EP2913425A1

EP2913425A1 - Thermal barrier coating with iridium - rhodium - alloy

Info

Publication number: EP2913425A1
Application number: EP14156882.4A
Authority: EP
Inventors: Artur Borto; Dawid Luczyniec
Original assignee: MTU Aero Engines AG
Current assignee: MTU Aero Engines AG
Priority date: 2014-02-26
Filing date: 2014-02-26
Publication date: 2015-09-02

Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Wärmedämmschutzschichtsystem für ein temperaturbelastetes Bauteil, insbesondere für eine Komponente einer Strömungsmaschine mit einer Haftvermittlerschicht (11), einer inneren Keramikschicht (12), einer metallischen Barriereschicht (13) und einer äußeren Keramikschicht (14), wobei die Haftvermittlerschicht (11) und die metallische Barriereschicht (13) jeweils aus einer Iridium - Rhodium - Legierung gebildet sind.The present invention relates to a thermal barrier coating system for a temperature-stressed component, in particular for a component of a turbomachine with an adhesion promoter layer (11), an inner ceramic layer (12), a metallic barrier layer (13) and an outer ceramic layer (14), wherein the adhesion promoter layer (11 ) and the metallic barrier layer (13) are each formed from an iridium - rhodium alloy.

Description

BACKGROUND INVENTION FIELD OF THE INVENTION

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Wärmedämmschicht für ein temperaturbelastetes Bauteil, insbesondere für eine Komponente einer Strömungsmaschine, mit einer Haftvermittlerschicht, einer inneren Keramikschicht, einer metallischen Barriereschicht und einer äußeren Keramikschicht.The present invention relates to a thermal barrier coating for a temperature-stressed component, in particular for a component of a turbomachine, with a bonding agent layer, an inner ceramic layer, a metallic barrier layer and an outer ceramic layer.

STATE OF THE ART

Bei Strömungsmaschinen, wie stationären Gasturbinen oder Flugzeugtriebwerken, werden bestimmte Bauteile, wie beispielsweise Turbinenschaufeln, hohen Temperaturen und widrigen Umgebungsbedingungen ausgesetzt, sodass die Bauteile durch entsprechende Schutzschichten geschützt werden müssen. Hierzu ist es beispielsweise bekannt, so genannte Wärmedämmschichten (TBC thermal barrier coating) auf temperaturbelasteten Bauteilen vorzusehen, wobei die Wärmedämmschichten üblicherweise aus keramischen Materialien gebildet sind und die unterhalb der Wärmedämmschicht angeordneten Bauteile vor zu hoher Temperaturbelastung schützen.In turbomachines, such as stationary gas turbines or aircraft engines, certain components, such as turbine blades, are exposed to high temperatures and adverse environmental conditions, so that the components must be protected by appropriate protective layers. For this purpose, it is known, for example, to provide so-called thermal barrier coatings (TBC thermal barrier coating) on temperature-loaded components, wherein the thermal barrier coatings are usually formed of ceramic materials and protect the arranged below the thermal barrier coating components from excessive temperature stress.

Üblicherweise sind die Wärmedämmschichten Teil eines Schutzschichtsystems, welches weitere Schichten aufweist, um das mit dem Schutzschichtsystem geschützte Bauteil beispielsweise vor Oxidationsangriff zu schützen. Entsprechend ist es bekannt im Zusammenhang mit Wärmedämmschichten sogenannte Haftvermittlerschichten vorzusehen, die einerseits eine gute Haftung der Wärmedämmschicht auf dem zu schützenden Bauteil ermöglichen und andererseits einen Oxidationsschutz für das Bauteil bereitstellen. Beispielsweise wird als Wärmedämmschichte mit Yttriumoxid stabilisiertes Zirkonoxid eingesetzt, während die Haftvermittlerschicht durch so genannte MCrAlY - Legierungen mit M = Eisen, Nickel oder Kobalt gebildet sein können.Usually, the thermal barrier coatings are part of a protective layer system which has further layers in order to protect the protected by the protective layer system component, for example, from oxidation attack. Accordingly, it is known in connection with thermal barrier coatings to provide so-called primer layers, which on the one hand enable good adhesion of the thermal barrier coating on the component to be protected and on the other hand provide oxidation protection for the component. For example, yttria-stabilized zirconia is used as the heat-insulating layer, while the adhesion-promoting layer can be formed by so-called MCrAlY alloys with M = iron, nickel or cobalt.

