CN111670294A - 涂覆有抵抗cmas的组合物的、开裂受控的部件以及相应的处理方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种涡轮机部件，其包括由金属材料或复合材料构成的基材，并且还包括用于抵抗CMAS型化合物渗入的保护涂层，该涂层至少部分地覆盖基材的表面，保护涂层包括多个基本层，该多个基本层包括第一组件的基本层的基本层，该第一组件的基本层的基本层被插入在第二组件的基本层的基本层之间，第一组件的每个基本层和第二组件的每个基本层包括抗CMAS化合物，并且第一组件的基本层与第二组件的基本层之间的每个接触区域形成界面，该界面有利于裂缝沿着所述界面扩展。

Description

涂覆有抵抗CMAS的组合物的、开裂受控的部件以及相应的处 理方法
技术领域
本发明涉及一种涡轮机部件，诸如高压涡轮叶片或燃烧室壁。
背景技术
在涡轮喷气发动机中，由燃烧室产生的排放气体可以达到超过1200℃或者甚至1600℃的高温。与这些排放气体接触的涡轮喷气发动机的部件必须能够在这些高温下维持其机械性能。特别地，高压涡轮或HPT的组件必须受到保护以防止表面温度的过度升高，以便保证其功能完整性并限制氧化和腐蚀。
已知的是，以“超合金”制造涡轮喷气发动机的某些部件。超合金是高强度金属合金的族，其可以在相对接近其熔点的温度(通常是其熔化温度的0.7倍至0.8倍)下工作。由陶瓷基质复合物或CMC制造部件也是已知的。
已知的是，利用作为热屏障和/或环境屏障的涂层对由所述材料制成的部件的表面进行覆盖。
热或环境屏障通常包括：绝热层，该绝热层的功能是限制经涂覆的组件的表面温度；以及保护层，以保护基材免受氧化和/或腐蚀。陶瓷层通常覆盖保护层。举例来说，绝热层可以由氧化钇化氧化锆制成。
可以在保护层之前沉积金属涂层，并且可以通过对金属涂层进行氧化来形成保护层。金属涂层在超合金基材的表面与保护层之间提供粘结：金属涂层有时被称为“粘结涂层”。
另外，可以在沉积绝热层之前使保护层预氧化，以形成通常被称为热生长氧化物(TGO)的致密的氧化铝层，以促进绝热层的粘附力并增强抗氧化和腐蚀的保护功能。
在涡轮机部件的整个运作周期中，确保热屏障和环境屏障的使用寿命令人满意是至关重要的。这种使用寿命一方面尤其取决于屏障对于热循环的抗性，另一方面取决于屏障对于环境侵略(诸如侵蚀和腐蚀)的抗性。在存在富含二氧化硅型无机化合物的颗粒的情况下，或如果位于富含通常称为CMAS的化合物(特别是包含钙、镁、铝和硅的氧化物)的大气中，则热屏障或环境屏障可能会快速地降解。CMAS可能会在熔融状态下渗入热屏障或环境屏障中，特别是渗入形成在屏障层的内部体积中的裂缝中。一旦渗入，CMAS化合物的颗粒就可能导致屏障部分地化学溶解，或者CMAS化合物的颗粒可能在屏障内变硬并且降低热屏障或环境屏障的机械强度性能。
为了防止诸如为CMAS化合物的高温液态污染物渗透到涂层中，已知的是，抗CMAS沉积物会通过抗CMAS沉积物与CMAS化合物的化学物类之间的自发化学反应来促进紧密的屏障层形成在经涂覆部件的表面上。由此形成的紧密的屏障层阻挡了熔融的CMAS化合物在待保护的部件内的前进。这种抗CMAS沉积物可以直接施加在基材上以形成完整的热屏障或环境屏障，或者可以施加在功能化层中。于是，抗CMAS沉积物与CMAS化合物之间的反应动力学与涂层内、特别是涂层中的裂缝内的CMAS化合物的渗透动力学相竞争。
然而，当待保护的部件出现横向裂缝时，抗CMAS沉积物的有效性就会降低。
