WO2017195518A1 - コーティング構造、これを有するタービン部品及びコーティング構造の製造方法 - Google Patents

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栗村　隆之
峰明 松本
秀次 谷川
良史 辻
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Definitions

  • the present invention relates to a coating structure, a turbine component having the coating structure, and a manufacturing method of the coating structure.
  • CMC Ceramic Matrix Composites
  • EBC environmental barrier coating
  • TBC thermal barrier coating
  • Patent Document 1 as a coating structure provided on the surface of a base material containing a ceramic matrix composite material, a first protective film made of at least one of an environmental resistant coating film or a thermal barrier coating film provided on the surface of the base material; And a second protective film made of an aluminum oxide film provided on the first protective film.
  • Patent Document 1 describes a structure in which a bond coat film and a ceramic film are stacked when a TBC film is used as the first protective film having a coating structure.
  • the bond coat film is made of MCrAlY alloy (M is Co, Ni, or a combination thereof).
  • M is Co, Ni, or a combination thereof.
  • An object of the present invention is to provide a coating structure having high heat resistance, a turbine component having the coating structure, and a manufacturing method of the coating structure.
  • the present invention is a coating structure provided on the surface of a base including a ceramic matrix composite material, and is laminated on the surface of the base, and is laminated on the bond coat layer formed of rare earth silicate. And the bond coat layer is characterized in that the residual stress is a compressive residual stress.
  • the bond coat layer can be made dense, cracks are hardly generated, the air tightness is high, and the oxidation resistance is also high. Thereby, a base part can be protected also in an environment where temperature is higher.
  • the bond coat layer preferably has an oxygen permeability coefficient of 10 ⁇ 9 kg ⁇ m ⁇ 1 ⁇ s ⁇ 1 or less at 1200 ° C. or higher and an oxygen partial pressure on the higher oxygen partial pressure side of 0.02 MPa or higher. Thereby, the airtightness of the bond coat layer can be increased, and the durability temperature can be increased. Thereby, a base part can be protected also in an environment where temperature is higher.
  • the bond coat layer preferably has a crystallinity of 90% to 100%. Thereby, it can suppress that the crack, peeling, etc. by the volume change accompanying the crystallization in the use environment of a bond coat layer can be suppressed, and airtightness can be made high.
  • the bond coat layer is preferably laminated without interposing the surface of the base portion and other materials. Thereby, a laminated structure can be simplified.
  • the bond coat layer preferably has a residual stress smaller than that of the top coat layer. By reducing the residual stress of the bond coat layer, it is possible to suppress the occurrence of cracks and the like in the bond coat layer, and to increase the airtightness.
  • the bond coat layer preferably has a crystal grain size of 0.01 ⁇ m or more and 10 ⁇ m or less. Thereby, the structure of a bond coat layer can be made into a complicated shape, it can suppress that the crack connected to the surface from the back surface of a bond coat layer can be suppressed, and airtightness can be made high.
  • a dispersion material containing silicon or titanium is dispersed in the rare earth silicate.
  • the toughness and cream resistance characteristic of the bond coat layer can be enhanced.
  • the self-healing function which a crack closes is expressed by the silicon oxide or titanium oxide produced
  • the dispersion material is preferably particles. Thereby, it can manufacture easily.
  • the dispersion material is preferably a whisker. Thereby, toughness can be made high efficiently.
  • the dispersion material contains nitrogen. Nitride has higher oxidation resistance than carbide, and the effect of the dispersed material can be maintained for a long time.
  • the present invention is a turbine component having the coating structure according to any one of the above and the base portion on which the coating structure is formed. Thereby, it can be used in a higher temperature environment.
  • the present invention is a method for producing a coating structure, comprising forming a bond coat layer by forming a rare earth silicate on the surface of a base portion including a ceramic matrix composite material by an aerosol deposition method, and a surface of the bond coat layer. Forming a top coat layer by thermal spraying; and, after forming the bond coat layer and the top coat layer, performing a heat treatment on an object in which the bond coat layer and the top coat layer are laminated on the base portion; , Including. Thereby, heat resistance can be made high and the coating structure which can protect a base material also in a higher temperature environment can be manufactured.
  • the heat resistance can be increased, and the base material can be protected even in a higher temperature environment.
  • FIG. 1 is a schematic diagram illustrating an example of a gas turbine according to the present embodiment.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view showing an example of the turbine section according to the present embodiment.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view schematically showing an example of a turbine member having a coating structure according to the present embodiment.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view schematically showing an example of a turbine member having a coating structure according to another embodiment.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view schematically showing an example of a turbine member having a coating structure according to another embodiment.
  • FIG. 6 is a block diagram of a component manufacturing system for manufacturing the turbine member of the present embodiment.
  • FIG. 7 is a flowchart for explaining an example of a method for manufacturing a turbine component according to the present embodiment.
  • FIG. 1 is a schematic diagram illustrating an example of a gas turbine 1 according to the present embodiment.
  • the gas turbine 1 includes a compressor 2 that compresses combustion air, a combustor 3 that generates fuel gas FG by injecting fuel into the compressed air supplied from the compressor 2, and a gas turbine 1 that is supplied from the combustor 3.
  • the turbine section 4 driven by the generated combustion gas FG, the generator 6, the compressor 2, the turbine section 4, and the rotating shaft 5 disposed in the generator 6 are provided.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view showing a part of the turbine section 4.
  • the turbine section 4 is disposed outside the turbine blade 8 with respect to the radial direction with respect to the rotation shaft 5, the turbine stationary blade 7 disposed around the rotation shaft 5, the turbine blade 8 disposed around the rotation shaft 5, and the radial direction with respect to the rotation shaft 5.
  • the split ring 9 is provided.
  • the split ring 9 is supported by the passenger compartment 10.
  • the split ring 9 is an annular member, and includes a plurality of split bodies arranged in the circumferential direction of the rotating shaft 5. A gap is provided between the split ring 9 and the tip of the turbine rotor blade 8.
  • a member of the gas turbine 1 is appropriately referred to as a turbine member 20.
  • the turbine member 20 is a high temperature component (high temperature member) used in a high temperature environment.
  • the turbine member 20 may be a member of the turbine unit 4 or a member of the combustor 3.
