RU2423544C2 - Многослойное термобарьерное покрытие для детали из сплава на основе кобальта или никеля и деталь - Google Patents

Многослойное термобарьерное покрытие для детали из сплава на основе кобальта или никеля и деталь Download PDF

Info

Publication number
RU2423544C2
RU2423544C2 RU2008143997/02A RU2008143997A RU2423544C2 RU 2423544 C2 RU2423544 C2 RU 2423544C2 RU 2008143997/02 A RU2008143997/02 A RU 2008143997/02A RU 2008143997 A RU2008143997 A RU 2008143997A RU 2423544 C2 RU2423544 C2 RU 2423544C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
vol
ceramic layer
porosity
layer
coating
Prior art date
Application number
RU2008143997/02A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008143997A (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 RU2008143997A publication Critical patent/RU2008143997A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2423544C2 publication Critical patent/RU2423544C2/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
    • 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
    • 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
    • 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
    • C23C28/04—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 only coatings of inorganic non-metallic material
    • 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
    • C23C4/06—Metallic material
    • C23C4/073—Metallic material containing MCrAl or MCrAlY alloys, where M is nickel, cobalt or iron, with or without non-metal elements
    • 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
    • C23C4/12—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the method of spraying
    • 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
    • C23C4/12—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the method of spraying
    • C23C4/134—Plasma spraying
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • 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
    • Y10T428/249921—Web or sheet containing structurally defined element or component
    • Y10T428/249953—Composite having voids in a component [e.g., porous, cellular, etc.]
    • Y10T428/249981—Plural void-containing components

