RU2755131C1 - Method for applying combined heat-resistant coating to turbine blades of gte - Google Patents

Method for applying combined heat-resistant coating to turbine blades of gte Download PDF

Info

Publication number
RU2755131C1
RU2755131C1 RU2020134476A RU2020134476A RU2755131C1 RU 2755131 C1 RU2755131 C1 RU 2755131C1 RU 2020134476 A RU2020134476 A RU 2020134476A RU 2020134476 A RU2020134476 A RU 2020134476A RU 2755131 C1 RU2755131 C1 RU 2755131C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
temperature
coating
zro
annealing
carried out
Prior art date
Application number
RU2020134476A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Петрович Панков
Вячеслав Данилович Ковалев
Денис Владимирович Панков
Сергей Васильевич Румянцев
Валерий Иванович Медведев
Анатолий Вячеславович Баженов
Владимир Иванович Табырца
Original Assignee
Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Краснодарское высшее военное авиационное училище летчиков имени Героя Советского Союза А.К. Серова"
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 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Краснодарское высшее военное авиационное училище летчиков имени Героя Советского Союза А.К. Серова" filed Critical Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Краснодарское высшее военное авиационное училище летчиков имени Героя Советского Союза А.К. Серова"
Priority to RU2020134476A priority Critical patent/RU2755131C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2755131C1 publication Critical patent/RU2755131C1/en

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
    • C23C10/00—Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces
    • C23C10/28—Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces using solids, e.g. powders, pastes
    • C23C10/34—Embedding in a powder mixture, i.e. pack cementation
    • C23C10/52—Embedding in a powder mixture, i.e. pack cementation more than one element being diffused in one step
    • C23C10/54—Diffusion of at least chromium
    • C23C10/56—Diffusion of at least chromium and at least aluminium
    • 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

Abstract

FIELD: metallurgy.
SUBSTANCE: invention relates to the field of metallurgy and can be used in mechanical engineering to protect gas turbine engine parts from gas corrosion. The method for applying a heat-resistant coating to the turbine blades of a gas turbine engine includes chrome aluminizing, subsequent thermal vacuum treatment by quenching, spraying a layer of ZrO2-8Y2O3 ceramics on the input edges of the blades by electron beam method and annealing. Chrome aluminizing is carried out at a temperature of 1190°C and holding time of 1 h 20 min. A layer of ZrO2-8Y2O3 ceramics is sprayed with a thickness of 40-45 mcm. Before annealing, low-temperature chrome aluminizing is carried out at a temperature of 1050-1080°C for a thickness of 10-15 mcm. Annealing is carried out at a temperature of 850°C for 32 h with the formation of the coating structure consisting of B-( ZrO2-8Y2O3)-B+G' phase on the front edge transforming into B+G' phase for the remaining sections of the blade.
EFFECT: invention increases durability and reliability of turbine blades operating under conditions of variable thermomechanical loads and high-temperature oxidation.
1 cl, 5 dwg, 1 tbl, 1 ex

Description

Изобретение относится к способам получения комбинированных покрытий для защиты от окисления при высокой температуре металлов и сплавов и может быть использовано в машиностроении для защиты лопаток турбин авиационных ГТД от газовой коррозии.The invention relates to methods for producing combined coatings for protection against oxidation at high temperatures of metals and alloys and can be used in mechanical engineering to protect turbine blades of aircraft gas turbine engines from gas corrosion.

Известны способы нанесения конденсационных, диффузионных и теплозащитных покрытий, применяемых для обеспечения работоспособности деталей машиностроения, полученных методом хромоалитирования в вакууме, электронно-лучевого напыления или плазменного осаждения на воздухе или в вакууме. Основными факторами, влияющими на долговечность теплозащитного покрытия, являются: жаростойкость металлического подслоя, структура и состав керамического слоя, соответствие коэффициентов термического расширения подслоя и керамики (см. Коломыцев П.Т. Газовая коррозия и прочность никелевых сплавов. М.: Металлургия, 1984 г. 215 с.).Known methods of applying condensation, diffusion and heat-protective coatings used to ensure the operability of mechanical engineering parts obtained by chromium-alloying in vacuum, electron-beam spraying or plasma deposition in air or in vacuum. The main factors affecting the durability of the heat-protective coating are: the heat resistance of the metal sublayer, the structure and composition of the ceramic layer, the correspondence of the coefficients of thermal expansion of the sublayer and ceramics (see P.T. Kolomytsev, Gas corrosion and strength of nickel alloys. M .: Metallurgy, 1984) . 215 s.).

