CN110612360A - 可研磨涂层 - Google Patents

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Abstract

公开了一种形成可研磨涂层的方法。该方法包括：(i)形成等离子体；(ii)引入涂层材料，其呈具有1至50μm范围内的颗粒的粉末形式，由递送气体携带进入等离子体，该等离子体具有足够高的比焓，以用于至少部分熔融一些粉末并汽化至少5重量％的粉末，以便形成蒸气和颗粒的蒸气相云；(iii)通过维持介于50和2000Pa之间的工艺压力形成等离子体束；(iv)通过维持介于50和2000Pa之间的工艺压力使等离子体束散焦；和(v)由蒸气相云在基底表面上形成可研磨涂层，其为绝缘层体系的一部分，该可研磨涂层包含柱状结构。有利地，该柱状结构的可研磨涂层(40，41)具有小于30s/mil，优选在5至27s/mil范围内，更优选在10‑25s/mil范围内，还更优选在15‑20s/mil范围内的耐腐蚀性。

Description

可研磨涂层
本发明涉及燃气涡轮发动机中例如通过可研磨涂层(abradable coating)的间隙控制，以及制备该可研磨涂层的方法。尤其，本发明涉及通过真空等离子体喷涂方法(例如等离子体喷涂物理气相沉积)施加在涡轮机组件(例如壳体或罩盖)上的可研磨涂层。
背景
可研磨涂层的施加用于许多应用，尤其作为航空器燃气涡轮机或固定式燃气涡轮机中的可研磨密封。通常，在旋转组件(例如叶片或轮叶)以及固定部件(例如燃气涡轮机中的壳体或罩盖)之间的区段或罩盖上制备密封。所述密封确保热气体不能在例如轮叶尖端和罩盖之间的间隙处泄漏或逃逸。防止泄漏有助于将所有气体导向旋转组件，从而增加发动机效率和功率输出。可研磨层的材料和微结构的选择是至关重要的，但是在考虑燃烧室中的高温条件时，选择受到限制。
通常，轴流式燃气涡轮机的旋转式压缩机或转子包含多个与安装在罩盖中的轴连接的叶片。在运转中，轴和叶片在罩盖内部旋转。将涡轮机罩盖的内表面和运动的叶片尖端之间的缝隙定义为间隙。该缝隙在完美情况下应接近于0mm。在实际情况中，例如在喷气式发动机或固定式燃气涡轮机中，这在机械上是不可能的，因为固有的壳体变形。同样，归因于高旋转速度且归因于发动机或涡轮机内部的高气体温度的转子的膨胀阻止实现该理想的限制。此外，对于航空器燃气涡轮机而言，运转期间的其它因素(例如降落、起飞或飞行期间的不稳定性)可导致发动机轴的最小偏差，这将使得在非常短的时间段内叶片尖端略微移动以更靠近罩盖。
通常在壳体或罩盖的内壁上制备厚的可研磨涂层，以允许叶片尖端和罩盖之间的良好密封。归因于上述因素，叶片尖端在厚的可研磨涂层上的摩擦将不会在运转期间或在发动机启动/停止期间在涂层中产生恒定的穿透。因此，有必要在涡轮机的不同运转阶段中控制可研磨涂层的磨损。
为了使涡轮机叶片尖端在可研磨涂层中切割受控的凹槽，制备涂层的材料必须相对容易磨耗，而不会磨损叶片尖端。这要求叶片尖端的材料选择和涂层中的材料的仔细平衡。此外，它要求产生具有特定微结构的涂层，其一方面足够软以便磨耗，而不会与基底分离。并且，另一方面，不会太硬而不能防止破坏叶片尖端。当考虑高温性能要求时，材料的选择变得甚至更加受限。
在大多数情况下，可研磨涂层是施加在金属基底上的最后的涂层，并且是完整的热障涂层(TBC)系统的一部分。这些热障涂层(更详细地描述于例如美国专利号5,238,752中)是必要的，因为涡轮机组件暴露于发动机中的高气体温度下。TBC能够提供由介于140°和170°之间的组件所见的温度降低。结合涡轮机组件的主动冷却，TBC可以使得能够在超过超级合金的熔化温度以上250℃的燃烧气体温度下运转发动机。对组件进行热保护的另一优势在于组件寿命延长和维修频率降低。
TBC系统包括以下列次序施加在涡轮机组件上的典型的几个层：
1.任选的金属屏障层，其具有与基底接近的组成，例如NiAl或NiCr基合金；
