RU2392349C2 - Покрытие для детали из жаропрочного сплава на основе железа, или никеля, или кобальта - Google Patents

Покрытие для детали из жаропрочного сплава на основе железа, или никеля, или кобальта Download PDF

Info

Publication number
RU2392349C2
RU2392349C2 RU2008125430A RU2008125430A RU2392349C2 RU 2392349 C2 RU2392349 C2 RU 2392349C2 RU 2008125430 A RU2008125430 A RU 2008125430A RU 2008125430 A RU2008125430 A RU 2008125430A RU 2392349 C2 RU2392349 C2 RU 2392349C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
layer
ceramic layer
coating according
cobalt
nickel
Prior art date
Application number
RU2008125430A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008125430A (ru
Inventor
Эккарт ШУМАНН (DE)
Эккарт ШУМАНН
Рамеш СУБРАМАНИАН (DE)
Рамеш СУБРАМАНИАН
Аксель КАЙЗЕР (DE)
Аксель КАЙЗЕР
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 RU2008125430A publication Critical patent/RU2008125430A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2392349C2 publication Critical patent/RU2392349C2/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
    • C23C30/00—Coating with metallic material characterised only by the composition of the metallic material, i.e. not characterised by the coating process
    • 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
    • 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
    • C23C14/08—Oxides
    • 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
    • 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
    • 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
    • C23C4/11—Oxides
    • 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
    • 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
    • Y10T428/26—Web or sheet containing structurally defined element or component, the element or component having a specified physical dimension
    • Y10T428/266—Web or sheet containing structurally defined element or component, the element or component having a specified physical dimension of base or substrate
    • 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
    • Y10T428/31504—Composite [nonstructural laminate]
    • Y10T428/31678—Of metal

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Compositions Of Oxide Ceramics (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)
  • Inorganic Compounds Of Heavy Metals (AREA)

