RU2550461C2 - Сплав, защитный слой и конструктивный элемент - Google Patents

Сплав, защитный слой и конструктивный элемент Download PDF

Info

Publication number
RU2550461C2
RU2550461C2 RU2013136551/02A RU2013136551A RU2550461C2 RU 2550461 C2 RU2550461 C2 RU 2550461C2 RU 2013136551/02 A RU2013136551/02 A RU 2013136551/02A RU 2013136551 A RU2013136551 A RU 2013136551A RU 2550461 C2 RU2550461 C2 RU 2550461C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
layer
protective layer
turbine
alloy
nickel
Prior art date
Application number
RU2013136551/02A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013136551A (ru
Inventor
Фридхельм ШМИТЦ
Вернер ШТАММ
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2013136551A publication Critical patent/RU2013136551A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2550461C2 publication Critical patent/RU2550461C2/ru

Links

Images

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C19/00—Alloys based on nickel or cobalt
    • C22C19/03—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel
    • C22C19/05—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium
    • C22C19/058—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium without Mo and W
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
    • B32B15/01—Layered products comprising a layer of metal all layers being exclusively metallic
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
    • B32B15/04—Layered products comprising a layer of metal comprising metal as the main or only constituent of a layer, which is next to another layer of the same or of a different material
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C19/00—Alloys based on nickel or cobalt
    • C22C19/03—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel
    • C22C19/05—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C19/00—Alloys based on nickel or cobalt
    • C22C19/03—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel
    • C22C19/05—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium
    • C22C19/051—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium and Mo or W
    • C22C19/055—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium and Mo or W with the maximum Cr content being at least 20% but less than 30%
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C19/00—Alloys based on nickel or cobalt
    • C22C19/03—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel
    • C22C19/05—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium
    • C22C19/051—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium and Mo or W
    • C22C19/056—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium and Mo or W with the maximum Cr content being at least 10% but less than 20%
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C30/00—Alloys containing less than 50% by weight of each constituent
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/32—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer
    • C23C28/321—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer
    • C23C28/3215—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer at least one MCrAlX layer
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/34—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates
    • C23C28/345—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer
    • C23C28/3455—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer with a refractory ceramic layer, e.g. refractory metal oxide, ZrO2, rare earth oxides or a thermal barrier system comprising at least one refractory oxide layer
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C30/00—Coating with metallic material characterised only by the composition of the metallic material, i.e. not characterised by the coating process
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/06—Metallic material
    • C23C4/073—Metallic material containing MCrAl or MCrAlY alloys, where M is nickel, cobalt or iron, with or without non-metal elements
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/175—Superalloys
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
    • Y10T428/12493—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.]
    • Y10T428/12535—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.] with additional, spatially distinct nonmetal component
    • Y10T428/12611—Oxide-containing component

