RU2759941C2 - Турбинная деталь из жаропрочного сплава и соответствующий способ изготовления - Google Patents

Турбинная деталь из жаропрочного сплава и соответствующий способ изготовления Download PDF

Info

Publication number
RU2759941C2
RU2759941C2 RU2019134637A RU2019134637A RU2759941C2 RU 2759941 C2 RU2759941 C2 RU 2759941C2 RU 2019134637 A RU2019134637 A RU 2019134637A RU 2019134637 A RU2019134637 A RU 2019134637A RU 2759941 C2 RU2759941 C2 RU 2759941C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
elementary layer
elementary
aluminum
substrate
average atomic
Prior art date
Application number
RU2019134637A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2019134637A3 (ru
RU2019134637A (ru
Inventor
Амар САБУНДЖИ
Виржини ЖАКЕ
Original Assignee
Сафран
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 filed Critical Сафран
Publication of RU2019134637A publication Critical patent/RU2019134637A/ru
Publication of RU2019134637A3 publication Critical patent/RU2019134637A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2759941C2 publication Critical patent/RU2759941C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • 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
    • C23C14/02—Pretreatment of the material to be coated
    • C23C14/027—Graded interfaces
    • 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
    • C23C14/14—Metallic material, boron or silicon
    • C23C14/16—Metallic material, boron or silicon on metallic substrates or on substrates of boron or silicon
    • 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
    • C23C28/02—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 only coatings only including layers of metallic 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
    • 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
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/34—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates
    • C23C28/345—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer
    • C23C28/3455—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer with a refractory ceramic layer, e.g. refractory metal oxide, ZrO2, rare earth oxides or a thermal barrier system comprising at least one refractory oxide layer
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • 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
    • C23C28/36—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including layers graded in composition or physical properties
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C30/00—Coating with metallic material characterised only by the composition of the metallic material, i.e. not characterised by the coating process
    • 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
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/132—Chromium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/14—Noble metals, i.e. Ag, Au, platinum group metals
    • F05D2300/143—Platinum group metals, i.e. Os, Ir, Pt, Ru, Rh, Pd
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/175—Superalloys
    • 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
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/22—Non-oxide ceramics
    • F05D2300/228—Nitrides
    • F05D2300/2281—Nitrides of aluminium
    • 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
    • F05D2300/607—Monocrystallinity

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
  • Physical Vapour Deposition (AREA)

