RU2741491C2 - Деталь с нанесённым тепловым барьером для газотурбинного двигателя и способ её получения - Google Patents

Деталь с нанесённым тепловым барьером для газотурбинного двигателя и способ её получения Download PDF

Info

Publication number
RU2741491C2
RU2741491C2 RU2019117737A RU2019117737A RU2741491C2 RU 2741491 C2 RU2741491 C2 RU 2741491C2 RU 2019117737 A RU2019117737 A RU 2019117737A RU 2019117737 A RU2019117737 A RU 2019117737A RU 2741491 C2 RU2741491 C2 RU 2741491C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
layer
ceramic
thermal barrier
ceramic fibers
rare earth
Prior art date
Application number
RU2019117737A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2019117737A3 (ru
RU2019117737A (ru
Inventor
Орельен ЖУЛИА
Андре Юбер Луи МАЛИ
Флоранс АНЗАР
Элоди Мари ДЕЛОН
Сандрин Дюлюар
Original Assignee
Сафран
Сафран Эркрафт Энджинз
Юниверсите Поль Сабатье Тулуз Iii
Сантр Насьональ Де Ля Решерш Сьентифик
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 Сафран, Сафран Эркрафт Энджинз, Юниверсите Поль Сабатье Тулуз Iii, Сантр Насьональ Де Ля Решерш Сьентифик filed Critical Сафран
Publication of RU2019117737A3 publication Critical patent/RU2019117737A3/ru
Publication of RU2019117737A publication Critical patent/RU2019117737A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2741491C2 publication Critical patent/RU2741491C2/ru

Links

Images

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/16—Blades
    • B64C11/20—Constructional features
    • B64C11/205—Constructional features for protecting blades, e.g. coating
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B35/00—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/71—Ceramic products containing macroscopic reinforcing agents
    • C04B35/78—Ceramic products containing macroscopic reinforcing agents containing non-metallic materials
    • C04B35/80—Fibres, filaments, whiskers, platelets, or the like
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B38/00—Porous mortars, concrete, artificial stone or ceramic ware; Preparation thereof
    • C04B38/0051—Porous mortars, concrete, artificial stone or ceramic ware; Preparation thereof characterised by the pore size, pore shape or kind of porosity
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B41/00—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone
    • C04B41/009—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone characterised by the material treated
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B41/00—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone
    • C04B41/45—Coating or impregnating, e.g. injection in masonry, partial coating of green or fired ceramics, organic coating compositions for adhering together two concrete elements
    • C04B41/50—Coating or impregnating, e.g. injection in masonry, partial coating of green or fired ceramics, organic coating compositions for adhering together two concrete elements with inorganic materials
    • C04B41/5025—Coating or impregnating, e.g. injection in masonry, partial coating of green or fired ceramics, organic coating compositions for adhering together two concrete elements with inorganic materials with ceramic materials
    • C04B41/5042—Zirconium oxides or zirconates; Hafnium oxides or hafnates
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B41/00—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone
    • C04B41/45—Coating or impregnating, e.g. injection in masonry, partial coating of green or fired ceramics, organic coating compositions for adhering together two concrete elements
    • C04B41/52—Multiple coating or impregnating multiple coating or impregnating with the same composition or with compositions only differing in the concentration of the constituents, is classified as single coating or impregnation
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B41/00—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone
    • C04B41/80—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone of only ceramics
    • C04B41/81—Coating or impregnation
    • C04B41/85—Coating or impregnation with inorganic materials
    • C04B41/87—Ceramics
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B41/00—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone
    • C04B41/80—After-treatment of mortars, concrete, artificial stone or ceramics; Treatment of natural stone of only ceramics
    • C04B41/81—Coating or impregnation
    • C04B41/89—Coating or impregnation for obtaining at least two superposed coatings having different compositions
    • 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
    • C23C14/00—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material
    • C23C14/06—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material characterised by the coating material
    • C23C14/08—Oxides
    • C23C14/083—Oxides of refractory metals or yttrium
    • 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
    • C23C18/00—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating
    • C23C18/02—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating by thermal decomposition
    • C23C18/12—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating by thermal decomposition characterised by the deposition of inorganic material other than metallic material
    • C23C18/1204—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating by thermal decomposition characterised by the deposition of inorganic material other than metallic material inorganic material, e.g. non-oxide and non-metallic such as sulfides, nitrides based compounds
    • C23C18/1208—Oxides, e.g. ceramics
    • C23C18/1216—Metal oxides
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C18/00—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating
    • C23C18/02—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating by thermal decomposition
    • C23C18/12—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating by thermal decomposition characterised by the deposition of inorganic material other than metallic material
    • C23C18/1225—Deposition of multilayers of inorganic material
    • 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
    • C23C18/00—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating
    • C23C18/02—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating by thermal decomposition
    • C23C18/12—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating by thermal decomposition characterised by the deposition of inorganic material other than metallic material
    • C23C18/1229—Composition of the substrate
    • C23C18/1241—Metallic substrates
    • 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
    • C23C18/00—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating
    • C23C18/02—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating by thermal decomposition
    • C23C18/12—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating by thermal decomposition characterised by the deposition of inorganic material other than metallic material
    • C23C18/125—Process of deposition of the inorganic material
    • C23C18/1254—Sol or sol-gel processing
    • 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
    • C23C18/00—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating
    • C23C18/02—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating by thermal decomposition
    • C23C18/12—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating by thermal decomposition characterised by the deposition of inorganic material other than metallic material
    • C23C18/125—Process of deposition of the inorganic material
    • C23C18/1262—Process of deposition of the inorganic material involving particles, e.g. carbon nanotubes [CNT], flakes
    • C23C18/127—Preformed particles
    • 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
    • C23C18/00—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating
    • C23C18/02—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating by thermal decomposition
    • C23C18/12—Chemical coating by decomposition of either liquid compounds or solutions of the coating forming compounds, without leaving reaction products of surface material in the coating; Contact plating by thermal decomposition characterised by the deposition of inorganic material other than metallic material
    • C23C18/125—Process of deposition of the inorganic material
    • C23C18/1283—Control of temperature, e.g. gradual temperature increase, modulation of temperature
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • 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
    • C23C4/10—Oxides, borides, carbides, nitrides or silicides; Mixtures thereof
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C25—ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PROCESSES; APPARATUS THEREFOR
    • C25D—PROCESSES FOR THE ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PRODUCTION OF COATINGS; ELECTROFORMING; APPARATUS THEREFOR
    • C25D13/00—Electrophoretic coating characterised by the process
    • C25D13/02—Electrophoretic coating characterised by the process with inorganic material
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2111/00—Mortars, concrete or artificial stone or mixtures to prepare them, characterised by specific function, property or use
    • C04B2111/00241—Physical properties of the materials not provided for elsewhere in C04B2111/00
    • C04B2111/00405—Materials with a gradually increasing or decreasing concentration of ingredients or property from one layer to another
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/50—Constituents or additives of the starting mixture chosen for their shape or used because of their shape or their physical appearance
    • C04B2235/52—Constituents or additives characterised by their shapes
    • C04B2235/5208—Fibers
    • C04B2235/5216—Inorganic
    • C04B2235/522—Oxidic
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/50—Constituents or additives of the starting mixture chosen for their shape or used because of their shape or their physical appearance
    • C04B2235/52—Constituents or additives characterised by their shapes
    • C04B2235/5208—Fibers
    • C04B2235/526—Fibers characterised by the length of the fibers
    • 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
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • 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
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/614—Fibres or filaments
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00018—Manufacturing combustion chamber liners or subparts