Abstract

Изобретение относится к области металлургии, в частности к сплавам для защитного покрытия конструктивного элемента газовой турбины от коррозии и/или окисления. Защитное покрытие для защиты конструктивного элемента газовой или паровой турбины от коррозии и/или окисления, в частности, при высоких температурах, выполненное в виде одиночного металлического слоя из сплава, содержащего, вес.%: 24-26 кобальта, 12-14 хрома, 10-12 алюминия, 0,2-0,5 по меньшей мере одного элемента из группы, включающей в себя скандий и редкоземельные элементы, никель - остальное. Покрытие не содержит тантала, рения, кремния. Покрытие характеризуется высокими показателями стойкости к высокотемпературной коррозии и окислению. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Изобретение относится к сплаву защитного слоя (покрытия) для защиты конструктивного элемента газовой турбины от коррозии и/или окисления, в частности, при высоких температурах, и конструктивному элементу газовой турбины по независимым пунктам формулы изобретения.
Защитные слои для металлических конструктивных элементов, которые должны повышать их коррозионную стойкость и/или стойкость к окислению, известны в уровне техники в большом количестве. Большинство из этих защитных слоев известны под общим названием MCrAlY, где Μ обозначает по меньшей мере один из элементов из группы, включающей в себя железо, кобальт и никель, а другими существенными составными частями являются хром, алюминий и иттрий.
Характерные покрытия этого рода известны из патентов US 4005989 и 4034142.
Известно также добавление рения (Re) в сплавы NiCoCrAlY.
Усилия по повышению температур на входе как стационарных газовых турбин, так и авиационных двигателей имеют большое значение в отрасли газовых турбин, так как температуры на входе являются важными определяющими величинами для достигаемых газовыми турбинами термодинамических коэффициентов полезного действия. Благодаря применению специально разработанных сплавов в качестве основных материалов для конструктивных элементов, которые должны подвергаться высоким тепловым нагрузкам, таких как направляющие и рабочие лопатки, в частности, благодаря применению монокристаллических суперсплавов, возможны температуры на входе значительно выше 1000°C. Между тем, уровень техники допускает температуры на входе, равные 950°C и больше у стационарных газовых турбин, а также 1100°C и больше в газовых турбинах авиационных двигателей.
Примеры конструкции лопатки турбины с монокристаллической подложкой, которая, в свою очередь, может иметь сложную конструкцию, содержатся в WO 91/01433 A1.
В то время как физическая нагрузочная способность разработанных тем временем основных материалов для высоконагруженных конструктивных элементов с учетом возможного дальнейшего повышения температур на входе практически не представляет собой проблемы, для достижения достаточной стойкости к окислению и коррозии необходимо прибегать к защитным слоям. Наряду с достаточной химической стойкостью защитного слоя при агрессивных воздействиях, которые могут ожидаться от выхлопных газов при температурах порядка 1000°C, защитный слой должен также иметь достаточно хорошие механические свойства, не в последнюю очередь - с учетом механического взаимодействия между защитным слоем и основным материалом. В частности, защитный слой должен быть достаточно вязким, чтобы он мог следовать за возможными деформациями основного материала и не рваться, так как таким образом создавались бы точки агрессивного воздействия окисления и коррозии.
Соответственно этому, в основе изобретения лежит задача предложить сплав и защитный слой, который обладает хорошей стойкостью к высокотемпературной коррозии и окислению, обладает хорошей долговременной стабильностью и который, кроме того, особенно хорошо адаптирован к механической нагрузке, которая, в частности, может ожидаться в газовой турбине при высокой температуре.
Задача решается с помощью сплава защитного покрытия (слоя) по первому независимому пункту формулы изобретения.
Другая задача изобретения заключается в том, чтобы предложить конструктивный элемент газовой или паровой турбины, который обладает повышенной защитой от коррозии и окисления.
Эта задача тоже решается с помощью конструктивного элемента газовой или паровой турбины по второму независимому пункту формулы изобретения, который для защиты от коррозии и окисления при высоких температурах имеет защитное покрытие по первому независимому пункту формулы изобретения в виде одинарного слоя, на который нанесен керамический теплобарьерный слой.
В зависимых пунктах формулы изобретения перечислены другие предпочтительные признаки, которые предпочтительно могут произвольно сочетаться друг с другом.
В основе изобретения лежит, в частности, тот известный факт, что защитный слой в покрытии и в переходной области между защитным слоем и основным материалом содержит хрупкие выделения рения. Эти хрупкие фазы, усиленно образующиеся при применении со временем и температурой, приводят при эксплуатации к сильно выраженным продольным трещинам в слое, а также в переходе слой/основной материал с последующим отслоением слоя. При взаимодействии с углеродом, который может диффундировать из основного материала внутрь слоя или диффундирует через поверхность внутрь слоя во время термообработки в печи, хрупкость выделений рения дополнительно повышается. При окислении фаз рения динамика образования трещин еще больше усиливается.
Изобретение поясняется подробнее ниже.
Показано:
фиг. 1: система слоев (покрытие), содержащая защитный слой,
фиг. 2: составы суперсплавов,
фиг. 3: газовая турбина,
фиг. 4: лопатка турбины и
фиг. 5: камера сгорания.
