JP6821496B2 - 遮熱コーティング形成方法、遮熱コーティング、及び高温部材 - Google Patents

Description

本発明は、遮熱コーティング形成方法、遮熱コーティング、及び高温部材に関する。

ガスタービンでは、その効率を向上させるために、使用するガスの温度を高く設定している。このような高温のガスに晒される動翼や静翼のようなタービン部材には、その表面に遮熱コーティング（Ｔｈｅｒｍａｌ Ｂａｒｒｉｅｒ Ｃｏａｔｉｎｇ：ＴＢＣ）が施されている。遮熱コーティングとは、被溶射物であるタービン部材の表面に、溶射により熱伝導率の小さい溶射材（例えば、熱伝導率の小さいセラミックス系材料）を被覆したものである。遮熱コーティングが表面に形成されることで、高温及び高圧の環境下に曝される高温部材の温度が下がり耐久性が向上する。

特許文献１には、ガスタービンエンジンの金属部品に遮熱コーティングを形成する方法として、サスペンションプラズマ溶射を用いる方法が記載されている。サスペンションプラズマ溶射は、水又はアルコール系のキャリアにミクロ粒子を分散させた懸濁液を用いてプラズマ溶射する。サスペンションプラズマ溶射は、プラズマジェットによって蒸発または燃焼させることで溶融させたミクロ粒子を接触面に堆積させている。その結果、溶融したミクロ粒子によって均質なセラミック層が基材表面に形成される。

特開２０１５−１６６４７９号公報

ところで、遮熱コーティングにおける緻密なセラミック層として、縦割を有するＤＶＣ（Ｄｅｎｓｅ Ｖｅｒｔｉｃａｌｙ Ｃｒａｃｋ）コーティングが形成される場合がある。ＤＶＣコーティングは、縦割構造を有する緻密な組織となっていることで耐エロージョン性が向上されている。しかしながら、ＤＶＣコーティングは組織が緻密であるために、気孔率が小さくなってしまい、遮熱性が低下してしまうことが知られている。つまり、遮熱コーティングにあっては、耐エロージョン性を向上させるために気孔率を低下させると、熱伝導率が上昇して遮熱性能が低下してしまう。

本発明は、上記事情に鑑みてなされたものであり、耐エロージョン性の低下を抑えつつ遮熱効果を高めることが可能な遮熱コーティング形成方法、遮熱コーティング、及び高温部材を提供することを目的とする。

本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用する。
本発明の第一態様に係る遮熱コーティングは、耐熱合金基材上に形成され、セラミックを含むセラミック層を備え、前記セラミック層は、第一緻密層と、前記第一緻密層上に積層され、前記第一緻密層よりも密度が大きく多数の気孔が形成された中間気孔層と、前記中間気孔層上に積層され、前記中間気孔層よりも密度が小さい第二緻密層と、を有し、前記第一緻密層は、厚さ方向に延びる第一縦割が面方向に分散され、前記第二緻密層は、厚さ方向に延びる第二縦割が面方向に分散され、前記第一縦割及び前記第二縦割は、前記セラミック層の表面に対して、傾斜して延びている。

このような構成によれば、中間気孔層が第一緻密層と第二緻密層との間に形成されることで、厚さ方向へのセラミック層への入熱が中間気孔層で阻害される。その結果、セラミック層としての熱伝導率を低下させることができる。さらに、セラミック層の中で、耐熱合金基材側に第一緻密層が形成されることで、耐熱合金基材に対する密着性を確保することができる。さらに、セラミック層の中で、表面側に第二緻密層が形成されることで耐エロージョン性を確保することができる。
また、セラミック層における厚さ方向への入熱が斜めに延びる第一縦割及び第二縦割によって阻害される。したがって、第一縦割及び第二縦割によって、セラミック層における熱伝導率を低下させることができる。一方で、セラミック層を第一縦割及び第二縦割が形成されるほど緻密に形成することで、耐エロージョン性の低下を抑えることができる。

また、本発明の第二態様に係る遮熱コーティングでは、第一態様において、前記中間気孔層と前記第一緻密層との境界部である第一境界部及び前記中間気孔層と前記第二緻密層との境界部である第二境界部では、気孔率が連続的に変化してもよい。

また、本発明の第三態様に係る遮熱コーティングでは、第一態様又は第二態様において、前記中間気孔層の気孔率が、１０％以上２０％以下であってもよい。

このような構成とすることで、面方向の広い領域にわたって、厚さ方向へのセラミック層への入熱を阻害する効果が大きくなる。その結果、中間気孔層における耐エロージョン性を大きく低下させることなく、トップコート層における熱伝導率を大きく低下させることができる。

また、本発明の第四態様に係る遮熱コーティングでは、第一態様から第三態様の何れか一つにおいて、前記第一緻密層及び前記第二緻密層の気孔率が、１０％以下５％以上であってもよい。

