CN113149641A - 复合涂层及其制备方法、发动机 - Google Patents

复合涂层及其制备方法、发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN113149641A
CN113149641A CN202110027793.6A CN202110027793A CN113149641A CN 113149641 A CN113149641 A CN 113149641A CN 202110027793 A CN202110027793 A CN 202110027793A CN 113149641 A CN113149641 A CN 113149641A
Authority
CN
China
Prior art keywords
coating
thermal barrier
protective coating
barrier coating
protective
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.)
Granted
Application number
CN202110027793.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113149641B (zh
Inventor
何箐
李建华
邹晗
王世兴
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.)
Beijing Golden Wheel Special Machine Co ltd
Original Assignee
Beijing Golden Wheel Special Machine Co ltd
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 Beijing Golden Wheel Special Machine Co ltd filed Critical Beijing Golden Wheel Special Machine Co ltd
Priority to CN202110027793.6A priority Critical patent/CN113149641B/zh
Publication of CN113149641A publication Critical patent/CN113149641A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113149641B publication Critical patent/CN113149641B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B35/00—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/01—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on oxide ceramics
    • C04B35/48—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on oxide ceramics based on zirconium or hafnium oxides, zirconates, zircon or hafnates
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B05—SPRAYING OR ATOMISING IN GENERAL; APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D—PROCESSES FOR APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D1/00—Processes for applying liquids or other fluent materials
    • B05D1/36—Successively applying liquids or other fluent materials, e.g. without intermediate treatment
    • B05D1/38—Successively applying liquids or other fluent materials, e.g. without intermediate treatment with intermediate treatment
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B05—SPRAYING OR ATOMISING IN GENERAL; APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D—PROCESSES FOR APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D7/00—Processes, other than flocking, specially adapted for applying liquids or other fluent materials to particular surfaces or for applying particular liquids or other fluent materials
    • B05D7/24—Processes, other than flocking, specially adapted for applying liquids or other fluent materials to particular surfaces or for applying particular liquids or other fluent materials for applying particular liquids or other fluent materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B05—SPRAYING OR ATOMISING IN GENERAL; APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D—PROCESSES FOR APPLYING FLUENT MATERIALS TO SURFACES, IN GENERAL