Landscapes

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

Abstract

Изобретение относится к многослойному покрытию, представляющему собой термический барьер, а также к детали с таким покрытием. Термобарьерное покрытие для детали из сплава на основе кобальта или никеля содержит по меньшей мере три термобарьерных слоя. Внутренний керамический слой, который является ближайшим к основе упомянутой детали и имеет пористость в диапазоне от 5 об.% до 11 об.%, внешний керамический слой, который имеет пористость в диапазоне от 20 об.% до 27 об.%, и промежуточный керамический слой, который расположен между внутренним и наружным керамическими слоями. Упомянутые керамические слои выполнены из диоксида циркония, не стабилизированного или полностью стабилизированного оксидом иттрия и/или оксидом кальция, и/или оксидом магния. Получается керамическое покрытие, слои которого обладают улучшенной стойкостью к термическим и механическим повреждениям. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к многослойному термобарьерному покрытию, которое имеет высокую пористость согласно пункту 1 приложенной формулы изобретения, а также к детали из сплава на основе кобальта или никеля согласно пункту 13 приложенной формулы изобретения.
В документе US 4299865 описано двухслойное керамическое термобарьерное покрытие, которое содержит внешний слой, имеющий очень высокую пористость в диапазоне от 20 объемных процентов до 33 объемных процентов, и плотный внутренний керамический слой, служащий термобарьером.
В патенте ER 0816526 В1 описана система термобарьерного покрытия из единственного слоя, который имеет пористость в диапазоне от 20 объемных процентов до 35 объемных процентов.
В документе US 4936745 описан одинарный керамический слой, имеющий пористость в диапазоне от 20 объемных процентов до 35 объемных процентов.
В документе US 2004/0126599 А1 описано термобарьерное покрытие из двух слоев с различающейся микроструктурой.
Термобарьерные покрытия представляют собой, по существу, слои с определенным функциональным назначением и предназначены для защиты основы, например, от избыточного тепла. Основа обладает достаточно высокой механической прочностью. Термобарьерные покрытия, кроме того, подвержены воздействию термических и/или механических напряжений и могут разрушаться в результате появления трещин.
Таким образом, задачей настоящего изобретения является создание теромобарьерного покрытия, а также детали, выполненной из сплава на основе кобальта или никеля, слои которой способны лучше противостоять термическим и механическим повреждениям.
Эта задача решается термобарьерным покрытием для детали из сплава на основе кобальта или никеля, содержащее, по меньшей мере, три термобарьерных слоя: внутренний керамический слой, который является ближайшим к основе упомянутой детали и имеет пористость в диапазоне от 5 объемных процентов до 11 объемных процентов, предпочтительно от 9 объемных процентов до 11 объемных процентов, внешний керамический слой, который имеет пористость в диапазоне от 20 объемных процентов до 27 объемных процентов, предпочтительно от 21 объемного процента до 27 объемных процентов, более предпочтительно от 23 объемных процентов до 27 объемных процентов, и промежуточный керамический слой, который расположен между внутренним и наружным керамическими слоями, при этом керамические слои выполнены из диоксида циркония, не стабилизированного или полностью стабилизированного оксидом иттрия и/или оксидом кальция, и/или оксидом магния.
Предпочтительно пористость промежуточного керамического слоя изменяется от минимального значения до максимального значения.
Более предпочтительно промежуточный керамический слой имеет пористость, находящуюся в диапазоне от максимального значения пористости внутреннего керамического слоя до минимального значения пористости внешнего керамического слоя.
Еще более предпочтительно пористость промежуточного керамического слоя увеличивается от значения пористости внутреннего керамического слоя до значения пористости внешнего керамического слоя, предпочтительно в диапазоне от 9 об.% - 11 об.% до 20 об.% - 27 об.%, предпочтительно в диапазоне от 9 об.% - 11об.% до 21 об.% - 27 об.% и более предпочтительно в диапазоне от 9 об.% - 11 об.% до 23 об.% - 27 об.%.
Кроме того, пористость промежуточного керамического слоя может быть равна постоянному значению в диапазоне 9-27 об.%.
Предпочтительно толщина внутреннего керамического слоя находится в диапазоне от 100 мкм до 150 мкм, предпочтительно 125 мкм.
Более предпочтительно толщина промежуточного керамического слоя не превышает 150 мкм, предпочтительно - 75 мкм.
Еще более предпочтительно толщину внешнего керамического слоя выбирают в диапазоне от 150 мкм до 2000 мкм, предпочтительно - от 1 мм до 2 мм.
Дополнительно внутренний керамический слой может быть образован посредством плазменного напыления.
Кроме того, промежуточный керамический слой может быть образован посредством плазменного напыления.
Дополнительно внешний керамический слой может быть образован посредством плазменного напыления.
Предпочтительно покрытие состоит из трех слоев.
Другим аспектом изобретения является деталь из сплава на основе кобальта или никеля, содержащая вышеуказанное покрытие.
Предпочтительно на упомянутой основе детали создан промежуточный металлический слой, состоящий из Ni-12Co-21Cr-11Al-0,4Y-Re, вес.%.
Более предпочтительно на основе создан промежуточный металлический слой, состоящий из Ni-25Co-17Cr-10Al-0,5Y-Re, вес.%.
Еще более предпочтительно на упомянутой основе создан промежуточный металлический слой, состоящий из Co-30Ni-28Cr-8Al-0,6Y-0,7Si, вес.%.
Предпочтительно деталь представляет собой лопасть турбины, лопатку турбины, тепловой экран или корпус, в предпочтительном случае турбины.
Примерные варианты реализации настоящего изобретения показаны на чертежах, на которых:
на Фиг.1 показан один из примеров термобарьерного покрытия;
на Фиг.2 показан другой пример термобарьерного покрытия;
на Фиг.3 перечислены некоторые суперсплавы, образующие основу для термобарьерного покрытия;
на Фиг.4 показана газовая турбина;
на Фиг.5 показана лопасть или лопатка турбины;
на Фиг.6 показана камера сгорания.
На Фиг.1 показан один из примеров системы 1 термобарьерного покрытия.