また、本発明の第五態様に係る遮熱コーティングでは、第一態様から第三態様の何れか一つにおいて、前記第一縦割の前記セラミック層の表面に対する傾斜角度と、前記第二縦割の前記セラミック層の表面に対する傾斜角度とが異なっていてもよい。

また、本発明の第六態様に係る高温部材は、耐熱合金基材と、前記耐熱合金基材上に形成された第一態様から第五態様の何れか一つの遮熱コーティングとを備える。

本発明によれば、耐エロージョン性の低下を抑えつつ遮熱効果を高めることができる。

本発明の実施形態に係るガスタービンの概略構成図である。 本発明の実施形態に係る動翼の概略構成斜視図である。 本発明の実施形態に係る遮熱コーティングを説明する動翼の要部断面拡大図である。 本発明の第一実施形態における遮熱コーティング形成方法の工程を説明する工程図である。 本発明の実施形態におけるトップコート層における熱伝導率と気孔率との関係をシミュレーションにより求めた図である。 本発明の実施形態における縦割が形成されたトップコート層における熱伝導率と縦割の傾斜角度との関係をシミュレーションにより求めた図である。 本発明の変形例に係る遮熱コーティングを説明する動翼の要部断面拡大図である。

以下、本発明の実施形態について図１から図７を参照して説明する。
図１に示すように、本実施形態のガスタービン１は、圧縮機２と、燃焼器３と、タービン本体４と、ロータ５と、を備えている。圧縮機２は、多量の空気を内部に取り入れて圧縮する。燃焼器３は、圧縮機２にて圧縮された圧縮空気Ａに燃料を混合して燃焼させる。

タービン本体４は、燃焼器３から導入された燃焼ガスＧの熱エネルギーを回転エネルギーに変換する。このタービン本体４は、ロータ５に設けられた動翼７に燃焼ガスＧを吹き付けることで燃焼ガスＧの熱エネルギーを機械的な回転エネルギーに変換して動力を発生させる。タービン本体４には、ロータ５側の複数の動翼７の他に、タービン本体４のケーシング６に複数の静翼８が設けられる。タービン本体４では、これら動翼７と静翼８とが、ロータ５の軸方向に交互に配列されている。ロータ５は、タービン本体４の回転する動力の一部を圧縮機２に伝達して圧縮機２を回転させる。

以下、この実施形態においては、タービン本体４の動翼７を、この発明の高温部材の一例として説明する。
動翼７は、図２に示すように、動翼本体７０と、遮熱コーティング１００とを有している。動翼本体７０は、例えば、Ｎｉ基合金等の周知の耐熱合金材料により形成されている耐熱合金基材である。本実施形態の動翼本体７０は、翼本体部７１と、プラットフォーム部７２と、翼根部７３と、シュラウド部７４と、を備えている。

翼本体部７１は、断面が翼形状をなしている。翼本体部７１は、タービン本体４のケーシング６内の燃焼ガスＧの流路内に配されている。プラットフォーム部７２は、翼本体部７１の基端に設けられている。このプラットフォーム部７２は、翼本体部７１の基端側において燃焼ガスＧの流路を画成する。翼根部７３は、プラットフォーム部７２から翼本体部７１と反対側へ突出して形成されている。シュラウド部７４は、翼本体部７１の先端に設けられている。このシュラウド部７４は、翼本体部７１の先端側において燃焼ガスＧの流路を画成する。

図３に示すように、遮熱コーティング１００は、耐熱合金基材である動翼本体７０の表面上に形成される。遮熱コーティング１００は、動翼本体７０の表面のうち、翼本体部７１の表面と、プラットフォーム部７２の翼本体部７１と接続されている側の表面と、シュラウド部７４の翼本体部７１と接続されている側の表面とをそれぞれ覆うように形成されている。本実施形態の遮熱コーティング１００は、後述するサスペンションプラズマ溶射で形成されている。本実施形態の遮熱コーティング１００は、ボンドコート層１１０と、トップコート層（セラミック層）１２０とを備えている。

ボンドコート層１１０は、動翼本体７０の表面に直接形成されている。ボンドコート層１１０は、動翼本体７０からトップコート層１２０が剥離することを抑制する。このボンドコート層１１０は、耐食性および耐酸化性に優れた金属結合層である。ボンドコート層１１０は、例えば、溶射材としてＭＣｒＡｌＹ合金の金属溶射粉を動翼本体７０の表面に対して溶射して形成される。ここで、ボンドコート層１１０を構成するＭＣｒＡｌＹ合金の「Ｍ」は、金属元素を示している。この金属元素「Ｍ」は、例えば、Ｎｉ、Ｃｏ等の単独の金属元素、又は、これらのうち２種以上の組み合わせからなる。