  • the turbine member 20 may be the turbine stationary blade 7, the turbine moving blade 8, or the split ring 9.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view schematically showing an example of the turbine member 20.
  • the turbine member (high temperature component) 20 has a base (base material) 22 and a coating structure formed on the surface of the base 22.
  • the base 22 is formed of a ceramic matrix composite material (CMC: Ceramic Matrix Composites).
  • CMC Ceramic Matrix Composites
  • a ceramic-based composite material (hereinafter referred to as CMC) is a material whose strength is improved by combining ceramics with inorganic particles, metal particles, whiskers, short fibers, long fibers, and the like.
  • Silicon carbide (SiC) can be used as the ceramic matrix composite material (hereinafter referred to as CMC).
  • CMC has a lower specific gravity and higher heat resistance than, for example, a nickel-base superalloy.
  • the coating structure has a bond coat layer 24 provided on the surface 40 of the base 22 and a top coat layer 26 provided on the bond coat layer 24.
  • the bond coat layer 24 has a back surface 42B in contact with the base 22 and a front surface 42S facing in the opposite direction of the back surface 42B.
  • the top coat layer 26 has a back surface 44B in contact with the bond coat layer 24 and a front surface 44S facing the opposite direction of the back surface 44B.
  • the bond coat layer 24 is laminated on the surface 40 of the base 22.
  • the bond coat layer 24 can be formed by an aerosol deposition method as described later.
  • the bond coat layer 24 is formed of the base material 30.
  • the base material 30 is made of rare earth silicate.
  • the rare earth silicate is a silicon compound containing rare earth such as yttrium (Y), scandium (Sc), cerium (Ce), neodymium (Nd), ytterbium (Yb).
  • Examples of rare earth silicates containing rare earths include Ln 2 Si 2 O 7 , Ln 2 SiO 5, Ln 2 Si 2 O 7 and Ln.
  • a mixed phase of 2 SiO 5 is exemplified. Further, (Y, Yb) as 2 Si 2 O 7, it is also possible to use a plurality of rare earth elements as Ln.
  • the residual stress is a compressive residual stress.
  • the bond coat layer 24 has an oxygen transmission coefficient at 1200 ° C. or higher and a surface side (high oxygen partial pressure side) oxygen partial pressure of 0.02 MPa or higher, for example, 1200 ° C., oxygen content on the surface side (high oxygen partial pressure side).
  • the oxygen permeability coefficient at a pressure of 0.02 MPa is preferably 10 ⁇ 9 kg ⁇ m ⁇ 1 ⁇ s ⁇ 1 or less.
  • the oxygen permeability coefficient is a gas permeability measuring device as shown in the literature (Y. Ogura et al., “Oxygen permeability of Y 2 SiO 5 ”, Materials Transactions, 42 (6) pp1124-1130 (2001)). Can be measured.
  • the top coat layer 26 is laminated on the bond coat layer 24.
  • the top coat layer 26 can be formed on the bond coat layer 24 by thermal spraying.
  • the top coat layer 26 can use rare earth silicate as a base material.
  • the top coat layer 26 may use a ZrO 2 -based material, and may particularly include YSZ (yttria-stabilized zirconia) which is ZrO 2 partially stabilized or completely stabilized with Y 2 O 3 .
  • the bond coat layer 24 and the top coat layer 26 are laminated as described above.
  • the coating structure is a laminated structure of the bond coat layer 24 and the top coat layer 26, so that at least one function of an environmental barrier coating (EBC) film or a thermal barrier coating (TBC) film is provided.
  • EBC environmental barrier coating
  • TBC thermal barrier coating
  • the coating structure has high heat resistance, high airtightness, high oxidation resistance, and can protect the base 22.
  • the coating structure has a bond coat layer 24, a rare earth silicate as a base material, and the residual stress is a compressive residual stress.
  • the coating structure when the base material 22 is coated, if the thermal spraying method is used, the coating film contracts during the cooling process and has a tensile residual stress.
  • the aerosol deposition method is applied at room temperature, there is no temperature change after the coating is applied, the residual stress does not become tensile, and even if it does not become compressive stress, zero stress (stress state close to 0) ).
  • the coating structure is unlikely to crack when the residual stress is a compressive residual stress.
  • the bond coat layer 24 applied by the aerosol deposition method has zero stress.
  • the top coat layer 26 is applied by, for example, the thermal spraying method, the top coat layer 26 contracts during the cooling process, and tensile residual stress is generated in the top coat.
  • a compressive stress commensurate with the bond coat layer is generated. Thereby, the residual stress becomes a compressive residual stress in the coating structure.
  • the coating structure is such that the bond coat layer 24 is made of a rare earth silicate as a base material, and the oxygen transmission coefficient at 1200 ° C. or higher is 10 ⁇ 9 kg ⁇ m ⁇ 1 ⁇ s ⁇ 1 or less. It is possible to increase the air tightness and the durability temperature.
  • the coating structure can be simplified by providing a structure in which the bond coat layer 24 is laminated on the surface of the base portion 22 without using other materials. Further, since rare earth silicate is used for the bond coat layer 24, the linear expansion coefficient with the base portion 22 can be made close, and the concentration of a load can be suppressed due to a temperature change during use.
  • the coating structure uses a rare earth silicate for both the bond coat layer 24 and the top coat layer 26, so that the linear expansion coefficient at a plurality of different temperatures of the base 22, bond coat layer 24, and top coat layer 26, etc. It is possible to make the characteristics close to each other, and it is possible to suppress a load from being concentrated on a part due to a temperature change during use.
  • the bond coat layer 24 preferably has a crystallinity of 90% to 100%.
  • the coating structure can suppress the occurrence of cracks or the like in the bond coat layer 24 by setting the crystallinity of the bond coat layer 24 in the above range, and can improve the airtightness.
  • the crystallinity of the bond coat layer 24 before forming the bond coat layer 24 and the top coat layer 26 and performing the heat treatment is 90% or more and 100% or less.
  • the bond coat layer 24 is formed by the aerosol deposition method, so that the crystallinity before the heat treatment can be increased. Thereby, heat treatment can be simplified, and the crystallinity of the bond coat layer 24 having a coating structure can be increased.
  • the crystal grain size of the bond coat layer 24 is 0.01 ⁇ m or more and 10 ⁇ m or less.
