ボンドコート層及び基材にSi を含む耐環境コーティング 材料中のSi の融解·凝固により発生する損傷

摘要

航空機用ガスタービンエンジン内部の燃焼室近傍の環境は1500-1700°Cという高温に曝されるため、次世代 の航空機用ガスタービンの高温部材であるSiC/SiC には酸化物トップコート層及びSi ボンドコート層からな る耐環境コーティング(EBC：Environmental Barrier Coatings)が施される。このため、EBC の部分剥離やエンジ ンの異常燃焼により部材の温度がSi の融点である1414°C以上に加熱されることが予想される。航空機用ガ スタービンエンジンの高温構造部材として応用されるSiC/SiC はSi 溶融含浸法(Si-MI)で作製され、部材内部 に未反応のSi が残留していることが特徴である。このとき、ボンドコート層及び基材に残留するSi が融解· 凝固する場合の組織変化に伴う損傷について報告されている1,2)。ムライトトップコート層、Si ボンドコート 層からなるEBC を、残留Si を含むSiC またはSiC/SiC 基材に施した材料に対して、Si の融点以上における 熱曝露により、①Si ボンドコート層の厚さの減少、②基材からのSi の流出、③ボンドコート層のSi の結晶 粒径の成長、④基材のSi とボンドコート層のSi の一体化、⑤ボンドコート層内部でのクリストバライトの 生成という減少を明らかにした1,2)。しかし、①と②の現象が熱曝露中の昇温過程、最高温度での保持過程、 冷却過程のどの段階で発生しているかは明らかになっていなかった。そこで、本研究では基材にSi を含む SiC/SiC のモデル材料である反応焼結SiC(RB-SiC)、ボンドコート層にSi 及びトップコート層にムライトを用 いたEBC モデル材料の熱曝露のその場観察を行い、Si の融点以上における熱曝露により発生するSi ボンド コート層の組織変化を明らかにした。