トップコート層１２０は、ボンドコート層１１０を介して動翼本体７０上に形成されている。トップコート層１２０は、厚さ方向に延びる縦割Ｃが面方向に分散されたセラミックを含んだ層を有している。ここで、面方向とは、トップコート層１２０の表面に沿う方向である。本実施形態のトップコート層１２０は、０．３ｍｍ以上１．５ｍｍ以下の厚みで形成されている。トップコート層１２０は、第一緻密層１２１と、中間気孔層１２２と、第二緻密層１２３とを有している。

第一緻密層１２１は、ボンドコート層１１０上に直接積層されている。第一緻密層１２１は、縦割Ｃとして、第一縦割Ｃ１が表面の広がる面方向に分散されている。したがって、第一緻密層１２１では、第一縦割Ｃ１は面方向に離れて複数形成されている。本実施形態の第一緻密層１２１は、例えば、第一縦割Ｃ１が面方向に分散された緻密なＤＶＣ（Ｄｅｎｓｅ Ｖｅｒｔｉｃａｌ Ｃｒａｃｋ）コーティングである。第一緻密層１２１は、トップコート層１２０の中で最も耐熱合金基材側に形成されている。第一緻密層１２１を形成する際に用いられる溶射材は、例えば、イットリア安定化ジルコニア（ＹＳＺ）や、酸化イッテルビウム（Ｙｂ_２Ｏ_３）で部分安定化させたジルコニア（ＺｒＯ_２）であるイッテルビア安定化ジルコニア（ＹｂＳＺ）が用いられる。

第一縦割Ｃ１は、トップコート層１２０の表面に対して、所定の傾斜角度αだけ傾斜して延びている。具体的には、第一縦割Ｃ１は、厚さ方向における耐熱合金基材の表面側である基端と、トップコート層１２０の表面側である先端とを結んだ仮想直線の延びる方向を延在方向としている。第一縦割Ｃ１は、この延在方向がトップコート層１２０の表面が広がる面方向に対して傾斜している。したがって、第一縦割Ｃ１は、基端からトップコート層１２０の表面に向かうにしたがって、基端に対して面方向の一方側に向かって延びている。本実施形態における傾斜角度αは、面方向に対する延在方向の角度である。本実施形態では、複数の第一縦割Ｃ１は、全て同じ方向に向かって傾斜している。つまり、複数の第一縦割Ｃ１の全ては、トップコート層１２０の表面に向かうにしたがって、面方向の一方側に向かって傾斜している。また、第一縦割Ｃ１は、基端側や先端側の一部だけでなく、厚さ方向の全域にわたって傾斜している。

本実施形態における傾斜角度αは、トップコート層１２０の表面に対して、４５°以上８０°以下の角度であることが好ましい。傾斜角度αは、トップコート層１２０の表面に対して、５０°以上７０°以下の角度であることがより好ましい。傾斜角度αは、トップコート層１２０の表面に対して、５５°以上６５°以下の角度であることが特に好ましい。

第一緻密層１２１では、１ｍｍ当たりの第一縦割Ｃ１の分布率が、６本／ｍｍ以上１２本／ｍｍ以下であることが好ましい。第一緻密層１２１では、１ｍｍ当たりの第一縦割Ｃ１の分布率が、８本／ｍｍ以上１０本／ｍｍ以下であることがより好ましい。

第一緻密層１２１の気孔率は、１０％以下５％以上の範囲に収まっていることが好ましい。なお、本実施形態における気孔率とは、単位体積当たりの気孔Ｐのみの占有率だけでなく、縦割Ｃ及び気孔Ｐを合わせた占有率である。

中間気孔層１２２は、第一緻密層１２１上に積層されている。中間気孔層１２２は、第一緻密層１２１よりも密度が大きく、多数の気孔Ｐが形成されている。したがって、中間気孔層１２２は、第一緻密層１２１よりも大きな気孔率で形成されたポーラス膜であり、内部にほとんど縦割Ｃを有していない。本実施形態の中間気孔層１２２は、第一緻密層１２１と同じ厚みで形成されている。本実施形態の中間気孔層１２２は、第一緻密層１２１と同じ溶射材で形成されている。

本実施形態の中間気孔層１２２の気孔率は、１０％以上２０％以下であることが好ましい。中間気孔層１２２の気孔率は、１２％以上１８％以下であることがより好ましい。中間気孔層１２２の気孔率は、１４％以上１６％以下であることが特に好ましい。

中間気孔層１２２と第一緻密層１２１との境界部である第一境界部では、気孔率が連続的に変化している。したがって、第一緻密層１２１の厚さ方向の中央付近から中間気孔層１２２の厚さ方向の中央付近に向かって気孔率が徐々に高くなるよう形成されている。