    • B05D7/00—Processes, other than flocking, specially adapted for applying liquids or other fluent materials to particular surfaces or for applying particular liquids or other fluent materials
    • B05D7/50—Multilayers
    • B05D7/52—Two layers
    • B05D7/54—No clear coat specified
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B35/00—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/01—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on oxide ceramics
    • C04B35/44—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on oxide ceramics based on aluminates
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B35/00—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/622—Forming processes; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/284—Selection of ceramic materials
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/30—Constituents and secondary phases not being of a fibrous nature
    • C04B2235/32—Metal oxides, mixed metal oxides, or oxide-forming salts thereof, e.g. carbonates, nitrates, (oxy)hydroxides, chlorides
    • C04B2235/3224—Rare earth oxide or oxide forming salts thereof, e.g. scandium oxide
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/30—Constituents and secondary phases not being of a fibrous nature
    • C04B2235/32—Metal oxides, mixed metal oxides, or oxide-forming salts thereof, e.g. carbonates, nitrates, (oxy)hydroxides, chlorides
    • C04B2235/3224—Rare earth oxide or oxide forming salts thereof, e.g. scandium oxide
    • C04B2235/3225—Yttrium oxide or oxide-forming salts thereof
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/65—Aspects relating to heat treatments of ceramic bodies such as green ceramics or pre-sintered ceramics, e.g. burning, sintering or melting processes
    • C04B2235/656—Aspects relating to heat treatments of ceramic bodies such as green ceramics or pre-sintered ceramics, e.g. burning, sintering or melting processes characterised by specific heating conditions during heat treatment
    • C04B2235/6562—Heating rate
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/65—Aspects relating to heat treatments of ceramic bodies such as green ceramics or pre-sintered ceramics, e.g. burning, sintering or melting processes
    • C04B2235/656—Aspects relating to heat treatments of ceramic bodies such as green ceramics or pre-sintered ceramics, e.g. burning, sintering or melting processes characterised by specific heating conditions during heat treatment
    • C04B2235/6567—Treatment time