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Dispersion Chemistry (AREA)
  • Nanotechnology (AREA)
  • Electrochemistry (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
  • Compositions Of Oxide Ceramics (AREA)

Abstract

Группа изобретений относится к теплоизоляции деталей в высокотемпературных условиях. Деталь для газотурбинного двигателя, имеющая, по меньшей мере, один первый слой теплового барьера, содержащий керамический материал и первые керамические волокна, диспергированные в первом слое. Первый слой может иметь перепад химического состава между материалом теплового барьера и материалом для защиты от алюмосиликатов кальция и магния, содержание которых является более значительным в наружной зоне первого слоя, и/или первый слой может быть выполнен пористым и содержать перепад пористости, при котором наружная часть первого слоя имеет пониженную пористость. Обеспечивается защита от воздействий окружающей среды, повышается срок службы. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к общей области нанесения тепловых барьеров для теплоизоляции деталей в высокотемпературных зонах. В частности, изобретение применимо для нанесения тепловых барьеров с целью защиты деталей авиационных газовых турбин, выполненных из суперсплавов или композитного материала с керамической матрицей.
Уровень техники
Детали на горячих участках авиационных газотурбинных двигателей, работающих в условиях пустыни или в очень загрязнённых условиях, быстро выходят из строя из-за воздействия песка и щелочных соединений, находящихся в поступающем в двигатель воздухе. Эти соединения, известные под названием алюмосиликатов кальция и магния (CМAS) (куда входят, в частности, оксиды кальция, магния, алюминия и кремния), способны разрушать покрытие, играющее роль теплового барьера и нанесённое на некоторые детали, применяемые на горячих участках газотурбинного двигателя.
Среди механизмов разрушения теплового барьера соединениями CMAS выделяют, в частности, инфильтрацию жидких соединений CMAS в тепловой барьер и растворение-повторное осаждение теплового барьера (выполненного обычно из керамики на основе двуоксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия (YSZ)) в отдельных конкрециях двуоксида циркония, обеднённого содержанием оксида иттрия. Эти оба механизма снижают механические свойства теплового барьера, что может привести к его растрескиванию на стадиях охлаждения двигателя. Кроме того поступление внутрь твёрдых частиц ведёт к эрозии теплового барьера, который шелушится и, следовательно, оставляет не прикрытой подстилающую подложку, что сокращает в итоге срок службы деталей.
Следовательно, отмечается необходимость в деталях с нанесённым тепловым барьером для газотурбинного двигателя, характеризующимся стойкими к CMAS свойствами и повышенным сроком службы. Также отмечается необходимость в наличии способа изготовления такой детали с пониженной себестоимостью.
Раскрытие сущности изобретения
Основной задачей изобретения является устранение указанных недостатков и создание детали для газотурбинного двигателя, имеющей покрытие, по меньшей мере, в виде одного первого слоя теплового барьера, содержащего керамический материал и первые, диспергированные в нём керамические волокна.
Присутствие первых керамических волокон в первом слое теплового барьера детали согласно изобретению позволяет увеличить механическую прочность теплового барьера и его стойкость к соединениям CMAS. Такие керамические волокна делают возможным упрочнение теплового барьера и снижение распространения трещин, способных образовываться одновременно при циклическом окислении барьера во время работы газотурбинного двигателя и под действием соединений CMAS. В целом керамические волокна играют роль усилителей первого слоя теплового барьера, что позволяет улучшить его механические свойства. Также керамические волокна могут обладать свойствами, обеспечивающими стойкость к действию материалов CMAS.
Согласно примеру осуществления массовое содержание первых керамических волокон в первом слое может составлять от 30 до 90%. Например, массовое содержание первых керамических волокон в первом слое может составлять от 50 до 90%, и даже от 70 до 90%. Как правило, содержание первых керамических волокон в первом керамическом слое должно быть достаточным для обеспечения функции механического упрочнения.
Согласно примеру осуществления средняя длина первых керамических волокон может быть меньше или равна 50 мкм. Под средней длиной понимается длина D50 волокон.
Согласно примеру осуществления средняя толщина первого слоя теплового барьера составляет от 100 до 200 мкм.
Согласно примеру осуществления керамическим материалом для первого слоя может служить двуоксид циркония, стабилизированный редкоземельным оксидом, например, двуоксид циркония, стабилизированный или частично стабилизированный оксидом иттрия (YSZ или 8YSZ).
Согласно примеру осуществления первые керамические волокна могут состоять из материала, выбранного из двуоксида циркония, стабилизированного редкоземельным оксидом, редкоземельных оксидов, структур пирохлора, редкоземельных цирконатов, глинозёма Al2O3 и их смесей.
Согласно примеру осуществления первые керамические волокна могут содержать в себе материал для защиты от алюмосиликатов кальция и магния для дополнительного усиления слоя теплового барьера против соединений CMAS. Например, волокна могут содержать смесь из глинозёма и, по меньшей мере, одного редкоземельного цирконата для химического усиления первого слоя теплового барьера против соединений CMAS, в частности, в том случае, когда в нём содержится двуоксид циркония, частично стабилизированный оксидом иттрия.
Согласно примеру осуществления первые керамические волокна могут состоять из того же материала, что и материал первого слоя теплового барьера.
Согласно примеру осуществления разница между коэффициентом теплового расширения материала первого слоя и тем же коэффициентом материала первых керамических волокон может быть меньше или равна 4×10-6 К-1, даже меньше или равна 2×10-6 К-1.
Согласно примеру осуществления деталь с покрытием может дополнительно содержать сцепляющий подслой между подложкой и первым слоем теплового барьера. В частности, в том случае, когда подложка выполнена из суперсплава (например, из суперсплава на основе железа, кобальта или никеля), то подслой может содержать простой или модифицированный алюминид (например, NiAl или NiCrAlY для подложки из суперсплава на основе никеля). В качестве варианта, если подложка состоит из композитного материала с керамической матрицей (СМС), сцепляющий подслой может содержать кремний, и, например, может быть образован кремнием или металлическим силицидом.