第二緻密層１２３は、中間気孔層１２２上に直接積層されている。第二緻密層１２３は、縦割Ｃとして、第二縦割Ｃ２が面方向に分散されている。したがって、第二緻密層１２３では、第二縦割Ｃ２は面方向に離れて複数形成されている。第二緻密層１２３は、中間気孔層１２２よりも密度が大きい。第二緻密層１２３は、トップコート層１２０の中で最も表面側に形成されている。したがって、第二緻密層１２３の表面がトップコート層１２０の表面である。本実施形態の第二緻密層１２３は、例えば、第二縦割Ｃ２が面方向に分散された緻密なＤＶＣコーティングである。本実施形態の第二緻密層１２３は、第一緻密層１２１と同じ構造を有する膜である。したがって、第二緻密層１２３を形成する際に用いられる溶射材は、第一緻密層１２１と同じ溶射材である。

第二縦割Ｃ２は、第一縦割Ｃ１と同様に、トップコート層１２０の表面に対して、傾斜角度αだけ傾斜して延びている。具体的には、第二縦割Ｃ２は、厚さ方向における耐熱合金基材の表面側で基端と、トップコート層１２０の表面側である先端とを結んだ仮想直線の延びる方向を延在方向としている。第二縦割Ｃ２は、この延在方向がトップコート層１２０の表面が広がる面方向に対して傾斜している。したがって、第二縦割Ｃ２は、第一縦割Ｃ１と同様に、基端からトップコート層１２０の表面に向かうにしたがって、基端に対して面方向の一方側に向かって延びている。本実施形態の第二縦割Ｃ２は、第一縦割Ｃ１と同じ方向に同じ角度をなして傾斜している。複数の第二縦割Ｃ２は、全て同じ方向に向かって傾斜している。つまり、複数の第二縦割Ｃ２の全ては、トップコート層１２０の表面に向かうにしたがって、面方向の一方側に向かって傾斜している。また、第二縦割Ｃ２は、基端側や先端側の一部だけでなく、厚さ方向の全域にわたって傾斜している。

第二緻密層１２３では、１ｍｍ当たりの第二縦割Ｃ２の分布率が、６本／ｍｍ以上１２本／ｍｍ以下であることが好ましい。第二緻密層１２３では、１ｍｍ当たりの第二縦割Ｃ２の分布率が、８本／ｍｍ以上１０本／ｍｍ以下であることがより好ましい。第二緻密層１２３の気孔率は、１０％以下５％以上の範囲に収まっていることが好ましい。第二緻密層１２３では、１ｍｍ当たりの第二縦割Ｃ２の分布率が、第一緻密層１２１の第一縦割Ｃ１の分布率と同じであることが好ましい。第二緻密層１２３の気孔率は、第一緻密層１２１の気孔率と同じであることが好ましい。

中間気孔層１２２と第二緻密層１２３との境界部である第二境界部では、気孔率が連続的に変化している。したがって、中間気孔層１２２の厚さ方向の中央付近から第二緻密層１２３の厚さ方向の中央付近に向かって気孔率が徐々に低くなるよう形成されている。

次に高温部材の製造方法Ｓ１を説明する。本実施形態の高温部材の製造方法Ｓ１は、上述した動翼７を高温部材として製造する動翼７の製造方法である。本実施形態の高温部材の製造方法Ｓ１は、図４に示すように、動翼本体準備工程Ｓ１０と、遮熱コーティング形成工程Ｓ２０とを含む。

動翼本体準備工程Ｓ１０は、事前に動翼本体７０として耐熱合金基材を準備する。本実施形態の動翼本体準備工程Ｓ１０では、材料を目的の高温部材（例えば、本実施形態では動翼本体７０）の形状となるように形成して準備する。

遮熱コーティング形成工程Ｓ２０は、動翼本体準備工程Ｓ１０で準備された動翼本体７０の表面に遮熱コーティング形成方法Ｓ１００で遮熱コーティング１００を形成する。本実施形態の遮熱コーティング形成工程Ｓ２０では、動翼本体７０の表面にボンドコート層１１０及びトップコート層１２０が形成される。本実施形態の遮熱コーティング形成工程Ｓ２０は、以下の遮熱コーティング形成方法Ｓ１００で実施される。

遮熱コーティング形成方法Ｓ１００は、動翼本体７０に遮熱コーティング１００を形成する。本実施形態の遮熱コーティング形成方法Ｓ１００は、ボンドコート層形成工程Ｓ１１０と、トップコート層形成工程（セラミック層形成工程）Ｓ１２０と、調整工程Ｓ１３０とを含む。

