EP4436941A1 - Procede de revetement - Google Patents

Procede de revetement

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EP4436941A1
EP4436941A1 EP22829785.9A EP22829785A EP4436941A1 EP 4436941 A1 EP4436941 A1 EP 4436941A1 EP 22829785 A EP22829785 A EP 22829785A EP 4436941 A1 EP4436941 A1 EP 4436941A1
Authority
EP
European Patent Office
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coating
forming
less
bond
deposition
Prior art date
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Pending
Application number
EP22829785.9A
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German (de)
English (en)
Inventor
Eric Bouillon
Lisa PIN
Simon ARNAL
Benjamin COSSOU
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.)
Safran Ceramics SA
Original Assignee
Safran Ceramics SA
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Filing date
Publication date
Application filed by Safran Ceramics SA filed Critical Safran Ceramics SA
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Pending legal-status Critical Current

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    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B41/00—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone
    • C04B41/80—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone of only ceramics
    • C04B41/81—Coating or impregnation
    • C04B41/89—Coating or impregnation for obtaining at least two superposed coatings having different compositions
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
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    • C23C16/22—Chemical coating by decomposition of gaseous compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating, i.e. chemical vapour deposition [CVD] processes characterised by the deposition of inorganic material, other than metallic material
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    • F01D5/12—Blades
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    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]

Definitions

  • This disclosure concerns the field of coatings and more particularly that of coating processes, in particular for protecting ceramic-based substrates from aggressive environments.
  • Ceramic matrix composite materials and in particular those based on carbide (generally referred to as SiC/SiC) have been proposed for numerous applications, and in particular for the production of gas turbine parts, such as vanes and distributors. Indeed, thanks to their heat resistance properties, these materials make it possible to reduce or even eliminate the cooling conventionally used in metal turbine parts based on nickel and/or cobalt, while allowing an increase in operating temperatures.
  • the protective coating should preferably have an expansion coefficient compatible with that of the substrate, low permeability to corrosive species (which includes both low molecular diffusion directly linked to the physical parameter of hermeticity and low ionic diffusion of superoxide and hydroxide ions, intrinsic characteristics of rare earth silicates) and thermomechanical stability at high temperatures, such as those prevailing in a gas turbine.
  • the protective coating may typically comprise a barrier coating or environmental barrier coating (in English: “Environmental Barrier Coating” or EBC), generally based on rare earth silicate and, between the substrate and the barrier coating, a coating bond coating, generally silicon-based, to ensure their adhesion.
  • the oxidation of the silicon of the bonding coating can also form an intermediate layer of silica, called thermal growth oxide (in English: “Thermal Growth Oxide” or TGO), between the bonding coating and the barrier coating.
  • the formation of the intermediate layer of thermal growth oxide can contribute to protecting the substrates containing silicon carbide from corrosion, it can also have induced thermomechanical effects, such as for example the generation of stresses mechanical between the bonding coating and the barrier coating, due to the increase in volume of silicon by oxidizing to form silica and the allotropic transformation of silica also associated with a change in volume. Consequently, from a critical thickness of the intermediate layer of thermally grown oxide, the mechanical stresses can give rise to dome cracking, ultimately leading to the partial or total flaking of the barrier coating and therefore the loss of the anti-corrosion function.
  • patent application publications US 2020/0039892 A1 and US 2020/0039886 A1 have proposed coating methods each comprising a step of forming an adhesion coating on a surface of a substrate and a step of forming a barrier coating on the bond coat, wherein the bond coat comprises columnar grains of crystalline silicon and is formed by chemical vapor deposition of a precursor comprising silicon .
  • these processes make it possible to obtain finer thicknesses than thermal spraying, in particular for the bonding coating, it may be appropriate to reduce the thickness of the latter even more compared to what is proposed in these publications.
  • the present disclosure relates to a coating method, comprising a step of forming a bond coating on a surface of a substrate, by chemical vapor deposition of a precursor comprising silicon, the coating of bonding comprising columnar grains of crystalline silicon, and a step of forming a barrier coating on the bonding coating.
  • the bond coat formation step can be carried out with a deposition temperature greater than 1150°C, preferably equal to or greater than 1200°C.
  • the step of forming the bond coating can be carried out with a deposition pressure of less than 10 kPa, while the precursor for the step of forming the bond coating can comprise a precursor that is not very reactive, in in particular trichlorosilane and/or silicon tetrachloride.
