RU2430306C1 - Aircraft combustion chamber case - Google Patents

Aircraft combustion chamber case Download PDF

Info

Publication number
RU2430306C1
RU2430306C1 RU2010105664/06A RU2010105664A RU2430306C1 RU 2430306 C1 RU2430306 C1 RU 2430306C1 RU 2010105664/06 A RU2010105664/06 A RU 2010105664/06A RU 2010105664 A RU2010105664 A RU 2010105664A RU 2430306 C1 RU2430306 C1 RU 2430306C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
temperature
layer
metal shell
ceramic composite
combustion chamber
Prior art date
Application number
RU2010105664/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Тельман Джамалдинович Каримбаев (RU)
Тельман Джамалдинович Каримбаев
Дмитрий Викторович Афанасьев (RU)
Дмитрий Викторович Афанасьев
Кирилл Анатольевич Даньшин (RU)
Кирилл Анатольевич Даньшин
Алексей Юрьевич Ежов (RU)
Алексей Юрьевич Ежов
Алексей Анатольевич Луппов (RU)
Алексей Анатольевич Луппов
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
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 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова"
Priority to RU2010105664/06A priority Critical patent/RU2430306C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2430306C1 publication Critical patent/RU2430306C1/en

Links

Landscapes

  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: proposed combustion chamber multilayer case comprises internal pressure load bearing metal shell, layer of silicon dioxide fabric impregnated with high-temperature glue for it to be guide to metal shell inner surface whereon sequentially applied are ceramic composite material reinforced by carbon fibers, antirust binder layer and high-temperature ceramic composite material layer to stay in contact with gas produced in fuel combustion that feature temperature approximating to 1600°C. Silicon dioxide fabric features heat conductivity of about 0.2 W/mC. Linear expansion factor and modulus allow thermal and mechanical compatibility of metal shell and said ceramic layers at operating temperatures of about 1000°C and make about 20 106, 1/°C and 20 GPa, respectively. Thickness of every layer is selected so that temperature load on metal shell is reduced to level not requiring additional external air cooling.
EFFECT: improved operating performances and higher efficiency.
2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области ракетных или реактивных двигательных установок, а более точно касается корпуса камеры сгорания летательного аппарата.The invention relates to the field of rocket or jet propulsion systems, and more specifically relates to the body of the combustion chamber of an aircraft.

Известны камеры сгорания интегральных ракетно-прямоточных двигателей, на внутренней поверхности которых нанесено теплозащитное покрытие, выполненное с защитно-крепящим слоем путем нанесения последнего на поверхность (патент РФ №2325544, опубл. 2008 г.).Known combustion chambers of integral rocket-ram engines, on the inner surface of which a heat-shielding coating is applied, made with a protective-fixing layer by applying the latter to the surface (RF patent No. 2325544, publ. 2008).

Известна камера сгорания ракетного двигателя твердого топлива с теплозащитным покрытием внутренней поверхности (патент РФ №2290524, опубл. 2006 г.). Теплозащитное покрытие выполнено многослойным, каждый слой которого свернут из листа термостойкого материала. Листы склеены между собой и поверхностью камеры сгорания.A known combustion chamber of a rocket engine of solid fuel with a heat-protective coating of the inner surface (RF patent No. 2290524, publ. 2006). The thermal barrier coating is multilayer, each layer of which is rolled up from a sheet of heat-resistant material. The sheets are glued together and the surface of the combustion chamber.

Известны камеры сгорания ЖРД с металлокерамическим эрозионно- стойким теплозащитным покрытием на основе композиции ZiO2+Ni Cr, (патент РФ №2283363, опубл. 2006 г.). Покрытие наносят из механических смесей плазменным напылением подслоя нихрома и последующего напыления керметной композиции из механической порошковой смеси. В качестве стабилизирующей добавки в порошке диоксида циркония используют оксид кальция, повышающий адгезионную прочность и термостойкость керметных покрытий.Known combustion chambers of rocket engines with a ceramic-metal erosion-resistant heat-proof coating based on the composition ZiO 2 + Ni Cr, (RF patent No. 2283363, publ. 2006). The coating is applied from mechanical mixtures by plasma spraying a nichrome sublayer and then spraying a cermet composition from a mechanical powder mixture. As a stabilizing additive in a powder of zirconium dioxide, calcium oxide is used, which increases the adhesive strength and heat resistance of cermet coatings.