ボンドコート層形成工程Ｓ１１０は、動翼本体７０の表面に対してボンドコート層１１０を形成する。ボンドコート層形成工程Ｓ１１０は、動翼本体準備工程Ｓ１０の後に実施される。ボンドコート層形成工程Ｓ１１０は、例えば、溶射ガンでＭＣｒＡｌＹ合金の溶射粒子が動翼本体７０の表面に溶射される。ボンドコート層形成工程Ｓ１１０では、溶射ガンは、動翼本体７０の表面に対して溶射粒子の噴射孔を垂直に向けて移動される。本実施形態のボンドコート層形成工程Ｓ１１０は、溶射ガンで高速フレーム溶射（ＨＶＯＦ：Ｈｉｇｈ Ｖｅｌｏｃｉｔｙ Ｏｘｙｇｅｎ Ｆｕｅｌ）や減圧プラズマ溶射（ＬＰＰＳ：Ｌｏｗ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｐｌａｓｍａ Ｓｐｒａｙｉｎｇ）を実施することでボンドコート層１１０を形成する。

トップコート層形成工程Ｓ１２０は、動翼本体７０の表面上に、セラミックを含むトップコート層１２０を形成する。トップコート層形成工程Ｓ１２０は、ボンドコート層形成工程Ｓ１１０の後に実施される。トップコート層形成工程Ｓ１２０は、ボンドコート層形成工程Ｓ１１０で形成されたボンドコート層１１０上にトップコート層１２０を積層させる。トップコート層形成工程Ｓ１２０は、溶射法が用いられる。したがって、本実施形態のトップコート層形成工程Ｓ１２０は、動翼本体７０に形成されたボンドコート層１１０の表面上に溶射粒子を溶射させてトップコート層１２０を形成する。トップコート層形成工程Ｓ１２０は、第一緻密層形成工程Ｓ１２１と、気孔層形成工程Ｓ１２２と、第二緻密層形成工程Ｓ１２３とを有している。

第一緻密層形成工程Ｓ１２１は、ボンドコート層形成工程Ｓ１１０の後に実施される。第一緻密層形成工程Ｓ１２１は、ボンドコート層１１０上に第一緻密層１２１を形成する。第一緻密層形成工程Ｓ１２１は、サスペンションプラズマ溶射を実施して第一緻密層１２１を形成する。第一緻密層形成工程Ｓ１２１は、動翼本体７０の表面に対して溶射ガンを所定の傾斜角度αだけ傾斜させてサスペンションプラズマ溶射を実施する。サスペンションプラズマ溶射は、微細な溶射粒子を分散させた懸濁液をプラズマジェット中に供給して被膜を形成する溶射方法である。なお、溶射ガンの噴射孔と溶射対象である動翼本体７０の表面との距離は、気孔層形成工程Ｓ１２２より第一緻密層形成工程Ｓ１２１の方が短くなっている。

微細な溶射粒子とは、粒径が０．１μｍ以上１．０μｍ以下であることが好ましい。懸濁液に使用されるキャリアは、例えば、水やエタノールが挙げられる。サスペンションプラズマ溶射は、プラズマジェットに対する懸濁液の供給方式が軸流内部供給方式の溶射ガンを用いてもよく、外部供給方式の溶射ガンを用いてもよい。

気孔層形成工程Ｓ１２２は、第一緻密層形成工程Ｓ１２１の後に実施される。気孔層形成工程Ｓ１２２は、第一緻密層１２１上に中間気孔層１２２を形成する。気孔層形成工程Ｓ１２２は、サスペンションプラズマ溶射を実施して中間気孔層１２２を形成する。気孔層形成工程Ｓ１２２は、第一緻密層形成工程Ｓ１２１よりも溶射ガンを動翼本体７０から離して溶射粒子を溶射する。気孔層形成工程Ｓ１２２では、初めに、第一緻密層形成工程Ｓ１２１における溶射距離から徐々に遠ざけるように溶射ガンを移動させながら溶射を実施する。その後、中間気孔層１２２の所望の膜厚の半分程度まで、中間気孔層１２２が形成された時点で、溶射距離を第二緻密層形成工程Ｓ１２３における溶射距離に徐々に近づけていく。最終的に、所望の膜厚の中間気孔層１２２が形成された時点で、溶射距離が第二緻密層形成工程Ｓ１２３における溶射距離と一致させるように溶射ガンを移動させる。

第二緻密層形成工程Ｓ１２３は、気孔層形成工程Ｓ１２２の後に実施される。第二緻密層形成工程Ｓ１２３は、中間気孔層１２２上に第二緻密層１２３を形成する。第二緻密層形成工程Ｓ１２３は、サスペンションプラズマ溶射を実施して第二緻密層１２３を形成する。第二緻密層形成工程Ｓ１２３は、気孔層形成工程Ｓ１２２よりも溶射ガンを動翼本体７０に近づけて溶射粒子を溶射する。本実施形態の第二緻密層形成工程Ｓ１２３は、第一緻密層形成工程Ｓ１２１と同じ条件で実施される。したがって、第二緻密層形成工程Ｓ１２３は、動翼本体７０の表面に対して溶射ガンを予め定めた傾斜角度αだけ傾斜させてサスペンションプラズマ溶射で溶射する。なお、溶射ガンの噴射孔と溶射対象である動翼本体７０の表面との距離は、気孔層形成工程Ｓ１２２より第二緻密層形成工程Ｓ１２３の方が短くなっている。

