JPH09316622A - Gas turbine member and its thermal insulation coating method - Google Patents
Gas turbine member and its thermal insulation coating methodInfo
- Publication number
- JPH09316622A JPH09316622A JP8156068A JP15606896A JPH09316622A JP H09316622 A JPH09316622 A JP H09316622A JP 8156068 A JP8156068 A JP 8156068A JP 15606896 A JP15606896 A JP 15606896A JP H09316622 A JPH09316622 A JP H09316622A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- gas turbine
- less
- thermal
- barrier coating
- turbine member
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】この発明は、ジェットエンジ
ン又は発電用ガスタービンの動翼、静翼、燃焼器等のガ
スタービン部材及びその遮熱コーティング方法に係り、
特にボンドコート及びトップコートの溶射条件及び溶射
材料等の工夫に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine member such as a moving blade, a stationary blade, a combustor of a jet engine or a gas turbine for power generation, and a thermal barrier coating method therefor,
In particular, it relates to devising conditions such as bond spraying and top coat spraying conditions and spraying materials.
【０００２】[0002]
【従来の技術】一般に、ジェットエンジン又は発電用ガ
スタービンは、コンプレッサからの圧縮空気をジェット
用燃料又はＬＮＧ等で燃焼させ、その燃焼ガスを作動媒
体として回転エネルギーに変換しているため、その構成
部材である動翼や静翼、燃焼器等を、１０００℃以上の
高温環境下で使用可能なガスタービン部材、例えばＮｉ
基やＣｏ基超合金で形成している。2. Description of the Related Art In general, a jet engine or a gas turbine for power generation has a structure in which compressed air from a compressor is combusted with jet fuel or LNG and the combustion gas is converted into a rotational energy as a working medium. A gas turbine member that can be used in a high temperature environment of 1000 ° C. or higher, such as a moving blade, a stationary blade, a combustor, etc., such as Ni
It is made of a base or Co base superalloy.
【０００３】このようなガスタービン部材には、冷却空
気に対する温度上昇を防止する構造のほか、その外側表
面に遮熱コーティングによる保護皮膜（溶射皮膜）が形
成されている。この保護皮膜は、通常、ボンドコート及
びトップコートの２層の皮膜構造を有し、大気圧プラズ
マ放射法を用いて形成されている。In such a gas turbine member, in addition to a structure for preventing a temperature rise with respect to cooling air, a protective film (sprayed film) formed by a thermal barrier coating is formed on the outer surface thereof. This protective film usually has a two-layer film structure of a bond coat and a top coat, and is formed by using the atmospheric pressure plasma radiation method.
【０００４】[0004]
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上述し
たガスタービン部材に形成される保護皮膜にあっては、
大気圧プラズマ溶射法に起因して、その遮熱特性を長時
間、発揮させることが困難となる場合があった。However, in the protective film formed on the gas turbine member described above,
Due to the atmospheric pressure plasma spraying method, it may be difficult to exert its heat shielding property for a long time.
【０００５】例えば、大気圧プラズマ溶射法による遮熱
コーティングを実施しているため、保護皮膜の気孔率が
１０％以上と高く、皮膜自体の積層密着強度が弱く、特
に皮膜中の気孔を介して酸化が進行し、動翼、静翼、燃
焼器等の基材（母材）と溶射皮膜との界面で剥離が生
じ、溶射皮膜が脱落しやすい等の耐久性の面で問題があ
った。For example, since the thermal barrier coating is carried out by the atmospheric pressure plasma spraying method, the porosity of the protective film is as high as 10% or more, the laminated adhesion strength of the film itself is weak, especially through the pores in the film. There is a problem in terms of durability such that oxidation progresses, peeling occurs at the interface between the base material (base material) such as a moving blade, a stationary blade, and a combustor and the thermal spray coating, and the thermal spray coating is likely to fall off.
【０００６】このような問題を解決する方法としては、
構成材料の変更が想至されるが、これらの構成材料は高
温下で使用される材料としては最先端のものであるた
め、材料変更のみの改善策では実用上、殆ど困難であっ
た。また、遮熱コーティングにおいては、従来の溶射法
をそのまま用いて溶射材料のみを変更しても殆ど意味を
なさない。As a method for solving such a problem,
Although it is conceivable to change the constituent materials, since these constituent materials are the most advanced materials to be used at high temperature, practically it is difficult to improve only by changing the material. Further, in the thermal barrier coating, it does not make much sense to use the conventional thermal spraying method as it is and change only the thermal spraying material.
【０００７】この発明は、上述した従来の課題を解決す
るためになされたもので、最適な溶射条件及び溶射材料
を同時に構築し、より緻密で且つ密着強度を高めた遮熱
コーティング層を形成して高温酸化に伴う界面剥離等に
対する耐久性を改善することを、目的とする。The present invention has been made in order to solve the above-mentioned conventional problems. The optimum thermal spraying conditions and thermal spraying materials are constructed at the same time to form a thermal barrier coating layer having higher density and higher adhesion strength. It is intended to improve durability against interfacial peeling and the like accompanying high temperature oxidation.
【０００８】[0008]
【課題を解決するための手段】本発明者は、上記目的を
達成するため、所望の気孔率及び密着強度を達成可能な
溶射速度及び溶射材料について鋭意研究を続けた。一般
に、図１に示すように、溶射速度が高くなる程、気孔率
が減少し、接着力（密着強度）が高くなることが知られ
ている。例えば、従来の大気圧プラズマ溶射法の場合に
は、最大溶射速度が３００〜３５０ｍ／ｓであり、この
条件で形成される溶射皮膜中の気孔率は約１５％であっ
た。In order to achieve the above object, the inventor of the present invention has conducted extensive studies on a thermal spray rate and a thermal spray material capable of achieving a desired porosity and adhesion strength. In general, as shown in FIG. 1, it is known that the porosity decreases and the adhesive strength (adhesion strength) increases as the spraying speed increases. For example, in the case of the conventional atmospheric pressure plasma spraying method, the maximum spraying speed was 300 to 350 m / s, and the porosity in the sprayed coating formed under these conditions was about 15%.