Abstract

Изобретение относится к группе изобретений, содержащей деталь турбины и способ изготовления детали турбины. Деталь турбины содержит подложку из монокристаллического жаропрочного сплава на основе никеля и металлический подслой, покрывающий подложку. Подслой содержит по меньшей мере два элементарных слоя, включая первый элементарный слой и второй элементарный слой. Первый элементарный слой расположен между подложкой и вторым элементарным слоем. Каждый элементарный слой выполнен из жаропрочного сплава на основе никеля или сплава на основе никеля и содержит фазу γ'Ni3Al. Средняя атомная доля алюминия во втором элементарном слое превышает среднюю атомную долю алюминия в первом элементарном слое. Способ изготовления детали турбины, содержащий следующие этапы, на которых на упомянутую подложку наносят первый элементарный слой, выполненный из жаропрочного сплава на основе никеля или сплава на основе никеля и содержащий фазу γ'Ni3Al, а также, возможно, фазу γ-Ni, и имеющий среднюю атомную долю алюминия х1. На указанный первый элементарный слой наносят второй элементарный слой, выполненный из жаропрочного сплава на основе никеля или сплава на основе никеля и содержащий фазу γ'Ni3Al, а также, возможно, фазу γ-Ni, и имеющий среднюю атомную долю алюминия х2, превышающую х1. Обеспечивается эффективная защита детали турбины из жаропрочного сплава от окисления и от коррозии, при этом деталь имеет более продолжительный срок службы, чем с известными металлическими подслоями. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил., 2 табл.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к используемой в авиации детали турбины, такой, например, как лопатка турбины или лопатка направляющего аппарата.
Уровень техники
В турбореактивном двигателе отработавшие газы, производимые камерой сгорания, могут достигать высоких температур, превышающих 1200°С и даже 1600°С. Детали турбореактивного двигателя, входящие в контакт с отработавшими газами, например, такие как турбинные лопатки, должны сохранять свои механические свойства при этих повышенных температурах.
Для этого, как известно, некоторые детали турбореактивного двигателя изготавливают из «жаропрочного» сплава. Жаропрочные сплавы образуют семейство высокопрочных металлических сплавов, которые могут работать при температурах, относительно близких к их точкам плавления (как правило, составляющих 0,7-0,8 от их температур плавления).
Чтобы повысить тепловое сопротивление этих жаропрочных сплавов и предохранить их от окисления и коррозии, как известно, на них наносят покрытие, выполняющее роль теплового барьера.
На фиг. 1 схематично показано сечение турбинной детали 1, например, лопатки 6 турбины или лопатки направляющего аппарата. Деталь 1 содержит подложку 2 из монокристаллического металлического жаропрочного сплава, покрытую тепловым барьером 10.
На фиг. 2 схематично показано сечение части теплового барьера турбинной детали 1, покрывающего подложку. Тепловой барьер содержит металлический подслой 3, защитный слой 4 и теплоизоляционный слой 9. Металлический подслой 3 покрывает подложку 2 из металлического жаропрочного сплава. Металлический подслой 3, в свою очередь, покрыт защитным слоем 4, образовавшимся при окислении металлического подслоя 3. Защитный слой 4 позволяет предохранить подложку из жаропрочного сплава от коррозии и/или окисления. Теплоизоляционный слой 9 покрывает защитный слой 4. Теплоизоляционный слой может быть выполнен из керамики, например, из стабилизированного иттрием диоксида циркония.
Металлический подслой 3 обеспечивает соединение между поверхностью подложки и защитным слоем: металлический подслой иногда называют «связующим подслоем». Существует два больших семейства металлических подслоев.
Первое семейство металлических подслоев объединяет подслои на основе простого алюминида никеля β-NiAl или модифицированного платиной алюминида никеля β-NiAlPt.
В случае подслоя из простого или модифицированного платиной алюминида никеля (β-NiAl или β-NiAlPt) содержание алюминия (35-45 ат.%) в подслое является достаточным, чтобы сформировать исключительно защитный слой оксида алюминия (Al2O3), обеспечивающий защиту подложки из жаропрочного сплава против окисления и коррозии.
Однако, когда на деталь действуют высокие температуры, разность содержания никеля и особенно алюминия между подложкой из жаропрочного сплава и металлическим подслоем приводит к диффузии никеля в подслой и к диффузии алюминия в жаропрочный слав (явление называется «взаимной диффузией»).
Кроме того, алюминий расходуется также для формирования защитного слоя оксида алюминия.
Эти явления приводят к преждевременному обеднению алюминием подслоя, что способствует фазовым превращениям в подслое (β-NiAl → γ’Ni3Al - мартенситное превращение). Эти превращения становятся причиной образования трещин в подслое и отслаивания слоя оксида алюминия.
Кроме того, диффузия некоторых элементов жаропрочного сплава, таких как титан, или некоторых примесей, таких как сера, приводит к ухудшению сцепления слоя оксида алюминия.
Наконец, взаимная диффузия может привести к образованию зон вторичной реакции (называемых “SRZ” или “Secondary Reaction Zone” на английском языке), которые являются причиной сильного снижения механических свойств (текучесть, усталость) покрытого жаропрочного сплава.
Так, взаимная диффузия между подложкой из жаропрочного сплава и подслоем может иметь серьезные последствия для срока службы детали из жаропрочного сплава.
Второе семейство металлических подслоев объединяет подслои на основе простых или модифицированных платиной γ-(Ni)+γ’-(Ni3Al).
Преимуществом этих подслоев является возможность ограничения отрицательных последствий взаимной диффузии и, следовательно, повышения срока службы жаропрочных сплавов с покрытием.
Действительно, эти подслои имеют химический состав, близкий к химическому составу жаропрочных сплавов, что позволяет им противостоять явлениям взаимной диффузии при высокой температуре и ограничивать явления образования волнистости на поверхности (или rumpling на английском языке), которые повреждают тепловой барьер.