  • the bond coating may have a maximum thickness of less than 20 ⁇ m, preferably less than 10 ⁇ m.
  • the barrier coating may comprise a rare earth silicate, in particular ytterbium disilicate.
  • the step of forming the barrier coating can be carried out by liquid deposition, for example by dipping (in English: “dip coating”) and/or by electrophoresis.
  • the barrier coating can have a maximum thickness of less than 40 ⁇ m, preferably less than 30 ⁇ m.
  • the method may comprise an additional step of forming a protective coating against degradation by calcium-magnesium-alumino-silicates.
  • the substrate may form a turbine part, in particular in a gas turbine engine, and/or comprise an at least partially ceramic material, in particular a ceramic matrix composite material.
  • Figure 1 is a cross-sectional photomicrograph of a substrate coated with a bond coat and a barrier coat applied by a coating process according to one embodiment.
  • Figure 2 schematically represents a gas turbine engine.
  • a surface of an at least partially ceramic substrate 100 which can be, for example, a ceramic matrix composite material (CMC), and in particular a CMC SiC/SiC can first be subjected to chemical vapor deposition to form a bond coat 200.
  • CMC ceramic matrix composite material
  • the precursor used can comprise, for example, trichlorosilane (HCl 3 Si) and/or silicon tetrachloride (SiCl 4 ), and the chemical vapor deposition can be carried out at a temperature above 1150 ° C, or even equal to or above 1200 ° C at a pressure below, for example , 10 kPa, or even equal to or less than 1 kPa, so as to form a bonding coating 100 with a thickness less than, for example, 20 ⁇ m, or even less than 10 ⁇ m, and having a columnar microstructure with crystalline silicon grains with an average length of, for example, about 75% of the thickness of the bond coat 100.
  • HCl 3 Si trichlorosilane
  • SiCl 4 silicon tetrachloride
  • the deposition rate can vary from 2 to 20 ⁇ m/h depending on the pressure and of the precursor employed.
  • the duration of this step can therefore vary between 30 minutes and 10 hours for the thicknesses targeted.
  • This step can in particular be carried out in a reactor with hot walls, to carry out the deposition independently of the geometry of the substrate 100.
  • a barrier coating 300 can be formed on the bonding coating 200 by a known deposition process, such as liquid deposition, for example by dipping or by electrophoresis. , or chemical vapor deposition.
  • This barrier coating 300 may in particular comprise a rare earth silicate, such as for example ytterbium disilicate (Yb 2 Si 2 O 7 ), as well as other components, such as for example trivalent iron oxide (Fe 2 O 3 ), and can have a maximum thickness of less than 40 ⁇ m, or even less than 30 ⁇ m.
  • This additional coating may comprise a rare earth silicate, and in particular a rare earth monosilicate such as ytterbium monosilicate (Y 2 SiO 5 ). It can be applied by a known deposition process such as
  • 5 plasma spray deposition, liquid deposition or chemical vapor deposition Its thickness may for example be between 5 and 100 ⁇ m.
  • all of the superposed coatings can be subjected to a stabilization heat treatment.
  • FIG. 2 schematically illustrates a gas turbine engine 1, more specifically in the form of a turbofan (in English: “turbofan”), although the method is also applicable to turbine parts of other types of turbomachines and gas turbine engines, such as for example single-flow turbojets (in English: “turbojets”), turboprops, turboshaft engines, or even turbopumps and turbochargers.
  • a gas turbine engine 1 more specifically in the form of a turbofan (in English: “turbofan”), although the method is also applicable to turbine parts of other types of turbomachines and gas turbine engines, such as for example single-flow turbojets (in English: “turbojets”), turboprops, turboshaft engines, or even turbopumps and turbochargers.
  • this gas turbine engine 1 may comprise a fan 2, a low pressure compressor 3, a high pressure compressor 4, a combustion chamber 5, a high pressure turbine 6, a low pressure 7 and a nozzle 8.
  • the assembly may be surrounded by a nacelle 9.
  • the compressors 3.4, the combustion chamber 5 and the turbines 6, 7 together form the gas generator 10, which may itself be surrounded by a fairing 11 terminating in the nozzle 8.
  • an air stream 12 of the fan 2 can be defined between the fairing 11 of the gas generator 10 and an internal wall 13 of the nacelle 9.