  • the structure of the bond coat layer 24 can be made into a complex shape, and the occurrence of cracks that connect from the back surface to the surface of the bond coat layer 24 is suppressed. And airtightness can be increased.
  • the coating structure preferably has a residual stress of the bond coat layer 24 smaller than that of the top coat layer 26.
  • the coating structure can suppress the occurrence of cracks and the like in the bond coat layer 24, and can increase the airtightness.
  • rare earth silicate is used for the base material (matrix) of the top coat layer and the bond coat layer.
  • Zircon (ZrSiO 4 ) or HfSiO 4 having a small difference in expansion coefficient and high adhesion may be used.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view schematically showing an example of a turbine member having a coating structure according to another embodiment.
  • a turbine member 20a shown in FIG. 4 has a base 22 and a coating structure.
  • the coating structure has a bond coat layer 24 a and a top coat layer 26.
  • the bond coat layer 24 a includes a base material 30 and particles 32.
  • the base material 30 is a rare earth silicate like the bond coat layer 24.
  • the particles 32 are dispersed and arranged inside the base material 30.
  • the particle 32 has a structure having a diameter smaller than the thickness of the bond coat layer 24a.
  • the particles 32 preferably have a particle size of 0.01 ⁇ m or more and 10 ⁇ m or less, for example, 1 ⁇ m.
  • the particles 32 are formed of a silicon compound (Si compound) or a titanium compound.
  • the silicon compound includes various compounds containing nitrogen and oxygen. Titanium compounds include titanium carbide (titanium carbide), titanium nitride (titanium nitride), and titanium carbonitride (titanium carbonitride).
  • the coating structure can improve creep resistance and fracture toughness by dispersing the particles 32 in the bond coat layer 24a.
  • the coating structure by dispersing the particles 32, foreign substances can be dispersed in the base material 30, and creep deformation can be made difficult to occur.
  • the coating structure can stop the crack at the position in contact with the particle 32 even when a crack occurs in the base material 30.
  • grain surface becomes an oxide, and the self-healing function which a crack closes arises. Thereby, it can suppress that the crack which reaches
  • the particles 32 preferably contain nitrogen.
  • examples of the silicon compound having nitrogen include SiCNO, Si 3 N 4 , sialon (Si 3 N 4 —Al 2 O 3 ), and Si 2 N 2 O. Since the particles 32 contain nitrogen, when the oxygen enters the bond coat layer 24a, the particles 32 can collect oxygen.
  • the bond coat layer 24a is improved in oxidation resistance by containing nitrogen in the particles 32, and the effect of crack deflection, oxygen scavenging and crack healing lasts for a long time. Oxygen passes through the bond coat layer 24a, and the base 22 It is possible to suppress the arrival of oxygen at a higher probability.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view schematically showing an example of a turbine member having a coating structure according to another embodiment.
  • a turbine member 20b shown in FIG. 5 has a base 22 and a coating structure.
  • the coating structure has a bond coat layer 24 b and a top coat layer 26.
  • the bond coat layer 24b has a base material 30 and a whisker 32a.
  • the base material 30 is a rare earth silicate like the bond coat layer 24b.
  • the whisker 32a is a single crystal fibrous (rod-like) structure.
  • the whisker 32a can be formed of the same material as the particles.
  • the whisker 32a has, for example, a length of 5 ⁇ m to 20 ⁇ m and a cross-sectional width of about 100 nm.
  • the coating structure can improve toughness more by dispersing the whisker 32a in the bond coat layer 24b than when the particles 32 are dispersed. That is, by disposing the fibrous whisker 32a, the region where the whisker 32a is disposed can be enlarged with respect to the amount mixed with the base material 30 when viewed from the direction orthogonal to the surface of the base portion 22. Thereby, it can suppress that the crack which a crack reaches
  • the whisker 32a in which the axial direction of the fibrous shape is the direction along the surface of the base material 22 is the direction along the direction perpendicular to the surface of the base material 22 is the whisker 32a. It is preferable that the number is larger.
  • the structure of the fine particles dispersed in the base material 30 of the bond coat layers 24a and 24b is not limited to the particles 32 and whiskers 32a.
  • the fine substance may be a fibrous structure different from the whisker 32a. By using a fibrous structure, the progress of cracks can be stopped efficiently and the toughness can be increased.
  • FIG. 6 is a block diagram of a component manufacturing system for manufacturing the turbine member of the present embodiment.
  • a component manufacturing system 100 shown in FIG. 6 manufactures turbine components.
  • the component manufacturing system 100 includes a base manufacturing apparatus 102, a bond coat layer forming apparatus 104, a top coat layer forming apparatus 106, a heat treatment apparatus 108, and a material manufacturing apparatus 110.
  • a combination of a bond coat layer forming apparatus 104, a top coat layer forming apparatus 106, a heat treatment apparatus 108, and a material manufacturing apparatus 110 becomes a coating structure manufacturing system.
  • the base manufacturing apparatus 102 manufactures the base of the turbine member.
  • the method by which the base manufacturing apparatus 102 forms the base is not particularly limited.
  • the base manufacturing apparatus 102 manufactures the base by, for example, filling a material corresponding to the structure of the base with a material and baking it.
  • the bond coat layer forming apparatus 104 forms a bond coat layer on the surface of the base.
  • the bond coat layer forming apparatus 104 applies a material having a rare earth silicate, which is a material to be a bond coat layer, as a base material to the surface of the base portion by an aerosol deposition method (AD method).
  • AD method aerosol deposition method
  • the bond coat layer is formed by mixing fine particles and ultra fine particles of the material to be the bond coat layer with a gas to form an aerosol, and spraying it onto the surface of the base in a vacuum.
  • the bond coat layer forming apparatus 104 forms a layer having a rare earth silicate as a base material on the surface of the base as a bond coat layer.
  • the top coat layer forming apparatus 106 forms a top coat layer on the surface of the bond coat layer.
  • the top coat layer forming apparatus 106 applies rare earth silicate, which is a material to be a top coat layer, to the surface of the bond coat layer by thermal spraying. As a result, the top coat layer forming apparatus 106 forms a rare earth silicate layer on the surface of the bond coat layer as the top coat layer.