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/65—Aspects relating to heat treatments of ceramic bodies such as green ceramics or pre-sintered ceramics, e.g. burning, sintering or melting processes
    • C04B2235/658—Atmosphere during thermal treatment
    • C04B2235/6581—Total pressure below 1 atmosphere, e.g. vacuum

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Wood Science & Technology (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)

Abstract

本申请涉及发动机热端部件热防护涂层领域，公开一种复合涂层及其制备方法，以及发动机。该复合涂层，包括热障涂层和设置于热障涂层表面的保护涂层，保护涂层的比表面积大于100m2/g，保护涂层的内聚强度低于热障涂层的内聚强度。利用该复合涂层，可提高燃气涡轮发动机热端工件表面的热障涂层的使用寿命。

Description

复合涂层及其制备方法、发动机
技术领域
本发明涉及发动机领域，具体的涉及发动机热端部件热防护涂层，具体地，涉及一种复合涂层及其制备方法，以及发动机。
背景技术
热障涂层(Thermal Barrier Coating，TBC)是一种陶瓷涂层，将其覆盖在金属基体表面，可利用陶瓷材料优异的耐高温、隔热、抗腐蚀性能，对金属基体起到表面防护的作用。热障涂层的使用会显著提高燃气涡轮发动机(包含燃气轮机、航空发动机等)高温热端部件的工作温度，提高热端部件使用寿命，从而提高燃气涡轮发动机热效率。
自上世纪80年代热障涂层获得规模化工业应用以来，燃气涡轮发动机推重比、热效率发生了跨越式发展，涡轮前燃气温度可达到1600K以上，先进航空发动机涡轮前温度可达到2000K以上。随着工作温度的提升，在发动机工作过程中吸入的灰尘、盐类物质、细小颗粒等对发动机热端部件的影响由原来的冲蚀、冲刷等作用转变为熔融沉积作用，会熔融沉积在热障涂层的表面，同时会沿着热障涂层的表面缺陷(孔隙、微裂纹、柱状晶间隙等)以及晶界位置渗入到涂层内部。沉积在热障涂层表面的熔融沉积物会增加热障涂层内部的热应力，渗入到热障涂层内部的熔融沉积物会导致热障涂层加快烧结和孔隙闭合，由此，热障涂层的隔热效果和机械性能会明显衰减。熔融沉积物以CMAS (CaO-MgO-Al2O3-SiO2)为例，热障涂层以氧化钇部分稳定氧化锆8YSZ为例，其中的SiO2会溶解8YSZ中的Y2O3，导致其高温稳定性降低，过早发生相变失稳；同时由于CMAS中Ca2+扩散到YSZ晶粒当中，会导致8YSZ加速烧结，同时CaO会取代Y2O3作为ZrO2的稳定剂，这会导致具有优异高温稳定性的8YSZ材料过早相变失稳，以上CMAS对8YSZ热障涂层的影响会导致热障涂层过早失效，热障涂层服役寿命显著降低。而舰船燃气轮机沉积的熔融熔盐，会加速热障涂层的腐蚀，导致热障涂层过早失效。
由此，燃气涡轮发动机中环境沉积物对热障涂层服役寿命的影响问题，已成为亟待解决的关键问题。目前的研究重点在于提高热障涂层的表面性能，例如改善热障涂层的致密度、表面光滑度、减少热障涂层的表面缺陷等，但是针对上述研究方向采用的方法大多工艺复杂、成本高，且效果不明显。
发明内容
本申请的目的在于提供一种复合涂层及其制备方法，以及发动机，以提高燃气涡轮发动机热端工件表面的热障涂层的使用寿命。
为达到上述目的，本申请提供以下技术方案：
第一方面，本申请提供一种复合涂层，包括热障涂层和设置于热障涂层表面的保护涂层，保护涂层的比表面积大于100m2/g，保护涂层的内聚强度低于热障涂层内聚强度的1/3。
进一步地，保护涂层的内聚强度比热障涂层的内聚强度低10MPa。
进一步地，保护涂层的原料选自以下材料中的至少一种：氧化钇部分稳定氧化锆(ZrO2-8％Y2O3)、改性钇铝石榴石(YAG)、锆酸稀土盐(RE2Zr2O7)、磷酸稀土盐(REPO4)。
进一步地，保护涂层的厚度为5-30μm。
第二方面，本申请提供一种复合涂层的制备方法，在热障涂层的表面形成保护涂层，得到复合涂层。
进一步地，制备方法包括：将保护涂层的前驱体溶液或前驱体浆料涂覆于热障涂层的表面，经真空热处理后在热障涂层表面形成保护涂层。
进一步地，将保护涂层的原料溶于溶剂中形成前驱体溶液，前驱体溶液中，保护涂层的原料的质量含量为5-10％。
进一步地，将作为保护涂层原料的纳米粉体与溶剂共混球磨，得到前驱体浆料；前驱体浆料中的固含量为5-10％，且前驱体浆料中纳米粉体的颗粒粒度中值粒径D50为0.1-0.2μm。
进一步地，利用空气喷涂工艺将保护涂层的前驱体溶液或前驱体浆料涂覆于热障涂层的表面；其中，空气喷涂工艺中的压力为0.1-0.3MPa，喷涂速度大于800mm/s。
进一步地，真空热处理过程中的温度为850-1050℃，热处理时间为1.5-3h。
进一步地，将保护涂层的前驱体溶液或前驱体浆料涂覆于热障涂层的表面前，制备方法还包括对热障涂层进行喷砂处理的步骤。
进一步地，经真空热处理后在热障涂层表面形成保护涂层后，制备方法还包括：对保护涂层进行打磨处理的步骤。
第三方面，一种燃气涡轮发动机，燃气涡轮发动机的热端部件的表面设有本申请第一方面的复合涂层。
采用本申请的技术方案，产生的有益效果如下：
本申请提供的复合涂层，可用于燃气涡轮发动机的热端部件的表面，例如涡轮叶片的表面。该复合涂层中，热障涂层的表面设有保护涂层，其中，保护涂层的比较面积大于100m2/g，保护涂层的内聚强度低于热障涂层的内聚强度。在防护过程中，具有大比表面积的保护涂层可与高温熔融沉积物以及热腐蚀熔盐等充分接触，促进保护涂层与熔融沉积物的反应，降低熔融沉积物以及热腐蚀熔盐向保护涂层内部渗透的能力。同时，保护涂层的内聚强度低于热障涂层的内聚强度，当保护涂层与熔融沉积物或热腐蚀熔盐反应后，形成的反应层易于从保护涂层的表面逐层剥离，可有效减少熔融沉积物以及热腐蚀熔盐向热障涂层内部渗透，保持热障涂层的高温防护性能，提高热障涂层抗高温燃油、高温熔融沉积物及热腐蚀熔盐损伤能力和热障涂层服役寿命。