Благодаря химическому составу, близкому к химическому составу жаропрочных сплавов, эти подслои ограничивают также образование зон вторичной реакции (SRZ).
С другой стороны, недостатком этих подслоев является низкое содержание в них алюминия (15-20 ат.%), которое не позволяет им образовать защитный слой из оксида алюминия, способный сохраняться в течение всего срока службы турбореактивного двигателя. Во время работы турбины защитный слой 4 может отслаиваться и/или разрушаться: при этом подслой 3 окисляется, образуя новый защитный слой 4 или новую часть защитного слоя 4. Металлический подслой 3 представляет собой резерв алюминия, обеспечивающий образование оксида алюминия на поверхности: во время уменьшения, например, до истощения, количества алюминия, находящегося в металлическом подслое 3, новый защитный слой 4 больше не может сформироваться. Отслаивание защитного слоя наблюдается, например, после двухсот часов работы.
Таким образом, в конечном итоге металлические подслои этих типов могут иметь характеристики стойкости к окислению и к коррозии, намного более низкие, чем характеристики металлических подслоев типа β-NiAlPt.
Раскрытие сущности изобретения
Задача изобретения состоит в разработке решения эффективной защиты детали турбины из жаропрочного сплава от окисления и от коррозии, которая имеет более продолжительный срок службы, чем с известными металлическими подслоями.
Эта задача решается в рамках настоящего изобретения, благодаря реализации детали турбины, содержащей:
- подложку из монокристаллического жаропрочного сплава на основе никеля, и
- металлический подслой, покрывающий подложку,
согласно изобретению, подслой содержит по меньшей мере два элементарных слоя, включая первый элементарный слой и второй элементарный слой, при этом первый элементарный слой расположен между подложкой и вторым элементарным слоем, при этом каждый элементарный слой содержит фазу γ’Ni3Al, при этом средняя атомная доля алюминия во втором элементарном слое строго превышает среднюю атомную долю алюминия в первом элементарном слое.
Поскольку металлический подслой состоит из нескольких элементарных слоев, можно постепенно менять концентрацию алюминия от одного элементарного слоя к другому, чтобы ограничить явления взаимной диффузии между двумя элементарными слоями.
Кроме того, концентрацию алюминия во втором элементарном слое можно выбрать таким образом, чтобы получить защитный слой из оксида алюминия, срок службы которого превышает срок службы известных металлических подслоев из второго семейства.
Предпочтительно изобретение можно дополнить следующими отличительными признаками, рассматриваемыми отдельно или в любой из их технических возможных комбинаций:
- по меньшей мере один элементарный слой содержит фазу γ-Ni;
- средняя атомная доля алюминия в первом элементарном слое строго превышает среднюю атомную долю алюминия в подложке;
- первый элементарный слой содержит фазу γ’Ni3Al и фазу γ-Ni, и металлический подслой содержит по меньшей мере один другой элементарный слой, содержащий только фазу γ-Ni;
- металлический подслой содержит множество элементарных слоев, при этом каждый элементарный слой содержит фазу γ’Ni3Al, а также, возможно, фазу γ-Ni, и средняя атомная доля алюминия элементарных слоев увеличивается по мере удаления от подложки;
- средняя атомная доля алюминия в элементарном слое, наиболее удаленном от подложки, составляет от 0,22 до 0,35;
- средняя атомная доля алюминия в элементарном слое, ближайшем к подложке, меньше 0,2;
- разность между средней атомной долей алюминия в подложке и средней атомной долей алюминия в элементарном слое, ближайшем к подложке, меньше 0,08;
- разность между средней атомной долей алюминия двух последовательных элементарных слоев меньше 0,06;
- каждый элементарный слой содержит по меньшей мере одну добавку, выбранную среди хрома и гафния, и средняя атомная доля добавки в элементарных слоях увеличивается по мере удаления от подложки;
- каждый элементарный слой содержит гафний, и разность между средней атомной долей гафния двух последовательных элементарных слоев меньше 0,001;
- средняя атомная доля гафния в элементарном слое, наиболее удаленном от подложки, меньше 0,03, и средняя атомная доля гафния в элементарном слое, ближайшем к подложке, превышает 0,0005.
Эта задача достигается также в рамках настоящего изобретения, благодаря способу изготовления детали турбины, содержащему следующие этапы, на которых:
- наносят первый элементарный слой, который содержит фазу γ’Ni3Al, а также, возможно, фазу γ-Ni и имеет среднюю атомную долю алюминия х1, на подложку из монокристаллического жаропрочного сплава на основе никеля;
- на первый элементарный слой наносят второй элементарный слой, который содержит фазу γ’Ni3Al, а также, возможно, фазу γ-Ni и имеет среднюю атомную долю алюминия х2, строго превышающую х1.
Первый элементарный слой может иметь среднюю атомную долю алюминия х1, строго превышающую среднюю атомную долю алюминия х0 жаропрочного сплава на основе никеля подложки.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве иллюстративного и неограничивающего примера со ссылками на прилагаемые фигуры, на которых:
на фиг. 1 схематично показана деталь турбины, например, лопатки турбины или лопатки направляющего аппарата, вид в сечении;
на фиг. 2 схематично показана часть теплового барьера детали турбины;
на фиг. 3 схематично показана подложка 3, покрытая подслоем согласно варианту осуществления изобретения, вид в сечении;
на фиг. 4 представлена схема осуществления способа изготовления детали 1 турбины.
Определения
Термином «жаропрочный сплав» обозначают многокомпонентный сплав, который при высокой температуре и при высоком давлении обладает очень хорошей стойкостью к окислению, к коррозии, к текучести и к циклическим напряжениям (в частности, механическим или термическим). Жаропрочные сплавы находят применение для изготовления деталей, используемых в авиации, например, деталей турбины, так как они входят в семейство высокопрочных сплавов, которые могут работать при температурах, относительно близких к их точкам плавления (как правило, 0,7-0,8 температур их плавления).