Корпус камеры сгорания является сосудом высокого давления , эксплуатируемым в условиях высоких температур.The housing of the combustion chamber is a pressure vessel operated at high temperatures.

Известные камеры сгорания изготавливаются из жаропрочных сплавов и являются охлаждаемыми конструкциями, так как тепловая нагрузка на корпус камеры без охлаждения выше уровня температурного разрушения металла корпуса и превышает 950°C.Known combustion chambers are made of heat-resistant alloys and are cooled structures, since the thermal load on the chamber body without cooling is higher than the level of thermal destruction of the body metal and exceeds 950 ° C.

На охлаждение корпуса камеры сгорания расходуется до 8% воздуха, подаваемого в двигатель, приводящее к снижению характеристик двигателя. Неохлаждаемых корпусов камер сгорания летательных аппаратов не выявлено.To cool the combustion chamber housing, up to 8% of the air supplied to the engine is consumed, leading to a decrease in engine performance. Uncooled cases of combustion chambers of aircraft were not detected.

В основу изобретения поставлена задача улучшения характеристик двигателя, повышение его экономичности.The basis of the invention is the task of improving the characteristics of the engine, increasing its efficiency.

Технический результат заключается в создании неохлаждаемого корпуса камеры сгорания, т.е. создания корпуса камеры сгорания без дополнительной подачи воздуха на ее наружное охлаждение.The technical result consists in creating an uncooled housing of the combustion chamber, i.e. creating a housing of the combustion chamber without additional air supply for its external cooling.

Поставленная задача решается тем, что корпус камеры сгорания летательного аппарата выполнен как многослойное изделие, содержащее несущую механическую нагрузку внутреннего давления, металлическую обечайку, слой кремнеземной ткани, пропитанной высокотемпературным клеем и воедино соединенной им с внутренней поверхностью металлической обечайки, на который последовательно нанесены слой керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами, слой коррозионно-стойкого связующего материала и слой керамического композиционного высокотемпературного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами с рабочей температурой порядка 1600°C, причем кремнеземная ткань имеет теплопроводность порядка 0,2 Вт/(м·K), а коэффициент линейного расширения и модуль упругости обеспечивают температурную и механическую совместимость металлической обечайки и последующих керамических слоев и при рабочей температуре порядка 1000°C составляют примерно 20·10-6 1/°C и 20 ГПа соответственно, а толщина каждого из слоев подобрана так, что температурная нагрузка на металлическую обечайку снижена до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения.The problem is solved in that the housing of the combustion chamber of the aircraft is made as a multilayer product containing a bearing mechanical load of internal pressure, a metal shell, a layer of silica fabric impregnated with high-temperature glue and combined with the inner surface of the metal shell, on which a layer of ceramic composite is applied material reinforced with carbon fibers, a layer of corrosion-resistant binder material and a layer of ceramic co compositional high-temperature material in contact with the gases formed during fuel combustion with an operating temperature of about 1600 ° C, moreover, silica fabric has a thermal conductivity of about 0.2 W / (m · K), and the linear expansion coefficient and elastic modulus provide thermal and mechanical compatibility of the metal shell and subsequent ceramic layers and at an operating temperature of about 1000 ° C are approximately 20 · 10 -6 1 / ° C and 20 GPa, respectively, and the thickness of each of the layers is selected so that the temperature load and on the metal shell reduced to a level that does not require additional external air cooling.

Целесообразно, чтобы керамический композиционный материал, армированный углеродными волокнами, имел бы коэффициент линейного расширения порядка 4·10-6 1/°C и модуль упругости порядка 150 ГПа и теплопроводность ниже 30 Вт/(м·K), керамический композиционный высокотемпературный материал - коэффициент линейного расширения порядка 4·10-6 1/°C и модуль упругости порядка 150 ГПа и теплопроводность ниже 30 Вт/(м·K), связующий материала - коэффициент линейного расширения порядка 4·10-6 1/°C и модуль упругости порядка 150 ГПа и теплопроводность ниже 30 Вт/(м·K).It is advisable that the ceramic composite material reinforced with carbon fibers have a linear expansion coefficient of the order of 4 · 10 -6 1 / ° C and an elastic modulus of the order of 150 GPa and thermal conductivity below 30 W / (m · K), the ceramic composite high-temperature material is the coefficient the linear expansion coefficient of the order of 4 · 10 -6 1 / ° C and the elastic modulus of the order of 150 GPa and thermal conductivity below 30 W / (m · K), the binder material is the linear expansion coefficient of the order of 4 · 10 -6 1 / ° C and the elastic modulus of the order 150 GPa and thermal conductivity below 30 W / (m · K).

