RU2334022C2 - Защитный слой для защиты детали от коррозии и окисления при высоких температурах и деталь - Google Patents

Защитный слой для защиты детали от коррозии и окисления при высоких температурах и деталь Download PDF

Info

Publication number
RU2334022C2
RU2334022C2 RU2006116893/02A RU2006116893A RU2334022C2 RU 2334022 C2 RU2334022 C2 RU 2334022C2 RU 2006116893/02 A RU2006116893/02 A RU 2006116893/02A RU 2006116893 A RU2006116893 A RU 2006116893A RU 2334022 C2 RU2334022 C2 RU 2334022C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
protective layer
oxidation
content
elements
rhenium
Prior art date
Application number
RU2006116893/02A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2006116893A (ru
Inventor
Вернер ШТАММ (DE)
Вернер ШТАММ
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 RU2006116893A publication Critical patent/RU2006116893A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2334022C2 publication Critical patent/RU2334022C2/ru

Links

Images

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C19/00—Alloys based on nickel or cobalt
    • C22C19/03—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel
    • C22C19/05—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium
    • C22C19/058—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium without Mo and W
    • 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
    • B32B15/01—Layered products comprising a layer of metal all layers being exclusively metallic
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C19/00—Alloys based on nickel or cobalt
    • C22C19/03—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel
    • C22C19/05—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium
    • C22C19/051—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium and Mo or W
    • C22C19/056—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium and Mo or W with the maximum Cr content being at least 10% but less than 20%
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C19/00—Alloys based on nickel or cobalt
    • C22C19/07—Alloys based on nickel or cobalt based on cobalt
    • 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
    • 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
    • C23C30/00—Coating with metallic material characterised only by the composition of the metallic material, i.e. not characterised by the coating process
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/90—Coating; Surface treatment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/12—Light metals
    • F05D2300/121—Aluminium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/132—Chromium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/15—Rare earth metals, i.e. Sc, Y, lanthanides
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/611—Coating
    • 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • 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.]
    • Y10T428/12771—Transition metal-base component
    • Y10T428/12861—Group VIII or IB metal-base component
    • Y10T428/12931—Co-, Fe-, or Ni-base components, alternative 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.]
    • Y10T428/12771—Transition metal-base component
    • Y10T428/12861—Group VIII or IB metal-base component
    • Y10T428/12937—Co- or Ni-base component next to Fe-base 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.]
    • Y10T428/12771—Transition metal-base component
    • Y10T428/12861—Group VIII or IB metal-base component
    • Y10T428/12944—Ni-base component

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)
  • Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Physical Vapour Deposition (AREA)
  • Preventing Corrosion Or Incrustation Of Metals (AREA)