Существенным недостатком диффузионных покрытий является их низкая стабильность и долговечность при высоких температурах. Теплозащитные покрытия характеризуются более низкой теплопроводностью, но растрескиваются и отслаиваются при теплосменах под действием термомеханических нагрузок (см. Абраимов Н.В., Елисеев Ю.С. Химико-термическая обработка жаропрочных сталей и сплавов. М.: Интермет Инжиниринг, 2001 г., 620 с).A significant disadvantage of diffusion coatings is their low stability and durability at high temperatures. Heat-protective coatings are characterized by a lower thermal conductivity, but they crack and peel off during heat changes under the influence of thermomechanical loads (see Abraimov N.V., Eliseev Yu.S. Chemical and thermal treatment of heat-resistant steels and alloys. M .: Intermet Engineering, 2001, 620 s).

Электронно-лучевые керамики на основе диоксида циркония имеют высокую кислородопроницаемость (см. Жук И.Н., Коломыцев П.Т., Семенов А.П. Исследование эффективности применения теплозащитных покрытий. Защитные покрытия. Научно-методические материалы. М. ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1994 г., стр. 106-111.).Electron-beam ceramics based on zirconium dioxide have high oxygen permeability (see Zhuk IN, Kolomytsev PT, Semenov AP Study of the effectiveness of the use of heat-protective coatings. Protective coatings. Scientific and methodological materials. M. VVIA im. N.E. Zhukovsky, 1994, pp. 106-111.).

Известен способ нанесения покрытия, включающий предварительную абразивно-жидкостную обработку, нанесение слоя жаростойкого покрытия из сплава на никелевой основе методом вакуум - плазменной технологии, нанесение второго слоя из сплава на основе алюминия, легированного никелем 13-16% и иттрием 1,5-1,8%, вакуумный отжиг и подготовку перед нанесением третьего керамического слоя из диоксида циркония стабилизированного 7-9% оксида иттрия (ZrO2 - 7Y2O3) и последующий вакуумный диффузионный и окислительный отжиг (патент на изобретение РФ №2078148). Покрытие, получаемое данным способом должно иметь толщину до 300 мкм, с целью получения достаточного теплоперепада по толщине покрытия, что приводит к снижению его служебных характеристик и не снижает кислородопроницаемости керамического слоя.A known method of coating, including preliminary abrasive-liquid processing, applying a layer of heat-resistant coating of an alloy on a nickel basis by vacuum-plasma technology, applying a second layer of an alloy based on aluminum, alloyed with 13-16% nickel and yttrium 1.5-1, 8%, vacuum annealing and preparation before applying the third ceramic layer of zirconium dioxide stabilized with 7-9% yttrium oxide (ZrO 2 - 7Y 2 O 3 ) and subsequent vacuum diffusion and oxidative annealing (RF patent No. 2078148). The coating obtained by this method should have a thickness of up to 300 microns, in order to obtain a sufficient heat drop over the thickness of the coating, which leads to a decrease in its service characteristics and does not reduce the oxygen permeability of the ceramic layer.

Известен способ нанесения покрытия на детали, работающих при высоких температурах, включающий предварительную обработку поверхности детали, нанесение первого слоя жаростойкого покрытия из сплава на основе никеля, нанесение второго слоя, содержащего алюминий. Затем проводят вакуумный диффузионный отжиг, подготовку поверхности под напыление третьего слоя покрытия из порошка ZrO2 - Yb2O3 или смеси порошков ZrO2 - Yb2O3 и ZrO2 - Y2O3 (патент на изобретение РФ №2280095, опубл. 20.07.2006 г., бюл. №20).A known method of coating parts operating at high temperatures, including pretreating the surface of the part, applying a first layer of a heat-resistant coating of a nickel-based alloy, applying a second layer containing aluminum. Then vacuum diffusion annealing is carried out, surface preparation for spraying the third layer of coating from powder ZrO 2 - Yb 2 O 3 or a mixture of powders ZrO 2 - Yb 2 O 3 and ZrO 2 - Y 2 O 3 (patent for invention of the Russian Federation No. 2280095, publ. July 20, 2006, bulletin No. 20).