2.金属粘合层，其用作热气体腐蚀保护并还用作金属基底和陶瓷顶层之间的中间层。该粘合层可使用NiAl、NiPtAl、PtAl或MCrAlY合金制造，其中M代表一种金属，例如Fe、Ni或Co，或Ni和Co的组合；
3.任选的氧化物陶瓷保护层或热生长氧化物(通常用大约1000℃的基底温度在加入的氧气流影响下，在沉积过程期间形成)，例如主要是Al2O3或其它氧化物；
4.氧化物陶瓷热障涂层(TBC)，例如稳定化氧化锆或稀土锆酸盐的涂层；
5.任选的平滑氧化物层或覆盖层；和
6.附加的可研磨涂层，用于其中需要密封的特定组件。
热障涂层通常具有0.2mm至几mm范围内的厚度，并且可以通过热喷涂或电子束物理气相沉积来沉积。这些方法允许产生特定的微结构，例如多孔涂层或柱状结构以实现增加的高应变公差，其通过与块状陶瓷材料相比降低热导率来增加绝缘效果。与选择具有低热导率的特定材料平行地进行涂层微结构的产生。选择用于TBC的材料是氧化锆基陶瓷，例如氧化钇(Y2O3)稳定的氧化锆(ZrO2)、YSZ，其中氧化钇的wt％将通常为6-8％，而且是任何稀土基锆酸盐，例如氧化镝稳定的氧化锆。
可使用与用于TBC的类似的材料、涂层性质和涂布方法制备可研磨涂层。在一些情况下，如在美国专利号4,936,745中所述，TBC层具有热绝缘涂层和可研磨涂层的双重功能。
热喷涂，尤其是大气等离子体喷涂(APS)是制备厚且多孔涂层所选的方法。然而，所达到的高达20％的孔隙率通常对于热障涂层是良好的，但是若涂层用作可研磨涂层，则该孔隙率不足够高以确保良好的受控磨损。因此，当叶片尖端摩擦这些涂层时，所述涂层对于叶片尖端会具有负面影响。尖端要么过热，要么磨损太快，这是由于陶瓷材料的磨损性质。结果是，必须对叶片尖端、叶片尖端上的涂层(“叶片尖端覆盖(tipping)”)的材料分别作出特别的要求，例如立方氮化硼和碳化硅。虽然这些磨料尖端覆盖改善了叶片在双重功能TBC/可研磨涂层上的切割行为，但是施加它们是相当昂贵的。
作为替代，根据施加陶瓷可研磨涂层的众所周知的大气等离子体喷涂方法(参见，例如美国专利号5,530,050)，通过在涡轮机组件上热喷涂来沉积陶瓷粉末和聚合物(通常是6％聚酯)的共混物。随后，在后热处理过程中烧去聚酯。这产生具有比不使用聚合物喷涂的涂层高得多的孔隙率(高达35％)的涂层。这些高孔隙率涂层确保较低的热导率，改善耐烧结性，并改善在通过无尖端的立方氮化硼(cBN)或碳化硅(SiC)有尖端叶片切割时的磨耗性。
如上所述，发动机制造商受到的挑战是开发并生产具有提高的燃料效率和降低的气体排放的发动机。为实现该目标，发动机被设计为具有增加的燃烧温度和降低的其组件重量。结果是，由最好的金属超级合金材料制成的组件将不得不承受1200℃以上的温度。为面对这些挑战，已开发有前景的材料以生产轻量化结构组件，例如碳纤维强化的碳化硅复合材料(C/SiC)和碳化硅纤维强化的碳化硅复合材料(SiC/SiC)。这些材料最常被称为陶瓷基质复合材料(CMC)。虽然由此类材料制成的组件在高温下是机械方面非常稳定的，但是它们易受水蒸气暴露的侵害。此类暴露显著降低其经济寿命和性能。结果是，这些组件不得不通过环境屏障涂层(EBC)保护，以防止运转期间水蒸气诱导的降解。EBC系统的性质一方面关于耐高温和耐热冲击性非常接近于前述TBC系统。另一方面，它们还关于燃烧气体中存在的水蒸气提供CMC材料的保护。
与TBC不同，EBC必须对于任何水蒸气进入基底的穿透是致密且紧致的，以及必须配合基底的膨胀系数以确保没有裂缝和孔隙的涂层。典型的EBC系统由粘合层和顶涂层组成。用于粘合层的材料通常是Si基金属。对于顶涂层，通常使用具有不同比例的Al2O3和SiO2的莫来石(Al2O3 SiO2)，或硅酸盐材料，例如Yb2O3、Yb2Si2O7、Yb2SiO5，和/或莫来石和硅酸盐二者的组合。