【０００９】この点を踏まえ、本発明者は、所望の気孔
率を５％以下、望ましくは２％以下と考え、各種実験等
を行った結果、この気孔率を達成させる溶射速度として
４５０〜９００ｍ／ｓが最適であるとの知見を得た。即
ち、気孔率を５％以下にするには４５０ｍ／ｓ以上必要
であると共に、９００ｍ／ｓを超えると気孔率が０．２
５％以下となるが、基材表面に対する圧縮残留応力が強
くなって良好な皮膜が形成されないためである。Based on this point, the present inventor considered that the desired porosity was 5% or less, preferably 2% or less, and as a result of various experiments, as a result, the spraying rate for achieving this porosity was 450 to 900 m. We have found that / s is optimal. That is, 450 m / s or more is required to reduce the porosity to 5% or less, and when it exceeds 900 m / s, the porosity is 0.2
This is because it is 5% or less, but the compressive residual stress on the surface of the substrate is so strong that a good film cannot be formed.
【００１０】そこで、本発明者は、従来の溶射法の制約
を超えた溶射速度を実現可能な方法として、研究を重ね
た結果、高速ガス炎溶射法と、水素燃料を用いた溶射法
とに着目すると共に、これら溶射法を使用したときの最
適な溶射材料（組成、粉末粒径等）について更に各種実
験を行った結果、以下の知見を得て本発明を完成するに
至った。Therefore, the present inventor has conducted extensive research as a method capable of realizing a thermal spraying rate exceeding the limitation of the conventional thermal spraying method, and as a result, a high-speed gas flame thermal spraying method and a thermal spraying method using hydrogen fuel have been obtained. In addition to paying attention, various experiments were further conducted on optimum spray materials (composition, powder particle size, etc.) when using these spray methods, and as a result, the present invention was completed with the following findings.
【００１１】即ち、この発明の最大の特徴は、ガスター
ビン部品用の金属基材と、この金属基材上に遮熱コーテ
ィング層とを備え、この遮熱コーティング層をボンドコ
ート及びトップコートで構成したガスタービン部材にお
いて、上記ボンドコートは、ＭＣｒＡｌＹ系の組成を有
し且つ上記トップコートよりも小さい気孔率を有するこ
とにある。That is, the greatest feature of the present invention is that it comprises a metal base material for gas turbine parts and a thermal barrier coating layer on the metal base material, and the thermal barrier coating layer is composed of a bond coat and a top coat. In the above gas turbine member, the bond coat has a composition of MCrAlY system and has a porosity smaller than that of the top coat.
【００１２】請求項２記載の発明では、前記ボンドコー
トは、重量％でＣｒを１１．００以上乃至３２．００以
下、Ａｌを５．００以上乃至１４．００以下、Ｙを０．
２０以上乃至１．９０以下、およびＯ2 を１．００以下
とし、Ｎｉを残部又はＣｏを１７．００以上乃至３８．
００以下とし、不可避的不純物を含むＭＣｒＡｌＹ系の
組成を有している。この組成は、上記溶射速度の利点を
活用しつつ、耐酸化性向上を重点とし、以下の理由で各
元素毎に成分範囲（重量％）を設定した。In a second aspect of the present invention, the bond coat contains Cr in an amount of 11.00 or more and 32.00 or less, Al in an amount of 5.00 or more and 14.00 or less, and Y in an amount of 0.
20 or more and 1.90 or less, O 2 is 1.00 or less, and Ni is the balance or Co is 17.00 or more and 38.
It is set to 00 or less, and has an MCrAlY-based composition containing inevitable impurities. In this composition, the composition range (% by weight) was set for each element for the following reasons, while focusing on improving the oxidation resistance while taking advantage of the above-mentioned spray rate.
【００１３】「Ｃｒ」は、耐酸化性向上のための必須元
素であり１１％よりも小さいと、例えばガスタービン環
境中で殆ど効果がなく、３２％を超えると過剰品質とな
るため、「１１．００％以上乃至３２．００％以下」の
範囲に設定した。"Cr" is an essential element for improving the oxidation resistance. If it is less than 11%, it has almost no effect in, for example, the gas turbine environment, and if it exceeds 32%, it becomes an excessive quality. It was set in the range of "0.00% or more to 32.00% or less".
【００１４】「Ａｌ」は、金属基材に拡散してＣｒと同
様に耐酸化性を向上させる性質を有するが、５％よりも
小さいと拡散量が少なく、１４％を超えると大気中の酸
素と結合してＡｌ2 Ｏ3 となって逆に皮膜強度を低下さ
せると共に耐酸化性を低下させるため、「５．００％以
上乃至１４．００％以下」の範囲に設定した。"Al" has the property of diffusing into a metal base material and improving the oxidation resistance like Cr. However, if it is less than 5%, the diffusion amount is small, and if it exceeds 14%, oxygen in the atmosphere is increased. In order to reduce the film strength and the oxidation resistance by binding with Al 2 O 3 and conversely, the range is set to “5.00% or more and 14.00% or less”.
【００１５】「Ｙ」は、０．２０％よりも小さいとＹ2
Ｏ3 として安定な酸化物を形成しないし、１．９０％を
超えると必要以上の酸化物を形成して基材との線膨脹係
数を損ねることになるため、「０．２０％以上乃至１．
９０％以下」の範囲に設定した。「Ｏ2 」は、酸化物量
を示す量でありこの定量値が１．００％を超えると皮膜
が脆弱となるため、「１．００％以下」の範囲に設定し
た。If "Y" is less than 0.20%, Y 2
Do not form a stable oxide as O 3, since that would detract from the linear expansion coefficient between the formation of the oxide of unnecessarily exceeds 1.90 percent base, "0.20% or more to 1 ．
90% or less ". “O 2 ” is an amount showing the amount of oxides, and if this quantitative value exceeds 1.00%, the film becomes brittle, so it was set in the range of “1.00% or less”.