  • the heat treatment apparatus 108 performs heat treatment on a structure in which a bond coat layer and a top coat layer are formed on the surface of the base.
  • the heat treatment apparatus 108 is a heating furnace, and is a treatment that changes the characteristics of the structure by holding the structure at a predetermined temperature, for example, 700 ° C. or higher and 1000 ° C. or lower for a predetermined time (several hours to several tens of hours). I do.
  • the material manufacturing apparatus 110 manufactures materials to be applied as a bond coat layer and a top coat layer.
  • the material manufacturing apparatus 110 processes the rare earth silicate so that it can be applied by the bond coat layer forming apparatus 104 and the top coat layer forming apparatus 106. Further, when the material manufacturing apparatus 110 uses a material in which a fine material such as particles and whiskers is mixed in a rare earth silicate base material, the material manufacturing apparatus 110 manufactures a material in which the fine material is mixed in the rare earth silicate base material.
  • FIG. 7 is a flowchart for explaining an example of a method for manufacturing a turbine component according to this embodiment.
  • a part of process of the manufacturing method of turbine components becomes a manufacturing method of a coating structure.
  • the manufacturing method shown in FIG. 7 can be realized by executing each process in the component manufacturing system 100.
  • the component manufacturing system 100 manufactures the base with the base manufacturing apparatus 102 (step S12). After manufacturing the base, the component manufacturing system 100 forms the bond coat layer on the surface of the base with the aerosol deposition method using the bond coat layer forming apparatus 104 (step S14). After forming the bond coat layer, the component manufacturing system 100 forms the top coat layer on the surface of the bond coat layer by thermal spraying using the top coat layer forming apparatus 106 (step S16). After forming the topcoat layer, the component manufacturing system 100 performs a heat treatment on the manufactured structure (step S18).
  • the component manufacturing system 100 can make the bond coat layer a structure in which the material is densely arranged and has few or no cracks through which a gas passes and cracks.
  • the structure can be low.
  • the base material of the bond coat layer is made of rare earth silicate or zircon, it can be formed on the surface of the base, and the heat resistance can be made higher than when an alloy that adheres closely to the top coat layer is used.
  • the manufacturing method of the coating structure can manufacture a coating structure having a bond coat layer having high heat resistance and high airtightness and a top coat layer having high heat resistance and suppressing permeation of water vapor.
  • the topcoat layer formation apparatus 106 formed the topcoat layer by thermal spraying, However, You may construct a topcoat layer by methods other than thermal spraying.

