RU2167220C2 - Защитное покрытие для составных элементов, подвергающихся эрозионно-коррозионному воздействию в высокотемпературной среде - Google Patents

Защитное покрытие для составных элементов, подвергающихся эрозионно-коррозионному воздействию в высокотемпературной среде Download PDF

Info

Publication number
RU2167220C2
RU2167220C2 RU97118362/02A RU97118362A RU2167220C2 RU 2167220 C2 RU2167220 C2 RU 2167220C2 RU 97118362/02 A RU97118362/02 A RU 97118362/02A RU 97118362 A RU97118362 A RU 97118362A RU 2167220 C2 RU2167220 C2 RU 2167220C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
insulating layer
heat
substrate
erosion
protective coating
Prior art date
Application number
RU97118362/02A
Other languages
English (en)
Other versions
RU97118362A (ru
Inventor
БЕЕЛЕ Вольфрам (DE)
Бееле Вольфрам
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
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 Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU97118362A publication Critical patent/RU97118362A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2167220C2 publication Critical patent/RU2167220C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/32—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer
    • C23C28/321—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer
    • C23C28/3215—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer at least one MCrAlX layer
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
    • B32B15/04—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B18/00—Layered products essentially comprising ceramics, e.g. refractory products
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B7/00—Layered products characterised by the relation between layers; Layered products characterised by the relative orientation of features between layers, or by the relative values of a measurable parameter between layers, i.e. products comprising layers having different physical, chemical or physicochemical properties; Layered products characterised by the interconnection of layers
    • B32B7/04—Interconnection of layers
    • B32B7/12—Interconnection of layers using interposed adhesives or interposed materials with bonding properties
    • 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
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C14/00—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material
    • C23C14/06—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material characterised by the coating material
    • C23C14/0682—Silicides
    • 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
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/34—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates
    • 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
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/34—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates
    • C23C28/345—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer
    • 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
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/34—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates
    • C23C28/345—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer
    • C23C28/3455—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer with a refractory ceramic layer, e.g. refractory metal oxide, ZrO2, rare earth oxides or a thermal barrier system comprising at least one refractory oxide layer
    • 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
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/02—Pretreatment of the material to be coated, e.g. for coating on selected surface areas
    • 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
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/10—Oxides, borides, carbides, nitrides or silicides; Mixtures thereof
    • 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
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
    • Y10T428/12014—All metal or with adjacent metals having metal particles
    • Y10T428/12028—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, etc.]
    • Y10T428/12049—Nonmetal component
    • Y10T428/12056—Entirely inorganic
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
    • Y10T428/12014—All metal or with adjacent metals having metal particles
    • Y10T428/12028—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, etc.]
    • Y10T428/12063—Nonparticulate metal component
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
    • Y10T428/12014—All metal or with adjacent metals having metal particles
    • Y10T428/12028—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, etc.]
    • Y10T428/12063—Nonparticulate metal component
    • Y10T428/12069—Plural nonparticulate metal components
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
    • Y10T428/12014—All metal or with adjacent metals having metal particles
    • Y10T428/12028—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, etc.]
    • Y10T428/12063—Nonparticulate metal component
    • Y10T428/12069—Plural nonparticulate metal components
    • Y10T428/12076—Next to each other
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
    • Y10T428/12493—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
    • Y10T428/12493—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.]
    • Y10T428/12535—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.] with additional, spatially distinct nonmetal component
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
    • Y10T428/12493—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.]
    • Y10T428/12535—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.] with additional, spatially distinct nonmetal component
    • Y10T428/12583—Component contains compound of adjacent metal
    • Y10T428/1259—Oxide
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
    • Y10T428/12493—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.]
    • Y10T428/12535—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.] with additional, spatially distinct nonmetal component
    • Y10T428/12611—Oxide-containing component

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)

