸化物セラミックス３をコーティング
し、これを定着処理して構成されている。具体的には、
上記緩衝部材本体２には、Ｎｉ基の材料，Ｃｒ系合金，
Ｐｔ等の耐熱金属や、窒化珪素（Ｓｉ3 Ｎ4 ），炭化珪
素（ＳｉＣ）等の非酸化物セラミックスが用いられる。
また、この上にコーティングされる酸化物セラミックス
３には、アルミナ（Ａｌ2 Ｏ3 ），ジルコニア（ＺｒＯ
2 ），シリカ（ＳｉＯ2 ）等が用いられる。As shown in FIG. 1, the high temperature cushioning member 1 according to this embodiment has a surface of a cushioning member main body 2 made of metal or non-oxide ceramics, coated with oxide ceramics 3 and fixed. It is configured. In particular,
The cushioning member body 2 includes a Ni-based material, a Cr-based alloy,
A refractory metal such as Pt or a non-oxide ceramic such as silicon nitride (Si 3 N 4 ) or silicon carbide (SiC) is used.
In addition, the oxide ceramics 3 coated thereon include alumina (Al 2 O 3 ), zirconia (ZrO 2 ).
2 ), silica (SiO 2 ) and the like are used.
【００１３】コーティングは次のようにしてなされる。
まず、上記緩衝部材本体２の表面に、ゾル状の酸化物セ
ラミックス３（アルミナゾルやジルコニアゾル等）を塗
布してこれを自然乾燥させる。次に、定着処理はその自
然乾燥したものを真空中で 500〜900 ℃程度で加熱処理
してアモルファス状に焼成することにより行なう。する
と、表面に細かなひびが発生するため、これを埋めるべ
く再びその表面にアルミナゾル等を塗布して自然乾燥さ
せ、再度 500〜900 ℃で加熱処理する。かかるコーティ
ング作業を何度か繰り返して、緩衝部材本体２の表面
に、強固なアモルファス状の酸化物セラミックス３のコ
ーティング層を積層形成し、酸素を完全に遮断するよう
にする。The coating is performed as follows.
First, the sol-shaped oxide ceramics 3 (alumina sol, zirconia sol, etc.) is applied to the surface of the buffer member body 2 and naturally dried. Next, the fixing process is carried out by heating the naturally dried product in a vacuum at about 500 to 900 ° C. and baking it in an amorphous state. As a result, fine cracks are generated on the surface, so that alumina sol or the like is again applied to the surface to fill this crack, naturally dried, and heat-treated again at 500 to 900 ° C. This coating operation is repeated several times to form a strong coating layer of amorphous oxide ceramics 3 on the surface of the buffer member body 2 so that oxygen is completely cut off.
【００１４】なお、緩衝部材本体２への酸化物セラミッ
クス３のコーティングおよび定着処理は、上述のゾルゲ
ル法に限らず、ＣＶＤ，ＰＶＤによって直接酸化膜を形
成させる方法や、メッキ、電気泳動法、水熱電気化学法
によってアルミニウムやジルコニウムをコーティング
し、これを酸化雰囲気中で酸化させた表面にアルミナや
ジルコニアを析出させる方法でも良い。The coating and fixing treatment of the oxide ceramics 3 on the buffer member body 2 is not limited to the sol-gel method described above, but a method of directly forming an oxide film by CVD or PVD, plating, electrophoresis, water. A method in which aluminum or zirconium is coated by a thermoelectrochemical method and alumina or zirconia is deposited on the surface oxidized in an oxidizing atmosphere may be used.
【００１５】図５にＣＶＤ法の一例を示す。この装置に
よれば、反応ガスとしてのＨ2 （Ａｒでもよい）と恒温
漕２０内のＡｌ（ＯＣ3 Ｈ7 ）3 とが反応し、ガス状の
アルミナが生成され、これが高周波コイル２１により加
熱された炉２２内に導かれ、炉２２内の緩衝部材本体２
の表面に蒸着する。なお、炉２２は、その熱破損を防止
すべく冷却水によって冷却される。FIG. 5 shows an example of the CVD method. According to this device, H 2 (Ar may be used) as a reaction gas reacts with Al (OC 3 H 7 ) 3 in the constant temperature bath 20 to generate gaseous alumina, which is heated by the high frequency coil 21. The buffer member main body 2 in the furnace 22
Vapor deposition on the surface of. The furnace 22 is cooled by cooling water in order to prevent its thermal damage.