Система 1 термобарьерного покрытия содержит металлическую основу 4, которая изготовлена из сплава на основе кобальта или никеля и представляет собой деталь 120, 130 (Фиг.5), 155 (Фиг.6) газовой турбины 100 (Фиг.4). Упомянутый сплав является суперсплавом (Фиг.3).
На эту основу 4 в предпочтительном случае наносят слой 7, обеспечивающий соединение за счет металлической связи и относящийся к типу MCrAlX. На этом слое 7 во время или перед нанесением следующих покрытий (10) образован слой термического оксида (TGO).
На слой 7, обеспечивающий соединение за счет металлической связи, наносят керамическое теромобарьерное покрытие 10, которое содержит, по меньшей мере, два слоя. Керамическое термобарьерное покрытие 10 содержит внутренний керамический термобарьерный слой 11 и внешний керамический термобарьерный слой 13, который контактирует с нагретой средой, в предпочтительном случае горячими газами, протекающими в газовой турбине 100.
Внутренний керамический термобарьерный слой 11 не является термическим оксидом из керамики. В предпочтительном случае внутренний керамический термобарьерный слой 11 имеет тот же химический состав, что и внешний керамический термобарьерный слой 13.
Внешний керамический термобарьерный слой 13 имеет более высокую пористость по сравнению с внутренним керамическим термобарьерным слоем 11. Диапазоны пористости внутреннего 11 и внешнего 13 керамических слоев не перекрываются и не содержат одинаковых значений.
Одним из удачных вариантов является следующий: внутренний керамический термобарьерный слой 11 имеет пористость от 5 объемных процентов до 11 объемных процентов, предпочтительно - от 9 объемных процентов до 11 объемных процентов, а внешний керамический термобарьерный слой 13 имеет пористость от 20 объемных процентов до 27 объемных процентов, предпочтительно - от 21 объемного процента до 27 объемных процентов и более предпочтительно - от 23 объемных процентов до 27 объемных процентов. Четко видно, что максимальное значение пористости внутреннего керамического термобарьерного слоя 11 существенно ниже минимального значения пористости внешнего керамического термобарьерного слоя 13.
На Фиг.2 показан другой пример удачного термобарьерного покрытия 10. Между внутренним керамическим термобарьерным слоем 11 и внешним керамическим термобарьерным слоем 13 и контактирующим с нагретой средой, в предпочтительном случае горячими газами, протекающими в газовой турбине 100, расположен промежуточный керамический термобарьерный слой 12.
Внутренний керамический термобарьерный слой 11 не является термическим оксидом из керамики. В предпочтительном случае внутренний керамический термобарьерный слой 11 имеет тот же химический состав, что и промежуточный керамический термобарьерный слой 12, а также внешний керамический термобарьерный слой 13.
Одним из удачных вариантов является следующий: внутренний керамический термобарьерный слой 11 имеет пористость от 5 объемных процентов до 11 объемных процентов, предпочтительно - от 9 объемных процентов до 11 объемных процентов, а внешний керамический термобарьерный слой 13 имеет пористость от 20 объемных процентов до 27 объемных процентов, предпочтительно - от 21 объемного процента до 27 объемных процентов и более предпочтительно - от 23 объемных процентов до 27 объемных процентов. Пористость промежуточного керамического термобарьерного слоя 12 ниже пористости внешнего керамического термобарьерного слоя 13. В частности, пористость промежуточного керамического термобарьерного слоя 12 находится в промежутке между диапазонами пористости внутреннего 11 и внешнего 13 керамических термобарьерных слоев. Более предпочтительно, если пористость этого слоя 12 изменяется постепенно между величиной пористости внутреннего керамического термобарьерного слоя 11 и величиной пористости внешнего керамического термобарьерного слоя 13.
Предпочтительной толщиной промежуточного керамического термобарьерного слоя 12 является значение до 150 мкм, предпочтительно - до 75 мкм.
В частности, внутренний керамический термобарьерный слой 11, соответствующий примерам, показанным на Фиг.1 и 2, имеет толщину от 100 мкм до 150 мкм, предпочтительно - 125 мкм.
Внешний керамический термобарьерный слой 13, соответствующий примерам, показанным на Фиг.1 и 2, имеет толщину от 150 мкм до 2 мм, предпочтительно - от 1 мм до 2 мм.
Материал для керамических слоев 11, 12 и 13 может быть выбран в зависимости от предъявляемых требований, и в частности используется диоксид циркония, стабилизированный оксидом иттрия (Y2O3-ZrO2). Для слоев 11, 12 и 13 могут использоваться даже разные материалы.
В предпочтительном случае внутренний промежуточный и внешний керамические термобарьерные слои получают при помощи плазменного напыления. Это в общем случае означает, что по морфологии внутренний, промежуточный и внешний керамические термобарьерные слои имеют не столбчатую структуру, как слои, полученные при помощи физического осаждения из паровой фазы с использованием электронного луча (EB-PVD), а состоят из уплощенных зерен.
В предпочтительном случае термобарьерное покрытие 10 состоит из двух слоев, которыми являются внутренний керамический термобарьерный слой 11 и внешний керамический термобарьерный слой 13.
В более предпочтительном случае термобарьерное покрытие 10 состоит из трех слоев, которыми являются внутренний керамический термобарьерный слой 11, промежуточный керамический термобарьерный слой 12 и внешний керамический термобарьерный слой 13.
На Фиг.4 в качестве примера показано неполное продольное сечение газовой турбины 100. Внутри газовой турбины 100 расположен ротор 103, который установлен таким образом, что он может вращаться вокруг оси 102 вращения, имеет вал 101 и также называется ротором турбины. Вдоль оси ротора 103 установлены следующие друг за другом корпус 104 воздухозаборника, компрессор 105, камера 110 сгорания, например тороидальная и, в частности, имеющая кольцевую форму, с множеством расположенных по окружности горелок 107, турбина 108 и корпус 109 для выпуска отходящих газов. Кольцевая камера 110 сгорания сообщается с каналом 111 горячих газов, например, имеющим кольцевую форму, в котором, в качестве примера, четыре последовательных ступени 112 образуют турбину 108. Каждая ступень 112 турбины состоит из двух венцов лопастей или лопаток. Если смотреть в направлении потока рабочего тела 113, то в канале 111 горячих газов за рядом направляющих лопаток 115 следует ряд 125 из лопастей 120 ротора. Направляющие лопатки 130 прикреплены к внутренней оболочке 138 статора 143, в то время как лопасти 120 ротора, образующие ряд 125, установлены на роторе 103, например, при помощи диска 133 турбины. С ротором 103 соединен генератор (не показан).