附图说明
图1为本申请实施例1提供的热障涂层表面未设置保护涂层前的表面粗糙度测试图；
图2为本申请实施例1提供的热障涂层表面形成保护涂层后的表面粗糙度测试图；
图3为本申请实施例1提供的复合涂层表面涂覆CMAS热处理后的表面形貌图；
图4-图7分别为本申请实施例1提供的复合涂层表面涂覆CMAS热处理后的EDS测试结果图；
图8为对比例1提供的在热障涂层表面涂覆CMAS热处理后的表面形貌图。
具体实施方式
下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
需要说明的是：本申请中，如果没有特别的说明，本文所提到的所有实施方式以及优选实施方法可以相互组合形成新的技术方案。本申请中，如果没有特别的说明，本文所提到的所有技术特征以及优选特征可以相互组合形成新的技术方案。本申请中，如果没有特别的说明，百分数(％)或者份指的是相对于组合物的重量百分数或重量份。本申请中，如果没有特别的说明，所涉及的各组分或其优选组分可以相互组合形成新的技术方案。本申请中，除非有其他说明，数值范围“a～b”表示a到b之间的任意实数组合的缩略表示，其中a 和b都是实数。例如数值范围“6～22”表示本文中已经全部列出了“6～22”之间的全部实数，“6～22”只是这些数值组合的缩略表示。本申请所公开的“范围”以下限和上限的形式，可以分别为一个或多个下限，和一个或多个上限。本申请中，除非另有说明，各个反应或操作步骤可以顺序进行，也可以按照顺序进行。优选地，本文中的反应方法是顺序进行的。
除非另有说明，本文中所用的专业与科学术语与本领域熟练人员所熟悉的意义相同。此外，任何与所记载内容相似或均等的方法或材料也可应用于本申请中。
第一方面，本申请提供一种实施方式的复合涂层，该复合涂层包括热障涂层和设置于所述热障涂层表面的保护涂层，所述保护涂层的比表面积大于 100m2/g，所述保护涂层的内聚强度低于所述热障涂层的内聚强度。
本申请实施方式提供的复合涂层，可用于燃气涡轮发动机的热端部件的表面，例如涡轮叶片的表面。该复合涂层中，热障涂层的表面设有保护涂层，其中，保护涂层的比较面积大于100m2/g，保护涂层的内聚强度低于热障涂层的内聚强度。在防护过程中，具有大比表面积的保护涂层可与高温熔融沉积物以及热腐蚀熔盐等充分接触，促进保护涂层与熔融沉积物的反应，降低熔融沉积物以及热腐蚀熔盐向保护涂层内部渗透的能力。同时，保护涂层的内聚强度低于热障涂层的内聚强度，当保护涂层与熔融沉积物或热腐蚀熔盐反应后，形成的反应层易于从保护涂层的表面逐层剥离，可有效减少熔融沉积物以及热腐蚀熔盐向热障涂层内部渗透，保持热障涂层的高温防护性能，提高热障涂层抗高温燃油、高温熔融沉积物及热腐蚀熔盐损伤能力和热障涂层服役寿命。
其中，热障涂层包括但不限于氧化钇部分稳定氧化锆。
在本申请一种实施方式中，所述保护涂层的内聚强度比所述热障涂层的内聚强度低10MPa。
通过将保护涂层与热障涂层的内聚强度之差控制在10MPa范围内，既可以使复合涂层整体有足够的强度，以阻挡杂质颗粒的冲击，避免保护涂层过早过多脱落，还可以避免熔融沉积物以及热腐蚀熔盐与保护涂层反应后，保护涂层发生整体脱落，从而使保护涂层逐层脱落，进一步实现延长热障涂层使用寿命的目的。
其中，所述保护涂层的种类包括但不限于氧化钇部分稳定氧化锆 (ZrO2-8％Y2O3)、改性钇铝石榴石(YAG)、锆酸稀土盐(RE2Zr2O7)、磷酸稀土盐(REPO4)。其中采用氧化钇部分稳定氧化锆和热障涂层自身材质相同，在热物性、热不匹配性缓和、高温稳定性等方面具有优势，避免对热障涂层性能产生影响，同时提升防护层自身的服役寿命。
在本申请的一种实施例中，所述保护涂层的厚度为5-30μm。该厚度保护涂层的设置，可以有效控制熔融沉积物以及热腐蚀熔盐的渗透，还可使保护涂层自身具有较高的强度，防止保护涂层受撞击产生脱落或撞击后损伤热障涂层。
第二方面，本申请实施方式提供一种复合涂层的制备方法，在所述热障涂层的表面形成所述保护涂层，得到所述复合涂层。
该制备方法的到的复合涂层，具有本申请第一方面复合涂层的全部优点，在此不再赘述。
在本申请一种实施方式中，所述在所述热障涂层的表面形成所述保护涂层，包括：将形成所述保护涂层的前驱体溶液或前驱体浆料涂覆于所述热障涂层的表面，经真空热处理后在所述热障涂层表面形成所述保护涂层。
本申请实施方式的制备方法中，将形成保护涂层的原料形成前驱体溶液或前驱体浆料，可拓宽原料的来源范围，且前驱动溶液或前驱体浆料的制备工艺简单，成本低，能显著降低保护涂层的制备成本。
在本申请一种实施方式中，前驱体溶液的制备过程如下：将所述保护涂层的原料溶于溶剂中形成所述前驱体溶液，所述前驱体溶液中，所述保护涂层的原料的质量含量为5-10％。以溶液的方式形成保护层，可以提高形成的保护涂层的比表面积，降低保护涂层的表面粗糙度。
在制备前驱体溶液时，利用保护涂层材料各组元的盐类水溶液进行配比，在乙醇或水中调配溶液PH值，至各组元按照材料化学计量比配比的盐类完全溶解后，添加酒精进行稀释至溶质含量例如为5～10wt％。
在本申请的另一种实施方式中，前驱体浆料的制备过程如下：将作为保护涂层原料的纳米粉体与溶剂共混球磨，得到所述前驱体浆料；所述前驱体浆料中的固含量为5-10％，且所述前驱体浆料中纳米粉体的颗粒粒度中值粒径D50 为0.1-0.2μm。选用该粒径的纳米粉体颗粒，可有助于提高前驱体浆料的分散均匀性，并且有助于提高形成的保护涂层的比表面积。
在制备前驱体浆料时，将作为保护涂层各原料的纳米粉体置于球磨机内，采用搅拌球磨机进行球磨处理，各原料纳米粉体的固含量为5～10wt％，分散后料浆中颗粒激光粒度分布中值粒径D50为0.1～0.2μm。
在本申请的一种实施方式中，利用空气喷涂工艺将所述保护涂层的前驱体溶液或前驱体浆料涂覆于所述热障涂层的表面；其中，所述空气喷涂工艺中的压力为0.1-0.3MPa，喷涂速度大于800mm/s。
本申请实施例方式的制备方法，采用空气喷涂法在热障涂层表面形成保护涂层，相比陶瓷层表面激光微结构处理、其他形式的喷涂(例如静电喷涂)或物理气相沉积制备保护涂层和开发新型抗沉积的涂层材料等，具有工艺成熟、工序简单、能耗低等优势。