在以下整个描述中，“横向裂缝”是指多个裂缝，这些裂缝的大致取向基本上正交于与经涂覆部件的表面相切的平面。所附的图1a、图1b和图1c示出了CMAS化合物从周围空气中毛细渗透到部件的外表面内的裂缝网中的现象。在图1a中，部件(可能是涡轮机的高压涡轮叶片)在其表面上具有厚度基本上均匀的抗CMAS沉积物层2。抗CMAS层包括大致横向的裂缝4。该裂缝4是较大的横向裂缝网的一部分，该横向裂缝网包括层2的正交于表面且几乎没有偏差的贯通裂缝。在图1b中，由于在叶片运作期间层2处的高表面温度而熔化的CMAS化合物的颗粒在层2的表面处形成液相3。该液相3部分地渗入到裂缝4中。在图1c(其表示系统处于比图1b中的系统晚的状态)中，存在于抗CMAS沉积物层2中的化学物类已经与渗入的CMAS化合物反应，以在裂缝4的周界上形成阻挡相5。阻挡相5在此通过连续的五边形形状的网状物来示意。该阻挡相5阻挡了液相3的CMAS化合物的渗入。另外，次级相6可以成形就位，该次级相6由图1c中所示的圆形形状表示。在此，裂缝4基本上是横向的，液相3快速地渗入到抗CMAS沉积物层2的整个厚度上，熔融的CMAS化合物的渗入动力学超过了化学反应的动力学，从而导致阻挡相的形成。这弱化了层2并且缩短了部件的使用寿命。
因此，需要对涡轮机部件进行表面处理，包括在载有CMAS化合物的环境中，在部件的整个生命周期中应用具有保证完整性的热屏障和/或环境屏障。特别地，布置在涡轮部件的表面上的抗CMAS沉积物层对熔融的CMAS化合物的渗入的机械抗性出现了问题。
发明内容
本发明通过提供一种涡轮机部件来满足上述需求，该涡轮机部件包括由金属材料或复合材料制成的基材并且包括抵抗化合物渗入的保护涂层，该化合物为钙、镁、铝或硅的氧化物类型或CMAS类型，涂层至少部分地覆盖基材的表面，
保护涂层包括多个基本层，该多个基本层包括第一组基本层的多个基本层，该第一组基本层的多个基本层被插入在第二组基本层的多个基本层之间，
第一组的基本层与第二组的基本层之间的每个接触区域形成界面，该界面促进裂缝沿着所述界面扩展。
因此，根据本发明的部件具有抗CMAS涂层，该抗CMAS涂层促进可能的裂缝沿基本上平行于部件的表面的方向偏转。旨在使在部件的运作期间熔化的CMAS型化合物的毛细渗透最小化。实际上，由熔融的CMAS化合物形成的液相，不是沿基本上正交于涂层的连续层的厚度的方向在裂缝内扩展并快速地到达部件的基材，而是渗入由沿着基本层的界面的裂缝形成的弯折中。与熔融的CMAS化合物的渗入动力学相比，促进了涉及涂层的化合物的形成阻挡相的反应的动力学。
本发明提供的另一优点在于允许抗CMAS涂层的开裂，同时由于减少了渗入的CMAS化合物而确保了良好的机械抗性。涂层内裂缝的存在允许适应部件的表面上的热机械变形，而不会产生会损害部件抗性的更重要的断裂。
根据本发明的涡轮机部件的附加和非限制性的特征如下，这些特征被单独地采用或以这些特征的技术上可行的任何组合来采用：
-第一组的基本层的韧性与第二组的基本层的韧性至少相差0.7Mpa.m1/2，
第一组的基本层的韧性可以例如介于0.5MPa.m1/2至1.5MPa.m1/2之间，并且第二组的基本层的韧性可以介于1.5MPa.m1/2至2.2MPa.m1/2之间。
两个连续的基本层之间的韧性变化会在连续的层之间的界面的方向上引起优先开裂，尤其是在运作期间以及可能在冷却之后的制造结束时；
-第二组的基本层包含选自以下列表的材料：YSZ、Y2O3-ZrO2-Ta2O5、BaZrO3、CaZrO3、SrZrO3，或者包含这些材料中的多种材料的混合物；
-第一组的基本层包含选自以下列表的材料：RE2Zr2O7(其中RE是稀土族的一种材料)、Ba(Mg1/3Ta2/3)O3、La(Al1/4Mg1/2Ta1/4)O3，或者包含这些材料中的多种材料的混合物；
-第一组的基本层的热膨胀系数与第二组的基本层的热膨胀系数至少相差3.510–6K–1，
第一组的基本层的热膨胀系数能够介于3.5 10–6K–1至6.0 10–6K–1之间，并且第二组的基本层的热膨胀系统能够介于7.0 10–6K–1至12.0 10–6K–1之间。
两个连续的基本层之间的热膨胀系数的变化会在连续的层之间的界面的方向上引起优先开裂，尤其是在运作期间以及可能在冷却之后的制造结束时；