Abstract

Производственное изделие, подвергаемое эрозионному и коррозионному воздействию, содержит подложку из сверхпрочного сплава на основе никеля или кобальта, теплоизоляционный слой, расположенный на подложке, и защитное покрытие, расположенное на теплоизоляционном слое, причем защитное покрытие является более пластичным, чем теплоизоляционный слой, а подложка, теплоизоляционный слой и защитное покрытие образуют лопаточный составной элемент газовой турбины, содержащий лопаточную часть и удерживающую часть, при этом лопаточная часть, подвергаемая воздействию потока газа, протекающего вдоль изделия во время работы, имеет переднюю и заднюю кромки и выпуклую верхнюю и вогнутую нижнюю поверхности, обе из которых соединяют переднюю кромку с задней кромкой. Причем защитное покрытие является силицидным покрытием, состоящим, по существу, из MoSi2, теплоизоляционный слой содержит керамику со столбчатой зернистой структурой, а между теплоизоляционным слоем и подложкой может быть расположен связующий слой, состоящий из интерметаллических соединений и MCrAlY сплавов. Способ защиты от коррозионного и эрозионного воздействия производственного изделия, содержащего подложку из сверхпрочного сплава на основе никеля или кобальта, включает нанесение на положку нового защитного покрытия на поврежденное защитное покрытие, расположенное на теплоизоляционном слое, причем новое защитное покрытие имеет более высокую пластичность, чем заданная пластичность. Технический результат изобретения заключается в обеспечении коррозионной и эрозионной защиты изделий, а также защиты от чрезмерных тепловых нагрузок. 3 с. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Изобретение относится к производственному изделию и к способу защиты изделия от эрозионного и коррозионного воздействия, включающего повреждение от соударения с частицами в высокотемпературной среде.
В патентах США N 4055705 Stecura et al., N 4321310 Ulion et al., и N 4321311 Strangman раскрыты системы покрытия для деталей газовой турбины, изготовленных из сверхпрочных сплавов на основе никеля или кобальта. Описанная система покрытия содержит теплоизоляционный слой, выполненный из керамики, который имеет, в частности, столбчатую зернистую структуру, расположенный на связующем слое, который, в свою очередь, расположен на подложке и связывает теплоизоляционный слой с подложкой. Связующий слой выполнен из сплава типа MCrAlY, т.е. сплава, содержащего в основе, включающей по меньшей мере один металл из железа, кобальта и никеля, хром, алюминий и редкоземельный металл, например иттрий. В сплаве MCrAlY могут также присутствовать дополнительные элементы, примеры которых представлены ниже. Важная особенность связующего слоя состоит в том, что тонкий слой оксида алюминия, образованный на MCrAlY сплаве, закрепляет теплоизоляционный слой.
В патенте США N 5238752 Duderstadt et al. раскрыта система покрытия для деталей газовой турбины, которая также включает керамический теплоизоляционный слой и связующий слой, связывающий теплоизоляционный слой с подложкой. Связующий слой выполнен из интерметаллического алюминидного соединения, в частности из алюминида никеля или алюминида платины. Межфазный слой имеет также тонкий слой оксида алюминия, который служит для закрепления теплоизоляционного слоя.
В патенте США N 5262245 Ulion et al. описаны результаты попыток упрощения систем покрытия для деталей газовой турбины, включающих теплоизоляционные слои, путем исключения связующего слоя. С этой целью представлен состав сверхпрочного сплава, который может быть использован для образования подложки из детали газовой турбины, и с помощью которого на ее наружных поверхностях при соответствующей обработке можно создать слой оксида алюминия. Такой слой оксида алюминия используют для закрепления керамического теплоизоляционного слоя непосредственно на подложке, при этом устраняется необходимость в специальном связующем слое, расположенном между подложкой и теплоизоляционным слоем.
В патенте США N 5087477 Giggins et al. представлен способ нанесения керамического теплоизоляционного слоя на детали газовой турбины путем физического осаждения из паровой фазы (РVР), который включает испарение соединений, образующих теплоизоляционный слой, с помощью электронного луча и создание атмосферы в детали, имеющей регулируемое содержание кислорода, с целью получения теплоизоляционного слоя.
В патентах США N 5154885, 5268238, 5273712 и 5401307 Czech et al. раскрыты усовершенствованные системы покрытия для деталей газовой турбины, включающие защитные покрытия из MCrAlY сплавов. Для обеспечения исключительно высокой стойкости к коррозии и к окислению, а также исключительно хорошей совместимости (механической, химической) со сверхпрочными сплавами, применяемыми для подложек, раскрытые MCrAlY сплавы имеют тщательно сбалансированные составы. Основа MCrAlY сплавов образована из никеля и/или кобальта. Можно также применять добавки других элементов, в частности, добавки кремния и рения. Показано, что в особенности выгодной добавкой является рений. В частности, в контексте раскрытого здесь ниже изобретения показано, что все MCrAlY сплавы являются также очень подходящими в качестве связующих слоев для закрепления теплоизоляционных слоев.
В книге, имеющей название "Hochtemperaturwerkstoffe" (высокотемпературные материалы), Werkstofftechnische Verlagesgesellschaft mbH, Karlsruhe, DE, 1978, автором которой является W. Dienst, сделана отсылка на стойкие к окислению покрытия для жаропрочных сплавов; см. главу 6, стр. 92. В частности, для никелевых или кобальтовых сплавов следует применять алюминидные покрытия, а для ванадиевых, молибденовых, вольфрамовых, ниобиевых или танталовых сплавов следует применять силицидные покрытия. Силицидное покрытие может состоять по существу из Vsi2, MoSi2 или Wsi2; в частности, для ниобиевых и танталовых сплавов могут быть также использованы (Cr, Ti, Nb)Si2 и (Cr, Ti, Ta)Si2. Силицидное покрытие может быть нанесено посредством процесса цементации с последующим диффузионным отпуском.
