RU2520237C2 - Application of two-component chromium-aluminium coating on gas turbine cooled blade inner cavities and device to this end - Google Patents
Application of two-component chromium-aluminium coating on gas turbine cooled blade inner cavities and device to this end Download PDFInfo
- Publication number
- RU2520237C2 RU2520237C2 RU2012107601/02A RU2012107601A RU2520237C2 RU 2520237 C2 RU2520237 C2 RU 2520237C2 RU 2012107601/02 A RU2012107601/02 A RU 2012107601/02A RU 2012107601 A RU2012107601 A RU 2012107601A RU 2520237 C2 RU2520237 C2 RU 2520237C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- chromium
- deposition
- temperature
- zone
- aluminum
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к области машиностроении, в частности к способам нанесения функциональных покрытий хрома и алюминия путем газофазного осаждения, и может быть использован в авиационном и энергетическом турбостроении для защиты лопаток газовых турбин от высокотемпературной газовой коррозии внутренних полостей охлаждаемых рабочих лопаток турбин.The invention relates to the field of engineering, in particular to methods of applying functional coatings of chromium and aluminum by gas-phase deposition, and can be used in aviation and energy turbine construction to protect gas turbine blades from high-temperature gas corrosion of the internal cavities of cooled turbine blades.
Современный уровень рабочих температур и мощностей газотурбинных двигателей (ГТД) в значительной степени определяется использованием охлаждаемых лопаток турбин, имеющих сложную конфигурацию внутренней полости с охлаждаемыми каналами, которые соединяются с воздухоподводящими каналами газовым трактом двигателя с системой перфорированных отверстий.The current level of operating temperatures and power of gas turbine engines (GTE) is largely determined by the use of cooled turbine blades having a complex configuration of the internal cavity with cooled channels that are connected to the air supply channels of the gas path of the engine with a system of perforated holes.
При такой очень сложной конструкции лопаток защита внутренних и внешних трактовых поверхностей от высокотемпературной газовой коррозии является исключительно сложной задачей.With such a very complex blade design, protecting internal and external duct surfaces from high temperature gas corrosion is an extremely difficult task.
Известно, что в современных перспективных двигателях пятого поколения лопатки турбин должны работать в течение заданного ресурса при температуре газа перед турбиною 1850-1900°K и более, что, безусловно, невозможно без надежной их зашиты от газовой коррозии [Ю. Елисеев. Перспективные технологии производства лопаток ГТД. Двигатель, 2001, №5(17), с.4]. Практика показала, что наиболее эффективным способом обеспечения высокой долговечности лопаток газовых турбин для используемых конструкционных материалов является использование защитных покрытий.It is known that in modern fifth-generation engines, turbine blades must operate for a given life at a gas temperature in front of the turbine of 1850-1900 ° K or more, which, of course, is impossible without reliable protection from gas corrosion [Yu. Eliseev. Promising technologies for the production of GTE blades. Engine, 2001, No. 5 (17), p. 4]. Practice has shown that the most effective way to ensure high durability of gas turbine blades for used structural materials is the use of protective coatings.
Известен способ получения защитного покрытия на лопатках газовых турбин, включающий последовательное осаждение в вакууме на внешнюю поверхность пера лопатки первого слоя, последующее осаждение второго слоя на основе алюминия и вакуумный отжиг [см. описание к патенту РФ №2171315, М.к. C23C 14/06, опубл. 27.07.2001 г.]. При этом первый слой представляет собой конденсированное покрытие из никелевого сплава, который осаждают на слой из карбида металла, выбранного из группы титан, хром, ниобий, тантал, молибден, вольфрам, ванадий или гафний, полученный вакуумно-дуговым методом.A known method of obtaining a protective coating on the blades of gas turbines, including sequential deposition in vacuum on the outer surface of the pen blades of the first layer, the subsequent deposition of the second layer based on aluminum and vacuum annealing [see Description to the patent of the Russian Federation No. 2171315, M.K. C23C 14/06, publ. July 27, 2001]. The first layer is a condensed coating of a nickel alloy, which is deposited on a layer of metal carbide selected from the group of titanium, chromium, niobium, tantalum, molybdenum, tungsten, vanadium or hafnium obtained by the vacuum-arc method.
Применение описанного выше изобретения, по мнению авторов, позволит получить новый класс покрытий способных значительно (до двух раз) повысить ресурс лопаток турбин.The application of the invention described above, according to the authors, will make it possible to obtain a new class of coatings capable of significantly (up to two times) increasing the resource of turbine blades.
Однако, этот способ применим только для нанесения покрытий на внешнюю поверхность турбинной лопатки и принципиально не может быть использован для нанесения металлического покрытия на поверхностях внутренних каналов лопаток.However, this method is applicable only for coating the outer surface of the turbine blade and, in principle, cannot be used for applying a metal coating on the surfaces of the inner channels of the blades.