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Abstract

コーティング構造、これを有するタービン部品及びコーティング構造の製造方法を提供する。セラミックス基複合材料を含む基部の表面に設けられたコーティング構造であって、基部の表面に積層され、希土類シリケートで形成されたボンドコート層と、ボンドコート層に積層されたトップコート層と、を有し、ボンドコート層は、残留応力が圧縮残留応力であり、かつ、１２００℃以上、酸素分圧が高い側の酸素分圧が０．０２ＭＰａ以上における酸素透過係数が１０－９ｋｇ・ｍ－１・ｓ－１以下である。ボンドコート層は、炭窒化物粒子もしくは炭窒化物ウィスカーを含む場合もある。

Description

コーティング構造、これを有するタービン部品及びコーティング構造の製造方法
　本発明は、コーティング構造、これを有するタービン部品及びコーティング構造の製造方法に関する。
　航空用および産業用ガスタービンや飛しょう体等には、１０００℃以上になる部分がある。１０００℃以上になる部分に用いる部品（高温部品）に、セラミックス基複合材料（ＣＭＣ：Ceramic　Matrix　Composites）で製造した部品を用いることが検討されている。また、セラミックス基複合材料の表面には、耐水蒸気腐食性及び遮熱性を向上させる構造として、耐環境コーティング（ＥＢＣ：Environmental　Barrier　Coating）、又は遮熱コーティング（ＴＢＣ：Thermal　Barrier　Coating）を形成する構造が検討されている。
　特許文献１には、セラミックス基複合材料を含む母材の表面に設けられるコーティング構造として、前記母材の表面に設けられる耐環境コーティング膜又は遮熱コーティング膜の少なくとも一方からなる第１保護膜と、第１保護膜上に設けられる酸化アルミニウム膜からなる第２保護膜と、を備えるコーティング構造が記載されている。また、特許文献１には、コーティング構造の第１保護膜にＴＢＣ膜を用いた場合、ボンドコート膜とセラミックス膜を積層する構造が記載されている。
特開２０１５－１１３２５５号公報
　ここで、特許文献１では、ボンドコート膜をＭＣｒＡｌＹ合金（Ｍは、Ｃｏ，Ｎｉ、又はこれらの組み合わせ）で作成している。しかしながら、このようにボンドコート膜に合金を用いると、耐熱性が高くできないという問題がある。
　本発明は、耐熱性が高いコーティング構造、これを有するタービン部品及びコーティング構造の製造方法を提供することを目的とする。
　本発明は、セラミックス基複合材料を含む基部の表面に設けられたコーティング構造であって、前記基部の表面に積層され、希土類シリケートで形成されたボンドコート層と、前記ボンドコート層に積層されたトップコート層と、を有し、前記ボンドコート層は、残留応力が圧縮残留応力であることを特徴とする。
　本発明によれば、ボンドコート層を緻密にすることができ、かつ、き裂が発生しにくくなり、気密性も高く、耐酸化性も高くすることができる。これにより、より温度が高い環境でも基部を保護することができる。
　前記ボンドコート層は、１２００℃以上、酸素分圧が高い側の酸素分圧が０．０２ＭＰａ以上における酸素透過係数が１０－９ｋｇ・ｍ－１・ｓ－１以下であることが好ましい。これにより、ボンドコート層の気密性を高くすることができ、かつ、耐久温度を高くすることができる。これにより、より温度が高い環境でも基部を保護することができる。
　ここで、前記ボンドコート層は、結晶率が９０％以上１００％以下であることが好ましい。これにより、ボンドコート層の使用環境下における結晶化に伴う体積変化によるひび割れ、剥離等が生じることを抑制することができ、気密性を高くすることができる。
　また、前記ボンドコート層は、前記基部の表面と他の材料を介さずに積層されていることが好ましい。これにより、積層構造を簡単にすることができる。
　また、前記ボンドコート層は、残留応力が前記トップコート層よりも小さいことが好ましい。ボンドコート層の残留応力を小さくすることで、ボンドコート層にひび割れ等が生じることを抑制することができ、気密性を高くすることができる。
　また、前記ボンドコート層は、結晶の粒径が０．０１μｍ以上１０μｍ以下であることが好ましい。これにより、ボンドコート層の構造を複雑形状とすることができ、ボンドコート層の裏面から表面に繋がる割れが生じることを抑制することができ、気密性を高くすることができる。
　また、前記ボンドコート層は、ケイ素またはチタンを含有する分散物質が前記希土類シリケートに分散されていることが好ましい。これにより、ボンドコート層の靱性と耐クリーム特性を高くすることができる。また、分散粒子の酸化によって生成するケイ素酸化物またはチタン酸化物により、き裂が閉塞する自己治癒機能が発現する。
　また、前記分散物質は、粒子であることが好ましい。これにより、簡単に製造することができる。
　また、前記分散物質は、ウィスカであることが好ましい。これにより、効率よく靭性を高くすることができる。
　また、前記分散物質は、窒素を含有することが好ましい。窒化物は炭化物よりも耐酸化性が高く、分散物質の効果を長時間持続させることが可能となる。
　本発明は、タービン部品であって、上記のいずれかに記載のコーティング構造と、前記コーティング構造が表面に形成された前記基部と、を有することを特徴とする。これにより、より温度が高い環境で使用することができる。
　本発明は、コーティング構造の製造方法であって、セラミックス基複合材料を含む基部の表面にエアロゾルデポジッション法で希土類シリケートを製膜し、ボンドコート層を形成するステップと、前記ボンドコート層の表面に溶射でトップコート層を形成するステップと、前記ボンドコート層と前記トップコート層を形成した後、前記基部に前記ボンドコート層と前記トップコート層が積層された物体に熱処理を実行するステップと、を含むことを特徴とする。これにより、耐熱性を高くすることができ、より高温の環境でも母材を保護することができるコーティング構造を製造することができる。
　本発明によれば、耐熱性を高くすることができ、より高温の環境でも母材を保護することができる。
図１は、本実施形態に係るガスタービンの一例を示す模式図である。 図２は、本実施形態に係るタービン部の一例を示す断面図である。 図３は、本実施形態に係るコーティング構造を有するタービン部材の一例を模式的に示す断面図である。 図４は、他の実施形態に係るコーティング構造を有するタービン部材の一例を模式的に示す断面図である。 図５は、他の実施形態に係るコーティング構造を有するタービン部材の一例を模式的に示す断面図である。 図６は、本実施形態のタービン部材を製造する部品製造システムのブロック図である。 図７は、本実施形態に係るタービン部品の製造方法の一例を説明するためのフローチャートである。