  • the high pressure turbine 6 can be connected to the high pressure compressor 4 by a first rotary shaft 14 for driving the latter, while the low pressure turbine 7 can be connected to the fan 2 and to the low pressure compressor 3 by a second rotary shaft 15 coaxial to the first rotary shaft 14, analogously.

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Abstract

Procédé de revêtement, comprenant une étape de formation d'un revêtement d'accrochage (200) sur une surface d'un substrat (100), et une étape de formation d'un revêtement barrière (300) sur le revêtement d'accrochage (200). Le revêtement d'accrochage (200) est formé par dépôt chimique en phase vapeur, avec une température de dépôt supérieure à 1150°C, en particulier égale ou supérieure à 1200°C, d'un précurseur comprenant du silicium, et comprend des grains colonnaires de silicium cristallin.

Description

Description
Titre de l'invention : Procédé de revêtement
Domaine Technique
[0001 ] Cette divulgation concerne le domaine des revêtements et plus particulièrement celui des procédés de revêtement, notamment pour protéger d’environnements agressifs les substrats à base céramique.
Technique antérieure
[0002] Les matériaux composites à matrice céramique (CMC), et en particulier ceux à base carbure (généralement dénommés SiC/SiC) ont été proposés pour des nombreuses applications, et notamment pour la réalisation de pièces de turbines à gaz, telles que les aubes et les distributeurs. En effet, grâce à leurs propriétés de résistance à la chaleur, ces matériaux permettent de diminuer voire éliminer le refroidissement classiquement utilisé dans des pièces de turbine métalliques à base de nickel et/ou cobalt, tout en autorisant un accroissement des températures de fonctionnement.
[0003] Cependant, dans l’environnement corrosif d’une turbine, les CMC SiC/SiC peuvent être soumis à oxydation donnant lieu à la formation d’oxyde de silicium, et la volatilisation de cet oxyde de silicium sous l’effet de la vapeur d’eau. Ainsi, pour des applications à haute température en environnement riche en oxygène et vapeur d’eau, l’application d’un revêtement de protection est préconisé sur les pièces en composite à matrice céramique.
[0004] A cause de l’environnement thermomécanique et chimique particulièrement agressif auquel le revêtement de protection pourrait être soumis, celui-ci devrait présenter de préférence un coefficient de dilatation compatible avec celui du substrat, une faible perméabilité aux espèces corrosives (ce qui comprend à la fois une faible diffusion moléculaire liée directement au paramètre physique d’herméticité et une faible diffusion ionique des ions superoxyde et hydroxyde, caractéristiques intrinsèques des silicates de terres rares) et une stabilité thermomécanique aux hautes températures, comme par exemple celles régnant dans une turbine à gaz. Pour cela, le revêtement de protection peut comprendre typiquement un revêtement barrière ou revêtement barrière environnementale (en anglais : « Environmental Barrier Coating » ou EBC), généralement à base de silicate de terre rare et, entre le substrat et le revêtement barrière, un revêtement d’accrochage (en anglais : « bond coating >>), généralement à base de silicium, pour assurer leur adhésion. L’oxydation du silicium du revêtement d’accrochage peut par ailleurs former une couche intermédiaire de silice, nommée oxyde de croissance thermique (en anglais : « Thermal Growth Oxide » ou TGO), entre le revêtement d’accrochage et le revêtement barrière.
[0005] L’application de revêtements de protection sur des substrats ayant des formes complexes, comme les aubes de turbine, peut imposer aussi des contraintes géométriques, en particulier au niveau de fins bords d’attaque ou de fuite, ou de conduits ou cavités de refroidissement, avec des très faibles épaisseurs de revêtement pour ne pas affecter les performances aérodynamiques des aubes ou leur éventuel refroidissement.
[0006] En outre, quoique la formation de la couche intermédiaire d’oxyde de croissance thermique peut contribuer à protéger de la corrosion les substrats contenant du carbure de silicium, elle peut aussi avoir des effets thermomécaniques induits, comme par exemple la génération de contraintes mécaniques entre le revêtement d’accrochage et le revêtement barrière, à cause de l’accroissement volumique du silicium en s’oxydant pour former de la silice et de la transformation allotropique de la silice également associée à un changement volumique. En conséquence, à partir d’une épaisseur critique de la couche intermédiaire d’oxyde de croissance thermique, les contraintes mécaniques peuvent donner lieu à une fissuration en dôme (en anglais : « dome cracking >>), aboutissant, à terme, à l’écaillage partiel ou total du revêtement barrière et donc à la perte de la fonction anti-corrosion.