Известен также способ формирования металлического покрытия на поверхностях внутренних каналов лопасти турбины, при условии, что лопасть турбины имеет внешнюю поверхность и не менее одного внутреннего канала, включающий размещение лопасти турбины внутри камеры химического осаждения из паровой фазы (ХОПФ), подключение коллектора газа-реагента не менее чем к одному впускному отверстию внутреннего канала, нанесение покрытия на поверхности не менее чем одного внутреннего канала по технологии ХОПФ, с использованием газов-реагентов, покрывающих металлом, для формирования металлической пленки на поверхности не менее чем одного внутреннего канала, и откачку остаточных газов-реагентов, покрывающих металлом, не менее чем из одного внутреннего канала через одно выпускное отверстие, проходящее по внешней поверхности одного внутреннего канала [см. Описание к патенту США №7838070, М.кл. B05D 7/22, опубл. 23.11.10 г]. При этом способ характеризуется тем, что газ-реагенты, покрывающие металлом, содержат не менее, чем один алюминиевый газ-реагент, хромовый газ-реагент и кобальтовый газ-реагент, включает последующую вакуум-термическую обработку металлического покрытия, которую осуществляют при температуре в пределах 1800°F-2000°F, и в течение 2-10 часов, затем (предварительно) наносят маскирующий слой на внешнюю поверхность лопатки турбины для защиты от металлических осадков, которые удаляют с внешней поверхности лопасти турбины путем сметания таких осадков с внешней поверхности лопасти турбины, а также, путем жидкостного хонингования внешней поверхности лопасти турбины. Металлический реагент включает органо-металлический материал из ряда триэтилалюминий, триизобутилалюминий, триметилалюминий, диметилалюминий гидрид, диметилэтиламиналан и триметиламиналан. Способ осуществляют в диапазоне температур от 200°F до 1000°F или в диапазоне температур от 200°F до 800°F.There is also known a method of forming a metal coating on the surfaces of the inner channels of the turbine blade, provided that the turbine blade has an outer surface and at least one internal channel, including placing the turbine blade inside the chemical vapor deposition chamber (CVD), connecting the reagent gas collector is not less than one inlet of the inner channel, coating on the surface of at least one inner channel using the CVD technology, using reagent gases, coating constituent metal for forming the metal film on the surface of at least one internal passageway and evacuating the residual gases reactant coating metal, at least one internal passageway through the one outlet opening extending along the outer surface of the internal channel [see. Description of US patent No. 7838070, M.cl. B05D 7/22, publ. 11/23/10 g]. Moreover, the method is characterized in that the metal-coating reagents contain at least one aluminum reagent gas, chromium reagent gas and cobalt reagent gas, and include subsequent vacuum-thermal treatment of the metal coating, which is carried out at a temperature within 1800 ° F-2000 ° F, and for 2-10 hours, then (pre) apply a masking layer to the outer surface of the turbine blade to protect it from metal deposits, which are removed from the outer surface of the turbine blade by sweeping such deposits with the outer surface of the turbine blade, as well as by liquid honing the outer surface of the turbine blade. The metal reagent includes an organo-metallic material from a series of triethylaluminum, triisobutylaluminum, trimethylaluminum, dimethylaluminum hydride, dimethylethylamine and trimethylamine. The method is carried out in the temperature range from 200 ° F to 1000 ° F or in the temperature range from 200 ° F to 800 ° F.
Описанное выше техническое решение позволяет наносить двухкомпонентные хром - алюминиевые покрытия на поверхностях внутренних каналов лопиток.The technical solution described above allows applying two-component chrome - aluminum coatings on the surfaces of the internal channels of the blades.
Однако описанный выше способ не обеспечивает необходимого качества покрытия в связи с нестабильным сцеплением покрытия с материалом лопатки, что снижает надежность деталей в процессе их эксплуатации, а при снижении требований к параметрам эксплуатации двигателей снижает их мощность.However, the method described above does not provide the required quality of the coating due to unstable adhesion of the coating to the material of the blade, which reduces the reliability of the parts during their operation, and when the requirements for operation parameters of the engines are reduced, their power is reduced.
Наиболее близким к заявляемому техническому решению по назначению, технической сущности и достигаемому результату при использовании является газоциркуляционный способ нанесения функциональных двухкомпонентных хром-алюминиевых покрытий на внутренние полости охлаждаемых рабочих лопаток газовых турбин для защиты от высокотемпературной газовой коррозии, включающий последовательное осаждение слоев хрома и алюминия с последующим высокотемпературным отжигом в вакууме для окончательного формирования структуры покрытия [Богуслаев А.В., Мурашко В.В. Газоциркуляционное покрытие лопаток турбины газотурбинных двигателей. - Вестник двигателестроения, №4/2006, стр.73-75], в котором после предварительной абразивной подготовки поверхностей лопаток перенос атомов хрома и алюминия из смеси на поверхность лопаток осуществляют с помощью галогенов при температуре 1000°±10°С, а формирование оптимальной структуры покрытия осуществляют в вакуумных печах при темпере 1050°±10°С и остаточном давлении 1,3 (10-1…10-3) Па.The closest to the claimed technical solution for the purpose, technical nature and the achieved result when using is a gas circulation method of applying functional two-component chromium-aluminum coatings on the internal cavity of the cooled working blades of gas turbines to protect against high-temperature gas corrosion, including the sequential deposition of layers of chromium and aluminum, followed by high-temperature annealing in vacuum for the final formation of the coating structure [A. Boguslaev , Murashko V.V. Gas circulation coating of turbine blades of gas turbine engines. - Herald of engine building, No. 4/2006, p. 73-75], in which, after preliminary abrasive preparation of the surfaces of the blades, the transfer of chromium and aluminum atoms from the mixture to the surface of the blades is carried out using halogens at a temperature of 1000 ° ± 10 ° C, and the formation of the optimum coating structures are carried out in vacuum furnaces at a temperature of 1050 ° ± 10 ° C and a residual pressure of 1.3 (10 -1 ... 10 -3 ) Pa.