【００１６】「Ｃｏ」は、１７．００％よりも小さいと
耐酸化性に問題があり、３８．００％を超えると過剰品
質となるため、「１７．００％以上乃至３８．００％以
下」の範囲に設定した。If "Co" is less than 17.00%, there is a problem in oxidation resistance, and if it exceeds 38.00%, it becomes an excess quality, so "17.00% to 38.00%". Set to the range of.
【００１７】請求項３記載の発明では、前記ボンドコー
トは、２％以下の気孔率を有している。この気孔率のボ
ンドコートにより、溶射皮膜及び母材の界面での母材酸
化を抑制できる。In the invention according to claim 3, the bond coat has a porosity of 2% or less. The bond coat having this porosity can suppress base material oxidation at the interface between the thermal spray coating and the base material.
【００１８】請求項４記載の発明では、前記ボンドコー
トは、前記金属基材に対する密着強度が１００ＭＰａ以
上である。In the invention of claim 4, the bond coat has an adhesion strength of 100 MPa or more with respect to the metal substrate.
【００１９】請求項５記載の発明では、前記トップコー
トは、ＺｒＯ2 −Ｙ2 Ｏ3 系の組成を有し且つ５％以下
の気孔率を有している。In a fifth aspect of the invention, the top coat has a ZrO 2 --Y 2 O 3 system composition and a porosity of 5% or less.
【００２０】請求項６記載の発明では、前記ボンドコー
トは、厚さが０．０２ｍｍ以上乃至０．２０ｍｍ以下で
あり、前記トップコートは、厚さが０．１０ｍｍ以上乃
至０．５０ｍｍ以下である。In the invention according to claim 6, the bond coat has a thickness of 0.02 mm to 0.20 mm, and the top coat has a thickness of 0.10 mm to 0.50 mm. .
【００２１】請求項７記載の発明に係るガスタービン部
材の遮熱コーティング方法は、溶射速度を４５０ｍ／ｓ
以上乃至９００ｍ／ｓ以下とした溶射法を使用して、ガ
スタービン部品用の金属基材上に遮熱コーティング層の
ボンドコートを一体に形成することを特徴とする。According to a seventh aspect of the present invention, there is provided a thermal barrier coating method for a gas turbine member, wherein a thermal spraying rate is 450 m / s.
It is characterized in that the bond coat of the thermal barrier coating layer is integrally formed on the metal base material for the gas turbine component by using the thermal spraying method of not less than 900 m / s and not more than 900 m / s.
【００２２】請求項８記載の発明では、前記ボンドコー
トの溶射材料として、重量％でＣｒを１１．００以上乃
至３２．００以下、Ａｌを５．００以上乃至１４．００
以下、Ｙを０．２０以上乃至１．９０以下、およびＯ2
を１．００以下とし、Ｎｉを残部又はＣｏを１７．００
以上乃至３８．００以下とし、不可避的不純物を含む組
成を有するＭＣｒＡｌＹ系材料を用いている。In the invention according to claim 8, as a thermal spraying material for the bond coat, Cr is 11.00 or more and 32.00 or less and Al is 5.00 or more and 14.00 in weight%.
Hereinafter, Y is 0.20 or more and 1.90 or less, and O 2
Of 1.00 or less, the balance of Ni or Co of 17.00
The MCrAlY-based material having a composition containing inevitable impurities is used.
【００２３】請求項９記載の発明では、前記ボンドコー
トの溶射材料として、２０μｍ以上乃至５０μｍ以下の
粉末粒径を有するＭＣｒＡｌＹ系材料を用いている。
「粉末粒径」は、正規分布曲線で２５〜４０μｍをピー
ク値として最大粒径を５０μｍとし、最小粒径を２０μ
ｍとする「２０μｍ以上乃至５０μｍ以下」の範囲に設
定した。これは、５０μｍを超えると溶射皮膜中の未溶
融粒子として残存する割合が高くなり、２０μｍより小
さいと溶射中に溶融気化して皮膜形成に至らないためで
ある。In a ninth aspect of the present invention, as the thermal spray material for the bond coat, an MCrAlY-based material having a powder particle size of 20 μm or more and 50 μm or less is used.
The "powder particle size" is a normal distribution curve with a peak value of 25 to 40 m, a maximum particle size of 50 m, and a minimum particle size of 20 m.
It was set in the range of “20 μm or more and 50 μm or less” where m This is because if it exceeds 50 μm, the proportion of the unmelted particles remaining in the thermal spray coating increases, and if it is less than 20 μm, it is melted and vaporized during the thermal spraying and the coating is not formed.
【００２４】請求項１０記載の発明では、前記溶射法と
して、高速ガス炎溶射法を、また請求項１１記載の発明
では、前記溶射法として、水素燃料を使用した溶射法を
夫々用いている。「高速ガス炎溶射法」としては、例え
ばプロピレンや水素の混合ガスを燃料とし、超音速溶射
装置で加工物表面に皮膜を形成させるダイヤモンドジェ
ット法等が望ましい。In a tenth aspect of the invention, a high-speed gas flame spraying method is used as the thermal spraying method, and in the eleventh aspect of the invention, a thermal spraying method using hydrogen fuel is used as the thermal spraying method. As the "high-speed gas flame spraying method", for example, a diamond jet method in which a mixed gas of propylene and hydrogen is used as a fuel and a film is formed on the surface of a workpiece by a supersonic spraying apparatus is desirable.
【００２５】請求項１２記載の発明に係るガスタービン
部材の遮熱コーティング方法は、ガスタービン部品用の
金属基材上に遮熱コーティング層のボンドコートを一体
に形成し、その後、溶射速度を３５０ｍ／ｓ以上乃至９
００ｍ／ｓ以下とした溶射法を使用して、上記ボンドコ
ート上に上記遮熱コーティング層のトップコートを一体
に形成することを特徴とする。According to a twelfth aspect of the present invention, in a thermal barrier coating method for a gas turbine member, a bond coat of a thermal barrier coating layer is integrally formed on a metal base material for a gas turbine component, and then a thermal spraying speed is set to 350 m. / S or more to 9
It is characterized in that the top coat of the thermal barrier coating layer is integrally formed on the bond coat by using a thermal spraying method at a speed of 00 m / s or less.
