CN100402930C - 挡溅板和制造挡溅板的方法 - Google Patents

挡溅板和制造挡溅板的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN100402930C
CN100402930C CNB2003101240502A CN200310124050A CN100402930C CN 100402930 C CN100402930 C CN 100402930C CN B2003101240502 A CNB2003101240502 A CN B2003101240502A CN 200310124050 A CN200310124050 A CN 200310124050A CN 100402930 C CN100402930 C CN 100402930C
Authority
CN
China
Prior art keywords
coating
splashing board
mirror face
face reflection
reflection coating
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.)
Expired - Fee Related
Application number
CNB2003101240502A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1536214A (zh
Inventor
J·F·阿克尔曼
P·V·阿斯兹曼
B·A·纳加拉
C·D·杨
N·B·朱斯蒂斯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN1536214A publication Critical patent/CN1536214A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN100402930C publication Critical patent/CN100402930C/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F23M2900/00—Special features of, or arrangements for combustion chambers
    • F23M2900/05004—Special materials for walls or lining
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
    • Y10T428/12493—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.]
    • Y10T428/12535—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.] with additional, spatially distinct nonmetal component
    • Y10T428/12542—More than one such component

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

用于燃气轮机的燃烧室中的高温挡溅板也是一种镜面光反射器。一薄层高温反射涂层施加到作为构成燃烧热气边界的部件的挡溅板的表面上。部件通常包括一个覆盖在高温金属部件上的隔热涂层，以允许部件在高温下工作。必须对隔热涂层进行抛光，以便获得一个适合于将辐射能反射到气体流径中的表面。然后通过一个在不增大表面的粗糙度的情况下就足以将反射层粘结到抛光表面上的程序来将薄层高温反射涂层施加到抛光的隔热涂层上。该表面可将辐射能沿涡轮方向反射回热气体流径中。被反射的辐射能不会汇聚到其它任何硬件部件上。挡溅板设计成使辐射能不会射向相邻部件而仅使部件壁温度增加。