В результате такой обработки получают покрытие, микроструктура которого состоит из двух зон: внешней однофазной и внутренней (диффузионной) многофазной. Содержание Al во внешней зоне покрытия составляет 18…22% и Cr 4…4,5%. Диффузионная зона содержит 12…14% Al и 6…7,5% Cr, а также повышенное содержание в сравнении с основным материалом V, Nb, W, что создает дополнительную «барьерность» элементов и препятствует обеднению основного материала лопаток в процессе эксплуатации.As a result of this treatment, a coating is obtained whose microstructure consists of two zones: external single-phase and internal (diffusion) multiphase. The Al content in the outer coating zone is 18 ... 22% and Cr 4 ... 4.5%. The diffusion zone contains 12 ... 14% Al and 6 ... 7.5% Cr, as well as an increased content of V, Nb, W in comparison with the main material, which creates additional “barrier” elements and prevents the main material of the blades from being depleted during operation.
Однако недостатком таких покрытий является, прежде всего, вероятность отслаивания осажденных слоев, а также большая стоимость, трудоемкость и недостаток возможностей для контроля технологического процесса нанесения покрытий.However, the disadvantage of such coatings is, first of all, the likelihood of peeling of the deposited layers, as well as the high cost, complexity and lack of capabilities for monitoring the coating process.
Хотя на данное время циркуляционный способ нанесения газоциркуляционных покрытий (ГЦП) системы Ni-AL-Cr является единственным, используемым в серийном производстве на территории Украины и России, такие покрытия не всегда обеспечивают необходимую стойкость рабочих лопаток турбин при их эксплуатации, особенно для лопаток турбин современных перспективных авиадвигателей с существенно повышенными характеристиками.Although at this time the circulating method of applying gas-circulation coatings (GCP) of the Ni-AL-Cr system is the only one used in serial production in Ukraine and Russia, such coatings do not always provide the necessary durability of the turbine blades during their operation, especially for modern turbine blades promising aircraft engines with significantly improved characteristics.
Известно устройство для нанесения покрытия на детали газовой турбины, содержащее реакционную камеру, в которой на детали наносят покрытие, и источник металла, расположенный также в реакционной камере [см. описание к патентной заявке США №US 2010/0098971, Покрытие для деталей газовой турбины, способ и устройство для нанесения покрытия, М. кл. B32B 15/01, опубл. 22.04.2010 г.], при этом детали, на которые наносят покрытие, и источники металла расположены в камере друг против друга на параллельных уровнях так, что расстояние между деталями, которые покрывают, и источниками металла находится в пределах 10-150 мм. Это расстояние может быть и в пределах 20-150 мм. Несколько деталей, которые покрывают, соответственно расположены между двумя соответствующими уровнями источников, расположенных один над другим, и при этом десять уровней источников могут быть расположены в реакционной камере. Реакционная камера имеет осесимметричную конфигурацию с диаметром от 200 до 1500 мм и высотой более 1500 мм. Объемная плотность источника в отношении к объему реакционной камеры составляет от 2% до 5%. В устройстве, по крайней мере, одно галогеновое соединение может быть направлено к источнику через подающую линию.A device for coating a part of a gas turbine is known, comprising a reaction chamber in which a part is coated and a metal source located also in the reaction chamber [see Description of US Patent Application No. US 2010/0098971, Coating for gas turbine parts, method and apparatus for coating, M. cl. B32B 15/01, publ. 04/22/2010], wherein the parts to be coated and the metal sources are located in the chamber opposite each other at parallel levels so that the distance between the parts to be coated and the metal sources is in the range of 10-150 mm. This distance can be in the range of 20-150 mm. Several parts that cover, respectively, are located between two corresponding levels of sources located one above the other, and ten levels of sources can be located in the reaction chamber. The reaction chamber has an axisymmetric configuration with a diameter of 200 to 1,500 mm and a height of more than 1,500 mm. The bulk density of the source in relation to the volume of the reaction chamber is from 2% to 5%. In the device, at least one halogen compound may be directed to the source through a feed line.
Описанное выше устройство, по мнению заявителей, эффективно, а также экономично при нанесении покрытия.The device described above, according to the applicants, is effective as well as economical in coating.
Наиболее близким к заявляемому техническому решению по назначению, технической сущности и достигаемому результату при использовании является устройство для нанесения покрытия, состоящее из реакционной камеры, выполненной с возможностью вакуумирования, в которой установлено средство для размещения обрабатываемых деталей, средство для размещения источников материала покрытия [см. Богуслаев А.В., Мурашко В.В., Газоциркуляционное покрытие лопаток турбины газотурбинных двигателей, - Технология производства и ремонта, Вестник двигателестроения, №4/2006, стр.73-74]. Устройство выполнено с возможностью создания необходимого температурного поля, содержит внутренний защитный экран, средство для выравнивания температурного поля в реакционной камере и средство, обеспечивающее циркуляцию газовых компонентов внутри защитного экрана.The closest to the claimed technical solution for the purpose, technical nature and the achieved result when used is a coating device, consisting of a reaction chamber made with the possibility of evacuation, in which there is installed a tool for placing workpieces, a tool for placing sources of coating material [see Boguslaev A.V., Murashko V.V., Gas circulation coating of turbine blades of gas turbine engines, - Production and Repair Technology, Herald of Engine Engineering, No. 4/2006, pp. 73-74]. The device is configured to create the required temperature field, contains an internal protective screen, means for equalizing the temperature field in the reaction chamber, and means for circulating gas components inside the protective screen.
Описанное выше устройство обеспечивает возможность получения покрытия на лопатках газовой турбины при температурах от 900 до 1000°C и является вместе с описанным выше способом, как отмечено выше, единственным в настоящее время, используемым в условиях серийного производства в Украине и России.The device described above provides the possibility of obtaining a coating on the blades of a gas turbine at temperatures from 900 to 1000 ° C and is, together with the method described above, as noted above, the only one currently used in mass production in Ukraine and Russia.