Abstract

Изобретение относится к покрытию детали из жаропрочного сплава на основе железа, никеля или кобальта и может быть использовано при изготовлении деталей газовой турбины, в частности турбинных лопаток или теплозащитных экранов. Покрытие содержит наружный керамический слой со структурой пирохлора Gdv(ZrxHfy)Oz, изготовленный из смеси с соотношением гафния и циркония, составляющим 10:90 или 20:80, или 30:70, или 40:60, или 50:50, или 60:40, или 70:30, или 80:20, или 90:10. Получают покрытие с хорошими теплоизолирующими свойствами, а также хорошим сцеплением с деталью и большой долговечностью. 17 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Изобретение относится к покрытию детали из жаропрочного сплава на основе железа, или никеля, или кобальта, которое содержит наружный керамический слой.
Покрытие такого рода имеет подложку в виде металлического сплава на основе никеля или кобальта. Изделия такого рода служат в первую очередь деталями газовой турбины, в частности турбинными лопатками газовой турбины или теплозащитными экранами. Эти детали подвержены действию потоков горячего газа или агрессивных сред газообразных продуктов горения. Поэтому им приходится выдерживать большие тепловые нагрузки. Кроме того, необходимо, чтобы эти детали были коррозионно-стойкими и стойкими к окислению. Требования механической прочности предъявляются прежде всего к подвижным деталям, например к турбинным лопаткам газовых турбин, а в перспективе и к неподвижным деталям. Мощность и коэффициент полезного действия газовой турбины, в которой применяются детали, подверженные действию горячих газов, увеличиваются с повышением температуры. Чтобы добиться большого коэффициента полезного действия и большой мощности, компоненты газовых турбин, особенно подверженные действию высоких температур, снабжают покрытиями из керамического материала. Последние действует в качестве термоизоляционного слоя между потоком горячего газа и металлической подложкой.
От агрессивного потока горячего газа металлическая основа защищена покрытиями. При этом современные детали обычно имеют несколько покрытий, выполняющих специфические задачи. Таким образом, мы имеем дело с многослойными системами.
Поскольку мощность и коэффициент полезного действия газовых турбин с увеличением рабочей температуры возрастают, неоднократно делались попытки добиться большей мощности газовых турбин за счет усовершенствования системы покрытия.
ЕР 0944746 В1 раскрывает сущность применения пирохлора в качестве теплоизоляционного слоя. Однако для использования материала в качестве теплоизоляционного слоя необходимы не только хорошие теплоизоляционные свойства, но и хорошее сцепление с подложкой.
ЕР 0992603 А1 раскрывает сущность системы теплоизоляционного покрытия из окисей гадолиния и циркония, которое не должно иметь структуры пирохлора.
Поэтому задача изобретения состоит в том, чтобы предоставить покрытие в виде системы слоев, которое обладает хорошими теплоизоляционными свойствами, а также хорошим сцеплением с подложкой (деталью) и тем самым большой долговечностью.
Задача решается посредством покрытия для детали из жаропрочного сплава на основе железа, или никеля, или кобальта, которое содержит наружный керамический слой (13) со структурой пирохлора Gdv(ZrxHfy)Oz, изготовленный из смеси с соотношением гафния и циркония, составляющим 10:90 или 20:80, или 30:70, или 40:60, или 50:50, или 60:40, или 70:30, или 80:20, или 90:10.
В основу изобретения положено понимание того, что вся система для достижения долговечности должна рассматриваться и оптимизироваться как единое целое, а не как отдельные слои или отдельные слои, изолированные между собой и друг от друга.
В зависимых пунктах формулы изобретения приведены другие предпочтительные действия, которые могут произвольно комбинироваться выгодным образом.
Покрытие в виде системы слоев согласно изобретению состоит из наружного керамического слоя, содержащего смешанный кристалл из цирконата гадолиния и гафната гадолиния, обладающий особенно хорошими тепловыми свойствами (коэффициент расширения, соответствующий подложке, малый коэффициент теплопроводности) и очень хорошо гармонирующий с промежуточным слоем и подложкой детали.
Примеры осуществления изобретения подробно поясняются ниже со ссылками на чертежи.
Фиг.1 изображает систему слоев согласно изобретению,
фиг.2 - составы жаропрочных сплавов,
фиг.3 - газовую турбину,
фиг.4 - вид турбинной лопатки в изометрии,
фиг.5 - вид камеры сгорания в изометрии.
На фиг.1 изображена система слоев согласно изобретению.
Покрытие 1 предусматривает металлическую подложку 4, которая, в частности, для жаропрочных деталей состоит из жаропрочного сплава на никелевой или кобальтовой основе (фиг.2).
Непосредственно на подложке 4 имеется предпочтительно металлический связующий слой 7 типа, MCrAlX, в частности, типа NiCoCrAlX, который предпочтительно содержит
11-13, в частности, 12 вес.% кобальта,
20-22, в частности, 21 вес.% хрома,
10,5-11,5, в частности, 11 вес.% алюминия,
0,3-0,5, в частности, 0,4 вес.% иттрия (=Х),
1,5-2,5, в частности, 2,0 вес.% рения,
остальное - никель
или предпочтительно
24-26, в частности, 25 вес.% кобальта,
16-18, в частности, 17 вес.% хрома,
9,5-10,5, в частности, 10 вес.% алюминия,
0,3-0,5, в частности, 0,4 вес.% иттрия (=Х),
1-2,0, в частности, 1,5 вес.% рения,
остальное - никель
или предпочтительно
29-31, в частности, 30 вес.% никеля,
27-29, в частности, 28 вес.% хрома,
7-9, в частности, 8 вес.% алюминия,
0,5-0,7, в частности, 0,6 вес.% иттрия (=Х),
0,6-0,8, в частности, 0,7 вес.% кремния,
остальное - кобальт,
или предпочтительно
27-29, в частности, 28 вес.% никеля,
23-25, в частности, 24 вес.% хрома,
9-11, в частности, 10 вес.% алюминия,
0,3-0,7, в частности, 0,6 вес.% иттрия (=Х),
остальное - кобальт.
В частности, связующий слой NiCoCrAlY имеет один из этих составов.
На этом металлическом связующем слое 7 еще до нанесения последующих керамических слоев возник окисный слой алюминия, такой окисный слой алюминия возникает и во время эксплуатации (TGO). На металлическом связующем слое 7 или на окисном слое алюминия (не показан) предпочтительно имеется внутренний керамический слой предпочтительно полностью или частично стабилизированный окисный слой циркония. Предпочтительно используется стабилизированный окисный слой циркония с предпочтительно 6-8 вес.% иттрия. Для стабилизации окиси циркония могут быть также использованы окиси кальция, церия или гафния. Окись циркония предпочтительно наносится в виде слоя методом плазменного напыления, однако, она также предпочтительно может быть нанесена в качестве столбчатой структуры посредством электронно-лучевого напыления (EBPVD).
На TGO, на связующий слой 7 или на внутренний слой 10 нанесен наружный керамический слой 13, который содержит согласно изобретению смешанный кристалл из гадолиния, гафния и циркония со структурой пирохлора. Структура пирохлора имеет суммарную формулу А2В2O7 или в общем случае AvBxOz, причем v=2, x=2 и z=7. Отклонения от этого стехиометрического состава для v, x и z могут возникнуть в результате дефектов или небольшого, сознательного или непроизвольного легирования.