-第二组的基本层包含选自以下列表的材料：YSZ、Y2O3-ZrO2-Ta2O5、BaZrO3、CaZrO3、SrZrO3、RE2Zr2O7(其中RE是稀土族的一种材料)、Ba(Mg1/3Ta2/3)O3、La(Al1/4Mg1/2Ta1/4)O3、YAG，或者包含这些材料中的多种材料的混合物；
-第一组的基本层包含RE2Si2O7或RE2SiO5(其中RE是稀土族的一种材料)，或者包含这些材料的混合物；
-第一组的基本层的累积厚度与第二组的基本层的累积厚度之比介于1:2至2:1之间；
-保护涂层的总厚度介于20μm至500μm之间，优选地介于20μm至300μm之间；
-部件是涡轮动叶片，或高压涡轮喷嘴，或高压涡轮环，或燃烧室壁。
根据第二方面，本发明涉及一种用于处理涡轮机部件的方法，该方法包括通过将多个基本层热喷涂在部件的基材的表面上而进行沉积的步骤，基材由金属材料或复合材料形成，以产生抵抗CMAS型化合物渗入的保护涂层，
该方法包括用于将属于第一组的基本层沉积在基材的表面上的步骤，所述步骤介于用于沉积属于第二组的基本层的步骤之间，
第一组的基本层的韧性与第二组的基本层的韧性至少相差0.7Mpa.m1/2，
或者，第一组的基本层的热膨胀系数与第二组的基本层的热膨胀系数至少相差3.5 10–6K–1。
该方法可以具有以下附加的且非限制性的特征：
-根据悬浮等离子体喷涂(SPS)技术，或者根据以下其他技术之一：大气等离子体喷涂(APS)、溶液前体等离子体喷涂(SPPS)、惰性气氛或低压等离子体喷涂(IPS、VPS、VLPPS)、PVD和EB-PVD、HVOF和悬浮HVOF(HVSFS)，或者根据这些技术中的多种技术的组合，来执行用于沉积基本层的步骤；
-该方法进一步包括以下步骤：在沉积基本层之前，在基材的表面上沉积形成热屏障的涂层，和/或沉积形成环境屏障的涂层，和/或沉积促进涂层粘附的粘结涂层；
-基本层沉积步骤是通过不进行冷却的焊炬通道执行的，并且紧接在后的基本层沉积步骤或紧接在前的基本层沉积步骤是通过进行冷却的焊炬通道执行的，冷却是借助于压缩空气喷嘴或借助于液态二氧化碳低温喷嘴执行的，
然后，可以例如在不进行冷却的焊炬通道与紧接在后或紧接在前的进行冷却的焊炬通道之间的间隔(inter-passes)来产生涂层。
根据另一方面，本发明涉及一种用于制造涡轮机部件的方法，其中，在第一基本层的沉积与后续的第二基本层的沉积之间引起在涡轮机部件的表面处的热冲击，所述热冲击优选地通过在沉积第一基本层之后不进行冷却的焊炬通道以及用于第二基本层的进行冷却的焊炬通道获得。
该最后的方法使得第一基本层与第二基本层之间的界面被弱化，使得促进了裂缝在界面的平面内的扩展。
附图说明
从以下说明性和非限制性的描述以及包括上文已经描述的图1a、图1b和图1c的附图以及以下其他附图，本发明的其他特征、目的和优点将显现：
图2a示意性地示出了根据本发明的涡轮机部件的表面，示出了涂层内的横向开裂和水平开裂。
图2b示意性地示出了图2a的经受熔融的CMAS化合物的渗入的部件。
图2c示意性地示出了熔融的CMAS化合物的渗透前沿行进到图2a和图2b中的部件中的裂缝中的过程。
图3是具有不同韧性的两个基本层之间的部分水平裂缝的视图。
图4示出了根据本发明的方法的替代实施例的制造方法的步骤。
图5示出了根据本发明的方法的替代实施例的制造方法的步骤。
图6示出了根据本发明的方法的替代实施例的制造方法的步骤。
图7a示出了作为第一示例的多层的CMAS保护叠层。
图7b示出了第二示例中的多层的CMAS保护叠层。
图7c示出了第三示例中的多层的CMAS保护叠层。
图7d示出了第四示例中的多层的CMAS保护叠层。
具体实施方式