Жаропрочный сплав имеет двухфазную микроструктуру, включающую в себя первую фазу (называемую фазой «γ»), образующую матрицу, и вторую фазу (называемую фазой «γ’»), образующую выделения, затвердевающие в матрице.
«Основа» жаропрочного сплава обозначает главный металлический компонент матрицы. В большинстве случаев жаропрочные сплавы содержат основу железа, кобальта или никеля, а также иногда основу титана или алюминия.
Преимуществом «жаропрочных сплавов на основе никеля» является обеспечение хорошего компромисса между стойкостью к коррозии, сопротивлением разрыву при высокой температуре и весом, что позволяет применять их в наиболее горячих частях турбореактивных двигателей.
Жаропрочные сплавы на основе никеля включают в себя фазу γ (или матрицу) типа аустенитной фазы с кубической гранецентрированной решеткой γ-Ni, возможно, содержащую добавки в виде твердого замещающего раствора α (Co, Cr, W, Mo), и фазу γ’ (или выделения) типа γ’Ni3X, где X=Al, Ti или Ta. Фаза γ’ имеет упорядоченную структуру L12, производную от кубической гранецентрированной структуры, когерентную с матрицей, то есть имеющую атомную решетку, очень близкую к атомной решетке этой матрицы.
С учетом своей упорядоченности фаза γ’ отличается свойством механической прочности, которая повышается по мере увеличения температуры примерно до 800°С. Очень сильная когерентность между фазами γ и γ’ придает очень высокую механическую прочность в горячем состоянии жаропрочным сплавам на основе никеля, которая, в свою очередь, зависит от соотношения γ/γ’ и от размера затвердевающих выделений.
Так, жаропрочные сплавы на основе никеля, как правило, имеют высокую механическую прочность до 700°С, затем механическая прочность значительно понижается при температуре сверх 800°С.
Выражение «атомная доля» обозначает концентрацию. Все значения концентрации выражены в атомных процентах концентрации (ат.%).
Осуществление изобретения
Показанная на фиг. 3 подложка 2 покрыта тепловым барьером.
Элементы, показанные на фиг. 3, могут представлять собой элементы лопатки турбины, лопатки направляющего аппарата или любой другой элемент, часть или деталь турбины.
Подложка 2 выполнена из жаропрочного сплава на основе никеля.
Тепловой барьер содержит металлический подслой 3, защитный слой 4 и теплоизоляционный слой (на фиг. 3 не показан).
Подложка 2 покрыта металлическим подслоем 3, который, в свою очередь, покрыт защитным слоем 4.
Согласно отличительному признаку изобретения, металлический подслой 3 содержит по меньшей мере два элементарных слоя 5. На фиг. 3 представлен вариант осуществления, в котором подслой 3 содержит четыре элементарных слоя 5.
Как правило, граница раздела или границы раздела между элементарными слоями 5 ограничивают или предупреждают диффузию металла и/или кислорода при высокой температуре между элементарными слоями и, следовательно, ограничивают или предупреждают явление взаимной диффузии.
В частности, подслой 3 содержит первый элементарный слой 7 и второй элементарный слой 8. Первый элементарный слой 7 расположен между подложкой 2 и вторым элементарным слоем 8. Как правило, средняя атомная доля алюминия во втором элементарном слое 8 строго превышает среднюю атомную долю алюминия в первом элементарном слое 7.
Таким образом, в подслое 3 можно создавать градиент атомной доли алюминия.
Как правило, каждый элементарный слой содержит фазу γ’Ni3Al, а также, возможно, фазу γ-Ni.
Согласно отличительному признаку изобретения, первый элементарный слой содержит фазу γ’Ni3Al и фазу γ-Ni, а другой элементарный слой содержит только фазу γ-Ni. Предпочтительно множество элементарных слоев содержит фазу γ’Ni3Al и фазу γ-Ni, и множество элементарных слоев содержит только фазу γ-Ni. Средняя атомная доля алюминия элементарных слоев увеличивается по мере удаления от подложки; иначе говоря, в подслое 3 можно создавать положительный градиент атомной доли алюминия в направлении от подложки к защитному слою 4.
Этот признак одновременно приводит к двум эффектам:
- средняя атомная доля алюминия элементарного слоя 5, наиболее удаленного от подложки, является достаточной для формирования исключительно защитного слоя 4 оксида алюминия, чтобы предохранять основу 2 из жаропрочного сплава от окисления и коррозии, и
- средняя атомная доля алюминия элементарного слоя 7, ближайшего к подложке, является достаточно низкой, чтобы ограничивать диффузию алюминия из элементарного слоя 7 (то есть элементарного слоя, входящего в контакт с подложкой 2) в сторону подложки 2.
Средняя атомная доля алюминия элементарного слоя, наиболее удаленного от подложки (то есть элементарного слоя, обеспечивающего формирование защитного слоя 4), может составлять от 0,22 до 0,35 и предпочтительно от 0,25 до 0,3.
Таким образом, защитный слой, образованный исключительно защитным оксидом алюминия, может быть выполнен на подслое 3, чтобы защищать жаропрочный сплав от окисления и коррозии.
Средняя атомная доля алюминия элементарного слоя 5, ближайшего к подложке, может быть меньше 0,2 и предпочтительно может составлять от 0,15 до 0,2. Предпочтительно средняя атомная доля алюминия в первом элементарном слое строго превышает среднюю атомную долю алюминия в подложке. Разность между средней атомной долей алюминия подложки и средней атомной долей алюминия ближайшего к подложке элементарного слоя так же может быть меньше 0,08 и предпочтительно меньше 0,06.
Это позволяет ограничить и даже исключить диффузию алюминия в подложку.
Согласно другому отличительному признаку изобретения, разность средней атомной доли алюминия между двумя последовательными элементарными слоями 5 является ограниченной. Предпочтительно она может быть меньше 0,06. Таким образом, диффузия алюминия между двумя последовательными элементарными слоями 5 может быть ограничена и даже исключена. Действительно, чем ближе по значению средняя атомная доля алюминия между двумя элементарными слоями, тем меньше диффузия алюминия между этими двумя слоями.