Согласно примеру осуществления деталь может дополнительно содержать второй керамический слой из керамического материала для защиты от алюмосиликатов кальция и магния, при этом второй слой располагается на первом слое и содержит дополнительно вторые керамические волокна, диспергированные во втором слое. Присутствие вторых керамических волокон позволяет повысить механическую прочность второго слоя и его стойкость к вредным воздействиям соединений CMAS. Кроме того второй слой позволяет закрыть поры на поверхности первого слоя и лучше защитить от инфильтрации соединений CMAS.
Согласно примеру осуществления разница между коэффициентом теплового расширения материала второго слоя и тем же коэффициентом материала вторых керамических волокон может быть меньше или равна 4×10-6 К-1, даже меньше или равна 2×10-6 К-1.
Согласно примеру осуществления первый и второй слои могут быть выполнены пористыми, причём первый слой имеет первый коэффициент пористости, второй слой – второй коэффициент пористости, который строго меньше первого коэффициента пористости.
Согласно примеру осуществления вторые керамические волокна могут состоять из материала, выбранного из двуоксида циркония, стабилизированного редкоземельным оксидом, редкоземельных оксидов, структур пирохлора, редкоземельных цирконатов, глинозёма Al2O3 и их смесей.
Согласно примеру осуществления вторые керамические волокна могут состоять из того же материала, что и материал второго керамического слоя.
Согласно примеру осуществления массовое содержание вторых керамических волокон во втором слое может составлять от 30 до 90%. Например, массовое содержание вторых керамических волокон во втором слое может составлять от 50 до 90%, даже от 70 до 90%.
Согласно первой альтернативе изобретения первый слой содержит смесь из первого керамического материала теплового барьера и второго керамического материала для защиты от алюмосиликатов кальция и магния, причём первый и второй керамические материалы являются разными, при этом первый слой содержит первую зону, расположенную на части его толщины и имеющую первое содержание второго материала в массовых процентах, и вторую зону, расположенную на части его толщины и перекрывающую первую зону, при этом вторая зона имеет второе содержание второго материала в массовых процентах, которое строго превышает первое содержание в массовых процентах. Такое расположение обеспечивает возможность получения покрытия для теплового барьера на детали, характеризующегося перепадом свойств от первой зоны, выполняющей по существу функцию теплового барьера на подложке, ко второй зоне, обеспечивающей защиту первой зоны, в частности, от соединений CMAS. Когда второй слой, содержащий керамический материал для защиты от алюмосиликатов кальция и магния, располагается на первом слое, то перепад содержания позволяет обеспечить хорошую термомеханическую совместимость между первым и вторым слоями.
Согласно примеру осуществления керамический материал для защиты от алюмосиликатов кальция и магния может выбираться из редкоземельных оксидов, двуоксида циркония, стабилизированного редкоземельным оксидом, структур пирохлора, редкоземельных цирконатов, глинозёма Al2O3 и их смесей. Например, керамическим материалом для защиты от соединений CMAS могут служить оксид иттрия (Y2O3), церин Ce0,5Y0,5O1,8, цирконат иттрия Y2ZrO7, цирконат гадолиния GdZr2O7, глинозём Al2O3, смешанный с редкоземельным цирконатом, и пр.
Согласно второй альтернативе изобретения, комбинируемой при необходимости с первой альтернативой, первый слой является пористым и содержит первый участок¸ располагающийся на части его толщины, при этом он содержит первый коэффициент пористости, второй участок располагается на части его толщины и перекрывает первый участок, причём второй участок содержит второй коэффициент пористости, который строго меньше первого коэффициента пористости. При таком расположении первый слой содержит второй участок с ограниченной пористостью для обеспечения эффективной защиты от инфильтрации соединений CMAS. Этот второй участок располагается на первом участке первого слоя с большей пористостью. Более пористый первый участок позволяет повысить стойкость теплового барьера к напряжениям, вызываемым возможной инфильтрацией соединений CMAS.
Наконец объектом изобретения является способ изготовления детали, такой, как описанная выше, при этом способ включает в себя, по меньшей мере, один этап формирования первого слоя на детали мокрым способом. Под «мокрым способом» подразумеваются, в частности, способы нанесения покрытия типа «золь-гель» окунанием-извлечением (dip-coating) или же посредством электрофореза. Согласно примеру осуществления первый слой может быть образован методом золь-гель путём окунания-извлечения или электрофорезом.
Краткое описание чертежей
Другие признаки и преимущества изобретения станут понятны из описания, приводимого ниже со ссылкой на приложенные чертежи, иллюстрирующие неограничивающие примеры осуществления изобретения.
На фиг. 1 – 4 схематично показана поверхность деталей газотурбинного двигателя с нанесенным на нее покрытием согласно различным вариантам осуществления изобретения вид в разрезе;
на фиг. 5 представлена блок-схема, иллюстрирующая этапы способа согласно варианту осуществления изобретения;
на фиг. 6 показана фотография, полученная посредством растрового электронного микроскопа и изображающая поверхность содержащей покрытие детали, изготовленной способом согласно изобретению.
Осуществление изобретения
На фиг. 1 показан увеличенный вид в разрезе на поверхность детали 10 для газотурбинного двигателя, содержащей подложку 11 с покрытием, расположенным в следующем порядке: сцепляющий подслой 12 и первый слой 13 теплового барьера. В данном примере сцепляющий слой 12 непосредственно контактирует с подложкой 11 и первым слоем 13. Здесь первый слой 13 образует наружный слой детали 10. Деталью 10 газотурбинного двигателя может служить, например, деталь, применяемая на горячем участке газотурбинного двигателя, таком, как турбина, и представлять собой, например, лопатку турбины, часть кольца турбины и пр.