图2a中已经示出了本发明的可能实施例中的涡轮机部件10。部件10可以包括金属材料的基材1，该金属材料例如为镍基或钴基的超合金，诸如已知的超合金AM1、CM-NG、CMSX4及其衍生物或勒内(René)超合金及其衍生物。部件10仍可以包括陶瓷基复合物(也称为CMC)基材1。部件10可以是暴露于热循环并在高温下暴露于CMAS化合物的任何涡轮机部件。特别地，部件10可以是涡轮动叶片，或高压涡轮喷嘴，或高压涡轮环，或燃烧室壁。
基材1可以被覆盖有铝形成粘结层(图2a中未示出)，其包括例如MCrAlY型合金(M＝Ni、Co、Ni和Co)、β-NiAl型铝镍化合物(通过Pt、Hf、Zr、Y、Si或这些元素的组合进行改性或未改性)、合金的铝化物γ-Ni-γ’-Ni3Al(通过Pt、Cr、Hf、Zr、Y、Si或这些元素的组合进行改性或未改性)、MAX相(Mn+1AXn(n＝1、2、3)，其中M＝Sc、Y、La、Mn、Re、W、Hf、Zr、Ti；A＝IIIA族，IVA族，VA族，VIA族；X＝C、N)，或任何其他合适的粘结底涂层，以及上述组合物的混合物。
另外，基材1(以及可能的铝粘结层)可以被覆盖有形成热屏障或者形成环境屏障或者形成热和环境屏障的涂层。图2a中未示出这种涂层。
热屏障可以包含例如具有质量百分比为7％至8％的Y2O3含量的氧化钇化氧化锆。可以通过例如APS(大气等离子体喷涂)、SPS(悬浮等离子体喷涂)、SPPS(溶液前体等离子体喷涂)、HVOF(高速氧燃料)、溶胶-凝胶工艺、HVSFS(高速悬浮火焰喷涂)、EB-PVD(电子束-物理气相沉积)或用于使热屏障成形的任何其他已知方法来实现这种热屏障的成形。
有利地使用环境屏障来保护CMC基材。热和环境屏障系统可以包括以下材料组中的一个或多个：MoSi2、BSAS(BaO1–x-SrOx-Al2O3-2SiO2)、莫来石(3Al2O3-2SiO2)、稀土单硅酸盐和双硅酸盐(稀土＝Y、La、Ce、Pr、Nd、Pm、Sm、Eu、Gd、Tb、Dy、Ho、Er、Tm、Yb、Lu)、完全或部分稳定的或者甚至掺杂的氧化锆、或者环境热屏障已知的任何其他组合物。
根据本发明，基材1被部分或完全地覆盖(连同可能的铝形成粘结层，和/或可能的热屏障层和/或环境屏障层)有保护涂层的层2的厚度，以抵抗CMAS型化合物的渗入。保护层2包括多个基本层。在下文中，术语“基本层”用于指代具有基本上均匀的化学组成和基本上均匀的理化特性(例如，均匀的韧性和均匀的热膨胀系数)的层的厚度。层2有利地包括介于3个至50个之间、优选地介于3个至35个之间的多个基本层。层2的总厚度有利地介于20微米至500微米之间、优选地介于20微米至300微米之间。
如果基材上存在热或环境屏障涂层，则功能化层可以被称为CMAS 2保护层。
可替代地，层2可以在不存在任何其他热或环境屏障涂层的情况下直接被施加至基材1上。
在层2内的基本层中并且根据图2a中所示的实施例，第一组基本层中的基本层20与第二组基本层中的基本层21不同。基本层20被插入在基本层21之间。在所示的示例中，层2仅具有交替的基本层20和基本层21。然而，在未示出的替代方案中，属于第三类型的层或更多类型的层的元素也可以存在于层2内，分散在元素20和21之间，或者位于一系列元素20和21的上方或下方。基本层20或21的厚度优选地介于0.1微米至50微米之间。已经以放大的尺寸显示了最靠近表面的三个基本层20和前三个基本层21，并且已经以较小的厚度显示了其余连续的基本层；然而，根据本发明的部件不一定具有基本层之间的这种厚度差异，此处选择这种显示方式以示出裂缝。
根据本发明，基本层20与基本层21之间的接触界面被适配成促进裂缝沿着所述界面扩展。在图2的取向下，如此旨在沿着部件10的磨损或在制造之后对部件10进行冷却期间形成的裂缝将呈现出基本上水平的取向。因此，基本层20与基本层21之间的每个接触区域形成促进裂缝扩展的机械弱化的界面。下文结合示例1给出了基本层20和21的详细描述。