Abstract

Изобретение относится к защитному слою для защиты детали от коррозии и окисления при высоких температурах. Защитный слой состоит из следующих элементов, вес.%: рений 0,5-2, хром 15-21, кобальт 24-26, алюминий 9-11,5, иттрий и/или по меньшей мере один эквивалентный металл из группы, содержащей скандий и элементы редкоземельных металлов 0,05-0,7, рутений 0,0-1, никель, а также обусловленные изготовлением неизбежные примеси - остальное. Защитный слой может содержать микроэлементы, углерод, кислород, азот и водород в сумме <0,5%, причем содержание углерода составляет <250·10-4, содержание кислорода составляет <400·10-4, содержание азота составляет<100-10-4 и содержание водорода составляет <50·10-4. Получают защитный слой, который имеет высокую жаростойкость при коррозии и окислении, хорошую долговременную стабильность и приспособлен к механической нагрузке, в частности, в газовой турбине при высокой температуре. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Изобретение относится к защитному слою для защиты детали от коррозии и окисления при высоких температурах согласно пункту 1 формулы изобретения, к детали, причем деталь является, в частности, деталью газовой турбины, согласно пункту 6 формулы изобретения и способу согласно пункту 7 формулы изобретения.
Изобретение относится, в частности, к защитному слою для детали, которая выполнена из жаропрочного сплава на основе никеля или кобальта.
Защитные слои для металлических деталей, которые должны повышать их коррозионную стойкость и/или устойчивость против окисления, известны в технике в большом количестве. Большинство из этих защитных слоев известны под сборным названием MCrAlX; причем М является по крайней мере одним из элементов группы, содержащей железо, кобальт и никель, другими существенными компонентами являются хром, алюминий и Х означает иттрий, причем последний может быть заменен также полностью или частично эквивалентным ему элементом из группы, содержащей скандий и элементы редкоземельных металлов.
Типичные покрытия этого вида известны из патентов США 4005989 и 4034142.
Из ЕР-А 0194392 являются известными, кроме того, многочисленные специальные составы для защитных слоев выше названного типа с добавками других элементов для различных целей применения. При этом также упомянут элемент рений с добавками до 10% содержания по весу наряду с многими другими добавляемыми по выбору элементами. Вследствие мало специфицированных других областей для возможных добавок, однако ни один из указанных защитных слоев не является квалифицированным для особых условий, которые появляются, например, на рабочих лопатках и направляющих лопатках газовых турбин с высокими входными температурами, которые должны эксплуатироваться в течение больших периодов времени.
Защитные слои, которые содержат рений, известны также из патента США 5154885, ЕР-А 0412397, DE 69401260 Т2 и WO 91/02108 А1. Следующее из этих документов в целом раскрытие относительно действия рения должно в полном объеме добавляться к настоящему раскрытию.
Также ЕР 1306454 A1 раскрывает защитный слой, состоящий из никеля, кобальта, хрома, алюминия, рения и иттрия. Данных о содержании никеля и кобальта не имеется.
US 6346134 В1 раскрывает слой MCrAlY, с содержанием хрома от 20 до 35 вес.%, содержанием алюминия от 5 до 15 вес.%, добавками гафния, рения, лантана или тантала, а также высоким содержанием иттрия от 4 до 6 вес.%.
US 6280857 В1 раскрывает жаропрочный защитный слой, который содержит элементы кобальт, хром и алюминий на основе никеля, выборочно добавку рения, а также вынужденные примеси иттрия и кремния.
Пояснения относительно нанесения защитного слоя на термически высоконагружаемую деталь газовой турбины следуют из ЕР 025375491.
Стремление к повышению входных температур как в стационарных газовых турбинах, так и в авиационных двигателях имеет в специальной области газовых турбин большое значение, так как входные температуры являются важными определяющими величинами для достижимых с газовыми турбинами термодинамических коэффициентов полезного действия. За счет применения специально разработанных сплавов в качестве основных материалов для термически высоконагружаемых деталей, как направляющие и рабочие лопатки, в частности, за счет использования монокристаллических жаропрочных сплавов, являются возможными входные температуры явно выше 1000°С. Между тем, уровень техники позволяет входные температуры 950°С и выше в стационарных газовых турбинах, а также 1100°С и выше в газовых турбинах авиационных двигателей.
Примеры выполнения лопатки турбины с монокристаллической подложкой, которая со своей стороны может быть выполнена комплексной, следуют из WO 91/01433 А1.
В то время как предельная допустимая физическая нагрузка разработанных между тем основных материалов для высоконагружаемых деталей относительно возможных повышений входных температур является в основном непроблематичной, для достижения достаточной стойкости против окисления и коррозии нужно прибегать к защитным покрытиям. Наряду с достаточной химической стойкостью защитного слоя под воздействиями, которые следует ожидать от дымовых газов при температурах по порядку величины 1000°С, защитный слой должен иметь также достаточно хорошие механические свойства, не в последнюю очередь в связи с механическим взаимодействием между защитным слоем и основным материалом. В частности, защитный слой должен быть достаточно пластичным, чтобы иметь возможность следовать за возможными деформациями основного материала и не растрескиваться, так как таким образом создавались бы точки для действия окисления и коррозии. При этом типичным образом возникает проблема, что повышение содержания таких элементов, как алюминий и хром, которые могут улучшать стойкость защитного слоя против окисления и коррозии, приводит к ухудшению пластичности защитного слоя так, что нужно считаться с механическим отказом, в частности образованием трещин, при обычно появляющейся в газовой турбине механической нагрузке. Примеры для уменьшения пластичности защитного слоя за счет элементов хром и алюминий известны в уровне техники.
Из WO 01/09403 А1 известен жаропрочный сплав для подложки, которая также содержит рений. Там описано, что интерметаллические фазы, образованные рением, понижают долговременную стабильность жаропрочного сплава. Это может быть уменьшено с помощью добавки рутения.
В соответствии с этим в основе изобретения лежит задача указания защитного слоя, который имеет хорошую жаростойкость при коррозии и окислении, имеет хорошую долговременную стабильность и, кроме того, особенно хорошо приспособлен к механической нагрузке, которая может ожидаться, в частности, в газовой турбине при высокой температуре.
Задача решается посредством защитного слоя согласно пункта 1 формулы изобретения и способа для изготовления защитного слоя согласно пункта 7 формулы изобретения.
В зависимых пунктах формулы изобретения приведены дальнейшие выгодные меры.
Перечисленные в зависимых пунктах формулы изобретения меры можно предпочтительным образом комбинировать между собой.
В основе изобретения лежит, между прочим, знание, что защитный слой в слое и в переходной области между защитным слоем и основным материалом имеет выделения хрома-рения. Эти усиленно образующиеся со временем и с температурой в применении хрупкие фазы приводят при эксплуатации к сильно выраженным продольным трещинам в слое, как и в пограничном слое основного материала с последующим отделением слоя. За счет взаимодействия с углеродом, который может диффундировать в слой из основного материала или во время термической обработки в печи через поверхность в слой, хрупкость выделений хрома-рения дополнительно повышается. За счет окисления хром-рениевых фаз движущая сила для образования трещин еще больше усиливается.
Важным при этом является также влияние кобальта, который определяет термические и механические характеристики.
Другая задача изобретения состоит в том, чтобы указать деталь, которая имеет повышенную защиту от коррозии и окисления.