Description

挡溅板和制造挡溅板的方法
【技术领域】
本发明涉及燃气轮机的燃烧室，更具体地说，本发明涉及一种燃烧室中所用的整体挡溅板和通过降低燃烧产生的光辐射能引起的温度而对挡溅板进行冷却的方法。
【背景技术】
在飞机燃气轮机的压缩机部分中，常压空气被压缩到10-25倍的大气压，并绝热加热到800-1250°F(426.7-676.7℃)。该加热压缩空气被引入到燃烧室中与燃料进行混合。点燃燃料，且燃烧过程将气体加热到超过3000°F(1648.9℃)的非常高的温度。这些热气体经过涡轮和排气系统，在涡轮系统中，使涡轮转动从而抽取能量来驱动发动机的风扇和压缩机，在排气系统中，气体提供推力来推动飞机前进。可通过提高燃烧温度来提高飞机发动机的工作效率。当然，当燃烧温度升高时，必须采取一定的措施来避免对燃烧室造成热损伤。
用于燃气轮机例如飞机发动机的燃烧室通常由薄壁材料制成。普通燃烧室是由5个单独的部件构成的组件。燃烧室的火焰侧通常施加有隔热涂层，隔热涂层可降低热量传递到衬里和顶盖上的热传递率。燃烧室的结构框架是燃烧室顶盖。通常为金属板件的内和外罩以及内衬和外衬通过螺栓连接到顶盖的内径和外径上。内衬和外衬通常单独机锻而成并焊接在一起。燃烧室顶盖由一个双孔板构成，双孔板由一个模制金属板件制成。各个涡旋杯形组件钎焊在双孔板上。该涡旋杯形组件包括带保持装置的初级涡旋器、反向转动的次级涡旋器、文丘里管和挡溅板。燃料经燃料喷射器或燃料喷嘴喷入。挡溅板象涡旋杯形组件的其它部件一样由出现在挡溅板下游的燃料/空气混合物燃烧来进行加热，并通过穿过燃烧室顶盖上的孔冲射到挡溅板的后表面或上游表面上的冷却空气的冲击来进行冷却。
当燃气轮机的温度继续升高时，燃烧温度就变得很高，甚至最好的超耐热合金材料也会由于热侵蚀而使寿命缩短。用于高效高级循环涡轮机挡溅板的超耐热合金更是如此，更易受到热侵蚀破坏。当燃烧温度升高时，冲击冷却和隔热涂层都不足以提供足够的冷却来维持部件的寿命且不受热侵蚀。人们已进行了各种的尝试来提高抗热损伤的能力，并已获得了长足的进步。这包括被称为“喷涂和焙烧”涂层的高温反射层。这些反射层包括沉积在二氧化硅(SiO2)上的铂涂料和通过化学气相淀积施加的铂层。这些反射层通过使热量反射离开挡溅板而起作用，而不是使挡溅板吸收热量，并通过挡溅板传导热量然后使热量通过对流而离开挡溅板的背侧(或上游侧)。的确，热量被反射回到向下游流入发动机涡轮部分中的燃烧气流中。但是，当温度接近2150°F(1176.7℃)时，这些“喷涂和焙烧”涂层就变得无效了。
反射层例如多层介质可用于提高位于热气体流径内的部件的抗热能力。这种介质镜由多层高指数和低指数透明固体物质构成，其所沉积的厚度可反射大约1/4波长的辐射能。但是，这些介质镜的成本与其所获得的优点相比就否定了将其用于商用发动机生产(CEO)中。而我们需要的是一种可用作反射层通过将辐射热反射回燃烧气流中以有助于冷却薄的挡溅板的低成本涂层。该涂层必须足够的薄，从而基本上不增加部件的重量，而且还减少了挡溅板所吸收的辐射热，从而使挡溅板可在超过燃烧室预期寿命的情况下进行工作，而不会由于热侵蚀造成损害而需进行更换。
【发明内容】
本发明涉及一种施加到燃气轮机燃烧室部分中的挡溅板上的镜面光反射层。镜面光反射层施加到挡溅板的关键位置上。采用标准射线跟踪程序来确定需要本发明涂层的关键位置。挡溅板部分可接收从相邻发动机部件反射的辐射能。虽然挡溅板可具有复杂的结构，但关键位置表示镜面光反射层是以允许由火焰射到挡溅板上的辐射能可反射回气体流径中同时这些能量不会汇聚到其它任何硬件部件上的方式进行施加。因此，辐射热由气流带走并进入发动机的涡轮部分中。因此增大了向后进入涡轮的气体能量，从而使其可做更多的功，因而提高了发动机的效率。
由于挡溅板为弧形结构，为一部分双孔板提供了一些防护，因此，它只有一部分向外延伸以致于暴露于流径的气流中。但是，该部分从燃烧的流径的气流接收辐射热，并制成可将射入的辐射热能反射回气体流径中，而不对这些热能进行吸收和通过传导或对流冷却来传递这些热能，因此降低了挡溅板的温度或提高了其温度承受力，从而允许其暴露在由于发动机功率提高而出现的更高的温度下。