由于层20与层21之间的机械弱化的界面的存在，因此随着部件的磨损，裂缝网络可能会以比层2更大的曲折度发展，该层2由厚度均匀的组合物构成。图2a中示出了这种裂缝网络，该裂缝网络包括在两个连续的层之间的界面的平面中取向的裂缝42以及沿层2的厚度的方向横向地取向的裂缝41。在下文中，裂缝42将被称为“水平”裂缝，并且裂缝41将被称为“横向”裂缝。因此，层2形成受控地开裂的CMAS保护层。容易理解的是，部件还可能包括具有其他取向的裂缝。
图2b中示意性地示出了同一系统，该系统处于在高温下存在CMAS型液态污染物化合物的环境中。由于在叶片运作期间层2处的高表面温度，在层2的表面处形成液相3。随着时间的流逝，该液相3经由裂缝42和41逐渐渗透通过层2的厚度。除了横向裂缝41之外，水平裂缝42的存在还导致液相3的渗入路径的延长。在使部件1暴露于熔融的CMAS化合物期间，液相3到达基材1所花费的时间更长。
图2c是液相3与靠近图2b中的部件的表面的裂缝42和41之间的界面的特写示意图。在液相3的渗入期间，所述相3在裂缝内的前进动力学与熔融的CMAS和抗CMAS化合物一起渗入基本层20和21内的反应动力学之间存在竞争，下文给出了抗CMAS化合物的示例。熔融的CMAS和抗CMAS化合物之间的所述反应(可以例如是结晶反应)在熔融的CMAS的渗入路径的周界上形成“阻挡”相5。阻挡相5阻挡了熔融的CMAS化合物的前进。这仍然可以被称为“紧密的屏障层”。次级相6也可以形成在裂缝的周界上。
与通过裂缝填充处理获得的部件(例如，具有高反应活性的陶瓷)相比，图2a至图2c中的部件是有利的，因为抗CMAS沉积物层未被制成为机械刚性的。另外，抗CMAS涂层中裂缝的存在使得能够适应部件在运作期间经受的热机械变形，特别是由热循环引起的热机械变形。与已经经过旨在填充裂缝的处理的部件相比，这构成了本发明的部件的另一优点。
图3示出了基本层20与基本层21之间的开裂界面的显微镜视图。可以看到，在部件的热循环期间形成的裂缝网可能比图2a至图2c中所示的简化形状更为复杂。特别地，可以在界面处形成水平裂缝42(此处以围绕显微镜视图的周界的虚线示出所述界面)，但是也可以在偏离界面的位置处形成水平裂缝42。
用于制造受控地开裂的部件的方法-示例1
在图4中示出了根据实施方式的第一示例的用于获得受控地开裂(即促进在涂层的基本层之间的界面处形成裂缝)的部件的处理方法40。可以认为，待处理的部件的基材已经在所述方法的上游形成，例如由金属材料或陶瓷基复合物(CMC)形成。
在可选步骤100中，将铝形成粘结层7沉积在基材的表面上，以促进下一层的粘附，如上文关于图2a所描述的那样。
在可选步骤200中，在基材的表面上或在粘结层7的表面上形成热屏障层8或环境屏障(EBC)层或热环境屏障(TEBC)层8。该层8可以特别地通过任何热喷涂沉积技术获得，如上文关于图2a所描述的那样。特别地，如果随后沉积的基本层充当热屏障和/或环境屏障，则步骤200不是必需的。
然后实施步骤300，以形成抵抗CMAS型化合物的渗入的保护涂层的层2。步骤300包括一系列子步骤300(1)、300(2)……300(N)，这些子步骤中的每个子步骤包括基本层20的沉积301，然后是基本层21的沉积302。沉积301和302优选地通过热喷涂技术实现，该热喷涂技术例如为APS、SPS、SPPS、HVOF、溶胶-凝胶工艺、HVSFS、EB-PVD、惰性等离子体喷涂或减压等离子体喷涂(惰性等离子体喷涂或IPS；真空等离子体喷涂或VPS；超低压等离子体喷涂或VLPPS)。
在此，基本层20具有与基本层21不同的韧性，这在所述层之间形成机械弱化的界面。有利地，基本层20的韧性与基本层21的韧性至少相差0.7MPa.m1/2。举例来说，基本层20的韧性度介于0.5MPa.m1/2至1.5MPa.m1/2之间，并且基本层21的韧性度介于1.5MPa.m1/2至2.2MPa.m1/2之间。并非所有的基本层20都必须具有相同的韧性，基本层21也如此。