在本申请的一种实施方式中，空气喷涂所使用的喷嘴为常规空气雾化喷嘴，喷涂气源为压缩空气，压力为0.1～0.3MPa。在喷涂过程中，被喷涂工件(例如燃气涡轮发动机涡轮叶片)的夹持、空气喷涂喷枪夹持均采用机械手。其中，机械手为联动工作方式，空气雾化喷涂时，喷枪摆动速度＞800mm/s，以满足均匀涂覆要求。采用夹持待喷涂工件和夹持空气喷涂喷枪的联动机械手，使用低浓度的前驱体浆料或前驱体溶液，通过空气喷涂在待喷涂工件的表面进行喷涂，喷涂涂层的厚度可精度控制，并且能够实现均匀连续地喷涂。
在本申请的一种实施方式中，将所述保护涂层的前驱体溶液或前驱体浆料涂覆于所述热障涂层的表面前，所述制备方法还包括对所述热障涂层进行喷砂处理的步骤。
涂覆前利用磨料对热障涂层表面进行轻微喷砂处理，可降低热障涂层的粗糙度。
在本申请的一种实施方式中，所述真空热处理过程中的温度为850-1050℃，热处理时间为1.5-3h。
其中，真空热处理中，在850℃～1050℃温度范围内，结合工件热处理制度，采用固溶热处理温度或退火温度，对热障涂层和保护涂层进行真空热处理，真空热处理可提高热障涂层和保护涂层表面缺陷的封孔程度，以及提高保护涂层的致密度。真空热处理前可利用真空烘箱对未干燥保护涂层进行烘干处理，烘干处理的温度为100℃±20℃。
在本申请一种实施方式中，经真空热处理后在所述热障涂层表面形成所述保护涂层后，所述制备方法还包括：对所述保护涂层进行打磨处理的步骤，进一步降低保护涂层的表面粗糙度。
第三方面，本申请实施方式提供一种发动机，该发动机例如为燃气涡轮发动机，该发动机的热端部件的表面设有本申请第一方面实施方式提供的复合涂层。
由于该发动机包括本申请第一方面的复合涂层，由此，本申请发动机具有热端部件工作寿命长的优点。
下面将结合具体实施例对本申请的复合涂层做进一步解释说明。
实施例1
步骤S1：按照氧化钇在氧化锆中的掺杂浓度为8wt.％的前驱体溶液计算称取氧化钇，添加浓硝酸与去离子水，搅拌至完全反应形成硝酸钇溶液；将硝酸钇溶液加入硝酸锆水溶液中，调节PH值至4，形成氧化钇部分稳定氧化锆 (ZrO2-8％Y2O3)前驱体溶液，将上述前驱体溶液添加酒精稀释至固含量 10wt.％；
步骤S2：将燃气涡轮叶片表面的热障涂层用100目白刚玉砂进行轻微喷砂处理，喷砂压力0.15MPa；
步骤S3：将燃气涡轮叶片及气动喷枪装卡至联动的机械手上，开启压缩空气，调整气动喷枪参数如下：
压缩空气压力0.3MPa；
喷枪摆动速率：1000mm/s。
步骤S4：在上述工件表面往返喷涂前驱体溶液，喷涂遍数3遍；
步骤S5：将喷涂后的保护涂层在120℃条件下进行烘干处理，烘干时间2h；然后将上述保护涂层在真空条件下热处理，升温速率5℃/min，真空热处理温度1050℃，保温2h后随炉降温。
步骤S6：对上述热处理后的燃气涡轮叶片复合涂层表面采用振动光饰对保护涂层进行打磨处理，进一步降低涂层表面粗糙度。
在该样品表面测试了制备保护涂层前后燃气涡轮叶片表面的粗糙度，制备前粗糙度为8.1μm，测试结果如图1所示，制备后复合涂层表面粗糙度为5.92μm，测试结果如图2所示。对保护涂层表面振动光饰处理后，保护涂层表面粗糙度为1.85μm。通过对上述工件表面进行解剖分析，通过金相法测试保护涂层的平均厚度为29.8μm。
对燃气涡轮叶片的复合涂层表面涂覆30mg/cm2的CMAS，在1250℃条件下热处理2h和5h，冷却速率为5℃/min，验证CMAS渗入情况，通过金相截面观察，如图3所示，致密保护涂层在CMAS侵入过程中逐层剥离消耗。通过X射线能谱分析EDS进一步分析涂层截面元素分布情况，未见CMAS侵入到等离子喷涂8YSZ层中，EDS测试结果如图4-图7所示；其中，图4为Al元素在CMAS层、防护涂层与热障涂层间的含量变化；图5为Ca元素在CMAS 层、防护涂层与热障涂层间的含量变化；图6为Mg元素在CMAS层、防护涂层与热障涂层间的含量变化；图7为Si元素在CMAS层、防护涂层与热障涂层间的含量变化。
实施例2
步骤S1：使用纳米8YSZ粉末，按照固含量10wt.％，纯水为介质进行球磨分散处理，球磨时间4小时，球磨后得到的前驱体浆料D50为0.15μm；
步骤S2：将燃气涡轮叶片的热障涂层用100目白刚玉砂进行轻微喷砂处理，喷砂压力0.12MPa；
步骤S3：将燃气涡轮叶片及气动喷枪装卡至联动的机械手上，开启压缩空气，调整气动喷枪参数如下：
压缩空气压力0.2MPa；
喷枪摆动速率：1000mm/s。
步骤S4：在上述工件表面往返喷涂前驱体浆料，喷涂遍数2遍；
步骤S5：将喷涂后的保护涂层在110℃条件下进行烘干处理，烘干时间2h；然后将上述保护涂层在真空条件下热处理，升温速率5℃/min，真空热处理温度1050℃，保温2h，随炉降温。
步骤S6：对上述热处理后的燃气涡轮叶片复合涂层表面采用振动光饰对保护涂层进行打磨处理，进一步降低涂层表面粗糙度。
在该样品表面测试了制备保护涂层前后燃气涡轮叶片表面的粗糙度，制备前粗糙度为8.75μm，制备后复合涂层表面粗糙度为6.32μm。对保护涂层表面振动光饰处理后，保护涂层表面粗糙度为2.05μm。通过对上述工件表面进行解剖分析，通过金相法测试保护涂层平均厚度为21.8μm。
实施例3
步骤S1：按照氧化钆改性钇铝石榴石的前驱体溶液计算称取硝酸钇、硝酸钆、硝酸铝溶液；将硝酸钇、硝酸钆加入硝酸铝水溶液中，调节PH值至4，形成氧化钆改性钇铝石榴石((Gd0.2Y0.8)3Al5O12前驱体溶液，将上述前驱体溶液添加酒精稀释至固含量5wt.％；
步骤S2：将燃气涡轮叶片的热障涂层用120目白刚玉砂进行轻微喷砂处理，喷砂压力0.15MPa；
步骤S3：将燃气涡轮叶片及气动喷枪装卡至联动的机械手上，开启压缩空气，调整气动喷枪参数如下：
压缩空气压力0.1MPa；
喷枪摆动速率：900mm/s。
步骤S4：在上述工件表面往返喷涂前驱体溶液，喷涂遍数1遍；
步骤S5：将喷涂后的保护涂层在120℃条件下进行烘干处理，烘干时间2h；然后将上述保护涂层在真空条件下热处理，升温速率8℃/min，真空热处理温度850℃，保温2h，随炉降温；
步骤S6：对上述热处理后的燃气涡轮叶片的复合涂层表面采用1000目砂纸进行保护涂层打磨处理，进一步降低涂层表面粗糙度。
在该样品表面测试了制备保护涂层前后燃气涡轮叶片表面的粗糙度，制备前粗糙度为8.4μm，制备后复合涂层表面粗糙度为6.22μm。对保护涂层打磨处理后，保护涂层表面粗糙度为2.25μm。通过对上述工件表面进行解剖分析，通过金相法测试保护涂层平均厚度为11.5μm。
实施例4