Однако размещение в одной камере покрываемых деталей и источников галогеновых газ-реагентов делает процесс нанесения покрытия трудно управляемым, поскольку сложно проконтролировать расход материала, являющегося источником газ-реагента. Особенно это сложно делать вследствие его агрессивности по отношению к материалу устройства. Использование двухкамерного комплекса, постоянно атакуемого агрессивными средами, увеличивает эксплуатационные расходы и, соответственно, стоимость наносимых покрытий, а, кроме того, и покрытия, полученные в этих условиях, не всегда обеспечивают необходимую стойкость рабочих лопаток турбин при эксплуатации, особенно, на лопатках турбин современных перспективных авиадвигателей с существенно повышенными характеристиками.However, the placement of coated parts and sources of halogen gas reagents in one chamber makes the coating process difficult to control since it is difficult to control the flow rate of the material that is the source of the reagent gas. This is especially difficult to do due to its aggressiveness with respect to the material of the device. The use of a two-chamber complex, constantly attacked by aggressive environments, increases operating costs and, consequently, the cost of the applied coatings, and, in addition, the coatings obtained under these conditions, do not always provide the necessary stability of the turbine blades during operation, especially on modern turbine blades promising aircraft engines with significantly improved characteristics.
Поэтому целью заявляемых технических решений является повышение качества путем улучшения характеристик покрытия в отношении прочности и сцепления с материалом турбинной лопатки при повышенных параметрах эксплуатации газотурбинного двигателя.Therefore, the purpose of the claimed technical solutions is to improve the quality by improving the characteristics of the coating in terms of strength and adhesion to the material of the turbine blades at high operating parameters of the gas turbine engine.
Поставленная цель достигается тем, что в известном способе нанесения двухкомпонентных хром-алюминиевых покрытий на внутренние полости охлаждаемых рабочих лопаток газовых турбин, включающий последовательное осаждение слоев хрома и алюминия с последующим высокотемпературным отжигом в вакууме, согласно изобретению, осаждение из газовой фазы слоев хрома выполняют при термическом разложении гексакарбонила хрома Cr(CO)6 и алюминия при термическом разложении триметилалюминия Al(CH3)3, осаждение слоев хрома и алюминия выполняют при давлении в вакуумной камере 1,0-1,2.10-2 мм рт.ст., при осаждении хрома гексакарбонил хрома Cr(CO)6 нагревают до температуры 110-120°C, в зоне осаждения устанавливают температуру 400-450°C, слой хрома формируют в течение не менее 2-3 часов, при осаждении алюминия триметилалюминия Al(CH3)3 нагревают до температуры 100-110°C, в зоне осаждения устанавливают температуру 300-350°C, слой алюминия формируют в течение не менее 5-6 часов.This goal is achieved by the fact that in the known method of applying two-component chromium-aluminum coatings on the internal cavity of the cooled working blades of gas turbines, including the sequential deposition of layers of chromium and aluminum, followed by high-temperature annealing in vacuum, according to the invention, the deposition from the gas phase of the chromium layers is performed by thermal decomposition during thermal decomposition hexacarbonyl chromium Cr (CO) 6 and aluminum of trimethylaluminum Al (CH 3) 3, sedimentation layers of chromium and aluminum is performed at a pressure of a vacuum chamber 1,0-1,2.10 -2 Torr, during deposition of chromium hexacarbonyl chromium Cr (CO) 6 is heated to a temperature of 110-120 ° C, in the deposition zone, a temperature 400-450 ° C, a chromium layer is formed for at least 2-3 hours, during the precipitation of aluminum trimethylaluminum Al (CH 3 ) 3 is heated to a temperature of 100-110 ° C, the temperature of 300-350 ° C is set in the deposition zone, an aluminum layer is formed for at least 5-6 hours .
Поставленная цель достигается также тем, что известном устройстве для нанесения двухкомпонентного хром-алюминиевого покрытия на внутренние полости охлаждаемых рабочих лопаток газовой турбины, содержащем нагреваемые контейнеры для размещения источников материала покрытия гексакарбонила хрома Cr(CO)6 и триметилалюминия Al(CH3)3 и средства для создания необходимого температурного поля, согласно изобретению, реакционная камера, установлена внутри вакуумной камеры, разделена теплоизолирующей вакуумноплотной перегородкой на предварительную зону и зону осаждения, имеющие разные температурные поля, причем упомянутая перегородка выполнена в качестве средства для установки в ней обрабатываемых лопаток так, что замковая часть лопатки расположена в предварительной зоне, а рабочая часть лопатки - в зоне осаждения, при этом установка дополнительно содержит нагреваемые контейнеры для размещения источников материала покрытия гексакарбонила хрома Cr(CO)6 и триметилалюминия Al(CH3)3, установленные вне вакуумной камеры и соединенные с помощью прогреваемых транспортных систем и прогреваемых клапанов с входом в предварительную зону реакционной камеры, имеющих более низкую температуру, чем зона осаждения, в качестве средств для создания температурного поля использованы нагревательная система и формирующие температурное поле экраны, размещенные в зоне осаждения реакционной камеры.This goal is also achieved by the fact that the known device for applying a two-component chromium-aluminum coating on the internal cavity of the cooled working blades of a gas turbine containing heated containers for placement of sources of coating material of chromium hexacarbonyl Cr (CO) 6 and trimethylaluminum Al (CH 3 ) 3 and means to create the required temperature field, according to the invention, the reaction chamber is installed inside the vacuum chamber, divided by a heat-insulating vacuum-tight partition on the pre the zone and the deposition zone having different temperature fields, the said partition being made as a means for installing the processed blades in it so that the locking part of the blade is located in the preliminary zone, and the working part of the blade is in the deposition zone, while the installation additionally contains heated containers for placing coating material sources hexacarbonyl chromium Cr (CO) 6 and trimethylaluminum Al (CH 3) 3, installed outside the vacuum chamber and connected via warmed up and transport systems prog evaemyh valves entering the pre-zone reaction chamber having a lower temperature than the deposition zone, as a means to generate the temperature field of the heating system used and the temperature field forming screens placed in the deposition zone of the reaction chamber.