在方法40的示例中，层20由Gd2Zr2O7形成，具有为1.02MPa.m1/2的韧性，并且层21由氧化钇化氧化锆(YSZ)(ZrO2-Y2O3，其中Y2O3的质量百分比为7-8％)形成，具有为2.0MPa.m1/2的韧性。
层20通过悬浮等离子体喷涂(在下文中称为SPS)形成。步骤301使用体积流率为80/20/5标准升每分钟(slpm)的“Sinplex Pro”焊炬。使用喷射速率为每分钟40至50克的YSZ/乙醇悬浮液。YSZ的沉积速率是每个沉积循环为2微米的层20厚度，循环被定义为等离子体焊炬在部件的待处理的表面前的往返行程。执行三个沉积循环以沉积基本层20，该基本层20因此具有6微米的厚度。
层21通过SPS使用“Sinplex”焊炬以80/20/5slpm的氩/氦/二氢体积流率形成。使用喷射速率为每分钟40至50克的Gd2Zr2O7/乙醇悬浮液。Gd2Zr2O7的沉积速率是每个沉积循环为2微米的层21厚度。执行三个沉积循环以沉积基本层21，该基本层20因此具有6微米的厚度。
相同的悬浮液喷射器用于执行步骤301和302，其中，两个单独的悬浮液箱交替地打开以与悬浮液喷射器流体连通：第一箱为步骤301打开，第二箱为步骤302打开。
抗CMAS涂层的层2通过执行一系列的25个步骤300(N＝25)产生，总厚度为300微米。
可替代地，层2的厚度可以介于20微米至500微米之间、优选地介于20微米至300微米之间。
可替代地，步骤301和302可以通过以下实施：
-使用“Triplex Pro”焊炬，所述“Triplex Pro”焊炬的氩/氦/二氢体积流率的slpm值选自以下值：80/20/0、80/20/5、80/0/5；
-使用“Sinplex Pro”焊炬，所述“Sinplex Pro”焊炬的氩/氦/二氢体积流率的slpm为以下值之一：50/0/5、40/0/5、80/20/0、80/20/5、80/0/5；
-使用“F4”焊炬，所述“F4”焊炬的氩/氦/二氢体积流率的slpm为以下值之一：45/45/3、44/10/3、45/30/5、40/20/0、30/50/5。
这些值也可以用于下文所述的方法50和60。
可替代地，层20可以由以下之一形成：RE2Zr2O7(其中RE是稀土材料)、Ba(Mg1/3Ta2/3)O3、La(Al1/4Mg1/2Ta1/4)O3，或者这些材料中的多种材料的混合物。
可替代地，层21可以由选自以下的材料形成：Y2O3-ZrO2-Ta2O5、BaZrO3、CaZrO3、SrZrO3，或者这些材料中的多种材料的混合物。
根据替代方案，步骤300不仅可以包括层20的沉积步骤和层21的沉积步骤，还可以包括用于沉积其他种类的基本层的步骤。
另外，可以可选地在基本层20的沉积与连续的基本层21的沉积之间的部件表面处引起热冲击，反之亦然，所述热冲击可通过在沉积第一基本层之后不进行冷却的焊炬通道以及用于第二基本层的进行冷却的焊炬通道来获得。这具有进一步弱化基本层20与21之间的界面以促进水平开裂的效果。
用于制造受控地开裂的部件的方法-示例2
图5中给出了根据第二示例的用于获得受控地开裂的部件的处理方法50。
可选步骤100和200与处理步骤40类似。
然后执行步骤400，以形成抵抗CMAS型化合物的渗入的保护涂层的层2。步骤400包括一系列子步骤400(1)、400(2)……400(N)，这些子步骤中的每个子步骤包括基本层22的沉积501，然后是基本层23的沉积402。
在方法50的示例中，层22由Y2Si2O7形成，具有为3.9 10–6K–1的热膨胀系数，并且层23由氧化钇化氧化锆(YSZ)(ZrO2-Y2O3，其中Y2O3的质量百分比为7-8％)形成，具有为11.510–6K–1的热膨胀系数。层22和23通过SPS使用“Sinplex Pro”焊炬以40/0/5slpm的氩/氦/二氢体积流率形成。Y2Si2O7/乙醇悬浮液用于层22并且YSZ/乙醇用于层23，其中，喷射速率为每分钟40至50克。YSZ的沉积速率是每个喷射循环为2微米的层23的厚度。执行三个喷射循环以沉积基本层23，该基本层23因此具有6微米的厚度。