Для наружного керамического слоя 13 согласно изобретению в качестве А используется гадолиний (Gd), в качестве В-гафний и цирконий (Hf, Zr), т.е. смешанная структура - это Gdv(HfxZry)Oz.
В этом случае также могут иметь место отклонения от этой стехиометрии.
Предпочтительно наружный керамический слой содержит слой 13 Gdv(HfxZry)Oz при х+у=2.
Предпочтительно наружный керамический слой содержит также слой 13 Gdy(HfxZry)O7.
Предпочтительно наружный керамический слой содержит слой 13 Gd2(HfxZry)Oz.
Предпочтительно наружный керамический слой 13 состоит из Gdv(HfxZry)Oz, в частности, при v=2, x+y=2 и z=7.
При этом могут быть использованы любые соотношения компонентов смеси циркония и гафния у:х. Предпочтительно преобладает доля циркония. Такими же предпочтительными являются соотношения компонентов смеси гафния и циркония 10:90, 20:80, 30:70 или 40:60. Кроме того, предпочтительно применять соотношения компонентов смеси гафния и циркония 50:50, 60:40, 70:30, 80:20 или 90:10. Таким образом, для отношения х к у предпочтительными оказываются приведенные показатели отношения гафния к цирконию (Hf:Zr=80:20 соответствует у:х=1,6:0,4).
Слой может быть изготовлен из порошка, содержащего доли вышеупомянутого состава. Аналогичным образом смешанные кристаллы могут быть также получены в процессе нанесения покрытия или в результате термической обработки по окончании процесса нанесения покрытия.
Толщина внутреннего слоя 10 предпочтительно составляет 10-50% всей толщины D внутреннего слоя 10 и наружного слоя 13. Предпочтительно толщина внутреннего слоя 10 составляет 10-40 или 10-30% всей толщины слоя. Также предпочтительно, чтобы толщина внутреннего слоя 10 составляла 10-20% толщины всего слоя. Также предпочтительно, чтобы толщина внутреннего слоя 10 составляла 20-50 или 20-40% толщины всего слоя. Если доля внутреннего слоя 10 от всей толщины слоя располагается между 20 и 30%, то достигнутые результаты также являются предпочтительными. Предпочтительно толщина внутреннего слоя 10 составляет 30-50% всей толщины слоя.
Также предпочтительно, чтобы толщина внутреннего слоя 10 составляла 30-40% толщины всего слоя. Также предпочтительно, чтобы толщина внутреннего слоя 10 составляла 40-50% толщины всего слоя. Хотя фаза пирохлора имеет по сравнению со слоем ZrO2 лучшие теплоизоляционные свойства, слой ZrO2 по толщине может быть выполнен таким же, как фаза пирохлора.
Внутренний керамический слой 10 предпочтительно имеет толщину 40-60 мкм, в частности 50 мкм. Общая толщина внутреннего слоя 10 и наружного слоя 13 составляет предпочтительно 300 или 400 мкм. Максимальная общая толщина слоя составляет предпочтительно 800 мкм или предпочтительно максимум 600 мкм.
На фиг.3 в качестве примера газовая турбина 100 изображена в частичном продольном разрезе. Газовая турбина 100 содержит внутри ротор 103 с валом 101, установленный с возможностью вращения вокруг оси 102 вращения и называемый также турбинным ротором. Вдоль ротора 103 друг за другом следуют всасывающая коробка 104, компрессор 105, камера 110 сгорания, например тороидальная, в частности кольцевая, с несколькими коаксиально расположенными горелками 107, турбина 108 и корпус 109 для отходящих газов.
Кольцевая камера сгорания 110 сообщается, например, с кольцевым каналом 111 для горячего газа. Там, например, четыре последовательно включенные ступени 112 турбины образуют турбину 108. Каждая турбина 112 образована, например, двумя обоймами лопаток. Если смотреть в направлении потока рабочей среды 113, то в канале 111 для горячего газа за рядом 115 направляющих лопаток 120 следует ряд 125, образованный рабочими лопатками 120.
При этом направляющие лопатки 130 закреплены на внутреннем корпусе 138 статора 143, в то время как рабочие лопатки 120 ряда 125 закреплены, например, с помощью диска турбины 133, на роторе 103. К ротору 103 подсоединен генератор или рабочая машина (не показаны).
Во время работы газовой турбины 100 воздух 135 с помощью компрессора 105 всасывается через всасывающую коробку 104 и сжимается. Сжатый воздух с конца компрессора 105 со стороны турбины подается к горелкам 107 и там смешивается с горючим материалом. Затем смесь сжигается в камере 110 сгорания с образованием рабочей среды 113. Оттуда рабочая среда 113 устремляется вдоль канала 111 для горячего газа мимо направляющих лопаток 130 и рабочих лопаток 120. На рабочих лопатках 120 рабочая среда 113 расширяется, формируя импульс, так что рабочие лопатки 120 приводят во вращение ротор 103, а он -подсоединенную к нему рабочую машину.
Детали, испытывающие воздействие горячей рабочей среды 113, во время эксплуатации газовой турбины 100 подвергаются термическим нагрузкам. Направляющие турбины 130 и рабочие турбины 120 первой ступени 112 турбины в направлении потока рабочей среды 113 наряду с теплозащитными облицовочными элементами кольцевой камеры 110 сгорания подвергаются наибольшим термическим нагрузкам.
Для того чтобы выдержать господствующие там температуры, они могут охлаждаться с помощью охлаждающей среды. Кроме того, подложки деталей могут иметь направленную структуру, т.е. они являются монокристаллическими (при наличии структуры SX) или имеют зерна, ориентированные лишь в продольном направлении (при наличии структуры DS).
В качестве материала для деталей, в частности для турбинных лопаток 120, 130 и для деталей камеры 110 сгорания, используются, например, жаропрочные сплавы на основе железа, никеля или кобальта.
Такие жаропрочные сплавы известны, например, из ЕР 1204776 В1, ЕР 1306454, ЕР 1319729 A1, WO 99/67435 или WO 00/44949; эти публикации в отношении химического состава сплавов частично раскрывают сущность изобретения.
Направляющая лопатка 130 имеет основание, обращенное к внутреннему корпусу 138 турбины 108 (здесь не показано) и вершину, противолежащую основанию направляющей лопатки 130. Вершина направляющей лопатки 130 обращена в сторону ротора 103 и установлена на зажимном кольце 140 статора 143.
На фиг.4 изображены рабочая лопатка 120 или направляющая лопатка 130 турбомашины, располагающаяся в направлении продольной оси 121.
Турбомашиной может быть газовая турбина самолета или электростанции для производства электроэнергии, паровая турбина или компрессор.
Лопатка 120, 130 имеет в направлении продольной оси 121 последовательно расположенные область 400 крепления, граничащую с ней платформу 403 лопатки, а также рабочую сторону 406 и вершину 415. В качестве направляющей лопатки 130 она может иметь на своей вершине 415 еще одну платформу (не показана). В области 400 крепления выполнено основание 183 лопатки, служащее для крепления рабочих лопаток 120 и направляющих лопаток 130 на валу или диске (не показаны). Основание 183 выполнено, например, в виде прямоугольной головки. Возможны другие формы выполнения в виде елочного или ласточкина хвоста. Лопатка 120, 130 имеет для среды, протекающей мимо рабочей стороны 406 лопатки, входную кромку 409 и выходную кромку 412.