Для нанесения покрытия используют порошок ZrO2 + (2-5)%Y2O3 + (3-4)%YbO3 (патент Японии 61-41757). Частичная замена в порошковой смеси иттрия на иттербий не повышает долговечность покрытия, а лишь снижает его стоимость.For coating, powder ZrO 2 + (2-5)% Y 2 O 3 + (3-4)% YbO 3 (Japanese patent 61-41757) is used. Partial substitution of yttrium for ytterbium in the powder mixture does not increase the durability of the coating, but only reduces its cost.

Известен способ получения эрозионностойких теплозащитных покрытий на основе композиции ZrO2+NiCr (патент на изобретение РФ №2283363, опубл. 10.09.2006 г., бюл. №25). В данном способе использование оксида кальция в качестве стабилизирующей добавки приводит к снижению теплостойкости композиции в целом, а введение порошка нихрома в порошки диоксида циркония повышают лишь эрозионную стойкость покрытия.A known method of producing erosion-resistant heat-shielding coatings based on the composition ZrO 2 + NiCr (patent for invention of the Russian Federation No. 2283363, publ. 09/10/2006, bull. No. 25). In this method, the use of calcium oxide as a stabilizing additive leads to a decrease in the heat resistance of the composition as a whole, and the introduction of nichrome powder into zirconium dioxide powders only increases the erosion resistance of the coating.

Известен способ нанесения комплексного покрытия на детали из сплавов на основе никеля включающий хромоалитирование в порошковой смеси, термовакуумную обработку с последующим силицированием для окончательного формирования покрытия (патент на изобретение РФ №2220774, опубл. 27.03.2008 г., бюл. №9). Данное покрытие имеет недостаточную жаростойкость и наиболее эффективно для защиты лопаток турбин ГТД при сульфидной коррозии.There is a method of applying a complex coating on parts made of nickel-based alloys including chromium-alloying in a powder mixture, thermal vacuum treatment followed by siliconizing for the final formation of the coating (patent for invention of the Russian Federation No. 2220774, publ. 03/27/2008, bull. No. 9). This coating has insufficient heat resistance and is most effective for protecting GTE turbine blades against sulfide corrosion.

Известны способы нанесения комбинированного теплозащитного покрытия на лопатки турбин ГТД и детали из жаропрочных сплавов включающие хромоалитирование в порошковой смеси, последующую термовакуумную обработку путем закалки, напыление слоя керамики ZrO2 - 8Y2O3 на детали из жаропрочных сплавов или лопатки турбин ГТД электронно-лучевым методом и последующего напыления электроннолучевым методом слоя толщиной 10-15 мкм [ZrO2-11Y2O3 - (12-25) Si] (патент на изобретение РФ №2402639, опубл. 27.10.2010 г., бюл. №30) или слоя [ZrO2-11Y2O3 - 40 Al2O3] (патент на изобретение РФ №2349679, опубл. 20.03.2009 г., бюл. №8) или слоя [ZrO2-11Y2O3 - (20-25) Al2O3-(10-12)Si-(5-8)Hf] (патент на изобретение РФ №2469129, опубл. 10.12.2012 г., бюл. №34) и диффузионного отжига для окончательного формирования структуры покрытия. Данные способы повышают долговечность лопаток турбин авиационных ГТД или деталей из жаропрочных сплавов за счет снижения пористости и кислородопроницаемости керамической составляющей покрытия и стойкость к сульфидной коррозии за счет вводимых в покрытие элементов.Known methods of applying a combined heat-shielding coating on turbine blades of gas turbine engines and parts made of heat-resistant alloys, including chromium-alloying in a powder mixture, subsequent thermal vacuum treatment by quenching, spraying a layer of ceramics ZrO 2 - 8Y 2 O 3 on parts made of heat-resistant alloys or turbine blades of gas turbine engines by the electron beam method and subsequent deposition by the electron beam method of a layer with a thickness of 10-15 microns [ZrO 2 -11Y 2 O 3 - (12-25) Si] (patent for invention of the Russian Federation No. 2402639, publ. 27.10.2010, bull. No. 30) or a layer [ZrO 2 -11Y 2 O 3 - 40 Al 2 O 3 ] (patent for invention of the Russian Federation No. 2349679, publ. 20.03.2009, bull. No. 8) or a layer [ZrO 2 -11Y 2 O 3 - (20- 25) Al 2 O 3 - (10-12) Si- (5-8) Hf] (patent for invention of the Russian Federation No. 2469129, publ. 10.12.2012, bul. No. 34) and diffusion annealing for the final formation of the coating structure ... These methods increase the durability of turbine blades of aircraft gas turbine engines or parts made of heat-resistant alloys by reducing the porosity and oxygen permeability of the ceramic component of the coating and resistance to sulfide corrosion due to the elements introduced into the coating.