Y2Si2O7的沉积速率是每个喷射循环为1微米的层22的厚度。执行三个喷射循环以沉积基本层22，该基本层22因此具有3微米的厚度。
相同的悬浮液喷射器用于执行步骤401和402，其中，两个单独的悬浮液箱交替地打开，以便与悬浮液喷射器流体连通。
抗CMAS涂层的层2通过执行步骤400的一系列34次迭代(N＝34)产生，总厚度约为300微米。对于方法40，可以引起热冲击以进一步弱化基本层之间的界面。
可替代地，基本层22包括RE2Si2O7或RE2SiO5，其中RE是稀土族的一种材料，或者包括这些材料的混合物。
可替代地，基本层23包含选自以下列表的材料：YSZ、Y2O3-ZrO2-Ta2O5、BaZrO3、CaZrO3、SrZrO3、RE2Zr2O7(其中RE是稀土族的一种材料)、Ba(Mg1/3Ta2/3)O3、La(Al1/4Mg1/2Ta1/4)O3、YAG，或者包含这些材料的混合物。
用于制造受控地开裂的部件的方法-示例3
图6中给出了根据第三示例的用于获得受控地开裂的部件的处理方法60。
可选步骤100和200与方法40的步骤类似。
然后执行步骤500，以形成抵抗CMAS的保护涂层的层2。步骤600包括一系列子步骤500(1)……500(N)，这特别地取决于所需的层2厚度。根据与沉积501不同的协议，所述子步骤中的每个子步骤包括基本层24的第一沉积501和基本层24的第二沉积502。
在步骤501与后续步骤502之间，反之亦然，热冲击是由在步骤501结束时不进行冷却的焊炬通道以及在步骤502结束时进行冷却的焊炬通道引起的。
借助于压缩空气喷嘴(例如鲤鱼尾类型的处于6巴的6个喷嘴)或者借助于液态二氧化碳低温喷嘴(例如处于25巴的两个喷嘴)实现冷却。
沉积500在此通过间隔、通过缓慢的沉积动力学(照射速度小于每秒300毫米)并且通过高的质量负载率(悬浮液中固体颗粒的质量百分比大于20％)来执行。
在方法60的特定示例中，层24由YSZ形成。步骤501和502通过氩/氦/二氢体积流率为45/45/6slpm的“F4-MB”焊炬利用YSZ/乙醇悬浮液执行。
对于10微米的厚度(每个循环为2微米)，以12％的质量负载率和每分钟25至30克的喷射速率来进行沉积501。对于9微米的厚度(每个循环为3微米)，以20％的质量负载率和每分钟45至50克的喷射速率来进行沉积502。
优选地，两个单独的悬浮液喷射器用于执行步骤501和502，这两个单独的悬浮液喷射器具有两个单独的、交替打开的悬浮液箱。
在方法60的示例中，对于层2的约300微米的总厚度，执行步骤500的N＝16次迭代。
受控地开裂的涡轮机部件的示例
图7a至图7d示意性地示出了用于根据本发明的涡轮机部件的叠层的多个示例。
图7a至图7d中所示的抗CMAS沉积物层2例如通过上述的任何方法获得。
图7a表示包括金属合金基材1的部件，该金属合金基材被涂覆有抗CMAS涂层的层2。在该示例中，层2可以用作热屏障和抗CMAS涂层。
在图7b中，铝形成粘结层7被插入在基材1与抗CMAS层2之间。
在图7c中，热屏障层8被插入在粘结层7与抗CMAS层2之间。抗CMAS沉积物层2可以是不用作热屏障的功能化层。
在图7d中，基材1形成为陶瓷基复合物(CMC)。基材被涂覆有粘结层7、热和环境屏障(TEBC)层9和抗CMAS沉积物层2。
如上所述，图7a至图7d中所示的部件具有机械弱化的界面，该界面促进在与部件的表面基本上平行的平面中的开裂。

Claims (14)

1.一种涡轮机部件，所述涡轮机部件包括：
-金属材料或复合材料的基材，