Задача решается также с помощью детали согласно пункта 6 формулы изобретения, в частности, детали газовой турбины или паровой турбины, которая содержит защитный слой выше описанного вида для защиты против коррозии и окисления при высоких температурах.
Изобретение поясняется в последующем более подробно.
При этом показывают:
фиг.1 - систему слоев с защитным слоем,
фиг.2 - результаты испытаний циклических испытаний нагружением,
фиг.3 - газовую турбину,
фиг.4 - камеру сгорания и
фиг.5 - турбинную лопатку.
Согласно изобретению защитный слой 7 (Фиг.1) для защиты детали от коррозии и окисления при высокой температуре содержит в основном следующие элементы (указания долей даны в весовых процентах):
0,5 до 2% рений,
15 до 21% хром,
24 до 26% кобальт,
9 до 11,5% алюминий,
0,05 до 0,7% иттрий и/или по крайней мере один эквивалентный металл из группы, содержащей скандий и элементы редкоземельных металлов, остаток никель, а также обусловленные изготовлением загрязнения (NiCoCrAlY). При этом используют выгодное действие элемента рений при предотвращении образования хрупких фаз.
Следует констатировать, что доли отдельных элементов являются особенно согласованными относительно их действий, которые могут рассматриваться в связи с элементом рений. Если доли выбраны таким образом, что не образуются никакие хром-рениевые выделения, то во время использования защитного слоя предпочтительным образом не возникает никаких хрупких фаз так, что срок службы улучшается и продлевается.
Это происходит не только за счет низкого содержания хрома, но также с учетом влияния алюминия на фазообразование, за счет точного выбора содержания алюминия.
Выбор 24 до 26% кобальта неожиданным образом заметно и свехпропорционально улучшает термические и механические свойства защитного слоя 7. В случае этого узко выбранного диапазона содержания кобальта особенно хорошо подавляется возникновение и дальнейшее образование γ′-фазы сплава, которая нормально ведет к пику в температурном коэффициенте расширения сплава. Этот пик при высокотемпературном нагреве детали с защитным слоем 7 (пуск турбины) или других температурных колебаниях вызывал бы иначе высокие механические напряжения (thermal mismatch) между защитным слоем 7 и подложкой 4.
Это резко снижается за счет выбранного согласно изобретению содержания кобальта.
Во взаимодействии со снижением хрупких фаз, которые отрицательно сказываются особенно в случае высоких механических характеристик, за счет уменьшения механических напряжений посредством выбранного содержания кобальта улучшаются механические характеристики.
Также желательному образованию β-фазы сплава особенно способствует выбранное согласно изобретению содержание кобальта.
Выгодным является при этом устанавливать содержание рения на 1 до 1,8%, содержание хрома на 16 до 18%, содержание алюминия на 9,5 до 11% и содержание иттрия на 0,3 до 0,5%.
Защитный слой имеет при хорошей коррозионной стойкости особенно хорошую стойкость против окисления и отличается также особенно хорошими характеристиками пластичности так, что он является особенно качественным для применения в газовой турбине при дальнейшем повышении входной температуры. Во время эксплуатации охрупчивание вряд ли проявляется, так как слой почти не содержит выделений хрома-рения, которые охрупчиваются в ходе применения. Жаропрочный сплав не имеет никаких или имеет максимально 6 об.% выделений хрома-рения.
Особенно выгодным является при этом устанавливать содержание рения приблизительно на 1,5%, содержание хрома приблизительно на 17%, содержание алюминия приблизительно на 10%, содержание кобальта приблизительно на 25% и содержание иттрия приблизительно на 0,3%. Известные колебания получаются вследствие массового промышленного изготовления так, что применяют также содержания иттрия от 0,2% до 0,3% или, соответственно, от 0,2% до 0,4% и также получают хорошие характеристики.
Такую же важную роль в подлежащем напылению порошке играют микроэлементы, которые образуют выделения и тем самым представляют собой охрупчивания.
Порошки наносят, например, плазменным напылением (APS, LPPS, VPS,...). Можно представить себе также другие способы (PVP, CVD,...).
Сумма микроэлементов в напыляемом порошке в сумме является, в частности, <0,5% и предпочтительным образом распределяется на некоторые элементы следующим образом: углерод <250 ppm, кислород <400 ppm, азот <100 ppm и водород <50 ppm.
Описанный защитный слой действует также в качестве связующего слоя к жаропрочному сплаву.
На этот слой можно наносить дополнительные слои, в частности, керамические теплоизолирующие слои.
В случае этой детали защитный слой нанесен предпочтительным образом на подложку из жаропрочного сплава на основе никеля или кобальта. В качестве подложки подходит, в частности, следующий состав (данные в весовых процентах):
0,03 до 0,05% углерод,
18 до 19% хром,
12 до 15% кобальт,
3 до 6 % молибден,
1 до 1,5% вольфрам,
2 до 2,5% алюминий,
3 до 5% титан,
по выбору небольшие доли тантала, ниобия, бора и/или циркония, остаток никель.
Такие материалы являются известными как ковкие сплавы под названиями Udimet 520 и Udimet 720.
Альтернативно для подложки детали может использоваться следующий состав (данные в весовых процентах):
0,1 до 0,15% углерод,
18 до 22% хром,
18 до 19% кобальт,
0 до 2% вольфрам,
0 до 4% молибден,
0 до 1,5% тантал,
0 до 1% ниобий,
1 до 3% алюминий,
2 до 4% титан,
0 до 0,75% гафний,
по выбору небольшие доли бора и/или циркония, остаток никель.
Составы такого вида известны как литейные сплавы под названиями GTD222, IN939, IN6203 и Udimet 500.
Следующей альтернативой для подложки детали является следующий состав (данные в весовых процентах):
0,07 до 0,1% углерод,
12 до 16% хром,
8 до 10% кобальт,
1,5 до 2% молибден,
2,5 до 4% вольфрам,
1,5 до 5% тантал,
0 до 1% ниобий,
3 до 4% алюминий,
3,5 до 5% титан,
0 до 0,1% цирконий,
0 до 1% гафний,
по выбору небольшие доли бора, остаток никель. Составы такого вида известны как литейные сплавы PWA1483SX, IN738LC, GTD111, IN792CC и IN792DS; в качестве особенно предпочтительного рассматривается материал IN738LC.
В качестве следующей альтернативы для подложки детали рассматривается следующий состав (данные в весовых процентах):
примерно 0,25% углерод,
24 до 30% хром,
10 до 11% никель,
7 до 8% вольфрам,
0 до 4% тантал,
0 до 0,3% алюминий,
0 до 0,3% титан,
0 до 0,6% цирконий,
по выбору небольшие доли бора, остаток кобальт.
Такие составы вида известны как литейные сплавы под названиями FSX414, Х45, ECY768 и MAR-M-509. Толщину защитного слоя предпочтительным образом выбирают на значении между около 100 мкм и 300 мкм.
Защитный слой является особенно пригодным для защиты детали от коррозии и окисления, в то время как деталь нагружается дымовым газом при температуре материала порядка 950°С, в авиационных турбинах также порядка 1100°С.
Тем самым защитный слой согласно изобретению зарекомендовал себя особенно качественным для защиты детали газовой турбины, в частности направляющей лопатки, рабочей лопатки или других компонентов, которые нагружаются горячим газом перед или в турбине газовой турбины.
Слой может быть применен в качестве оверлея (защитного слоя для внешнего слоя) или в качестве связующего слоя (защитный слой является промежуточным слоем).
Фиг.1 показывает в виде детали систему слоев 1.
Система слоев 1 состоит из подложки 4. Подложка 4 может быть металлической и/или керамической. В частности, в случае деталей турбины, например рабочих 120 (Фиг.2) или направляющих лопаток турбины 130 (Фиг.3, 5), облицовкок камеры сгорания 155 (Фиг.4), а также других корпусных деталей паровой или газовой турбины 100 (Фиг.5), подложка 4 выполнена из жаропрочного сплава на основе никеля, кобальта или железа.
На подложке 4 имеется соответствующий изобретению защитный слой 7.
Предпочтительно этот защитный слой 7 наносят способом плазменного напыления низкого давления LPPS (Low Pressure Plasma Spraying).
Он может быть использован в качестве внешнего слоя или промежуточного слоя.
В последнем случае на защитном слое 7 находится керамический теплоизолирующий слой 10. Слой 7 можно наносить на вновь изготовленные детали и на восстановленные детали.