Allerdings kann es trotz der Haftvermittlerschicht auf Grund unterschiedlicher thermischer Ausdehnungskoeffizienten der Schichten und des Bauteils und der extremen Umgebungsbedingungen mit Erosion und dergleichen zu Beschädigungen des Schutzschichtsystems mit Abplatzungen, Rissbildung oder ähnlichem kommen, die zu einer Beschädigung des Bauteils führen können.However, despite the primer layer due to different thermal expansion coefficients of the layers and the component and the extreme environmental conditions with erosion and the like may damage the protective layer system with flaking, cracking or the like, which can lead to damage of the component.

Insbesondere bestehen bei Flugzeugtriebwerken, die in unterschiedlichen Umgebungen mit vielen verschiedenartigen Betriebsbedingungen betrieben werden, derartige Probleme. So kann es beispielsweise durch kontaminierende Substanzen zu chemischen und mechanischen Interaktionen mit dem Schutzschichtsystem und insbesondere der Wärmedämmschicht kommen, die zu einer Beschädigung des Schutzschichtsystems und somit des Bauteils führen können. So können beispielsweise Kalziumoxide, Magnesiumoxide, Aluminiumoxide, Siliziumoxide und Mischungen davon beispielsweise bei entsprechenden Umgebungsbedingungen durch das Eindringen von Sand in die Strömungsmaschine gelangen, welche bei den hohen Temperaturen schmelzen und in die Wärmedämmschicht eindringen können. Die sogenannten CMAS - Oxide, nämlich Kalzium -, Magnesium -, Aluminium - und Siliziumoxide, können nach dem Eindringen in die Wärmedämmschicht dort wieder erstarren und beim Erstarrungsprozess Risse und Abplatzungen verursachen. Darüber hinaus können die geschmolzenen CMAS - Oxide auch mit der Wärmedämmschicht reagieren und dieses dadurch beschädigen.In particular, aircraft engines operating in different environments with many different operating conditions present such problems. For example, contaminating substances can lead to chemical and mechanical interactions with the protective layer system and, in particular, the thermal barrier coating, which leads to a Damage to the protective layer system and thus the component can lead. For example, calcium oxides, magnesium oxides, aluminum oxides, silicon oxides and mixtures thereof, for example, in appropriate environmental conditions by penetrating sand into the turbomachine, which melt at high temperatures and can penetrate into the thermal barrier coating. The so-called CMAS oxides, namely calcium, magnesium, aluminum and silicon oxides, can solidify there again after penetration into the thermal barrier coating and cause cracks and spalling during the solidification process. In addition, the molten CMAS oxides can also react with the thermal barrier coating, thereby damaging it.

Um dieses Problem zu beseitigen wird in der US 5,914,189 A vorgeschlagen, verschiedene Schutzschichten vorzusehen, die eine Beschädigung der Wärmedämmschicht durch sogenannte CMAS - Oxide verhindern sollen. Die Schutzschichten umfassen eine Barriereschicht aus keramischen oder metallischen Schichten und eine oxidische Opferschicht, die mit den CMAS - Verbindungen reagieren soll, um die Schmelztemperatur und die Viskosität zu erhöhen. Die oxidische Opferschicht kann hierbei Aluminiumoxid, Magnesiumoxid, Chromoxid, Kalziumoxid, Scandiumoxid, Kalziumzirkonat, Siliziumoxid und dergleichen umfassen, während die Barriereschicht oxidische und nicht oxidische Keramiken sowie metallische Schichten, die Platin, Palladium, Silber, Gold, Ruthenium, Rhodium, Iridium und Legierungen davon umfassen können, aufweisen kann.To eliminate this problem will be in the US 5,914,189 A proposed to provide various protective layers to prevent damage to the thermal barrier coating by so-called CMAS - oxides. The protective layers comprise a barrier layer of ceramic or metallic layers and a sacrificial sacrificial layer which is intended to react with the CMAS compounds to increase the melting temperature and viscosity. The sacrificial sacrificial layer may include alumina, magnesia, chromia, calcia, scandia, calcia, silica, and the like, while the barrier layer includes oxide and non-oxide ceramics and metallic layers including platinum, palladium, silver, gold, ruthenium, rhodium, iridium, and alloys may comprise thereof.