В дальнейшем изобретение поясняется описанием и чертежом, иллюстрирующим снижение слоями тепловой нагрузки на металлическую обечайку до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения.The invention is further illustrated by the description and drawing, illustrating the reduction in layers of thermal load on the metal shell to a level that does not require additional external air cooling.

Предлагается неохлаждаемый корпус камеры сгорания, который выполнен как многослойная конструкция камеры.An uncooled housing of the combustion chamber is proposed, which is designed as a multilayer chamber structure.

Корпус содержит (чертеж) металлическую обечайку 5, которая несет механическую нагрузку внутреннего давления камеры сгорания и имеет толщину δм, слой кремнеземной ткани 4 толщиной δкр, пропитанной высокотемпературным клеем и воедино соединенной им с внутренней поверхностью металлической обечайки 5, слой 3 керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами толщиной δккм, слой 2 коррозионно-стойкого связующего материала толщиной δcс и слой 1 керамического композиционного высокотемпературного материала, толщиной δтзп.The housing contains (drawing) a metal shell 5, which carries a mechanical load of the internal pressure of the combustion chamber and has a thickness of δ m , a layer of silica fabric 4 of a thickness of δ cr , impregnated with high-temperature glue and connected together with the inner surface of the metal shell 5, layer 3 of ceramic composite material reinforced with carbon fibers the thickness δ CMC layer 2 of corrosion-resistant binder material thickness δ MOP and 1 layer of high temperature ceramic composite material, thickness hydrochloric δ HRC.

В таблице приведены свойства материала отдельных слоевThe table shows the material properties of the individual layers

Свойства материалаMaterial properties СлоиLayers Толщина слоев используемых материаловThe thickness of the layers of the materials used δм δ m δкр δ cr δккм δ km δсс δ ss δтзп δ tsp Рабочая температура, °CWorking temperature ° C ≤950≤950 ≤1000≤1000 ≤1350≤1350 ≤1500≤1500 16001600 Удельный вес г/см3 Specific gravity g / cm 3 ≤7.5≤7.5 2.02.0 3.03.0 3.03.0 3.03.0 Теплопроводность, Вт/(м·K)Thermal conductivity, W / (m · K) >100> 100 0.20.2 ≤30≤30 ≤1.5≤1.5 ≤2.0≤2.0 Коэф. линейного расширения, 10-6 1/°CCoef. linear expansion, 10 -6 1 / ° C 18eighteen 20twenty 4four 99 11eleven Модуль упругости, ГПаModulus of elasticity, GPa 200200 20twenty 150150 220220 250250

Внесение слоя кремнеземной ткани 4 с уникально низкой теплопроводностью 0,2 Вт/(м·K) позволяет существенно снизить уровни температур в металлическом корпусе камеры сгорания. Кроме того, высокое значение коэффициента линейного расширения 20·10-6 1/°C и низкий модуль упругости 20 ГПа обеспечивают температурную и механическую совместимость металлической обечайки и керамических слоев.The introduction of a layer of silica fabric 4 with a unique low thermal conductivity of 0.2 W / (m · K) can significantly reduce the temperature levels in the metal housing of the combustion chamber. In addition, a high linear expansion coefficient of 20 · 10 -6 1 / ° C and a low modulus of elasticity of 20 GPa provide thermal and mechanical compatibility of the metal shell and ceramic layers.

Слой 3 керамического композиционного материла, армированного углеродными волокнами толщиной δккм, с одной стороны позволяет несколько уменьшить градиенты температуры в слое 1 керамического композиционного высокотемпературного материала, понизив тем самым реальную термонапряженность, следовательно, повысив длительную прочность.Layer 3 of a ceramic composite material reinforced with carbon fibers with a thickness of δ kkm , on the one hand, allows the temperature gradients in layer 1 of the ceramic composite high-temperature material to be slightly reduced, thereby lowering the actual thermal stress, and thereby increasing the long-term strength.