在针对组件尤其是叶片和罩盖使用新材料，以及生产新的涂层系统(例如具有与已知的TBC系统不同的化学组成的EBC系统)的情况下，将需要新型可研磨涂层。这些新的可研磨涂层必须具有甚至更高的温度和热冲击耐性，确保与TBC和EBC两者相容的化学组成，并在可研磨涂层和(例如CMC)叶片组件之间产生优异的密封。
发明概述
因此，本发明的目的是提供一种方法，其用于在涡轮机组件(例如区段或罩盖)上制备可研磨涂层，以使得沉积在涡轮机组件上的材料允许在涡轮机运转期间以受控方式被磨耗并且其同时提供高温应变和冲击耐性，并且，此外，其与TBC系统和EBC系统的“较低”层的制备方法相容。本发明的另一目的是提供施加可研磨涂层的方法，通过除去使用复杂共混物和涂层后处理以便产生更高孔隙率的需要，该可研磨涂层与APS制备的可研磨涂层相比更加经济。
通过下文描述的等离子体喷涂物理气相沉积(PS-PVD)方法实现该目的。
在等离子体喷涂物理气相沉积中，通过以粉末或蒸气射流的形式喷射到金属或陶瓷基质复合材料的表面上而在基底表面上沉积涂层。通过离开在10,000Pa以下的压力下操作的等离子炬的等离子体射流运送并引导该射流。在本发明中，可研磨涂层材料以粉末(优选粉团)形式注入等离子体中，其允许在等离子炬内部破裂成更小的粉末粒度分级，以通过等离子体射流的高比焓完全或部分蒸发，允许在可用作可研磨涂层的表面上形成各向异性结构的涂层或柱状结构。
有利地，所得柱状结构的可研磨涂层允许在叶片尖端在涡轮发动机的运转条件下穿透并摩擦可研磨涂层时通过叶片尖端产生进入涂层的界限分明的切割路径。通过根据本发明的可研磨涂层的切割路径与叶片尖端通过采用经典的大气等离子体喷涂(APS)制备的可研磨涂层产生的切割路径相比更加清晰和有限。有利地，由PS-PVD制备的柱状结构的可研磨涂层具有各向异性结构以及比由APS制备的涂层达到的孔隙率(最大为35％)显著更大的孔隙率。这也由涂层的热导率反映处理：鉴于例如块状7YSZ(用7wt％氧化钇稳定的锆酸盐)的热导率为3.0W/m·K(于25℃下)，APS制备的7YSZ TBC热导率为1-1.4W/m·K，且EB-PVD制备的柱状7YSZ涂层热导率为1.2-2.2W/m·K，而根据本发明的柱状结构的可研磨涂层显示出小于1W/m·K、甚至低至0.8W/m·K的热导率。
虽然根据本发明的PS-PVD制备的可研磨涂层中的柱由于叶片尖端通过柱上方而将磨损，有利地，这仅在叶片摩擦柱的地方发生。换言之，通过的叶片尖端不会拉掉(部分的)相邻的柱。这与例如EB-PVD制备的柱形成对比，其中叶片尖端凿去部分相邻的柱，使得切割路径的侧壁变得更加粗糙。因此，有利地，清晰的路径和锐利的切割路径壁(实质上是可研磨柱状结构的侧面)允许更好地密封涡轮机中的间隙，由此改善后者的效率。
发明人注意到，其它方法，例如电子束物理气相沉积(EB-PVD)允许对于TBC产生结晶柱状结构。然而，此类方法不会产生良好的可研磨柱状结构，因为使用此类方法制备的结晶柱彼此将太近或太致密。例如，EB-PVD制备的结构的典型柱宽≤10μm，在平行于基底或沿着基底的方向上通常具有～10个柱/100μm(因此柱间距在0至2μm范围内)。相比之下，PS-PVD制备的柱的宽度和线密度可在5-15μm，7个柱/100μm(柱间距＞5μm)至10-50μm，4个柱/100μm(柱间距为0至5μm)内调节。这反映出与PS-PVD制备的涂层相比，EB-PVD制备的涂层的高耐腐蚀性。通过以预先定义的角度引导沙粒的射流并测量损失25.4μm(1mil)的涂层厚度所需的时间来测量耐腐蚀性。PS-PVD制备的柱状结构的可研磨涂层具有介于5和28s/mil之间、优选介于10和25s/mil之间、更优选介于15和20s/mil之间的耐腐蚀性。相比之下，EB-PVD制备的柱状结构的涂层具有超过30s/mil、甚至高达45-50s/mil的耐腐蚀性。因此，有利地，根据本发明的PS-PVD制备的柱状结构的可研磨涂层具有为ES-PVD制备的柱状结构的涂层的1/10至1/2的耐腐蚀性。较低的耐腐蚀性允许以小份磨损部分柱状结构，再次有助于产生界限分明的切割路径。