Gleichwohl besteht weiterhin Bedarf an einem Schutzschichtsystem, welches für temperaturbelastete Bauteile in Strömungsmaschinen, wie Flugzeugtriebwerken, bei aggressiven Umgebungsbedingungen einen ausgewogenen Schutz bietet und eine möglichst lange Lebensdauer aufweist.Nevertheless, there continues to be a need for a protective layer system which offers balanced protection for temperature-loaded components in turbomachines, such as aircraft engines, in aggressive environmental conditions and has the longest possible service life.

DISCLOSURE OF THE INVENTION OBJECT OF THE INVENTION

Es ist deshalb Aufgabe der vorliegenden Erfindung ein Wärmedämmschutzschichtsystem für ein temperaturbelastetes Bauteil, insbesondere einer Komponente einer Strömungsmaschine bereitzustellen, welches einen effektiven Schutz des Bauteils vor hohen Temperaturen bei aggressiven Umgebungen mit einer hohen Lebensdauer bereitstellt, wobei insbesondere Beschädigungen des Wärmedämmschichtsystems durch sogenannte CMAS - Oxide vermieden oder zumindest verringert werden sollen. Gleichzeitig soll das Wärmedämmschichtsystem einfach aufgebaut und einfach herstellbar sein.It is therefore an object of the present invention to provide a thermal barrier coating system for a temperature-loaded component, in particular a component of a turbomachine, which provides effective protection of the component from high temperatures in aggressive environments with a long life, in particular damage to the thermal barrier coating system avoided by so-called CMAS - oxides or at least reduced. At the same time, the thermal barrier coating system should be simple and easy to manufacture.

TECHNICAL SOLUTION

Diese Aufgabe wird gelöst durch ein Wärmedämmschutzschichtsystem mit den Merkmalen des Anspruchs 1 und ein entsprechendes Bauteil mit den Merkmalen des Anspruchs 7. Weitere vorteilhafte Ausführungsformen sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche.This object is achieved by a thermal barrier coating system having the features of claim 1 and a corresponding component having the features of claim 7. Further advantageous embodiments are the subject of the dependent claims.

Die Erfindung schlägt vor, ein Wärmedämmschutzschichtsystem für ein temperaturbelastetes Bauteil vorzusehen, welches eine Haftvermittlerschicht, eine innere Keramikschicht, eine metallische Barriereschicht und eine äußere Keramikschicht aufweist. Die Haftvermittlerschicht und die metallische Barriereschicht sollen jeweils aus einer Iridium - Rhodium - Legierung gebildet werden. Iridium - Rhodium - Legierungen haben sich als hitzebeständige Legierungen gezeigt, die sowohl innerhalb des Wärmedämmschutzschichtsystems als Barriereschicht als auch als Haftvermittlerschicht den aggressiven Umgebungsbedingungen hinsichtlich einer ausreichenden Oxidationsbeständigkeit und Korrosionsbeständigkeit gewachsen sind als auch das Wärmedämmschutzschichtsystem an sich und dessen Haftung auf einem Substrat im Hinblick auf die thermischen Ausdehnungskoeffizienten und mechanischen Anforderungen stabilisieren kann. Durch das Vorsehen der Iridium - Rhodium - Legierung sowohl als Haftvermittlerschicht als auch als metallische Barriereschicht werden auch die chemische Stabilität und die Diffusionsstabilität verbessert.The invention proposes to provide a heat-insulating protective layer system for a temperature-stressed component, which has an adhesion-promoting layer, an inner ceramic layer, a metallic barrier layer and an outer ceramic layer. The bonding agent layer and the metallic barrier layer are each to be formed from an iridium-rhodium alloy. Iridium - rhodium alloys have been shown to be heat - resistant alloys, which are able to cope with the aggressive environmental conditions for sufficient oxidation resistance and corrosion resistance both within the thermal barrier coating system as barrier layer and as adhesion promoter layer, as well as the thermal barrier coating system per se and its adhesion to a substrate with respect to thermal expansion coefficient and mechanical requirements can stabilize. By providing the iridium-rhodium alloy both as a primer layer and as a metallic barrier layer, chemical stability and diffusion stability are also improved.