Ближайшим аналогом заявленного изделия является производственное изделие, подвергаемое эрозионному и коррозионному воздействию, содержит подложку из сверхпрочного сплава на основе никеля или кобальта, теплоизоляционный слой, расположенный на подложке, и защитное покрытие, расположенное на теплоизоляционном слое (EP 0366289 A1, 02.05.1990).
Известен способ защиты от коррозионного и эрозионного воздействия производственного изделия, содержащего подложку из сверхпрочного сплава на основе никеля или кобальта, включающий нанесение на подложку слоя MCr, MCrAl, MCrAlY и/или MCrAlYHf, где М - железо, никель, кобальт или их смеси, и нанесение на указанный слой силицидного покрытия (US 4326011, 20.04.1982).
Известен также способ защиты от коррозионного и эрозионного воздействия производственного изделия, содержащего подложку из сверхпрочного сплава на основе никеля или кобальта, включающий нанесение на подложку чередующихся теплоизоляционного слоя и защитного покрытия (EP 0366289 A1, 02.05.1990).
Учитывая вышеизложенное, можно видеть, что в данной области техники известно, что производственное изделие, подобное деталям газовой турбины, подвергается при повышенных температурах коррозионному воздействию (включая воздействие окисляющих веществ и других агрессивных химикатов), но, кроме того, оно обычно также подвергается эрозионному воздействию. Это является в особенности справедливым для детали газовой турбины, которая подвергается воздействию потока горячего газа, который может увлекать за собой твердые частицы, например, диспергированные в нем частицы золы, и подвергать, вследствие этого, детали газовой турбины эрозионному воздействию, создаваемому такими частицами.
Металлическое защитное покрытие является довольно пластичным при температурах, о которых идет речь, и не может быть слишком уязвимым при таком эрозионном воздействии. Если такое защитное покрытие соударяется с частицей, частица будет прилипать к покрытию, которое может даже деформироваться, но вероятность того, что оно будет растрескиваться или отставать от подложки, очень невелика.
Совершенно иначе обстоит дело с керамическим теплоизоляционным слоем, образующим поверхность детали газовой турбины и подвергаемым эрозионному воздействию. Вследствие присущей керамике хрупкости, в том случае, если она будет соударяться или сталкиваться с частицами, устремляющимися с потоком горячего газа, протекающим вдоль детали, можно ожидать растрескивания и отслаивания.
Повышенное эрозионное воздействие является наиболее вероятным на областях поверхности детали, названных здесь "критическими областями", которые расположены более или менее поперечно относительно движущегося вдоль потока горячего газа. Для лопаточного составного элемента газовой турбины, который включает удерживающую часть, используемую для закрепления детали, и лопаточную часть, которая будет подвергаться воздействию потока горячего газа в газовой турбине, критическая область будет охватывать переднюю кромку лопаточной части, при этом передняя кромка будет определяться потоком газа, протекающим вдоль составного элемента.
Описанное здесь эрозионное воздействие тем не менее не полностью признается или вообще не обсуждается специалистами, работающими в данной области. При применении известных средств, с помощью которых можно в действительности избежать проблемы эрозии, избегают лишь загрязнения потока горячего газа частицами, при этом предъявляются не только жесткие требования к чистоте топлив, которые можно применять в газовой турбине, а также и к керамике, размещенной в газовой турбине, которую можно использовать в качестве теплового экрана для камеры сгорания и которую следует тщательно выбирать из такого типа, у которого возможность значительного выделения частиц является наиболее маловероятной. Альтернатива может состоять, в конечном счете, в применении теплоизоляционных слоев только с наружной стороны критических областей определенных выше составных элементов. При этом однако подразумевается, что критические области должны быть защищены только посредством металлических покрытий, которым, вследствие отсутствия теплового экранирования, необходимо весьма значительное охлаждение. Потенциал керамических теплоизоляционных слоев не может быть вследствие этого использован настолько, насколько это возможно.
Другой недостаток предшествующего уровня техники в данной области состоит в том, что потенциал известных систем покрытия относительно тепловой нагрузки с точки зрения возрастающих требований к повышению термического КПД газотурбинных двигателей может быть вскоре исчерпан, что, в свою очередь, требует повышения температуры, при которой поток горячего газа поступает в газовую турбину. Поэтому существует непрерывная потребность в создании систем защитных покрытий, которые обеспечивают защиту как от коррозии, так и от эрозии при таких температурах, при которых она была ранее доступна только с керамическими теплоизоляционными слоями и которые учитывают проблемы, связанные с эрозионным воздействием, которые обсуждались выше. Для таких новых систем защитных покрытий нет необходимости в неизбежном включении керамических слоев, в частности в таких случаях, когда ожидаемые тепловые нагрузки являются не слишком большими или если применяют усовершенствованные подложки, имеющие достаточные возможности в отношении высоких тепловых нагрузок. Такими усовершенствованными подложками могут быть керамические подложки.