用于制备柱状结构的可研磨涂层的PS-PVD方法的另一优势在于它是非常万能的方法。在改变工艺参数后，可制备不同类型的涂层微结构，例如柱状结构的涂层、多孔涂层和致密涂层，全部使用同一件设备。有利地，可将PS-PVD制备的致密涂层制成不透气的。此外，在喷涂过程中改变工艺参数允许制备梯度可研磨涂层。在实施方案中，通过包含下部致密的层状层、中间多孔层和顶部柱状结构的可研磨层的三层结构来形成梯度可研磨涂层。此类梯度可研磨涂层与EBC涂层结合是尤其有利的，其中致密的层状层是保护涡轮机组件所必需的。
在另一实施方案中，如下应用PS-PVD方法：以用于制备具有接近于EBC的化学组成的致密层的操作参数开始，并以用于制备具有与可研磨层不同的化学组成的柱状结构层的操作参数结束。因此，此类梯度可研磨涂层确保EBC和可研磨涂层之间完美的粘合。可在PS-PVD工艺期间通过使用几种粉末注射器并改变工艺期间的粉末进料速率来改变化学组成，即材料的组成。有利地，归因于莫来石或硅酸盐材料的结晶度的保持，PS-PVD方法可产生高性能EBC涂层。
实际上，在有利的实施方案中，PS-PVD方法用于制备完整的涂层系统，提供CMC组件作为基底，在CMC组件顶部沉积EBC(任选具有适当的中间粘合层)，在EBC顶部提供梯度可研磨涂层，其中梯度涂层至少包含具有与EBC涂层匹配的化学组成的致密层和在顶部的用于密封间隙的柱状结构的可研磨涂层。
因此，在实施方案中，形成可研磨涂层的方法包括：(i)形成等离子体；(ii)引入涂层材料，其呈具有1至50μm范围内的颗粒的粉末形式，由递送气体携带进入等离子体，该等离子体具有足够高的比焓，以用于至少部分熔融一些粉末并气化至少5重量％的粉末，以便形成蒸气和颗粒的蒸气相云；(iii)通过维持介于50和2000Pa之间的工艺压力形成等离子体束；(iv)使包括蒸气相云的等离子体束散焦；和(v)由蒸气相云在基底表面上形成可研磨涂层，其为绝缘层体系的一部分，该可研磨涂层包含柱状结构。
在另一实施方案中，该方法包括形成包含柱状结构的可研磨涂层，其中该柱状结构的可研磨涂层具有小于30s/mil(1mil＝25.4μm)，优选在5至27s/mil范围内，更优选在10-25s/mil范围内，还更优选在15-20s/mil范围内的耐腐蚀性。
在又一实施方案中，该方法包括通过控制氢等离子体气体的量、基底的表面温度和粉末进料速率的至少一种来调节可研磨涂层的耐腐蚀性。
在另一实施方案中，将涂布过程中的基底的表面温度调节至500℃至1100℃范围内，优选950℃至1050℃范围内的值。而在另一实施方案中，在0NLPM至10NLPM范围内调节氢等离子体气体的量。并且在还一实施方案中，在5g/min至60g/min范围内调节总粉末进料速率。
在另一实施方案中，可研磨涂层的柱状结构具有羽毛状或菜花状微结构。具有此羽毛状或菜花状微结构的可研磨涂层的柱状结构可经结构化，使得在涡轮机或发动机内操作时，柱状结构的顶部可被轮叶尖端凿去，而底部不受影响。
在本发明的实施方案中，形成可研磨涂层包括使用等离子体喷涂物理气相沉积(PS-PVD)系统。
在另一实施方案中，该方法包括沉积梯度可研磨层。作为实例，此类梯度可研磨层的沉积可包括沉积包含层状致密结构的第一亚层和继沉积第一亚层之后，沉积第三亚层，其包含柱状结构。或者，该方法可包括在第一亚层和第三亚层之间沉积中间的第二亚层，其中该第二亚层包含混合相脆性结构。还或者，该方法可包括形成具有与绝缘层体系的较低层的化学组成匹配的化学组成的第一亚层以及形成具有不同化学组成的第三亚层以形成柱状结构的可研磨涂层。
根据另一方面，本发明提供了涡轮机组件或发动机组件，其包含绝缘层体系，其中该绝缘层体系的外层形成包含柱状结构的可研磨涂层。有利地，该柱状结构的可研磨涂层具有小于30s/mil(1mil＝25.4μm)，优选在5至27s/mil范围内，更优选在10-25s/mil范围内，还更优选在15-20s/mil范围内的耐腐蚀性。