【００１６】図６にＰＶＤ法の一例を示す。この装置に
よれば、ターゲット２３と基板２４との間に所定の電圧
を加えるが、ここで、ターゲット２３にアルミナやジル
コニアを用いると共に基板２４を緩衝部材本体２とすれ
ば、アルミナやジルコニアが緩衝部材本体２の表面に蒸
着される。尚、炉２５内を真空排気してＡｒ雰囲気とし
ている理由は、ターゲット２３−基板２４間の放電を防
止するためである。FIG. 6 shows an example of the PVD method. According to this apparatus, a predetermined voltage is applied between the target 23 and the substrate 24. Here, if alumina or zirconia is used as the target 23 and the substrate 24 is the buffer member main body 2, the alumina or zirconia buffers. It is vapor-deposited on the surface of the member body 2. The reason why the furnace 25 is evacuated to an Ar atmosphere is to prevent discharge between the target 23 and the substrate 24.
【００１７】このようにして製造された高温緩衝部材１
は、図２に示すように、耐熱金属（Ｎｉ基の材料等）か
らなるタービンディスク４のスロット５と非酸化物セラ
ミックス（Ｓｉ3 Ｎ4 等）からなるタービン動翼６の植
込部７との間に介設される。または、図３に示すよう
に、全て非酸化物セラミックスからなるノーズコーン８
とタービン静翼９の植込部１０ａとの間、ガス案内管１
１と植込部１０ｂとの間に介設される。The high temperature cushioning member 1 manufactured in this way
As shown in FIG. 2, a slot 5 of a turbine disk 4 made of a refractory metal (such as a Ni-based material) and an implantation portion 7 of a turbine rotor blade 6 made of a non-oxide ceramics (such as Si 3 N 4 ). Is installed between. Alternatively, as shown in FIG. 3, a nose cone 8 made entirely of non-oxide ceramics.
Between the turbine stator blade 9 and the implanted portion 10a of the turbine vane 9, the gas guide tube 1
1 and the implanting portion 10b.
【００１８】これらタービン動翼６とタービン静翼９と
からなるガスタービン（ジェットエンジン）のタービン
部分Ｔの概略を図４に示す。このタービン部分Ｔは、円
筒状のガス案内管１１と、その内方に収容された円錐状
のノーズコーン８とを備えており、これらガス案内管１
１とノーズコーン８との間の流路１２を、図中右方から
左方へ燃焼ガスＧが流れるようになっている。FIG. 4 shows an outline of a turbine portion T of a gas turbine (jet engine) consisting of the turbine rotor blade 6 and the turbine stator blade 9. The turbine portion T is provided with a cylindrical gas guide pipe 11 and a conical nose cone 8 accommodated inside thereof.
The combustion gas G flows from the right side to the left side in the drawing through the flow path 12 between the 1 and the nose cone 8.
【００１９】上記流路１２には、ガスＧの流れ方向に沿
って第１静翼９ｘ，第１動翼６ｘ，第２静翼９ｙ，第２
動翼６ｙが交互に配置されている。第１静翼９ｘは、図
３に説明したようにノーズコーン８の後端とガス案内管
１１の後端との間に、周方向に所定の間隔を隔てて複数
枚設けられる。ここで、ノーズコーン８と静翼植込部１
０ａとの間、ガス案内管１１と静翼植込部１０ｂとの間
に、高温緩衝部材１が介設されるのである。また、静翼
植込部１０ｂとその外周に位置する固定リング１２との
間にも、高温緩衝部材１が介設される。In the flow path 12, the first stationary blade 9x, the first moving blade 6x, the second stationary blade 9y, and the second stationary blade 9x are arranged along the flow direction of the gas G.