Во время работы газовой турбины 100 компрессор 105 всасывает воздух 135 через корпус 104 воздухозаборника и сжимает его. Сжатый воздух, находящийся со стороны компрессора 105, которая обращена к турбине, поступает в горелки 107, где он смешивается с топливом. После чего смесь сжигается в камере 110 сгорания, образуя рабочее тело 113. Отсюда рабочее тело 113 перемещается по каналу 111 горячих газов мимо направляющих лопаток 130 и лопастей 120 ротора. Рабочее тело 113 расширяется в области лопастей 120 ротора, передавая свою кинетическую энергию, в результате чего лопасти 120 приводят в действие ротор 103, а последний, в свою очередь, приводит в действие соединенный с ним генератор.
Во время работы газовой турбины 100 детали, которые не защищены от рабочего тела 113, подвергаются термическим напряжениям. Направляющие лопатки 130 и лопасти 120 ротора, входящие в состав первой ступени 112 турбины, если смотреть в направлении перемещения рабочего тела 113, вместе с блоками теплового экрана, которыми облицована внутри кольцевая камера 110 сгорания, подвергаются наивысшим термическим напряжениям. Чтобы иметь возможность противостоять температурам, которые здесь преобладают, эти детали должны охлаждаться с использованием охладителя. Кроме того, материалы основы, образующей эти детали, могут иметь направленную структуру, т.е. они могут быть в форме единого кристалла (SX-структура (Solvent Extraction - жидкостная экстракция)) или иметь только продольно ориентированные зерна (DS-структура (Directional Solidification - направленная кристаллизация)). В качестве примера материалом для этих деталей могут быть суперсплавы на основе железа, никеля или кобальта, в частности - для лопасти 120 или лопатки 130 турбины и деталей камеры 110 сгорания. Суперсплавы этого типа известны, например, из документов EP 1204776 B1, EP 1306454, EP 1319729 A1, WO 99/67435 или WO 00/44949; эти документы входят в состав данного описания в части, касающейся химического состава сплавов.
Направляющая лопатка 130 имеет основание направляющей лопатки (здесь не показано), обращенное к внутренней оболочке 138 турбины 108, и вершину направляющей лопатки, расположенную с противоположной стороны относительно основания направляющей лопатки. Вершина направляющей лопатки обращена к ротору 103 и прикреплена к опорному кольцу 140 статора 143.
На Фиг.5 показан общий вид лопасти 120 ротора или направляющей лопатки 130 турбомашины, которая вытянута вдоль продольной оси 121.
Турбомашина может представлять собой газовую турбину воздушного судна или силовой установки для выработки электричества, паровую турбину или компрессор.
Лопасть 120 или лопатка 130 имеет следующие друг за другом вдоль продольной оси 121, область 400 крепления, примыкающую к ней платформу 403 и основную часть 406 лопасти или лопатки, а также концевую кромку 415. При использовании в качестве направляющей лопатки лопатка 130 может иметь дополнительную платформу (не показана) в области концевой кромки 415.
В области 400 крепления выполнено основание 183 лопасти или лопатки, используемое для крепления лопастей 120 или лопаток 130 к валу или диску (не показан). Основание 183 лопасти или лопатки имеет форму, например, бойка молотка. Также возможны и другие конфигурации, например елочные пазы или ласточкин хвост. Лопасть 120 или лопатка 130 имеют входную кромку 409 и выходную кромку 412 для рабочего тела, перемещающегося мимо основной части 406 лопасти или лопатки. В случае обычных лопастей 120 или лопаток 130, в качестве примера во всех их областях 400, 403 и 406 используются сплошные металлические материалы, в частности суперсплавы.
Суперсплавы этого типа известны, например, из документов ЕР 1204776 B1, EP 1306454, EP 1319729 A1, WO 99/67435 или WO 00/44949; эти документы входят в состав данного описания в части, касающейся химического состава сплавов. Лопасть 120 или лопатка 130 в этом случае может быть изготовлена при помощи литья, также с использованием направленной кристаллизации, при помощи штамповки, при помощи фрезерования или комбинации упомянутых способов.
Заготовки, имеющие структуру в виде единого кристалла или кристаллов, используются как детали для машин, которые в процессе эксплуатации подвержены воздействию высоких механических, термических и/или химических напряжений. Однокристальные детали этого типа изготавливают, например, путем направленной кристаллизации из расплава. Такая технология включает в себя способы литья, в которых жидкий металлический сплав затвердевает с образованием однокристальной структуры, т.е. однокристальной заготовки, или кристаллизуется направленным образом. В этом случае дендритные кристаллы ориентируются вдоль направления теплового потока и образуют либо столбчатую структуру кристаллического зерна (т.е. зерна, которые проходят по всей длине заготовки и в соответствии с обычно применяемой терминологией здесь называются направленно кристаллизованными), либо однокристальную структуру, т.е. вся заготовка состоит из одного единого кристалла. В этих процессах необходимо избежать перехода к глобулярной (поликристаллической) кристаллизации, так как при ненаправленном росте неизбежно возникают поперечные и продольные границы зерна, которые ухудшают желаемые свойства направленно-кристаллизованной детали или детали в виде единого кристалла.
В общем, если в тексте имеется ссылка на микроструктуры с направленной кристаллизацией, это должно пониматься с точки зрения указания как единых кристаллов, которые не содержат каких-либо межзеренных границ или имеют, самое большее, границы между зернами, расположенные под небольшим углом, так и столбчатых кристаллических структур, которые имеют границы зерен, проходящие в продольном направлении, но не имеют каких-либо поперечных межзеренных границ. Эта вторая форма кристаллических структур также описывается как направленно-кристаллизованные микроструктуры (структуры с направленной кристаллизацией). Способы этого типа известны из документов US A 6024792 и EP 0892090 A1; эти документы входят в состав данного описания в части, касающейся процесса кристаллизации.