Наиболее близким техническим решением является способ нанесения комбинированного жаростойкого покрытия на лопатки турбин, включающий хромоалитирование в порошковой смеси, термовакуумную обработку, после чего проводят электронно-лучевое напыление на входные кромки лопаток слоя керамики ZrO2 - 8Y2O3 и последующего отжига для окончательного формирования покрытия с переходом от структуры

Figure 00000001
фазы на входной кромке с переходом в
Figure 00000002
- фазу на остальных участках лопаток с концентрацией алюминия (16-18) % (см.патент на изобретение РФ №2272089, кл. С23С 28/00, опубл. 20.03.2006 г., бюл. №8), принятый за прототип.The closest technical solution is a method of applying a combined heat-resistant coating on turbine blades, including chromium-alloying in a powder mixture, thermal vacuum treatment, after which electron-beam spraying is carried out on the input edges of the blades of a layer of ceramics ZrO 2 - 8Y 2 O 3 and subsequent annealing for the final formation of the coating with the transition from structure
Figure 00000001
phase at the leading edge with a transition to
Figure 00000002
- the phase in the remaining sections of the blades with an aluminum concentration of (16-18)% (see patent for invention of the Russian Federation No. 2272089, class C23C 28/00, publ. 03/20/2006, bull. No. 8), taken as a prototype.

Покрытие используется для защиты наружной поверхности рабочих лопаток ГТД от высокотемпературного окисления, работающих при более высоких температурах (1000-1180)°С.The coating is used to protect the outer surface of GTE rotor blades from high-temperature oxidation operating at higher temperatures (1000-1180) ° C.

Покрытие имеет состав, толщину и структуру а, следовательно, и свойства, соответствующие условиям работы, профилю защищаемой детали.The coating has a composition, thickness and structure and, consequently, properties corresponding to the working conditions, the profile of the protected part.

Покрытие, получаемое таким образом, обладает недостаточной долговечностью при температурах (1150-1200)°С.The coating obtained in this way has insufficient durability at temperatures (1150-1200) ° C.

Это объясняется тем, что керамическая составляющая комбинированного покрытия, нанесенная электронно-лучевым методом, обладая высокой термостойкостью, имеет высокую кислородопроницаемость, обусловленную ее структурой столбчатого строения. При работе двигателя к сокращению долговечности покрытия приводят процессы образования солевых отложений на поверхности керамического слоя, заполнение отложениями солей пор и микротрещин, развитие химических реакций в структуре керамики. Эти реакции оказывают влияние на дестабилизацию диоксида циркония и вызывают образование неблагоприятного напряженного состояния в системе вследствие изменения фазового состава ZrO2, изменение пористости и проницаемости покрытия.This is due to the fact that the ceramic component of the combined coating, applied by the electron beam method, having high thermal stability, has a high oxygen permeability due to its columnar structure. When the engine is running, the processes of formation of salt deposits on the surface of the ceramic layer, filling of pores and microcracks with salt deposits, and the development of chemical reactions in the structure of ceramics lead to a reduction in the durability of the coating. These reactions affect the destabilization of zirconium dioxide and cause the formation of an unfavorable stress state in the system due to a change in the phase composition of ZrO 2 , a change in the porosity and permeability of the coating.