В таблице 1 показаны аллотропическая фаза, атомная фракция алюминия xj и толщина каждого j-ого элементарного слоя 5 согласно варианту осуществления изобретения, при этом j составляет от 1 до m, где m является натуральным целым числом, обозначающим общее число элементарных слоев, образующих металлический подслой 3.
Таблица 1
Фаза Средняя атомная доля Al (ат.%) Толщина (мкм)
m-й элементарный слой γ’ xm=xm-1+(от 2 до 4) от 1 до 5
… … … …
(n+2)-й элементарный слой γ’ xn+2=xn+1+(от 2 до 4) от 1 до 5
(n+1)-й элементарный слой γ’ xn+1=xn+(от 2 до 4) от 1 до 5
n-й элементарный слой γ/γ’ xn=xn-1+(от 2 до 4) от 1 до 5
… … … …
3-й элементарный слой γ/γ’ x3=x2+(от 2 до 4) от 1 до 5
2-й элементарный слой γ/γ’ x2=x1+(от 2 до 4) от 1 до 5
1-й элементарный слой γ/γ’ x1=x0+(от 2 до 4) от 1 до 5
Подложка γ/γ’ x0
Кроме никеля Ni и алюминия Al, каждый элементарный слой может содержать другие химические элементы или добавки, такие как хром Cr и гафний Hf. В варианте осуществления, соответствующем таблице 1, не показанные средние атомные доли Cr и Hf являются одинаковыми между разными элементарными слоями. С другой стороны, средняя атомная доля алюминия элементарного слоя возрастает, то есть увеличивается по мере удаления элементарного слоя 5 от подложки. Соответственно средняя атомная доля никеля сокращается, то есть уменьшается по мере удаления элементарного слоя 5 от подложки.
В таблице 2 показаны аллотропическая фаза, атомная фракция алюминия xj и толщина каждого j-ого элементарного слоя 5 согласно примеру, который соответствует использованию жаропрочного сплава АМ1 и в котором m = 7.
Таблица 2
Фаза Средняя атомная доля Al (ат.%) Толщина (мкм)
7-й элементарный слой γ’ х7= от 26 до 28 от 1 до 5
6-й элементарный слой γ’ х6= от 24 до 26 от 1 до 5
5-й элементарный слой γ’ х5= от 22 до 24 от 1 до 5
4-й элементарный слой γ/γ’ х4= от 20 до 22 от 1 до 5
3-й элементарный слой γ/γ’ x3= от 18 до 20 от 1 до 5
2-й элементарный слой γ/γ’ x2= от 16 до 18 от 1 до 5
1-й элементарный слой γ/γ’ x1= от 14 до 16 от 1 до 5
Подложка АМ1 γ/γ’ x0 = 12
Как правило, толщина каждого элементарного слоя составляет от 100 нм до 20 мкм.
Согласно варианту осуществления изобретения, в подслое 3 создается градиент средней атомной доли хрома и/или гафния. Каждый из элементарных слоев 5 содержит по меньшей мере одну добавку, выбранную среди хрома и/или гафния, и средняя атомная доля хрома и/или гафния каждого элементарного слоя возрастает, то есть увеличивается по мере удаления от подложки.
Таким образом, взаимная диффузия хрома и/или гафния от одного элементарного слоя 5 к другому ограничена и даже исключена.
Согласно отличительному признаку изобретения, разность средней атомной доли гафния между двумя последовательными элементарными слоями предпочтительно меньше 2×10-4 и еще предпочтительнее - меньше 10-4. Средняя атомная доля гафния элементарного слоя 5, ближайшего к подложке, предпочтительно меньше 10×10-4 и еще предпочтительнее - меньше 5×10-4. Средняя атомная доля гафния элементарного слоя 5, ближайшего к защитному слою 4, предпочтительно составляет от 0,005 до 0,03 и еще предпочтительнее составляет от 0,01 до 0,02.
Согласно варианту осуществления изобретения, в котором в подслое получают градиент хрома, разность средней атомной доли хрома между двумя последовательными элементарными слоями предпочтительно составляет от 0,001 до 0,02 и еще предпочтительнее составляет от 0,005 до 0,01. Средняя атомная доля хрома элементарного слоя 5, ближайшего к подложке, предпочтительно меньше 0,07. Средняя атомная доля хрома элементарного слоя 5, ближайшего к защитному слою 4, предпочтительно превышает 0,1.
На фиг. 4 представлена схема этапов способа изготовления детали 1 турбины. Такой способ содержит по меньшей мере два этапа:
- на первом этапе на основу из металлического монокристаллического жаропрочного сплава на основе никеля наносят первый элементарный слой 7. Первый нанесенный элементарный слой содержит фазу γ’Ni3Al, а также, возможно, фазу γ-Ni. Первый слой наносят с контролируемой атомной долей алюминия х1. Материалом первого элементарного слоя может быть металлический сплав или жаропрочный сплав на основе никеля. Предпочтительно средняя доля алюминия х1 строго превышает среднюю долю алюминия х0 в подложке 2;
- на втором этапе на первый элементарный слой 7 наносят второй элементарный слой 8. Второй нанесенный элементарный слой 8 содержит фазу γ’Ni3Al, а также, возможно, фазу γ-Ni. Средняя атомная доля х2 во втором нанесенном элементарном слое 8 строго превышает х1.
Этапы повторяют для нанесения числа m элементарных слоев таким образом, чтобы последний нанесенный элементарный слой 5 имел заранее определенную среднюю атомную долю. Заранее определенная средняя атомная доля составляет от 0,22 до 0,35.
Различные элементарные слои 5 подслоя 3 могут быть нанесены физически из паровой фазы (способ PVD, что является сокращением от английского термина Physical Vapor Deposition). Для изготовления элементарного слоя 5 можно применять различные методы PVD, такие как катодное напыление, испарение за счет эффекта Джоуля, лазерная абляция и физическое электронно-лучевое осаждение из паровой фазы.
Чтобы точно контролировать атомные доли каждого элемента в каждом их последовательных элементарных слоев 5, можно применять два разных метода:
- можно последовательно (то есть одну за другой) использовать несколько мишеней из материалов, используя одну мишень для нанесения одного элементарного слоя. Каждая мишень содержит один материал, химический состав которого является химическим составом соответствующего элементарного слоя 5;
- во время нанесения одного или нескольких элементарных слоев можно использовать параллельно и одновременно несколько мишеней из материалов. Каждая мишень может, например, содержать один конкретный химический элемент.
Каждый слой можно наносить посредством совместного испарения или совместного распыления: в этом случае скорость испарения или распыления каждой мишени во время нанесения элементарного слоя 5 определяет стехиометрию указанного слоя.