У обычных лопаток 120, 130 на всех участках 400, 403, 406 лопаток 120, 130 применяются, например, массивные металлические материалы, в частности жаропрочные сплавы. Такие жаропрочные сплавы известны, например, из ЕР 1204776 B1, ЕР 1306454, ЕР 1319729 A1, WO 99/67435 или WO 00/44949; эти публикации в отношении химического состава сплавов частично раскрывают сущность изобретения. При этом лопатки 120, 130 могут изготавливаться способом литья, а также посредством направленного затвердевания, способами фрезерования, ковки или с помощью их комбинации.
Детали с монокристаллической структурой или структурами применяются в качестве деталей машин, которые во время эксплуатации подвергаются воздействию механических, термических и/или химических нагрузок.
Изготовление монокристаллических деталей такого рода осуществляется, например, направленным затвердеванием из раствора. При этом речь идет о способе литья, при котором жидкий металлический сплав затвердевает с образованием монокристаллической структуры, т.е. монокристаллической детали, или с образованием направленной структуры. При этом дендритные кристаллы ориентированы вдоль теплового потока и образуют или зернистую структуру со столбчатыми кристаллами (столбчатые зерна - это зерна, проходящие по всей длине детали, а здесь, говоря обычным языком, называются направленно затвердевшими), или монокристаллическую структуру, т.е. вся деталь состоит из одного единого кристалла. При этом способе следует избегать глобулярной (поликристаллической) кристаллизации, поскольку в результате ненаправленного роста неизбежно образуются продольные и поперечные границы зерен, которые сводят на нет положительные свойства монокристаллической детали, затвердевшей направленным образом.
Если речь идет о направленно затвердевших структурах в общем, то тем самым имеются в виду как монокристаллы, не имеющие никаких границ зерен или в крайнем случае имеющие границы зерен под малыми углами, так и столбчатые кристаллические структуры, имеющие границы зерен, проходящие в продольном направлении, но не имеющие никаких поперечных границ зерен. В случае этих вторых кристаллических структур речь идет о направленно затвердевших структурах (directionally solidified structures). Такие способы известны из US-PS 6024792 и ЕР 0892090 А1; эти публикации в отношении способа затвердевания являются частью сущности изобретения.
Точно также лопатки 120, 130 могут иметь покрытия против коррозии или окисления, например (MCrAlX; M - это по меньшей мере элемент группы железа (Fe), кобальта (Со), никеля (Ni), Х - это активный элемент, замещающий иттрий (Y) и/или кремний (Si), и/или по меньшей мере редкоземельный элемент, т.е. гафний (Hf)). Такие сплавы известны из ЕР 0486489 B1, ЕР 0786017 В1, ЕР 0412397 B1 или ЕР 1306454 А1, которые должны быть частью этой сущности изобретения в отношении химического состава сплава. Плотность предпочтительно составляет 95% теоретической плотности. На слое MCrAlX (в качестве промежуточного или наружного слоя) образуется защитный слой алюминия (TGO=thermal grown oxide layer).
На слое MCrAlX может быть также теплоизоляционный слой, который предпочтительно является наружным и состоит из системы 1 слоев согласно изобретению. Теплоизоляционный слой покрывает слой McrAlX полностью. С помощью соответствующих способов покрытия, например электронно-лучевого напыления (EB-PVD), в теплоизоляционном слое образуются столбчатые зерна.
Возможны другие способы нанесения покрытия, например плазменное напыление при атмосферном давлении (APS, LPPS, VPS, CVD). Теплоизоляционный слой может иметь пористые, микропористые зерна или зерна с микро- и макротрещинами для лучшей устойчивости против теплового удара. Таким образом, теплоизоляционный слой предпочтительно является более пористым, чем слой McrAlX.
Лопатка 120, 130 может быть выполнена полой или сплошной. Если лопатка 120, 130 должна охлаждаться, она является полой и при необходимости имеет дополнительные отверстия для охлаждения пленки 418 (показаны пунктиром).
На фиг.5 изображена камера 110 сгорания газовой турбины 100. Камера сгорания 110 выполнена, например, в виде, так называемой, кольцевой камеры сгорания, в которой в общее пространство 154 камеры сгорания 110 выходит множество образующих пламя 156 горелок 107, расположенных по окружности вокруг оси 102 вращения. Для этого камера 110 сгорания в своей совокупности выполнена в виде кольцеобразной структуры, размещенной вокруг оси 102 вращения.
Для достижения относительно большого коэффициента полезного действия камера 110 сгорания рассчитана на сравнительно высокую температуру рабочей среды М порядка 1000-1600°С. Чтобы даже при таких рабочих параметрах, которые являются неблагоприятными для материалов, добиться относительно большого срока службы, стенки 153 камеры 110 сгорания со своей внутренней стороны, обращенной к рабочей среде М, имеют внутреннюю облицовку, образованную элементами 155 тепловой защиты.
К тому же из-за высоких температур внутри камеры 110 сгорания можно предусмотреть для элементов 155 тепловой защиты или для поддерживающих их элементов систему охлаждения. В этом случае элементы 155 тепловой защиты являются, например, полыми и при необходимости имеют дополнительные отверстия для охлаждения (не показаны), выходящие в пространство 154 камеры 110 сгорания.
Каждый элемент 155 тепловой защиты из сплава со стороны рабочей среды снабжен особенно жаропрочным защитным слоем (слоем McrAlX и/или керамическим покрытием) или изготовлен из жаростойкого материала (массивных керамических камней).
Эти защитные слои могут быть аналогичными турбинным лопаткам, т.е. McrAlX означает, например, следующее: М - это по меньшей мере элемент группы железа (Fe), кобальта (Со), никеля (Ni), Х - это активный элемент, замещающий иттрий (Y) и/или кремний (Si), и/или по меньшей мере редкоземельный элемент, т.е. гафний (Hf). Такие сплавы известны из ЕР 0486489 В1, ЕР 0786017 В1, ЕР 0412397 В1 или ЕР 1306454 А1, которые должны быть частью этой сущности изобретения в отношении химического состава сплава.
На слой MCrAlX может быть также нанесен, например, керамический теплоизоляционный слой, который состоит из системы 1 слоев согласно изобретению. С помощью соответствующих способов покрытия, например электронно-лучевого напыления (EB-PVD), в теплоизоляционном слое образуются столбчатые зерна. Возможны другие способы нанесения покрытия, например плазменное напыление при атмосферном давлении (APS, LPPS, VPS, CVD). Теплоизоляционный слой может иметь пористые, микропористые зерна или зерна с микро- и макротрещинами для лучшей устойчивости против теплового удара.
Регенерация (Refurbishment) означает, что турбинные лопатки 120, 130, элементы 155 тепловой защиты после их использования в случае необходимости должны быть очищены от защитных слоев (например, с помощью пескоструйной обработки). После этого происходит удаление коррозионных и/или окисных слоев, т.е. продуктов коррозии и/или окисления. При необходимости ремонтируются также трещины в турбинной лопатке 120, 130 или в элементе 155 тепловой защиты. После этого осуществляются повторное покрытие турбинных лопаток 120, 130, элементов 155 тепловой защиты и повторное использование турбинных лопаток 120, 130 или элементов 155 тепловой защиты.