Структура

Figure 00000003
- фаз на остальных участках лопаток - спинке, корыте, выходной кромке с концентрацией алюминия (16-18) % обеспечивает термическую стойкость, но недостаточна долговечна при температурах (1150-1200)°С при интенсивных процессах окисления, протекающих на границе покрытия с окислительной средой и диффузионных процессах в системе покрытие - сплав.Structure
Figure 00000003
- phases in the remaining sections of the blades - back, trough, trailing edge with an aluminum concentration of (16-18)% provides thermal stability, but is not durable enough at temperatures (1150-1200) ° C with intensive oxidation processes occurring at the boundary of the coating with an oxidizing medium and diffusion processes in the coating - alloy system.

Технической задачей изобретения является увеличение рабочих температур лопаток турбин авиационных ГТД и повышение их долговечности за счет применения комбинированного жаростойкого покрытия.The technical objective of the invention is to increase the operating temperatures of the turbine blades of aircraft GTE and increase their durability due to the use of a combined heat-resistant coating.

Технический результат изобретения заключается в повышении долговечности и надежности лопаток турбин авиационных ГТД, работающих в условиях переменных термомеханических нагрузок и высокотемпературного окисления за счет нанесения комбинированного жаростойкого покрытия с изменяющимся в соответствии с условиями работы, составом и структурой по профилю защищаемой детали и пониженной кислородопроницаемостью керамической составляющей покрытия.The technical result of the invention is to increase the durability and reliability of turbine blades of aircraft gas-turbine engines operating under variable thermomechanical loads and high-temperature oxidation by applying a combined heat-resistant coating with varying in accordance with operating conditions, composition and structure along the profile of the protected part and reduced oxygen permeability of the ceramic component of the coating ...

Сущность изобретения заключается в том, что в способе нанесения комбинированного жаростойкого покрытия на лопатки турбин ГТД, включающем хромоалитирование в порошковой смеси, последующую термовакуумную обработку путем закалки, напыление слоя керамики ZrO2-8Y2O3 на входные кромки лопаток электронно-лучевым методом и отжиг для окончательного формирования структуры покрытия

Figure 00000004
фазы на входных кромках и переходящей в
Figure 00000005
- фазу на остальных участках лопатки с концентрацией алюминия (16-18)%, перед отжигом проводят низкотемпературное хромоалитирование в порошковой смеси на толщину 10-15 мкм, а в результате отжига формируется окончательная структура покрытия состоящей из
Figure 00000006
- фазы на входной кромке с концентрацией алюминия (24-25)%, переходящей в
Figure 00000007
- фазу с концентрацией алюминия (18-20)% на остальных участках лопатки.The essence of the invention lies in the fact that in the method of applying a combined heat-resistant coating on the blades of GTE turbines, including chromium-alloying in a powder mixture, subsequent thermal vacuum treatment by quenching, spraying a layer of ceramics ZrO 2 -8Y 2 O 3 on the input edges of the blades by the electron beam method and annealing for the final formation of the coating structure
Figure 00000004
phase at the input edges and passing into
Figure 00000005
- the phase in the remaining sections of the blade with an aluminum concentration of (16-18)%, before annealing, low-temperature chromium-alloying is carried out in a powder mixture to a thickness of 10-15 microns, and as a result of annealing, the final structure of the coating is formed, consisting of
Figure 00000006
- phases at the leading edge with an aluminum concentration of (24-25)%, passing into
Figure 00000007
- a phase with an aluminum concentration (18-20)% in the rest of the blade.

Технический результат достигается за счет нового действия в нанесении комбинированного жаростойкого покрытия на лопатки турбин ГТД, а именно: низкотемпературного хромоалитирования в порошковой смеси на толщину 10-15 мкм и формирования в результате отжига окончательной структуры покрытия состоящей из

Figure 00000008
фазы на входной кромке с концентрацией алюминия (24-25)%, переходящей в
Figure 00000009
- фазу с концентрацией алюминия (18-20)% на остальных участках лопатки.The technical result is achieved due to a new action in the application of a combined heat-resistant coating on the blades of GTE turbines, namely: low-temperature chromium alloying in a powder mixture to a thickness of 10-15 microns and the formation, as a result of annealing, of the final structure of the coating consisting of
Figure 00000008
phase at the leading edge with an aluminum concentration of (24-25)%, passing into
Figure 00000009
- a phase with an aluminum concentration (18-20)% in the rest of the blade.