Кроме того, лопасти 120 или лопатки 130 могут иметь покрытия, защищающие от коррозии и окисления, например MCrAlX (М - по меньшей мере, один химический элемент, выбираемый из группы, состоящей из железа (Fe), кобальта (Со) и никеля (Ni), Х - активный химический элемент и представляет собой иттрий (Y) и/или кремний и/или, по меньшей мере, один редкоземельный химический элемент, либо гафний (Hf)). Сплавы этого типа известны из документов EP 0486489 B1, EP 0786017 B1, ЕР 0412397 B1 или EP 1306454 А1, которые, как подразумевается, входят в состав данного описания в части, касающейся химического состава сплава. Плотность предпочтительно составляет 95% от теоретической. На слое MCrAlX образуется защитный слой из оксида алюминия (термического оксида, TGO), как промежуточный слой или внешний слой.
Кроме того, на поверхности MCrAlX также может присутствовать термобарьерное покрытие, которое состоит, например, из ZrO2, Y2O3-ZrO2, то есть не стабилизированного, частично стабилизированного или полностью стабилизированного оксидом иттрия и/или оксидом кальция и/или оксидом магния, и которое в предпочтительном случае является внешним слоем. Термобарьерное покрытие закрывает весь слой MCrAlX. Столбчатые зерна создают в термобарьерном покрытии при помощи подходящих способов создания покрытия, таких как, например, физическое осаждение из паровой фазы с использованием электронного луча (EB-PVD). Применимы также и другие способы создания покрытия, например плазменное напыление в атмосферной среде (APS), плазменное напыление при низком давлении (LPPS, Low Pressure Plasma Spraying), плазменное напыление в вакууме (VPS, Vacuum Plasma Spraying) или химическое осаждение из паровой фазы (CVD, Chemical Vapor Deposition). Термобарьерное покрытие может содержать пористые зерна, которые имеют микро- или макротрещины, для улучшения его стойкости к термическим ударам. Таким образом, термобарьерное покрытие, в предпочтительном случае является более пористым, чем слой MCrAlX.
Лопасть 120 или лопатка 130 может быть по типу полой или сплошной. Если лопасть 120 или лопатку 130 необходимо охлаждать, ее выполняют полой и, кроме того, можно также создать отверстие 418 для пленочного охлаждения (показаны пунктирной линией).
На Фиг.6 показана камера 110 сгорания газовой турбины 100. Камеру 110 сгорания выполняют, например, такой конструкции, которая известна как кольцевая камера сгорания, в которой множество горелок 107, расположенных по окружности с центром на оси вращения 102, открываются в общее пространство 154 камеры сгорания и формируют факелы 156. Этим объясняется, что камера 110 сгорания в целом имеет кольцевую форму с центром симметрии на оси вращения 102.
Чтобы достичь относительно высокого кпд, камеру 110 сгорания разрабатывают для относительно высокой температуры рабочего тела М, составляющей приблизительно 1000°С - 1600°С. Чтобы сделать возможным относительно продолжительный срок службы даже в условиях таких параметров работы, которые неблагоприятны для материалов, на стенке 153 камеры сгорания, с той ее стороны, которая обращена к рабочему телу М, выполняют внутреннюю облицовку из элементов 155 теплового экрана.
Также может быть обеспечена система охлаждения для элементов 155 теплового экрана и/или элементов, их закрепляющих, с учетом высоких температур внутри камеры 110 сгорания. Тогда эти элементы являются, например, полыми и, если это приемлемо, также снабжены отверстиями для охлаждения (не показаны), выходящими в пространство 154 камеры сгорания.
Каждый элемент 155 теплового экрана, изготовленный из сплава, имеет особенно теплостойкий защитный слой (слой MCrAlX и/или керамическое покрытие) на той стороне, которая обращена к рабочему телу, или изготовлен из материала с высокой теплостойкостью (сплошные керамические блоки).
Эти защитные слои могут быть аналогичны используемым для лопастей или лопаток турбины, т.е., например, имея в виду MCrAlX: (М - по меньшей мере, один химический элемент, выбираемый из группы, состоящей из железа (Fe), кобальта (Со) и никеля (Ni), X - активный химический элемент и представляет собой иттрий (Y) и/или кремний и/или, по меньшей мере, один редкоземельный химический элемент, либо гафний (Hf)). Сплавы этого типа известны из документов EP 0486489 B1, EP 0786017 B1, EP 0412397 B1 или EP 1306454 A1, которые, как подразумевается, входят в состав данного описания в части, касающейся химического состава сплава.
Кроме того, на поверхности MCrAlX также может присутствовать термобарьерное покрытие, которое состоит, например, из ZrO2, Y2O3-ZrO2, то есть не стабилизированного, частично стабилизированного или полностью стабилизированного оксидом иттрия и/или оксидом кальция и/или оксидом магния. Столбчатые зерна создают в термобарьерном покрытии при помощи подходящих способов создания покрытия, таких как, например, физическое осаждение из паровой фазы с использованием электронного луча (EB-PVD). Применимы также и другие способы создания покрытия, например плазменное напыление в атмосферной среде (APS), плазменное напыление при низком давлении (LPPS), плазменное напыление в вакууме (VPS) или химическое осаждение из паровой фазы (CVD). Термобарьерное покрытие может содержать пористые зерна, которые имеют микро- или макротрещины, для улучшения его стойкости к термическим ударам.
Техническое обслуживание предполагает, что после окончания их срока службы защитные слои могут быть удалены с лопастей 120 или лопаток 130 турбины, элементов 155 теплового экрана (например, при помощи пескоструйной обработки). После чего удаляют слои и продукты, возникшие в результате коррозии и/или окисления. Если это приемлемо, также устраняют трещины в лопасти 120 или лопатке 130 турбины или элементе 155 теплового экрана. За этим следует повторное нанесение покрытия на лопасти 120 или лопатки 130 турбины, а также элементы 155 теплового экрана, после чего упомянутые лопасти или лопатки, либо элементы теплового экрана можно эксплуатировать заново.