　以下、本発明に係る実施形態について図面を参照しながら説明するが、本発明はこれに限定されない。以下で説明する各実施形態の要件は、適宜組み合わせることができる。また、一部の構成要素を用いない場合もある。また、下記の実施形態における構成要素には、当業者が置換可能かつ容易なもの、あるいは実質的に同一のものが含まれる。例えば、本実施形態では、ガスタービンのタービン部品を例として説明するが、本実施形態のコーティング構造、コーティング構造を有する高温部品は、他の用途の部品にも用いることができる。本実施形態のコーティング構造、コーティング構造を有する高温部品は、例えば、飛翔体の部品として用いることができる。
　図１は、本実施形態に係るガスタービン１の一例を示す模式図である。ガスタービン１は、燃焼用空気を圧縮する圧縮機２と、圧縮機２から供給された圧縮空気に燃料を噴射して燃焼させ、燃焼ガスＦＧを生成する燃焼器３と、燃焼器３から供給された燃焼ガスＦＧにより駆動するタービン部４と、発電機６と、圧縮機２、タービン部４、及び発電機６に配置される回転軸５とを備えている。
　図２は、タービン部４の一部を示す断面図である。タービン部４は、回転軸５の周囲に配置されるタービン静翼７と、回転軸５の周囲に配置されるタービン動翼８と、回転軸５に対する放射方向に関してタービン動翼８の外側に配置される分割環９とを備えている。
　分割環９は、車室１０に支持される。分割環９は、環状の部材であり、回転軸５の周方向に配置される複数の分割体を含む。分割環９とタービン動翼８の先端との間に間隙が設けられる。
　以下の説明において、ガスタービン１の部材を適宜、タービン部材２０、と称する。タービン部材２０は、高温環境で使用される高温部品（高温部材）である。タービン部材２０は、タービン部４の部材でもよいし、燃焼器３の部材でもよい。タービン部材２０は、タービン静翼７でもよいし、タービン動翼８でもよいし、分割環９でもよい。
　図３は、タービン部材２０の一例を模式的に示す断面図である。図３に示すように、タービン部材（高温部品）２０は、基部（基材）２２と、基部２２の表面に形成されるコーティング構造とを有する。
　基部２２は、セラミックス基複合材料（ＣＭＣ：Ceramic　Matrix　Composites）で形成される。セラミックス基複合材料（以下、ＣＭＣ、と称する）は、無機の粒子、金属の粒子、ウィスカ、短繊維、及び長繊維などとセラミックスとを複合化することで強度を向上させた材料である。セラミックス基複合材料（以下、ＣＭＣ、と称する）は、炭化ケイ素（ＳｉＣ）を用いることができる。ＣＭＣは、例えばニッケル基超合金に比べて比重が小さく、耐熱性が高い。
　コーティング構造は、基部２２の表面４０に設けられるボンドコート層２４と、ボンドコート層２４上に設けられるトップコート層２６と、を有する。ボンドコート層２４は、基部２２と接する裏面４２Ｂと、裏面４２Ｂの反対方向を向く表面４２Ｓとを有する。トップコート層２６は、ボンドコート層２４と接する裏面４４Ｂと、裏面４４Ｂの反対方向を向く表面４４Ｓとを有する。
　ボンドコート層２４は、基部２２の表面４０に積層されている。ボンドコート層２４は、後述するがエアロゾルデポジッション法で形成することができる。ボンドコート層２４は、母材３０で形成されている。母材３０は、希土類シリケートで形成されている。希土類シリケートは、イットリウム（Ｙ）、スカンジウム（Ｓｃ）、セリウム（Ｃｅ）、ネオジム（Ｎｄ）、イッテルビウム（Ｙｂ）等の希土類を含有するケイ素化合物である。希土類（Ｌｎ：Ｙ、Ｓｃ、Ｃｅ、Ｎｄ、Ｙｂ、Ｌｕ等の希土類元素）を含有する含有する希土類シリケートとしては、Ｌｎ２Ｓｉ２Ｏ７、Ｌｎ２ＳｉＯ５およびＬｎ２Ｓｉ２Ｏ７とＬｎ２ＳｉＯ５の混合相が例示される。また、（Ｙ，Ｙｂ）２Ｓｉ２Ｏ７のように、Ｌｎとして複数の希土類元素を併用することも可能である。
　ここで、ボンドコート層２４は、残留応力が圧縮残留応力である。また、ボンドコート層２４は、１２００℃以上、表面側（高酸素分圧側）の酸素分圧が０．０２ＭＰａ以上における酸素透過係数、例えば、１２００℃、表面側（高酸素分圧側）の酸素分圧が０．０２ＭＰａにおける酸素透過係数が１０－９ｋｇ・ｍ－１・ｓ－１以下であることが好ましい。酸素透過係数は、文献（Y.Ogura　et　al.,　”Oxygen　permeability　of　Y2SiO5”,　Materials　Transactions,　42(6)　pp1124-1130　(2001)）に示されているようなガス透過率測定装置で計測することができる。
　トップコート層２６は、ボンドコート層２４に積層される。トップコート層２６は、ボンドコート層２４に溶射で形成することができる。トップコート層２６は、母材に希土類シリケートを用いることができる。また、トップコート層２６は、ＺｒＯ２系の材料を用いてもよく、特にＹ２Ｏ3で部分安定化又は完全安定化したＺｒＯ２であるＹＳＺ（イットリア安定化ジルコニア）を含んでもよい。
　コーティング構造は、以上のようにボンドコート層２４とトップコート層２６が積層されている。コーティング構造は、ボンドコート層２４とトップコート層２６の積層構造とすることで、耐環境コーティング（ＥＢＣ：Environmental　Barrier　Coating）膜、又は遮熱コーティング（ＴＢＣ：Thermal　Barrier　Coating）膜の少なくとも１つの機能を備えるものであり、コーティング構造は、耐熱性が高く、気密性も高く、耐酸化性も高くすることができ、基部２２を保護することができる。
　コーティング構造は、ボンドコート層２４を、希土類シリケートを母材とし、残留応力が圧縮残留応力である。これにより、ボンドコート層２４にき裂が発生しにくくなり、気密性も高く、耐酸化性も高くすることができ、基部２２を保護することができる。ここで、コーティング構造は、基材２２にコーティングする場合、溶射法であると被膜が冷却過程で収縮して引張の残留応力を持ってしまう。これに対して、エアロゾルデポジッション法は、室温で施工されるために被膜施工後の温度変化がなく、残留応力は引張にならず、圧縮応力とはいかないまでも零応力（０に近い応力状態）となっている。このように、コーティング構造は、残留応力が圧縮残留応力となっていると割れが発生しにくい。エアロゾルデポジッション法で施工されたボンドコート層２４は、零応力で、トップコート層２６を例えば溶射法で施工すると、トップコート層２６が冷却過程で収縮しトップコートには引張残留応力が発生することになるが、ボンドコート層にはそれに釣り合う圧縮応力が発生する。これにより、コーティング構造は、残留応力が圧縮残留応力となる。
　また、コーティング構造は、ボンドコート層２４を、希土類シリケートを母材とし、かつ１２００℃以上における酸素透過係数は１０－９ｋｇ・ｍ－１・ｓ－１以下とすることで、ボンドコート層２４の気密性を高くし、かつ、耐久温度を高くすることができる。
　コーティング構造は、ボンドコート層２４を基部２２の表面と他の材料を介さずに積層する構造とすることで、積層構造を簡単とすることができる。また、ボンドコート層２４に希土類シリケートを用いているため基部２２との線膨張係数を近くすることができ、使用時の温度変化で、一部に荷重が集中することを抑制できる。
　また、コーティング構造は、ボンドコート層２４とトップコート層２６との両方に希土類シリケートを用いることで、基部２２とボンドコート層２４とトップコート層２６との異なる複数の温度での線膨張係数等の特性を近くすることができ、使用時の温度変化で、一部に荷重が集中することを抑制できる。