調整工程Ｓ１３０は、第二緻密層形成工程Ｓ１２３の後に実施される。調整工程Ｓ１３０は、遮熱コーティング１００の表面の状態を調整する。具体的には、調整工程Ｓ１３０においては、トップコート層１２０の表面を僅かに削って遮熱コーティング１００の膜厚を調整したり、表面をより滑らかにしたりする。この調整工程Ｓ１３０により、例えば、動翼７への熱伝導率を低下させることができる。この実施形態の調整工程Ｓ１３０においては、第二緻密層１２３の表面を数μｍ削ることで、トップコート層１２０の表面を滑らかにするとともに膜厚を調整している。

上記のような遮熱コーティング１００、遮熱コーティング形成方法Ｓ１００、及び動翼７によれば、中間気孔層１２２が第一緻密層１２１と第二緻密層１２３との間に形成されることで、厚さ方向へのトップコート層１２０への入熱が中間気孔層１２２で阻害される。その結果、トップコート層１２０としての熱伝導率をより一層低下させることができる。トップコート層１２０の中で、動翼本体７０側であるボンドコート層１１０に密着する側に第一緻密層１２１が形成されることで、ボンドコート層１１０に対する密着性を確保することができる。さらに、トップコート層１２０の中で、表面側に第二緻密層１２３が形成されることで耐エロージョン性を確保することができる。これらにより、遮熱コーティング１００での耐エロージョン性の低下を抑えつつ遮熱効果を高めることができる。

具体的には、中間気孔層１２２があることで熱伝導率を低下する点について、図５を用いて説明する。図５は、トップコート層１２０における熱伝導率と気孔率との関係をシミュレーションにより求めた図である。図６に示すように、トップコート層１２０では、気孔率が大きくなるほど、トップコート層１２０における熱伝導率は小さくなる。より具体的には、気孔率が０％から１５％まで上昇することで、熱伝導率が１０％程度低下する。したがって、気孔率の高い中間気孔層１２２を第一緻密層１２１と第二緻密層１２３との間に形成することによって、トップコート層１２０における熱伝導率を低下させることができることがわかる。

また、中間気孔層１２２における気孔率を１０％以上２０％以下とすることで、第一縦割Ｃ１及び第二縦割Ｃ２による厚さ方向への入熱を阻害する効果が大きくなる。その結果、中間気孔層１２２における耐エロージョン性を大きく低下させることなく、トップコート層１２０における熱伝導率を大きく低下させることができる。

また、第一縦割Ｃ１や第二縦割Ｃ２のようにトップコート層１２０内に斜めに形成された縦割Ｃが形成される。そのため、第一緻密層１２１内における厚さ方向への入熱が斜めに延びる第一縦割Ｃ１によって阻害される。同様に、第二緻密層１２３内における厚さ方向への入熱が斜めに延びる第二縦割Ｃ２によって阻害される。したがって、第一縦割Ｃ１及び第二縦割Ｃ２によって、トップコート層１２０における熱伝導率を低下させることができる。一方で、トップコート層１２０における表面側に第二緻密層１２３が形成されている。第二緻密層１２３を縦割Ｃが形成されるほど緻密に形成することで、耐エロージョン性の低下を抑えることができる。これらにより、遮熱コーティング１００の表面側の耐エロージョン性の低下を抑えつつ遮熱効果を高めることができる。

具体的には、縦割Ｃを傾斜させることで熱伝導率を低下する点について、図５を用いて説明する。図６は、縦割Ｃが形成されたトップコート層１２０における熱伝導率と縦割Ｃの傾斜角度αとの関係をシミュレーションにより求めた図である。図６に示すように、トップコート層１２０では、縦割Ｃの傾斜角度αが小さくなるほど、トップコート層１２０における熱伝導率は小さくなる。より具体的には、縦割Ｃが傾斜していない状態（傾斜角度αが９０°の場合）に比べて、縦割Ｃの傾斜角度αを６０°にした場合、熱伝導率が２５％以上低下する。したがって、縦割Ｃを斜めにすることによって、トップコート層１２０における熱伝導率を低下させることができることがわかる。

また、サスペンションプラズマ溶射によってトップコート層１２０が形成されることで、大気プラズマ溶射（ＡＰＳ:ａｔｍｏｓｐｈｅｒｉｃ ｐｌａｓｍａ ｓｐｒａｙｉｎｇ）に比べてトップコート層１２０を形成する溶射粒子の粒径が小さくなる。その結果、第一緻密層１２１や第二緻密層１２３を非常に密な構造とすることができる。そのため、第一緻密層１２１のボンドコート層１１０に対する密着性やトップコート層１２０における各層間の密着性を向上させることができる。