Соответственно задачей изобретения является обеспечение противоэрозионно-коррозионного защитного покрытия для составного элемента, подвергаемого воздействию высокотемпературной среды, и способа защиты такого составного элемента, в котором бы были преодолены вышеупомянутые недостатки известных прежде способов и устройств такого типа. Новые защитные покрытия должны быть достаточно пластичными при повышенных температурах, о которых идет речь, и защищать, вследствие этого, основную структуру от эрозии, включающей повреждение от соударения частиц, и они должны быть в достаточной степени коррозионно-стойкими, чтобы противостоять коррозионному воздействию, продолжающемуся в течение длительного периода времени. Новое покрытие должно, кроме того, иметь такие свойства, как коэффициент термического расширения, и другие химико-механические свойства, которые делают его максимально совместимым с основными структурами и, в частности, со сверхпрочными сплавами, о которых идет речь.
Для решения вышеуказанной задачи создано производственное изделие, подвергаемое эрозионному и коррозионному воздействию, содержащее подложку из сверхпрочного сплава на основе никеля или кобальта, теплоизоляционный слой, расположенный на подложке и имеющий заданную пластичность, и защитное покрытие, расположенное на теплоизоляционном слое, в котором защитное покрытие имеет более высокую пластичность, чем заданная, а подложка, теплоизоляционный слой и защитное покрытие образуют лопаточный составной элемент газовой турбины, содержащий лопаточную часть и удерживающую часть, при этом лопаточная часть, подвергаемая воздействию потока газа, протекающего вдоль изделия во время работы, имеет переднюю кромку и заднюю кромку, определяемые протекающим вдоль потоком газа, и имеющая выпуклую верхнюю и вогнутую нижнюю поверхности, обе из которых соединяют переднюю кромку с задней кромкой. Защитное покрытие представляет собой силицидное покрытие. Такое покрытие может содержать MoSi2. Предпочтительно защитное покрытие состоит по существу из MoSi2.
Целесообразно, чтобы теплоизоляционный слой содержал керамику, возможно, что теплоизоляционный слой представляет собой керамику со столбчатой зернистой структурой.
Изделие содержит связующий слой, расположенный между теплоизоляционным слоем и подложкой и связывающий теплоизоляционный слой с подложкой, а связующий слой содержит материал, выбранный из группы, состоящей из интерметаллических алюминидных соединений и MCrAlY сплавов.
Силицидное покрытие расположено в критической области и покрывает критическую область на составном лопаточном элементе, охватывающем переднюю кромку, и/или расположено в критической области и покрывает критическую область на нижней поверхности, прилегающей к задней кромке.
Лопаточная часть имеет критическую область, которая определена как область, подвергнутая эрозионному воздействию частиц, диспергированных в потоке газа, при этом критическая область покрыта защитным покрытием.
Поставленная задача решается также и тем, что в способе защиты от коррозионного и эрозионного воздействия производственного изделия, содержащего подложку из сверхпрочного сплава на основе никеля или кобальта, включающем нанесение силицидного покрытия, согласно изобретению наносят новое силицидное покрытие на расположенное на подложке поврежденное силицидное покрытие, а также и тем, что в способе защиты от коррозионного и эрозионного воздействия производственного изделия, содержащего подложку из сверхпрочного сплава на основе никеля или кобальта, включающем нанесение на подложку теплоизоляционного слоя, имеющего заданную пластичность, и защитного покрытия, согласно изобретению наносят новое защитное покрытие на поврежденное защитное покрытие, расположенное на теплоизоляционном слое, причем новое защитное покрытие имеет более высокую пластичность, чем заданная пластичность.
Теплоизоляционный слой может быть нанесен на подложку путем термического напыления, пламенного воздушного напыления или физического осаждения из паровой фазы, при этом способ нанесения покрытия выбирают в соответствии с описанием теплоизоляционного слоя и в соответствии со знаниями специалистов в данной области.
Другие особенности, которые считаются характерными для изобретения, изложены в нижеприложенной формуле изобретения.
Сущность изобретения вместе с дополнительными задачами и преимуществами можно лучше всего понять из последующего описания конкретного варианта вместе с сопровождающими чертежами.
Фиг. 1 представляет собой частичный вид в разрезе составного элемента с подложкой и системой защитного покрытия, включающей силицидное покрытие;
фиг. 2 представляет собой перспективный вид лопаточного составного элемента газовой турбины, включающего подложку и систему защитного покрытия, показанного на фиг.1;
фиг. 3 представляет собой вид, подобный виду фиг.1, показывающий альтернативный вариант; и
фиг. 4 представляет собой подобный вид еще одного варианта.
Как следует из подробных фигур чертежей и, в частности, в первую очередь, из фиг. 1, на ней представлена подложка 1 производственного изделия, в частности составной элемент газовой турбины, который при работе подвергается большой тепловой нагрузке и одновременно коррозионному и эрозионному воздействию. Подложка 1 образована из материала, который является подходящим для обеспечения прочности и структурной устойчивости, когда она подвергается большим тепловым нагрузкам и, в конечном счете, дополнительной механической нагрузке за счет сил, подобных центробежным силам. Материал, который широко применяют для таких целей в газотурбинном двигателе и который является общепризнанным, представляет собой сверхпрочный сплав на основе никеля или кобальта.
Для ограничения тепловой нагрузки, наложенной на подложку 1, подложка имеет расположенный на ней теплоизоляционный слой 2. Теплоизоляционный слой 2 выполнен из керамики со столбчатой зернистой структурой, в частности, состоящей по существу из стабилизированного или частично стабилизированного диоксида циркония. Теплоизоляционный слой 2 закреплен на подложке 1 посредством промежуточного слоя 3. Промежуточный слой 3 выполнен путем покрытия подложки 1 слоем MCrAlY 4, который состоит из MCrAlY сплава и предпочтительно из MCrAlY сплава, который описан в одном из вышеназванных патентов США Czech et al. NN 5154885, 5268238, 5273712 и 5401307. На слое MCrAlY 4 образован тонкий слой оксида алюминия 5. Слой оксида алюминия 5 служит в качестве "якоря" для теплоизоляционного слоя 2.