Восстановление или ремонт (Refurbishment) означает, что детали после их использования освобождают, при необходимости, от слоев (теплоизолирующий слой) и удаляют продукты коррозии и окисления, например, путем обработки кислотой (кислотная очистка). При необходимости должны еще ремонтироваться трещины. После этого на такую деталь можно снова наносить покрытия, так как подложка 13 является очень дорогой.
Фиг.2 показывает результаты испытаний нагружаемых образцов, которые подвергались циклическим нагрузкам. При этом образцы подвергались определенной механической, циклической нагрузке (циклическое нагружение) и циклическим термическим нагрузкам (TMF-испытания на термомеханическую усталость).
Фиг.2 показывает результаты испытаний для образца с составом согласно настоящей заявке (Заявка) и результаты испытаний для слоя согласно уровню техники (Ур. техн.), который имеет состав согласно патентам US 5154885, US 5273712 или US 5268238.
Испытания производились с контролем растяжения с растяжением 51%.
Слои были нанесены на подложку из сплава с наименованием PWA1484 (Pratt&Whitney Alloy).
На Фиг.2 нанесена горизонтально измеренная длина трещин в зависимости от количества циклов.
Можно явно видеть, что слой согласно уровню техники имеет трещины уже при 700 циклах, которые растут гораздо быстрее, чем в слое согласно заявке.
В слое согласно заявке лишь при приближении к 900 циклам появляются трещины, которые, кроме того, являются еще значительно меньшими, чем в слое согласно уровню техники. Также рост трещин через некоторое количество циклов является значительно меньше.
Это показывает превосходство слоя согласно изобретению.
Фиг.3 показывает в виде примера газовую турбину 100 в продольном разрезе.
Газовая турбина 100 имеет внутри установленный с возможностью вращения вокруг оси вращения 102 ротор 103, который обозначается также как ротор турбины. Вдоль ротора 103 следуют друг за другом корпус всасывания 104, компрессор 105, например, имеющая форму тора камера сгорания 110, в частности, кольцевая камера сгорания 106 с множеством коаксиально расположенных горелок 107, турбина 108 и корпус отходящих газов 109.
Кольцевая камера сгорания 106 сообщается, например, с кольцеобразным каналом горячего газа 111. Там, например, четыре включенных друг за другом ступени турбины 112 образуют турбину 108.
Каждая ступень турбины 112 образована, например, из двух лопастных колец. При рассмотрении в направлении течения рабочей среды 113 в канале горячего газа 111 после ряда направляющих лопаток 115 следует ряд 125, образованный из рабочих лопаток 120.
Направляющие лопатки 130 при этом закреплены на внутреннем корпусе 138 статора 143, в то время как рабочие лопатки 120 ряда 125 размещены, например, посредством диска турбины 133 на роторе 103. С ротором 103 связан генератор или рабочая машина (не представлены).
Во время работы газовой турбины 100 через корпус всасывания 104 всасывают и сжимают компрессором 105 воздух 135. Стоящий в распоряжении на турбинном конце компрессора 105 сжатый воздух направляют к горелкам 107 и смешивают там с топливом. Смесь затем сжигают при образовании рабочей среды 113 в камере сгорания 110. Оттуда рабочая среда 113 течет вдоль канала горячего газа 111 на направляющие лопатки 130 и рабочие лопатки 120. На рабочих лопатках 120 рабочая среда 113 расширяется с передачей импульса так, что рабочие лопатки 120 приводят в движение ротор 103, а тот - связанную с ним рабочую машину.
Подверженные действию горячей рабочей среды 113 детали во время эксплуатации газовой турбины 100 подвержены термическим нагрузкам. Направляющие лопатки 130 и рабочие лопатки 120 при рассмотрении в направлении потока рабочей среды 113 первой ступени турбины 112 наряду с облицовывающими кольцевую камеру сгорания 106 кирпичами теплозащитного экрана нагружаются термически сильнее всего.
Чтобы противостоять господствующим температурам, их охлаждают посредством охлаждающего средства.
Также подложки могут иметь направленную структуру, то есть они являются монокристаллическими (SX-структура) или имеют продольно направленные зерна (DS-структура). В качестве материала применяют жаропрочные сплавы на основе железа, никеля или кобальта.
Например, применяют жаропрочные сплавы, как они известны из ЕР 1204776, ЕР 1306454, ЕР 1319729, WO 99/67435 или WO 00/44949. Эти описания относительно состава жаропрочных сплавов и их преимуществ являются частью раскрытия заявки.
Лопатки 120, 130 содержат соответствующие изобретению защитные слои 7 от коррозии и окисления (MCrAlX; M является по крайней мере одним элементом группы: железо (Fe), кобальт (Со), никель (Ni), Х означает иттрий (Y), кремний (Si) и/или по крайней мере один элемент редкоземельных металлов) и/или теплоизолирующий слой для защиты от тепла. Теплоизолирующий слой состоит, например, из ZrO2, Y2O4-ZrO2, то есть он не является частично или полностью стабилизированным за счет оксида иттрия и/или оксида кальция и/или оксида магния. С помощью подходящих способов нанесения покрытий как, например, электронно-лучевое испарение (EB-PVD, осаждение из паровой фазы, получаемой электронным лучом), получают столбчатые зерна в теплоизолирующем слое.
Направляющая лопатка 130 имеет обращенный к внутреннему корпусу 138 турбины 108 хвост направляющей лопатки (здесь не представлен) и противоположную хвосту направляющей лопатки головную часть направляющей лопатки. Головная часть направляющей лопатки обращена к ротору 103 и установлена на зажимном кольце 140 статора 143.
Фиг.4 показывает камеру сгорания 110 газовой турбины, которая может иметь систему слоев 1.
Камера сгорания 110 выполнена, например, в виде так называемой кольцевой камеры сгорания, в которой множество горелок 102, расположенных в направлении периметра вокруг вала турбины 103, входят в общее пространство камеры сгорания. Для этого камера сгорания 110 выполнена в целом в виде кольцевой структуры, которая позиционирована вокруг вала турбины 103.
Для достижения сравнительно высокого коэффициента полезного действия камера сгорания 110 рассчитана для сравнительно высокой температуры рабочей среды М порядка 1000°С до 1600°С. Для осуществления возможности сравнительно большого срока службы также при этих, неблагоприятных для материалов эксплуатационных параметрах, стенка камеры сгорания 153 снабжена на своей обращенной к рабочей среде М стороне внутренней облицовкой, образованной из элементов теплозащитного экрана 155. Каждый элемент теплозащитного экрана 155 на стороне рабочей среды снабжен особенно жаростойким защитным слоем или изготовлен из жаростойкого материала и имеет защитный слой 7 согласно Фиг.1.
Вследствие высоких температур внутри камеры сгорания 110, кроме того, для элементов теплозащитного экрана 155 или, соответственно, для их крепежных элементов предусмотрена система охлаждения.
Материалы стенки камеры сгорания и ее покрытий могут быть подобными материалам лопаток турбины 120, 130.
Камера сгорания 110 рассчитана, в частности, для детектирования потерь элементов теплозащитного экрана 155. Для этого между стенкой камеры сгорания и элементами теплозащитного экрана 155 расположено множество температурных датчиков 158.
Фиг.5 показывает в перспективном изображении лопатку 120, 130, которая содержит систему слоев 1 с соответствующим изобретению защитным слоем 7.
Лопатка 120, 130 простирается вдоль продольной оси 121. Лопатка 120, 130 содержит последовательно друг за другом вдоль продольной оси 121 область крепления 400, граничащую с ней платформу лопатки 403, а также область рабочей стороны лопатки 406. В частности, в области рабочей стороны лопатки 406 выполнен защитный слой 7 или система слоев 1 согласно Фиг.1.
В области крепления 400 образован хвост лопатки 183, который служит для крепления рабочих лопаток 120, 130 на валу. Хвост лопатки 183 выполнен Т-образным. Возможными являются также другие формы выполнения, например в виде елочного или ласточкина хвоста. В обычных лопатках 120, 130 во всех областях 400, 403, 406 лопаток 120, 130 применяют массивные металлические материалы. Рабочая лопатка 120, 130 может быть при этом изготовлена с помощью способа литья, с помощью способа ковки, с помощью способа фрезерования или их комбинации.