Подложка 11 может содержать, например, металлический суперсплав, например, суперсплав на основе никеля, или композитный материал с керамической матрицей (СМС) Известный сам по себе сцепляющий подслой 12 позволяет обеспечить хорошее сцепление между первым покрытием 13 теплового барьера и подложкой 11. В целом такой сцепляющий подслой 12 позволяет обеспечить хорошую механическую совместимость между первым слоем 13 теплового барьера и подложкой 11 при компенсации, в частности, разности теплового расширения, которая может существовать между материалами первого слоя 13 и подложкой 11.
В том случае когда подложка 11 содержит металлический суперсплав, то сцепляющий подслой 12 может содержать, например, простой или модифицированный алюминид (например, NiCrAlY для подложки из суперсплава на основе никеля), способный частично окисляться с образованием оксидного слоя (именуемого также TGO: Thermally Grown Oxide). Если подложка 11 содержит композитный материал с керамической матрицей, то сцепляющий подслой 12 может содержать кремний или металлический силицид. В целом материал сцепляющего подслоя 12 подбирается с учётом материалов, из которых состоят подложка 11 и первый слой 13 теплового барьера.
Первый слой 13 теплового барьера может содержать, что само по себе известно, двуоксид циркония, стабилизированный оксидом иттрия (YSZ) или частично стабилизированный оксидом иттрия (8YSZ), имеющим обычно столбчатую структуру.
Первый слой 13 теплового барьера содержит керамические волокна 14, которые в нём диспергированы. Волокна 14 могут быть образованы керамическим материалом, идентичным материалу первого слоя 13, или, в качестве варианта, отличающимся материалом. В любом случае можно следить за тем, чтобы разница между коэффициентами теплового расширения материалов волокон 14 и первого слоя 13 была меньше или равна 4×10-6 К-1, даже меньше или равна 2×10-6 К-1, с тем, чтобы улучшалась их термомеханическая совместимость.
На фиг. 2 показана другая деталь 20 газотурбинного двигателя. Аналогично описанной выше детали 10 деталь 20 имеет подложку 21 с нанесённым сцепляющим подслоем 22, на котором располагается первый слой 23 теплового барьера с содержанием первых керамических волокон 24. В этом примере первый слой 23 теплового барьера покрыт вторым керамическим слоем 25, содержащим материал для защиты от соединений CMAS. В этом примере сцепляющий подслой 22 непосредственно контактирует с подложкой 21 и первым слоем 23. Также первый слой 23 непосредственно контактирует со вторым слоем 25. Второй слой 25 образует в данном случае наружный слой детали 20.
Второй керамический слой 25 содержит, как и первый слой 23, керамические волокна 26 (вторые керамические волокна), которые в нём диспегированы. Первые 24 и вторые 26 керамические волокна могут быть идентичными или, в качестве варианта, состоять из разного керамического материала. Как и первые керамические волокна 24, вторые керамические волокна могут быть образованы тем же материалом, что и материал второго слоя 25. В качестве варианта вторые керамические волокна 26 могут быть образованы материалом, отличающимся от материала второго слоя 25, при этом следует следить, например, за тем, чтобы разница между коэффициентами теплового расширения материалов вторых волокон 26 и второго слоя 25 была меньше или равна 4×10-6 К-1, даже меньше или равна 2×10-6 К-1, с тем, чтобы можно было улучшить их термомеханическую совместимость.
На фиг. 3 показана деталь 30 газотурбинного двигателя согласно первому варианту осуществления изобретения. Аналогично предыдущему примеру деталь 30 содержит подложку 31, покрытую сцепляющим подслоем 32, на котором находится первый слой 33 теплового барьера с содержанием первых керамических волокон 34. В данном примере сцепляющий подслой 32 непосредственно контактирует с подложкой 31 и первым слоем 33. Здесь первый слой 33 образует собой наружный слой детали 30.
В этом примере первый слой 33 теплового барьера содержит смесь из первого керамического материала теплового барьера и второго керамического материала для защиты от соединений CMAS, отличающегося от первого материала. Точнее первый слой 33 содержит первую зону 33а, расположенную на части его толщины со стороны подложки 31, имеющей не равное нулю первое массовое содержание второго материала. В данном случае первая зона 33а непосредственно контактирует со сцепляющим подслоем 32. Первый слой 33 содержит дополнительно вторую зону 33b, находящуюся на первой зоне 33а и контактирующую непосредственно с последней, и имеет второе содержание второго материала, строго превышающее первое содержание. Первый слой 33 теплового барьера образован в данном случае двумя последовательными зонами 33а и 33 b, расположенными друг над другом. Таким образом, первый слой 33 имеет перепад состава между первой зоной 33а и второй зоной 33b для улучшения устойчивости против соединений CMAS в тепловом барьере без ухудшения его свойств. Этот перепад состава позволяет также улучшить совместимость между первым 33 и вторым слоями в том случае, когда второй слой, содержащий материал защиты от соединений CMAS, нанесён на первый слой 33. Следует отметить, что первый слой 33 может содержать более двух зон, при этом постоянно контролируется сохранение перепада состава в первом слое 33.
На фиг. 4 показана деталь 40 газотурбинного двигателя согласно второму варианту осуществления изобретения. Аналогично предыдущему примеру деталь 40 содержит подложку 41 с нанесённым сцепляющим подслоем 42, на котором располагается первый слой 43 теплового барьера с содержанием первых керамических волокон 44. В данном примере сцепляющий подслой 42 непосредственно контактирует с подложкой 41 и первым слоем 43. Здесь первый слой 43 образует собой наружный слой детали 40.
В этом примере первый слой 43 теплового барьера выполнен пористым и содержит первый 43а и второй 43b участки, каждый из которых располагается на части толщины первого слоя 43. Первый участок 43а находится со стороны подложки 41 и непосредственно контактирует со сцепляющим подслоем 42. Второй участок 43b перекрывает первый участок 43а и находится, в этом случае, в непосредственном контакте с ним. Здесь первый участок 43а имеет не равный нулю коэффициент пористости, второй участок 43b имеет не равный нулю второй коэффициент пористости и строго меньше первого коэффициента пористости. Таким образом первый слой 43 теплового барьера имеет перепад пористости, уменьшающийся от первого участка 43а ко второму участку 43b. Такое расположение позволяет уменьшить инфильтрацию соединений CMAS на втором участке 43b, повысить стойкость к напряжениям на первом участке 43а и, в случае присутствия других слоёв на первом слое 43, улучшить термомеханическую совместимость между этими слоями.