【００２６】請求項１３記載の発明では、前記トップコ
ートの溶射材料として、５μｍ以上乃至７５μｍ以下の
粉末粒径を有するＺｒＯ2 −Ｙ2 Ｏ3 系材料を用いてい
る。In the thirteenth aspect of the present invention, as the thermal spray material for the top coat, a ZrO 2 —Y 2 O 3 based material having a powder particle size of 5 μm to 75 μm is used.
【００２７】請求項１４記載の発明に係るガスタービン
部材の遮熱コーティング方法は、溶射速度を４５０ｍ／
ｓ以上乃至９００ｍ／ｓ以下とした溶射法を使用して、
ガスタービン部材用の金属基材上に遮熱コーティング層
のボンドコートを一体に形成し、その後、溶射速度を３
５０ｍ／ｓ以上乃至９００ｍ／ｓ以下とした溶射法を使
用して、上記ボンドコート上に上記遮熱コーティング層
のトップコートを一体に形成することを特徴とする。According to a fourteenth aspect of the present invention, there is provided a thermal barrier coating method for a gas turbine member, wherein the thermal spraying rate is 450 m /
Using the thermal spraying method of s or more and 900 m / s or less,
The bond coat of the thermal barrier coating layer is integrally formed on the metal base material for the gas turbine member, and then the thermal spray rate is set to 3
A top coat of the thermal barrier coating layer is integrally formed on the bond coat by using a thermal spraying method of 50 m / s or more and 900 m / s or less.
【００２８】[0028]
【発明の実施の形態】以下、この発明の一実施形態を図
２に基づいて説明する。BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION An embodiment of the present invention will be described below with reference to FIG.
【００２９】図２は、本発明に係るガスタービン部材の
模式的な断面構造を説明するものである。図２に示すガ
スタービン部材は、Ｎｉ基又はＣｏ基等の超耐熱合金か
ら成るガスタービン部品用の金属基材１上に遮熱コーテ
ィング層２を被覆したものである。遮熱コーティング層
２は、ＭＣｒＡｌＹ系のボンドコート３及びＺｒＯ2−
Ｙ2 Ｏ3 系のトップコート４で形成される。FIG. 2 illustrates a schematic sectional structure of the gas turbine member according to the present invention. The gas turbine member shown in FIG. 2 is obtained by coating a thermal barrier coating layer 2 on a metal base material 1 for a gas turbine component, which is made of a super heat resistant alloy such as Ni base or Co base. The thermal barrier coating layer 2 includes the MCrAlY-based bond coat 3 and ZrO 2 −.
It is formed of a Y 2 O 3 -based top coat 4.
【００３０】ボンドコート３は、上述したＭＣｒＡｌＹ
系の溶射材料、粉末粒径（２０〜５０μｍ）及び溶射速
度（４５０〜９００ｍ／ｓ）の条件下でダイヤモンドジ
ェット法等の高速ガス炎溶射法（以下、「ＨＶＯＦ」と
呼ぶ）を用いて金属基材１上に０．０２〜０．２０ｍｍ
の皮膜厚さで一体に形成したため、２％以下の気孔率及
び１００ＭＰａ以上の密着強度を達成している。The bond coat 3 is the above-mentioned MCrAlY.
-Based thermal spraying material, metal using a high-speed gas flame spraying method (hereinafter referred to as "HVOF") such as a diamond jet method under the conditions of powder particle size (20 to 50 μm) and spraying speed (450 to 900 m / s) 0.02 to 0.20 mm on the base material 1
Since it is integrally formed with the film thickness of 2), a porosity of 2% or less and an adhesion strength of 100 MPa or more are achieved.
【００３１】トップコート４は、上述したＺｒＯ2 −Ｙ
2 Ｏ3 系の溶射材料、粉末粒径（５〜７５μｍ）及び溶
射速度（３５０〜９００ｍ／ｓ）の条件下でＨＶＯＦを
用いてボンドコート３上に０．１０〜０．５０ｍｍの皮
膜厚さで一体に形成したため、５％以下の気孔率を達成
している。この気孔率に関しては、ボンドコート３の方
がトップコート４よりも小さい。The top coat 4 is made of ZrO 2 --Y described above.
A coating thickness of 0.10 to 0.50 mm on the bond coat 3 using HVOF under the conditions of 2 O 3 based thermal spraying material, powder particle size (5 to 75 μm) and thermal spraying speed (350 to 900 m / s). Since it is integrally formed with, the porosity of 5% or less is achieved. Regarding the porosity, the bond coat 3 is smaller than the top coat 4.
【００３２】なお、この実施形態では溶射法としてＨＶ
ＯＦを用いてあるが、この発明はこれに限定されるもの
ではなく、水素燃料を用いた溶射法でもよい。また、ト
ップコートに関しては、必ずしもこれら溶射法に限定さ
れるものではなく、従来の大気圧プラズマ溶射法を用い
てもよい。In this embodiment, HV is used as the thermal spraying method.
Although OF is used, the present invention is not limited to this, and a thermal spraying method using hydrogen fuel may be used. The top coat is not necessarily limited to these thermal spraying methods, and a conventional atmospheric pressure plasma thermal spraying method may be used.
【００３３】[0033]
【実施例】次に、この発明の実施例を表及び図面を参照
して説明する。この実施例では、ガスタービン部品用の
金属基材としてＮｉ基超耐熱合金を使用し、この金属基
材上の遮熱コーティング層（ボンドコート、トップコー
ト）の皮膜形成状況（気孔率、密着強度）、耐酸化性及
び剥離特性を調べた。Embodiments of the present invention will now be described with reference to the tables and the drawings. In this example, a Ni-base super heat-resistant alloy is used as a metal base material for a gas turbine component, and a film formation state (porosity, adhesion strength) of a thermal barrier coating layer (bond coat, top coat) on the metal base material is used. ), Oxidation resistance and peeling properties were investigated.