Insbesondere können die Haftvermittlerschicht und die Barriereschicht aus identischen Materialien gebildet sein.In particular, the adhesion promoter layer and the barrier layer may be formed of identical materials.

Die Iridium - Rhodium - Legierung kann 89 Gew.% bis 99 Gew.%, insbesondere 92 Gew.% bis 96 Gew.% Iridium und 1 Gew.% bis 11 Gew.%, insbesondere 4 Gew.% bis 8 Gew.% Rhodium aufweisen.The iridium-rhodium alloy may contain 89% by weight to 99% by weight, in particular 92% by weight to 96% by weight, of iridium and 1% by weight to 11% by weight, in particular 4% by weight to 8% by weight, of rhodium exhibit.

Neben Iridium und Rhodium kann die Iridium - Rhodium - Legierung als Legierungsbestandteile Nickel, Kobalt, Niob, Aluminium und Zirkon umfassen. Ein drittes oder weiteres Legierungselement, wie Nickel, Kobalt, Niob, Aluminium oder Zirkon ersetzt in der Legierung Iridium und/oder Rhodium, sodass die Legierung insgesamt selbstverständlich nicht mehr als 100 Gew.% aufweist. Entsprechend ergibt sich für die weiteren Legierungsbestandteile aus Nickel, Kobalt, Niob, Aluminium und/oder Zirkon ein maximaler Gesamtanteil von 10 Gew.%, sodass in diesem Fall beispielsweise der Rhodiumanteil 1 Gew.% beträgt, während der Iridiumanteil 89 Gew.% beträgt.In addition to iridium and rhodium, the iridium - rhodium alloy may comprise nickel, cobalt, niobium, aluminum and zirconium as alloy constituents. A third or further alloying element, such as nickel, cobalt, niobium, aluminum or zirconium, replaces iridium and / or rhodium in the alloy, so that the total alloy, of course, does not have more than 100% by weight. Accordingly, for the other alloy constituents of nickel, cobalt, niobium, aluminum and / or zirconium, a maximum total fraction of 10% by weight results, so that in this case, for example, the rhodium content is 1% by weight, while the iridium fraction is 89% by weight.

Die Haftvermittlerschicht kann in einer Dicke von 10 µm bis 80 µm, vorzugsweise im Bereich von 40 µm bis 60 µm, insbesondere um 50 µm vorliegen.The adhesion promoter layer may be present in a thickness of 10 μm to 80 μm, preferably in the range of 40 μm to 60 μm, in particular by 50 μm.

Die Haftvermittlerschicht kann auf einem entsprechenden Bauteil durch physikalische Dampfphasenabscheidung (physical vapor deposition PVD), insbesondere Elektronenstrahl - Dampfphasenabscheidung (Electron Beam Physical Vapor Deposition EBPVD), oder durch chemische Dampfphasenabscheidung (Chemical Vapor Deposition CVD) oder durch Plasmaspritzen, insbesondere Niederdruckplasmaspritzen (Low Pressure Plasma Spraying LPPS)aufgebracht werden.The adhesion promoter layer can be formed on a corresponding component by physical vapor deposition (PVD), in particular electron beam physical vapor deposition (EBPVD), or by chemical vapor deposition (Chemical Vapor deposition CVD) or by plasma spraying, in particular low pressure plasma spraying (LPPS).