Ниже описывается со ссылкой на блок-схему на фиг. 5 способ изготовления детали 10 с покрытием.
Сам по себе известный предварительный этап состоит прежде всего в нанесении на подложку 11 сцепляющего подслоя 12, например, плазменным напылением.
Затем на этапе Е1 формируют первый слой 13 теплового барьера на сцепляющем подслое 12 мокрым способом. Мокрые способы нанесения покрытий содержат, в частности, окунание-извлечение и электрофорез. После образования электрофорезом первого слоя 13 оптимальным является нанесение на сцепляющий подслой 12 электропроводящего слоя (например, из золота, серебра или платины). Для получения первого слоя 13 с содержанием первых керамических волокон 14 в ванне для нанесения покрытия должны содержаться во взвешенном состоянии первые керамические волокна 14, которые вместе с материалом первого слоя 13 наносятся на деталь 10.
Для получения первого слоя с контролируемой пористостью можно ввести в ванну порообразователь, который впоследствии будет выведен, например, углеродными частицами. В качестве варианта получения контролируемой пористости можно использовать в ванне порошки специальной морфологии, обеспечивающей нанесённому слою контролируемую пористость. Для получения первого слоя с перепадом состава или пористости, т.е. зон или участков с разной пористостью или составом, возможно последовательно наносить несколько покрытий, приводя в соответствие состав ванны при нанесении каждого покрытия.
Следует отметить, что может оказаться оптимальным наносить, до образования первого слоя 13 теплового барьера, подслой, заключённый в керамический материал, не содержащий керамических волокон, для улучшения сцепления между первым слоем 13 теплового барьера и сцепляющим подслоем 12. Этот подслой может наноситься также мокрым способом.
При необходимости возможно формировать на первом слое 23 теплового барьера второй керамический слой 25, содержащий материал для защиты от соединений CMAS и вторые керамические волокна 26. Этот второй слой 25 может быть также образован известным самим по себе мокрым способом.
Наконец на этапе Е2 содержащая такое покрытие деталь 10 может быть подвержена термообработке. На этом этапе формирование первого слоя 13 прекращается и, при необходимости, присутствующий порообразователь выводится для высвобождения пор в первом слое. После образования нескольких слоёв на детали возможно проводить термообработку либо после нанесения каждого отдельного слоя, либо, как вариант, после нанесения всех слоёв.
Пример
Способ применили на детали для газотурбинного двигателя, выполненной из суперсплава на основе никеля (тип АМ1) с нанесённым сцепляющим подслоем типа NiPtAl. В этом примере попытались получить первый слой теплового барьера с матрицей из двуоксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия, в котором были диспергированы первые керамические волокна из двуоксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия.
Сначала известным самим по себе способом приготовили первую ванну для получения золя из двуоксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия (YSZ), с содержанием 7,08 мл 1-пропанола, 0,88 мл ацетилацетона, 4,93 мл пропоксида циркония и 2,36 мл нитрата иттрия.
Затем приготовили вторую ванну для последующего применения при покрытии детали первым слоем теплового барьера с содержанием керамических волокон способом окунания-извлечения. Вторая ванна содержала 1-пропанол и диспергатор типа 1%-го PVP 3500, в неё добавили коммерческий порошок двуоксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия, имеющийся в продаже под наименованием Tosoh TZ6Y, и керамические волокна YSZ, выпущенные в продажу фирмой Zircar Zirconia. В твёрдой части второй ванны содержание порошка из YSZ составило в данном случае 40 молярных процентов (моль%). Постоянно в твёрдой части второй ванны содержание керамических волокон из YSZ составляло 60 моль%. В данном случае размер керамических волокон составлял меньше или был равен 50 мкм. Общее содержание YSZ в ванне составило порядка 40 моль%. После ультразвукового перемешивания и добавки дистиллированной воды часть содержания первой ванны перевели во вторую ванну. В заключение дополнительно перемешали приготовленную при этом вторую ванну.
Затем на деталь нанесли подслой, заключённый в золь из YSZ, для улучшения сцепления первого слоя теплового барьера из YSZ с содержанием волокон с деталью. Для этой цели методом окунания-извлечения нанесли слой посредством первой, предварительно приготовленной ванны и сушили в сушильном шкафу при 50°С в течение 5 минут.
После этого нанесли первый слой из YSZ с содержанием керамических волокон из YSZ с помощью предварительно приготовленной второй ванны. При этом способом окунания-извлечения нанесли слой, предшествующий первому слою, с использованием второй ванны и сушили в сушильном шкафу при 50°С в течение 5 минут. Эту операцию повторяли до тех пор, пока не получили требуемую толщину. Для получения толщины от 150 до 200 мкм необходимо произвести, как правило, по меньшей мере, двадцать окунаний.
Наконец проводилась термообработка детали, на которую были нанесены предшествующие покрытия, в печи с атмосферным воздухом сначала при 600°С в течение 1 часа, затем при температуре от 1100 до 1250°С в течение 2 часов, при изменении температуры на 50°С /ч. между каждыми уровнями.
После этого этапа получили деталь с покрытием, вид поверхности которой в разрезе, полученный посредством растрового электронного микроскопа, показан на фиг. 6. Первый слой 13 располагается на подложке 11 из суперсплава АМ1. Заключённый в золь из YSZ подслой, не показанный на фотографии на фиг. 6, находится между подложкой 11 и первым слоем 13. Средняя толщина первого слоя 13 составила порядка 180 мкм. На фотографии хорошо прослеживается присутствие керамических волокон 14 внутри первого слоя 13. Средний коэффициент пористости первого слоя 13 теплового барьера составил в данном случае менее 20%. Первый слой 13 теплового барьера не содержал ни расслоений, ни трещин, что свидетельствует о хорошей аккомодации термомеханических напряжений.