С другой стороны, слой 3 керамического композиционного материала армированного углеродными волокнами толщиной δккм, позволяет дополнительно уменьшить температурные потоки и обеспечить на поверхности слоя 4 из кремнеземной ткани температуры, не превышающие температуру ее работоспособности.On the other hand, the layer 3 of the ceramic composite material reinforced with carbon fibers with a thickness of δ kkm makes it possible to further reduce the temperature flows and provide temperatures on the surface of the layer 4 of silica fabric that do not exceed the temperature of its working capacity.

Выбирая толщины слоев с кремнеземной тканью δкр и керамическим композиционным материалом δккм, можно в широких пределах управлять уровнем температуры в несущей нагрузку металлической обечайке.Choosing the thicknesses of the layers with silica fabric δ cr and ceramic composite material δ km , it is possible to control the temperature level in the load-bearing metal shell over a wide range.

Толщина каждого из теплозащитных слоев согласно изобретению, подобрана так, что температурная нагрузка на металлическую обечайку снижена до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения.The thickness of each of the heat-protective layers according to the invention is selected so that the temperature load on the metal shell is reduced to a level that does not require additional external air cooling.

При такой тепловой нагрузке температура наружной поверхности металлической обечайки корпуса камеры сгорания ниже температурного разрушения металла корпуса и не превышает 950°C.With such a thermal load, the temperature of the outer surface of the metal shell of the combustion chamber housing is lower than the temperature destruction of the metal of the housing and does not exceed 950 ° C.

На чертеже показан график снижения температуры корпуса камеры сгорания летательного аппарата согласно изобретению. При сжигании топлива в камере сгорания образуется газовый поток с температурой 1600°C. Слой 1 керамического композиционного высокотемпературного материала толщиной δтзп снижает эту температуру до 1400°C, слой 2 коррозионно-стойкого связующего материала толщиной δсс снижает температуру с 1400°C до 1350°C, слой 3 керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами толщиной δккм снижает температуру с 1350°C до 1000°C, слой кремнеземной ткани 4 толщиной δкр снижает температуру с 1000°C до 600°C. Таким образом, температура на внутренней поверхности металлической обечайки 5 составляет 600°C, что значительно ниже опасных температур ≥950°C, требующих дополнительного наружного воздушного охлаждения корпуса камеры сгорания.The drawing shows a graph of the temperature reduction of the housing of the combustion chamber of an aircraft according to the invention. When burning fuel, a gas stream with a temperature of 1600 ° C is formed in the combustion chamber. Layer 1 of ceramic composite high-temperature material with a thickness of δ tcp reduces this temperature to 1400 ° C, layer 2 of a corrosion-resistant binder material of thickness δ cc reduces the temperature from 1400 ° C to 1350 ° C, layer 3 of a ceramic composite material reinforced with carbon fibers with a thickness of δ kkm reduces the temperature from 1350 ° C to 1000 ° C, a layer of silica fabric 4 with a thickness of δ cr reduces the temperature from 1000 ° C to 600 ° C. Thus, the temperature on the inner surface of the metal shell 5 is 600 ° C, which is significantly lower than hazardous temperatures ≥950 ° C, requiring additional external air cooling of the combustion chamber body.

Корпус камеры сгорания согласно изобретению изготавливают следующим образом.The housing of the combustion chamber according to the invention is made as follows.

Кремнеземную ткань пропитывают высокотемпературным клеем и прикрепляют к металлической обечайке 5 по всей ее внутренней поверхности. Затем к слою 4 кремнеземной ткани прикрепляют слой 3 керамического композиционного материла, армированного углеродными волокнами. Поверх слоя 3 наносят слой 2 коррозионно-стойкого связующего материала толщиной δсс и слой 1 керамического композиционного высокотемпературного материала толщиной δтзп. Нанесение слоев осуществляют известным образом. Обычно толщина теплозащитного покрытия (δсс+δтзп) составляет несколько десятков микрон.Silica fabric is impregnated with high-temperature glue and attached to the metal shell 5 along its entire inner surface. Then, a layer 3 of carbon fiber reinforced ceramic composite material is attached to the silica fabric layer 4. On top of layer 3, a layer 2 of a corrosion-resistant binder material with a thickness of δ cc and a layer 1 of a ceramic composite high-temperature material with a thickness of δ tcp are applied . The application of layers is carried out in a known manner. Typically, the thickness of the thermal barrier coating (δ cc + δ tzp ) is several tens of microns.