Claims (18)

1. Деталь (1) турбины, содержащая:
- подложку (2) из монокристаллического жаропрочного сплава на основе никеля, и
- металлический подслой (3), покрывающий подложку (2), отличающаяся тем, что подслой содержит по меньшей мере два элементарных слоя (5), включая первый элементарный слой (7) и второй элементарный слой (8), при этом первый элементарный слой расположен между подложкой и вторым элементарным слоем, при этом каждый элементарный слой выполнен из жаропрочного сплава на основе никеля или сплава на основе никеля и содержит фазу γ'Ni3Al, причем средняя атомная доля алюминия во втором элементарном слое (8) превышает среднюю атомную долю алюминия в первом элементарном слое (7).
2. Деталь (1) турбины по п. 1, в которой по меньшей мере один элементарный слой содержит фазу γ-Ni.
3. Деталь (1) турбины по п. 1 или 2, в которой средняя атомная доля алюминия в первом элементарном слое превышает среднюю атомную долю алюминия в подложке.
4. Деталь (1) турбины по любому из пп. 1-3, в которой металлический подслой (3) дополнительно содержит по меньшей мере один другой элементарный слой, содержащий только фазу γ-Ni, при этом первый элементарный слой содержит фазу γ'Ni3Al и фазу γ-Ni.
5. Деталь (1) турбины по п. 1 или 3, в которой металлический подслой (3) содержит множество элементарных слоев, при этом каждый элементарный слой содержит фазу γ'Ni3Al, а также, возможно, фазу γ-Ni, при этом средняя атомная доля алюминия элементарных слоев увеличивается по мере удаления от подложки.
6. Деталь (1) турбины по любому из пп. 1, 2, 5, в которой средняя атомная доля алюминия в элементарном слое, наиболее удаленном от подложки, составляет от 0,22 до 0,35.
7. Деталь (1) турбины по любому из пп. 1-5, в которой средняя атомная доля алюминия в первом элементарном слое, ближайшем к подложке, меньше 0,2.
8. Деталь (1) турбины по любому из пп. 1-5, 7, в которой разность между средней атомной долей алюминия в подложке (2) и средней атомной долей алюминия в первом элементарном слое, ближайшем к подложке, меньше 0,08.
9. Деталь (1) турбины по любому из пп. 1, 2, 5, в которой разность между средними атомными долями алюминия в двух последовательных элементарных слоях меньше 0,06.
10. Деталь (1) турбины по любому из пп. 1-9, в которой каждый элементарный слой содержит по меньшей мере одну добавку, выбранную среди хрома и гафния, при этом средняя атомная доля добавки в элементарных слоях увеличивается по мере удаления от подложки.
11. Деталь (1) турбины по п. 10, в которой каждый элементарный слой содержит гафний, при этом разность между средними атомными долями гафния в двух последовательных элементарных слоях меньше 0,001.
12. Деталь (1) турбины по п. 10 или 11, в которой средняя атомная доля гафния в элементарном слое, наиболее удаленном от подложки, меньше 0,03, и средняя атомная доля гафния в элементарном слое, ближайшем к подложке, превышает 0,0005.
13. Способ изготовления детали (1) турбины, содержащий следующие этапы, на которых:
а) на подложку (2) из монокристаллического металлического жаропрочного сплава на основе никеля наносят первый элементарный слой (7), выполненный из жаропрочного сплава на основе никеля или сплава на основе никеля и содержащий фазу γ'Ni3Al, а также, возможно, фазу γ-Ni, и имеющий среднюю атомную долю алюминия х1;
b) на указанный первый элементарный слой (7) наносят второй элементарный слой (8), выполненный из жаропрочного сплава на основе никеля или сплава на основе никеля и содержащий фазу γ'Ni3Al, а также, возможно, фазу γ-Ni, и имеющий среднюю атомную долю алюминия х2, превышающую х1.
14. Способ по п. 13, в котором первый элементарный слой имеет среднюю атомную долю алюминия х1, превышающую среднюю атомную долю алюминия х0 монокристаллического металлического жаропрочного сплава на основе никеля в подложке (2).
RU2019134637A 2017-03-30 2018-03-30 Турбинная деталь из жаропрочного сплава и соответствующий способ изготовления RU2759941C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1700347A FR3064648B1 (fr) 2017-03-30 2017-03-30 Piece de turbine en superalliage et procede de fabrication associe
FR17/00347 2017-03-30
PCT/FR2018/050814 WO2018178603A1 (fr) 2017-03-30 2018-03-30 Piece de turbine en superalliage et procede de fabrication associe