Фигуры и описание представляют собой только примеры осуществления изобретения.
В соответствии с изобретением защитный слой 7 (фиг. 1) для защиты конструктивного элемента от коррозии и окисления при высокой температуре, по существу, содержит следующие элементы (данные приведены в вес. %):
24%-26% кобальта (Co),
10%-12% алюминия (Αl),
0,2%-0,5% иттрия (Y) и/или по меньшей мере одного эквивалентного металла из группы, включающей в себя скандий и редкоземельные элементы,
12%-14% хрома (Cr),
остальное - никель (Ni) (NiCoCrAlY).
Этот перечень не окончателен, но не содержит тантала (Та), так как это влияет на плазменное преобразование γ/γ′. В одном из предпочтительных вариантов осуществления сплав состоит из следующих элементов: никель, кобальт, хром, алюминий и иттрий.
При высокой окислительной нагрузке (чистый газ для сжигания) иттрием должно связываться больше кислорода, чтобы защищающий слой оксида алюминия не мог расти слишком быстро, причем тогда значение иттрия предпочтительно составляет примерно до 0,7 вес. %. Однако вообще содержание иттрия в сплаве не может становиться слишком высоким, так как иначе это приводит к охрупчиванию.
Одним из предпочтительных вариантов осуществления является следующий состав сплава:
Ni-25Co-13Cr-11Al-0,3Y.
Следует констатировать, что доли отдельных элементов особенно согласованы с учетом их воздействий, которые, в частности, можно видеть в связи с отсутствующим элементом рением. Если размеры долей выбраны так, то можно обойтись без добавления рения (Re), так что и выделения рения не образуются. Предпочтительно, во время применения защитного слоя не возникает хрупких фаз, так что долговременные характеристики улучшены, и их срок действия увеличен.
При взаимодействии с восстановлением хрупких фаз, которые оказывают негативное воздействие особенно при более высоких механических свойствах, путем сокращения механических напряжений за счет выбранного содержания никеля улучшаются механические свойства.
Защитный слой при хорошей коррозионной стойкости обладает особенно хорошей стойкостью к окислению и отличается также особенно хорошими свойствами вязкости, так что он является особенно пригодным для применения в газовой турбине 100 (фиг. 3) при дополнительном повышении температуры на входе.
Порошки наносятся, например, путем плазменного напыления (APS (атмосферное плазменное напыление), LPPS (плазменное напыление при низком давлении), VPS (вакуумно-плазменное напыление,…)). Другие способы также возможны (PVD (физическое парофазное осаждение), CVD (химическое парофазное осаждение), холодное газодинамическое напыление,…).
Описанный защитный слой 7 действует также как адгезионный слой по отношению к суперсплаву.
Предпочтительно, для конструктивного элемента применяется только один единственный защитный слой 7, то есть не дуплексный слой для подслоя. На этот защитный слой 7 могут наноситься другие слои, в частности керамические теплобарьерные слои 10.
У конструктивного элемента 1 защитный слой 7 предпочтительно нанесен на подложку 4 из суперсплава на основе никеля или кобальта.
В качестве подложки, в частности, возможен следующий состав (данные в вес. %):
0,1%-0,15% углерод,
18%-22% хром,
18%-19% кобальт,
0%-2% вольфрам,
0%-4% молибден,
0%-1,5% тантал,
0%-1% ниобий,
1%-3% алюминий,
2%-4% титан,
0%-0,75% гафний,
альтернативно, небольшие доли бора и/или циркония, остаток никель.
Составы этого рода известны как литейные сплавы под названиями GTD222, IN939, IN6203 и Udimet 500.
Другие альтернативы для подложки 4 конструктивного элемента 1, 120, 130, 155 перечислены на фиг. 2.
Значение толщины защитного слоя 7 на конструктивном элементе 1 предпочтительно выбирается примерно от 100 мкм до 300 мкм.
Защитный слой 7 особенно пригоден для защиты конструктивного элемента 1, 120, 130, 155 от коррозии и окисления, когда конструктивный элемент подвергается воздействию выхлопных газов при температуре материала примерно 950°C, у авиационных турбин даже примерно 1100°C.
Защитный слой 7, предлагаемый изобретением, при этом особенно пригоден для защиты конструктивного элемента газовой турбины 100, в частности направляющей лопатки 120, рабочей лопатки 130 или элемента 155 теплозащитного экрана, который подвергается воздействию горячего газа перед турбиной или внутри нее, газовой турбины 100 или паровой турбины.
Защитный слой 7 может применяться в качестве верхнего слоя (защитный слой является наружным слоем) или в качестве подслоя (защитный слой является промежуточным слоем).
Предпочтительно он применяется в качестве «одиночного» слоя, т.е. нет никакого другого металлического слоя.
На фиг. 1 показана в качестве конструктивного элемента система 1 слоев. Эта система 1 слоев состоит из подложки 4. Подложка 4 может быть металлической и/или керамической. В частности, у конструктивных элементов турбин, таких как, например, рабочие 120 (фиг. 4) или направляющие 130 (фиг. 3, 4) лопатки турбины, элементы 155 теплозащитного экрана (фиг. 5), а также другие части корпуса паровой или газовой турбины 100 (фиг. 3), подложка 4 состоит из суперсплава на основе никеля, кобальта или железа.
Предпочтительно применяются суперсплавы на основе никеля.
На подложке 4 имеется предлагаемый изобретением защитный слой 7. Он предпочтительно применяется в качестве «одиночного» слоя, т.е. нет никакого другого металлического слоя.
Предпочтительно этот защитный слой 7 наносится путем плазменного напыления (VPS, LPPS, APS1, …).
Этот слой может применяться в качестве наружного слоя (не изображено) или промежуточного слоя (фиг. 1).
В последнем случае на защитном слое 7 имеется керамический теплобарьерный слой 10.
Защитный слой 7 может наноситься на вновь изготовленные конструктивные элементы и восстановленные конструктивные элементы из обновленных.