【００３４】（実施例１）実施例１では、この発明に係
るガスタービン部材の皮膜形成状況を検討した。まず、
同一の溶射条件で溶射材料（ＭＣｒＡｌＹ系のボンドコ
ート材料）を変えたときの皮膜形成状況を表１〜表３に
基づいて説明する。(Example 1) In Example 1, the state of film formation of the gas turbine member according to the present invention was examined. First,
The coating formation conditions when the thermal spraying material (MCrAlY-based bond coat material) is changed under the same thermal spraying conditions will be described based on Tables 1 to 3.
【００３５】表１は、ＨＶＯＦを用いた溶射試験の施工
条件（溶射条件）を、表２は、試験対象の３種の溶射材
料（粉末Ａ、Ｂ、Ｃ）の組成及びその平均粉末粒径を、
表３は、所定の光学顕微鏡写真による気孔率測定法を用
いた皮膜の気孔率（％）の試験結果を説明するものであ
る。Table 1 shows the construction conditions (spraying conditions) of the spraying test using HVOF, and Table 2 shows the compositions of the three types of spraying materials (powder A, B, C) to be tested and their average powder particle diameters. To
Table 3 explains the test results of the porosity (%) of the film using the porosity measuring method by a predetermined optical micrograph.
【００３６】[0036]
【表１】 [Table 1]
【００３７】[0037]
【表２】 [Table 2]
【００３８】[0038]
【表３】 [Table 3]
【００３９】この結果、同一の溶射条件であっても、溶
射材料の条件、主に平均粒径の違い等で皮膜の気孔率が
異なること、特に粉末Ｃで気孔率が最も小さいこと（溶
射距離が１８０ｍｍのときに２％以下）、また粉末Ｂの
場合には平均粒径が本発明の２０〜５０ｍｍから逸脱し
て７５ｍｍと大きいため、殆ど皮膜が形成されないこと
が確認された。As a result, even under the same thermal spraying conditions, the porosity of the coating differs depending on the conditions of the thermal spraying material, mainly the difference in the average particle size, and in particular, the porosity of powder C is the smallest (spraying distance). Was less than 2% at 180 mm), and in the case of powder B, the average particle size deviated from 20 to 50 mm of the present invention and was as large as 75 mm, so it was confirmed that almost no film was formed.
【００４０】次に、同一の溶射材料で溶射条件（溶射速
度）を変えたときの皮膜形成状況を表４、図３及び図４
に基づいて説明する。溶射材料としては、上記で最も良
好な皮膜形成が得られた粉末Ｃを使用し、溶射速度とし
ては、比較のため、本発明の溶射法（５００、７５０、
９００ｍ／ｓ）と従来の大気圧プラズマ溶射法（３０
０、４００ｍ／ｓ）とを用いた。溶射距離は、上記粉末
Ｃで気孔率２％以下を達成した１８０ｍｍとした。Next, the state of film formation when the spraying conditions (spraying speed) are changed with the same spraying material are shown in Table 4, FIG. 3 and FIG.
It will be described based on. As the thermal spraying material, the powder C for which the best film formation was obtained was used, and the thermal spraying rate was, for comparison, the thermal spraying method (500, 750,
900 m / s) and the conventional atmospheric pressure plasma spraying method (30
0, 400 m / s) was used. The spraying distance was set to 180 mm, which achieved a porosity of 2% or less with the powder C.
【００４１】表４は、上記と同じ測定法を用いた皮膜の
気孔率（％）及び所定の密着強さ試験法を用いた密着強
度（ＭＰａ）の試験結果を示すものであり、図３及び図
４は、試験片の断面粒子構造を示す光学顕微鏡写真であ
る。この内、図３は、本発明（表４中の７５０ｍ／ｓの
溶射速度の場合）の試験片を、図４は比較例（表４中の
３００ｍ／ｓの溶射速度の場合）の試験片を説明するも
のである。Table 4 shows the test results of the porosity (%) of the coating film using the same measurement method as above and the adhesion strength (MPa) using the predetermined adhesion strength test method. FIG. 4 is an optical micrograph showing a cross-sectional grain structure of the test piece. Of these, FIG. 3 shows a test piece of the present invention (in the case of a spraying speed of 750 m / s in Table 4), and FIG. 4 shows a test piece of a comparative example (in the case of a spraying speed of 300 m / s in Table 4). To explain.
【００４２】[0042]
【表４】 [Table 4]
【００４３】上記の結果、同一の溶射材料であっても、
溶射速度の違いで皮膜の気孔率が著しく改善され、密着
強度が従来の２倍以上高くなることが確認された （実施例２）実施例２では、この発明のガスタービン部
材の耐酸化性及び剥離特性を検討した。試験法として
は、試験対象を室温〜９００℃で繰り返し加熱して耐酸
化性及び剥離特性を調べる所定の熱サイクル試験法を用
いた。As a result of the above, even if the same thermal spray material is used,
It was confirmed that the porosity of the coating was remarkably improved due to the difference in the spraying rate, and the adhesion strength was more than double that of the conventional example. (Example 2) In Example 2, oxidation resistance and The peeling characteristics were examined. As the test method, a predetermined thermal cycle test method was used in which the test object was repeatedly heated at room temperature to 900 ° C. to examine the oxidation resistance and the peeling property.
【００４４】表５は、この耐酸化性及び剥離特性の試験
結果を説明するものである。試験対象としては、上記実
施例１のＨＶＯＦを用いた溶射法でＭＣｒＡｌＹ系の上
記粉末Ｃによるボンドコートを厚さ０．１５ｍｍの条件
で金属基材上に溶射施工し、そのボンドコート上に所定
のＺｒＯ2 −Ｙ2 Ｏ3 系の組成で平均粒径が７０ｍｍの
粉末によるトップコート（気孔率が３．５％）を溶射し
た本発明の遮熱コーティング試験片と、上記と同じ粉末
を従来の大気圧プラズマ溶射法で作製した比較例の試験
片とを使用した。Table 5 explains the test results of this oxidation resistance and peeling property. As a test object, a bond coat of the above-mentioned powder C of MCrAlY system was sprayed on a metal base material under the condition of a thickness of 0.15 mm by the thermal spraying method using the HVOF of the above-mentioned Example 1, and the predetermined on the bond coat. Of the ZrO 2 —Y 2 O 3 composition having a mean particle diameter of 70 mm and a top coat (porosity: 3.5%) sprayed onto the thermal barrier coating test piece of the present invention; The test piece of Comparative Example prepared by the atmospheric pressure plasma spraying method of No. 2 was used.