Claims (18)

1. Покрытие для детали из жаропрочного сплава на основе железа, или никеля, или кобальта, которое содержит наружный керамический слой (13) со структурой пирохлора Gdv(ZrxHfy)Oz, изготовленный из смеси с соотношением гафния и циркония, составляющим 10:90 или 20:80, или 30:70, или 40:60, или 50:50, или 60:40, или 70:30, или 80:20, или 90:10.
2. Покрытие по п.1, в котором наружный керамический слой (13) имеет структуру Gdv(ZrxHfy)Oz при х+у=2.
3. Покрытие по п.1 или 2, в котором наружный керамический слой (13) имеет структуру Gdv(ZrxHfy)Oz.
4. Покрытие по п.1 или 2, в котором наружный керамический слой (13) имеет структуру Gdv(ZrxHfy)O7.
5. Покрытие по п.1 или 2, в котором наружный керамический слой (13) состоит из структуры Gdv(ZrxHfy)Oz.
6. Покрытие по п.1 или 2, в котором наружный керамический слой (13) состоит из структуры Gdv(ZrxHfy)Oz при х+у=2, в частности из Gd2(ZrxHfy)O7.
7. Покрытие по п.1, в котором под наружным керамическим слоем (13) имеется внутренний керамический слой (10), в частности стабилизированный слой оксида циркония, в частности слой оксида циркония, стабилизированный иттрием.
8. Покрытие по п.7, в котором внутренний керамический слой (10) состоит из слоя оксида циркония, стабилизированного 6-8 вес.% иттрия.
9. Покрытие по п.7 или 8, в котором внутренний керамический слой (10) имеет толщину 10-50% общей толщины (D) внутреннего керамического слоя (10) и наружного керамического слоя (13).
10. Покрытие по п.7 или 8, в котором суммарная толщина внутреннего керамического слоя (10) и наружного керамического слоя (13) составляет 300 мкм.
11. Покрытие по п.7 или 8, в котором суммарная толщина внутреннего керамического слоя (10) и наружного керамического слоя (13) составляет 400 мкм.
12. Покрытие по п.1 или 7, в котором на детали (4) и под внутренним керамическим слоем (10) или под наружным керамическим слоем (13) предусмотрен металлический связующий слой (7), в частности, из сплава NiCoCrAlX.
13. Покрытие по п.12, в котором металлический связующий слой (7) содержит, вес.%:
11-13, в частности, 12% кобальта,
20-22, в частности, 21% хрома,
10,5-11,5, в частности, 11% алюминия,
0,3-0,5, в частности, 0,4% иттрия,
1,5-2,5, в частности, 2,0% рения,
остальное - никель.
14. Покрытие по п.12, в котором металлический связующий слой (7) содержит, вес.%:
24-26, в частности, 25% кобальта,
16-18, в частности, 17% хрома,
9,5-10,5, в частности, 10% алюминия,
0,3-0,5, в частности, 0,4% иттрия,
1-2,0, в частности, 1,5% рения,
остальное - никель.
15. Покрытие по п.12, в котором металлический связующий слой (7) содержит, вес.%:
29-31, в частности, 30% никеля,
27-29, в частности, 28% хрома,
7-9, в частности, 8% алюминия,
0,5-0,7, в частности, 0,6% иттрия,
0,6-0,8, в частности, 0,7% кремния,
остальное - кобальт.
16. Покрытие по п.12, в котором металлический связующий слой (7) содержит, вес.%:
27-29, в частности, 28% никеля,
23-25, в частности, 24% хрома,
9-11, в частности, 10% алюминия,
0,3-0,7, в частности, 0,6% иттрия,
остальное - кобальт.
17. Покрытие по п.1 или 2, в котором у>х.
18. Покрытие по п.1 или 2, в котором у<х.
RU2008125430A 2005-11-24 2006-10-17 Покрытие для детали из жаропрочного сплава на основе железа, или никеля, или кобальта RU2392349C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP20050025690 EP1790754A1 (de) 2005-11-24 2005-11-24 Schichtsystem mit Gadolinium-Mischkristall-Pyrochlorphase
EP05025690.8 2005-11-24