挡溅板包括一个暴露于热流径气体的部分，该部分所具有的形状使得入射波例如辐射波可沿涡轮喷嘴的方向从挡溅板反射回去，从而入射波反射到朝向喷嘴的涡轮部分的气体流径中，而不反射到燃烧室的其它部分上。该部分应施加有反射材料。反射波的结构或形状理想的是从挡溅板射向涡轮喷嘴的一条瞄准反射线。不应对挡溅板不具有可提供这种瞄准反射路线的形状的相邻部分进行施加，因为来自挡溅板这些部分的反射将会被引导到燃烧室的其它部分上，从而使燃烧室的这些部分不合乎需要地被加热，除非射线跟踪程序可准确地预见到将接收这些反射波的部件使其也采用本发明进行施加。
在形成其结构或形状之后，首先将挡溅板按照现有技术的方法施加隔热涂层。通常，隔热涂层包括第一粘结涂层，该涂层可提高顶部陶瓷涂层与部件的粘着性。其次，将顶部陶瓷涂层通常是氧化钇稳定的氧化锆以不堵塞形成于挡溅板上的任何冷却孔的方式施加到挡溅板上。然后，将挡溅板的要接纳反射涂层的施加部分抛光到非常精细(光学镜面)的光洁度。提供这种非常精细的光洁度使得施加隔热涂层的表面光洁不会沿预期方向以外的方向散射入射辐射能。甚至挡溅板施加表面的轻微变化都会使一些辐射能射向不希望的方向，例如射到相邻的燃烧室部件上，而不是射向位于燃烧室下游端的涡轮喷嘴。
然后，将高温反射薄层施加到用作反射涂层的挡溅板部分上。在抛光过程中，可遮住挡溅板已进行了抛光或光滑处理的相邻部分，从而使反射材料不会被无意中覆盖。反射薄层材料通过一个足以将反射材料粘结到隔热涂层上的程序来进行施加。
本发明的优点是燃烧过程产生的辐射能由施加有高温反射材料的挡溅板部分反射而离开挡溅板，且通常是反射回气体流径中。没有被挡溅板吸收的辐射能被气体流径中的流体吸收并被带回到当前在较低温度下工作的发动机部分中。其结果是挡溅板不会变热，其可在一个给定的较低设计温度下工作。另外，可改变燃烧室的结构以允许更高的燃烧室温度，而不提高挡溅板的工作温度。由于挡溅板的热侵蚀速度不快，因此，反射涂层提高了挡溅板的寿命。
本发明的另一个优点是当挡溅板反射的辐射能被流体吸收并从发动机的燃烧室部分带到发动机的涡轮部分中时，流体流将被加热到一个较高的温度。由于流体流中的可用能量增大，因此，温度的升高转化成提高的发动机效率。
本发明的又一个优点是由于发动机可在比当前经受温度更高的温度下进行工作，因此，本发明使发动机可以更高的效率进行工作。
本发明其它的特征和优点可从下面结合附图对本发明优选实施例所进行的详细描述中清楚地得出，附图反映了本发明的精神实质。
【附图说明】
图1是典型的高涵道比涡扇发动机的横截面图。
图2是高涵道比涡扇发动机的典型燃烧室的横截面图。
图3是高涵道比涡扇发动机的典型燃烧室的燃烧室顶盖的横截面图。
图4是本发明的挡溅板的示意图。
图5是图4所示挡溅板的侧视图。
图6是具有在抛光陶瓷涂层之前所施加的隔热涂层的挡溅板的截面图。
图7是具有在抛光陶瓷涂层之后但在施加镜面反射涂层之前所施加的隔热涂层的挡溅板的截面图。
图8是具有在抛光陶瓷涂层之后且在施加镜面反射涂层之后所施加的隔热涂层的挡溅板的截面图。
【具体实施方式】
图1是典型的高涵道比涡扇发动机10的横截面图。下面将简要地对这种发动机的工作过程进行描述。空气经风扇20进入发动机10，并流入包括多个压缩级的压缩机区段30。压缩空气进入发动机的后部。一些空气进入燃烧室40，在图中只示出了其中一个燃烧室，而一些空气则用于其它目的，例如，向下流动对部件进行冷却和增大舱压。在燃烧室40中，压缩空气与燃料进行混合并点燃。燃烧的热气向下游流动到包括多个涡轮级的涡轮区段50。涡轮区段抽取能量来通过发动机芯轴60驱动压缩级30和风扇20。越过涡轮区段50的热气流出发动机10的排气部分70，从而产生推力来推动飞机向前飞行。
图2示出了图1所示高涵道比涡扇发动机的一种典型燃烧室400。燃烧室400包括顶盖402、内衬404、外衬414、内罩406和外罩416。这里所采用的内和外是表示部件相对于发动机中心线的位置，内部件更靠近发动机中心线。内衬404和内罩406通过内螺栓连接结构408连接到顶盖402上，而外衬414和外罩416通过外螺栓连接结构418连接到顶盖402上。来自压缩级30的压缩空气经扩散器426进入燃烧室400。空气与通过燃料喷嘴420经燃料供应总管422进入的燃料进行混合。燃料/空气混合物通过涡旋器440而形成涡流。燃料/空气混合物通过点火器424引燃。一旦点火开始燃烧过程时，该过程是自保持的，但如果燃烧熄灭时，有时称为熄火，可使用点火器424重新启动燃烧过程。通过位于燃烧室400后部或下游端的内固定件438和外固定件448以及位于燃烧室400前部或上游端的螺栓固定件250来将燃烧室保持就位。