【００４５】[0045]
【表５】 [Table 5]
【００４６】この結果、表５に示すように、本発明の試
験片は、従来のものよりも耐酸化性及び耐剥離性により
一層優れていることが確認された。As a result, as shown in Table 5, it was confirmed that the test piece of the present invention was more excellent in oxidation resistance and peeling resistance than the conventional one.
【００４７】[0047]
【発明の効果】以上説明したように、この発明によれ
ば、遮熱コーティング層として、トップコートよりも小
さい気孔率を有するＭＣｒＡｌＹ系のボンドコートを形
成することを必須とし、特に溶射速度を４５０〜９００
ｍ／ｓとした溶射法（例えば、高速ガス炎溶射法又は水
素燃料を使用した溶射法）を使用し、粉末粒径が２０〜
５０μｍの条件で溶射皮膜を形成したため、最適な溶射
条件及び溶射材料を構築できると共に、従来と比べてよ
り一層緻密で且つ密着強度を高めた遮熱コーティング層
を形成でき、その結果、高温酸化に伴う界面剥離等に対
する耐久性を各段に改善できた。As described above, according to the present invention, it is essential to form an MCrAlY-based bond coat having a porosity smaller than that of the top coat as the thermal barrier coating layer, and especially the thermal spray rate is 450. ~ 900
m / s spraying method (for example, a high-speed gas flame spraying method or a spraying method using hydrogen fuel) is used, and the powder particle size is 20 to
Since the thermal spray coating was formed under the condition of 50 μm, it is possible to construct the optimal thermal spray conditions and thermal spray material, and it is possible to form a thermal barrier coating layer with higher density and higher adhesion strength than the conventional one, resulting in high temperature oxidation. The durability against the interfacial peeling, etc. was improved.
【図１】溶射速度に対する気孔率及び接着力の関係を説
明する概略特性図。FIG. 1 is a schematic characteristic diagram illustrating a relationship between a porosity and an adhesive force with respect to a thermal spray rate.
【図２】この発明に係るガスタービン部材の要部構成を
説明する概略断面図。FIG. 2 is a schematic cross-sectional view illustrating a configuration of a main part of a gas turbine member according to the present invention.
【図３】本発明（試験片）の断面の粒子構造を示す光学
顕微鏡写真。FIG. 3 is an optical micrograph showing a particle structure of a cross section of the present invention (test piece).
【図４】従来の比較例（試験片）の断面の粒子構造を示
す光学顕微鏡写真。FIG. 4 is an optical micrograph showing a particle structure of a cross section of a conventional comparative example (test piece).
１ 金属基材 ２ 遮熱コーティング層 ３ ボンドコート ４ トップコート 1 Metal substrate 2 Thermal barrier coating layer 3 Bond coat 4 Top coat
Claims (14)
金属基材上に遮熱コーティング層とを備え、この遮熱コ
ーティング層をボンドコート及びトップコートで構成し
たガスタービン部材において、上記ボンドコートは、Ｍ
ＣｒＡｌＹ系の組成を有し且つ上記トップコートよりも
小さい気孔率を有することを特徴とするガスタービン部
材。1. A gas turbine member comprising a metal base material for a gas turbine component and a thermal barrier coating layer on the metal base material, wherein the thermal barrier coating layer comprises a bond coat and a top coat. The coat is M
A gas turbine member having a CrAlY-based composition and having a porosity smaller than that of the top coat.
１．００以上乃至３２．００以下、Ａｌを５．００以上
乃至１４．００以下、Ｙを０．２０以上乃至１．９０以
下、およびＯ2 を１．００以下とし、Ｎｉを残部又はＣ
ｏを１７．００以上乃至３８．００以下とし、不可避的
不純物を含むＭＣｒＡｌＹ系の組成を有する請求項１記
載のガスタービン部材。2. The bond coat contains 1 wt% of Cr.
1.00 or more and 32.00 or less, Al is 5.00 or more and 14.00 or less, Y is 0.20 or more and 1.90 or less, and O 2 is 1.00 or less, and Ni is the balance or C.
The gas turbine member according to claim 1, wherein o is 17.00 or more and 38.00 or less and has an MCrAlY-based composition containing inevitable impurities.
を有する請求項１又は２記載のガスタービン部材。3. The gas turbine component according to claim 1, wherein the bond coat has a porosity of 2% or less.
する密着強度が１００ＭＰａ以上である請求項１乃至３
のいずれか１項記載のガスタービン部材。4. The bond coat has an adhesion strength with respect to the metal base material of 100 MPa or more.
The gas turbine member according to claim 1.
3 系の組成を有し且つ５％以下の気孔率を有する請求項
１乃至４のいずれか１項記載のガスタービン部材。5. The top coat is ZrO 2 —Y 2 O.
The gas turbine member according to any one of claims 1 to 4, which has a composition of 3 system and has a porosity of 5% or less.
ｍ以上乃至０．２０ｍｍ以下であり、前記トップコート
は、厚さが０．１０ｍｍ以上乃至０．５０ｍｍ以下であ
る請求項１乃至５のいずれか１項記載のガスタービン部
材。6. The bond coat has a thickness of 0.02 m.
The gas turbine member according to any one of claims 1 to 5, wherein the top coat has a thickness of 0.10 mm or more and 0.20 mm or less and the top coat has a thickness of 0.10 mm or more and 0.50 mm or less.
ｍ／ｓ以下とした溶射法を使用して、ガスタービン部品
用の金属基材上に遮熱コーティング層のボンドコートを
一体に形成することを特徴とするガスタービン部材の遮
熱コーティング方法。7. A spraying speed of 450 m / s or more to 900
A thermal barrier coating method for a gas turbine member, which comprises integrally forming a bond coat of a thermal barrier coating layer on a metal base material for a gas turbine component by using a thermal spraying method at m / s or less.