本发明的这些和其它方面将从下文描述的实施方案显而易见并参考下文描述的实施方案阐明。然而，应理解这些实施方案不可解释为限制本发明的保护范围。可单独以及组合使用它们。下文参考示意图更详细地解释本发明。
附图简述
图1A示意性显示涡轮机/发动机组件，在该情况下是叶片。
图1B示意性显示根据本发明的涂层系统的第一实施方案。
图1C示意性显示根据本发明的涂层系统的第二实施方案。
图2示意性显示叶片尖端切割通过根据本发明的可研磨柱状涂层的路径的特写。
图3示意性显示根据本发明的可研磨涂层的柱的微结构的特写。
图4A示意性显示可采用根据本发明的PS-PVD方法获得的第一微结构。
图4B示意性显示可采用根据本发明的PS-PVD方法获得的第二微结构。
图4C示意性显示可采用根据本发明的PS-PVD方法获得的第三微结构。
图5示意性显示根据本发明的可研磨涂层的另一实施方案，其包含梯度涂层。
优选实施方案描述
图1示意性显示燃气涡轮发动机组件，在该情况下是叶片单元1，其包括基部2、轮叶或翼面3以及轮叶尖端4，该叶片单元1可组装在燃气轮机中作为定子叶片单元或转子叶片单元。轴流式燃气轮机的旋转式压缩机或转子由多个与安装在罩盖中的轴连接的此类叶片单元组成。运转时，轴和叶片在罩盖内部旋转。涡轮机罩盖10、11的内表面最优选涂布有可研磨材料，其用作轮叶尖端4和罩盖10、11之间的间隙的密封，以便提高涡轮机的效率。图1B和1C示意性显示本发明的两个实施方案，其中涡轮机组件(例如罩盖)的金属基底10、相应地陶瓷基质复合材料(CMC)基底11覆盖有适当的粘合层20、21。此类粘合层是任选的。在该粘合层顶部沉积热障涂层(TBC)30、相应地环境屏障涂层(EBC)31。在这些较后的屏障涂层顶部，使用PS-PVD方法沉积根据本发明的柱状结构的可研磨涂层40、41。有利地，相对于EB-PVD制备的可研磨涂层，使用PS-PVD方法的柱状结构的可研磨涂层40、41是更软且更多孔的，各自具有更低的线柱密度和更轻软如羽毛的柱结构。
为了制备柱状结构的可研磨涂层40、41的各向异性微结构，必须产生具有足够高的比焓的等离子体，使得相当大部分(总计至少5重量％)的涂层材料变成蒸气相。可能未完全变成蒸气相的汽化材料部分可总计高达70％。在燃烧器中使用直流电流并借助针状阴极和环状阳极产生等离子体。必须关于所得涂层结构以经验分别确定向等离子体供应的功率、有效功率。根据经验，有效功率，通常在供应至等离子体枪的电功率的50％和55％之间，在40至80kW范围内。
用于制备根据本发明的可研磨涂层的PS-PVD方法的工艺压力具有介于50和2000Pa之间，优选介于100和800Pa之间的值。使用递送气体由1个或更多个(例如2、3或4个)注射器将粉末注入等离子体中。用于生产等离子体的工艺气体是惰性气体的混合物，尤其是氩气Ar和氦气He的混合物，其中Ar与He的体积比有利地在2∶1至1∶4范围内。总气流在30至150NLPM(标准升/分钟)范围内。总粉末进料速率介于5和60g/min之间，优选介于10和40g/min之间。该等离子体具有足够高的比焓，以用于至少部分熔融一些粉末并汽化至少5重量％的粉末，以便形成蒸气和颗粒的蒸气相云。通过将工艺压力维持在50和2000Pa之间形成等离子体束并使其散焦，包括散焦等离子体中的蒸气和颗粒的蒸气相云。优选地，在材料施加期间基底伴随旋转或绕轴旋转运动相对于该云移动。通常，在涂布过程中基底10、11表面温度在500℃-1100℃范围内，并使用等离子体射流加热。或者，然而，还可使用其它热源(例如另一等离子体枪、感应或石英灯)来控制表面温度。从等离子体枪至基底的喷涂距离通常为大约900mm。使用PS-PVD方法，通过生长柱状结构来构建可研磨涂层。总涂层厚度具有介于20μm和2000μm之间的值，优选介于200μm和1000μm之间的值。