Claims (17)

1. Термобарьерное покрытие (10) для детали (1, 120, 130, 138, 155) из сплава на основе кобальта или никеля, содержащее, по меньшей мере, три термобарьерных слоя (11, 12, 13): внутренний керамический слой (11), который является ближайшим к основе (4) упомянутой детали и имеет пористость в диапазоне от 5 до 11 об.%, предпочтительно, от 9 до 11 об.%, внешний керамический слой (13), который имеет пористость в диапазоне от 20 до 27 об.%, предпочтительно, от 21 до 27 об.%, более предпочтительно от 23 до 27 об.%, и промежуточный керамический слой (12), который расположен между внутренним (11) и наружным (13) керамическими слоями, при этом керамические слои (11), (12) и (13) выполнены из диоксида циркония, не стабилизированного или полностью стабилизированного оксидом иттрия, и/или оксидом кальция, и/или оксидом магния.
2. Покрытие по п.1, в котором пористость промежуточного керамического слоя (12) изменяется от минимального значения до максимального значения.
3. Покрытие по п.1, в котором промежуточный керамический слой (12) имеет пористость, находящуюся в диапазоне от максимального значения пористости внутреннего керамического слоя (11) до минимального значения пористости внешнего керамического слоя (13).
4. Покрытие по п.2, в котором пористость промежуточного керамического слоя (12) увеличивается от значения пористости внутреннего керамического слоя (11) до значения пористости внешнего керамического слоя (13), предпочтительно, в диапазоне от 9 - 11 об.% до 20 - 27 об.%, предпочтительно, в диапазоне от 9 - 11 об.% до 21 - 27 об.% и более предпочтительно, в диапазоне от 9 - 11 об.% до 23 - 27 об.%.
5. Покрытие по п.3, в котором пористость промежуточного керамического слоя (12) равна постоянному значению в диапазоне 9-27 об.%.
6. Покрытие по п.1, в котором толщина внутреннего керамического слоя (11) находится в диапазоне от 100 до 150 мкм, предпочтительно, 125 мкм.
7. Покрытие по п.1, в котором толщина промежуточного керамического слоя (12) не превышает 150 мкм, предпочтительно - 75 мкм.
8. Покрытие по п.1, в котором толщину внешнего керамического слоя (13) выбирают в диапазоне от 150 до 2000 мкм, предпочтительно - от 1 до 2 мм.
9. Покрытие по п.1, в котором внутренний керамический слой (11) образован посредством плазменного напыления.
10. Покрытие по п.1 или 9, в котором промежуточный керамический слой (12) образован посредством плазменного напыления.
11. Покрытие по п.1 или 9, в котором внешний керамический слой (13) образован посредством плазменного напыления.
12. Покрытие по любому из пп.1-9, в котором покрытие (10) состоит из трех слоев (11, 12, 13).
13. Деталь из сплава на основе кобальта или никеля, содержащая покрытие (10) в соответствии с п.1.
14. Деталь по п.13, в которой на упомянутой основе (4) создан промежуточный металлический слой (7), состоящий из Ni-12Co-21Cr-11Al-0,4Y-Re, вес.%.
15. Деталь по п.13, в которой на упомянутой основе (4) создан промежуточный металлический слой (7), состоящий из Ni-25Co-17Cr-10Al-0,5Y-Re, вес.%.
16. Деталь по п.14, в которой на упомянутой основе (4) создан промежуточный металлический слой (7), состоящий из Co-30Ni-28Cr-8Al-0,6Y-0,7Si, вес.%.
17. Деталь по любому из пп.13-16, которая представляет собой лопасть (120) турбины, лопатку (130) турбины, тепловой экран (155) или корпус (158), в предпочтительном случае, турбины (100).
RU2008143997/02A 2006-04-06 2007-01-22 Многослойное термобарьерное покрытие для детали из сплава на основе кобальта или никеля и деталь RU2423544C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/EP2006/061370 WO2007112783A1 (en) 2006-04-06 2006-04-06 Layered thermal barrier coating with a high porosity, and a component
EPPCT/EP2006/061370 2006-04-06