Восстановление (ремонт) означает, что конструктивные элементы 1 после их применения при необходимости отделяются от слоев покрытия (теплобарьерный слой) и продукты коррозии и окисления удаляются, например, путем обработки кислотой (отпаривания кислотой). При необходимости требуется еще ремонт трещин. После этого на такой конструктивный элемент может снова наноситься покрытие, так как подложка 4 очень дорогая.
На фиг. 3 показана в качестве примера газовая турбина 100 в продольном частичном сечении.
Газовая турбина 100 имеет внутри опертый с возможностью вращения вокруг оси 102 вращения ротор 103, снабженный валом 101, который также называется рабочим колесом турбины.
Вдоль ротора 103 последовательно расположены всасывающий корпус 104, компрессор 105, имеющая, например, форму тора камера 110 сгорания, в частности кольцевая камера сгорания, снабженная несколькими расположенными коаксиально горелками 107, турбина 108 и корпус 109 газовыпускной системы.
Кольцевая камера 110 сгорания сообщается, например, с кольцеобразным каналом 111 горячих газов. Там, например, четыре последовательно включенные ступени 112 турбины образуют турбину 108.
Каждая ступень 112 турбины образована, например, из двух лопаточных венцов. Если смотреть в направлении течения рабочей среды 113, в канале 111 горячих газов, за рядом 115 направляющих лопаток следует ряд 125, образованный из рабочих лопаток 120.
Направляющие лопатки 130 при этом закреплены на внутреннем корпусе 138 статора 143, в отличие от чего рабочие лопатки 120 ряда 125 установлены, например, посредством диска 133 турбины на роторе 103.
С ротором 103 соединен генератор или рабочая машина (не изображена).
Во время эксплуатации газовой турбины 100 воздух 135 всасывается компрессором 105 через всасывающий корпус 104 и сжимается. Получаемый на обращенном к турбине конце компрессора 105 сжатый воздух направляется к горелкам 107 и там смешивается с топливом. Эта смесь затем сжигается в камере 110 сгорания с образованием рабочей среды 113. Оттуда рабочая среда 113 течет по каналу 111 горячих газов к направляющим лопаткам 130 и рабочим лопаткам 120. На рабочих лопатках 120 рабочая среда 113 расширяется с передачей импульса, так что рабочие лопатки 120 приводят в движение ротор 103, а ротор - соединенную с ним рабочую машину.
Находящиеся под воздействием горячей рабочей среды 113 конструктивные элементы во время эксплуатации газовой турбины 100 подвергаются воздействию тепловых нагрузок. Направляющие лопатки 130 и рабочие лопатки 120 первой, если смотреть в направлении течения рабочей среды 113, ступени 112 турбины, наряду с футеровочными элементами теплозащитного экрана кольцевой камеры 110 сгорания, подвергаются тепловым нагрузкам в наибольшей степени.
Чтобы выдерживать действующие там температуры, они могут охлаждаться с помощью охлаждающего средства.
Подложки конструктивных элементов могут также иметь направленную структуру, т.е. они являются монокристаллическими (SX-структура) или содержат только продольно направленные зерна (DS-структура).
В качестве материала для конструктивных элементов, в частности для лопаток 120, 130 турбины и конструктивных элементов камеры 110 сгорания, применяются, например, суперсплавы на основе железа, никеля или кобальта.
Такие суперсплавы известны, например, из документов EP 1204776 B1, EP 1306454, EP 1319729 A1, WO 99/67435 или WO 00/44949.
У направляющей лопатки 130 имеется обращенный к внутреннему корпусу 138 турбины 108 хвостовик направляющей лопатки (здесь не изображен) и находящаяся напротив хвостовика направляющей лопатки головка направляющей лопатки. Головка направляющей лопатки обращена к ротору 103 и установлена на бандажном кольце 140 статора 143.
На фиг. 4 показан вид в перспективе рабочей лопатки 120 или направляющей лопатки 130 турбомашины, которая простирается вдоль продольной оси 121.
Турбомашина может представлять собой газовую турбину самолета или электростанции для выработки электроэнергии, паровую турбину или компрессор.
У лопатки 120, 130 по продольной оси 121 имеется, последовательно, область 400 крепления, примыкающая к ней полка 403, а также перо 406 и торец 415 лопатки.
Если лопатка 130 представляет собой направляющую лопатку 130, она может быть снабжена на своем торце 415 другой полкой (не изображена).
В области 400 крепления лопатки выполнен хвостовик 183, который служит для крепления рабочих лопаток 120, 130 к валу или диску (не изображено).
Хвостовик 183 лопатки выполнен, например, в Т-образной форме. Возможны другие варианты осуществления в виде елки или ласточкина хвоста.
У лопатки 120, 130 имеется входная кромка 409 и выходная кромка 412 для среды, которая обтекает перо 406 лопатки.
У традиционных лопаток 120, 130 во всех областях 400, 403, 406 лопаток 120, 130 применяются, например, цельные металлические материалы, в частности суперсплавы.
Такие суперсплавы известны, например, из документов EP 1204776 B1, EP 1306454, EP 1319729 A1, WO 99/67435 или WO 00/44949.
При этом лопатка 120, 130 может быть изготовлена методом литья, также посредством направленной кристаллизации, методом ковки, методом фрезерования или их комбинаций.
Заготовки с монокристаллической структурой или структурами применяются в качестве деталей машин, которые при эксплуатации подвержены высоким механическим, термическим и/или химическим нагрузкам.
Изготовление такого рода монокристаллических заготовок осуществляется, например, посредством направленной кристаллизации из расплава. При этом речь идет о способах литья, при которых жидкий металлический сплав кристаллизуется с получением монокристаллической структуры, т.е. монокристаллической заготовки, или направленно.