步骤S1：按照锆酸钆的前驱体溶液计算称取硝酸钆；将硝酸锆溶液加入硝酸钆水溶液中，调节PH值至4，形成锆酸钆(Gd2Zr2O7)前驱体溶液。将上述前驱体溶液添加酒精稀释至固含量7wt.％；
步骤S2：将燃气涡轮叶片的热障涂层用100目白刚玉砂进行轻微喷砂处理，喷砂压力0.2MPa；
步骤S3：将燃气涡轮叶片及气动喷枪装卡至联动的机械手上，开启压缩空气，调整气动喷枪参数如下：
压缩空气压力0.2MPa；
喷枪摆动速率：950mm/s。
步骤S4：在上述工件表面往返喷涂前驱体溶液，喷涂遍数2遍；
步骤S5：将喷涂后的保护涂层在100℃条件下进行烘干处理，烘干时间2h；然后将上述保护涂层在真空条件下热处理，升温速率7℃/min，真空热处理温度950℃，保温2h，随炉降温。
步骤S6：对上述热处理后的叶片涂层表面采用1000目砂纸进行保护涂层打磨处理，进一步降低涂层表面粗糙度。
在该样品表面测试了制备保护涂层前后燃气涡轮叶片表面的粗糙度，制备前粗糙度为7.98μm，制备后复合涂层表面粗糙度为6.42μm。对保护涂层表面振动光饰处理后，保护涂层表面粗糙度为2.35μm。通过对上述工件表面进行解剖分析，通过金相法测试保护涂层平均厚度为21.2μm。
实施例5
步骤S1：使用纳米锆酸钆粉末，按照固含量5wt.％，纯水为介质进行球磨分散处理，球磨时间4小时，球磨后得到的前驱体浆料D50为0.12μm；
步骤S2：将燃气涡轮叶片的热障涂层用100目白刚玉砂进行轻微喷砂处理，喷砂压力0.15MPa；
步骤S3：将燃气涡轮叶片及气动喷枪装卡至联动的机械手上，开启压缩空气，调整气动喷枪参数如下：
压缩空气压力0.25MPa；
喷枪摆动速率：1000mm/s。
步骤S4：在上述工件表面往返喷涂前驱体浆料，喷涂遍数1遍；
步骤S5：将喷涂后的保护涂层在110℃条件下进行烘干处理，烘干时间2h；然后将上述保护涂层在真空条件下热处理，升温速率7℃/min，真空热处理温度950℃，保温2h，随炉降温；
步骤S6：对上述热处理后的燃气涡轮叶片的复合涂层表面采用1000目砂纸进行保护涂层打磨处理，进一步降低涂层表面粗糙度。
在该样品表面测试了制备保护涂层前后燃气涡轮叶片表面的粗糙度，制备前粗糙度为8.1μm，制备后涂层表面粗糙度为5.9μm。通过对上述工件表面进行解剖分析，通过金相法测试保护涂层平均厚度为12.2μm。
实施例6
步骤S1：将磷酸根水溶液与镧离子水溶液按照镧和磷摩尔比1：1进行混合，得到磷酸镧前驱体溶液；上述前驱体溶液添加酒精稀释至固含量8wt.％，后通过搅拌球磨机进行球磨处理；
步骤S2：将燃气涡轮叶片的热障涂层用100目白刚玉砂进行轻微喷砂处理，喷砂压力0.15MPa；
步骤S3：将燃气涡轮叶片及气动喷枪装卡至联动的机械手上，开启压缩空气，调整气动喷枪参数如下：
压缩空气压力0.15MPa；
喷枪摆动速率：100mm/s。
步骤S4：在上述工件表面往返喷涂前驱体溶液，喷涂遍数3遍；
步骤S5：将喷涂后的保护涂层在100℃条件下进行烘干处理，烘干时间2h；然后将上述保护涂层在真空条件下热处理，升温速率6℃/min，真空热处理温度1000℃，保温2h，随炉降温；
步骤S6：对上述热处理后的燃气涡轮叶片的复合涂层表面采用1000目砂纸进行保护涂层打磨处理，进一步降低涂层表面粗糙度。
在该样品表面测试了制备保护涂层前后燃气涡轮叶片表面的粗糙度，制备前粗糙度为9.4μm，制备后复合涂层表面粗糙度为6.31μm。对保护涂层表面振动光饰处理后，保护涂层表面粗糙度为2.36μm。通过对上述工件表面进行解剖分析，通过金相法测试保护涂层平均厚度为28.45μm。
实施例7
步骤S1：按照氧化钇在氧化锆中的掺杂浓度为8wt％的前驱体溶液计算称取氧化钇，添加浓硝酸与去离子水水，搅拌至完全反应形成硝酸钇溶液；将硝酸钇溶液加入硝酸锆水溶液中，调节PH值至4，形成氧化钇部分稳定氧化锆 (ZrO2-8％Y2O3)前驱体溶液，将上述前驱体溶液添加酒精稀释至固含量8wt.％；
步骤S2：将燃气涡轮叶片的热障涂层用100目白刚玉砂进行轻微喷砂处理，喷砂压力0.12MPa；
步骤S3：将燃气涡轮叶片及气动喷枪装卡至联动的机械手上，开启压缩空气，调整气动喷枪参数如下：
压缩空气压力0.15MPa；
喷枪摆动速率：100mm/s。
步骤S4：在上述工件表面往返喷涂前驱体溶液，喷涂遍数3遍；
步骤S5：将喷涂后的保护涂层在110℃条件下进行烘干处理，烘干时间2h；将上述保护涂层在真空条件下热处理，升温速率3℃/min，真空热处理温度 1000℃，保温2h，随炉降温；
步骤S6：对上述热处理后的燃气涡轮叶片的复合涂层表面采用振动光饰对保护涂层进行打磨处理，进一步降低涂层表面粗糙度。
在该样品表面测试了制备保护涂层前后燃气涡轮叶片表面的粗糙度，制备前粗糙度为8.89μm，制备后涂层表面粗糙度为7.22μm。对保护涂层表面振动光饰处理后，保护涂层表面粗糙度为2.71μm。通过对上述工件表面进行解剖分析，通过金相法测试保护涂层平均厚度为27.54μm。
对比例1
燃气涡轮叶片的表面仅设有热障涂层，未涂覆任何保护涂层。
对比试验，对燃气涡轮叶片的热障涂层表面涂覆30mg/cm2的CMAS，在 1250℃条件下热处理2h和5h，冷却速率为5℃/min，验证CMAS渗入情况，通过金相截面观察，如图8所示，热障涂层已发生分解脱落。
从图1和图5的对比结果看，利用本申请提供的复合涂层，可有效防止热障涂层发生损坏，由此，可延伸热障涂层的使用寿命。
显然，本领域的技术人员可以对本申请实施例进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (13)

1.一种复合涂层，其特征在于，包括热障涂层和设置于所述热障涂层表面的保护涂层，所述保护涂层的比表面积大于100m2/g，所述保护涂层的内聚强度低于所述热障涂层内聚强度的1/3。
2.根据权利要求1所述的复合涂层，其特征在于，所述保护涂层的内聚强度比所述热障涂层的内聚强度低10MPa。
3.根据权利要求1或2所述的复合涂层，其特征在于，所述保护涂层选自以下材料中的至少一种：氧化钇部分稳定氧化锆、改性钇铝石榴石、锆酸稀土盐或磷酸稀土盐。
4.根据权利要求3所述的复合涂层，其特征在于，所述保护涂层的厚度为5-30μm。
5.一种权利要求1-4任一项所述的复合涂层的制备方法，其特征在于，在所述热障涂层的表面形成所述保护涂层，得到所述复合涂层。