[0007] Pour ces raisons, il convient donc de restreindre l’épaisseur des revêtements, et en particulier du revêtement d’accrochage. Généralement, les revêtements d’accrochage et barrière sont appliqués par projection thermique. Toutefois, pour assurer une couverture complète du substrat, ceci implique normalement des épaisseurs d’au moins 75 pm pour le revêtement d’accrochage et d’au moins 100 |im pour le revêtement barrière, épaisseurs qui peuvent être excessives pour les raisons susmentionnées.
[0008] Afin d’offrir des alternatives, les publications de demandes de brevets US 2020/0039892 A1 et US 2020/0039886 A1 ont proposé des procédés de revêtement comprenant chacun une étape de formation d’un revêtement d’accrochage sur une surface d’un substrat et une étape de formation d’un revêtement barrière sur le revêtement d’accrochage, dans lequel le revêtement d’accrochage comprend des grains colonnaires de silicium cristallin et est formé par dépôt chimique en phase vapeur d’un précurseur comprenant du silicium. Bien que ces procédés permettent d’obtenir des plus fines épaisseurs que la projection thermique, en particulier pour le revêtement d’accrochage, il peut convenir de réduire encore plus l’épaisseur de ce dernier par rapport à ce qui est proposé dans ces publications.
Exposé de l’invention
[0009] La présente divulgation concerne un procédé de revêtement, comprenant une étape de formation d’un revêtement d’accrochage sur une surface d’un substrat, par dépôt chimique en phase vapeur d’un précurseur comprenant du silicium, le revêtement d’accrochage comprenant des grains colonnaires de silicium cristallin, et une étape de formation d’un revêtement barrière sur le revêtement d’accrochage. Afin d’obtenir un revêtement d’accrochage particulièrement fin, l’étape de formation du revêtement d’accrochage peut s’effectuer avec une température de dépôt supérieure à 1 150 °C, de préféence égale ou supérieure à 1200 °C. Par ailleurs, l’étape de formation du revêtement d’accrochage peut s’effectuer avec une pression de dépôt inférieure à 10 kPa, tandis que le précurseur pour l’étape de formation du revêtement d’accrochage peut comprendre un précurseur peu réactif, en particulier le trichlorosilane et/ou le tétrachlorure de silicium.
[0010] Grâce à ces paramètres de dépôt, il est possible d’obtenir une microstructure particulière du revêtement d’accrochage, avec des grains colonnaires en silicium pur avec une longueur moyenne d’environ 75% de l’épaisseur du revêtement
3 d’accrochage, offrant une bonne couverture du substrat même avec une épaisseur très fine. Ainsi, le revêtement d’accrochage peut présenter une épaisseur maximale inférieure à 20 pm, de préférence inférieure à 10 pm.
[0011 ] Afin de protéger le substrat d’un environnement particulièrement agressif, le revêtement barrière peut comprendre un silicate de terre rare, en particulier du disilicate d’ytterbium. Afin d’obtenir une bonne couverture du substrat, même dans des cavités difficilement accessibles, avec une faible épaisseur de ce revêtement barrière, l’étape de formation du revêtement barrière peut s’effectuer par dépôt par voie liquide, par exemple par trempé (en anglais : « dip coating >>) et/ou par électrophorèse. Le revêtement barrière peut présenter une épaisseur maximale inférieure à 40 pm, de préférence inférieure à 30 pm.
[0012] Le procédé peut comprendre une étape supplémentaire de formation d’un revêtement de protection contre la dégradation par calcium-magnesium- alumino-silicates. Le substrat peut former une pièce de turbine, en particulier dans un moteur à turbine à gaz, et/ou comprendre un matériau au moins partiellement céramique, en particulier un matériau composite à matrice céramique.
Brève description des dessins
[0013] [Fig. 1 ] La figure 1 est une microphotographie en coupe d’un substrat recouvert d’un revêtement d’accrochage et d’un revêtement barrière appliqués suivant un procédé de revêtement suivant un mode de réalisation.