На теплоизоляционном слое 2 расположено силицидное покрытие 6. Силицидное покрытие 6 при температурах более чем 900oC имеет пластичность, которая по существу больше, чем пластичность керамики, образующей теплоизоляционный слой 2, и поэтому оно является гораздо более подходящим для противостояния эрозионному воздействию, чем керамика. Твердые частицы, суспендированные в потоке газа, протекающем вокруг составного элемента, и соударяющиеся с силицидным покрытием, будут останавливаться и удерживаться в нем, вызывая, в конечном счете, незначительную деформацию силицидного покрытия 6, но, по всей вероятности, не его растрескивание или отслаивание. Так как силицидное покрытие 6 является в значительной степени химически инертным, оно также противостоит коррозионному воздействию при температурах, о которых идет речь, и поэтому обеспечивает превосходную защиту теплоизоляционного слоя 2. Теплоизоляционный слой 2 надежно соединен с силицидным покрытием 6, при этом обеспечивается тройная защита подложки 1, а именно защита против коррозионного и эрозионного воздействия, а также защита против чрезмерной тепловой нагрузки.
Силицидное покрытие 6 образуют из силицида металла, например соединения, подобного MnSi2, MoSi2 или Wsi2. Силицидное покрытие предпочтительно образуют из MoSi2. Соединение может быть, в частности, нанесено путем термического напыления или физического осаждения из паровой фазы, и оно имеет коэффициент термического расширения, который обычно лишь незначительно отличается от коэффициента термического расширения других включенных материалов (разница составляет менее чем 3•10-6/K), и поэтому оно не будет сильно деформироваться под воздействием тепловой нагрузки. Связывание MoSi2 с другими материалами является также превосходным.
Принимая во внимание все эти особенности, было найдено, что MoSi2 обеспечивает превосходную защиту в течение, по меньшей мере, периода времени, соответствующего периоду времени, выбранному между двумя осмотрами составного элемента, при этом, если будет необходимо, может быть нанесено новое силицидное покрытие 6.
Фиг. 2 показывает полностью составной элемент газовой турбины, а именно лопаточный составной элемент газовой турбины 7, в частности лопатку турбины.
Составной элемент 7 имеет лопаточную часть 8, которая при работе является "активной деталью" газотурбинного двигателя, и удерживающую часть 9, на которой неподвижно удерживается на своем месте составной элемент 7. Во время работы лопаточная часть 8 подвергается воздействию потока горячего газа 10, протекающего вдоль нее. Исходя из определения ее функции, лопаточная часть 8 имеет переднюю кромку 11, где поток газа 10 встречается с ней, и заднюю кромку 12, где поток газа покидает ее. Кромки 11 и 12 соединены посредством выпуклой верхней поверхности лопатки 13 (стороны пониженного давления) и вогнутой нижней поверхности лопатки 14 (стороны повышенного давления). При работе поток газа 10 создает относительно высокое давление на нижней поверхности лопатки 14 и относительно низкое давление на верхней поверхности лопатки 13, что приводит к получению разности давлений в лопаточной части 8 и вызывает вращение турбины, к которой принадлежит составной элемент 7. Поток горячего газа 10 переносит кислород, вызывающий коррозионное воздействие типа окисления, другие химические вещества, вызывающие коррозионное воздействие типа травления, а также твердые частицы в форме частиц, диспергированных в нем, которые создают эрозионное воздействие. Эрозионное воздействие встречается, в основном, на передней кромке 11 лопаточной части 8, которая определена потоком газа 10 и критической областью 15 лопаточной части 8, которая охватывает переднюю кромку 11 и которая может быть определена как целое, охватывающее все детали лопаточной части 8, прилегающие к передней кромке 11, которая может непосредственно соударяться с мелкими частицами, доставляемыми с потоком 10. Другая критическая область 16 расположена на нижней стороне лопатки 14, прилегающей к задней кромке 12. При работе поток газа 10 принудительно следует по контуру нижней стороны лопатки 14. Непрестанное движение частиц с потоком газа 10 под действием центробежной силы может происходить на другой, менее скошенной траектории, чем траектория самого потока газа 10, и вследствие этого будет происходить соударение с нижней стороной лопатки 14. Такое соударение наиболее вероятно будет осуществляться около задней кромки 12, вследствие чего здесь будет определена критическая область 16.
Силицидное покрытие 6 следует наносить на составной элемент 7, по меньшей мере, на всю поверхность критических областей 15 и 16 и предпочтительно на всю лопаточную часть 8.
В составном элементе 7 для дополнительного снижения наложенной на него во время работы тепловой нагрузки выполнены охлаждающие каналы 17. Тем не менее важно, чтобы охлаждение обычно осуществлялось путем выпуска из газотурбинного двигателя сжатого воздуха, вследствие чего будет уменьшаться количество воздуха, доступного для горения. Так как обычно желательно поддерживать количество воздуха на невысоком уровне, весьма выгодной является превосходная защита составного элемента 7, включающая защиту против чрезмерной тепловой нагрузки, посредством системы покрытия.
Обращаясь к фиг. 3 и 4, можно видеть, что слой силицида может быть осажден непосредственно на подложку. Альтернативно защитное покрытие для составного элемента может включать только керамический изоляционный слой 2, который сам защищен в соответствии с изобретением с помощью силицидного покрытия.
Настоящее изобретение удовлетворяет потребностям, которые были описаны выше, путем обеспечения соединения в системах покрытия, характеризующихся тройной защитой, а именно: защитой от коррозии, эрозии и чрезмерных тепловых нагрузок.