量％でＣｒを１１．００以上乃至３２．００以下、Ａｌ
を５．００以上乃至１４．００以下、Ｙを０．２０以上
乃至１．９０以下、およびＯ2 を１．００以下とし、Ｎ
ｉを残部又はＣｏを１７．００以上乃至３８．００以下
とし、不可避的不純物を含む組成を有するＭＣｒＡｌＹ
系材料を用いた請求項７記載のガスタービン部材の遮熱
コーティング方法。8. The thermal spray material for the bond coat, wherein Cr is 11.00 or more and 32.00 or less in weight%, Al
Is 5.00 or more and 14.00 or less, Y is 0.20 or more and 1.90 or less, and O 2 is 1.00 or less, and N
MCrAlY in which i is the balance or Co is 17.00 or more and 38.00 or less and the composition contains inevitable impurities.
The thermal barrier coating method for a gas turbine member according to claim 7, wherein a system material is used.
０μｍ以上乃至５０μｍ以下の粉末粒径を有するＭＣｒ
ＡｌＹ系材料を用いた請求項７又は８記載のガスタービ
ン部材の遮熱コーティング方法。9. The thermal spray material of the bond coat is 2
MCr having a powder particle size of 0 μm to 50 μm
The thermal barrier coating method for a gas turbine member according to claim 7, wherein an AlY-based material is used.
を用いた請求項７乃至９のいずれか１項記載のガスター
ビン部材の遮熱コーティング方法。10. The thermal barrier coating method for a gas turbine member according to claim 7, wherein a high-speed gas flame spraying method is used as the spraying method.
た溶射法を用いた請求項７乃至９のいずれか１項記載の
ガスタービン部材の遮熱コーティング方法。11. The thermal barrier coating method for a gas turbine member according to claim 7, wherein a thermal spraying method using hydrogen fuel is used as the thermal spraying method.
熱コーティング層のボンドコートを一体に形成し、その
後、溶射速度を３５０ｍ／ｓ以上乃至９００ｍ／ｓ以下
とした溶射法を使用して、上記ボンドコート上に上記遮
熱コーティング層のトップコートを一体に形成すること
を特徴とするガスタービン部材の遮熱コーティング方
法。12. A thermal barrier coating layer is integrally formed on a metal base material for gas turbine parts, and then a thermal spraying method is used in which the thermal spray rate is 350 m / s or more to 900 m / s or less. A thermal barrier coating method for a gas turbine member, wherein a top coat of the thermal barrier coating layer is integrally formed on the bond coat.
５μｍ以上乃至７５μｍ以下の粉末粒径を有するＺｒＯ
2 −Ｙ2 Ｏ3 系材料を用いた請求項１２記載のガスター
ビン部材の遮熱コーティング方法。13. The thermal spray material for the top coat,
ZrO having a powder particle size of 5 μm or more and 75 μm or less
The thermal barrier coating method for a gas turbine member according to claim 12, wherein a 2- Y 2 O 3 based material is used.
０ｍ／ｓ以下とした溶射法を使用して、ガスタービン部
材用の金属基材上に遮熱コーティング層のボンドコート
を一体に形成し、その後、溶射速度を３５０ｍ／ｓ以上
乃至９００ｍ／ｓ以下とした溶射法を使用して、上記ボ
ンドコート上に上記遮熱コーティング層のトップコート
を一体に形成することを特徴とするガスタービン部材の
遮熱コーティング方法。14. A spraying speed of 450 m / s or more to 90 or more.
A bond coat of a thermal barrier coating layer is integrally formed on a metal base material for a gas turbine member by using a thermal spraying method at 0 m / s or less, and then a thermal spraying speed of 350 m / s or more to 900 m / s or less. The thermal barrier coating method for a gas turbine member, wherein the top coat of the thermal barrier coating layer is integrally formed on the bond coat by using the thermal spraying method described above.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8156068A JPH09316622A (en) | 1996-05-28 | 1996-05-28 | Gas turbine member and its thermal insulation coating method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8156068A JPH09316622A (en) | 1996-05-28 | 1996-05-28 | Gas turbine member and its thermal insulation coating method |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09316622A true JPH09316622A (en) | 1997-12-09 |
Family
ID=15619608
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8156068A Pending JPH09316622A (en) | 1996-05-28 | 1996-05-28 | Gas turbine member and its thermal insulation coating method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09316622A (en) |
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002530525A (en) * | 1998-11-13 | 2002-09-17 | フォルシュングスツェントルム・ユーリッヒ・ゲゼルシャフト・ミット・ベシュレンクテル・ハフツング | Glass-metal / ceramic-insulation layer |
| JP2004501275A (en) * | 2000-03-27 | 2004-01-15 | サルツァー・メトコ（ユーエス）・インコーポレーテッド | Superalloy HVOF powder with improved high temperature oxidation, corrosion and creep resistance |
| JP2005090383A (en) * | 2003-09-18 | 2005-04-07 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | Labyrinth structure of rotary part of rotary machine |
| JP2006241515A (en) * | 2005-03-03 | 2006-09-14 | Tohoku Univ | Method for producing heat shield coating member and heat shield coating member |
| JP2007138294A (en) * | 2005-11-17 | 2007-06-07 | General Electric Co <Ge> | Method for coating metal and system therefor |
| JP2007146299A (en) * | 2005-11-29 | 2007-06-14 | General Electric Co <Ge> | Method for applying bonding coat and heat insulating coating over an aluminided surface |
| JP2007170302A (en) * | 2005-12-22 | 2007-07-05 | Toshiba Corp | Seal device |
| JP2008045211A (en) * | 2006-08-18 | 2008-02-28 | United Technol Corp <Utc> | Turbine engine component, and coating method thereof |
| JP2008248280A (en) * | 2007-03-29 | 2008-10-16 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Coating material, manufacturing method thereof, coating method, and moving blade with shroud |
| JP2011074494A (en) * | 2009-09-30 | 2011-04-14 | General Electric Co <Ge> | Single layer bond coat and method of application |
| JP2013136845A (en) * | 2013-03-19 | 2013-07-11 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | High temperature resistant member and gas turbine |
| WO2014069180A1 (en) | 2012-10-31 | 2014-05-08 | 福田金属箔粉工業株式会社 | Ni-Cr-Co-BASED ALLOY HAVING HIGH-TEMPERATURE CORROSION RESISTANCE PROPERTIES, AND POPPET VALVE HAVING SURFACE MODIFIED WITH SAME |