Claims (11)

1. Деталь (30, 40) газотурбинного двигателя с нанесённым, по меньшей мере, одним первым слоем (33, 43) теплового барьера, содержащим керамический материал и первые керамические волокна (34, 44), диспергированные в первом слое, отличающаяся тем, что
- первый слой содержит смесь из первого керамического материала теплового барьера и второго керамического материала для защиты от алюмосиликатов кальция и магния, при этом первый и второй керамические материалы являются разными, причём первый слой содержит первую зону (33а), расположенную на части его толщины и имеющую первое массовое содержание второго материала, и вторую зону (33b), расположенную на части его толщины и перекрывающую первую зону, при этом вторая зона имеет второе массовое содержание второго материала, которое строго превышает первое массовое содержание, и/или
- первый слой выполнен пористым и содержит первый участок (43а), расположенный на части его толщины и содержащий первый коэффициент пористости, и второй участок (43b), расположенный на части его толщины и перекрывающий первый участок, при этом второй участок содержит второй коэффициент пористости, который строго меньше первого коэффициента пористости.
2. Деталь по п. 1, в которой массовое содержание первых керамических волокон (34, 44) в первом слое (33, 43) составляет от 30 до 90%.
3. Деталь по п. 2, в которой массовое содержание первых керамических волокон (14, 24, 34, 44) в первом слое (33, 43) составляет от 50 до 90%.
4. Деталь по любому из пп. 1 - 3, в которой средняя длина первых керамических волокон (34, 44) меньше или равна 50 мкм.
5. Деталь по любому из пп. 1 - 4, в которой первые керамические волокна (34, 44) состоят из материала, выбранного из двуоксида циркония, стабилизированного редкоземельным оксидом, редкоземельных оксидов, структур пирохлора, редкоземельных цирконатов, глинозёма и их смесей.
6. Деталь по любому из пп. 1 - 5, в которой деталь (20) дополнительно покрыта вторым керамическим слоем (25), содержащим керамический материал для защиты от алюмосиликатов кальция и магния, причём второй керамический слой расположен на первом слое (23) и дополнительно содержит вторые керамические волокна (26), диспергированные во втором слое.
7. Деталь по любому из пп. 1 - 6, в которой керамический материал для защиты от алюмосиликатов кальция и магния выбирается из редкоземельных оксидов, двуоксида циркония, стабилизированного редкоземельным оксидом, структур пирохлора, редкоземельных цирконатов, глинозёма и их смесей.
8. Способ изготовления детали по любому из пп. 1 - 7, включающий в себя, по меньшей мере, один этап формирования первого слоя (33, 43) на детали (30, 40) мокрым способом.
9. Способ по п. 8, в котором первый слой (33, 43) образован золь-гелем путём окунания-извлечения или электрофорезом.
RU2019117737A 2016-11-09 2017-10-31 Деталь с нанесённым тепловым барьером для газотурбинного двигателя и способ её получения RU2741491C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1660849 2016-11-09
FR1660849A FR3058469B1 (fr) 2016-11-09 2016-11-09 Piece de turbomachine revetue d'une barriere thermique et procede pour l'obtenir
PCT/FR2017/052996 WO2018087452A1 (fr) 2016-11-09 2017-10-31 Piece de turbomachine revetue d'une barriere thermique et procede pour l'obtenir.