Wie bereits erwähnt, liegt oberhalb der Haftvermittlerschicht eine innere Keramikschicht vor, die mit Yttriumoxid stabilisiertes Zirkonoxid und/oder mit Magnesiumoxid stabilisiertes Zirkonoxid umfassen kann. Insbesondere kann der Anteil an mit Yttriumoxid stabilisiertem Zirkonoxid (Yttria Stabilized Zirkonia YSZ) im Bereich von 70 Gew.% bis 90 Gew.% liegen, während der Anteil an mit Magnesiumoxid stabilisiertem Zirkonoxid (Magnesia Stabilized Zirkonia MSZ) im Bereich von 10 Gew.% bis 30 Gew.% liegen kann.As previously mentioned, above the primer layer is an inner ceramic layer which may comprise yttria stabilized zirconia and / or magnesia stabilized zirconia. In particular, the proportion of yttria-stabilized zirconia (Yttria Stabilized Zirconia YSZ) may range from 70% to 90% by weight, while the proportion of magnesium oxide-stabilized zirconia (Magnesia Stabilized Zirconia MSZ) may be in the range of 10% by weight. can be up to 30% by weight.

Das mit Magnesiumoxid stabilisierte Zirkonoxid kann wiederum Magnesiumoxid im Bereich von 3 Gew.% bis 6 Gew.% und nicht weniger als 94 Gew.% Zirkonoxid aufweisen. Das mit Yttriumoxid stabilisierte Zirkonoxid kann Yttriumoxid im Bereich von 6 Gew.% bis 12 Gew.% und Zirkonoxid im Bereich von 88 Gew.% bis 94 Gew.% aufweisen.The magnesia stabilized zirconia may again have magnesia in the range of from 3 wt% to 6 wt% and not less than 94 wt% zirconia. The yttria-stabilized zirconia may have yttria in the range of 6 wt% to 12 wt% and zirconia in the range of 88 wt% to 94 wt%.

Die Schichtdicke der inneren Keramikschicht kann im Bereich von 100 µm bis 200 µm, vorzugsweise im Bereich von 150 µm liegen. Die Abscheidung der inneren Keramikschicht kann durch physikalische Dampfabscheidung, insbesondere durch Elektronenstrahl - Dampfphasenabscheidung (Electron Beam Physical Vapor Deposition EBPVD) erfolgen.The layer thickness of the inner ceramic layer may be in the range of 100 μm to 200 μm, preferably in the range of 150 μm. The deposition of the inner ceramic layer can be effected by physical vapor deposition, in particular by electron beam physical vapor deposition (EBPVD).

Die Barriereschicht aus der Iridium - Rhodium - Legierung kann eine Schichtdicke im Bereich von 10 µm bis 50 µm vorzugsweise im Bereich von 30 µm aufweisen und ebenfalls durch Elektronenstrahl - Dampfphasenabscheidung oder durch chemische Dampfphasenabscheidung aufgebracht werden. Die metallische Barriereschicht verhindert, dass die innere Keramikschicht von Reaktionsprodukten der äußeren Keramikschicht mit CMAS - Oxiden infiltriert und somit beschädigt wird.The iridium-rhodium alloy barrier layer can have a layer thickness in the range from 10 μm to 50 μm, preferably in the region of 30 μm, and can also be applied by electron beam vapor deposition or by chemical vapor deposition. The metallic barrier layer prevents the inner ceramic layer from being infiltrated with CMAS oxide reaction products of the outer ceramic layer reaction products and thus damaged.