-抵抗化合物渗入的保护涂层，所述化合物为被称为CMAS类型的钙、镁、铝或硅的氧化物的类型，所述涂层至少部分地覆盖所述基材的表面，
所述涂层包括多个基本层，
所述部件的特征在于，第一组基本层的基本层被插入在第二组基本层的基本层之间，第一组的每个基本层和第二组的每个基本层包括抗CMAS化合物，
所述第一组的基本层与所述第二组的基本层之间的每个接触区域形成界面，所述界面促进裂缝沿着所述界面扩展。
2.根据权利要求1所述的涡轮机部件，其中，所述第一组的每个基本层的韧性与所述第二组的所有基本层的韧性至少相差0.7Mpa.m1/2。
3.根据权利要求2所述的涡轮机部件，其中，所述第一组的基本层的韧性介于0.5MPa.m1/2至1.5MPa.m1/2之间，并且所述第二组的基本层的韧性介于1.5MPa.m1/2至2.2MPa.m1/2之间。
4.根据权利要求2或3中的一项所述的部件，其中，所述第一组的基本层包含选自以下列表的材料：RE2Zr2O7，其中RE是稀土族的一种材料，Ba(Mg1/3Ta2/3)O3、La(Al1/4Mg1/2Ta1/4)O3，或者包含这些材料中的多种材料的混合物。
5.根据权利要求2至4中的一项所述的部件，其中，所述第二组的基本层包含选自以下列表的材料：YSZ、Y2O3-ZrO2-Ta2O5、BaZrO3、CaZrO3、SrZrO3，或者包含这些材料中的多种材料的混合物。
6.根据权利要求1所述的涡轮机部件，其中，所述第一组的每个基本层的热膨胀系数与所述第二组的所有基本层的热膨胀系数至少相差3.5 10–6K–1。
7.根据权利要求6所述的部件，其中，所述第一组的基本层的热膨胀系数介于3.5 10– 6K–1至6.0 10–6K–1之间，并且所述第二组的基本层的热膨胀系统介于7.0 10–6K–1至12.0 10–6K–1之间。
8.根据权利要求6或7中的一项所述的部件，其中，所述第一组的基本层包含RE2Si2O7或RE2SiO5，其中RE是稀土族的一种材料，，或者包含这些材料的混合物。
9.根据权利要求6或7中的一项所述的部件，其中，所述第二组的基本层包含选自以下列表的材料：YSZ、Y2O3-ZrO2-Ta2O5、BaZrO3、CaZrO3、SrZrO3、RE2Zr2O7，其中RE是稀土族的一种材料，Ba(Mg1/3Ta2/3)O3、La(Al1/4Mg1/2Ta1/4)O3、YAG，或者包含这些材料中的多种材料的混合物。
10.根据权利要求1至9中的一项所述的部件，其中，所述第一组的基本层的累积厚度与所述第二组的基本层的累积厚度之比介于1:2至2:1之间。
11.根据权利要求1至10中的一项所述的部件，其中，所述保护涂层的总厚度介于20μm至500μm之间，优选地介于20μm至300μm之间。
12.根据权利要求1至11中的一项所述的部件，所述部件形成涡轮动叶片，或高压涡轮喷嘴，或高压涡轮环，或燃烧室壁。
13.一种用于处理涡轮机部件的方法，所述方法包括通过将多个基本层热喷涂在所述部件的基材的表面上而进行沉积的步骤，所述基材由金属材料或复合材料形成，以产生抵抗CMAS型化合物渗入的保护涂层，
所述方法的特征在于，用于将属于第一组的基本层沉积在所述基材的表面上的步骤介于用于沉积属于第二组的基本层的步骤之间，
所述第一组的基本层的韧性与所述第二组的基本层的韧性至少相差0.7Mpa.m1/2，
或者，所述第一组的基本层的热膨胀系数与所述第二组的基本层的热膨胀系数至少相差3.5 10–6K–1。
14.根据权利要求13所述的方法，其中，在第一基本层的沉积与连续的第二基本层的沉积之间引起在所述涡轮机部件的表面处的热冲击，所述热冲击优选地通过在沉积所述第一基本层之后不进行冷却的焊炬通道以及用于所述第二基本层的进行冷却的焊炬通道获得。
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