Как видно из изложения сущности заявляемых технических решений, они отличаются от прототипов и, следовательно, являются новыми.As can be seen from the presentation of the essence of the claimed technical solutions, they differ from prototypes and, therefore, are new.
Решения также имеют изобретательский уровень. В основу заявляемого технического решения поставлена задача улучшения способа нанесения функциональных двухкомпонентных хром-алюминиевых покрытий на поверхностях внутренних каналов лопаток газовых турбин, в котором, вследствие выполнения осаждения из газовой фазы слоев хрома при термическом разложении гексакарбонила хрома Cr(CO)6 и алюминия при термическом разложении триметилалюминия Al(CH3)3., выполнения осаждения слоев хрома и алюминия при давлении в вакуумной камере 1,0-1,2.10-2 мм рт.ст., нагревания при осаждении хрома гексакарбонила хрома Cr(CO)6 до температуры 110-120°C, установлении в зоне осаждения температуры 400-450°C, формирования слоя хрома в течение не менее 2-3 часов, нагревания при осаждении алюминия триметилалюминия Al(CH3)3 до температуры 100-110°C, установления в зоне осаждения температуры 300-350°C, формирования слоя алюминия в течение не менее 5-6 часов, обеспечивается новый технический результат.Solutions also have an inventive step. The basis of the claimed technical solution is the task of improving the method of applying functional two-component chromium-aluminum coatings on the surfaces of the internal channels of gas turbine blades, in which, due to the deposition of chromium layers from the gas phase during thermal decomposition of chromium hexacarbonyl Cr (CO) 6 and aluminum during thermal decomposition trimethylaluminum Al (CH 3 ) 3. , performing the deposition of layers of chromium and aluminum at a pressure in the vacuum chamber of 1.0-1.2.10 -2 mm Hg, heating during the deposition of chromium hexacarbonyl XP ohm Cr (CO) 6 to a temperature of 110-120 ° C, establishing a temperature of 400-450 ° C in the deposition zone, forming a chromium layer for at least 2-3 hours, heating the aluminum trimethylaluminum Al (CH 3 ) 3 to precipitate to a temperature 100-110 ° C, establishing a temperature of 300-350 ° C in the deposition zone, forming an aluminum layer for at least 5-6 hours, a new technical result is provided.
В основу заявляемого технического решения поставлена также задача улучшения устройства для нанесения покрытия на детали газовой турбины, в котором, вследствие установки реакционной камеры внутри вакуумной камеры, разделенной теплоизолирующей вакуумноплотной перегородкой на предварительную зону и зону осаждения, имеющие разные температурные поля, выполнения упомянутой перегородки в качестве средства для установки в ней обрабатываемых лопаток так, что замковая часть лопатки расположена в предварительной зоне, а рабочая часть лопатки - в зоне осаждения, при этом установка дополнительно содержит нагреваемые контейнеры для размещения источников материала покрытия гексакарбонила хрома Cr(CO)6 и триметилалюминия Al(CH3)3, установленные вне вакуумной камеры и соединенные с помощью прогреваемых транспортных систем и прогреваемых клапанов с входом в предварительную зону реакционной камеры, имеющие более низкую температуру, чем зона осаждения, использования в качестве средств для создания температурного поля нагревательной системы и формирующих температурное поле экранов, размещенных в зоне осаждения реакционной камеры, обеспечивается новый технический результат.The basis of the claimed technical solution is also the task of improving the device for coating on parts of a gas turbine, in which, due to the installation of the reaction chamber inside the vacuum chamber, separated by a heat-insulating vacuum-tight partition on the preliminary zone and the deposition zone having different temperature fields, perform the mentioned walls as means for installing machined blades in it so that the locking part of the blade is located in the preliminary zone, and the working part of the blades - in the zone of deposition, wherein the apparatus further comprises a heatable container for placement of sources of coating material hexacarbonyl chromium Cr (CO) 6 and trimethylaluminum Al (CH 3) 3, installed outside the vacuum chamber and connected via warmed transport systems and warmed valves entering the the preliminary zone of the reaction chamber, having a lower temperature than the deposition zone, used as a means to create the temperature field of the heating system and forming the temperature field of the screens placed in the zone of deposition of the reaction chamber, a new technical result.
Новый технический результат проявляется в более высокой адгезионной способности слоя хрома, на который последовательно осаждают слой алюминия. Отсутствие нежелательных абсорбированных атомов и молекул, например из воздуха позволяет осаждать слой алюминия на идеально очищенные поверхности, а такие поверхности способны образовывать новые сильные межатомные связи. Это исключает в дальнейшем отслаивание покрытия в целом при дальнейшей обработке лопатки турбины в вакууме.A new technical result is manifested in a higher adhesive ability of the chromium layer onto which the aluminum layer is successively deposited. The absence of undesirable absorbed atoms and molecules, for example from air, makes it possible to deposit an aluminum layer on perfectly cleaned surfaces, and such surfaces can form new strong interatomic bonds. This eliminates further peeling of the coating as a whole during further processing of the turbine blade in vacuum.