图3是高涵道比涡扇发动机10的典型燃烧室400的燃烧室顶盖402的横截面图。燃烧室顶盖402由连接到挡溅板604上的双孔板602构成。这些板602、604通常通过钎焊进行连接，但也可采用其它的方法进行连接，包括已知的机械连接方式。燃料喷嘴420在初级涡旋器606和次级涡旋器608之间延伸，从而将燃料引入到顶盖402中，且燃料在顶盖中与空气进行混合。压缩空气进入形成于燃料喷嘴420与顶盖内罩612和顶盖外罩614之间的通道620，并流经初级涡旋器606、次级涡旋器608和形成于挡溅板604和次级涡旋器608之间的文丘里管610。顶盖内罩612和顶盖外罩614通过螺栓连接结构616连接到顶盖和双孔板602上。
进入通道620的冷却空气射到双孔板602和挡溅板604的后背侧并转向流经这些结构上的冷却孔(未示出)。由于燃料/空气混合物离开顶盖402时燃烧使这些部件变得非常热，因此，需要进行这种冷却。如前所述，可通过施加隔热涂层来提高挡溅板604和双孔板的温度承受力，这些隔热涂层包括覆盖在基材上的粘结层和覆盖在粘结层上的隔热陶瓷涂层。
图4简要地示出了典型顶盖402的挡溅板604，图5是其横截面图。挡溅板604设计成使其至少一部分包括反射表面702和至少一个允许通过压缩空气的孔704。本领域技术人员应当理解，挡溅板的结构随着发动机结构的不同而不同，甚至在相同的发动机结构中随着燃烧室的不同而不同，其结构取决于挡溅板相对于涡轮喷嘴300的位置、结构和取向，热的燃烧气体从燃烧室的上述涡轮喷嘴300喷出。出于说明本发明新颖结构的目的，对图4和5所示的挡溅板的结构进行了简化。但是，如上所述，挡溅板可具有更为复杂的结构。在不考虑结构的情况下，将反射表面702设计成使入射到挡溅板604上的辐射能从挡溅板604反射到流出到发动机涡轮部分的热气流中。当热的燃烧气体穿过燃烧室时，该辐射能就被它们吸收。最好，所有的辐射能可流向燃烧室的排气口，热气体在排气口处进入涡轮喷嘴。一些反射的辐射能可漫射到相邻部件上，这是物理上不可避免的事情，但是，所述反射能量基本上集中引导到进入该涡轮喷嘴的气流上。
构造挡溅板所用的材料通常是基于镍、钴、铁或其组合物构成的超耐热合金。所有这些超耐热合金都适合于作为本发明的基材。而且，挡溅板可采用整体陶瓷材料和纤维增强的陶瓷基质复合材料，这里都共同作为陶瓷材料进行描述。这些陶瓷材料明确地包含在本发明中，它们比挡溅板所用的超耐热合金具有略高的温度极限。
燃料/空气混合物离开燃烧室顶盖时进行燃烧而形成产生热量(包括辐射热)的热气流。甚至在采取了前述冷却措施降低了由于热对流、热传导和热辐射而传递到挡溅板上的传热量和/或传热速率的情况下，挡溅板表面温度仍会升高到很高的温度。本发明除了其它常用的冷却装置以外还通过辐射传递而有助于减少传递到挡溅板上的热量。
本发明采用直接施加在现有的用于保护挡溅板基材的隔热装置上的高温镜面光反射层。这些镜面光反射层以很薄涂层的形式且不会对挡溅板上的冷却孔造成不利影响的方式进行施加。如前所述，施加隔热涂层的普通公知技术所提供的表面过于粗糙，在这种施加状态下不能作为光反射层。当本发明的镜面光反射层施加到表面光洁度为100微英寸(2.54微米)及以上的普通隔热涂层上时，粗糙表面可使辐射能沿多个不同的方向散射，甚至在将挡溅板的结构设计成可沿涡轮喷嘴所处的燃烧室排气管的方向进行反射时亦为如此。当涂层是多孔涂层，例如在用作触媒涂层时，辐射能甚至可被重吸收到基材中，从而失去了其作为光反射层的作用。
在本发明的一个实施例中，采用标准的制造方法来制造挡溅板，但该挡溅板所具有的结构是将其至少一部分设计成使射到挡溅板604上的辐射能可从挡溅板604沿涡轮喷嘴300的方向进行反射。如图6所示，图6示出了施加到挡溅板表面上的涂层，挡溅板604由具有高温性能的基材502构成。如上所述，基材502可由多种材料中的任何一种构成。这里所用的术语“材料”也包括复合材料。但是，如图6所示，基材是高温镍基超级合金。粘结层512施加在镍基合金基材上。陶瓷层514覆盖在粘结层512上，陶瓷层514的表面515具有粗糙的表面光洁度。对于本发明，术语“粗糙表面光洁度”是大于约100微英寸(2.54微米)的光洁度。当基材由不同的材料构成时，例如由陶瓷基质复合材料构成时，可省略粘结层512。