Сопоставительный анализ заявляемого решения с прототипом показывает, что заявляемый способ существенно отличается от известного тем, что на покрытие состоящей из

Figure 00000010
- фазы на входной кромке переходящей в
Figure 00000011
- фазу на остальных участках лопатки Comparative analysis of the proposed solution with the prototype shows that the proposed method differs significantly from the known one in that the coating consists of
Figure 00000010
- phase at the input edge passing into
Figure 00000011
- phase in the rest of the blade

дополнительно наносят слой покрытия хромоалитированием в порошковой смеси повышая жаростойкость покрытия и снижая кислородопроницаемость керамической составляющей покрытия (таблица 1). Последующий диффузионный отжиг формирует окончательный состав, структуру и свойства комбинированного теплозащитного покрытия.additionally, a coating layer is applied by chromium-alloying in a powder mixture, increasing the heat resistance of the coating and reducing the oxygen permeability of the ceramic component of the coating (Table 1). Subsequent diffusion annealing forms the final composition, structure and properties of the combined heat-shielding coating.

Figure 00000012
Figure 00000012

На фиг. 1 приведена микроструктура поверхности керамического слоя (вид сбоку при 15° от горизонтали, увеличение 200).FIG. 1 shows the microstructure of the surface of the ceramic layer (side view at 15 ° from the horizontal, magnification 200).

На фиг. 2 приведена микроструктура хромоалитированного слоя -

Figure 00000013
фазы.FIG. 2 shows the microstructure of the chromium-alloyed layer -
Figure 00000013
phase.

На фиг. 3 приведена микроструктура поверхности керамического слоя после низкотемпературного хромоалитирования (увеличение 2000).FIG. 3 shows the microstructure of the surface of the ceramic layer after low-temperature chromium alloying (magnification 2000).

На фиг. 4 приведена зависимость числа циклов испытаний до появления первой трещины в покрытии от состава покрытия (цикл 1100↔20°С).FIG. 4 shows the dependence of the number of test cycles before the appearance of the first crack in the coating on the composition of the coating (cycle 1100 - 20 ° C).

На фиг. 5 приведена зависимость влияния состава слоя керамики на пластичность покрытия.FIG. 5 shows the dependence of the effect of the composition of the ceramic layer on the ductility of the coating.

Пример конкретного выполнения (оптимальный) Способ нанесения комбинированного жаростойкого покрытия реализован следующим способом. Покрытие наносят на лопатку турбины, изготовленную из никелевого сплава. Хромоалитирование в вакууме в порошковой смеси вели при температуре процесса, равной 1190°С, продолжительностью процесса 1 ч 20 мин. Толщина получаемого покрытия 50-60 мкм. Порошковая смесь содержит 13% алюминия, 37% хрома, 50% окиси алюминия. Затем лопатки турбины с покрытием подвергались термовакуумной обработке (ТВО) путем закалки - температура 1240°С, продолжительностью 1 ч 45 мин.An example of a specific implementation (optimal) The method of applying a combined heat-resistant coating is implemented in the following way. The coating is applied to a turbine blade made of a nickel alloy. Chromoalizing in a vacuum in a powder mixture was carried out at a process temperature of 1190 ° C, a process duration of 1 h and 20 min. The thickness of the resulting coating is 50-60 microns. The powder mixture contains 13% aluminum, 37% chromium, 50% alumina. Then, the coated turbine blades were subjected to thermal vacuum treatment (TVO) by quenching at a temperature of 1240 ° C for 1 h 45 min.