При этом дендритные кристаллы ориентируются вдоль теплового потока и образуют либо столбчатую структуру кристаллических зерен (колоннообразную, т.е. зерна, которые проходят по всей длине заготовки и здесь, выражаясь общепринятым языком, называются направленно кристаллизованными) или монокристаллическую структуру, т.е. вся заготовка состоит из одного единственного кристалла. В этих способах необходимо избегать перехода к глобулярной (поликристаллической) кристаллизации, так как при ненаправленном росте обязательно образуются поперечные и продольные границы зерен, которые сводят на нет хорошие свойства полученного направленной кристаллизацией или монокристаллического конструктивного элемента.
Если речь идет о направленно-кристаллизованных структурах вообще, то под ними подразумеваются как монокристаллы, которые не имеют границ зерен или, в крайнем случае, имеют границы зерен с малыми углами, так и столбчатые кристаллические структуры, у которых, может быть, имеются проходящие в продольном направлении границы зерен, но нет поперечных границ зерен. В случае этих названных во вторую очередь кристаллических структур также говорят о направленно-кристаллизованных структурах.
Такие способы известны из документов US 6024792 и EP 0892090 A1.
Лопатки 120, 130 могут также иметь предлагаемые изобретением защитные слои 7 от коррозии или окисления.
Плотность предпочтительно составляет около 95% теоретической плотности.
На слое MCrAlX (как промежуточном слое или самом наружном слое) образуется защитный слой окиси алюминия (TGO = thermal grown oxide layer, термически выращенный оксидный слой).
На MCrAlX может также находиться теплобарьерный слой, который предпочтительно является самым наружным слоем и состоит, например, из ZrO2, Y2O3-ZrO2, т.е. он не стабилизирован или же частично или полностью стабилизирован окисью иттрия, и/или окисью кальция, и/или окисью магния.
Теплобарьерный слой покрывает весь слой MCrAlX.
С помощью надлежащих способов нанесения покрытия, таких как, например, электронно-лучевое нанесение покрытий методом осаждения из паровой фазы (EB-PVD), в теплобарьерном слое получаются зерна столбчатой формы.
Возможны другие способы нанесения покрытий, например атмосферное плазменное напыление (APS), LPPS, VPS или CVD. Для улучшения стойкости к тепловому удару теплобарьерный слой может содержать пористые, имеющие микро- или макротрещины зерна. То есть теплобарьерный слой предпочтительно является более пористым, чем слой MCrAlX.
Лопатка 120, 130 может быть выполнена полой или цельной. При необходимости охлаждения лопатки 120, 130 она является полой и при необходимости имеет также отверстия 418 для пленочного охлаждения (обозначены штриховой линией).
На фиг. 5 показана камера 110 сгорания газовой турбины 100. Камера 110 сгорания выполнена, например, в виде так называемой кольцевой камеры сгорания, у которой множество расположенных в окружном направлении вокруг оси 102 вращения горелок 107, которые создают пламя 156, выходя в одно общее пространство 154 камеры сгорания. Для этого камера 110 сгорания выполнена в целом в виде кольцеобразной конструкции, которая расположена вокруг оси 102 вращения.
Для достижения сравнительно высокого коэффициента полезного действия камера 110 сгорания рассчитана на сравнительно высокую температуру рабочей среды М, составляющую примерно от 1000°C до 1600°C. Чтобы даже при этих неблагоприятных для материалов рабочих параметрах обеспечить возможность сравнительно долгого срока эксплуатации, стенка 153 камеры сгорания на своей обращенной к рабочей среде Μ стороне снабжена внутренней футеровкой, образованной из элементов 155 теплозащитного экрана.
В связи с высокими температурами внутри камеры 110 сгорания для элементов 155 теплозащитного экрана или, соответственно, для элементов их крепления может быть предусмотрена система охлаждения. Тогда элементы 155 теплозащитного экрана являются, например, полыми и при необходимости имеют также выходящие в пространство 154 камеры сгорания отверстия для охлаждения (не изображены).
Каждый элемент 155 теплозащитного экрана, изготовленный из сплава, оснащен со стороны рабочей среды особенно жаропрочным защитным слоем (слой MCrAlX и/или керамическое покрытие) или изготовлен из огнеупорного материала (цельные керамические кирпичи).
Эти защитные слои 7 могут быть аналогичны лопаткам турбины.
На MCrAlX может также находиться, например, керамический теплобарьерный слой, который состоит, например, из ZrО2, Y2O3-ZrО2, т.е. он не стабилизирован или же частично или полностью стабилизирован окисью иттрия, и/или окисью кальция, и/или окисью магния.
С помощью надлежащих способов нанесения покрытия, таких как, например, электронно-лучевое нанесение покрытий методом осаждения из паровой фазы (EB-PVD), в теплобарьерном слое получаются зерна столбчатой формы.
Возможны другие способы нанесения покрытий, например атмосферное плазменное напыление (APS), LPPS, VPS или CVD. Для улучшения стойкости к тепловому удару теплобарьерный слой может содержать пористые, имеющие микро- или макротрещины зерна.
Восстановление (ремонт) означает, что лопатки 120, 130 турбины, элементы 155 теплозащитного экрана после их применения при необходимости должны освобождаться от защитных слоев (например, посредством пескоструйной обработки). После этого осуществляется удаление коррозионных и/или оксидных слоев или, соответственно, продуктов. При необходимости осуществляется также ремонт трещин в лопатке 120, 130 турбины или элементе 155 теплозащитного экрана. После этого происходит повторное нанесение покрытия на лопатки 120, 130 турбины, элементы 155 теплозащитного экрана и повторное применение лопаток 120, 130 турбины или элементов 155 теплозащитного экрана.