在制造时，施加到挡溅板604上的普通隔热涂层的表面光洁度过于粗糙，以致于不能用作镜面光反射层。然后如图7所示对挡溅板604的下游表面，也就是施加有覆盖在基材上的隔热涂层暴露表面通常为陶瓷材料表面例如氧化钇稳定的氧化锆的表面进行抛光，该表面构成暴露在燃烧热气体辐射能下的流体边界。手工利用细砂纸来打磨挡溅板，从而如图7所示使陶瓷层514的表面515的表面光洁度不大于约50-60微英寸(1.27-1.524微米)，最好是大约为32微英寸(0.81微米)和更光滑。需要这种特别光滑的表面来获得本发明所需的有效反射性能。必须在用砂纸打磨之后再用金刚石抛光剂进行打磨。在生产过程中，可采用公知的抛光技术例如使用金刚石研磨膏的研磨轮和滚磨来加快抛光进程并提高生产率，只要使选定的抛光剂在不损坏涂层的情况下可产生所需的表面光洁度即可。
其次，燃烧衬里施加有非常薄的镜面反射涂层516，其材料可沿排气喷嘴的方向反射辐射能，但不直接在相邻的燃烧室部件处。该方向可通过使用射线跟踪程序来进行确定。如图8所示，通过一个将材料进行沉积从而在517处保持非常光滑的表面光洁度的程序来施加涂层516。所需的表面光洁度至少为32微英寸(0.81微米)，且最好大约是10-20微英寸(0.254-0.508微米)。这种非常细小的表面光洁度将使其它燃烧室部件上的辐射热漫射效应最小。一种优选的用于施加这种非常薄的镜面光反射涂层的方法是化学气相淀积(CVD)处理，其可将涂层淀积成大约为1微米(0.0004英寸)的厚度。其它可接受的用于将这种薄镜面涂层淀积成大约1微米厚度的方法包括溅射、液相渗透和物理气相淀积。这些方法甚至需要一些额外的细(轻)磨来获得所需的10-20微英寸(0.254-0.508微米)的优选光滑表面光洁度。但是，并不是所有的用于淀积涂层的方法都能形成符合本发明的涂层。其它方法例如热喷涂法不能形成可接受的镜面反射涂层，因为这些方法淀积的涂层太厚且太粗糙。
优选的镜面反射涂层材料是铂，但也可使用钯或包括氧化钽(Ta2O5)、二氧化硅(SiO2)、二氧化钛(TiO2)和/或这些材料的组合物的多层介质镜。重要的是用作涂层材料的材料要对入射的辐射热保持较高的反射性。因此，不能形成氧化皮，因为形成这种氧化皮会破坏作为反射层的涂层的有效性。而且，非常薄的涂层除了价格不昂贵以外还必须对抛光的热障涂层(TBC)非常粘着，且由于其较薄，因此不会发生分层剥落，而分层剥落会对表面光洁度造成不利影响。薄层不会对其所添加到的部件带来大的重量负担。另外，涂层保持为较薄层可使表面光洁具有较高的反射和光学性能。
对其它反射燃烧室部件所进行的测试表明镜面反射层可反射大约至少80％的入射辐射能，与具有陶瓷涂层但在大约2300°F(1260℃)的流体流附近不具有镜面反射层的部件相比，当靠近流体流的陶瓷涂层的温度大约为2300°F(1260℃)时，镜面反射层可反射足以使部件温度降低大约100°F(37.7℃)的辐射能量。与缺少本发明所述涂层的大致相同的反射层相比，在高压区段测试大约100小时，通过连接到反射层上的热电偶进行测量，这些部件改善了95°F(35℃)。本领域技术人员可以认识到，在发动机的点火温度升高时，本发明的优点也会随之得到提高。根据普朗克(Planck)的黑体辐射定律，当高级发动机的温度升高时，所释放的增大部分的热量表现为红外辐射能(IR)。因此，发动机点火温度升高时，高级涡轮发动机也会从本发明中获得更大的益处，并可能超过所观测到的改善。
尽管上面已结合优选实施例对本发明进行了描述，但本领域技术人员应当理解，在不脱离本发明范围的情况下，还可做出各种的变型且还可有各种的等效结构来代替其部件。另外，在不脱离本发明根本范围的情况下，还可做出多种变型使特定的位置或材料适应于本发明所给出的教导。因此，本发明并不局限于作为实现本发明的最优实施方式而进行描述的特定实施例，本发明还包括落在权利要求书限定范围内的所有实施方式。