На входные кромки лопаток на промышленной установке УЭ-175 электронно-лучевым методом дополнительно наносили слой системы ZrO2-8Y2O3 столбчатой структуры. Толщина керамического слоя составляет 40-45 мкм. Повторное хромоалитирование лопаток турбин вели в порошковой смеси содержащей 13% алюминия, 37% хрома, 50% окиси алюминия при температуре 1050-1080°С на толщину 10-15 мкм. В процессе последующего диффузионного отжига при температуре 850°С и продолжительности 32 часа формируется окончательный состав покрытия состоящей из β-(ZrO2-8Y2O3)

Figure 00000014
- фазы на входной кромке с концентрацией алюминия (24-25)%, переходящей в
Figure 00000015
- фазу с концентрацией алюминия (18-20)% на остальных участках лопатки. An additional layer of the system ZrO 2 -8Y 2 O 3 of a columnar structure was applied to the leading edges of the blades on an UE-175 industrial installation by the electron-beam method. The thickness of the ceramic layer is 40-45 microns. The repeated chromium-alloying of turbine blades was carried out in a powder mixture containing 13% aluminum, 37% chromium, 50% alumina at a temperature of 1050-1080 ° C to a thickness of 10-15 microns. In the process of subsequent diffusion annealing at a temperature of 850 ° C and a duration of 32 hours, the final composition of the coating is formed consisting of β- (ZrO 2 -8Y 2 O 3 )
Figure 00000014
- phases at the leading edge with an aluminum concentration of (24-25)%, passing into
Figure 00000015
- a phase with an aluminum concentration (18-20)% in the rest of the blade.

Данные по толщинам слоев покрытия определяли на оптическом микроскопе «Neophot-21». Химический состав определялся микрорентгеноспектральным способом на электронном микроскопе «Stereoscan -S-600» с микроанализатором «Link». Состояние покрытий при испытаниях контролировали ЛЮМ-1-ОВ методом.The data on the thicknesses of the coating layers were determined using an optical microscope "Neophot-21". The chemical composition was determined by X-ray microscopy on a Stereoscan-S-600 electron microscope with a Link microanalyzer. The state of the coatings during the tests was monitored by the LUM-1-OV method.

Использование способа наиболее эффективно для защиты от высокотемпературного окисления рабочих лопаток турбин в связи с их высокой стоимостью и решающим влиянием их ресурса на ресурс ГТД в целом.The use of the method is most effective for protection against high-temperature oxidation of turbine rotor blades due to their high cost and the decisive influence of their resource on the GTE resource as a whole.

Claims (1)

Способ нанесения жаростойкого покрытия на лопатки турбин газотурбинного двигателя, включающий хромоалитирование, последующую термовакуумную обработку путем закалки, напыление слоя керамики ZrO2-8Y2O3 на входные кромки лопаток электронно-лучевым методом и отжиг, отличающийся тем, что хромоалитирование проводят при температуре 1190°С и времени выдержки 1 ч 20 мин, слой керамики ZrO2-8Y2O3 напыляют толщиной 40-45 мкм, перед отжигом проводят низкотемпературное хромоалитирование при температуре 1050-1080°С на толщину 10-15 мкм, а отжиг осуществляют при температуре 850°С в течение 32 ч с формированием структуры покрытия, состоящей из β-( ZrO2-8Y2O3)-β+γ' - фазы на входной кромке, переходящей в β+γ' - фазу на остальных участках лопатки.A method of applying a heat-resistant coating on turbine blades of a gas turbine engine, including chromium alloying , subsequent thermal vacuum treatment by quenching, spraying a layer of ZrO 2 -8Y 2 O 3 ceramics on the leading edges of the blades by an electron beam method and annealing, characterized in that chromium alloying is carried out at a temperature of 1190 ° With and a holding time of 1 h 20 min, a layer of ceramics ZrO 2 -8Y 2 O 3 is sprayed with a thickness of 40-45 microns, before annealing, low-temperature chromoalloying is carried out at a temperature of 1050-1080 ° C to a thickness of 10-15 microns, and annealing is carried out at a temperature of 850 ° C for 32 h with the formation of the coating structure, consisting of the β- (ZrO 2 -8Y 2 O 3 ) -β + γ '- phase at the leading edge, passing into the β + γ' - phase in the remaining parts of the blade.
RU2020134476A 2020-10-20 2020-10-20 Method for applying combined heat-resistant coating to turbine blades of gte RU2755131C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020134476A RU2755131C1 (en) 2020-10-20 2020-10-20 Method for applying combined heat-resistant coating to turbine blades of gte

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020134476A RU2755131C1 (en) 2020-10-20 2020-10-20 Method for applying combined heat-resistant coating to turbine blades of gte

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2755131C1 true RU2755131C1 (en) 2021-09-13