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2019134637A RU2019134637A (ru) 2021-04-30
RU2019134637A3 RU2019134637A3 (ru) 2021-08-30
RU2759941C2 true RU2759941C2 (ru) 2021-11-18

Family

ID=62148402

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019134637A RU2759941C2 (ru) 2017-03-30 2018-03-30 Турбинная деталь из жаропрочного сплава и соответствующий способ изготовления

Country Status (9)

Country Link
US (1) US11306599B2 (ru)
EP (1) EP3601634B1 (ru)
JP (1) JP2020515718A (ru)
CN (1) CN110573658A (ru)
BR (1) BR112019020301A2 (ru)
CA (1) CA3058619A1 (ru)
FR (1) FR3064648B1 (ru)
RU (1) RU2759941C2 (ru)
WO (1) WO2018178603A1 (ru)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3101643B1 (fr) * 2019-10-08 2022-05-06 Safran Piece d'aeronef en superalliage comprenant du rhenium et/ou du ruthenium et procede de fabrication associe
FR3113260B1 (fr) * 2020-08-06 2023-01-06 Safran Sous-couche pour superalliage base nickel permettant l'amelioration de la duree de vie des pieces et son procede de mise en oeuvre

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2033474C1 (ru) * 1992-07-20 1995-04-20 Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов Способ защиты лопаток газовых турбин от высокотемпературной коррозии
RU2213802C2 (ru) * 2001-09-28 2003-10-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Способ нанесения покрытий на сплавы
RU88389U1 (ru) * 2009-07-06 2009-11-10 Закрытое акционерное общество научно-производственный центр "Трибоника" Лопатка турбины газотурбинного двигателя с жаростойким покрытием
RU2526337C2 (ru) * 2009-02-10 2014-08-20 Снекма Способ изготовления термического барьера, покрывающего металлическую подложку из жаропрочного сплава, и термомеханическая деталь, полученная этим способом изготовления
WO2014143257A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 Rolls-Royce Corporation Advanced bond coat
EP1652964B2 (en) * 2004-10-29 2014-11-19 General Electric Company Superalloy article having a gamma prime nickel aluminide coating