Claims (21)

1.一种用于燃气轮机燃烧室的具有镜面反射面的挡溅板，其包括：
一暴露于燃烧热气流产生的热中的基材(502)；
一镜面反射涂层(516)，该镜面反射涂层具有预定的厚度，并覆盖在暴露于燃烧气流产生的辐射热中的基材表面上，镜面反射涂层(516)的适用表面粗糙度不超过2.54微米，并具有高温性能，从而镜面反射材料(516)的表面可使至少80％的入射辐射能离开其表面反射到热气体流径中的气体中。
2.根据权利要求1所述的挡溅板，其中，镜面反射涂层具有1.27微米和更光滑的表面粗糙度。
3.根据权利要求1所述的挡溅板，其还包括位于基材(502)和镜面反射涂层(516)之间的陶瓷材料(514)，陶瓷材料(514)构成覆盖在基材(502)上的隔热层，陶瓷材料(514)的与基材(502)相对并与镜面反射涂层(516)相邻的表面(515)的表面粗糙度为2.54微米和更光滑。
4.根据权利要求3所述的挡溅板，其中，陶瓷材料(514)的与基材(502)相对并与镜面反射涂层(516)相邻的表面(515)的表面粗糙度为0.81微米和更光滑。
5.根据权利要求3所述的挡溅板，其中，镜面反射涂层(516)选自由铂、氧化钽(TaO2)、二氧化硅(SiO2)、二氧化钛(Ti2O5)、钯及其组合物构成的材料组。
6.根据权利要求3所述的挡溅板，其中，所施加的涂层(516)是预定厚度不超过1微米。
7.根据权利要求3所述的挡溅板，其特征在于：当燃烧流体的温度为1260℃时，温度性能提高37.7℃。
8.根据权利要求3所述的挡溅板，其中，基材(502)是高温超级合金，其选自由镍基超耐热合金、铁基超耐热合金、钴基超耐热合金及其组合物构成的组。
9.一种制造挡溅板的方法，该挡溅板用于燃气轮机的燃烧室并具有镜面反射面，所述方法包括以下的步骤：
提供一挡溅板(604)，该挡溅板由布置在燃烧热气流附近的基材(502)构成；
将一陶瓷隔热涂层施加到基材表面上；
对陶瓷涂层(514)的位于基材表面上并与其相对的表面(515)进行机加工，从而获得1.27微米和更光滑的表面光洁度；
在陶瓷涂层(514)的表面(515)上施加预定厚度的镜面反射涂层(516)，用于施加涂层(516)的方法提供了一个1.27微米和更光滑的涂层表面光洁度(517)，镜面反射涂层(516)的与陶瓷涂层(514)相对的外表面暴露于发动机(10)内的燃烧热气流中。
10.根据权利要求9所述的方法，其中，机加工陶瓷涂层(514)的表面(515)的步骤还包括获得0.81微米和更光滑的表面光洁度。
11.根据权利要求9所述的方法，其中，机加工陶瓷涂层(514)的表面(515)的步骤包括对表面(515)进行抛光。
12.根据权利要求11所述的方法，其中，抛光步骤还包括手工抛光。
13.根据权利要求12所述的方法，其中，抛光步骤包括研磨。
14.根据权利要求13所述的方法，其中，机加工步骤包括滚磨。
15.根据权利要求9所述的方法，其中，将预定厚度的镜面反射涂层(516)施加到陶瓷涂层(514)的表面(515)上的步骤包括施加涂层(516)达到不超过1微米的厚度。
16.根据权利要求15所述的方法，其中，施加镜面反射涂层(516)达到不超过1微米的厚度的步骤包括所施加的涂层(516)选自由铂、氧化钽(Ta2O5)、二氧化硅(SiO2)、二氧化钛(TiO2)、钯及其组合物构成的材料组。
17.根据权利要求16所述的方法，其中，通过化学气相淀积来施加镜面反射涂层(516)。
18.根据权利要求16所述的方法，其中，通过物理气相淀积来施加镜面反射涂层(516)。
19.根据权利要求18所述的方法，其中，通过液相渗透来施加镜面反射涂层(516)。
20.根据权利要求19所述的方法，其中，通过溅射来施加镜面反射涂层(516)。
21.根据权利要求15所述的方法，其还包括抛光镜面反射涂层(516)，从而获得一个0.81微米和更光滑的表面光洁度(517)。
CNB2003101240502A 2002-12-31 2003-12-31 挡溅板和制造挡溅板的方法 Expired - Fee Related CN100402930C (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/335,657 US7003959B2 (en) 2002-12-31 2002-12-31 High temperature splash plate for temperature reduction by optical reflection and process for manufacturing
US10/335657 2002-12-31