Claims (4)

1. Защитное покрытие для защиты конструктивного элемента газовой или паровой турбины от коррозии и/или окисления, в частности, при высоких температурах, выполненное в виде одиночного металлического слоя из сплава, содержащего, вес.%:
24-26% кобальта (Co), в частности 25%,
12-14% хрома (Cr), в частности 13%,
10-12% алюминия (Al), в частности 11%,
0,2-0,5%, в частности 0,3%, по меньшей мере одного элемента из группы, включающей в себя скандий и редкоземельные элементы, в частности иттрий (Y),
не содержащего тантала (Ta),
не содержащего рения (Re),
не содержащего кремния (Si),
никель (Ni) - остальное.
2. Защитное покрытие по п.1, в котором сплав
не содержит циркония (Zr), и/или
не содержит титана (Ti), и/или
не содержит галлия (Ga), и/или
не содержит германия (Ge).
3. Защитное покрытие по п.1, в котором сплав состоит из кобальта (Co), хрома (Cr), алюминия (Al), иттрия (Y) и никеля (Ni).
4. Конструктивный элемент (120, 130, 155) газовой или паровой турбины (100), содержащий подложку (4), выполненную из суперсплава на основе никеля или на основе кобальта, и защитное покрытие (7) по любому из пп.1-3 в виде одинарного металлического слоя, на который нанесен керамический теплобарьерный слой (10).
RU2013136551/02A 2011-01-06 2011-11-28 Сплав, защитный слой и конструктивный элемент RU2550461C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP11150300.9 2011-01-06
EP11150300A EP2474413A1 (de) 2011-01-06 2011-01-06 Legierung, Schutzschicht und Bauteil
PCT/EP2011/071200 WO2012093001A1 (de) 2011-01-06 2011-11-28 Legierung, schutzschicht und bauteil