Claims (9)

1. Защитный слой для защиты детали от коррозии и окисления при высоких температурах, который состоит из следующих элементов, вес.%:
рений 0,5-2 хром 15-21 кобальт 24-26 алюминий 9-11,5 иттрий и/или по меньшей мере   один эквивалентный металл   из группы, содержащей скандий   и элементы редкоземельных металлов 0,05-0,7 рутений 0,0-1 никель, а также обусловленные   изготовлением неизбежные примеси остальное
2. 3ащитный слой по п.1, содержащий следующие элементы, вес.%:
рений 1-1,8 хром 16-18 алюминий 9,5-11 иттрий и/или по меньшей мере   один эквивалентный металл из группы,   содержащей скандий и   элементы редкоземельных металлов 0,3-0,5
3. Защитный слой по п.2, содержащий следующие элементы, вес.%:
рений 1,5 хром 17 кобальт 25 алюминий 10 иттрий и/или по меньшей ей мере   один эквивалентный металл из группы,   содержащей скандий и элементы   редкоземельных металлов 0,4
4. Защитный слой по любому из пп.1-3, который содержит максимально 6 об.% выделений хрома-рения.
5. Защитный слой по любому из пп.1-3, на который нанесен теплоизолирующий слой.
6. Деталь, в частности деталь газовой турбины, которая для защиты от коррозии и окисления при высоких температурах содержит защитный слой по любому из пп.1-4.
7. Способ изготовления защитного слоя, включающий нанесение порошка, отличающийся тем, что порошок содержит микроэлементы углерод, кислород, азот и водород в сумме <0,5%,
причем содержание углерода составляет <250·10-4,
содержание кислорода составляет <400·10-4,
содержание азота составляет <100·10-4 и
содержание водорода составляет <50·10-4 и получают защитный слой по п.1.
8. Способ по п.7, отличающийся тем, что порошок наносят напылением.
9. Способ по п.7, отличающийся тем, что порошок наносят испарением.
RU2006116893/02A 2003-10-17 2004-09-08 Защитный слой для защиты детали от коррозии и окисления при высоких температурах и деталь RU2334022C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP03023644.2 2003-10-17
EP03023644A EP1524334A1 (de) 2003-10-17 2003-10-17 Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen und Bauteil