Как отмечено выше, известно использование способа химического осаждения из паровой фазы (аналога газоциркуляционного способа) [см. описание к патенту США №7838070, М. кл. B05D 7/22, опубл. 23.11.10 г], включающего использование газов-реагентов из ряда алюминиевый газ-реагент, хромовый газ-реагент, и кобальтовый газ-реагент. Способ включает также использование органо-металлических материалов из ряда триэтилалюминий, триизобутилалюминий, триметилалюминий, диметилалюминий гидрид, диметилэтиламин алан и триметиламин алан. Способ предполагает нанесение покрытия на поверхность использованием методики химического осаждения из паровой фазы в диапазоне температур от 93°C до 537°C. Способ предполагает также вакуум-термическую обработку металлического покрытия при температуре в пределах 1000°C-1100°C, и в течение 2-10 часов.As noted above, it is known to use a chemical vapor deposition method (an analog of a gas circulation method) [see Description of US Patent No. 7838070, M. cl. B05D 7/22, publ. 11.23.10 g], including the use of reagent gases from a series of aluminum gas reagent, chromium gas reagent, and cobalt gas reagent. The method also includes the use of organo-metallic materials from a series of triethylaluminum, triisobutylaluminum, trimethylaluminum, dimethylaluminum hydride, dimethylethylamine alan and trimethylamine alan. The method involves coating the surface using a chemical vapor deposition technique in the temperature range from 93 ° C to 537 ° C. The method also involves vacuum-heat treatment of a metal coating at a temperature in the range of 1000 ° C-1100 ° C, and for 2-10 hours.
Однако предлагаемый способ и устройство принципиально отличаются от известных созданием и использованием высокочистых поверхностей, на которые происходит осаждение комплекса покрывающих слоев, обеспечивающих адгезионные и диффузионные процессы в условиях максимально эффективного проявления этих свойств. Кроме того, в сравнении с прототипом способ предлагает использовать соединения, которые являются нетоксичними и менее коррозионноактивными, что существенно облегчает технологическую работу с ними. При этом коррозионная нагрузка на оборудование существенно уменьшается, благодаря чему резко снижаются требования к конструкционным материалам оборудования. Процесс осаждения покрытий проводится при существенно более низких температурах, является хорошо контролируемым и обеспечивает высокую повторяемость технологических процессов. Предлагаемый способ и устройство обеспечивают широкие возможности в целенаправленном изменении свойств покрытия с привязкой к обрабатываемому материалу и условиям его обработки, что обеспечивает более высокое качество покрытий. Благодаря конструкции технологического устройства покрытия хрома и алюминия наносятся в одной и той же вакуумной камере в едином технологическом цикле, что значительно сокращает длительность процесса и существенно повышает экономические показатели получения качественного конечного продукта. Наличие вакуумно и термически разделенных двух камер в технологическом устройстве дает возможность раздельно нанести покрытия на внутренние и внешние поверхности рабочих лопаток, что важно для последующего нанесения качественных термозащитных покрытий.However, the proposed method and device are fundamentally different from those known for the creation and use of high-purity surfaces, on which the complex of coating layers is deposited, providing adhesion and diffusion processes under conditions of the most effective manifestation of these properties. In addition, in comparison with the prototype, the method suggests the use of compounds that are non-toxic and less corrosive, which greatly facilitates the technological work with them. At the same time, the corrosion load on the equipment is significantly reduced, due to which the requirements for structural materials of equipment are sharply reduced. The coating deposition process is carried out at significantly lower temperatures, is well controlled and provides high repeatability of technological processes. The proposed method and device provide ample opportunities in a targeted change in the properties of the coating with reference to the material being processed and the conditions for its processing, which provides higher quality coatings. Due to the design of the technological device, coatings of chromium and aluminum are applied in the same vacuum chamber in a single technological cycle, which significantly reduces the duration of the process and significantly increases the economic indicators of obtaining a high-quality final product. The presence of vacuum and thermally separated two chambers in the technological device makes it possible to separately coat the inner and outer surfaces of the blades, which is important for the subsequent application of high-quality thermal protective coatings.
Решение промышленно применимо, поскольку реализуется в технологическом процессе формирования двухкомпонентных хром-алюминиевых покрытий на поверхностях внутренних каналов охлаждаемых рабочих турбинных лопаток.The solution is industrially applicable because it is implemented in the technological process of forming two-component chromium-aluminum coatings on the surfaces of the internal channels of cooled working turbine blades.
На фиг. показана схема устройства для реализации предлагаемого способа.In FIG. shows a diagram of a device for implementing the proposed method.