6.根据权利要求5所述的制备方法，其特征在于，所述在所述热障涂层的表面形成所述保护涂层，包括：将形成所述保护涂层的前驱体溶液或前驱体浆料涂覆于所述热障涂层的表面，经真空热处理后在所述热障涂层表面形成所述保护涂层。
7.根据权利要求6所述的制备方法，其特征在于，将所述保护涂层的原料溶于溶剂中形成所述前驱体溶液，所述前驱体溶液中，所述保护涂层的原料的质量含量为5-10％。
8.根据权利要求6所述的制备方法，其特征在于，将作为保护涂层原料的纳米粉体与溶剂共混球磨，得到所述前驱体浆料；所述前驱体浆料中的固含量为5-10％，且所述前驱体浆料中纳米粉体的颗粒粒度中值粒径D50为0.1-0.2μm。
9.根据权利要求6-9任一项所述的制备方法，其特征在于，利用空气喷涂工艺将所述保护涂层的前驱体溶液或前驱体浆料涂覆于所述热障涂层的表面；其中，所述空气喷涂工艺中的压力为0.1-0.3MPa，喷涂速度大于800mm/s。
10.根据权利要求6-9任一项所述的制备方法，其特征在于，所述真空热处理过程中的温度为850-1050℃，热处理时间为1.5-3h。
11.根据权利要求6所述的制备方法，其特征在于，将所述保护涂层的前驱体溶液或前驱体浆料涂覆于所述热障涂层的表面前，所述制备方法还包括对所述热障涂层进行喷砂处理的步骤。
12.根据权利要求6所述的制备方法，其特征在于，经真空热处理后在所述热障涂层表面形成所述保护涂层后，所述制备方法还包括：对所述保护涂层进行打磨处理的步骤。
13.一种发动机，其特征在于，所述发动机的热端部件的表面设有权利要求1-4任一项所述的复合涂层。
CN202110027793.6A 2021-01-08 2021-01-08 复合涂层及其制备方法、发动机 Active CN113149641B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110027793.6A CN113149641B (zh) 2021-01-08 2021-01-08 复合涂层及其制备方法、发动机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110027793.6A CN113149641B (zh) 2021-01-08 2021-01-08 复合涂层及其制备方法、发动机

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113149641A true CN113149641A (zh) 2021-07-23
CN113149641B CN113149641B (zh) 2022-11-25

Family

ID=76878308

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110027793.6A Active CN113149641B (zh) 2021-01-08 2021-01-08 复合涂层及其制备方法、发动机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113149641B (zh)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120034491A1 (en) * 2010-08-05 2012-02-09 United Technologies Corporation Cmas resistant tbc coating
CN103874580A (zh) * 2011-10-13 2014-06-18 通用电气公司 热障涂层系统及其方法
CN105689230A (zh) * 2014-12-12 2016-06-22 通用电气公司 用于高温运行的制品以及制备方法
CN108138329A (zh) * 2015-10-07 2018-06-08 赛峰集团 涂有保护性陶瓷涂层的涡轮发动机部件、制造和使用该部件的方法
CN110055486A (zh) * 2019-05-14 2019-07-26 中国人民解放军国防科技大学 双层热障/高温低红外发射率一体化涂层、带涂层的金属复合材料及其制备方法
CN111424242A (zh) * 2020-04-29 2020-07-17 北京航空航天大学 一种抗cmas双层结构防护涂层、热障涂层多层结构及其制备方法
CN111471998A (zh) * 2020-05-06 2020-07-31 北京航空航天大学 一种Yb改性防CMAS复合结构热障涂层及其制备方法

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120034491A1 (en) * 2010-08-05 2012-02-09 United Technologies Corporation Cmas resistant tbc coating
CN103874580A (zh) * 2011-10-13 2014-06-18 通用电气公司 热障涂层系统及其方法
CN105689230A (zh) * 2014-12-12 2016-06-22 通用电气公司 用于高温运行的制品以及制备方法
CN108138329A (zh) * 2015-10-07 2018-06-08 赛峰集团 涂有保护性陶瓷涂层的涡轮发动机部件、制造和使用该部件的方法
CN110055486A (zh) * 2019-05-14 2019-07-26 中国人民解放军国防科技大学 双层热障/高温低红外发射率一体化涂层、带涂层的金属复合材料及其制备方法
CN111424242A (zh) * 2020-04-29 2020-07-17 北京航空航天大学 一种抗cmas双层结构防护涂层、热障涂层多层结构及其制备方法
CN111471998A (zh) * 2020-05-06 2020-07-31 北京航空航天大学 一种Yb改性防CMAS复合结构热障涂层及其制备方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
GUO JIN ET.AL: "Effect of YSZ fibers and carbon nanotubes on bonding strength and thermal cycling lifetime of YSZ-La2Zr2O7 thermal barrier coatings", 《SURFACE & COATINGS TECHNOLOGY》 *