Claims (13)

1. Производственное изделие, подвергаемое эрозионному и коррозионному воздействию, содержащее подложку из сверхпрочного сплава на основе никеля или кобальта, теплоизоляционный слой, расположенный на подложке и имеющий заданную пластичность, и защитное покрытие, расположенное на теплоизоляционном слое, отличающееся тем, что защитное покрытие имеет более высокую пластичность, чем заданная пластичность, а подложка, теплоизоляционный слой и защитное покрытие образуют лопаточный составной элемент газовой турбины, содержащий лопаточную часть и удерживающую часть, при этом лопаточная часть, подвергаемая воздействию потока газа, протекающего вдоль изделия во время работы, имеет переднюю кромку и заднюю кромку, определяемые протекающим вдоль потоком газа, и выпуклую верхнюю и вогнутую нижнюю поверхности, обе из которых соединяют переднюю кромку с задней кромкой.
2. Изделие по п.1, отличающееся тем, что защитное покрытие представляет собой силицидное покрытие.
3. Изделие по п. 1, отличающееся тем, что защитное покрытие содержит MoSi2.
4. Изделие по п.1, отличающееся тем, что защитное покрытие состоит, по существу, из MoSi2.
5. Изделие по любому из пп.1 - 4, отличающееся тем, что теплоизоляционный слой содержит керамику.
6. Изделие по любому из пп.1 - 5, отличающееся тем, что теплоизоляционный слой представляет собой керамику со столбчатой зернистой структурой.
7. Изделие по любому из пп.1 - 6, отличающееся тем, что содержит связующий слой, расположенный между теплоизоляционным слоем и подложкой и связывающий теплоизоляционный слой с подложкой.
8. Изделие по п.7, отличающееся тем, что связующий слой содержит материал, выбранный из группы, состоящей из интерметаллических алюминидных соединений и MCrAIY сплавов.
9. Изделие по п.2, отличающееся тем, что силицидное покрытие расположено в критической области и покрывает критическую область на составном лопаточном элементе, охватывающем переднюю кромку.
10. Изделие по п.2 или 9, отличающееся тем, что силицидное покрытие расположено в критической области и покрывает критическую область на нижней поверхности, прилегающей к задней кромке.
11. Изделие по пп.1, 9 и 10, отличающееся тем, что лопаточная часть имеет критическую область, которая определена как область, подвергнутая эрозионному воздействию частиц, диспергированных в потоке газа, при этом критическая область покрыта защитным покрытием.
12. Способ защиты от коррозионного и эрозионного воздействия производственного изделия, содержащего подложку из сверхпрочного сплава на основе никеля или кобальта, включающий нанесение силицидного покрытия, отличающийся тем, что наносят новое силицидное покрытие на расположенное на подложке поврежденное силицидное покрытие.
13. Способ защиты от коррозионного и эрозионного воздействия производственного изделия, содержащего подложку из сверхпрочного сплава на основе никеля или кобальта, включающий нанесение на подложку теплоизоляционного слоя, имеющего заданную пластичность, и защитного покрытия, отличающийся тем, что наносят новое защитное покрытие на поврежденное защитное покрытие, расположенное на теплоизоляционном слое, причем новое защитное покрытие имеет более высокую пластичность, чем заданная пластичность.
RU97118362/02A 1995-04-06 1996-04-01 Защитное покрытие для составных элементов, подвергающихся эрозионно-коррозионному воздействию в высокотемпературной среде RU2167220C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/417,945 1995-04-06
US08/417,945 US5740515A (en) 1995-04-06 1995-04-06 Erosion/corrosion protective coating for high-temperature components