Корпус камеры сгорания согласно изобретению позволяет улучшить характеристики двигателяThe combustion chamber housing according to the invention improves engine performance

За счет экономии энергоресурсов на дополнительное наружное воздушное охлаждение изобретение позволяет повысить давление компрессора летательного аппарата при одновременном повышении температуры газа в камере сгорания.By saving energy for additional external air cooling, the invention allows to increase the compressor pressure of the aircraft while increasing the temperature of the gas in the combustion chamber.

Механическая совместимость металлической обечайки и последующих керамических слоев повышает долговечность конструкции.The mechanical compatibility of the metal shell and subsequent ceramic layers increases the durability of the structure.

Claims (2)

1. Корпус камеры сгорания летательного аппарата, характеризующийся тем, что корпус камеры сгорания летательного аппарата выполнен как многослойное изделие, содержащее несущую механическую нагрузку внутреннего давления металлическую обечайку, слой кремнеземной ткани, пропитанной высокотемпературным клеем и воедино соединенной им с внутренней поверхностью металлической обечайки, на который последовательно нанесены слой керамического композиционного материала, армированного углеродными волокнами, слой коррозионно-стойкого связующего материала и слой керамического композиционного высокотемпературного материала, контактирующего с образующимися при сжигании топлива газами с рабочей температурой порядка 1600°С, причем кремнеземная ткань имеет теплопроводность порядка 0,2 Вт/(м∙К), а коэффициент линейного расширения и модуль упругости обеспечивают температурную и механическую совместимость металлической обечайки и последующих керамических слоев и при рабочей температуре порядка 1000°С составляют примерно 20·10-6 1/°С и 20 ГПа соответственно, а толщина каждого из слоев подобрана так, что температурная нагрузка на металлическую обечайку снижена до уровня, не требующего ее дополнительного наружного воздушного охлаждения.1. The housing of the combustion chamber of the aircraft, characterized in that the housing of the combustion chamber of the aircraft is made as a multilayer product containing a mechanical shell, carrying a mechanical load of internal pressure, a layer of silica cloth impregnated with high-temperature glue and connected together with the inner surface of the metal shell, on which sequentially applied a layer of ceramic composite material reinforced with carbon fibers, a layer of corrosion-resistant binder material and a layer of ceramic composite high-temperature material in contact with the gases formed during fuel combustion with an operating temperature of about 1600 ° C, and the silica fabric has a thermal conductivity of about 0.2 W / (m ∙ K), and the linear expansion coefficient and elastic modulus provide temperature and mechanical compatibility of the metal shell and subsequent ceramic layers and at an operating temperature of about 1000 ° C are approximately 20 · 10 -6 1 / ° C and 20 GPa, respectively, and the thickness of each of the layers p It is selected so that the temperature load on the metal shell is reduced to a level that does not require additional external air cooling. 2. Корпус по п.1, отличающийся тем, что керамический композиционный материал, армированный углеродными волокнами, имеет коэффициент линейного расширения порядка 4·10-6 1/°С и модуль упругости порядка 150 ГПа, и теплопроводность ниже 30 Вт/(м∙К), керамический композиционный высокотемпературный материал имеет коэффициент линейного расширения порядка 4·10-6 1/°С и модуль упругости порядка 150 ГПа, и теплопроводность ниже 30 Вт/(м∙К), связующего материала имеет коэффициент линейного расширения порядка 4·10-6 1/°С и модуль упругости порядка 150 ГПа, и теплопроводность ниже 30 Вт/(м∙К). 2. The housing according to claim 1, characterized in that the ceramic composite material reinforced with carbon fibers has a linear expansion coefficient of the order of 4 · 10 -6 1 / ° C and an elastic modulus of the order of 150 GPa, and thermal conductivity is lower than 30 W / (m ∙ K), the ceramic composite high-temperature material has a linear expansion coefficient of the order of 4 · 10 -6 1 / ° С and an elastic modulus of the order of 150 GPa, and thermal conductivity is lower than 30 W / (m ∙ K), the binder material has a linear expansion coefficient of the order of 4 · 10 -6 1 / ° C and about 150 GPa elastic modulus, and heat rovodnost below 30 W / (m ∙ K).
RU2010105664/06A 2010-02-18 2010-02-18 Aircraft combustion chamber case RU2430306C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010105664/06A RU2430306C1 (en) 2010-02-18 2010-02-18 Aircraft combustion chamber case