[0014] [Fig. 2] La figure 2 représente schématiquement un moteur à turbine à gaz.
Description des modes de réalisation
[0015] L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux, à la lecture de la description détaillée qui suit, d'un mode de réalisation représenté à titre d'exemple non limitatif.
[0016] Dans une première étape du procédé suivant ce mode de réalisation, une surface d’un substrat 100 au moins partiellement céramique, qui peut être par exemple, un matériau composite à matrice céramique (CMC), et notamment un CMC SiC/SiC, peut d’abord être soumise à un dépôt chimique en phase vapeur pour former un revêtement d’accrochage 200. Dans cette étape de formation du revêtement d’accrochage 100, le précurseur utilisé peut comprendre par exemple du trichlorosilane (HCI3Si) et/ou du tétrachlorure de silicium (SiCI4), et le dépôt chimique en phase vapeur peut être effectué à une température supérieure à 1150 ° C, voire même égale ou supérieure à 1200 ° C elune pression inférieure à, par exemple, 10 kPa, voire même égale ou inférieure à 1 kPa, de manière à former un revêtement d’accrochage 100 d’une épaisseur inférieure à, par exemple, 20 pm, voire même inférieure à 10 pm, et ayant une microstructure colonnaire avec des grains de silicium cristallin avec une longueur moyenne de, par exemple, environ 75% de l’épaisseur du revêtement d’accrochage 100. A ces températures, la vitesse de dépôt peut varier de 2 à 20 pm/h en fonction de la pression et du précurseur employé. La durée de cette étape peut donc varier entre 30 minutes et 10 heures pour les épaisseurs visées. Cette étape peut notamment être effectuée dans un réacteur à parois chaudes, pour effectuer le dépôt indépendemment de la géométrie du substrat 100.
[0017] Dans une deuxième étape du procédé suivant ce mode de réalisation, un revêtement barrière 300 peut être formé sur le revêtement d’accrochage 200par un procédé de dépôt connu, tel que le dépôt par voie liquide, par exemple par trempé ou par électrophorèse, ou ledépôt chimique en phase vapeur. Ce revêtement barrière 300 peut notamment comprendre un silicate de terre rare, comme par exemple du disilicate d’ytterbium (Yb2Si2O7), ainsi que d’autres composants, comme par exemple de l’oxyde de fer trivalent (Fe2O3), et peut présenter une épaisseur maximale inférieure à 40 pm, voire même inférieure à 30 pm.
[0018] Dans une étape subséquente, il est envisageable de procéder à l’application, sur le revêtement barrière 300, d’un revêtement supplémentaire (non illustré) de protection contre la dégradation par calcium-magnesium-alumino-silicates (CMAS). Ce revêtement supplémentaire peut comprendre un silicate de terre rare, et en particulier un monosilicate de terre rare tel que le monosilicate d’ytterbium (Y2SiO5). Il peut être appliqué par un procédé de dépôt connu tel que
5 le dépôt par projection plasma, le dépôt par voie liquide ou le dépôt chimique en phase vapeur. Son épaisseur peut être par exemple entre 5 et 100 pm.
[0019] Dans une étape finale, l’ensemble des revêtements superposés peut être soumis à un traitement thermique de stabilisation.
[0020] Les revêtements obtenus par ce procédé sont particulièrement résistants aux environnements agressifs à haute température, et sont en particulier applicables aux pièces de turbine exposées à des gaz de combustion, comme par exemple les aubes et distributeurs des turbines de moteurs à turbine à gaz. La figure 2 illustre de manière schématique un moteur 1 à turbine à gaz, plus spécifiquement sous forme de turboréacteur à double flux (en anglais : « turbofan >>), quoique le procédé est aussi applicable aux pièces de turbine d’autres types de turbomachines et moteurs à turbine à gaz, comme par exemple les turboréacteurs à simple flux (en anglais : « turbojets »), les turbopropulseurs, les turbomoteurs, ou même les turbopompes et turbocompresseurs. Dans le sens de l’écoulement du fluide, ce moteur 1 à turbine à gaz peut comprendre une soufflante 2, un compresseur basse pression 3, un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, une turbine haute pression 6, une turbine basse pression 7 et une tuyère 8. L’ensemble peut être entouré par une nacelle 9. Les compresseurs 3,4, la chambre de combustion 5 et les turbines 6, 7 forment ensemble le générateur de gaz 10, qui peut être lui-même entouré par un carénage 1 1 aboutissant dans la tuyère 8. Ainsi, une veine d’air 12 de la soufflante 2 peut être définie entre le carénage 1 1 du générateur de gaz 10 et une paroi interne 13 de la nacelle 9. La turbine haute pression 6 peut être reliée au compresseur haute pression 4 par un premier arbre rotatif 14 pour l’entraînement de cette dernière, tandis que la turbine basse pression 7 peut être reliée à la soufflante 2 et au compresseur basse pression 3 par un deuxième arbre rotatif 15 coaxial au premier arbre rotatif 14, de manière analogue.