Die äußere Keramikschicht, die auch als Opferschicht bezeichnet wird, kann Aluminiumoxid und/oder Scandiumoxid und/oder Siliziumoxid umfassen. Insbesondere kann der Anteil an Aluminiumoxid im Bereich von 60 Gew.% bis 90 Gew.%, der Anteil an Scandiumoxid im Bereich von 5 Gew.% bis 20 Gew.% und der Anteil an Siliziumoxid im Bereich von 5 Gew.% bis 20 Gew.% liegen. Die Schichtdicke der äußeren Keramikschicht kann im Bereich von 5 µm bis 40 µm, vorzugsweise im Bereich von 20 µm liegen, und die Schicht kann durch Elektronenstrahl - Dampfphasenabscheidung oder durch chemische Dampfabscheidung aufgebracht werden. Die äußere Keramikschicht, die als Opferschicht dient, kann mit geschmolzenen CMAS - Verbindungen oder anderen Verunreinigungen bzw. entsprechenden Verbindungen während des Betriebs einer Störungsmaschine reagieren, wodurch der Schmelzpunkt und/oder die Viskosität der Kontaminationsprodukte erhöht wird, sodass keine reaktiven, flüssigen Gemenge entstehen können, die weitere Schädigungen hervorrufen könnten.The outer ceramic layer, which is also referred to as a sacrificial layer, may comprise alumina and / or scandium oxide and / or silicon oxide. In particular, the proportion of aluminum oxide in the range of 60 wt.% To 90 wt.%, The proportion of scandium oxide in the range of 5 wt.% To 20 wt.% And the proportion of silica in the range of 5 wt.% To 20 wt .% lie. The layer thickness of the outer ceramic layer can be in the range of 5 μm to 40 μm, preferably in the range of 20 μm, and the layer can be applied by electron beam vapor deposition or by chemical vapor deposition. The outer ceramic layer, which serves as the sacrificial layer, may react with molten CMAS compounds or other contaminants or compounds during operation of a perturbation machine, thereby increasing the melting point and / or viscosity of the contaminants so that no reactive, liquid mixtures may result that could cause further damage.

Ein entsprechendes Wärmedämmschutzschichtsystem kann vorzugsweise auf Bauteilen aufgebracht werden, die aus einer Nickel - Kobalt - Legierung gebildet sind. Insbesondere kann das entsprechende Bauteil aus einer Nickelbasis - Superlegierung oder Kobaltbasis - Superlegierung gebildet sein. Eine Nickellegierung bedeutet hierbei, dass es sich um eine Legierung mit dem Hauptbestandteil Nickel handelt, während der Begriff der Superlegierung für den Fachmann geläufige Legierungen beschreibt, die auf Grund besonderer Härtungsmechanismen bei hohen Temperaturen eine besonders hohe Festigkeit aufweisen. Entsprechendes gilt für Kobaltlegierungen bzw. Kobaltbasis - Superlegierungen.A corresponding heat-insulating protective layer system can preferably be applied to components which are formed from a nickel-cobalt alloy. In particular, the corresponding component may be formed of a nickel-based superalloy or cobalt-based superalloy. A nickel alloy in this case means that it is an alloy with the main component nickel, while the term of the superalloy describes alloys which are familiar to the person skilled in the art and which have a particularly high strength due to special curing mechanisms at high temperatures. The same applies to cobalt alloys or cobalt base superalloys.

BRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES

Die beigefügten Zeichnungen zeigen in rein schematischer Weise in

Figur 1: eine perspektivische Darstellung einer Schaufel einer Strömungsmaschine; und in
Figur 2: eine teilweise Schnittansicht durch ein erfindungsgemäßes Wärmedämmschutzschichtsystem.

The accompanying drawings show in a purely schematic manner in FIG

FIG. 1: a perspective view of a blade of a turbomachine; and in
FIG. 2: a partial sectional view of an inventive thermal barrier coating system.