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013136551A RU2013136551A (ru) 2015-02-20
RU2550461C2 true RU2550461C2 (ru) 2015-05-10

Family

ID=44064966

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013136551/02A RU2550461C2 (ru) 2011-01-06 2011-11-28 Сплав, защитный слой и конструктивный элемент

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20130302638A1 (ru)
EP (2) EP2474413A1 (ru)
CN (1) CN103298607A (ru)
RU (1) RU2550461C2 (ru)
WO (1) WO2012093001A1 (ru)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2012059325A2 (de) * 2010-11-02 2012-05-10 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, schutzschicht und bauteil
CN105441722A (zh) * 2016-01-12 2016-03-30 福建船政交通职业学院 一种az91d镁合金汽车主动安全装置零件涂层
CN105506531A (zh) * 2016-01-12 2016-04-20 福建船政交通职业学院 一种az91d镁合金汽车主动安全装置零件涂层制造方法
CN105441721A (zh) * 2016-01-12 2016-03-30 福建船政交通职业学院 一种az91d镁合金零件涂层
CN108486567B (zh) * 2018-04-03 2020-01-03 江西省科学院应用物理研究所 一种单晶涡轮叶片叶尖纳米颗粒增强耐磨涂层的制备方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4005989A (en) * 1976-01-13 1977-02-01 United Technologies Corporation Coated superalloy article
EP1790743A1 (de) * 2005-11-24 2007-05-30 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, Schutzschicht und Bauteil
RU2301284C2 (ru) * 2002-01-18 2007-06-20 Альстом Текнолоджи Лтд Высокотемпературный защитный слой
RU2359054C2 (ru) * 2005-10-25 2009-06-20 Сименс Акциенгезелльшафт Сплав, защитный слой для защиты конструктивного элемента от коррозии и окисления при высоких температурах и конструктивный элемент