Способ нанесения двухкомпонентных хром-алюминиевых покрытий на внутренние полости охлаждаемых рабочих лопаток газовых турбин. Лопатки газотурбинного двигателя размещают в реакционной камере. Загружают контейнеры гексакарбонилом хрома Cr(CO)6 и триметилалюминия Al(CH3)3, понижают в реакционной камере давление до P1=1,0…1,2·10-4 мм рт.ст. После понижения давления в устройстве до заданного значения начинают плавно поднимать температуру в трех зонах устройства. В результате прогрева устанавливают при осаждении хрома в реакционной камере в зоне осаждения температуру 400-450°C, в других зонах и системах устройства устанавливают температуру не ниже 110-120°C. В течение 2-3 часов в устройстве поддерживают заданные температуры, и на внутренних поверхностях лопатки образуется слой хрома Cr толщиной 5-7 мкм. После завершения осаждения хрома снова в устройстве устанавливают давление до P=1,0…1,1.10-4 мм рт.ст., в зоне осаждения устанавливают температуру 300-350°C, а в других зонах устройства устанавливают температуру 100-110°C. В течение 5-6 часов на внутренних поверхностях лопатки на слое хрома образуется слой алюминия толщиной 20-25 мкм. После завершения формирования слоя алюминия снова в вакуумной камере понижают до P=1,0…1,1.10-4 мм рт.ст.The method of applying two-component chromium-aluminum coatings on the internal cavity of the cooled working blades of gas turbines. The blades of a gas turbine engine are placed in the reaction chamber. The containers are loaded with chromium hexacarbonyl Cr (CO) 6 and trimethylaluminum Al (CH 3 ) 3 , the pressure in the reaction chamber is reduced to P 1 = 1.0 ... 1.2 · 10 -4 mm Hg After lowering the pressure in the device to a predetermined value, they begin to gradually raise the temperature in the three zones of the device. As a result of heating, the temperature is set during the deposition of chromium in the reaction chamber in the deposition zone, the temperature is 400-450 ° C, in other zones and systems of the device the temperature is set at least 110-120 ° C. Within 2-3 hours, the set temperature is maintained in the device, and a layer of chromium Cr with a thickness of 5-7 microns is formed on the inner surfaces of the scapula. After the chromium precipitation is completed, the pressure is again set in the device to P = 1.0 ... 1.1.10 -4 mm Hg, the temperature in the precipitation zone is set to 300-350 ° C, and in other areas of the device the temperature is set to 100-110 ° C . Within 5-6 hours, an aluminum layer with a thickness of 20-25 microns is formed on the inner surfaces of the blade on the chromium layer. After completion of the formation of the aluminum layer, it is again reduced in the vacuum chamber to P = 1.0 ... 1.1.10 -4 mm Hg.
Завершается процесс формирования хромо-алюминиевого покрытия отжигом лопатки газотурбинного двигателя при температуре 1050±5°C, остаточном давлении 1,3(10-1…10-3) Па в течение 2-5 часов.The process of forming a chromium-aluminum coating is completed by annealing the blades of a gas turbine engine at a temperature of 1050 ± 5 ° C, a residual pressure of 1.3 (10 -1 ... 10 -3 ) Pa for 2-5 hours.
Устройство для нанесения металлических покрытий содержит реакционную камеру 1, установленную в вакуумной камере 2. Реакционная камера 1 разделена на две зоны 3 и 4 теплоизоляционной герметичной перегородкой 5, выполненной с возможностью установки на ней лопаток газовой турбины. Замковая часть лопатки 6, содержащая входные отверстия 7, находится в предварительной зоне реакционной камеры 3, а рабочая часть 8 лопатки, на внутренние перфорированные полости которой наносят покрытия, установлена в зоне осаждения реакционной камеры 4. Предварительная зона 3 реакционной камеры через прогреваемые транспортные системы 9, 10 и клапана 11, 12 соединена с прогреваемыми контейнерами 13 и 14, в которых располагают металлоорганические реагенты. С вакуумной камерой 2 зона 3 соединена байпасной линией 15 с клапаном 16. В зоне осаждения реакционной камеры 4 установлена нагревательная система 17 и формирующие температурное поле экраны 18.A device for applying metal coatings comprises a reaction chamber 1 mounted in a vacuum chamber 2. The reaction chamber 1 is divided into two zones 3 and 4 by a heat-insulating sealed partition 5, configured to install gas turbine blades on it. The locking part of the blade 6, containing the inlet 7, is located in the preliminary zone of the reaction chamber 3, and the working part 8 of the blade, on the internal perforated cavities of which are coated, is installed in the deposition zone of the reaction chamber 4. The preliminary zone 3 of the reaction chamber through heated transport systems 9 , 10 and valves 11, 12 are connected to heated containers 13 and 14, in which organometallic reagents are located. With the vacuum chamber 2, zone 3 is connected by a bypass line 15 to the valve 16. In the deposition zone of the reaction chamber 4, a heating system 17 and screens 18 forming the temperature field are installed.
Устройство работает следующим образом. При установлении соответствующих давлений и температурных полей в зонах 3, 4 реакционной камеры 1 и соответствующем нагреве транспортных систем 9, 10 и контейнеров 13, 14 в последних происходит испарение либо гексакарбонила хрома Cr(CO)6, либо триметилалюминия Al(CH3)3, и их транспорт из зон с менее высокой температурой 3, 9, 10, 13, 14, в зону 4 реакционной камеры 1 с более высокой температурой. При температурах 400-450°C, 300-350°C происходит распад соответственно гексакарбонила хрома Cr(CO)6 и триметилалюминия Al(CH3)3, с образованием слоев хрома и алюминия.The device operates as follows. When the corresponding pressures and temperature fields are established in zones 3, 4 of the reaction chamber 1 and the transport systems 9, 10 and containers 13, 14 are heated accordingly, the latter evaporates either chromium hexacarbonyl Cr (CO) 6 or aluminum trimethylaluminum (CH 3 ) 3 , and their transport from zones with a lower temperature 3, 9, 10, 13, 14, to zone 4 of the reaction chamber 1 with a higher temperature. At temperatures of 400-450 ° C, 300-350 ° C, chromium hexacarbonyl Cr (CO) 6 and trimethylaluminum Al (CH 3 ) 3 decompose, with the formation of layers of chromium and aluminum.