　また、コーティング構造は、ボンドコート層２４の結晶率が９０％以上１００％以下であることが好ましい。コーティング構造は、ボンドコート層２４の結晶率を上記範囲とすることで、ボンドコート層２４にひび割れ等が生じることを抑制することができ、気密性を高くすることができる。また、コーティング構造は、製造時に、ボンドコート層２４及びトップコート層２６を形成し、熱処理を実行する前のボンドコート層２４の結晶率も９０％以上１００％以下であることが好ましい。コーティング構造は、ボンドコート層２４をエアロゾルデポジッション法で形成することで、熱処理を実行する前の時点での結晶率を高くすることができる。これにより、熱処理を簡単にすることができ、また、コーティング構造のボンドコート層２４の結晶率を高くすることができる。
　また、コーティング構造は、ボンドコート層２４の結晶の粒径が０．０１μｍ以上１０μｍ以下であることが好ましい。ボンドコート層２４の結晶の粒径を上記範囲とすることで、ボンドコート層２４の構造を複雑形状とすることができ、ボンドコート層２４の裏面から表面に繋がる割れが生じることを抑制することができ、気密性を高くすることができる。
　また、コーティング構造は、ボンドコート層２４の残留応力がトップコート層２６よりも小さいことが好ましい。コーティング構造は、ボンドコート層２４の残留応力を小さくすることで、ボンドコート層２４にひび割れ等が生じることを抑制することができ、気密性を高くすることができる。
　また、本実施形態では、基部との熱膨張係数差が小さく、密着性が高いため、トップコート層とボンドコート層の母材（マトリクス）に希土類シリケートを用いたが、同様に基部との熱膨張係数差が小さく、密着性が高いジルコン（ＺｒＳｉＯ４）、ＨｆＳｉＯ４を用いてもよい。
　図４は、他の実施形態に係るコーティング構造を有するタービン部材の一例を模式的に示す断面図である。なお、タービン部材２０ａのうち、タービン部材２０と同様の構造については、詳細な説明を省略する。以下タービン部材２０ａに特有の点を重点的に説明する。図４に示すタービン部材２０ａは、基部２２とコーティング構造とを有する。コーティング構造は、ボンドコート層２４ａと、トップコート層２６とを有する。
　ボンドコート層２４ａは、母材３０と粒子３２と、を有する。母材３０は、ボンドコート層２４と同様に希土類シリケートである。粒子３２は、母材３０の内部に分散して配置されている。粒子３２は、ボンドコート層２４ａの厚みよりも径が小さい構造である。粒子３２は、粒径を０．０１μｍ以上１０μｍ以下、例えば、１μｍとすることが好ましい。粒子３２は、ケイ素化合物（Ｓｉ化合物）またはチタン化合物で形成されている。ケイ素化合物には、窒素、酸素を含有する各種化合物が含まれる。チタン化合物には、チタンの炭化物（チタンカーバイト）、チタンの窒化物（チタンナイトライド）、チタンの炭窒化物（チタンカーボナイトライド）が含まれる。
　コーティング構造は、ボンドコート層２４ａに粒子３２を分散させることで、耐クリープ性及び破壊靱性を向上させることができる。例えば、コーティング構造は、粒子３２を分散させることで、母材３０に異物を分散させることができ、クリープ変形を生じにくくすることができる。また、コーティング構造は、母材３０にき裂が生じた場合でも、粒子３２と接触した位置でき裂を止めることができる。また、粒子表面が酸化物となることにより、き裂が閉塞する自己治癒機能が生じる。これにより、ボンドコート層２４の表面から裏面に到達するき裂が生じることを抑制することができる。
　ここで、粒子３２は、窒素を含有することが好ましい。ここで、窒素を有するケイ素化合物としては、ＳｉＣＮＯ、Ｓｉ３Ｎ４、サイアロン（Ｓｉ３Ｎ４－Ａｌ２Ｏ３）、Ｓｉ２Ｎ２Ｏが例示される。粒子３２は、窒素を含有することで、ボンドコート層２４ａに酸素が浸入してきた場合、粒子３２で酸素を捕集することができる。ボンドコート層２４ａは、粒子３２に窒素を含有させることで耐酸化性が向上してき裂偏向、酸素捕集及びき裂治癒効果が長時間持続し、ボンドコート層２４ａを酸素が通過し、基部２２に酸素が到達することをより高い確率で抑制することができる。
　図５は、他の実施形態に係るコーティング構造を有するタービン部材の一例を模式的に示す断面図である。なお、タービン部材２０ｂのうち、タービン部材２０と同様の構造については、詳細な説明を省略する。以下タービン部材２０ｂに特有の点を重点的に説明する。図５に示すタービン部材２０ｂは、基部２２とコーティング構造とを有する。コーティング構造は、ボンドコート層２４ｂと、トップコート層２６とを有する。
　ボンドコート層２４ｂは、母材３０とウィスカ３２ａと、を有する。母材３０は、ボンドコート層２４ｂと同様に希土類シリケートである。ウィスカ３２ａは、単結晶の繊維状（棒状）の構造物である。ウィスカ３２ａは、粒子と同様の材料で形成することができる。ウィスカ３２ａは、例えば、長さが５μｍ以上２０μｍ以下、断面の幅が１００ｎｍ程度である。
　コーティング構造は、ボンドコート層２４ｂにウィスカ３２ａを分散させることで、粒子３２を分散させた場合よりも靱性をより向上させることができる。つまり繊維状のウィスカ３２ａを配置することで、母材３０に混合させる量に対して、基部２２の表面に直交する向きから見てウィスカ３２ａが配置されている領域を大きくすることができる。これにより、き裂がボンドコート層２４ｂの表面から裏面に到達するき裂が生じることを抑制することができる。
　ここで、ボンドコート層２４ｂは、繊維状の形状の軸方向が、基材２２の表面に沿った方向となるウィスカ３２ａが、基材２２の表面に直交する向きに沿った方向となるウィスカ３２ａよりも多くなることが好ましい。
　なお、ボンドコート層２４ａ、２４ｂの母材３０に分散させる微粒物質の構造は、粒子３２、ウィスカ３２ａに限定されない。例えば、微粒物質をウィスカ３２ａとは異なる繊維状の構造物としてもよい。繊維状の構造物とすることで、き裂の進行を効率よく止めることができ、靱性を高くすることができる。
　図６は、本実施形態のタービン部材を製造する部品製造システムのブロック図である。図６に示す部品製造システム１００は、タービン部品を製造する。部品製造システム１００は、基部製造装置１０２と、ボンドコート層形成装置１０４と、トップコート層形成装置１０６と、加熱処理装置１０８と、材料製造装置１１０と、を有する。部品製造システム１００は、ボンドコート層形成装置１０４と、トップコート層形成装置１０６と、加熱処理装置１０８と、材料製造装置１１０と、の組み合わせがコーティング構造製造システムとなる。
　基部製造装置１０２は、タービン部材のうち基部を製造する。基部製造装置１０２が基部を形成する方法は特に限定されない。基部製造装置１０２は、例えば、基部の構造に対応する型に、材料を充填し焼成することで、基部を製造する。