The moving blades 6y are arranged alternately. As described with reference to FIG. 3, a plurality of first stationary blades 9x are provided between the rear end of the nose cone 8 and the rear end of the gas guide tube 11 at a predetermined interval in the circumferential direction. Here, the nose cone 8 and the vane implant part 1
0a, and the high temperature buffer member 1 is interposed between the gas guide tube 11 and the stationary blade implanting portion 10b. Further, the high temperature cushioning member 1 is also interposed between the stationary blade implanting portion 10b and the fixing ring 12 located on the outer periphery thereof.
【００２０】第１静翼９ｘの下流には、第１動翼６ｘが
配置されている。第１動翼６ｘは、回転軸１３に固定さ
れたタービンディスク４のスロット５に係合される。ス
ロット５は、図２に示すようにタービンディスク４の周
方向に所定の間隔を隔てて複数刻設されている。そし
て、これらスロット５にそれぞれ第１動翼６ｘの植込部
７が係合される。スロット５に係合された植込部７の軸
方向の前後には、押え部材１４がそれぞれ設けられ、植
込部７の前後を固定している。なお、第１動翼６ｘの先
端には、切削性に富んだアブレーダブルシュラウドリン
グ１５が設けられ、かかるリング１５と動翼６ｘ先端と
の間隙を可及的に狭めている。A first moving blade 6x is arranged downstream of the first stationary blade 9x. The first rotor blade 6x is engaged with the slot 5 of the turbine disk 4 fixed to the rotating shaft 13. As shown in FIG. 2, a plurality of slots 5 are provided at predetermined intervals in the circumferential direction of the turbine disk 4. Then, the implanting portions 7 of the first moving blades 6x are engaged with the slots 5, respectively. Pressing members 14 are provided on the front and rear of the implanting portion 7 engaged with the slots 5 in the axial direction, respectively, to fix the front and rear of the implanting portion 7. An abradable shroud ring 15 having a high cutting property is provided at the tip of the first moving blade 6x, and the gap between the ring 15 and the tip of the moving blade 6x is narrowed as much as possible.
【００２１】第１動翼６ｘの下流には、第２静翼９ｙが
配置されている。第２静翼９ｙは、その外周側の植込部
１０ｂが高温緩衝部材１を介して固定リング１６に支持
されており、内周側の植込部１０ａが高温緩衝部材１を
介して支持部材１７に支持されている。また、第２静翼
９ｙは、第１静翼９ｘと同様に周方向に所定の間隔を隔
てて複数枚設けられている。A second stationary blade 9y is arranged downstream of the first moving blade 6x. The second stator vane 9y has an outer peripheral implant portion 10b supported by the fixing ring 16 via the high-temperature cushioning member 1, and an inner peripheral implant portion 10a supporting via the high-temperature cushion member 1. It is supported by 17. Further, as with the first stationary blade 9x, a plurality of second stationary blades 9y are provided at predetermined intervals in the circumferential direction.
【００２２】第２静翼９ｙの下流には、第２動翼６ｙが
配置されている。第２動翼６ｙの構成は、第１動翼６ｘ
と基本的に同様であるため、詳しい説明は割愛する。図
中、５はスロット、７は植込部、１４は押え部材、１５
はアブレーダブルシュラウドリング、１８はタービンデ
ィスク４同志を一体化するカービック継手である。A second moving blade 6y is arranged downstream of the second stationary blade 9y. The configuration of the second rotor blade 6y is the first rotor blade 6x.
Since it is basically the same as, the detailed explanation is omitted. In the figure, 5 is a slot, 7 is an implanting part, 14 is a holding member, and 15 is a pressing member.
Is an abradable shroud ring, and 18 is a carbic joint that integrates the turbine disks 4 together.