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2006116893A RU2006116893A (ru) 2007-11-27
RU2334022C2 true RU2334022C2 (ru) 2008-09-20

Family

ID=34354507

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2006116893/02A RU2334022C2 (ru) 2003-10-17 2004-09-08 Защитный слой для защиты детали от коррозии и окисления при высоких температурах и деталь

Country Status (14)

Country Link
US (1) US8025984B2 (ru)
EP (2) EP1524334A1 (ru)
JP (1) JP4874112B2 (ru)
CN (1) CN100572601C (ru)
AT (1) ATE497549T1 (ru)
CA (1) CA2542763C (ru)
DE (1) DE502004012166D1 (ru)
DK (1) DK1673490T3 (ru)
ES (1) ES2359918T3 (ru)
PL (1) PL1673490T3 (ru)
PT (1) PT1673490E (ru)
RU (1) RU2334022C2 (ru)
SI (1) SI1673490T1 (ru)
WO (1) WO2005042802A1 (ru)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2566693C2 (ru) * 2011-07-08 2015-10-27 Сименс Акциенгезелльшафт Система слоев с двухслойным металлическим слоем
RU2574559C2 (ru) * 2011-09-12 2016-02-10 Сименс Акциенгезелльшафт Сплав, защитное покрытие и конструкционная деталь
RU2591096C2 (ru) * 2011-08-09 2016-07-10 Сименс Акциенгезелльшафт Сплав, защитное покрытие и конструктивный элемент
US11092035B2 (en) 2011-09-12 2021-08-17 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Alloy, protective layer and component

Families Citing this family (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8313379B2 (en) 2005-08-22 2012-11-20 Nintendo Co., Ltd. Video game system with wireless modular handheld controller
JP4805633B2 (ja) 2005-08-22 2011-11-02 任天堂株式会社 ゲーム用操作装置
US7927216B2 (en) 2005-09-15 2011-04-19 Nintendo Co., Ltd. Video game system with wireless modular handheld controller
JP4262726B2 (ja) 2005-08-24 2009-05-13 任天堂株式会社 ゲームコントローラおよびゲームシステム
US8157651B2 (en) 2005-09-12 2012-04-17 Nintendo Co., Ltd. Information processing program
EP1780294A1 (de) * 2005-10-25 2007-05-02 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen und Bauteil
EP1783248A1 (de) * 2005-11-04 2007-05-09 Siemens Aktiengesellschaft Zweilagiges thermisches Schutzschichtsystem mit Pyrochlor-Phase
EP1783236A1 (de) * 2005-11-04 2007-05-09 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und/oder Oxidation bei hohen Temperaturen und Bauteil
EP1790743A1 (de) * 2005-11-24 2007-05-30 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, Schutzschicht und Bauteil
EP1798299B1 (de) * 2005-12-14 2008-10-08 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, Schutzschicht und Bauteil
EP1806418A1 (de) * 2006-01-10 2007-07-11 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen und Bauteil
CA2669052C (en) * 2006-11-07 2013-11-26 Stefan Zimmermann Method for coating a substrate and coated product
EP1925687A1 (de) * 2006-11-24 2008-05-28 Siemens Aktiengesellschaft NiCoCrAI-Schicht und metallisches Schichtsystem
JP5647762B2 (ja) * 2007-05-07 2015-01-07 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ パイロクロア相と二次酸化物とを有する外側セラミック層を含有してなる層組織
US8043717B2 (en) * 2007-09-14 2011-10-25 Siemens Energy, Inc. Combustion turbine component having rare earth CoNiCrAl coating and associated methods
US8039117B2 (en) * 2007-09-14 2011-10-18 Siemens Energy, Inc. Combustion turbine component having rare earth NiCoCrAl coating and associated methods
US7867626B2 (en) * 2007-09-14 2011-01-11 Siemens Energy, Inc. Combustion turbine component having rare earth FeCrAI coating and associated methods
US8043718B2 (en) * 2007-09-14 2011-10-25 Siemens Energy, Inc. Combustion turbine component having rare earth NiCrAl coating and associated methods
US7927686B2 (en) * 2007-10-11 2011-04-19 The Boeing Company Composite heat shield
BRPI0919324A2 (pt) * 2008-09-05 2015-12-29 Intercat Equipment Inc aparelho para retirada de material e método para estoque de material em uma ou mais unidades
US20100068405A1 (en) * 2008-09-15 2010-03-18 Shinde Sachin R Method of forming metallic carbide based wear resistant coating on a combustion turbine component
DE102008042139A1 (de) * 2008-09-16 2010-03-18 Robert Bosch Gmbh Abgastaugliche Schutzschichten für Hochtemperatur ChemFET Abgassensoren
US8899222B2 (en) * 2009-04-10 2014-12-02 Colorado State University Research Foundation Cook stove assembly
CN203168931U (zh) * 2009-11-16 2013-09-04 科罗拉多州立大学研究基金会 生物质炉具和生物质燃烧室
CN101775599B (zh) * 2010-02-22 2011-04-13 山东电力研究院 提高t91/p91钢在高温水蒸汽中抗氧化的预处理方法
EP2474413A1 (de) * 2011-01-06 2012-07-11 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, Schutzschicht und Bauteil
EP2474414A1 (de) * 2011-01-06 2012-07-11 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, Schutzschicht und Bauteil
CN102061468B (zh) * 2011-01-24 2012-05-09 宁夏东方钽业股份有限公司 高温抗氧化材料及由其制备高温抗氧化涂层的方法
JP6281507B2 (ja) * 2015-03-03 2018-02-21 信越化学工業株式会社 希土類元素オキシフッ化物粉末溶射材料及び希土類元素オキシフッ化物溶射部材の製造方法
US9835440B2 (en) * 2015-12-17 2017-12-05 General Electric Company Methods for monitoring turbine components
US10822966B2 (en) 2016-05-09 2020-11-03 General Electric Company Thermal barrier system with bond coat barrier
CN108677149A (zh) * 2018-06-23 2018-10-19 西安文理学院 一种高耐磨防腐pvd涂层工艺
US11167375B2 (en) 2018-08-10 2021-11-09 The Research Foundation For The State University Of New York Additive manufacturing processes and additively manufactured products
FR3090696B1 (fr) * 2018-12-21 2020-12-04 Safran Piece de turbine en superalliage comprenant du rhenium et/ou du ruthenium et procede de fabrication associe
FR3101643B1 (fr) * 2019-10-08 2022-05-06 Safran Piece d'aeronef en superalliage comprenant du rhenium et/ou du ruthenium et procede de fabrication associe