また、第一縦割Ｃ１及び第二縦割Ｃ２の全てが同じ方向に傾斜していることで、第一緻密層１２１及び第二緻密層１２３の面方向の広い領域にわたって、厚さ方向への入熱が阻害される。その結果、広い範囲にわたってトップコート層１２０における熱伝導率を低下させることができる。

また、第一縦割Ｃ１及び第二縦割Ｃ２の傾斜角度αが４５°以上８０°以下とされている。傾斜角度αが小さくなることで、第一縦割Ｃ１及び第二縦割Ｃ２による厚さ方向への入熱を阻害する効果が大きくなる。その結果、トップコート層１２０における熱伝導率を大幅に低下させることができる。また、第一縦割Ｃ１及び第二縦割Ｃ２の傾斜角度αを４５度以上とすることで、第一緻密層１２１及び第二緻密層１２３の形成時に溶射粒子が表面に付着しづらくなることを抑えられる。そのため、トップコート層１２０の製造効率の低下をより抑えることができる。

（実施形態の他の変形例）
以上、本発明の実施形態について図面を参照して詳述したが、各実施形態における各構成及びそれらの組み合わせ等は一例であり、本発明の趣旨から逸脱しない範囲内で、構成の付加、省略、置換、及びその他の変更が可能である。また、本発明は実施形態によって限定されることはなく、特許請求の範囲によってのみ限定される。

なお、上記実施形態では、第一縦割Ｃ１及び第二縦割Ｃ２が傾斜した構造をなしているが、トップコート層１２０はこのような構造に限定されるものではない。例えば、図７に示すように、面方向に対して垂直に延在する縦割Ｃ（傾斜していない縦割）を有する構造の遮熱コーティング１００Ａのトップコート層１２０Ａが形成されていてもよい。したがって、第一緻密層１２１Ａの第一縦割Ｃ１及び第二緻密層１２３Ａの第二縦割Ｃ２がトップコート層１２０Ａの表面に対して垂直な方向に延びている。

また、本実施形態の遮熱コーティング形成方法Ｓ１００では、ボンドコート層形成工程Ｓ１１０は実施されなくてもよい。例えば、別の方法でボンドコート層１１０を形成してもよく、ボンドコート層１１０自体を形成しなくてもよい。ボンドコート層１１０を形成しない場合、セラミック層を動翼本体７０の表面に直接形成してもよい。

また、高温部材は、動翼７に限定されるものではなく、高温の曝される部材であればよい。高温部材は、例えば、ガスタービン１の静翼８や燃焼器３を構成するノズルや筒体等の部材に本発明を適用してもよい。また、高温部材は、ガスタービン１以外において高温に曝される部材であってもよい。例えば、高温部材は、ガスエンジンにおいて、高温の環境下に曝される部材であってもよい。

また、中間気孔層１２２は、完全に縦割Ｃが形成されておらず気孔Ｐのみが形成された構造に限定されるものではない。中間気孔層１２２は、気孔率が十分大きければ、縦割Ｃが多少形成されていても良い。同様に第一緻密層１２１や第二緻密層１２３は、縦割Ｃが形成されていれば、気孔Ｐが多少形成されていても良い。

また、第一縦割Ｃ１及び第二縦割Ｃ２のような縦割の延在方向は、上述したように基端と先端とを結んだ仮想直線の延びる方向とすることに限定されるものではない。縦割の延在方向は、複雑に折れ曲がる縦割から画像解析等によって近似直線を取得し、この近似直線の延びる方向としてもよい。

また、第一縦割Ｃ１及び第二縦割Ｃ２は、傾斜していればよく、全域にわたって同じ方向に傾斜していることに限定されるものではない。縦割Ｃの傾斜角度αは、セラミック層の表面側と動翼本体７０側とで異なっていてもよい。即ち、縦割は、例えば、同じ方向に傾斜していれば、延在方向の途中で異なる角度で傾斜していても良い。したがって、第一縦割Ｃ１及び第二縦割Ｃ２は、例えば、トップコート層１２０の表面に近い側の領域における傾斜角度αが動翼本体７０の表面に近い側の領域における傾斜角度αよりも小さく形成されていてもよい。

また、本実施形態では、第一緻密層１２１の第一縦割Ｃ１及び第二緻密層１２３の第二縦割Ｃ２の傾斜角度αが一致した構造としたが、第一緻密層１２１及び第二緻密層１２３はこのような構造に限定されるものではない。したがって、第一縦割Ｃ１のトップコート層１２０の表面に対する傾斜角度αと第二縦割Ｃ２のトップコート層１２０の表面に対する傾斜角度αとが異なっていてもよい。この際、第一縦割Ｃ１の傾斜角度αが第二縦割Ｃ２の傾斜角度αよりも小さいことが好ましい。