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008125430A RU2008125430A (ru) 2009-12-27
RU2392349C2 true RU2392349C2 (ru) 2010-06-20

Family

ID=36129771

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008125430A RU2392349C2 (ru) 2005-11-24 2006-10-17 Покрытие для детали из жаропрочного сплава на основе железа, или никеля, или кобальта

Country Status (10)

Country Link
US (1) US9611551B2 (ru)
EP (4) EP1790754A1 (ru)
JP (1) JP2009517241A (ru)
CN (1) CN101313080B (ru)
CA (1) CA2630690C (ru)
FR (1) FR2895742B1 (ru)
GB (1) GB2432591B (ru)
IT (1) ITMI20062223A1 (ru)
RU (1) RU2392349C2 (ru)
WO (1) WO2007060062A1 (ru)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2532646C1 (ru) * 2013-06-28 2014-11-10 Фонд поддержки научной, научно-технической и инновационной деятельности "Энергия без границ" (Фонд "Энергия без границ") Многослойное теплозащитное покрытие
RU2660985C1 (ru) * 2013-12-06 2018-07-11 Турбомека Ротор с лопатками
RU2674292C1 (ru) * 2017-06-19 2018-12-06 Общество с ограниченной ответственностью "Термоэмиссионные Турбины" Гиперзвуковой турбореактивный двигатель
RU2746196C1 (ru) * 2020-06-01 2021-04-08 Общество С Ограниченной Ответственностью "Технологические Системы Защитных Покрытий" (Ооо "Тсзп") Деталь и сборочная единица соплового аппарата турбины высокого давления
RU2763953C1 (ru) * 2021-03-11 2022-01-11 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") Комбинированное защитное покрытие