EMBODIMENTS

Weitere Vorteile, Kennzeichen und Merkmale der folgenden Erfindung werden bei der nachfolgenden detaillierten Beschreibung der Ausführungsbeispiele deutlich. Allerdings ist die Erfindung nicht auf diese Ausführungsbeispiele beschränkt.Further advantages, characteristics and features of the following invention will become apparent in the following detailed description of the embodiments. However, the invention is not limited to these embodiments.

Die Figur 1 zeigt ein Beispiel eines Bauteils einer Strömungsmaschine, das mit einem erfindungsgemäßen Wärmedämmschutzschichtsystem versehen werden kann. Bei dem beispielhaften Bauteil handelt es sich um eine Schaufel 1 mit einem Schaufelblatt 2 und einem Schaufelfuß 3, welcher ein inneres Deckband 4 umfasst. Die Wärmedämmschicht gemäß der vorliegenden Erfindung kann beispielsweise auf dem Schaufelblatt 2 angeordnet sein.The FIG. 1 shows an example of a component of a turbomachine, which can be provided with a heat insulation protective layer system according to the invention. The exemplary component is a blade 1 with an airfoil 2 and a blade root 3, which comprises an inner shroud 4. The thermal barrier coating according to the present invention can be arranged, for example, on the blade 2.

Die Figur 2 zeigt einen schematischen Aufbau eines erfindungsgemäßen Wärmedämmschutzschichtsystems, wie es beispielsweise auf der Schaufel 1 der Figur 1 angeordnet sein kann.The FIG. 2 shows a schematic structure of a heat insulation protective layer system according to the invention, as it may be arranged for example on the blade 1 of Figure 1.

Auf einem entsprechenden Substrat 10 ist eine Haftvermittlerschicht 11, die auch als Bondschicht bezeichnet werden kann, angeordnet. Auf dieser ist eine innere Keramikschicht 12 vorgesehen, auf der sich in Richtung nach außen eine metallische Barriereschicht 13 befindet. Den Abschluss des erfindungsgemäßen Wärmedämmschutzschichtsystems bildet die äußere Keramikschicht 14, die auch als Opferschicht bezeichnet wird.On a corresponding substrate 10, an adhesion promoter layer 11, which may also be referred to as a bonding layer, is arranged. On this an inner ceramic layer 12 is provided, on which a metallic barrier layer 13 is located in the outward direction. The conclusion of the thermal barrier coating system according to the invention forms the outer ceramic layer 14, which is also referred to as a sacrificial layer.

Gemäß dem gezeigten Ausführungsbeispiel der Figur 2 ist die Haftvermittlerschicht 11 aus einer Iridium - Rhodium - Legierung gebildet. Die innere Keramikschicht 12 umfasst mit Yttriumoxid stabilisiertes Zirkonoxid sowie mit Magnesiumoxid stabilisiertes Zirkonoxid, die miteinander vermengt sind.According to the embodiment shown the FIG. 2 For example, the adhesion promoter layer 11 is formed from an iridium-rhodium alloy. The inner ceramic layer 12 comprises yttria stabilized zirconia and magnesia stabilized zirconia blended together.

Die metallische Barriereschicht besteht wiederum wie die Haftvermittlerschicht aus einer Iridium - Rhodium - Legierung, während die Opferschicht 14 aus einer Mischung aus Aluminiumoxid, Scandiumoxid und Siliziumoxid besteht.The metallic barrier layer in turn, like the adhesion promoter layer, consists of an iridium-rhodium alloy, while the sacrificial layer 14 consists of a mixture of aluminum oxide, scandium oxide and silicon oxide.