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4034142A (en) 1975-12-31 1977-07-05 United Technologies Corporation Superalloy base having a coating containing silicon for corrosion/oxidation protection
US4005989A (en) 1976-01-13 1977-02-01 United Technologies Corporation Coated superalloy article
EP0194392B1 (en) 1985-03-13 1989-08-23 General Electric Company Nickel-base superalloys especially useful as compatible protective environmental coatings for advanced superalloys
US4743462A (en) 1986-07-14 1988-05-10 United Technologies Corporation Method for preventing closure of cooling holes in hollow, air cooled turbine engine components during application of a plasma spray coating
DE58904084D1 (de) * 1988-02-05 1993-05-19 Siemens Ag Metallgegenstand, insbesondere gasturbinenschaufel mit schutzbeschichtung.
CA2060884A1 (en) 1989-07-25 1991-01-26 Frederick G. Borns Dual alloy turbine blade
US5273712A (en) * 1989-08-10 1993-12-28 Siemens Aktiengesellschaft Highly corrosion and/or oxidation-resistant protective coating containing rhenium
US5268238A (en) 1989-08-10 1993-12-07 Siemens Aktiengesellschaft Highly corrosion and/or oxidation-resistant protective coating containing rhenium applied to gas turbine component surface and method thereof
WO1991002108A1 (de) 1989-08-10 1991-02-21 Siemens Aktiengesellschaft Hochtemperaturfeste korrosionsschutzbeschichtung, insbesondere für gasturbinenbauteile
DE3926479A1 (de) 1989-08-10 1991-02-14 Siemens Ag Rheniumhaltige schutzbeschichtung, mit grosser korrosions- und/oder oxidationsbestaendigkeit
JP2659825B2 (ja) * 1989-10-26 1997-09-30 三菱重工業株式会社 耐摩耗合金粉末及び部材
JP3202408B2 (ja) * 1993-05-13 2001-08-27 三菱重工業株式会社 溶射用合金粉末
US5455119A (en) 1993-11-08 1995-10-03 Praxair S.T. Technology, Inc. Coating composition having good corrosion and oxidation resistance
JP3370676B2 (ja) 1994-10-14 2003-01-27 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 腐食・酸化及び熱的過負荷に対して部材を保護するための保護層並びにその製造方法
WO1997007252A1 (de) 1995-08-16 1997-02-27 Siemens Aktiengesellschaft Erzeugnis zur führung eines heissen, oxidierenden gases
RU2149202C1 (ru) 1996-04-16 2000-05-20 Сименс Акциенгезелльшафт Изделие для направления горячего, окисляющего газа
JP3281842B2 (ja) * 1997-08-15 2002-05-13 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼への耐食性表面処理方法及びその動・静翼
DE69732046T2 (de) * 1997-10-30 2005-12-08 Alstom Schutzbeschichtung für hochtemperatur
US20040180233A1 (en) * 1998-04-29 2004-09-16 Siemens Aktiengesellschaft Product having a layer which protects against corrosion. and process for producing a layer which protects against corrosion
JP2002513081A (ja) * 1998-04-29 2002-05-08 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 腐食保護層付き製品と腐食保護層の製造方法
WO1999067435A1 (en) 1998-06-23 1999-12-29 Siemens Aktiengesellschaft Directionally solidified casting with improved transverse stress rupture strength
US6231692B1 (en) 1999-01-28 2001-05-15 Howmet Research Corporation Nickel base superalloy with improved machinability and method of making thereof
EP1204776B1 (de) 1999-07-29 2004-06-02 Siemens Aktiengesellschaft Hochtemperaturbeständiges bauteil und verfahren zur herstellung des hochtemperaturbeständigen bauteils
US6346134B1 (en) * 2000-03-27 2002-02-12 Sulzer Metco (Us) Inc. Superalloy HVOF powders with improved high temperature oxidation, corrosion and creep resistance
US6867768B2 (en) 2001-06-13 2005-03-15 Sumitomo Wiring Systems, Ltd. Three-dimensional virtual assembling method, computer program and system, wiring harness designing method, computer program and system
DE50104022D1 (de) * 2001-10-24 2004-11-11 Siemens Ag Rhenium enthaltende Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen
US6924046B2 (en) * 2001-10-24 2005-08-02 Siemens Aktiengesellschaft Rhenium-containing protective layer for protecting a component against corrosion and oxidation at high temperatures
DE50112339D1 (de) 2001-12-13 2007-05-24 Siemens Ag Hochtemperaturbeständiges Bauteil aus einkristalliner oder polykristalliner Nickel-Basis-Superlegierung
JP4166977B2 (ja) * 2001-12-17 2008-10-15 三菱重工業株式会社 耐高温腐食合金材、遮熱コーティング材、タービン部材、及びガスタービン
EP1380672A1 (en) * 2002-07-09 2004-01-14 Siemens Aktiengesellschaft Highly oxidation resistant component