　ボンドコート層形成装置１０４は、基部の表面にボンドコート層を形成する。ボンドコート層形成装置１０４は、ボンドコート層となる材料である希土類シリケートを母材とする材料をエアロゾルデポジッション法（ＡＤ法）で基部の表面に施工する。具体的には、ボンドコート層となる材料の微粒子、超微粒子をガスと混合してエアロゾル化し、真空中で基部の表面に噴射することで、ボンドコート層を形成する。これにより、ボンドコート層形成装置１０４は、ボンドコート層として基部の表面に希土類シリケートを母材とする層を形成する。
　トップコート層形成装置１０６は、ボンドコート層の表面にトップコート層を形成する。トップコート層形成装置１０６は、トップコート層となる材料である希土類シリケートを溶射でボンドコート層の表面に施工する。これにより、トップコート層形成装置１０６は、トップコート層としてボンドコート層の表面に希土類シリケートの層を形成する。
　加熱処理装置１０８は、基部の表面にボンドコート層とトップコート層が形成された構造物に対して熱処理を行う。加熱処理装置１０８は、加熱炉であり、構造物を所定温度、例えば、７００℃以上１０００℃以下等で所定時間（数時間から数十時間）保持することで、構造物の特性を変化させる処理を行う。
　材料製造装置１１０は、ボンドコート層、トップコート層として施工する材料を製造する。材料製造装置１１０は、希土類シリケートをボンドコート層形成装置１０４と、トップコート層形成装置１０６とで施工できる状態に加工する。また、材料製造装置１１０は、ボンドコート層を、希土類シリケートの母材に粒子、ウィスカ等の微細物質を混合した材料を用いる場合、希土類シリケートの母材に微細物質を混合した材料を製造する。
　図７は、本実施形態に係るタービン部品の製造方法の一例を説明するためのフローチャートである。なお、タービン部品の製造方法の一部の工程がコーティング構造の製造方法となる。図７に示す製造方法は、部品製造システム１００で各工程を実行することで実現することができる。
　部品製造システム１００は、基部製造装置１０２で基部を製造する（ステップＳ１２）。部品製造システム１００は、基部を製造した後、ボンドコート層形成装置１０４で、基部の表面にボンドコート層をエアロゾルデポジッション法で形成する（ステップＳ１４）。部品製造システム１００は、ボンドコート層を形成した後、トップコート層形成装置１０６で、ボンドコート層の表面にトップコート層を溶射で形成する（ステップＳ１６）。部品製造システム１００は、トップコート層を形成した後、作製した構造物に対して熱処理を実行する（ステップＳ１８）。
　部品製造システム１００は、以上の工程を実行することで、ボンドコート層を、材料が緻密に配置され、かつ、気体が通過する割れ、クラックが少ないまたはない構造とすることができ、酸素透過率が低い構造とすることができる。また、ボンドコート層の母材を希土類シリケートまたはジルコンとすることで、基部の表面に形成でき、トップコート層と密着する合金を用いる場合よりも耐熱性を高くすることができる。
　これにより、コーティング構造の製造方法は、耐熱性が高く、気密性が高いボンドコート層と、耐熱性が高く水蒸気の透過を抑制できるトップコート層を有するコーティング構造を製造することができる。
　なお、本実施形態では、簡単に施工できるため、トップコート層形成装置１０６は、溶射でトップコート層を形成したが、トップコート層は、溶射以外の方法で施工してもよい。
　１　ガスタービン
　２　圧縮機
　３　燃焼器
　４　タービン部
　５　回転軸
　６　発電機
　７　タービン静翼
　８　タービン動翼
　９　分割環
　１０　車室
　２０　タービン部材
　２２　基材（基部）
　２４　ボンドコート層
　２６　トップコート層
　１００　部品製造システム
　１０２　基部製造装置
　１０４　ボンドコート層形成装置
　１０６　トップコート層形成装置
　１０８　加熱処理装置
　１１０　材料製造装置

Claims (13)

  1. 　セラミックス基複合材料を含む基部の表面に設けられたコーティング構造であって、
    　前記基部の表面に積層され、希土類シリケートで形成されたボンドコート層と、
    　前記ボンドコート層に積層されたトップコート層と、を有し、
    　前記ボンドコート層は、残留応力が圧縮残留応力であり、かつ、１２００℃以上、酸素分圧が高い側の酸素分圧が０．０２ＭＰａ以上における酸素透過係数が１０－９ｋｇ・ｍ－１・ｓ－１以下であることを特徴とするコーティング構造。
  2. 　前記ボンドコート層は、結晶率が９０％以上１００％以下であることを特徴とする請求項１に記載のコーティング構造。
  3. 　前記ボンドコート層は、前記基部の表面と他の材料を介さずに積層されていることを特徴とする請求項１または請求項２に記載のコーティング構造。
  4. 　前記ボンドコート層は、残留応力が前記トップコート層よりも小さいことを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一項に記載のコーティング構造。
  5. 　前記ボンドコート層は、結晶の粒径が０．０１μｍ以上１０μｍ以下であることを特徴とする請求項１から請求項４のいずれか一項に記載のコーティング構造。
  6. 　前記ボンドコート層は、ケイ素またはチタンを含有する分散物質が前記希土類シリケートに分散されていることを特徴とする請求項１から請求項５のいずれか一項に記載のコーティング構造。
  7. 　前記分散物質は、粒子であることを特徴とする請求項６に記載のコーティング構造。
  8. 　前記分散物質は、ウィスカであること特徴とする請求項６に記載のコーティング構造。
  9. 　前記分散物質は、窒素を含有することを特徴とする請求項６から請求項８のいずれか一項に記載のコーティング構造。
  10. 　請求項１から請求項９のいずれか一項に記載のコーティング構造と、
    　前記コーティング構造が表面に形成された前記基部と、を有することを特徴とするタービン部品。
  11. 　セラミックス基複合材料を含む基部の表面にエアロゾルデポジッション法で希土類シリケートを製膜し、ボンドコート層を形成するステップと、
    　前記ボンドコート層の表面に溶射でトップコート層を形成するステップと、
    　前記ボンドコート層と前記トップコート層を形成した後、前記基部に前記ボンドコート層と前記トップコート層が積層された物体に熱処理を実行するステップと、を含むことを特徴とするコーティング構造の製造方法。
  12. 　セラミックス基複合材料を含む基部の表面にエアロゾルデポジッション法でＺｒＳｉＯ４またはＨｆＳｉＯ４を製膜し、ボンドコート層を形成するステップと、
    　前記ボンドコート層の表面に溶射でトップコート層を形成するステップと、
    　前記ボンドコート層と前記トップコート層を形成した後、前記基部に前記ボンドコート層と前記トップコート層が積層された物体に熱処理を実行するステップと、を含むことを特徴とするコーティング構造の製造方法。
  13. 　前記ボンド層を形成するステップは、ケイ素またはチタンを含有する分散物質を分散させるステップを含むことを特徴とする請求項１１または請求項１２に記載のコーティング構造の製造方法。
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