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6746783B2 (en) * 2002-06-27 2004-06-08 General Electric Company High-temperature articles and method for making
US7273662B2 (en) * 2003-05-16 2007-09-25 Iowa State University Research Foundation, Inc. High-temperature coatings with Pt metal modified γ-Ni+γ′-Ni3Al alloy compositions
US20060040129A1 (en) * 2004-08-20 2006-02-23 General Electric Company Article protected by a strong local coating
US7247393B2 (en) * 2005-09-26 2007-07-24 General Electric Company Gamma prime phase-containing nickel aluminide coating
US7214409B1 (en) * 2005-12-21 2007-05-08 United Technologies Corporation High strength Ni-Pt-Al-Hf bondcoat
CA2604570A1 (en) * 2006-10-05 2008-04-05 General Electric Company Method for forming a thermal barrier coating
US20100159136A1 (en) * 2008-12-19 2010-06-24 Rolls-Royce Corporation STATIC CHEMICAL VAPOR DEPOSITION OF y-Ni + y'-Ni3AI COATINGS
CN101586242A (zh) * 2009-06-26 2009-11-25 上海大学 一种Pt改性的Ni3Al基涂层及其制备方法
CN101791893B (zh) * 2010-01-22 2012-12-19 北京航空航天大学 一种双层结构MCrAlY粘结层及其制备方法
CN102181860A (zh) * 2011-03-25 2011-09-14 上海大学 镍基高温合金表面形成Pt改性的NiAl+Ni3Al热障粘结层的方法
JP6226231B2 (ja) * 2013-09-18 2017-11-08 株式会社Ihi 熱遮蔽コーティングしたＮｉ合金部品及びその製造方法
GB201409444D0 (en) * 2014-05-28 2014-07-09 Univ Manchester Bond coat
CN105951030B (zh) 2016-04-28 2018-12-21 中国农业机械化科学研究院 单晶合金表面双层结构粘结层及其制备方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2033474C1 (ru) * 1992-07-20 1995-04-20 Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов Способ защиты лопаток газовых турбин от высокотемпературной коррозии
RU2213802C2 (ru) * 2001-09-28 2003-10-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Способ нанесения покрытий на сплавы
EP1652964B2 (en) * 2004-10-29 2014-11-19 General Electric Company Superalloy article having a gamma prime nickel aluminide coating
RU2526337C2 (ru) * 2009-02-10 2014-08-20 Снекма Способ изготовления термического барьера, покрывающего металлическую подложку из жаропрочного сплава, и термомеханическая деталь, полученная этим способом изготовления
RU88389U1 (ru) * 2009-07-06 2009-11-10 Закрытое акционерное общество научно-производственный центр "Трибоника" Лопатка турбины газотурбинного двигателя с жаростойким покрытием
WO2014143257A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 Rolls-Royce Corporation Advanced bond coat

Also Published As

Publication number Publication date
EP3601634B1 (fr) 2021-01-13
US11306599B2 (en) 2022-04-19
US20210062660A1 (en) 2021-03-04
JP2020515718A (ja) 2020-05-28
CA3058619A1 (fr) 2018-10-04
CN110573658A (zh) 2019-12-13
RU2019134637A3 (ru) 2021-08-30
WO2018178603A1 (fr) 2018-10-04
FR3064648B1 (fr) 2019-06-07
RU2019134637A (ru) 2021-04-30
EP3601634A1 (fr) 2020-02-05
BR112019020301A2 (pt) 2020-04-28
FR3064648A1 (fr) 2018-10-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4916022A (en) Titania doped ceramic thermal barrier coatings
US5015502A (en) Ceramic thermal barrier coating with alumina interlayer
US4880614A (en) Ceramic thermal barrier coating with alumina interlayer
CN103160711B (zh) 镍钴基合金和结合涂层及并入该结合涂层的结合涂覆制品
US6720088B2 (en) Materials for protection of substrates at high temperature, articles made therefrom, and method for protecting substrates
US11220727B2 (en) Superalloy based on nickel, monocrystalline blade and turbomachine
KR20030068054A (ko) 혼성 열 차단 코팅 및 그 제조 방법
EP2918705B1 (en) Coating including diffusion barrier layer including iridium and oxide layer and method of coating
JP2008144275A (ja) ロジウムアルミナイド系層を含む皮膜系
RU2759941C2 (ru) Турбинная деталь из жаропрочного сплава и соответствующий способ изготовления
JP7481253B2 (ja) レニウムを含む超合金から作製されたタービン構成部品及び関連する製造方法
JP2008255485A (ja) 単結晶超合金上に直接堆積した熱障壁
CN109891001B (zh) 包括镍基单晶超合金基板的部件及其制造方法
US11873736B2 (en) Turbine part made of superalloy comprising rhenium and/or ruthenium and associated manufacturing method
CN111108264B (zh) 由包含铼和/或钌的超合金制成的涡轮部件以及相关制造方法
JP4492855B2 (ja) 遮熱コーティング部材およびその製造方法
RU2777682C2 (ru) Деталь турбины из суперсплава с содержанием рения и/или рутения и способ её изготовления
US6372321B1 (en) Coated article with internal stabilizing portion and method for making
KR101377750B1 (ko) 확산방지 니켈층을 갖는 니켈기 합금 및 이의 제조방법
Tawancy et al. Influence of Titanium in Nickel-Base Superalloys on the Performance of Thermal Barrier Coatings Utilizing γ-γ′ Platinum Bond Coats
EP1457579B1 (en) Materials for protection of superalloy substrates at high temperature, articles made therefrom, and method for protecting substrates
KR20130088944A (ko) 확산방지 침탄층을 갖는 니켈기 합금 및 그 제조방법
Kuznetsov et al. Gradient complex protective coatings for single-crystal turbine blades of high-heat gas turbine engines