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU97118362A RU97118362A (ru) 1999-08-20
RU2167220C2 true RU2167220C2 (ru) 2001-05-20

Family

ID=23656002

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU97118362/02A RU2167220C2 (ru) 1995-04-06 1996-04-01 Защитное покрытие для составных элементов, подвергающихся эрозионно-коррозионному воздействию в высокотемпературной среде

Country Status (13)

Country Link
US (1) US5740515A (ru)
EP (1) EP0820535B1 (ru)
JP (1) JP3464003B2 (ru)
KR (1) KR19980703619A (ru)
CN (1) CN1180126C (ru)
CZ (1) CZ315797A3 (ru)
DE (1) DE69615012T2 (ru)
DK (1) DK0820535T3 (ru)
ES (1) ES2162048T3 (ru)
IN (1) IN187892B (ru)
RU (1) RU2167220C2 (ru)
UA (1) UA48169C2 (ru)
WO (1) WO1996031636A1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2616707C2 (ru) * 2011-08-10 2017-04-18 Снекма Способ создания защитного армирования для передней кромки лопасти
RU2764153C2 (ru) * 2017-06-12 2022-01-13 Сафран Деталь с покрытием для газотурбинного двигателя и способ её изготовления

Families Citing this family (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001521990A (ja) * 1997-11-03 2001-11-13 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト ＭｏＳｉ２含有層を製造するためのガスジェットＰＶＤ法
US6060177A (en) * 1998-02-19 2000-05-09 United Technologies Corporation Method of applying an overcoat to a thermal barrier coating and coated article
US6299988B1 (en) 1998-04-27 2001-10-09 General Electric Company Ceramic with preferential oxygen reactive layer
US6485848B1 (en) 1998-04-27 2002-11-26 General Electric Company Coated article and method of making
US6284390B1 (en) * 1998-06-12 2001-09-04 United Technologies Corporation Thermal barrier coating system utilizing localized bond coat and article having the same
JP2002528643A (ja) 1998-10-22 2002-09-03 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 断熱層付き製品および断熱層の作成方法
US6517960B1 (en) 1999-04-26 2003-02-11 General Electric Company Ceramic with zircon coating
US6444271B2 (en) * 1999-07-20 2002-09-03 Lockheed Martin Corporation Durable refractory ceramic coating
US6265080B1 (en) * 1999-12-22 2001-07-24 United Technologies Corporation Pest resistant molybdenum disilicide type materials
US20030152814A1 (en) * 2002-02-11 2003-08-14 Dinesh Gupta Hybrid thermal barrier coating and method of making the same
US7157151B2 (en) * 2002-09-11 2007-01-02 Rolls-Royce Corporation Corrosion-resistant layered coatings
EP1541810A1 (de) * 2003-12-11 2005-06-15 Siemens Aktiengesellschaft Verwendung einer Wärmedämmschicht für ein Bauteil einer Dampfturbine und eine Dampfturbine
EP1541808A1 (de) * 2003-12-11 2005-06-15 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenbauteil mit Wärmedämmschicht und Erosionsschutzschicht
EP1734145A1 (de) * 2005-06-13 2006-12-20 Siemens Aktiengesellschaft Schichtsystem für ein Bauteil mit Wärmedämmschicht und metallischer Erosionsschutzschicht, Verfahren zur Herstellung und Verfahren zum Betreiben einer Dampfturbine
US8512871B2 (en) * 2006-05-30 2013-08-20 United Technologies Corporation Erosion barrier for thermal barrier coatings
US7989020B2 (en) * 2007-02-08 2011-08-02 Honeywell International Inc. Method of forming bond coating for a thermal barrier coating
FR2960970B1 (fr) * 2010-06-03 2015-02-20 Snecma Mesure de l'endommagement d'une barriere thermique d'aube de turbine
US20110297138A1 (en) * 2010-06-08 2011-12-08 Laughery Harry E Cover for use with a furnace during a heating operation
EP2474414A1 (de) * 2011-01-06 2012-07-11 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, Schutzschicht und Bauteil
US9719353B2 (en) 2011-04-13 2017-08-01 Rolls-Royce Corporation Interfacial diffusion barrier layer including iridium on a metallic substrate
US20130216798A1 (en) * 2012-02-17 2013-08-22 General Electric Company Coated article and process of coating an article
EP2767616A1 (en) 2013-02-15 2014-08-20 Alstom Technology Ltd Turbomachine component with an erosion and corrosion resistant coating system and method for manufacturing such a component
CN103758580B (zh) * 2014-01-26 2016-06-22 石智勇 旋喷定子反冲透平机
EP2918705B1 (en) 2014-03-12 2017-05-03 Rolls-Royce Corporation Coating including diffusion barrier layer including iridium and oxide layer and method of coating
CN105750515A (zh) * 2016-04-26 2016-07-13 江苏省沙钢钢铁研究院有限公司 一种小容量母合金浇铸系统
US10329926B2 (en) * 2016-05-09 2019-06-25 United Technologies Corporation Molybdenum-silicon-boron with noble metal barrier layer
CN107365151B (zh) * 2016-05-12 2021-01-01 中国科学院宁波材料技术与工程研究所 一种致密亚微米晶β″‐Al2O3制品、其制备方法与应用
CN107882639B (zh) * 2017-11-03 2019-09-03 西安航天动力研究所 一种隔热罩
US11692274B2 (en) 2019-12-05 2023-07-04 Raytheon Technologies Corporation Environmental barrier coating with oxygen-scavenging particles having barrier shell
CN114015992B (zh) * 2021-11-01 2022-05-20 重庆嘉陵特种装备有限公司 一种适用于钛合金表面抗高温氧化隔热涂层及其制备方法