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2566693C2 (ru) * 2011-07-08 2015-10-27 Сименс Акциенгезелльшафт Система слоев с двухслойным металлическим слоем
US9435222B2 (en) 2011-07-08 2016-09-06 Siemens Aktiengesellschaft Layer system having a two-ply metal layer
RU2591096C2 (ru) * 2011-08-09 2016-07-10 Сименс Акциенгезелльшафт Сплав, защитное покрытие и конструктивный элемент
US11092034B2 (en) 2011-08-09 2021-08-17 Siemens Energy Global Gmbh & Co, Kg Alloy, protective layer and component
RU2574559C2 (ru) * 2011-09-12 2016-02-10 Сименс Акциенгезелльшафт Сплав, защитное покрытие и конструкционная деталь
US11092035B2 (en) 2011-09-12 2021-08-17 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Alloy, protective layer and component

Also Published As

Publication number Publication date
EP1524334A1 (de) 2005-04-20
CN100572601C (zh) 2009-12-23
CA2542763C (en) 2010-04-06
DE502004012166D1 (de) 2011-03-17
JP4874112B2 (ja) 2012-02-15
PL1673490T3 (pl) 2011-07-29
EP1673490A1 (de) 2006-06-28
CN1867699A (zh) 2006-11-22
RU2006116893A (ru) 2007-11-27
EP1673490B1 (de) 2011-02-02
SI1673490T1 (sl) 2011-05-31
WO2005042802A1 (de) 2005-05-12
JP2007508455A (ja) 2007-04-05
PT1673490E (pt) 2011-04-20
US8025984B2 (en) 2011-09-27
US20070065675A1 (en) 2007-03-22
DK1673490T3 (da) 2011-05-09
ES2359918T3 (es) 2011-05-30
ATE497549T1 (de) 2011-02-15
CA2542763A1 (en) 2005-05-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2334022C2 (ru) Защитный слой для защиты детали от коррозии и окисления при высоких температурах и деталь
US5981088A (en) Thermal barrier coating system
US6352788B1 (en) Thermal barrier coating
JP5173823B2 (ja) パイロクロア相を有する二層構造耐熱保護組織
KR101519131B1 (ko) 금속 합금 조성물 및 이를 포함하는 제품
RU2562656C2 (ru) Сплав, защитное покрытие и конструкционная деталь
US7968485B2 (en) Ceramic powder, ceramic layer and layer system of two pyrochlore phases and oxides
RU2521924C2 (ru) Сплав, защитный слой и деталь
US6720088B2 (en) Materials for protection of substrates at high temperature, articles made therefrom, and method for protecting substrates
US8163396B2 (en) Ceramic powder, ceramic layer and layer system with pyrochlore phase and oxides
RU2359054C2 (ru) Сплав, защитный слой для защиты конструктивного элемента от коррозии и окисления при высоких температурах и конструктивный элемент
US20120003460A1 (en) Two-Layer Porous Layer System Having a Pyrochlore Phase
JP2003138368A (ja) 遮熱コーティング
KR20140050714A (ko) 2겹의 ＭＣｒＡｌＸ 금속층을 포함하는 층 시스템
US20090263675A1 (en) Alloy, Protective Layer for Protecting a Component Against Corrosion and/or Oxidation at High Tempertures and Component
RU2550461C2 (ru) Сплав, защитный слой и конструктивный элемент
RU2591096C2 (ru) Сплав, защитное покрытие и конструктивный элемент
RU2566693C2 (ru) Система слоев с двухслойным металлическим слоем
US20130337286A1 (en) Alloy, protective coating, and component
JP3353035B2 (ja) 断熱皮膜系
EP0987345B1 (en) Thermal barrier coating system
US20120328900A1 (en) Alloy, protective layer, and component
RU2574559C2 (ru) Сплав, защитное покрытие и конструкционная деталь
EP1457579B1 (en) Materials for protection of superalloy substrates at high temperature, articles made therefrom, and method for protecting substrates

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20211201