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1536214A CN1536214A (zh) 2004-10-13
CN100402930C true CN100402930C (zh) 2008-07-16

Family

ID=32507397

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB2003101240502A Expired - Fee Related CN100402930C (zh) 2002-12-31 2003-12-31 挡溅板和制造挡溅板的方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7003959B2 (zh)
EP (1) EP1435491B1 (zh)
JP (1) JP4537700B2 (zh)
CN (1) CN100402930C (zh)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1312865A1 (de) * 2001-11-15 2003-05-21 Siemens Aktiengesellschaft Ringbrennkammer für eine Gasturbine
WO2008108810A2 (en) * 2006-09-14 2008-09-12 Solar Turbines Incorporated Splash plate dome assembly for a turbine engine
US20100281868A1 (en) * 2007-12-28 2010-11-11 General Electric Company Gas turbine engine combuster
JP5395574B2 (ja) 2008-11-27 2014-01-22 株式会社東芝 蒸気機器
US8316647B2 (en) * 2009-01-19 2012-11-27 General Electric Company System and method employing catalytic reactor coatings
CN101872271B (zh) * 2009-04-27 2013-04-24 鸿富锦精密工业（深圳）有限公司 触控系统
US9677180B2 (en) 2010-12-30 2017-06-13 Rolls-Royce Corporation Engine hot section component and method for making the same
US9291082B2 (en) 2012-09-26 2016-03-22 General Electric Company System and method of a catalytic reactor having multiple sacrificial coatings
US20140083115A1 (en) * 2012-09-27 2014-03-27 United Technologies Corporation Article with dielectric mirror coating system
EP3022407B1 (en) * 2013-07-19 2020-08-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine ceramic component assembly and bonding
US10253984B2 (en) 2015-04-28 2019-04-09 United Technologies Corporation Reflective coating for components
US20180010795A1 (en) * 2016-07-06 2018-01-11 General Electric Company Deflector for gas turbine engine combustors and method of using the same
US10927707B2 (en) * 2018-12-07 2021-02-23 Raytheon Technologies Corporation Diffuser case heat shields
US11053855B2 (en) * 2019-06-06 2021-07-06 Raytheon Technologies Corporation Reflective coating and coating process therefor

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5223045A (en) * 1987-08-17 1993-06-29 Barson Corporation Refractory metal composite coated article
US5851679A (en) * 1996-12-17 1998-12-22 General Electric Company Multilayer dielectric stack coated part for contact with combustion gases
US6207295B1 (en) * 1999-07-13 2001-03-27 General Electric Company Article with tailorable high temperature coating
US6210791B1 (en) * 1995-11-30 2001-04-03 General Electric Company Article with a diffuse reflective barrier coating and a low-emissity coating thereon, and its preparation
US6465090B1 (en) * 1995-11-30 2002-10-15 General Electric Company Protective coating for thermal barrier coatings and coating method therefor