氧化物陶瓷材料或包含氧化物陶瓷组分的材料适合用于使用根据本发明的方法制造柱状结构的可研磨涂层40、41，其中氧化物陶瓷材料尤其是氧化锆，尤其是用钇、铈或其它稀土元素完全或部分稳定的氧化锆。将用作稳定剂的材料以稀土元素(例如，钇Y、铈或钪)的氧化物形式作为合金添加至氧化锆，其中例如Y的氧化物形成5至20重量％的部分，例如8％。
为了通过散焦等离子体使粉末束重塑成蒸气和颗粒的蒸气相云(由其获得具有所需微结构的涂层)，粉末起始材料必须具有非常微细的初始颗粒(优选在1-3μm范围内)，其可(松散地)聚集成较大的粉末颗粒。粉末颗粒的尺寸分布通常借助激光散射方法确定。粉末颗粒的尺寸分布相当大部分介于1μm至50μm的范围内，优选介于3μm至25μm的范围内。可使用各种方法来制造粉末颗粒：例如，喷雾干燥或熔融和随后的破碎和/或研磨凝固的熔体的组合。
在金属涡轮机组件基底10(其包含例如Ni或Co基合金)的情况下，任选的粘合层20可包含NiAl合金或NiCr合金。TBC 30(例如使用作为涂层材料的铱稳定的氧化锆(例如ZrO2-8％Y2O3)制备)通常具有介于10μm和300μm，优选介于25μm和150μm范围内的涂层厚度。TBC30尤其包含金属铝化物，或MCrAlY合金，其中M代表陶瓷氧化物材料的金属Fe、Co或Ni的一种。其优选具有致密的、柱状的、定向的或单向的结构。
在CMC涡轮机组件基底11(其包含碳纤维强化的碳化硅复合材料(C/SiC)和碳化硅纤维强化的碳化硅复合材料(SiC/SiC))的情况下，任选的粘合层21可包含Si基金属。EBC31(例如由具有不同比例的Al2O3和SiO2的莫来石(Al2O3 SiO2)，或硅酸盐材料例如Yb2O3、Yb2Si2O7、Yb2SiO5、和/或莫来石和硅酸盐二者的组合制成)通常具有介于10μm和300μm，优选介于25μm和150μm范围内的涂层厚度。
完整的涂层系统的部分层优选使用PS-PVD法全部在单个工作循环中施加，而没有中断。在施加之后，若需要，可将涂层系统作为整体进行热处理。
在本发明的等离子体喷涂方法中，还可使用额外的热源，例如另一等离子体枪、石英灯或感应源，以便在预定温度范围内进行涂层材料的沉积。将基底10、11的温度预设在500℃和1100℃之间的范围内，优选在950℃至1050℃的温度范围内。可例如使用红外灯或等离子体射流作为辅助热源。在该配置中，可独立于已经指定的工艺参数之外控制或调节从热源的热供应和待涂布的基底的温度。可使用常规测量方法(使用红外传感器、热感应器等等)进行温度控制。
根据本发明的方法可用于为暴露于高的工艺温度的组件涂布柱状结构的可研磨涂层。此类组件例如是固定式燃气轮机或飞机动力装置的组件：即，涡轮机叶片，尤其是导叶或主动轮叶，或甚至是可暴露于热气体的组件，例如热屏和防热罩。
图2示意性显示涂层系统的顶层的特写，其中TBC 30、相应地EBC 31覆盖有柱状结构的可研磨涂层40、41。还显示了涡轮机叶片1的具有轮叶尖端4的翼面或轮叶3，其在涡轮机的操作条件下产生通过可研磨涂层40、41的切割路径。如可以看到的，轮叶3产生通过柱状结构的可研磨涂层40、41的界限分明的切割路径。有利地，柱状结构的可研磨涂层具有如此的低的耐腐蚀性和如此的介于个体的柱49之间的间距，以使得轮叶尖端4磨损尖端下方个别的柱49，而没有影响相邻的柱49。根据本发明的柱状结构的可研磨涂层具有＜30s/mil，优选在5至27s/mil范围内，更优选在10至25s/mil范围内，甚至更优选在15至20s/mil范围内的耐腐蚀性。在该范围内的耐腐蚀性基本上导致切割路径的壁由单一的柱状结构49限定。可通过控制柱状结构的密度来调节柱状结构的涂层的耐腐蚀性。可通过减少和/或去除工艺气体中的氢等离子体气体的量、降低涂布过程中的表面温度和增加涂层材料的粉末进料速率来实现较低的密度。因此，在实施方案中，根据本发明的方法包括通过控制氢等离子体气体的量、基底10、11的表面温度和粉末进料速率中的至少一种来调节可研磨涂层的耐腐蚀性。