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2763919A (en) * 1950-07-28 1956-09-25 Thompson Prod Inc Coated refractory body
US2878554A (en) * 1955-09-16 1959-03-24 Rand Dev Corp Method and coating for protection of molybdenum and its alloys
US3574572A (en) * 1964-04-14 1971-04-13 United Aircraft Corp Coatings for high-temperature alloys
US3595633A (en) * 1964-04-14 1971-07-27 United Aircraft Corp Coatings for high-temperature alloys
US3383235A (en) * 1965-03-29 1968-05-14 Little Inc A Silicide-coated composites and method of making them
US3540863A (en) * 1968-01-22 1970-11-17 Sylvania Electric Prod Art of protectively metal coating columbium and columbium - alloy structures
US4055705A (en) * 1976-05-14 1977-10-25 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Thermal barrier coating system
US4321311A (en) * 1980-01-07 1982-03-23 United Technologies Corporation Columnar grain ceramic thermal barrier coatings
US4321310A (en) * 1980-01-07 1982-03-23 United Technologies Corporation Columnar grain ceramic thermal barrier coatings on polished substrates
US4439470A (en) * 1980-11-17 1984-03-27 George Kelly Sievers Method for forming ternary alloys using precious metals and interdispersed phase
US5035957A (en) * 1981-11-27 1991-07-30 Sri International Coated metal product and precursor for forming same
DE3325251A1 (de) * 1983-07-13 1985-01-24 Brown, Boveri & Cie Ag, 6800 Mannheim Verfahren zum pruefen und nachbessern von auf bauelementen aufgetragenen schutzschichten
US4889776A (en) * 1987-08-17 1989-12-26 Barson Corporation Refractory metal composite coated article
US5262245A (en) * 1988-08-12 1993-11-16 United Technologies Corporation Advanced thermal barrier coated superalloy components
US5087477A (en) * 1990-02-05 1992-02-11 United Technologies Corporation Eb-pvd method for applying ceramic coatings
US5238752A (en) * 1990-05-07 1993-08-24 General Electric Company Thermal barrier coating system with intermetallic overlay bond coat
US5401307A (en) * 1990-08-10 1995-03-28 Siemens Aktiengesellschaft High temperature-resistant corrosion protection coating on a component, in particular a gas turbine component
EP0471505B1 (en) * 1990-08-11 1996-10-02 Johnson Matthey Public Limited Company Coated article, its use and method of making the same
US5472487A (en) * 1991-01-18 1995-12-05 United Technologies Corporation Molybdenum disilicide based materials with reduced coefficients of thermal expansion
JP2697469B2 (ja) * 1992-04-03 1998-01-14 株式会社日立製作所 ガスタービン動翼，静翼と燃焼器ライナ及び製造法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
АБРАИМОВ Н.В. Высокотемпературные материалы и покрытия для газовых турбин. - М.: Машиностроение, 1993, с. 12, аб. 1, с. 58 аб. 5, рис. 53. НЕЧИПОРЕНКО Е.П. и др. Защита металлов от коррозии. - Харьков: Вища школа, 1985, с. 28, аб. 2,3. *
СТРОГАНОВ Г.Б. Высокопрочные литейные алюминиевые сплавы. - М.: Металлургия, 1985, с. 104, табл. 43. АНДРИЕВСКИЙ А.Р. и др. Прочность тугоплавких соединений и материалов на их основе. Справочник. - Челябинск: Металлургия, 1989, с. 286, табл. 10.2.1. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2616707C2 (ru) * 2011-08-10 2017-04-18 Снекма Способ создания защитного армирования для передней кромки лопасти
RU2764153C2 (ru) * 2017-06-12 2022-01-13 Сафран Деталь с покрытием для газотурбинного двигателя и способ её изготовления
US11473432B2 (en) 2017-06-12 2022-10-18 Safran Anti-CMAS coating with enhanced efficiency

Also Published As

Publication number Publication date
JP3464003B2 (ja) 2003-11-05
DE69615012D1 (de) 2001-10-11
KR19980703619A (ko) 1998-12-05
WO1996031636A1 (en) 1996-10-10
ES2162048T3 (es) 2001-12-16
CN1180126C (zh) 2004-12-15
DK0820535T3 (da) 2002-01-07
CZ315797A3 (cs) 1998-03-18
US5740515A (en) 1998-04-14
CN1185183A (zh) 1998-06-17
IN187892B (ru) 2002-07-20
EP0820535A1 (en) 1998-01-28
JPH11506500A (ja) 1999-06-08
UA48169C2 (ru) 2002-08-15
DE69615012T2 (de) 2002-06-13
EP0820535B1 (en) 2001-09-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2167220C2 (ru) Защитное покрытие для составных элементов, подвергающихся эрозионно-коррозионному воздействию в высокотемпературной среде
US5871820A (en) Protection of thermal barrier coating with an impermeable barrier coating
US5851678A (en) Composite thermal barrier coating with impermeable coating
US6455167B1 (en) Coating system utilizing an oxide diffusion barrier for improved performance and repair capability
EP1953252B1 (en) Alloy compositions of the MCrAlY type and articles comprising the same
US5993980A (en) Protective coating for protecting a component from corrosion, oxidation and excessive thermal stress, process for producing the coating and gas turbine component
US6485845B1 (en) Thermal barrier coating system with improved bond coat
EP1335040B1 (en) Method of forming a coating resistant to deposits
US6716539B2 (en) Dual microstructure thermal barrier coating
KR100688739B1 (ko) 초합금 제품, 코팅된 초합금 부품 및 제품 형성 방법
EP1953253B1 (en) Metal alloy compositions and articles comprising the same
EP1980634B1 (en) Metal alloy compositions and articles comprising the same
US5413871A (en) Thermal barrier coating system for titanium aluminides
US7264888B2 (en) Coating systems containing gamma-prime nickel aluminide coating
US6641929B2 (en) Article having a superalloy protective coating, and its fabrication
JPH11124691A (ja) サーマルバリアコーティング用の傾斜ボンディングコート
US6207297B1 (en) Barrier layer for a MCrAlY basecoat superalloy combination
WO1996031687A1 (en) Method and composite for protection of thermal barrier coating with an impermeable barrier coating
EP0992614B1 (en) Coatings for turbine components
US6929868B2 (en) SRZ-susceptible superalloy article having a protective layer thereon
US5783315A (en) Ti-Cr-Al protective coatings for alloys
US7981520B2 (en) Oxide-forming protective coatings for niobium-based materials
JP3096026B2 (ja) 断熱皮膜系のための改善された拡散アルミニウム化物ボンディングコートとその製法
GB2285632A (en) Thermal barrier coating system for superalloy components
US20070207339A1 (en) Bond coat process for thermal barrier coating

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20040402