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008143997A RU2008143997A (ru) 2010-05-20
RU2423544C2 true RU2423544C2 (ru) 2011-07-10

Family

ID=37492373

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008143997/02A RU2423544C2 (ru) 2006-04-06 2007-01-22 Многослойное термобарьерное покрытие для детали из сплава на основе кобальта или никеля и деталь

Country Status (7)

Country Link
US (1) US20090311508A1 (ru)
EP (1) EP2002030B1 (ru)
JP (1) JP2009542455A (ru)
KR (1) KR20080110983A (ru)
CN (1) CN101611171B (ru)
RU (1) RU2423544C2 (ru)
WO (2) WO2007112783A1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2640864C2 (ru) * 2013-11-07 2018-01-12 Сименс Акциенгезелльшафт Лопастная машина
RU2741491C2 (ru) * 2016-11-09 2021-01-26 Сафран Деталь с нанесённым тепловым барьером для газотурбинного двигателя и способ её получения

Families Citing this family (37)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7875370B2 (en) 2006-08-18 2011-01-25 United Technologies Corporation Thermal barrier coating with a plasma spray top layer
US8021742B2 (en) * 2006-12-15 2011-09-20 Siemens Energy, Inc. Impact resistant thermal barrier coating system
DE102008007870A1 (de) 2008-02-06 2009-08-13 Forschungszentrum Jülich GmbH Wärmedämmschichtsystem sowie Verfahren zu seiner Herstellung
EP2128306B1 (en) * 2008-05-26 2015-04-29 Siemens Aktiengesellschaft Ceramic thermal barrier coating system with two ceramic layers
EP2141328A1 (en) 2008-07-03 2010-01-06 Siemens Aktiengesellschaft Sealing system between a shroud segment and a rotor blade tip and manufacturing method for such a segment
EP2230329A1 (de) * 2009-03-18 2010-09-22 Siemens Aktiengesellschaft Zweilagiges poröses Schichtsystem mit Pyrochlor-Phase
EP2341166A1 (en) * 2009-12-29 2011-07-06 Siemens Aktiengesellschaft Nano and micro structured ceramic thermal barrier coating
KR20120125551A (ko) * 2010-02-26 2012-11-15 지멘스 악티엔게젤샤프트 ２층의 금속 결합코트
EP2365106A1 (de) * 2010-03-03 2011-09-14 Siemens Aktiengesellschaft Keramische Wärmedämmschichtsystem mit modifizierter Anbindungsschicht
EP2407579A1 (de) * 2010-07-14 2012-01-18 Siemens Aktiengesellschaft Poröses keramisches Schichtsystem
EP2450465A1 (de) * 2010-11-09 2012-05-09 Siemens Aktiengesellschaft Poröses Schichtsystem mit poröserer Innenschicht
JP5561733B2 (ja) * 2010-12-28 2014-07-30 株式会社日立製作所 遮熱コーティングを有するガスタービン用部品と、それを用いたガスタービン
FR2972449B1 (fr) * 2011-03-07 2013-03-29 Snecma Procede de realisation d'une barriere thermique dans un systeme multicouche de protection de piece metallique et piece munie d'un tel systeme de protection
DE102011103731A1 (de) * 2011-05-31 2012-12-06 Man Diesel & Turbo Se Verfahren zum Aufbringen einer Schutzschicht, mit einer Schutzschicht beschichtetes Bauteil und Gasturbine mit einem solchen Bauteil
DE102012200560B4 (de) * 2012-01-16 2014-08-21 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. Verfahren zur Herstellung einer keramischen Schicht auf einer aus einer Ni-Basislegierung gebildeten Oberfläche und Gegenstand mit keramischer Schicht
EP2644824A1 (de) 2012-03-28 2013-10-02 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Herstellung und Wiederherstellung von keramischen Wärmedämmschichten in Gasturbinen sowie dazugehörige Gasturbine
US20140220324A1 (en) * 2012-08-15 2014-08-07 Christopher W. Strock Thermal barrier coating having outer layer
CN104704200B (zh) * 2012-10-05 2016-12-14 西门子公司 用于制造第二燃气轮机的方法以及用于运行燃气轮机设施的方法
EP2733236A1 (de) * 2012-11-16 2014-05-21 Siemens Aktiengesellschaft Zweilagiges keramisches Schichtsystem mit äußerer poröser Schicht und Vertiefungen darin
US9139477B2 (en) 2013-02-18 2015-09-22 General Electric Company Ceramic powders and methods therefor
EP2881491A1 (en) * 2013-12-06 2015-06-10 Siemens Aktiengesellschaft A coating system for a component of a turbomachine and a method for generating a coating system
SG11201605865PA (en) * 2014-02-21 2016-09-29 Oerlikon Metco Us Inc Thermal barrier coatings and processes
JP6365969B2 (ja) * 2014-03-17 2018-08-01 三菱日立パワーシステムズ株式会社 遮熱コーティング材、これを有するタービン部材及び遮熱コーティング方法
DE102014222686A1 (de) * 2014-11-06 2016-05-12 Siemens Aktiengesellschaft Doppellagige Wärmedämmschicht durch unterschiedliche Beschichtungsverfahren
US10294802B2 (en) * 2014-12-05 2019-05-21 Rolls-Royce American Technologies, Inc. Turbine engine components with chemical vapor infiltrated isolation layers
CN104790013B (zh) * 2015-03-04 2017-03-15 上海交通大学 一种耐烧结热障陶瓷涂层结构的制备方法
DE102015223576A1 (de) 2015-11-27 2017-06-01 Siemens Aktiengesellschaft Lokale zweilagige Wärmedämmschicht
EP3239467A1 (de) * 2016-04-27 2017-11-01 Siemens Aktiengesellschaft Strömungsmaschine, laufschaufel und gehäuse
JP6908973B2 (ja) * 2016-06-08 2021-07-28 三菱重工業株式会社 遮熱コーティング、タービン部材、ガスタービン、ならびに遮熱コーティングの製造方法
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
US10934626B2 (en) 2017-04-21 2021-03-02 General Electric Company Segmented environmental barrier coating systems and methods of forming the same
JP6747368B2 (ja) * 2017-04-21 2020-08-26 三菱電機株式会社 飛しょう体の胴体
DE102017207238A1 (de) 2017-04-28 2018-10-31 Siemens Aktiengesellschaft Dichtungssystem für Laufschaufel und Gehäuse
KR102020127B1 (ko) * 2017-12-19 2019-09-09 한국남부발전 주식회사 다층형 열차폐 코팅막 및 이러한 코팅막이 코팅된 고온 가스터빈 설비 부품
JP7169077B2 (ja) 2018-03-26 2022-11-10 三菱重工業株式会社 遮熱コーティング、タービン部材、ガスタービン及び遮熱コーティングの製造方法
WO2020232663A1 (en) * 2019-05-22 2020-11-26 Hefei Guoxuan High-Tech Power Energy Co., Ltd. A case having a thermal barrier layer for a single cell
JP7372866B2 (ja) * 2020-03-30 2023-11-01 三菱重工業株式会社 セラミックスコーティング、タービン部材及びガスタービン