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ATE530505T1 (de) * 2007-05-07 2011-11-15 Siemens Ag Keramisches pulver, keramische schicht sowie schichtsystem aus zwei pyrochlorphasen und oxiden
DE502007006989D1 (de) * 2007-05-07 2011-06-01 Siemens Ag Keramisches Pulver, keramische Schicht und Schichtsystem mit einer Gadolinium-Mischkristall-Pyrochlorphase und Oxiden
ATE490224T1 (de) * 2007-05-07 2010-12-15 Siemens Ag Zweilagiges schichtsystem mit pyrochlorphase und oxiden
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
US20110033284A1 (en) * 2009-08-04 2011-02-10 United Technologies Corporation Structurally diverse thermal barrier coatings
CA2775993C (en) * 2009-09-30 2017-07-18 Dow Global Technologies Llc Acetylated glycerin esters and their blends with epoxidized fatty acid esters
EP2450465A1 (de) * 2010-11-09 2012-05-09 Siemens Aktiengesellschaft Poröses Schichtsystem mit poröserer Innenschicht
DE102015206321A1 (de) * 2015-04-09 2016-10-13 Siemens Aktiengesellschaft Zweilagige keramische Wärmedämmschicht mit Übergangszone
US20170101874A1 (en) * 2015-10-12 2017-04-13 United Technologies Corporation Multi-layered coating with columnar microstructure and branched columnar microstructure
US20180290929A1 (en) * 2017-04-07 2018-10-11 General Electric Company Thermal Barrier System with Thin Dense Columnar TBC Layer and Methods of Forming the Same
CN111978087B (zh) * 2019-05-22 2022-04-15 北京理工大学 一种复合材料及其制备方法和应用
RU2714345C1 (ru) * 2019-06-21 2020-02-14 Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" Способ получения градиентного нанокомпозитного теплозащитного покрытия

Family Cites Families (31)

* 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
US4419416A (en) * 1981-08-05 1983-12-06 United Technologies Corporation Overlay coatings for superalloys
DE3926479A1 (de) 1989-08-10 1991-02-14 Siemens Ag Rheniumhaltige schutzbeschichtung, mit grosser korrosions- und/oder oxidationsbestaendigkeit
WO1991002108A1 (de) 1989-08-10 1991-02-21 Siemens Aktiengesellschaft Hochtemperaturfeste korrosionsschutzbeschichtung, insbesondere für gasturbinenbauteile
JPH0541237A (ja) * 1991-07-25 1993-02-19 Nippon Telegr & Teleph Corp <Ntt> 固体燃料電池
JP2949605B2 (ja) * 1991-09-20 1999-09-20 株式会社日立製作所 合金被覆ガスタービン翼及びその製造方法
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
US6129991A (en) * 1994-10-28 2000-10-10 Howmet Research Corporation Aluminide/MCrAlY coating system for superalloys
EP0713957A1 (en) 1994-11-25 1996-05-29 FINMECCANICA S.p.A. AZIENDA ANSALDO Method of repairing the coating of turbine blades
JP3943139B2 (ja) * 1996-12-10 2007-07-11 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 高温ガスに曝される製品ならびにその製造方法
US6258467B1 (en) * 2000-08-17 2001-07-10 Siemens Westinghouse Power Corporation Thermal barrier coating having high phase stability
US6924040B2 (en) 1996-12-12 2005-08-02 United Technologies Corporation Thermal barrier coating systems and materials
US6177200B1 (en) 1996-12-12 2001-01-23 United Technologies Corporation Thermal barrier coating systems and materials
US6117560A (en) * 1996-12-12 2000-09-12 United Technologies Corporation Thermal barrier coating systems and materials
EP0861927A1 (de) 1997-02-24 1998-09-02 Sulzer Innotec Ag Verfahren zum Herstellen von einkristallinen Strukturen
EP0892090B1 (de) 1997-02-24 2008-04-23 Sulzer Innotec Ag Verfahren zum Herstellen von einkristallinen Strukturen
JP3413096B2 (ja) * 1998-03-16 2003-06-03 株式会社東芝 耐熱部材およびその製造方法
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
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
NZ500555A (en) * 1999-08-02 2000-11-24 Hovione Int Ltd Process for the preparation of mometasone furoate
DE10158639A1 (de) 2001-04-03 2002-10-17 Forschungszentrum Juelich Gmbh Wärmedämmschicht auf Basis von La2Zr2O7 für hohe Temperaturen
DE50104022D1 (de) 2001-10-24 2004-11-11 Siemens Ag Rhenium enthaltende Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen
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
DE10200803A1 (de) 2002-01-11 2003-07-31 Forschungszentrum Juelich Gmbh Herstellung eines keramischen Werkstoffes für eine Wärmedämmschicht sowie eine den Werkstoff enthaltene Wärmedämmschicht
EP1380672A1 (en) * 2002-07-09 2004-01-14 Siemens Aktiengesellschaft Highly oxidation resistant component
US6730422B2 (en) 2002-08-21 2004-05-04 United Technologies Corporation Thermal barrier coatings with low thermal conductivity
WO2005019370A2 (de) 2003-08-13 2005-03-03 Siemens Aktiengesellschaft Wärmedämmstoff und anordnung einer wärmedämmschicht mit dem wärmedämmstoff
US7326470B2 (en) * 2004-04-28 2008-02-05 United Technologies Corporation Thin 7YSZ, interfacial layer as cyclic durability (spallation) life enhancement for low conductivity TBCs