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010105664/06A RU2430306C1 (en) 2010-02-18 2010-02-18 Aircraft combustion chamber case

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2430306C1 true RU2430306C1 (en) 2011-09-27

Family

ID=44804209

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010105664/06A RU2430306C1 (en) 2010-02-18 2010-02-18 Aircraft combustion chamber case

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2430306C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2554690C1 (en) * 2014-07-01 2015-06-27 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"(АО"ВПК"НПО машиностроения") Cruise missile engine combustion chamber
RU2643927C1 (en) * 2016-06-06 2018-02-06 Акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения Combustor chamber of a ramjet air-breathing engine made of composite materials

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2554690C1 (en) * 2014-07-01 2015-06-27 Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения"(АО"ВПК"НПО машиностроения") Cruise missile engine combustion chamber
RU2643927C1 (en) * 2016-06-06 2018-02-06 Акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения Combustor chamber of a ramjet air-breathing engine made of composite materials

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Hardwicke et al. Advances in thermal spray coatings for gas turbines and energy generation: a review
CN101768380B (en) Thermal protection coating with component gradient change and preparation method
Gell et al. Higher temperature thermal barrier coatings with the combined use of yttrium aluminum garnet and the solution precursor plasma spray process
Vaßen et al. Overview on advanced thermal barrier coatings
JP4969094B2 (en) Thermal barrier coating member and production thereof, and gas turbine
US8187717B1 (en) High purity ceramic abradable coatings
RU2334022C2 (en) Protective layer for protection of component part against corrosion and oxidation at high temperatures and component part
CA2647453C (en) Thermal barrier coating member, method for producing the same, thermal barrier coating material, gas turbine, and sintered body
CA2529781C (en) Thermal barrier coating material, thermal barrier member, and member coated with thermal barrier and method for manufacturing the same
US7867575B2 (en) Sintering resistant, low conductivity, high stability thermal barrier coating/environmental barrier coating system for a ceramic-matrix composite (CMC) article to improve high temperature capability
US8475945B2 (en) Composite article including silicon oxycarbide layer
Xu et al. Double-ceramic-layer thermal barrier coatings based on La2 (Zr0. 7Ce0. 3) 2O7/La2Ce2O7 deposited by electron beam-physical vapor deposition
JP6908973B2 (en) Manufacturing methods for thermal barrier coatings, turbine components, gas turbines, and thermal barrier coatings
JP5622399B2 (en) Thermal barrier coating, turbine member equipped with the same, and gas turbine
JP2007262447A (en) Oxidation-resistant film and its deposition method, thermal barrier coating, heat-resistant member, and gas turbine
KR20030011690A (en) Thermal barrier coating
KR100707789B1 (en) Thermal barrier coating
US20140065433A1 (en) Coatings for dissipating vibration-induced stresses in components and components provided therewith
JP2021191899A (en) Adhesion promoter layer for joining high-temperature protection layer to substrate, and method for producing the same
Dietrich et al. Metal‐glass based composites for novel TBC‐systems
RU2430306C1 (en) Aircraft combustion chamber case
JP2021519386A (en) CMAS resistance, high strain tolerance and low thermal conductivity thermal barrier coating and thermal spray coating method
JP2010242223A (en) Thermal barrier coating member, production method therefor, thermal barrier coating material, gas turbine, and sintered compact
JP5320352B2 (en) Thermal barrier coating member and manufacturing method thereof, thermal barrier coating material, gas turbine, and sintered body
Sarkisov et al. Barrier coatings for type C/SiC ceramic-matrix composites

Legal Events

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

Effective date: 20210219