また、本実施形態では、第一緻密層１２１及び第二緻密層１２３の１ｍｍ当たりの縦割Ｃの分布率を同じとしたが、第一緻密層１２１及び第二緻密層１２３はこのような構造に限定されるものではない。例えば、第二緻密層１２３の１ｍｍ当たりの縦割Ｃの分布率を第一緻密層１２１の１ｍｍ当たりの縦割Ｃの分布率よりも大きくしたり、小さくしたりしてもよい。

また、本実施形態では、第一緻密層１２１及び第二緻密層１２３の気孔率を同じとしたが、第一緻密層１２１及び第二緻密層１２３はこのような構造に限定されるものではない。例えば、第一緻密層１２１及び第二緻密層１２３の気孔率は、中間気孔層１２２の気孔率を下回っていれば、互いに異なっていてもよい。

また、本実施形態の縦割Ｃは、第一縦割Ｃ１と第二縦割Ｃ２とのように一つのトップコート層１２０の中で厚さ方向の中間付近に中間気孔層１２２で間隔を設けるように形成されている。このように縦割Ｃは、セラミック層の動翼本体７０側を向く面から表面まで連続している構造に限定されるものではない。したがって、縦割Ｃは、一つのセラミック層内で厚さ方向に断続的に延びていてもよい。そのため、第一縦割Ｃ１及び第二縦割Ｃ２も本実施形態のように連続して延びている構造に限定されるものではない。例えば、第一緻密層１２１内で第一縦割Ｃ１が厚さ方向に間隔を空けて形成されていてもよい。同様に、第二緻密層１２３内で第二縦割Ｃ２が厚さ方向に間隔を空けて形成されていてもよい。

また、本実施形態の気孔層形成工程Ｓ１２２では、徐々に溶射距離を変化（除変）させるように溶射ガンは移動されたが、このように溶射ガンを移動させることに限定されるものではない。例えば、気孔層形成工程Ｓ１２２では、第一緻密層形成工程Ｓ１２１における溶射距離から気孔層形成工程Ｓ１２２における目標とする溶射距離まで急激に変化させるように溶射ガンを移動させてもよい。

また、各工程で挙げた溶射条件は一例であって、限定されるものではない。溶射条件は、使用される装置や対象とする溶射粒子の種類等に応じて適宜設定されればよい。

１…ガスタービン ２…圧縮機 ３…燃焼器 ４…タービン本体 ５…ロータ ６…ケーシング ７…動翼 ７０…動翼本体 ７１…翼本体部 ７２…プラットフォーム部 ７３…翼根部 ７４…シュラウド部 ８…静翼 Ａ…圧縮空気 Ｇ…燃焼ガス １００…遮熱コーティング １１０…ボンドコート層 １２０…トップコート層 １２１…第一緻密層 Ｃ１…第一縦割 α…傾斜角度 １２２…中間気孔層 Ｐ…気孔 １２３…第二緻密層 Ｃ２…第二縦割 Ｓ１…高温部材の製造方法 Ｓ１０…動翼本体準備工程 Ｓ２０…遮熱コーティング形成工程 Ｓ１００…遮熱コーティング形成方法 Ｓ１１０…ボンドコート層形成工程 Ｓ１２０…トップコート層形成工程 Ｓ１２１…第一緻密層形成工程 Ｓ１２２…気孔層形成工程 Ｓ１２３…第二緻密層形成工程 Ｓ１３０…調整工程 Ｃ…縦割

Claims (6)

1. 耐熱合金基材上に形成され、セラミックを含むセラミック層を備え、
   前記セラミック層は、
   第一緻密層と、
   前記第一緻密層上に積層され、前記第一緻密層よりも密度が大きく多数の気孔が形成された中間気孔層と、
   前記中間気孔層上に積層され、前記中間気孔層よりも密度が小さい第二緻密層と、を有し、
   前記第一緻密層は、厚さ方向に延びる第一縦割が面方向に分散され、
   前記第二緻密層は、厚さ方向に延びる第二縦割が面方向に分散され、
   前記第一縦割及び前記第二縦割は、前記セラミック層の表面に対して、傾斜して延びている、遮熱コーティング。
2. 前記中間気孔層と前記第一緻密層との境界部である第一境界部及び前記中間気孔層と前記第二緻密層との境界部である第二境界部では、気孔率が連続的に変化する請求項１に記載の遮熱コーティング。
3. 前記中間気孔層の気孔率が、１０％以上２０％以下である請求項１又は請求項２に記載の遮熱コーティング。
4. 前記第一緻密層及び前記第二緻密層の気孔率が、１０％以下５％以上である請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の遮熱コーティング。
5. 前記第一縦割の前記セラミック層の表面に対する傾斜角度と、前記第二縦割の前記セラミック層の表面に対する傾斜角度とが異なる請求項１から請求項４の何れか一項に記載の遮熱コーティング。
6. 耐熱合金基材と、
   前記耐熱合金基材上に形成された請求項１から請求項５の何れか一項に記載の遮熱コーティングとを備える高温部材。

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