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2532646C1 (ru) * 2013-06-28 2014-11-10 Фонд поддержки научной, научно-технической и инновационной деятельности "Энергия без границ" (Фонд "Энергия без границ") Многослойное теплозащитное покрытие
RU2660985C1 (ru) * 2013-12-06 2018-07-11 Турбомека Ротор с лопатками
RU2674292C1 (ru) * 2017-06-19 2018-12-06 Общество с ограниченной ответственностью "Термоэмиссионные Турбины" Гиперзвуковой турбореактивный двигатель
RU2746196C1 (ru) * 2020-06-01 2021-04-08 Общество С Ограниченной Ответственностью "Технологические Системы Защитных Покрытий" (Ооо "Тсзп") Деталь и сборочная единица соплового аппарата турбины высокого давления
RU2763953C1 (ru) * 2021-03-11 2022-01-11 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") Комбинированное защитное покрытие

Also Published As

Publication number Publication date
WO2007060062A1 (de) 2007-05-31
ITMI20062223A1 (it) 2007-05-25
JP2009517241A (ja) 2009-04-30
CA2630690A1 (en) 2007-05-31
EP1951928B1 (de) 2017-03-29
WO2007060062A8 (de) 2007-07-12
CA2630690C (en) 2011-05-10
EP2278039A3 (de) 2012-03-28
GB0623305D0 (en) 2007-01-03
US9611551B2 (en) 2017-04-04
EP1951928A1 (de) 2008-08-06
GB2432591A (en) 2007-05-30
GB2432591B (en) 2011-05-18
FR2895742B1 (fr) 2010-11-05
RU2008125430A (ru) 2009-12-27
EP2278039A2 (de) 2011-01-26
EP2278040A3 (de) 2012-03-28
CN101313080A (zh) 2008-11-26
CN101313080B (zh) 2011-10-19
EP1790754A1 (de) 2007-05-30
FR2895742A1 (fr) 2007-07-06
EP2278040A2 (de) 2011-01-26
US20090162648A1 (en) 2009-06-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2392349C2 (ru) Покрытие для детали из жаропрочного сплава на основе железа, или никеля, или кобальта
US8057924B2 (en) Layer system comprising two pyrochlore phases
US7592071B2 (en) Layer system
RU2388845C2 (ru) Многослойная система тепловой защиты с фазой пирохлора
US8114800B2 (en) Ceramic powder, ceramic layer and layer system having gadolinium/mixed crystal pyrochlore phases and oxides
US8084382B2 (en) Ceramic powder, ceramic layer and layer system with pyrochlore phase and oxides
US7968485B2 (en) Ceramic powder, ceramic layer and layer system of two pyrochlore phases and oxides
KR101540500B1 (ko) 파이로클로르 상을 갖는 2층의 다공성 층 시스템
US8420238B2 (en) Use of a tungsten bronze structured material and turbine component with a thermal barrier coating
US7695827B2 (en) Component with a protective layer
US20070224443A1 (en) Oxidation-resistant coating and formation method thereof, thermal barrier coating, heat-resistant member, and gas turbine
KR20080110983A (ko) 높은 다공도의 층상형 열적 배리어 코팅 및 부품
JP2010241610A6 (ja) ガドリニウム混晶パイロクロア相と酸化物とを有するセラミック粉末、セラミック層及び層組織
JP2010241609A6 (ja) ２つのパイロクロア相と酸化物とを有するセラミック粉末、セラミック層及び層組織
JP2010241611A6 (ja) パイロクロア相と酸化物とを有するセラミック粉末、セラミック層及び層組織
US8034469B1 (en) Two-level layer system with pyrochlore phase and oxides
EP2423347A1 (en) Method for forming a thermal barrier coating and a turbine component with the thermal barrier coating
GB2439312A (en) Protective coating for turbine components

Legal Events

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

Effective date: 20121018