-
1996
- 1996-05-28 JP JP8156068A patent/JPH09316622A/en active Pending
Cited By (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002530525A (en) * | 1998-11-13 | 2002-09-17 | フォルシュングスツェントルム・ユーリッヒ・ゲゼルシャフト・ミット・ベシュレンクテル・ハフツング | Glass-metal / ceramic-insulation layer |
| JP2004501275A (en) * | 2000-03-27 | 2004-01-15 | サルツァー・メトコ（ユーエス）・インコーポレーテッド | Superalloy HVOF powder with improved high temperature oxidation, corrosion and creep resistance |
| JP2005090383A (en) * | 2003-09-18 | 2005-04-07 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | Labyrinth structure of rotary part of rotary machine |
| JP4644803B2 (en) * | 2005-03-03 | 2011-03-09 | 国立大学法人東北大学 | Method for manufacturing heat shielding coating member and heat shielding coating member |
| JP2006241515A (en) * | 2005-03-03 | 2006-09-14 | Tohoku Univ | Method for producing heat shield coating member and heat shield coating member |
| JP2007138294A (en) * | 2005-11-17 | 2007-06-07 | General Electric Co <Ge> | Method for coating metal and system therefor |
| JP4643546B2 (en) * | 2005-11-29 | 2011-03-02 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Method for applying bonding coat and heat insulation film on aluminide surface |
| JP2007146299A (en) * | 2005-11-29 | 2007-06-14 | General Electric Co <Ge> | Method for applying bonding coat and heat insulating coating over an aluminided surface |
| JP2007170302A (en) * | 2005-12-22 | 2007-07-05 | Toshiba Corp | Seal device |
| JP4718991B2 (en) * | 2005-12-22 | 2011-07-06 | 株式会社東芝 | Sealing device |
| JP2008045211A (en) * | 2006-08-18 | 2008-02-28 | United Technol Corp <Utc> | Turbine engine component, and coating method thereof |
| US7875370B2 (en) | 2006-08-18 | 2011-01-25 | United Technologies Corporation | Thermal barrier coating with a plasma spray top layer |
| JP2008248280A (en) * | 2007-03-29 | 2008-10-16 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Coating material, manufacturing method thereof, coating method, and moving blade with shroud |
| WO2008123418A1 (en) * | 2007-03-29 | 2008-10-16 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Coating material, method for production thereof, coating method, rotor blade equipped with shroud |
| JP2011074494A (en) * | 2009-09-30 | 2011-04-14 | General Electric Co <Ge> | Single layer bond coat and method of application |
| WO2014069180A1 (en) | 2012-10-31 | 2014-05-08 | 福田金属箔粉工業株式会社 | Ni-Cr-Co-BASED ALLOY HAVING HIGH-TEMPERATURE CORROSION RESISTANCE PROPERTIES, AND POPPET VALVE HAVING SURFACE MODIFIED WITH SAME |
| US9441287B2 (en) | 2012-10-31 | 2016-09-13 | Fukuda Metal Foil & Powder Co., Ltd. | Ni-Cr-Co-based alloy having high-temperature corrosion resistance, and poppet valve surface-modified with the same |
| JP2013136845A (en) * | 2013-03-19 | 2013-07-11 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | High temperature resistant member and gas turbine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5277936A (en) | Oxide containing MCrAlY-type overlay coatings | |
| EP1640477B2 (en) | High temperature component with thermal barrier coating and gas turbine using the same | |
| US4429019A (en) | Heat-resistant machine component | |
| US9139896B2 (en) | Heat-insulating protective layer for a component located within the hot gas zone of a gas turbine | |
| JP3056548B2 (en) | Method of forming friction layer on wing surface | |
| US9926794B2 (en) | Turbine blade tip treatment for industrial gas turbines | |
| JPH1088368A (en) | Thermal insulation coating member and its production | |
| US20140017477A1 (en) | Thermal Barrier Coating with Lower Thermal Conductivity | |
| JP2008151128A (en) | Gas turbine engine component, its coating method and coating design method | |
| MXPA04007072A (en) | Multilayer thermal barrier coating. | |
| JPS6133969B2 (en) | ||
| JP2006193828A (en) | Heat-shielding coating material, heat-shielding member, heat-shielding coating member, and method for production of the heat-shielding coating member | |
| JP7232295B2 (en) | Adhesion-promoting layer for bonding high-temperature protective layer onto substrate, and method for producing same | |
| JPH09316622A (en) | Gas turbine member and its thermal insulation coating method | |
| KR101681195B1 (en) | Thermal Barrier Coating System with Self-Healing Ability | |
| JP2000144365A (en) | Thermal barrier coating member, production of thermal barrier coating member and high temperature gas turbine using thermal barrier coating member | |
| JP2002339052A (en) | Heat-insulating film coated member and thermal-spray powder | |
| JPS60190580A (en) | Coating powder for heat-shielding and metallic member having heat shielding coating layer | |
| JP4226669B2 (en) | Heat resistant material | |
| US6964818B1 (en) | Thermal protection of an article by a protective coating having a mixture of quasicrystalline and non-quasicrystalline phases | |
| RU2260071C1 (en) | Method of application of heat-insulating erosion-resistant coat | |
| JPH0563555B2 (en) | ||
| JP2902557B2 (en) | Thermal barrier coating film and method of manufacturing the same | |
| JPH1161438A (en) | Heat shielding coating member and its production | |
| US20200248577A1 (en) | Fusible bond for gas turbine engine coating system |