【００２３】上記高温緩衝部材１が押し付けられる静翼
植込部１０，ガス案内管１１，ノーズコーン８，タービ
ンディスク４，動翼植込部７，支持部材１７は、耐熱金
属（Ｎｉ基の材料等）または非酸化物セラミックス（Ｓ
ｉ3 Ｎ4 等）からなっている。The stationary blade implanting portion 10, the gas guide tube 11, the nose cone 8, the turbine disk 4, the moving blade implanting portion 7, and the supporting member 17 on which the high temperature buffer member 1 is pressed are made of a heat-resistant metal (Ni-based material). Etc.) or non-oxide ceramics (S
i 3 N 4 etc.).
【００２４】以上の構成からなる本実施例の作用につい
て述べる。The operation of this embodiment having the above configuration will be described.
【００２５】上記高温緩衝部材１は、燃焼ガスＧにより
高面圧で高温の雰囲気に晒される。ここで緩衝部材本体
２の表面にコーティングされた酸化物セラミックス３
は、金属と金属、金属と非酸化物セラミックス、非酸化
物セラミックスと非酸化物セラミックス同志の直接の接
触を防止する。よって、これらが高面圧高温下で直接押
し付けられることによって生じる共融や拡散反応が防止
され、従来から問題になっている接着の問題を回避でき
る。よって、これらの部品の分解組立が可能となり、メ
ンテナンス性が向上する。The high temperature buffer member 1 is exposed to a high temperature atmosphere with a high surface pressure by the combustion gas G. Here, the oxide ceramics 3 coated on the surface of the buffer member body 2
Prevents direct contact between metal and metal, metal and non-oxide ceramics, non-oxide ceramics and non-oxide ceramics. Therefore, eutectic and diffusion reactions that occur when these are directly pressed under high surface pressure and high temperature are prevented, and the problem of adhesion that has been a problem in the past can be avoided. Therefore, these parts can be disassembled and assembled, and maintainability is improved.
【００２６】これと同時に、コーティングされた酸化物
セラミックス３は、高温下にて緩衝部材本体２の酸化に
対する防護層として機能し、緩衝部材本体２（金属又は
非酸化物セラミックス製）の酸化を防止する。特に、本
実施例では酸化物セラミックス３を多層に積層形成して
いるので、強固な防護層として機能する。よって、酸化
による高温緩衝部材２の経年劣化はほとんどなく、信頼
性、耐久性が向上する。At the same time, the coated oxide ceramics 3 function as a protective layer against oxidation of the buffer member main body 2 at high temperature, and prevent the buffer member main body 2 (made of metal or non-oxide ceramics) from being oxidized. To do. Particularly, in this embodiment, since the oxide ceramics 3 are laminated in multiple layers, they function as a strong protective layer. Therefore, there is almost no deterioration of the high temperature buffer member 2 due to oxidation over time, and the reliability and durability are improved.
【００２７】また、セラミックス動翼６のように摩擦に
よって遠心荷重を吸収させるような箇所においては、ゾ
ルコーティングすることによって摩擦係数が低下するた
め、応力緩和効果が向上する。さらに、ゾルをアモルフ
ァスコートすることによって、摩擦抵抗が減るため、タ
ービン動翼６はディスク４の回転中遠心力を受けてスロ
ット５内ですわりがよい位置に容易に移動する。よっ
て、タービン動翼６は、ディスク外周接線に対して斜め
に引っ掛かることなく直角となり、不要な複合応力から
回避される。Further, at a portion such as the ceramic moving blade 6 where a centrifugal load is absorbed by friction, the friction coefficient is lowered by the sol coating, so that the stress relaxation effect is improved. Further, since the sol is amorphously coated to reduce frictional resistance, the turbine rotor blade 6 is easily moved to a comfortable position in the slot 5 by receiving centrifugal force during rotation of the disk 4. Therefore, the turbine rotor blade 6 becomes a right angle without being obliquely caught with respect to the tangential line of the disk outer periphery, and is avoided from unnecessary complex stress.
【００２８】[0028]
【発明の効果】以上説明したように本発明によれば、高
面圧および高温に晒される金属−金属、金属−セラミッ
クス、セラミックス−セラミックスの間の接着や酸化を
抑制することができる。As described above, according to the present invention, it is possible to suppress the metal-metal, metal-ceramic, and ceramic-ceramic adhesion and oxidation that are exposed to high surface pressure and high temperature.