Family

ID=77745488

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020134476A RU2755131C1 (en) 2020-10-20 2020-10-20 Method for applying combined heat-resistant coating to turbine blades of gte

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2755131C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6210812B1 (en) * 1999-05-03 2001-04-03 General Electric Company Thermal barrier coating system
US6228513B1 (en) * 1997-09-25 2001-05-08 Societe Nationale d'Etude et de Construction de Moteurs d'Aviation “SNECMA” Method of improving oxidation and corrosion resistance of a superalloy article, and a superalloy article obtained by the method
RU2272089C1 (en) * 2004-06-07 2006-03-20 Владимир Петрович Панков Method of deposition of the combined hot-resistant coating on the turbine blades
RU2349679C1 (en) * 2007-05-23 2009-03-20 Владимир Петрович Панков Method of combination heat-resistant coating on turbine blades of gas-turbine engine
RU2402639C1 (en) * 2009-04-01 2010-10-27 Общество с ограниченной ответственностью Научно-производственное предприятие "Эверест-124" Procedure for application of combined heat insulated coating on parts out of heat resistant alloys

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6228513B1 (en) * 1997-09-25 2001-05-08 Societe Nationale d'Etude et de Construction de Moteurs d'Aviation “SNECMA” Method of improving oxidation and corrosion resistance of a superalloy article, and a superalloy article obtained by the method
US6210812B1 (en) * 1999-05-03 2001-04-03 General Electric Company Thermal barrier coating system
RU2272089C1 (en) * 2004-06-07 2006-03-20 Владимир Петрович Панков Method of deposition of the combined hot-resistant coating on the turbine blades
RU2349679C1 (en) * 2007-05-23 2009-03-20 Владимир Петрович Панков Method of combination heat-resistant coating on turbine blades of gas-turbine engine
RU2402639C1 (en) * 2009-04-01 2010-10-27 Общество с ограниченной ответственностью Научно-производственное предприятие "Эверест-124" Procedure for application of combined heat insulated coating on parts out of heat resistant alloys

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4916022A (en) Titania doped ceramic thermal barrier coatings
US5981088A (en) Thermal barrier coating system
US5015502A (en) Ceramic thermal barrier coating with alumina interlayer
US4880614A (en) Ceramic thermal barrier coating with alumina interlayer
US7326441B2 (en) Coating systems containing beta phase and gamma-prime phase nickel aluminide
DE60004930T2 (en) Ceramic and super alloy items
EP1784517B1 (en) HIGH-TEMPERATURE COATINGS AND BULK -Ni+ '-Ni3Al ALLOYS MODIFIED WITH PT GROUP METALS HAVING HOT-CORROSION RESISTANCE
JP5437573B2 (en) Alloy compositions and articles containing the same
JP7174811B2 (en) high temperature parts
JP5554892B2 (en) Ni-base superalloy having a coating system containing a stabilizing layer
JP2008095191A (en) Method for forming thermal barrier coating
US11492692B2 (en) Thermal barrier coating with high corrosion resistance
RU2375499C2 (en) Method of producing multi-layer heat protecting coating on parts out of heat resistant alloys
RU2667191C1 (en) Method of producing titanium alloy multilayer protective coating of turbomachine blades
RU2755131C1 (en) Method for applying combined heat-resistant coating to turbine blades of gte
RU2402639C1 (en) Procedure for application of combined heat insulated coating on parts out of heat resistant alloys
RU2165475C2 (en) Method of protection of steel machine components from salt attack
RU2349679C1 (en) Method of combination heat-resistant coating on turbine blades of gas-turbine engine
JP2007239101A (en) Bond coating process for thermal barrier coating
JP5164250B2 (en) Thermal barrier coating member and manufacturing method thereof
RU2469129C1 (en) Application method of combined thermal protective coating to part from heat-resistant alloys
EP3192885B1 (en) Internally cooled ni-base superalloy component with spallation-resistant tbc system
RU2272089C1 (en) Method of deposition of the combined hot-resistant coating on the turbine blades
WO2013061945A1 (en) Heat-resistant alloy member and method for producing same
RU2688417C1 (en) Method for application of heat-resistant coating on turbine blades of high-load engine