Die Haftvermittlerschicht 11 und die Barriereschicht 13 bestehen aus der selben Iridium - Rhodium - Legierung, die jeweils einen Anteil von 89 Gew.% bis 99 Gew.% Iridium und 1 Gew.% bis 11 Gew.% Rhodium sowie mindestens ein Element aus der Gruppe umfasst, die Nickel, Kobalt, Niob, Aluminium und Zirkonium aufweist. Da der Gesamtanteil der Legierung 100 Gew.% nicht übersteigen kann, versteht sich, dass die zusätzliche Legierungsbestandteile, die neben Iridium und Rhodium vorliegen, anstelle entsprechender Anteile von Iridium und Rhodium in der Legierung enthalten sind. So kann beispielsweise bei einem Anteil von 2 Gew.% eines dritten oder weiteren Legierungsbestandteils der Iridium - Anteil zwischen 89 Gew.% und 97 Gew.% liegen, während der Rhodium - Anteil zwischen 1 Gew.% und 9 Gew.% liegen kann. Bei höheren oder niedrigeren Anteilen der dritten oder weiteren Legierungskomponente sind die Anteile an Iridium und Rhodium entsprechend anzupassen.Adhesion promoter layer 11 and barrier layer 13 consist of the same iridium-rhodium alloy, each containing from 89% by weight to 99% by weight of iridium and from 1% by weight to 11% by weight of rhodium and at least one element from the group comprising nickel, cobalt, niobium, aluminum and zirconium. Since the total content of the alloy can not exceed 100% by weight, it should be understood that the additional alloying constituents present besides iridium and rhodium are included in the alloy instead of corresponding proportions of iridium and rhodium. Thus, for example, with a content of 2% by weight of a third or further alloy constituent, the proportion of iridium may be between 89% by weight and 97% by weight, while the rhodium content may be between 1% by weight and 9% by weight. For higher or lower proportions of the third or further alloying component, the proportions of iridium and rhodium should be adjusted accordingly.

Obwohl die vorliegende Erfindung anhand der Ausführungsbeispiele detailliert beschrieben worden ist, ist es für den Fachmann selbstverständlich, dass die Erfindung nicht auf diese Ausführungsbeispiele beschränkt ist, sondern dass vielmehr Abwandlungen in der Weise möglich sind, dass einzelne Merkmale weggelassen oder andersartige Kombinationen von Merkmalen verwirklicht werden können, ohne dass der Schutzbereich der beigefügten Ansprüche verlassen wird. Die vorliegende Erfindung schließt sämtliche Kombinationen der vorgestellten Einzelmerkmale mit ein.Although the present invention has been described in detail with reference to the embodiments, it will be understood by those skilled in the art that the invention is not limited to these embodiments, but rather modifications are possible in such a way that individual features omitted or other types of combinations of features are realized without departing from the scope of the appended claims. The present invention includes all combinations of the featured individual features.

Claims

Heat-insulating protective layer system for a temperature-loaded component, in particular for a component of a turbomachine with a bonding agent layer (11), an inner ceramic layer (12), a metallic barrier layer (13) and an outer ceramic layer (14),
characterized in that
the adhesion promoter layer (11) and the metallic barrier layer (13) are each formed from an iridium - rhodium alloy.

Thermal insulation coating system according to claim 1,
characterized in that
the adhesion promoter layer (11) and the metallic barrier layer (13) are formed from identical materials.

Thermal insulation layer system according to one of the preceding claims,
characterized in that
the iridium-rhodium alloy has 89 to 99% by weight, in particular 92 to 96% by weight, of iridium and 1 to 11% by weight, in particular 4 to 8% by weight, of rhodium.

Thermal insulation layer system according to one of the preceding claims,
characterized in that
the iridium-rhodium alloy comprises at least one element from the group comprising nickel, cobalt, niobium, aluminum and zirconium as the alloy constituent.

Thermal insulation layer system according to one of the preceding claims,
characterized in that
the inner ceramic layer (12) comprises zirconia stabilized with yttria and / or magnesia.

Thermal insulation layer system according to one of the preceding claims,
characterized in that
the outer ceramic layer (14) is a sacrificial layer comprising alumina and / or scandium oxide and / or silica.

Component of a turbomachine with a thermal barrier coating system according to one of the preceding claims.

Component according to claim 7,
characterized in that
the component (1) is formed from a nickel or cobalt alloy, in particular a nickel base superalloy or cobalt base superalloy.