【図１】本発明の一実施例を示す高温緩衝部材の説明図
である。FIG. 1 is an explanatory view of a high temperature cushioning member showing an embodiment of the present invention.
【図２】上記高温緩衝部材が用いられるタービン動翼部
分を表す説明図であり、図４のII-II 線断面図である。FIG. 2 is an explanatory diagram showing a turbine rotor blade portion in which the high temperature buffer member is used, and is a sectional view taken along line II-II of FIG.
【図３】上記高温緩衝部材が用いられるタービン静翼部
分を表す説明図である。FIG. 3 is an explanatory view showing a turbine stationary blade portion in which the high temperature buffer member is used.
【図４】ガスタービンのタービン部分の説明図である。FIG. 4 is an explanatory diagram of a turbine portion of a gas turbine.
【図５】ＣＶＤ法を示す説明図である。FIG. 5 is an explanatory diagram showing a CVD method.
【図６】ＰＶＤ法を示す説明図である。FIG. 6 is an explanatory diagram showing a PVD method.
１ 高温緩衝部材 ２ 緩衝部材本体 ３ 酸化物セラミックス 1 High temperature buffer member 2 Buffer member body 3 Oxide ceramics
Claims (3)
ミックス−セラミックスの間に介在される高温緩衝部材
において、金属又は非酸化物セラミックス製の緩衝部材
本体の表面に酸化物セラミックスをコーティングし、こ
れを定着処理してなることを特徴とする高温緩衝部材。1. In a high-temperature cushioning member interposed between metal-metal, metal-ceramics, and ceramics-ceramics, the surface of a cushioning member body made of metal or non-oxide ceramics is coated with oxide ceramics. A high temperature cushioning member characterized by being fixed.
ミックス−セラミックスの間に介在される高温緩衝部材
において、金属又は非酸化物セラミックス製の緩衝部材
本体の表面にゾル状の酸化物セラミックスを塗布してこ
れを真空中でアモルファス状に焼成し、その上にさらに
ゾル状の酸化物セラミックスを塗布して上記焼成を繰り
返して酸化物セラミックスのコーティング層を形成して
なることを特徴とする高温緩衝部材。2. A high temperature cushioning member interposed between metal-metal, metal-ceramics and ceramics-ceramics, wherein a sol-shaped oxide ceramics is applied to the surface of a cushioning member main body made of metal or non-oxide ceramics. And a sol-shaped oxide ceramics is further applied onto the amorphous ceramics in vacuum, and the above-mentioned baking is repeated to form a coating layer of the oxide ceramics. .
ミックス−セラミックスの間に介在される高温緩衝部材
において、金属又は非酸化物セラミックス製の緩衝部材
本体の表面に、酸化物セラミックスを蒸着してなること
を特徴とする高温緩衝部材。3. A high temperature cushioning member interposed between metal-metal, metal-ceramics and ceramics-ceramics, wherein oxide ceramics is deposited on the surface of a cushioning member body made of metal or non-oxide ceramics. A high temperature cushioning member characterized by the above.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21261194A JPH0874507A (en) | 1994-09-06 | 1994-09-06 | High temperature buffer member |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21261194A JPH0874507A (en) | 1994-09-06 | 1994-09-06 | High temperature buffer member |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0874507A true JPH0874507A (en) | 1996-03-19 |
Family
ID=16625555
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP21261194A Pending JPH0874507A (en) | 1994-09-06 | 1994-09-06 | High temperature buffer member |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0874507A (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2014001685A (en) * | 2012-06-19 | 2014-01-09 | Toshiba Corp | Steam turbine |
-
1994
- 1994-09-06 JP JP21261194A patent/JPH0874507A/en active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| JP2014001685A (en) * | 2012-06-19 | 2014-01-09 | Toshiba Corp | Steam turbine |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Effective date: 20040316 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 |