[0021 ] Dans un tel moteur 1 à turbine à gaz, les pièces des turbines haute pression 6 et basse pression 7, notamment les aubes et distributeurs, sont soumises à des contraintes mécaniques importantes dans l’environnement particulièrement agressif des gaz de combustion. Elles peuvent donc bénéficier du procédé de revêtement décrit ci-dessus. [0022] Quoique la présente invention ait été décrite en se référant à un exemple de réalisation spécifique, il est évident que des différentes modifications et changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Procédé de revêtement, comprenant les étapes suivantes : formation d'un revêtement d'accrochage (200) sur une surface d'un substrat (100), par dépôt chimique en phase vapeur d'un précurseur comprenant du silicium, le revêtement d'accrochage (200) comprenant des grains colonnaires de silicium cristallin, formation d'un revêtement barrière (300) sur le revêtement d'accrochage (200), le procédé étant caractérisé en ce que le revêtement d'accrochage (200) présente une épaisseur maximale inférieure à 20 pm, et en ce que l'étape de formation du revêtement d'accrochage (200) s'effectue avec une température de dépôt supérieure à 1150°C, en particulier égale ou supérieure à 1200°C.
[Revendication 2] Procédé de revêtement suivant la revendication 1, dans lequel l'étape de formation du revêtement d'accrochage (200) s'effectue avec une pression de dépôt inférieure à 10 kPa.
[Revendication 3] Procédé de revêtement suivant l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le précurseur pour l'étape de formation du revêtement d'accrochage (200) comprend du trichlorosilane et/ou du tétrachlorure de silicium.
[Revendication 4] Procédé de revêtement suivant l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'étape de formation du revêtement barrière (300) s'effectue par dépôt par voie liquide.
[Revendication 5] Procédé de revêtement suivant l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le revêtement barrière (300) comprend un silicate de terre rare, en particulier du disilicate d'ytterbium.
[Revendication 6] Procédé de revêtement suivant l'une quelconque des revendications précédentes, comprenant une étape supplémentaire de formation d'un revêtement de protection contre la dégradation par calcium- magnesium-alumino-silicates.
8
[Revendication 7] Procédé de revêtement suivant l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le revêtement d'accrochage (200) présente une épaisseur maximale inférieure à 10 pm.
[Revendication 8] Procédé de revêtement suivant l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le revêtement barrière (300) présente une épaisseur maximale inférieure à 40 pm, de préférence inférieure à 30 pm.
[Revendication 9] Procédé de revêtement suivant l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le substrat (100) comprend un matériau au moins partiellement céramique, en particulier un matériau composite à matrice céramique.
[Revendication 10] Procédé de revêtement suivant l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le substrat forme une pièce de turbine (6,7).
9
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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US7833885B2 (en) * 2008-02-11 2010-11-16 Applied Materials, Inc. Microcrystalline silicon thin film transistor
US8673400B2 (en) * 2009-07-31 2014-03-18 General Electric Company Methods of improving surface roughness of an environmental barrier coating and components comprising environmental barrier coatings having improved surface roughness
US20140170857A1 (en) * 2012-12-18 2014-06-19 Intermolecular, Inc. Customizing Etch Selectivity with Sequential Multi-Stage Etches with Complementary Etchants
US11492298B2 (en) 2018-07-31 2022-11-08 General Electric Company Silicon bond coat with columnar grains and methods of its formation
US20200039886A1 (en) 2018-07-31 2020-02-06 General Electric Company Silicon Bond Coat with Amorphous Structure and Methods of Its Formation
FR3095645B1 (fr) * 2019-05-03 2023-03-24 Safran Pièce en céramique ou CMC à base de silicium et procédé de réalisation d'une telle pièce

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