范群波著: "《等离子喷涂工艺及热障涂层数值模拟理论及应用》", 31 March 2017, 北京理工大学出版社 *
贾芳 等: "YSZ 粉末结构特征对其PS-PVD 热障涂层形貌影响的研究", 《热喷涂技术》 *
陈光，崔崇，徐锋，张士华主编: "《新材料概论》", 30 April 2013, 国防工业出版社 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN113149641B (zh) 2022-11-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP7271429B2 (ja) セラミック化合物を含む層を有する固体基材の表面をコーティングする方法、及び該方法で得られたコーティング基材
EP2371987B1 (en) Thermal barrier coating member, method for producing the same, use of the thermal barrier coating material, gas turbine, and sintered body
Łatka Thermal barrier coatings manufactured by suspension plasma spraying-a review
Bakan et al. High-temperature materials for power generation in gas turbines
US20070274837A1 (en) Blade tip coatings
Kumar et al. Influence of microstructure on the durability of gadolinium zirconate thermal barrier coatings using APS & SPPS processes
US20080026160A1 (en) Blade tip coating processes
Saremi et al. Thermal and mechanical properties of nano-YSZ–Alumina functionally graded coatings deposited by nano-agglomerated powder plasma spraying
US7282271B2 (en) Durable thermal barrier coatings
Saremi et al. Hot corrosion, high temperature oxidation and thermal shock behavior of nanoagglomerated YSZ–Alumina composite coatings produced by plasma spray method
CN114672756A (zh) 一种高熵超高温氧化锆基热障涂层材料及其制备方法和应用、氧化锆基热障涂层
Daroonparvar et al. Effect of Y2O3 stabilized ZrO2 coating with tri-model structure on bi-layered thermally grown oxide evolution in nano thermal barrier coating systems at elevated temperatures
Ahmaniemi et al. Characterization of modified thick thermal barrier coatings
CN110106463A (zh) 一种具有层间孔隙结构热障涂层的制备方法
Song et al. Hot corrosion behavior in thermal barrier coatings with heterogeneous splat boundary
Tailor et al. Effect of controlled segmentation on the thermal cycling behavior of plasma sprayed YSZ thick coatings
Leng et al. Multilayer GZ/YSZ thermal barrier coating from suspension and solution precursor thermal spray
CN113735579A (zh) 一种热喷涂用ZrO2/Al2O3复合粉体的制备方法
CN113149641B (zh) 复合涂层及其制备方法、发动机
CN114752881B (zh) 一种抗cmas腐蚀热障涂层的制备方法以及由此得到的热障涂层
Habibi et al. An investigation on hot corrosion resistance of plasma sprayed composite YSZ-Gd2Zr2O7 and Gd2Zr2O7 thermal barrier coatings in simulated turbine environment at 1050° C
CN114231886A (zh) 一种高温长寿命ysz涂层及其制备方法
Jech et al. Influence of isothermal oxidation on microstructure of YSZ and Mullite-YSZ thermal barrier coatings
US20210395099A1 (en) Cmas resistant thermal barrier coating system
Nieto et al. Calcia-Magnesia-Alumina-Silicate (CMAS) infiltration behavior in high temperature ceramics and coatings

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant