RU2433207C2 - Система теплоизоляционных слоев - Google Patents

Система теплоизоляционных слоев Download PDF

Info

Publication number
RU2433207C2
RU2433207C2 RU2008141774A RU2008141774A RU2433207C2 RU 2433207 C2 RU2433207 C2 RU 2433207C2 RU 2008141774 A RU2008141774 A RU 2008141774A RU 2008141774 A RU2008141774 A RU 2008141774A RU 2433207 C2 RU2433207 C2 RU 2433207C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
heat
thermal expansion
insulating layers
insulating layer
coefficient
Prior art date
Application number
RU2008141774A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008141774A (ru
Inventor
Штефан ЛАМПЕНШЕРФ (DE)
Штефан ЛАМПЕНШЕРФ
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 RU2008141774A publication Critical patent/RU2008141774A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2433207C2 publication Critical patent/RU2433207C2/ru

Links

Images

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • 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
    • C23C28/042—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 including a refractory ceramic layer, e.g. refractory metal oxides, ZrO2, rare earth 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
    • C23C30/00—Coating with metallic material characterised only by the composition of the metallic material, i.e. not characterised by the coating process
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • F05D2230/31—Layer deposition
    • F05D2230/312—Layer deposition by plasma spraying
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/502—Thermal properties
    • F05D2300/5021—Expansivity
    • F05D2300/50212—Expansivity dissimilar
    • 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]

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Thermal Insulation (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

Изобретение относится к системе теплоизоляционных слоев. Система (1) теплоизоляционных слоев содержит первую основную сторону (2), которая предназначена для расположения на границе с подлежащей тепловой защите конструктивной частью (30), и вторую основную сторону (3), которая предназначена для расположения на границе с высокотемпературной окружающей средой (4). Система (1) теплоизоляционных слоев имеет участки (5, 6) с различными коэффициентами теплового расширения. Первый участок (5) системы (1) теплоизоляционных слоев, граничащий с подлежащей тепловой защите конструктивной частью (30), имеет первый коэффициент теплового расширения, который согласован с коэффициентом теплового расширения конструктивной части (30). По меньшей мере один второй участок (6) системы (1) теплоизоляционных слоев имеет второй, меньший коэффициент теплового расширения. Система (1) теплоизоляционных слоев выполнена в виде соединения первого керамического теплоизоляционного слоя (8), который обращен к подлежащей тепловой защите конструктивной части (30), и второго керамического теплоизляционного слоя (9), который обращен к высокотемпературной окружающей среде (4), причем первый и второй теплоизоляционные слои (8, 9) соединены друг с другом с помощью способа плазменного напыления. Система (1) теплоизляционных слоев образована одной из следующих комбинаций материалов: 7YSZ/La2Hf2O7; 7YSZ/BaZrO3; 7YSZ/LaYbO3, где первое значение обозначает материал первого теплоизоляционного слоя (8), а второе значение - материал второго теплоизоляционного слоя (9), причем 7YSZ является оксидом циркония, стабилизированным 7 мас.% оксида иттрия. Получается система теплоизоляционных слоев, обладающих улучшенной стойкостью, при типичных для газовых турбин нагрузках. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

Изобретение относится к системе теплоизоляционных слоев, содержащей первую основную сторону, которая предназначена для расположения на границе с подлежащей тепловой защите конструктивной частью, и вторую основную сторону, которая предназначена для расположения на границе с высокотемпературной окружающей средой.
Предпосылкой для эффективного применения керамических теплоизоляционных слоев в газовых турбинах является, наряду с экономичной технологией изготовления, прежде всего структурная стабильность и, тем самым, надежность теплоизоляционного слоя при типичных условиях применения газовых турбин. Так, например, при применении в области электростанций необходимо гарантировать работу без помех в течение 25000 рабочих часов, что соответствует желаемому интервалу проверки. Преждевременный выход из строя теплоизоляционного слоя может приводить к перегреву основного материала и, возможно, к повреждению турбины. Вызываемые этим затраты, связанные с потерей рабочего времени и ремонтом, могут быть значительными и в некоторых случаях сводить на нет технологическую пользу теплоизоляционного слоя.
На пути к получению энергии, при бережном отношении к ресурсам и окружению, повышение эффективности играет центральную роль. Решающим параметром для повышения эффективности газовых турбин является входная температура турбины. Для повышения коэффициента полезного действия газовых турбин с примерно 38% при входной температуре турбины 1230°С (ISO) до 45% необходимо повышение входной температуры турбины до примерно 1350°С. Эта цель достижима при применении керамических теплоизоляционных слоев, наряду с применением улучшенных основных конструктивных материалов и эффективных способов охлаждения. При этом за счет теплоизоляционного действия керамического слоя при сохранении одинаковых условий охлаждения можно повышать допустимую температуру поверхности на приблизительно 100 К в зависимости от толщины теплоизоляционного слоя.
Для обеспечения и улучшения стойкости теплоизоляционных слоев при типичных для газовых турбин высоких температурах поверхности и изменениях температуры из уровня техники известны различные возможности:
1. За счет применения стойких к спеканию керамических материалов можно улучшать температурную стойкость теплоизоляционного слоя. За счет этого можно ограничивать увеличивающееся уплотнение материала теплоизоляционного слоя и связанные с ним процессы усадки теплоизоляционного слоя при высокой температуре.
2. За счет целенаправленного введения микротрещин или канавочных структур, так называемых гравировок, в теплоизоляционный слой можно увеличить допустимое расширение теплоизоляционного слоя. При этом целенаправленно создается тесная сеть разгрузочных трещин и разгрузочных канавок, за счет чего повышается граница нагрузки для возникновения радикальных дефектов.
3. Подавления фазовых переходов в заданном диапазоне температур, например, за счет стабилизации тетрагональной фазы ZrO2 за счет легирования иттрием и связанных с этим эффектов, например объемного расширения при преобразовании, что приводит к значительному уменьшению нагрузки теплоизоляционного слоя.
4. Уменьшение повреждения теплоизоляционного слоя вызывается также согласованием коэффициента теплового расширения теплоизоляционного слоя с применяемым металлическим основным материалом подлежащей тепловой защите конструктивной части. За счет выравнивания коэффициента теплового расширения теплоизоляционного слоя с коэффициентом теплового расширения основного материала можно уменьшать величину возникающих в теплоизоляционном слое за счет неправильного теплового согласования расширений, в особенности вблизи пограничной поверхности между теплоизоляционным слоем и обеспечивающим сцепление с основным материалом слоем.
Задачей изобретения является дальнейшее улучшение стойкости теплоизоляционных слоев, в частности при типичных для газовых турбин нагрузках, за счет высоких температур поверхности и изменений температуры.
Эта задача согласно изобретению решена с помощью системы теплоизоляционных слоев, содержащей первую основную сторону, которая предназначена для расположения на границе с подлежащей тепловой защите конструктивной частью, и вторую основную сторону, которая предназначена для расположения на границе с высокотемпературной окружающей средой, причем
система теплоизоляционных слоев имеет участки с различными коэффициентами теплового расширения, причем
первый участок системы теплоизоляционных слоев, граничащий с подлежащей тепловой защите конструктивной частью, имеет первый коэффициент теплового расширения, который согласован с коэффициентом теплового расширения конструктивной части, и по меньшей мере один второй участок системы теплоизоляционных слоев имеет второй, меньший коэффициент теплового расширения, причем
система теплоизоляционных слоев выполнена в виде соединения первого керамического теплоизоляционного слоя, который обращен к подлежащей тепловой защите конструктивной части, и второго керамического теплоизоляционного слоя, который обращен к высокотемпературной окружающей среде, причем первый и второй теплоизоляционные слои соединены друг с другом с помощью способа плазменного напыления, причем
система теплоизоляционных слоев образована одной из следующих комбинаций материалов:
- 7YSZ/La2Hf2O7;
- 7YSZ/BaZrO3;
- 7YSZ/LaYbO3,
где первое значение обозначает материал первого теплоизоляционного слоя, а второе значение - материал второго теплоизоляционного слоя, причем 7YSZ является оксидом циркония, стабилизированным 7 мас.% оксида иттрия.
Предпочтительные варианты выполнения следуют из зависимых пунктов, формулы изобретения.
В основе изобретения лежит понимание того, что за счет выравнивания коэффициента теплового расширения теплоизоляционного слоя и основного материала подлежащей тепловой защите конструктивной части может достигаться уменьшение расширения теплоизоляционного слоя вблизи пограничной поверхности между теплоизоляционным слоем и соединяющим теплоизоляционный слой и основной материал, обеспечивающим сцепление слоем. Однако за счет этого на основании большого различия температуры между второй основной стороной теплоизоляционного слоя и первой стороной теплоизоляционного слоя, которая образует пограничную поверхность, могут возникать значительные расширения на второй основной стороне. Это может происходить, в частности, при так называемом нагревательном или охлаждающем шоке. При этом расширения увеличиваются с увеличением коэффициента теплового расширения теплоизоляционного слоя и разницей температур между первой и второй основными сторонами. Поэтому одностороннее согласование коэффициента теплового расширения теплоизоляционного слоя с относительно большим коэффициентом теплового расширения основного материала, который, как правило, состоит из металла (например, жаропрочного сплава на основе никеля), сказывается отрицательно на второй основной стороне. В частности, в связи с упомянутой вначале тенденцией повышения температуры поверхности имеется повышенная опасность повреждения.
Поэтому для устранения этого недостатка изобретение предлагает систему теплоизоляционных слоев, которая имеет участки с различными коэффициентами теплового расширения. Таким образом, можно предотвращать слишком большие расширения в зоне второй основной стороны системы теплоизоляционных слоев. Тем самым уменьшается опасность повреждения.
В частности, предусмотрено, что первый участок системы теплоизоляционных слоев, который граничит с подлежащей тепловой защите конструктивной частью, имеет первый коэффициент теплового расширения, который согласован с коэффициентом теплового расширения конструктивной части. Кроме того, по меньшей мере, один второй участок системы теплоизоляционных слоев имеет второй, меньший коэффициент теплового расширения. Таким образом, в основу изобретения положен принцип уменьшения коэффициента теплового расширения по участкам с увеличением температуры в системе теплоизоляционных слоев.
Граничащий со второй основной стороной второй участок имеет наименьший коэффициент теплового расширения системы теплоизоляционных слоев, за счет чего минимизируются расширения на второй основной стороне системы теплоизоляционных слоев. Второй коэффициент теплового расширения, граничащего со второй основной стороной второго участка, выбран так, что возникающие при типичных рабочих условиях расширения на второй основной стороне лежат в заданном диапазоне. Этот заданный диапазон можно определять посредством измерения допустимого расширения в зависимости от температуры системы теплоизоляционных слоев. Оптимальную величину коэффициента теплового расширения можно определять посредством сравнения результатов имитации нагрузки с измеренным диапазоном допустимого расширения.
Достаточно выполнять систему теплоизоляционных слоев в виде соединения из первого теплоизоляционного слоя, который обращен к подлежащей тепловой защите конструктивной части, и второго теплоизоляционного слоя, который обращен к высокотемпературной окружающей среде. Предусмотрение лишь двух теплоизоляционных слоев представляет простейшую возможную конструкцию, так что систему теплоизоляционных слоев можно изготавливать простым и относительно экономичным способом. Однако, естественно, не исключается выполнение системы теплоизоляционных слоев в виде соединения из более чем двух слоев.
Было установлено, что первый теплоизоляционный слой целесообразно имеет коэффициент теплового расширения в диапазоне 1,0×10-5K-1. Тогда второй теплоизоляционный слой в одном варианте выполнения имеет коэффициент теплового расширения в диапазоне 8,0×10-6К-1.
Система теплоизоляционных слоев может быть образована одной из следующих комбинаций материалов, при этом первое значение обозначает материал первого теплоизоляционного слоя, а второе значение - материал второго теплоизоляционного слоя:
- 7YSZ/La2Hf2O7;
- 7YSZ/BaZrO3;
- 7YSZ/LaYbO3,
при этом 7YSZ является оксидом циркония, стабилизированным 7 масс.% оксида иттрия. При температуре 1000°С коэффициенты СТЕ теплового расширения имеют следующие величины:
- CTE7YSZ примерно 10-5K-1;
- CTELaHfO примерно 8,0×10-6K-1;
- СТЕBaZrO примерно 8,3×10-6К-1;
- СТЕLaYbO примерно 8,6×10-6К-1.
Для достижения высокой механической стабильности первый и второй теплоизоляционный слои соединены друг с другом с помощью способа плазменного напыления.
Изобретение и его преимущества поясняются ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображено:
фиг.1 - поперечный разрез системы теплоизоляционных слоев, согласно изобретению, которая нанесена на подлежащую тепловой защите конструктивную часть и
фиг.2 - график x-y, на котором изображены возникающие при типичных рабочих условиях газовой турбины расширения на поверхности теплоизоляционного слоя.
На фиг.1 показана в поперечном разрезе система 1 теплоизоляционных слоев согласно изобретению. Система 1 теплоизоляционных слоев нанесена первой основной стороной 2 через обеспечивающий сцепление слой 31 на подлежащую тепловой защите конструктивную часть 30. Подлежащая тепловой защите конструктивная часть 30 состоит, например, из металла, например, жаропрочного сплава на основе никеля. Подлежащая тепловой защите конструктивная часть 30 может быть, например, лопаткой газовой турбины. Второй основной стороной 3 система 1 теплоизоляционных слоев обращена к высокотемпературной окружающей среде 4.
Система 1 теплоизоляционных слоев имеет, например, первый участок 5 и второй участок 6 с различными коэффициентами СТЕ1, СТЕ2 теплового расширения. В то время как первый участок 5 по своему коэффициенту СТЕ1 согласован с коэффициентом теплового расширения материала конструктивной части 30, второй участок 6 выполнен из стабильного к температуре материала, который имеет меньший коэффициент СТЕ2 теплового расширения, чем первый участок 5.
Система 1 теплоизоляционных слоев образована как композиция из теплоизоляционного слоя 8 и теплоизоляционного слоя 9, которые соединены друг с другом в области граничной плоскости, например, способом плазменного напыления. При этом теплоизоляционный слой 8 образует первый участок 5, а теплоизоляционный слой 9 - второй участок 6.
За счет различных коэффициентов теплового расширения в разных участках системы 1 теплоизоляционных слоев можно значительно уменьшать опасность повреждения теплоизоляционного слоя, в частности в случае охлаждения. С другой стороны, обеспечивается также возможность повышения допустимой температуры поверхности, т.е. температуры на второй основной стороне 3 системы теплоизоляционных слоев, за счет чего, как указывалось выше, обеспечивается повышенная эффективность применения газовых турбин.
Таким образом, изобретение представляет расширение предусматриваемого до настоящего времени согласования коэффициента теплового расширения теплоизоляционного слоя с применяемым основным материалом конструктивной части 30 за счет дополнительного согласования с ожидаемым пространственным и временным ходом изменения температуры по толщине системы 1 теплоизоляционных слоев. За счет этого можно уменьшать возникающие в теплоизоляционном слое, соответственно в системе теплоизоляционных слоев, механические нагрузки и, в частности, повышать границы применения относительно максимальной температуры поверхности.
Как показано в качестве примера на фиг.1, первый и второй теплоизоляционные слои 8, 9 могут быть примерно одинаковыми по толщине. При этом общая толщина системы 1 теплоизоляционных слоев соответствует примерно толщине обычного теплоизоляционного слоя. Граничащий с подлежащей тепловой защите конструктивной частью 30 первый теплоизоляционный слой состоит, например, из 7YSZ (оксида циркония, стабилизированного 7 мас.% оксида иттрия), при этом этот материал имеет коэффициент теплового расширения примерно 10-5K-1 при температуре 1000°С. Материал граничащего с высокотемпературной окружающей средой 4 второго теплоизоляционного слоя 9 выполнен, например, из одного из следующих материалов, при этом указан соответствующий коэффициент теплового расширения при температуре 1000°С:
- 7YSZ/La2Hf2O7, при этом СТЕLaHfO (1000°С) примерно равен 8,0×10-6K-1;
- 7YSZ/BaZrO3, при этом СТЕBaZrO (1000°С) примерно равен 8,3×10-6K-1;
- 7YSZ/LaYbO3, при этом СТЕLaYbO (1000°С) примерно равен 8,6×10-6K-1.
На фиг.2 показан ход изменения расширения системы 1 теплоизоляционных слоев по ее ширине х. На оси х нанесено нормированное положение х в системе 1 теплоизоляционных слоев. Точка x0 обозначает пограничную поверхность (т.е. первую основную сторону 2) системы 1 теплоизоляционных слоев с обеспечивающим сцепление слоем 31. Точка x1 обозначает поверхность, т.е. вторую основную сторону 3, системы 1 теплоизоляционных слоев. На оси у нанесено расширение (расширение WDS) в соответствующих теплоизоляционных слоях 8 (с коэффициентом СТЕ1 теплового расширения) и 9 (с коэффициентом СТЕ2 теплового расширения). При этом отрицательное значение обозначает расширение сжатия, а положительное значение - расширение растяжения.
На фиг.2 показан ход изменения расширения в рабочем состоянии после охлаждения. При этом в основу положено предположение, что вся система 1 теплоизоляционных слоев, которая нанесена на подлежащую тепловой защите конструктивную часть 30, во время работы при высоких температурах свободна от напряжений.
Для лучшей иллюстрации изобретения на графике показаны в целом три хода изменения расширения DV1, DV2 и DV3. Позицией DV1 обозначен ход изменения расширения в первом теплоизоляционном слое 8, который предусмотрен на границе с подлежащей тепловой защите конструктивной частью 30. Ход изменения расширения DV1 изображен сплошной линией. Позицией DV2 обозначен ход изменения расширения во втором теплоизоляционном слое 9, который граничит с высокотемпературной окружающей средой 4. Ход изменения расширения DV2 изображен штриховой линией. При этом ходы изменения расширения DV1 и DV2 для иллюстрации изображены по всей толщине х, а не только в соответствующем теплоизоляционном слое 8, соответственно, 9. Наконец, позицией DV3 обозначен ход изменения расширения в системе 1 теплоизоляционных слоев согласно изобретению, который в зоне, образованной между первым и вторым теплоизоляционными слоями 8 и 9 пограничной плоскости 7 имеет скачок.
Уменьшенный коэффициент СТЕ2 теплового расширения материала второго теплоизоляционного слоя 9 приводит к тому, что возникающие при типичных рабочих условиях расширения на поверхности системы теплоизоляционных слоев (точка x1 на оси х) лежат в заданном диапазоне DT допустимого расширения. Диапазон DT можно определять посредством измерения допустимого расширения в зависимости от температуры системы 1 теплоизоляционных слоев. Оптимальную величину коэффициента теплового расширения, который лежит в подъеме проходящего между точками х=0,5 и х=1,0 отрезка кривой, необходимо определять из сравнения результатов имитации нагрузки с измеренными диапазонами допустимого расширения.
За счет изобретения достигается, что ход изменения расширения в системе 1 теплоизоляционных слоев не лежит в области расширения растяжения (см. ход изменения расширения DV3, который лежит в области x1 заданного диапазона DT). За счет этого предотвращаются вредные для всей системы вертикальные напряжения на поверхности.

Claims (5)

1. Система (1) теплоизоляционных слоев, содержащая первую основную сторону (2), которая предназначена для расположения на границе с подлежащей тепловой защите конструктивной частью (30), и вторую основную сторону (3), которая предназначена для расположения на границе с высокотемпературной окружающей средой (4), причем система (1) теплоизоляционных слоев имеет участки (5, 6) с различными коэффициентами теплового расширения, причем первый участок (5) системы (1) теплоизоляционных слоев, граничащий с подлежащей тепловой защите конструктивной частью (30), имеет первый коэффициент теплового расширения, который согласован с коэффициентом теплового расширения конструктивной части (30), и по меньшей мере один второй участок (6) системы (1) теплоизоляционных слоев имеет второй, меньший коэффициент теплового расширения, причем система (1) теплоизоляционных слоев выполнена в виде соединения первого керамического теплоизоляционного слоя (8), который обращен к подлежащей тепловой защите конструктивной части (30), и второго керамического теплоизоляционного слоя (9), который обращен к высокотемпературной окружающей среде (4), причем первый и второй теплоизоляционные слои (8, 9) соединены друг с другом с помощью способа плазменного напыления, причем система (1) теплоизоляционных слоев образована одной из следующих комбинаций материалов:
7YSZ/La2Hf2O7;
7YSZ/BaZrO3;
7YSZ/LaYbО3,
где первое значение обозначает материал первого теплоизоляционного слоя (8), а второе значение - материал второго теплоизоляционного слоя (9), причем 7YSZ является оксидом циркония, стабилизированным 7 мас.% оксида иттрия.
2. Система теплоизоляционных слоев по п.1, отличающаяся тем, что граничащий со второй основной стороной (3) второй участок (6) имеет наименьший коэффициент теплового расширения системы (1) теплоизоляционных слоев.
3. Система теплоизоляционных слоев по п.1 или 2, отличающаяся тем, что второй коэффициент теплового расширения граничащего со второй основной стороной (3) второго участка (6) выбран так, что возникающие при типичных рабочих условиях расширения на второй основной стороне (3) лежат в заданном диапазоне.
4. Система теплоизоляционных слоев по п.1, отличающаяся тем, что первый теплоизоляционный слой (8) имеет коэффициент теплового расширения в диапазоне 1,0·10-5 К-1.
5. Система теплоизоляционных слоев по п.1 или 4, отличающаяся тем, что второй теплоизоляционный слой (9) имеет коэффициент теплового расширения в диапазоне 8,0·10-6 K-1.
RU2008141774A 2006-03-22 2007-01-17 Система теплоизоляционных слоев RU2433207C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102006013215.7 2006-03-22
DE200610013215 DE102006013215A1 (de) 2006-03-22 2006-03-22 Wärmedämmschicht-System

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008141774A RU2008141774A (ru) 2010-04-27
RU2433207C2 true RU2433207C2 (ru) 2011-11-10

Family

ID=37963632

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008141774A RU2433207C2 (ru) 2006-03-22 2007-01-17 Система теплоизоляционных слоев

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20100227198A1 (ru)
EP (1) EP1996741A2 (ru)
JP (1) JP2009530535A (ru)
KR (1) KR20090008253A (ru)
CN (1) CN101405422A (ru)
DE (1) DE102006013215A1 (ru)
RU (1) RU2433207C2 (ru)
WO (1) WO2007107388A2 (ru)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102006040360A1 (de) * 2006-08-29 2008-03-06 FNE Forschungsinstitut für Nichteisen-Metalle Freiberg GmbH Wärmedämmstoff mit hoher zyklischer Temperaturbelastbarkeit
DE102011081112A1 (de) 2011-08-17 2013-02-21 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Herstellung eines Bauteils für hohe thermische Belastungen, ein Bauteil herstellbar mit dem Verfahren und ein Flugzeugtriebwerk mit dem Bauteil
CN104185825A (zh) * 2011-11-15 2014-12-03 汉高知识产权控股有限责任公司 装配有隔热层的电子设备
CN103999014B (zh) 2011-11-15 2019-03-12 汉高知识产权控股有限责任公司 利用热绝缘层组装的电子设备
US9223363B2 (en) 2013-03-16 2015-12-29 Henkel IP & Holding GmbH Electronic devices assembled with heat absorbing and/or thermally insulating composition
TWI657132B (zh) 2013-12-19 2019-04-21 德商漢高智慧財產控股公司 具有基質及經密封相變材料分散於其中之組合物及以其組裝之電子裝置
US10337408B2 (en) * 2016-06-08 2019-07-02 Mra Systems, Llc Thermal insulation blanket and thermal insulation blanket assembly
US10151216B2 (en) * 2016-08-31 2018-12-11 General Electric Technology Gmbh Insulation quality indicator module for a valve and actuator monitoring system
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 (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE8202802U1 (de) * 1982-02-03 1983-03-03 M.A.N. Maschinenfabrik Augsburg-Nürnberg AG, 8900 Augsburg Auslassventil fuer brennkraftmaschinen
US5236787A (en) * 1991-07-29 1993-08-17 Caterpillar Inc. Thermal barrier coating for metallic components
EP0944746B1 (de) * 1996-12-10 2001-07-04 Siemens Aktiengesellschaft Erzeugnis, welches einem heissen gas aussetzbar ist, mit einer wärmedämmschicht sowie verfahren zur herstellung
US6835465B2 (en) * 1996-12-10 2004-12-28 Siemens Westinghouse Power Corporation Thermal barrier layer and process for producing the same
US6258467B1 (en) * 2000-08-17 2001-07-10 Siemens Westinghouse Power Corporation Thermal barrier coating having high phase stability
DE19820944A1 (de) * 1998-04-30 1999-11-11 Manuel Hertter Katalysator
US6007880A (en) * 1998-07-17 1999-12-28 United Technologies Corporation Method for generating a ceramic coating
US6365281B1 (en) * 1999-09-24 2002-04-02 Siemens Westinghouse Power Corporation Thermal barrier coatings for turbine components
JP3290976B2 (ja) * 2000-03-30 2002-06-10 川崎重工業株式会社 セラミックス遮熱コーティング
US6444335B1 (en) * 2000-04-06 2002-09-03 General Electric Company Thermal/environmental barrier coating for silicon-containing materials
DE10056617C2 (de) * 2000-11-15 2002-12-12 Forschungszentrum Juelich Gmbh Werkstoff für temperaturbelastete Substrate
EP1386017B1 (de) * 2001-04-03 2008-05-07 Forschungszentrum Jülich Gmbh WÄRMEDÄMMSCHICHT AUF BASIS VON La2 Zr2 O7 FÜR HOHE TEMPERATUREN
DE10117128A1 (de) * 2001-04-06 2002-10-10 Alstom Switzerland Ltd Verfahren zur Herstellung von Verbundaufbauten zwischen metallischen und nichtmetallischen Materialien
DE10122545A1 (de) * 2001-05-09 2002-11-28 Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt Wärmedämmmaterial mit im wesentlichen magnetoplumbitischer Kristallstruktur
JP3876176B2 (ja) * 2002-03-25 2007-01-31 三菱重工業株式会社 熱遮蔽コーティング膜用セラミック組成物
JP2004091269A (ja) * 2002-08-30 2004-03-25 Rikogaku Shinkokai 多相セラミックス用溶融体ならびにその鋳造および被覆方法
US7094450B2 (en) * 2003-04-30 2006-08-22 General Electric Company Method for applying or repairing thermal barrier coatings
EP1658480A1 (de) * 2003-08-13 2006-05-24 Siemens Aktiengesellschaft Anordnung mindestens einer wärmedämmschicht auf einem trägerkörper
EP1541810A1 (de) * 2003-12-11 2005-06-15 Siemens Aktiengesellschaft Verwendung einer Wärmedämmschicht für ein Bauteil einer Dampfturbine und eine Dampfturbine
US20050153160A1 (en) * 2004-01-12 2005-07-14 Yourong Liu Durable thermal barrier coating having low thermal conductivity
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

Also Published As

Publication number Publication date
WO2007107388A2 (de) 2007-09-27
CN101405422A (zh) 2009-04-08
WO2007107388A3 (de) 2008-05-08
EP1996741A2 (de) 2008-12-03
JP2009530535A (ja) 2009-08-27
KR20090008253A (ko) 2009-01-21
RU2008141774A (ru) 2010-04-27
US20100227198A1 (en) 2010-09-09
DE102006013215A1 (de) 2007-10-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2433207C2 (ru) Система теплоизоляционных слоев
US7723249B2 (en) Ceramic material for high temperature service
US7175387B2 (en) Seal arrangement for reducing the seal gaps within a rotary flow machine
US6224337B1 (en) Thermal barrier coated squealer tip cavity
US20120272653A1 (en) Internal combustion engine hot gas path component with powder metallurgy structure
KR20030011690A (ko) 열차단 코팅
EP1312693B1 (en) Thermal barrier coating material, gas turbine parts and gas turbine
JP2003160852A (ja) 遮熱コーティング材、その製造方法、タービン部材及びガスタービン
US20190366441A1 (en) Composite material for turbo machine applications and corresponding method
CN110030044B (zh) 用于燃气涡轮构件的热保护系统及方法
US9782862B2 (en) Component repair using brazed surface textured superalloy foil
EP2851514A1 (en) Method for applying heat resistant protection components onto a surface of a heat exposed component
JP4388466B2 (ja) ガスタービン、遮熱コーティング材、その製造方法及びタービン部材
JP6394927B2 (ja) 遮熱コーティング、および、タービン部材
CA2864230A1 (en) Method for fixing heat resistant component on a surface of a heat exposed component
EP2851513A1 (en) Heat exposed component
JP7474182B2 (ja) ガスタービンの部品の補修方法
JP7457633B2 (ja) 遮熱コーティングおよび耐熱性部材
Kulkarni et al. Advanced Materials and Manufacturing Technology Developments for Extreme Environment Gas Turbine Applications
EP2851356A1 (en) Method for producing means with thermal resist for applying at a surface of a heat exposed component
JPH01285603A (ja) セラミクス耐熱複合部品
KR20190027033A (ko) 가스터빈용 부품의 고온부식 방식 방법
Ghosn et al. Crack driving forces in a multilayered coating system for ceramic matrix composite substrates

Legal Events

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

Effective date: 20140118