柱状结构的可研磨涂层40的热导率与TBC 30的类似，并且在非常多孔的涂层(即，具有低密度的柱状结构49的涂层40)的情况下，其可以是显著更低的。
图3示意性显示柱状结构49的微结构的特写。如可以看到的，当使用PS-PVD工艺制备时，柱状结构49具有羽毛状且松散的结构。与如由EB-PVD已知的针状物的致密晶体生长相比，这些羽毛状结构帮助降低耐腐蚀性。另外，羽毛状结构允许轮叶尖端4通过在轮叶尖端4在涡轮机的运转温度条件下膨胀时从柱状结构49连续削去个别羽毛状物或羽毛状部分来产生切割路径。有利地，根据本发明的可研磨涂层的低或软的耐腐蚀性允许柱状结构的顶部49-2被轮叶尖端4削去，而底部49-1不受影响并仍粘附在涂层系统的较低层上。
图4示意性显示在TBC 30、相应地EBC 31顶部的可研磨涂层40、41的不同的微结构。这些可使用根据本发明的PS-PVD工艺，通过控制涂布温度和等离子体气体混合物来获得。PS-PVD工艺的工作压力和功率水平在与结合图1如上所述的范围相同的范围内。
在图4A中，使用Ar、He和H2的等离子体混合物制备相对致密的柱状结构。通常，Ar/He比率在2∶1至1∶4范围内，并优选是1∶2，同时流速在30至150NLPM范围内。H2气流可在1至16NLPM，优选1至10NLPM范围内。作为典型的实例：PS-PVD工艺的气体流速为30NLPM Ar、65NLPM He和10NLPM H2。涂布过程中的基底温度在700℃至1100℃范围内，优选介于950℃和1000℃之间。在这些操作条件下，PS-PVD制备的柱的宽度和线密度在10-50μm范围内，大约4个柱/100μm(即，柱间距为0至5μm)。此类柱状结构的可研磨涂层的热导率在1.0-2.5W/m·K的范围内。
在图4B中，通过应用Ar和He的气体混合物来制备较低密度的柱状结构。换言之，已从混合物中除去H2气流。其余的操作条件与图4A中的相同。在这些操作条件下，PS-PVD制备的柱的宽度和线密度在5-15μm范围内，大约7个柱/100μm(即，柱间距＞5μm)。此类柱状结构的可研磨涂层的热导率在0.8-1.5W/m·K的范围内。
在图4C中，通过在沉积过程中将基底温度降低至500℃至700℃范围内的温度来获得脆性结构，实质上是柱状结构和层状致密层的混合相。其余的操作工艺条件与图4A和4B中的那些类似。粉末进料速率是影响混合相组成的另一参数。进料速率增加减少蒸气相中的颗粒数量，由此允许调节混合相涂层。
图5示意性显示包含梯度可研磨涂层的涂层系统。涡轮机组件可具有金属基底10、相应地CMC基底11。任选地，将适当的粘合层20、相应地21施加至基底。随后，使用PS-PVD工艺沉积TBC层30、相应地EBC层31。并且使用PS-PVD工艺在顶部沉积梯度可研磨涂层40、相应地41。梯度涂层40、41的第一亚层40-a/41-a包含层状致密层，任选的梯度涂层40、41的第二亚层40-b/41-b包含混合相层，且在顶部的第三亚层包含柱状结构的可研磨层40-c/41-c。有利地，该梯度确保可研磨涂层40、41与下面的TBC 30层、相应地EBC 31层很好地粘合。尤其在后者情况中，鉴于EBC层和可研磨涂层的化学组成的差异，该梯度确保粘合，因为三层亚层中涂层材料的化学组成可从与EBC匹配的一种调节为优化用作间隙密封的一种。
第一亚层的操作参数通常为：工作压力为50Pa至80000Pa，优选100Pa至1000Pa；等离子体射流的有效功率为40kW至80kW；总气流，包含Ar和任选的He和/或H2在30NLPM至150NLPM范围内；其中在气流包含Ar/He混合物的情况下，Ar∶He比率在10∶1至1∶1范围内，通常为4∶1，且0＜H2＜20NLPM；总粉末进料速率在5-120g/min，优选20-80g/min范围内，理想地，介于40和80g/min之间；基底温度在500℃至1100℃范围内。