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3790088A (en) 1967-08-29 1974-02-05 Us Army Propellant splash plate having flow directing means
US3965672A (en) 1974-05-23 1976-06-29 Westinghouse Electric Corporation Wet cooling tower with plume eliminator
FR2312654A1 (fr) 1975-05-28 1976-12-24 Snecma Perfectionnements aux chambres de combustion pour moteurs a turbine a gaz
US4180974A (en) 1977-10-31 1980-01-01 General Electric Company Combustor dome sleeve
USRE30925E (en) 1977-12-14 1982-05-11 Caterpillar Tractor Co. Fuel vaporizing combustor tube
US4188782A (en) 1977-12-14 1980-02-19 Caterpillar Tractor Co. Fuel vaporizing combustor tube
US4475344A (en) 1982-02-16 1984-10-09 Westinghouse Electric Corp. Low smoke combustor for land based combustion turbines
US5220786A (en) 1991-03-08 1993-06-22 General Electric Company Thermally protected venturi for combustor dome
CA2089285C (en) 1992-03-30 2002-06-25 Stephen Winthrop Falls Segmented centerbody for a double annular combustor
US5321951A (en) 1992-03-30 1994-06-21 General Electric Company Integral combustor splash plate and sleeve
US5308385A (en) 1992-06-10 1994-05-03 Dennis Winn Pollution abatement apparatus and method
US5307637A (en) 1992-07-09 1994-05-03 General Electric Company Angled multi-hole film cooled single wall combustor dome plate
US5762005A (en) 1994-11-30 1998-06-09 The Babcock & Wilcox Company Wedge splash plate for kraft recovery furnace black liquor burners
US6060177A (en) * 1998-02-19 2000-05-09 United Technologies Corporation Method of applying an overcoat to a thermal barrier coating and coated article
US6047539A (en) 1998-04-30 2000-04-11 General Electric Company Method of protecting gas turbine combustor components against water erosion and hot corrosion
US6212870B1 (en) 1998-09-22 2001-04-10 General Electric Company Self fixturing combustor dome assembly
US6294261B1 (en) * 1999-10-01 2001-09-25 General Electric Company Method for smoothing the surface of a protective coating
RU2177977C2 (ru) * 2000-01-12 2002-01-10 Антоненко Владимир Федорович Способ термической переработки биомассы
JP2001226783A (ja) * 2000-02-10 2001-08-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 平滑複合材及びガスタービン翼及び蒸気タービン翼
US6699604B1 (en) * 2000-06-20 2004-03-02 Honeywell International Inc. Protective coating including porous silicon nitride matrix and noble metal
US6652987B2 (en) * 2001-07-06 2003-11-25 United Technologies Corporation Reflective coatings to reduce radiation heat transfer

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5223045A (en) * 1987-08-17 1993-06-29 Barson Corporation Refractory metal composite coated article
US6210791B1 (en) * 1995-11-30 2001-04-03 General Electric Company Article with a diffuse reflective barrier coating and a low-emissity coating thereon, and its preparation
US6465090B1 (en) * 1995-11-30 2002-10-15 General Electric Company Protective coating for thermal barrier coatings and coating method therefor
US5851679A (en) * 1996-12-17 1998-12-22 General Electric Company Multilayer dielectric stack coated part for contact with combustion gases
US6207295B1 (en) * 1999-07-13 2001-03-27 General Electric Company Article with tailorable high temperature coating

Also Published As

Publication number Publication date
CN1536214A (zh) 2004-10-13
EP1435491B1 (en) 2014-04-16
JP4537700B2 (ja) 2010-09-01
JP2004211703A (ja) 2004-07-29
EP1435491A3 (en) 2006-07-05
US7003959B2 (en) 2006-02-28
EP1435491A2 (en) 2004-07-07
US20050039459A1 (en) 2005-02-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN100402930C (zh) 挡溅板和制造挡溅板的方法
CN100445535C (zh) 通过光反射来降低温度的改进高温涡轮喷嘴及其制造工艺
US7208230B2 (en) Optical reflector for reducing radiation heat transfer to hot engine parts
US6925811B2 (en) High temperature combustor wall for temperature reduction by optical reflection and process for manufacturing
EP3088559B1 (en) Reflective coating for components
CN100445534C (zh) 通过光反射来降低温度的改进的高温中心体及其制造方法
CN101429893B (zh) 气冷燃气轮机部件及其制造和修理方法
US6887587B2 (en) Reflective coatings to reduce radiation heat transfer
KR20080067980A (ko) 가스 터빈 엔진 코팅 방법 및 장치
US9677180B2 (en) Engine hot section component and method for making the same
US11852078B2 (en) Reflective coating and coating process therefor
EP1724027A1 (en) Temperature dependent transparent optical coatings for high temperature reflection
CA3001802A1 (en) Thermal coating system with aluminide
US20050153065A1 (en) Method to manufacture spectral pigment

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20080716

Termination date: 20161231

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee