RU2452793C1 - Method of protecting gas turbine parts from nickel alloys - Google Patents

Method of protecting gas turbine parts from nickel alloys Download PDF

Info

Publication number
RU2452793C1
RU2452793C1 RU2011125555/02A RU2011125555A RU2452793C1 RU 2452793 C1 RU2452793 C1 RU 2452793C1 RU 2011125555/02 A RU2011125555/02 A RU 2011125555/02A RU 2011125555 A RU2011125555 A RU 2011125555A RU 2452793 C1 RU2452793 C1 RU 2452793C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
alloy
layer
coating
nickel
aluminum
Prior art date
Application number
RU2011125555/02A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Сергей Александрович Будиновский (RU)
Сергей Александрович Будиновский
Сергей Артемович Мубояджян (RU)
Сергей Артемович Мубояджян
Артем Александрович Косьмин (RU)
Артем Александрович Косьмин
Original Assignee
Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
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 Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) filed Critical Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
Priority to RU2011125555/02A priority Critical patent/RU2452793C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2452793C1 publication Critical patent/RU2452793C1/en

Links

Landscapes

  • Physical Vapour Deposition (AREA)
  • Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)

Abstract

FIELD: metallurgy.
SUBSTANCE: proposed method comprises sequential deposition in vacuum of first layer of condensed coat from nickel alloy on part outer surface and second aluminium-based layer to be annealed in vacuum. Said first layer contains the following elements, in wt %: chromium - 6-12.0, aluminium - 6-12.0, yttrium - 0.1-0.15, tantalum - 1.5-8.0, rhenium -0.3-2.5, hafnium - 0.2-1.5, nickel making the rest.
EFFECT: higher heat resistance at operating temperatures.
4 tbl, 3 ex

Description

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в авиационном и энергетическом турбостроении для защиты деталей от высокотемпературного окисления, в том числе сопловых блоков, створок сопла ГТД с регулируемым вектором тяги, рабочих и сопловых лопаток газовых турбин из никелевых сплавов.The invention relates to the field of mechanical engineering and can be used in aviation and energy turbine construction to protect parts from high-temperature oxidation, including nozzle blocks, gas turbine nozzle flaps with an adjustable thrust vector, working and nozzle vanes of gas turbines made of nickel alloys.

Известен способ осаждения диффузионного алюминидного покрытия, на подложку из никелевого или кобальтового жаропрочного сплава, включающий нанесение диффузионного алюминидного покрытия, содержащего: Al, Si и Hf на подложку для формирования начального слоя алюминидного покрытия, далее нанесение слоя платины, формирование внутреннего слоя алюминидного покрытия и внешнего слоя гамма матрицы Ni, Pt, Si с содержанием компонентов от 0,01 до 8%, вторичные выделения, включающие силициды гафния и кремния (патент США №6291014).A known method of deposition of a diffusion aluminide coating on a substrate of a nickel or cobalt heat-resistant alloy, comprising applying a diffusion aluminide coating containing: Al, Si and Hf on the substrate to form an initial layer of aluminide coating, then applying a layer of platinum, forming an inner layer of aluminide coating and an outer a gamma matrix layer of Ni, Pt, Si with a component content of from 0.01 to 8%, secondary precipitates including silicides of hafnium and silicon (US patent No. 6291014).

Недостатками способа являются высокая трудоемкость процесса, использование дорогостоящего драгоценного металла - платины, неудовлетворительная жаростойкость покрытия при температурах выше 1100°С.The disadvantages of the method are the high complexity of the process, the use of expensive precious metal - platinum, poor heat resistance of the coating at temperatures above 1100 ° C.

Известен также способ защиты лопаток газовых турбин, включающий последовательное осаждение в вакууме на внешнюю поверхность пера лопатки первого слоя конденсированного покрытия из никелевого сплава, содержащего алюминий и карбидообразующие элементы, последующее осаждение второго слоя на основе алюминия и вакуумный отжиг, отличающийся тем, что перед осаждением первого слоя конденсированного покрытия на внешней поверхности пера лопатки формируют керметный слой из никелевого сплава, содержащего алюминий и карбидообразующие элементы путем введения в вакуум углеродсодержащего газа при давлении (0,1-5)·10-1 Па (патент РФ №2280096).There is also known a method of protecting gas turbine blades, including sequential vacuum deposition on the outer surface of the pen of the blade of the first layer of a condensed nickel alloy coating containing aluminum and carbide-forming elements, subsequent deposition of the second aluminum-based layer and vacuum annealing, characterized in that before deposition of the first a layer of condensed coating on the outer surface of the feather blades form a cermet layer of Nickel alloy containing aluminum and carbide-forming elements by introducing into the vacuum a carbon-containing gas at a pressure of (0.1-5) · 10 -1 Pa (RF patent No. 2280096).

Недостатком способа является недостаточно высокие жаростойкие свойства покрытия при рабочих температурах до 1200°С.The disadvantage of this method is not sufficiently high heat-resistant properties of the coating at operating temperatures up to 1200 ° C.

Наиболее близким аналогом, взятым за прототип, является способ защиты лопаток газовых турбин, включающий осаждение в вакууме на внешнюю поверхность пера лопатки первого слоя конденсированного покрытия из никелевого сплава, содержащего хром, алюминий, тантал, иттрий, последующее осаждение второго слоя на основе алюминия и вакуумный отжиг, в котором осаждение первого слоя покрытия производят из никелевого сплава, дополнительно легированного вольфрамом и рением при следующем соотношении компонентов, мас.%:The closest analogue taken as a prototype is a method for protecting gas turbine blades, including vacuum deposition on the outer surface of the pen of the blade of the first layer of a condensed nickel alloy coating containing chromium, aluminum, tantalum, yttrium, subsequent deposition of the second aluminum-based layer and vacuum annealing, in which the deposition of the first coating layer is made of a nickel alloy additionally alloyed with tungsten and rhenium in the following ratio of components, wt.%:

ХромChromium 12-2012-20 АлюминийAluminum 6-126-12 ИттрийYttrium 0,1-0,50.1-0.5 ТанталTantalum 1,5-81,5-8 ВольфрамTungsten 0,3-40.3-4 РенийRhenium 0,3-2,50.3-2.5 НикельNickel остальноеrest

(патент РФ №2190691).(RF patent No. 2190691).

Недостатком известного способа является недостаточно высокие жаростойкие свойства покрытия при рабочих температурах лопатки из никелевого сплава до 1200°С.The disadvantage of this method is the insufficiently high heat-resistant properties of the coating at operating temperatures of the nickel alloy blades up to 1200 ° C.

Технической задачей изобретения является повышение жаростойкости покрытия при рабочих температурах деталей газовых турбин из никелевого сплава до 1200°С.An object of the invention is to increase the heat resistance of the coating at operating temperatures of parts of gas turbines of nickel alloy up to 1200 ° C.

Техническая задача достигается тем, что предложен способ защиты деталей газовых турбин из никелевых сплавов, включающий последовательное осаждение в вакууме на внешнюю поверхность детали первого слоя конденсированного покрытия из никелевого сплава, содержащего хром, алюминий, иттрий, тантал, рений, последующее осаждение второго слоя на основе алюминия и вакуумный отжиг, отличающийся тем, что осаждение первого слоя покрытия производят из никелевого сплава, дополнительно легированного гафнием при следующем соотношении компонентов, мас.%:The technical problem is achieved by the fact that the proposed method of protecting parts of gas turbines from nickel alloys, including sequential deposition in vacuum on the outer surface of the part of the first layer of a condensed coating of nickel alloy containing chromium, aluminum, yttrium, tantalum, rhenium, subsequent deposition of a second layer based on aluminum and vacuum annealing, characterized in that the deposition of the first coating layer is made of a nickel alloy additionally alloyed with hafnium in the following ratio of components, wt .%:

ХромChromium 6,0-11,56.0-11.5 АлюминийAluminum 6,0-12,06.0-12.0 ИттрийYttrium 0,1-0,50.1-0.5 ТанталTantalum 1,5-8,01,5-8,0 РенийRhenium 0,3-2,50.3-2.5 ГафнийHafnium 0,2-1,50.2-1.5 НикельNickel остальноеrest

Способ защиты деталей газовых турбин из никелевых сплавов с осаждением первого слоя покрытия из сплава на основе никеля, дополнительно легированного гафнием, позволяет поднять жаростойкость покрытия за счет формирования на границе защищаемый сплав - покрытие карбидов на основе гафния, которые являются более термически стабильными при температурах выше 1100°С, чем карбиды хрома и вольфрама. Карбиды на основе гафния создают барьер, препятствующий диффузии алюминия из сплава покрытия в защищаемый сплав, а также встречной диффузии легирующих элементов защищаемого сплава в покрытие, снижающих жаростойкость при температуре выше 1100°С (титан молибден, кобальт). Кроме того, гафний оказывает положительное влияние на жаростойкость покрытия путем создания на поверхности покрытия окислов, повышающих адгезию защитной пленки оксида алюминия.A method of protecting parts of gas turbines from nickel alloys with the deposition of the first coating layer of a nickel-based alloy additionally doped with hafnium allows to increase the heat resistance of the coating by forming a protected alloy at the interface - a coating of hafnium-based carbides, which are more thermally stable at temperatures above 1100 ° C than carbides of chromium and tungsten. Hafnium-based carbides create a barrier that prevents diffusion of aluminum from the coating alloy into the protected alloy, as well as counter diffusion of the alloying elements of the protected alloy into the coating, which reduce heat resistance at temperatures above 1100 ° C (titanium molybdenum, cobalt). In addition, hafnium has a positive effect on the heat resistance of the coating by creating oxides on the coating surface that increase the adhesion of the protective film of aluminum oxide.

Примеры осуществленияExamples of implementation

Пример 1. Ионно-плазменным методом на внешнюю поверхность соплового блока из никелевого интерметаллидного сплава ВКНА-1В в соответствии с предлагаемым способом нанесли первый слой конденсированного покрытия из никелевых сплавов 1, 2 и 3 системы NiCrAlTaHfReY, состав которых представлен в таблице №1. Затем произвели осаждение второго слоя из алюминия и термообработали в вакууме по режиму 1000-1050°С в течение 3-4 часов детали с покрытиями. Толщина слоя из никелевых сплавов составляла 60-100 мкм, удельный привес алюминия на единицу поверхности 50-60 г/м2.Example 1. The ion-plasma method on the outer surface of the nozzle block of a nickel intermetallic alloy VKNA-1B in accordance with the proposed method applied the first layer of condensed coating of nickel alloys 1, 2 and 3 of the NiCrAlTaHfReY system, the composition of which is presented in table No. 1. Then, a second layer of aluminum was precipitated and heat-treated in a vacuum according to the regime of 1000–1050 ° C for 3-4 hours with coated parts. The layer thickness of nickel alloys was 60-100 μm, the specific weight gain of aluminum per surface unit was 50-60 g / m 2 .

Жаростойкость покрытия определяли по удельному изменению массы, результаты испытаний приведены в табл. №2The heat resistance of the coating was determined by the specific change in mass, the test results are given in table. Number 2

Пример 2. Ионно-плазменным методом на внешнюю поверхность створки сопла для ГТД с регулируемым вектором тяги из никелевого интерметаллидного сплава ВКНА-25 в соответствии с предлагаемым способом нанесли первый слой конденсированного покрытия из никелевых сплавов 1, 2 и 3 системы NiCrAlTaHfReY, состав которых представлен в таблице 2. Затем произвели осаждение второго слоя из алюминия и термообработали в вакууме по режиму 1000-1050°С в течение 3-4 часов детали с покрытиями. Толщина слоя из никелевых сплавов составляла 60-100 мкм, удельный привес алюминия на единицу поверхности 50-60 г/м2.Example 2. The ion-plasma method on the outer surface of the valve nozzle for a gas turbine engine with an adjustable thrust vector made of nickel intermetallic alloy VKNA-25 in accordance with the proposed method applied the first layer of condensed coating of nickel alloys 1, 2 and 3 of the NiCrAlTaHfReY system, the composition of which is presented in table 2. Then made the deposition of the second layer of aluminum and heat treated in vacuum according to the regime of 1000-1050 ° C for 3-4 hours details with coatings. The layer thickness of nickel alloys was 60-100 μm, the specific weight gain of aluminum per surface unit was 50-60 g / m 2 .

Жаростойкость покрытия определяли по удельному изменению массы, результаты испытаний приведены в табл. №3The heat resistance of the coating was determined by the specific change in mass, the test results are given in table. Number 3

Пример 3. Ионно-плазменным методом на внешнюю поверхность лопатки газовых турбин из никелевого сплава ВЖМ-4 в соответствии с предлагаемым способом нанесли первый слой конденсированного покрытия из никелевых сплавов 1, 2 и 3 системы NiCrAlTaHfReY, состав которых представлен в таблице 3. Затем произвели осаждение второго слоя из алюминия и термообработали в вакууме по режиму 1000-1050°С в течение 3-4 часов детали с покрытиями. Толщина слоя из никелевых сплавов составляла 60-100 мкм, удельный привес алюминия на единицу поверхности 50-60 г/м2.Example 3. The ion-plasma method on the outer surface of the blades of gas turbines of nickel alloy VZHM-4 in accordance with the proposed method applied the first layer of a condensed coating of nickel alloys 1, 2 and 3 of the NiCrAlTaHfReY system, the composition of which is shown in table 3. Then, the deposition the second layer of aluminum and heat-treated in vacuum according to the regime of 1000-1050 ° C for 3-4 hours parts with coatings. The layer thickness of nickel alloys was 60-100 μm, the specific weight gain of aluminum per surface unit was 50-60 g / m 2 .

Жаростойкость покрытия определяли по удельному изменению массы, результаты испытаний приведены в табл. №4The heat resistance of the coating was determined by the specific change in mass, the test results are given in table. Number 4

На всех деталях из никелевых сплавов ВКНА-1В, ВКНА-25 и ВЖМ-4 покрытие, полученное с использованием сплава 1, на базе испытаний 400 часов обеспечило наименьшие значения потери массы деталей (таблицы 2, 3, 4) за счет положительного влияния гафния, снижения содержания хрома и исключения вольфрама. Жаростойкость покрытия повысилась более чем в 2 раза.On all parts made of nickel alloys VKNA-1V, VKNA-25 and VZHM-4, the coating obtained using alloy 1, based on tests of 400 hours, provided the smallest values for the weight loss of the parts (tables 2, 3, 4) due to the positive effect of hafnium, reducing chromium content and eliminating tungsten. Heat resistance of the coating increased by more than 2 times.

Применение предлагаемого способа позволяет повысить жаростойкость покрытия и, следовательно, ресурс и надежность деталей газовых турбин.The application of the proposed method improves the heat resistance of the coating and, therefore, the resource and reliability of parts of gas turbines.

Таблица №1Table number 1 СплавAlloy Содержание компонентов первого слоя конденсированного покрытияThe content of the components of the first layer of condensed coating NiNi CrCr AlAl YY ТаThat WW ReRe HfHf Сплав 1Alloy 1 Осн.DOS 8,08.0 9,09.0 0,30.3 4,84.8 -- 1,41.4 0,90.9 Сплав 2Alloy 2 Осн.DOS 6,06.0 6,06.0 0,10.1 1,51,5 -- 0,30.3 0,20.2 Сплав 3Alloy 3 Осн.DOS 12,012.0 12,012.0 0,50.5 8,08.0 -- 2,52.5 1,51,5 Сплав 4 (прототип)Alloy 4 (prototype) Осн.DOS 16,016,0 9,09.0 0,30.3 4,84.8 2,12.1 1,41.4  

Таблица №2Table number 2 ПокрытиеCoating Кол-во образцовNumber of samples Время испытания, чTest time, h 50fifty 100one hundred 150150 200200 250250 300300 350350 400400 Удельное изменение массы, г/м2 Specific change in mass, g / m 2 Без покр.Without cover 33 -92-92 -146-146 -274-274 -385-385         Сплав 1Alloy 1 33 -12,42-12.42 -26,36-26.36 -37,41-37.41 -40,87-40.87 -49,53-49.53 -52,18-52.18 -57,76-57.76 -62,31-62.31 Сплав 2Alloy 2 33 -11,78-11.78 25,9425.94 41,2241.22 45,845.8 -54,33-54.33 -58,84-58.84 -64,67-64.67 -68,45-68.45 Сплав 3Alloy 3 33 -3,72-3.72 28,1628.16 49,1249.12 54,4554.45 -59,45-59.45 -69,78-69.78 -72,22-72.22 -74,01-74.01 Сплав 4
(прототип)Alloy 4
(prototype) 33 -28,2-28.2 -40,91-40.91 -65,87-65.87 -75,43-75.43 -99,11-99.11 -110-110 -142-142 -184-184

Таблица №3Table number 3 ПокрытиеCoating Кол-во образцовNumber of samples Время испытания, чTest time, h 50fifty 100one hundred 150150 200200 250250 300300 350350 400400 Удельное изменение массы, г/м2 Specific change in mass, g / m 2 Без покр.Without cover 33 -82-82 -137-137 -272-272 -335-335         Сплав 1Alloy 1 33 -12,52-12.52 -26,46-26.46 -37,82-37.82 -40,37-40.37 -49,19-49.19 -52,45-52.45 -57,46-57.46 -62,19-62.19 Сплав 2Alloy 2 33 -11,56-11.56 25,4525.45 41,8541.85 45,2545.25 -54,15-54.15 -58,17-58.17 -64,28-64.28 -68,93-68.93 Сплав 3Alloy 3 33 -3,79-3.79 28,4628.46 49,1349.13 54,7854.78 -59,12-59.12 -69,45-69.45 -72,32-72.32 -74,81-74.81 Сплав 4
(прототип)Alloy 4
(prototype) 33 -28,97-28.97 -40,46-40.46 -65,82-65.82 -75,29-75.29 -99,27-99.27 -112-112 -145-145 -185-185

Таблица №4Table number 4 ПокрытиеCoating Кол-во образцовNumber of samples Время испытания, чTest time, h 50fifty 100one hundred 150150 200200 250250 300300 350350 400400 Удельное изменение массы, г/м2 Specific change in mass, g / m 2 Без покр.Without cover 33 -127-127 -198-198 -372-372 -592-592         Сплав 1Alloy 1 33 -14,52-14.52 -28,61-28.61 -39,85-39.85 -42,87-42.87 -51,42-51.42 -55,17-55.17 -61,78-61.78 -67,38-67.38 Сплав 2Alloy 2 33 -12,78-12.78 31,1831.18 49,4449.44 54,9654.96 -65,19-65.19 -70,60-70.60 -77,60-77.60 -82,14-82.14 Сплав 3Alloy 3 33 -4,46-4.46 33,7233.72 58,9458.94 65,3465.34 -71,34-71.34 -83,76-83.76 -86,64-86.64 -89,25-89.25 Сплав 4
(прототип)Alloy 4
(prototype) 33 -33,84-33.84 -49,02-49.02 -79,04-79.04 -90,51-90.51 -118-118 -132-132 -170-170 -220,-220,

Claims (1)

Способ защиты деталей газовых турбин из никелевых сплавов, включающий осаждение в вакууме на внешнюю поверхность деталей первого слоя конденсированного покрытия из никелевого сплава, содержащего хром, алюминий, иттрий, тантал, рений, последующее осаждение второго слоя из алюминиевого сплава и вакуумный отжиг, отличающийся тем, что осаждение первого слоя покрытия производят из никелевого сплава, дополнительно легированного гафнием, при следующем соотношении компонентов, мас.%:
Хром 6,0-11,5 Алюминий 6,0-12,0 Иттрий 0,1-0,5 Тантал 1,5-8,0 Рений 0,3-2,5 Гафний 0,2-1,5 Никель Остальное
A method for protecting parts of gas turbines from nickel alloys, including vacuum deposition on the outer surface of parts of a first layer of a condensed nickel alloy coating containing chromium, aluminum, yttrium, tantalum, rhenium, subsequent deposition of a second layer of aluminum alloy and vacuum annealing, characterized in that the deposition of the first coating layer is made of Nickel alloy, additionally doped with hafnium, in the following ratio of components, wt.%:
Chromium 6.0-11.5 Aluminum 6.0-12.0 Yttrium 0.1-0.5 Tantalum 1,5-8,0 Rhenium 0.3-2.5 Hafnium 0.2-1.5 Nickel Rest
RU2011125555/02A 2011-06-22 2011-06-22 Method of protecting gas turbine parts from nickel alloys RU2452793C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011125555/02A RU2452793C1 (en) 2011-06-22 2011-06-22 Method of protecting gas turbine parts from nickel alloys

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011125555/02A RU2452793C1 (en) 2011-06-22 2011-06-22 Method of protecting gas turbine parts from nickel alloys

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2452793C1 true RU2452793C1 (en) 2012-06-10

Family

ID=46680021

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011125555/02A RU2452793C1 (en) 2011-06-22 2011-06-22 Method of protecting gas turbine parts from nickel alloys

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2452793C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2610188C1 (en) * 2015-10-07 2017-02-08 Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") Method for protection of gas turbine components made from nickel alloys
RU2742919C2 (en) * 2016-06-10 2021-02-11 Сафран Method for protecting a detail made of a single-crystal, hafnium-free nickel-based superalloy from corrosion and oxidation
RU2818096C1 (en) * 2023-08-09 2024-04-24 Акционерное общество "ОДК-Климов" Method of protecting blades and nozzle assembly of gas turbines

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1450752A3 (en) * 1983-12-27 1989-01-07 Дженерал Электрик Компани (Фирма) Nickel-based alloy
US5993980A (en) * 1994-10-14 1999-11-30 Siemens Aktiengesellschaft Protective coating for protecting a component from corrosion, oxidation and excessive thermal stress, process for producing the coating and gas turbine component
RU2190691C2 (en) * 2000-12-07 2002-10-10 Государственное предприятие Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов Method of protection of gas turbine blades

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1450752A3 (en) * 1983-12-27 1989-01-07 Дженерал Электрик Компани (Фирма) Nickel-based alloy
US5993980A (en) * 1994-10-14 1999-11-30 Siemens Aktiengesellschaft Protective coating for protecting a component from corrosion, oxidation and excessive thermal stress, process for producing the coating and gas turbine component
RU2147624C1 (en) * 1994-10-14 2000-04-20 Сименс АГ Protective layer for protecting part against corrosion, oxidation, and thermal overloading, and method of preparation thereof
RU2190691C2 (en) * 2000-12-07 2002-10-10 Государственное предприятие Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов Method of protection of gas turbine blades

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2610188C1 (en) * 2015-10-07 2017-02-08 Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") Method for protection of gas turbine components made from nickel alloys
RU2742919C2 (en) * 2016-06-10 2021-02-11 Сафран Method for protecting a detail made of a single-crystal, hafnium-free nickel-based superalloy from corrosion and oxidation
RU2818096C1 (en) * 2023-08-09 2024-04-24 Акционерное общество "ОДК-Климов" Method of protecting blades and nozzle assembly of gas turbines

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5362982B2 (en) Alloy compositions and articles containing the same
JP5437573B2 (en) Alloy compositions and articles containing the same
EP2145969B1 (en) Economic oxidation and fatigue resistant metallic coating
US7846243B2 (en) Metal alloy compositions and articles comprising the same
RU2566697C2 (en) Interfacial diffusion barrier layer including iridium on metallic substrate
JP2003328061A (en) Metallic coating
US11220727B2 (en) Superalloy based on nickel, monocrystalline blade and turbomachine
GB2511768A (en) Erosion Resistant Coating
US9932661B2 (en) Process for producing a high-temperature protective coating
JP7174811B2 (en) high temperature parts
RU2452793C1 (en) Method of protecting gas turbine parts from nickel alloys
RU2667191C1 (en) Method of producing titanium alloy multilayer protective coating of turbomachine blades
RU2375499C2 (en) Method of producing multi-layer heat protecting coating on parts out of heat resistant alloys
US20100330393A1 (en) Ductile environmental coating and coated article having fatigue and corrosion resistance
RU2165475C2 (en) Method of protection of steel machine components from salt attack
RU2441100C2 (en) Method of producing heat-resisting coat on gas turbine vanes
US10100651B2 (en) Wear resistance of a high-temperature component imparted by a cobalt coating
RU2610188C1 (en) Method for protection of gas turbine components made from nickel alloys
RU94974U1 (en) HEAT-PROTECTED COATED TURBIN SHOVEL FOR GAS-TURBINE ENGINES AND POWER INSTALLATIONS
EP3048183B1 (en) Corrosion resistant coating application method
RU2426817C2 (en) Procedure for forming heat shielding coating on turbine blade of heat resistant nickel aloys
EP3192885B1 (en) Internally cooled ni-base superalloy component with spallation-resistant tbc system
RU2190691C2 (en) Method of protection of gas turbine blades
RU2441104C2 (en) Method of producing refractory coat
RU104630U1 (en) TURBINE SHOVEL FOR GAS-TURBINE ENGINES AND POWER INSTALLATIONS

Legal Events

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

Effective date: 20130623

NF4A Reinstatement of patent

Effective date: 20150620