В таблице, приведенной ниже, показаны результаты реализации способа в описанном выше устройстве.The table below shows the results of implementing the method in the above device.
Как видно из описания способа и устройства для его осуществления, предлагаемые технические решения позволяют повысить качество путем улучшения характеристик покрытия в отношении прочности и сцепления с материалом турбинной лопатки при повышенных параметрах эксплуатации газотурбинного двигателя. Кроме того, предлагаемое устройство позволяет в большей степени контролировать процессы, идущие в реакционной камере, что снижает в целом затраты на ее эксплуатацию.As can be seen from the description of the method and device for its implementation, the proposed technical solutions can improve the quality by improving the characteristics of the coating with respect to strength and adhesion to the material of the turbine blades at high operating parameters of the gas turbine engine. In addition, the proposed device allows more control of the processes in the reaction chamber, which reduces the overall cost of its operation.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012107601/02A RU2520237C2 (en) | 2012-02-28 | 2012-02-28 | Application of two-component chromium-aluminium coating on gas turbine cooled blade inner cavities and device to this end |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012107601/02A RU2520237C2 (en) | 2012-02-28 | 2012-02-28 | Application of two-component chromium-aluminium coating on gas turbine cooled blade inner cavities and device to this end |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012107601A RU2012107601A (en) | 2013-09-10 |
| RU2520237C2 true RU2520237C2 (en) | 2014-06-20 |
Family
ID=49164509
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012107601/02A RU2520237C2 (en) | 2012-02-28 | 2012-02-28 | Application of two-component chromium-aluminium coating on gas turbine cooled blade inner cavities and device to this end |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2520237C2 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2168558C2 (en) * | 1995-07-25 | 2001-06-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | Article with metal main body and process of its manufacture |
| US20080014348A1 (en) * | 2005-07-28 | 2008-01-17 | General Electric Company | Method of coating gas turbine components |
| RU2358034C2 (en) * | 2007-05-25 | 2009-06-10 | Александр Германович Ермилов | Metal coating of upgraded adhesion to material of pad and method of fabrication of this coating |
| US20100098971A1 (en) * | 2007-02-20 | 2010-04-22 | Horst Pillhoefer | Coating for gas turbine components, and method and device for providing a coating |
-
2012
- 2012-02-28 RU RU2012107601/02A patent/RU2520237C2/en active IP Right Revival
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2168558C2 (en) * | 1995-07-25 | 2001-06-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | Article with metal main body and process of its manufacture |
| US20080014348A1 (en) * | 2005-07-28 | 2008-01-17 | General Electric Company | Method of coating gas turbine components |
| US20100098971A1 (en) * | 2007-02-20 | 2010-04-22 | Horst Pillhoefer | Coating for gas turbine components, and method and device for providing a coating |
| RU2358034C2 (en) * | 2007-05-25 | 2009-06-10 | Александр Германович Ермилов | Metal coating of upgraded adhesion to material of pad and method of fabrication of this coating |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| БОГУСЛАЕВ А.В. и др., Газоциркуляционное покрытие лопаток турбины газотурбинных двигателей, Вестник двигателестроения, Запорожье, ОАО "Мотор Сич", 2006, . N4, с.73-75. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2012107601A (en) | 2013-09-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11603767B2 (en) | Methods of protecting metallic components against corrosion using chromium-containing thin films | |
| US5503874A (en) | Method for low temperature chemical vapor deposition of aluminides containing easily oxidized metals | |
| KR20200110464A (en) | Protecting A Target Pump Interior With An ALD Coating | |
| US8404047B2 (en) | Electron beam vapor deposition apparatus and method | |
| CN109234701B (en) | Device and method for chemical vapor deposition of rhenium layer | |
| US20150152544A1 (en) | Coating Methods and Apparatus | |
| CN109320303B (en) | Ultrahigh-temperature oxidation-resistant ablation-resistant layer and preparation method thereof | |
| US5494704A (en) | Low temperature chemical vapor deposition of protective coating containing platinum | |
| US8337619B2 (en) | Polymeric coating of substrate processing system components for contamination control | |
| US20190226082A1 (en) | Cvd reactor and method for cleaning a cvd reactor | |
| EP2947174B1 (en) | Method for slurry aluminide coating repair | |
| CN105132888B (en) | A kind of composite deposition method of high-temperature oxidation resistant coating | |
| RU2520237C2 (en) | Application of two-component chromium-aluminium coating on gas turbine cooled blade inner cavities and device to this end | |
| CN204825045U (en) | A chemical vapor deposition equipment for preparing multielement calorize thing coating of modifying | |
| RU133128U1 (en) | DEVICE FOR COATING ON GAS TURBINE PARTS | |
| EP2014791B1 (en) | Apparatus and method for coating internal surfaces of a turbine engine component | |
| WO2014143257A1 (en) | Advanced bond coat | |
| US20210156267A1 (en) | Methods for depositing protective coatings on turbine blades and other aerospace components | |
| US20160002775A1 (en) | Multilayer liner for chemical vapor deposition furnace | |
| US8367160B2 (en) | Coating method for reactive metal | |
| CN107881487B (en) | A kind of edge-protected coil structures, reaction chamber and chemical vapor depsotition equipment | |
| Sagalovych et al. | Application of CVD Coatings on the Inner Surfaces of Cooled GTD Blades | |
| CN205398722U (en) | Apparatus for preparing diamond coating | |
| US20110217464A1 (en) | Method for applying a thermal barrier coating | |
| US20220195606A1 (en) | Method for metal vapor infiltration of cmc parts and articles containing the same |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180301 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20190617 |