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4299865A (en) 1979-09-06 1981-11-10 General Motors Corporation Abradable ceramic seal and method of making same
JPH0713291B2 (ja) * 1985-03-13 1995-02-15 バブコツク日立株式会社 金属材料の耐摩耗処理方法
US4936745A (en) 1988-12-16 1990-06-26 United Technologies Corporation Thin abradable ceramic air seal
JPH04235074A (ja) * 1991-01-09 1992-08-24 Seiko Epson Corp シリアルプリンタ
JPH05263212A (ja) * 1992-03-16 1993-10-12 Toshiba Corp 耐熱被覆
JPH0657396A (ja) * 1992-08-07 1994-03-01 Mazda Motor Corp 断熱溶射層の形成方法
CA2110007A1 (en) * 1992-12-29 1994-06-30 Adrian M. Beltran Thermal barrier coating process
US6102656A (en) * 1995-09-26 2000-08-15 United Technologies Corporation Segmented abradable ceramic coating
EP0816526B1 (en) 1996-06-27 2001-10-17 United Technologies Corporation Insulating thermal barrier coating system
US6057047A (en) * 1997-11-18 2000-05-02 United Technologies Corporation Ceramic coatings containing layered porosity
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
US6284390B1 (en) * 1998-06-12 2001-09-04 United Technologies Corporation Thermal barrier coating system utilizing localized bond coat and article having the same
JP3383592B2 (ja) * 1998-09-10 2003-03-04 トーカロ株式会社 溶融金属用容器およびその表面処理方法
CA2348145C (en) * 2001-05-22 2005-04-12 Surface Engineered Products Corporation Protective system for high temperature metal alloys
US6432487B1 (en) * 2000-12-28 2002-08-13 General Electric Company Dense vertically cracked thermal barrier coating process to facilitate post-coat surface finishing
AUPR537501A0 (en) * 2001-05-31 2001-06-28 Australian National University, The A method of splicing waveguides
US20030203224A1 (en) * 2001-07-30 2003-10-30 Diconza Paul Josesh Thermal barrier coating of intermediate density
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
CN1422974A (zh) * 2001-12-06 2003-06-11 杨锡尧 阻止燃气轮机叶片表面腐蚀的涂层配方与工艺
US20030138658A1 (en) * 2002-01-22 2003-07-24 Taylor Thomas Alan Multilayer thermal barrier coating
EP1365044A1 (de) * 2002-05-24 2003-11-26 Siemens Aktiengesellschaft MCrAl-Schicht
RU2325467C2 (ru) * 2002-09-25 2008-05-27 Вольво Аэро Корпорейшн Способ получения создающего термический барьер покрытия
US7258934B2 (en) * 2002-09-25 2007-08-21 Volvo Aero Corporation Thermal barrier coating and a method of applying such a coating
EP1541810A1 (de) * 2003-12-11 2005-06-15 Siemens Aktiengesellschaft Verwendung einer Wärmedämmschicht für ein Bauteil einer Dampfturbine und eine Dampfturbine
DE102004002943B4 (de) * 2004-01-21 2007-07-19 Mtu Aero Engines Gmbh Schichtsystem für eine Rotor-/Statordichtung einer Strömungsmaschine
US7597966B2 (en) * 2005-06-10 2009-10-06 General Electric Company Thermal barrier coating and process therefor

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2640864C2 (ru) * 2013-11-07 2018-01-12 Сименс Акциенгезелльшафт Лопастная машина
RU2741491C2 (ru) * 2016-11-09 2021-01-26 Сафран Деталь с нанесённым тепловым барьером для газотурбинного двигателя и способ её получения

Also Published As

Publication number Publication date
RU2008143997A (ru) 2010-05-20
EP2002030B1 (en) 2014-09-10
JP2009542455A (ja) 2009-12-03
CN101611171A (zh) 2009-12-23
WO2007115839A2 (en) 2007-10-18
EP2002030A2 (en) 2008-12-17
WO2007112783A1 (en) 2007-10-11
US20090311508A1 (en) 2009-12-17
CN101611171B (zh) 2012-11-28
WO2007115839A3 (en) 2008-03-27
KR20080110983A (ko) 2008-12-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2423544C2 (ru) Многослойное термобарьерное покрытие для детали из сплава на основе кобальта или никеля и деталь
RU2518850C2 (ru) Нано- и микроструктурное керамическое термобарьерное покрытие
RU2509177C2 (ru) Подложка с керамическим покрытием, создающим термический барьер, с двумя керамическими слоями
JP5553486B2 (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
JP5173823B2 (ja) パイロクロア相を有する二層構造耐熱保護組織
KR101540500B1 (ko) 파이로클로르 상을 갖는 2층의 다공성 층 시스템
RU2392349C2 (ru) Покрытие для детали из жаропрочного сплава на основе железа, или никеля, или кобальта
JP2006281783A (ja) 層組織
JP5294689B2 (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
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
RU2454477C2 (ru) Пирохлорные материалы и создающее тепловой барьер покрытие с этими пирохлорными материалами
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
US20100028128A1 (en) Component with diagonally extending recesses in the surface and process for operating a turbine
KR20070099675A (ko) 고온에서의 부식 및 산화에 대해 부품을 보호하기 위한조성을 갖는 합금, 이러한 합금으로 이루어진 보호층, 및이러한 보호층을 갖춘 부품
US9862002B2 (en) Process for producing a layer system
RU2618988C2 (ru) Способ оптимизации газовой турбины к области ее применения
JP5647762B2 (ja) 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
JP2010242109A6 (ja) パイロクロア相と酸化物とを有する２層層組織
US7998600B2 (en) Dry composition, its use, layer system and coating process
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: 20200123