第三亚层的操作参数通常如针对图1中的实施方式所描述。
因此，在实施方式中，该方法包括通过控制基底温度、粉末进料速率和气流混合物中的至少一种来沉积梯度可研磨涂层。在一个实例中，使用80/40/10NLPM Ar/He/H2气流混合物、2x40g/min进料速率、1.5mbar工作压力和900℃基底温度制备第一亚层40-a，而使用30/60/0NLPM Ar/He/H2气流混合物、2x10g/min进料速率、1.5mbar工作压力、1000℃基底温度制备第三亚层40-c。第二亚层40-b的工作参数介于前述参数设置之间。

Claims (15)

1.一种形成可研磨涂层(40，41)的方法，其包括：
-形成等离子体；
-引入涂层材料，其呈具有1至50μm范围内的颗粒的粉末形式，由递送气体携带进入等离子体，所述等离子体具有足够高的比焓，以用于至少部分熔融一些所述粉末并汽化至少5重量％的所述粉末，以便形成蒸气和颗粒的蒸气相云；
-通过维持介于50和2000Pa之间的工艺压力形成等离子体束；
-使包括所述蒸气相云的所述等离子体束散焦；和
-由所述蒸气相云在基底(10，11)表面上形成可研磨涂层(40，41)，其为绝缘层体系(20，30，40；21，31，41)的一部分，所述可研磨涂层包含柱状结构(49)。
2.根据权利要求1所述的方法，其中所述柱状结构的可研磨涂层(40，41)具有小于30s/mil，优选在5至27s/mil范围内，更优选在10-25s/mil范围内，还更优选在15-20s/mil范围内的耐腐蚀性。
3.根据权利要求2所述的方法，其中所述方法包括通过控制氢等离子体气体的量、基底(10，11)的表面温度和粉末进料速率中的至少一种来调节所述可研磨涂层(49，41)的耐腐蚀性。
4.根据权利要求3所述的方法，其中将所述涂布过程中所述基底(10，11)的表面温度调节至500℃至1100℃范围内，优选950℃至1050℃范围内的值。
5.根据权利要求3所述的方法，其中在0NLPM至10NLPM范围内调节氢等离子体气体的量。
6.根据权利要求3所述的方法，其中在5g/min至60g/min范围内调节总粉末进料速率。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的方法，其中可研磨涂层(40)的所述柱状结构(49)具有羽毛状微结构。
8.根据权利要求7所述的方法，其中可研磨涂层(40)的所述柱状结构(49)经结构化，以使得在涡轮机或发动机内操作时，所述柱状结构的顶部(49-2)可被轮叶尖端4凿去，使得底部(49-1)不受影响。
9.根据权利要求1或8任一项所述的方法，其中形成所述可研磨涂层包括使用等离子体喷涂物理气相沉积(PS-PVD)系统。
10.根据权利要求1所述的方法，其中所述方法包括沉积梯度可研磨层。
11.根据权利要求10所述的方法，其中沉积梯度可研磨层包括沉积包含层状致密结构的第一亚层(40-a，41-a)和继沉积所述第一亚层之后的包含所述柱状结构(49)的第三亚层(40-c，41-c)。
12.根据权利要求11所述的方法，其中所述方法包括在所述第一亚层(40-a，41-a)和所述第三亚层(40-c，41-c)中间沉积第二亚层(40-b，41-b)，其中所述第二亚层包含混合相脆性结构。
13.根据权利要求11所述的方法，其中所述方法包括形成具有与绝缘层体系的较低层的化学组成匹配的化学组成的第一亚层(41-a)以及形成具有用于形成所述柱状结构的可研磨涂层的不同化学组成的第三亚层(40-c)。
14.根据权利要求1至13中任一项所述的方法，其中所述基底(10，11)是燃气轮机的组件。
15.涡轮机组件或发动机组件，其包含绝缘层体系(20，30，40；21，31，41)，其中所述绝缘层体系的外层(40，41)形成包含柱状结构(49)的可研磨涂层。
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