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2019117737A3 RU2019117737A3 (ru) 2020-12-10
RU2019117737A RU2019117737A (ru) 2020-12-10
RU2741491C2 true RU2741491C2 (ru) 2021-01-26

Family

ID=58547568

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019117737A RU2741491C2 (ru) 2016-11-09 2017-10-31 Деталь с нанесённым тепловым барьером для газотурбинного двигателя и способ её получения

Country Status (7)

Country Link
US (1) US11466370B2 (ru)
EP (1) EP3538500B1 (ru)
CN (1) CN110035983A (ru)
CA (1) CA3043107A1 (ru)
FR (1) FR3058469B1 (ru)
RU (1) RU2741491C2 (ru)
WO (1) WO2018087452A1 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3550106B1 (en) * 2018-04-06 2024-10-09 RTX Corporation Cooling air for gas turbine engine with thermally isolated cooling air delivery
CN108794068B (zh) * 2018-06-28 2020-07-14 航天材料及工艺研究所 一种多孔材料表层梯度过渡层的制备方法
CN109554657B (zh) * 2018-11-30 2020-10-27 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种组织渐变防钛火可磨耗封严涂层及其制备方法
DE112020000384T5 (de) * 2019-01-10 2021-09-23 Ngk Insulators, Ltd. Wärmeableitungselement
US11591918B2 (en) * 2019-02-08 2023-02-28 Raytheon Technologies Corporation Article with ceramic barrier coating and layer of networked ceramic nanofibers
US11274828B2 (en) * 2019-02-08 2022-03-15 Raytheon Technologies Corporation Article with bond coat layer and layer of networked ceramic nanofibers
US12071380B2 (en) 2020-09-16 2024-08-27 Rolls-Royce High Temperature Composites, Inc. Method to fabricate a machinable ceramic matrix composite
FR3128471B1 (fr) * 2021-10-26 2024-02-09 Safran Aircraft Engines Procédé de formation d’un revêtement de protection cathodique sur une pièce de turbomachine

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU1776089C (ru) * 1990-12-06 1995-01-09 Институт Электросварки Им.Е.О.Патона Двуслойное керамическое покрытие
RU2261334C1 (ru) * 2003-12-22 2005-09-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Многослойное высокотемпературное теплозащитное керамическое покрытие
RU88389U1 (ru) * 2009-07-06 2009-11-10 Закрытое акционерное общество научно-производственный центр "Трибоника" Лопатка турбины газотурбинного двигателя с жаростойким покрытием
CA2977484A1 (en) * 2008-12-19 2010-07-15 General Electric Company Methods for making environmental barrier coatings and ceramic components having cmas mitigation capability
RU2423544C2 (ru) * 2006-04-06 2011-07-10 Сименс Акциенгезелльшафт Многослойное термобарьерное покрытие для детали из сплава на основе кобальта или никеля и деталь
EP2644747A2 (en) * 2012-03-30 2013-10-02 General Electric Company Fiber-reinforced barrier coating, method of applying barrier coating to component and turbomachinery component
RU2509177C2 (ru) * 2008-05-26 2014-03-10 Сименс Акциенгезелльшафт Подложка с керамическим покрытием, создающим термический барьер, с двумя керамическими слоями
EP2379776B1 (en) * 2008-12-19 2014-04-30 General Electric Company Environmental barrier coatings providing cmas mitigation capability for ceramic substrate components
EP2379775B1 (en) * 2008-12-19 2014-05-21 General Electric Company Environmental barrier coatings providing cmas mitigation capability for ceramic substrate components
RU2519250C2 (ru) * 2008-12-24 2014-06-10 Снекма Пропюльсьон Солид Барьер для защиты от окружающей среды для жаростойкого субстрата, содержащего кремний