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4034142A (en) 1975-12-31 1977-07-05 United Technologies Corporation Superalloy base having a coating containing silicon for corrosion/oxidation protection
WO1991001433A1 (en) 1989-07-25 1991-02-07 Allied-Signal Inc. Dual alloy turbine blade
EP0892090B1 (de) 1997-02-24 2008-04-23 Sulzer Innotec Ag Verfahren zum Herstellen von einkristallinen Strukturen
EP0861927A1 (de) 1997-02-24 1998-09-02 Sulzer Innotec Ag Verfahren zum Herstellen von einkristallinen Strukturen
DE69732046T2 (de) * 1997-10-30 2005-12-08 Alstom Schutzbeschichtung für hochtemperatur
CN1198964C (zh) * 1997-10-30 2005-04-27 阿尔斯通公司 高温保护涂料
WO1999067435A1 (en) 1998-06-23 1999-12-29 Siemens Aktiengesellschaft Directionally solidified casting with improved transverse stress rupture strength
US6231692B1 (en) 1999-01-28 2001-05-15 Howmet Research Corporation Nickel base superalloy with improved machinability and method of making thereof
DE19926669A1 (de) * 1999-06-08 2000-12-14 Abb Alstom Power Ch Ag NiAl-beta-Phase enthaltende Beschichtung
EP1204776B1 (de) 1999-07-29 2004-06-02 Siemens Aktiengesellschaft Hochtemperaturbeständiges bauteil und verfahren zur herstellung des hochtemperaturbeständigen bauteils
DE50104022D1 (de) 2001-10-24 2004-11-11 Siemens Ag Rhenium enthaltende Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen
DE50112339D1 (de) 2001-12-13 2007-05-24 Siemens Ag Hochtemperaturbeständiges Bauteil aus einkristalliner oder polykristalliner Nickel-Basis-Superlegierung
EP1524334A1 (de) * 2003-10-17 2005-04-20 Siemens Aktiengesellschaft Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen und Bauteil
CN101365815B (zh) * 2005-12-28 2011-05-25 安萨尔多能源公司 用于制备保护涂层的合金组合物及其用途及应用方法以及涂覆有该组合物的高温合金制品
EP1806418A1 (de) * 2006-01-10 2007-07-11 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen und Bauteil
EP2216421A1 (de) * 2009-01-29 2010-08-11 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, Schutzschicht und Bauteil
EP2392684A1 (de) * 2010-06-02 2011-12-07 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, Schutzchicht und Bauteil
WO2012059325A2 (de) * 2010-11-02 2012-05-10 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, schutzschicht und bauteil

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4005989A (en) * 1976-01-13 1977-02-01 United Technologies Corporation Coated superalloy article
RU2301284C2 (ru) * 2002-01-18 2007-06-20 Альстом Текнолоджи Лтд Высокотемпературный защитный слой
RU2359054C2 (ru) * 2005-10-25 2009-06-20 Сименс Акциенгезелльшафт Сплав, защитный слой для защиты конструктивного элемента от коррозии и окисления при высоких температурах и конструктивный элемент
EP1790743A1 (de) * 2005-11-24 2007-05-30 Siemens Aktiengesellschaft Legierung, Schutzschicht und Bauteil

Also Published As

Publication number Publication date
WO2012093001A1 (de) 2012-07-12
EP2474413A1 (de) 2012-07-11
RU2013136551A (ru) 2015-02-20
CN103298607A (zh) 2013-09-11
US20130302638A1 (en) 2013-11-14
EP2637863A1 (de) 2013-09-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2521924C2 (ru) Сплав, защитный слой и деталь
RU2562656C2 (ru) Сплав, защитное покрытие и конструкционная деталь
US8025984B2 (en) Protective layer for protecting a component against corrosion and oxidation at high temperatures, and component
US9556748B2 (en) Layer system with double MCrAlX metallic layer
US9222163B2 (en) Layered coating system with a MCrAlX layer and a chromium rich layer and a method to produce it
US9856545B2 (en) Metallic bondcoat with a high γ/γ' transition temperature and a component
JP2010241611A6 (ja) パイロクロア相と酸化物とを有するセラミック粉末、セラミック層及び層組織
RU2550461C2 (ru) Сплав, защитный слой и конструктивный элемент
US20090136769A1 (en) Alloy, Protective Layer for Protecting a Component Against Corrosion and Oxidation at High Temperatures and Component
RU2591096C2 (ru) Сплав, защитное покрытие и конструктивный элемент
US20090263675A1 (en) Alloy, Protective Layer for Protecting a Component Against Corrosion and/or Oxidation at High Tempertures and Component
RU2523185C2 (ru) Металлическое покрытие со связующим веществом с высокой температурой перехода гамма/гамма' и деталь
RU2566693C2 (ru) Система слоев с двухслойным металлическим слоем
US20130337286A1 (en) Alloy, protective coating, and component
US20130288072A1 (en) Alloy, protective layer and component
US11092035B2 (en) Alloy, protective layer and component
US20120328900A1 (en) Alloy, protective layer, and component
US20120288730A1 (en) Alloy, protective layer, and component
RU2574559C2 (ru) Сплав, защитное покрытие и конструкционная деталь
JP2015034344A (ja) γ／γ’転移温度の高い金属ボンドコート及び部品

Legal Events

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

Effective date: 20151129