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7955707B2 (en) 2005-10-07 2011-06-07 Sulzer Metco (Us), Inc. High purity ceramic abradable coatings
US8603930B2 (en) 2005-10-07 2013-12-10 Sulzer Metco (Us), Inc. High-purity fused and crushed zirconia alloy powder and method of producing same
EP2196559A1 (en) * 2008-12-15 2010-06-16 ALSTOM Technology Ltd Thermal barrier coating system, components coated therewith and method for applying a thermal barrier coating system to components
FR2972449B1 (fr) 2011-03-07 2013-03-29 Snecma Procede de realisation d'une barriere thermique dans un systeme multicouche de protection de piece metallique et piece munie d'un tel systeme de protection
RU2618988C2 (ru) * 2012-10-05 2017-05-11 Сименс Акциенгезелльшафт Способ оптимизации газовой турбины к области ее применения
US11118257B2 (en) * 2013-11-15 2021-09-14 Raytheon Technologies Corporation Method of manufacturing fiber reinforced barrier coating
CN105755418B (zh) * 2016-03-23 2018-09-04 西安交通大学 一种陶瓷纤维/晶须强化复合热障涂层及其制备方法

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU1776089C (ru) * 1990-12-06 1995-01-09 Институт Электросварки Им.Е.О.Патона Двуслойное керамическое покрытие
RU2261334C1 (ru) * 2003-12-22 2005-09-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Многослойное высокотемпературное теплозащитное керамическое покрытие
RU2423544C2 (ru) * 2006-04-06 2011-07-10 Сименс Акциенгезелльшафт Многослойное термобарьерное покрытие для детали из сплава на основе кобальта или никеля и деталь
RU2509177C2 (ru) * 2008-05-26 2014-03-10 Сименс Акциенгезелльшафт Подложка с керамическим покрытием, создающим термический барьер, с двумя керамическими слоями
CA2977484A1 (en) * 2008-12-19 2010-07-15 General Electric Company Methods for making environmental barrier coatings and ceramic components having cmas mitigation capability
EP2379776B1 (en) * 2008-12-19 2014-04-30 General Electric Company Environmental barrier coatings providing cmas mitigation capability for ceramic substrate components
EP2379775B1 (en) * 2008-12-19 2014-05-21 General Electric Company Environmental barrier coatings providing cmas mitigation capability for ceramic substrate components
US8859052B2 (en) * 2008-12-19 2014-10-14 General Electric Company Methods for making environmental barrier coatings and ceramic components having CMAS mitigation capability
RU2519250C2 (ru) * 2008-12-24 2014-06-10 Снекма Пропюльсьон Солид Барьер для защиты от окружающей среды для жаростойкого субстрата, содержащего кремний
RU88389U1 (ru) * 2009-07-06 2009-11-10 Закрытое акционерное общество научно-производственный центр "Трибоника" Лопатка турбины газотурбинного двигателя с жаростойким покрытием
EP2644747A2 (en) * 2012-03-30 2013-10-02 General Electric Company Fiber-reinforced barrier coating, method of applying barrier coating to component and turbomachinery component

Also Published As

Publication number Publication date
FR3058469A1 (fr) 2018-05-11
RU2019117737A3 (ru) 2020-12-10
RU2019117737A (ru) 2020-12-10
US20190256983A1 (en) 2019-08-22
CA3043107A1 (fr) 2018-05-17
FR3058469B1 (fr) 2020-08-21
CN110035983A (zh) 2019-07-19
US11466370B2 (en) 2022-10-11
EP3538500B1 (fr) 2024-01-24
WO2018087452A1 (fr) 2018-05-17
EP3538500A1 (fr) 2019-09-18
BR112019009410A2 (pt) 2019-07-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2741491C2 (ru) Деталь с нанесённым тепловым барьером для газотурбинного двигателя и способ её получения
JP5112681B2 (ja) 部品の環境障壁コーティング及びタービンエンジン部品
RU2561550C2 (ru) Способ получения теплобарьерной защиты и многослойное покрытие, способное сформировать тепловой барьер
JP6342379B2 (ja) 高温使用のための物品および製造方法
US11131026B2 (en) Sintered-bonded high temperature coatings for ceramic turbomachine components
US6607852B2 (en) Environmental/thermal barrier coating system with silica diffusion barrier layer
DE60002101T2 (de) Bildung von luft-plasma-gespritzten wärmedämmschichten für turbinenkomponenten
US8658255B2 (en) Methods for making environmental barrier coatings and ceramic components having CMAS mitigation capability
JP6616282B2 (ja) 耐減肉性セラミックマトリックス複合材及び耐環境皮膜
JP7271429B2 (ja) セラミック化合物を含む層を有する固体基材の表面をコーティングする方法、及び該方法で得られたコーティング基材
EP2202212B1 (en) Components Comprising CMAS mitigation compositions
US20100247953A1 (en) Multilayer thermal protection system and method for making same
JP2007197307A5 (ru)
US20100129673A1 (en) Reinforced oxide coatings
JP4681841B2 (ja) 耐食性窒化珪素セラミックス
CA2775057A1 (en) Method for making strain tolerant corrosion protective coating compositions and coated articles
JP2019507828A (ja) 基材上に高温保護層を接合するための付着促進層、並びにそれの製造方法
US20160160374A1 (en) Methods of forming an article using electrophoretic deposition, and related article
RU2719964C2 (ru) Деталь, содержащая покрытие для защиты против соединений cmas
EP3456699B1 (en) Repair methods for silicon-based components
KR102197552B1 (ko) 치밀화된 탑 코팅을 포함한 비산화물 기판 및 이의 제조 방법
BR112019009410B1 (pt) Peça de turbomáquina, e, método para fabricação de uma peça