RU2812922C1 - Fe-Cr-Al-Y SYSTEM ALLOY MATERIAL FOR TURBINE HONEYCOMB SEAL - Google Patents
Fe-Cr-Al-Y SYSTEM ALLOY MATERIAL FOR TURBINE HONEYCOMB SEAL Download PDFInfo
- Publication number
- RU2812922C1 RU2812922C1 RU2023109539A RU2023109539A RU2812922C1 RU 2812922 C1 RU2812922 C1 RU 2812922C1 RU 2023109539 A RU2023109539 A RU 2023109539A RU 2023109539 A RU2023109539 A RU 2023109539A RU 2812922 C1 RU2812922 C1 RU 2812922C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- honeycomb
- seal
- turbine
- resistance
- alloy
- Prior art date
Links
- 239000000956 alloy Substances 0.000 title claims abstract description 26
- 229910018138 Al-Y Inorganic materials 0.000 title description 5
- RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N flonicamid Chemical compound FC(F)(F)C1=CC=NC=C1C(=O)NCC#N RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N 0.000 title 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims abstract description 25
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 22
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 claims abstract description 16
- -1 iron-chromium-aluminum-yttrium Chemical compound 0.000 claims abstract description 6
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 10
- VLKZOEOYAKHREP-UHFFFAOYSA-N n-Hexane Chemical compound CCCCCC VLKZOEOYAKHREP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 9
- 239000000725 suspension Substances 0.000 claims description 9
- 229910016006 MoSi Inorganic materials 0.000 claims description 8
- 239000011651 chromium Substances 0.000 claims description 7
- 239000000758 substrate Substances 0.000 claims description 6
- VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N Chromium Chemical compound [Cr] VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 5
- 229910052804 chromium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 3
- 238000005299 abrasion Methods 0.000 abstract description 11
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 abstract description 7
- 239000002184 metal Substances 0.000 abstract description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 241000264877 Hippospongia communis Species 0.000 description 46
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 7
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 6
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 6
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 6
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 4
- 239000003566 sealing material Substances 0.000 description 4
- 229910000679 solder Inorganic materials 0.000 description 4
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 4
- 229910002060 Fe-Cr-Al alloy Inorganic materials 0.000 description 3
- 229910004298 SiO 2 Inorganic materials 0.000 description 3
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 3
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 3
- 230000035515 penetration Effects 0.000 description 3
- 238000005476 soldering Methods 0.000 description 3
- 229910052727 yttrium Inorganic materials 0.000 description 3
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000005524 ceramic coating Methods 0.000 description 2
- 229910017052 cobalt Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000010941 cobalt Substances 0.000 description 2
- GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N cobalt atom Chemical compound [Co] GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 2
- 229910000953 kanthal Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 2
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 2
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 2
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 2
- 229910052710 silicon Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910052814 silicon oxide Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 2
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 2
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910018072 Al 2 O 3 Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910000951 Aluminide Inorganic materials 0.000 description 1
- ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N Boron Chemical compound [B] ZOXJGFHDIHLPTG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- ZOKXTWBITQBERF-UHFFFAOYSA-N Molybdenum Chemical compound [Mo] ZOKXTWBITQBERF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910000990 Ni alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 241000237503 Pectinidae Species 0.000 description 1
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910000946 Y alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005269 aluminizing Methods 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 229910052796 boron Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010949 copper Substances 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- JKWMSGQKBLHBQQ-UHFFFAOYSA-N diboron trioxide Chemical compound O=BOB=O JKWMSGQKBLHBQQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000009760 electrical discharge machining Methods 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 229910052735 hafnium Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005470 impregnation Methods 0.000 description 1
- 229910052748 manganese Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011572 manganese Substances 0.000 description 1
- WPBNNNQJVZRUHP-UHFFFAOYSA-L manganese(2+);methyl n-[[2-(methoxycarbonylcarbamothioylamino)phenyl]carbamothioyl]carbamate;n-[2-(sulfidocarbothioylamino)ethyl]carbamodithioate Chemical compound [Mn+2].[S-]C(=S)NCCNC([S-])=S.COC(=O)NC(=S)NC1=CC=CC=C1NC(=S)NC(=O)OC WPBNNNQJVZRUHP-UHFFFAOYSA-L 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 229910052750 molybdenum Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011733 molybdenum Substances 0.000 description 1
- 229920000620 organic polymer Polymers 0.000 description 1
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 1
- TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N oxo(oxoalumanyloxy)alumane Chemical compound O=[Al]O[Al]=O TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 238000007747 plating Methods 0.000 description 1
- 229920003257 polycarbosilane Polymers 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 229910052761 rare earth metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 235000020637 scallop Nutrition 0.000 description 1
- 239000010703 silicon Substances 0.000 description 1
- LIVNPJMFVYWSIS-UHFFFAOYSA-N silicon monoxide Chemical class [Si-]#[O+] LIVNPJMFVYWSIS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 description 1
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 description 1
- VWQVUPCCIRVNHF-UHFFFAOYSA-N yttrium atom Chemical compound [Y] VWQVUPCCIRVNHF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- RUDFQVOCFDJEEF-UHFFFAOYSA-N yttrium(III) oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Y+3].[Y+3] RUDFQVOCFDJEEF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052726 zirconium Inorganic materials 0.000 description 1
Abstract
Description
Изобретение относится к области получения металлических сотовых уплотнений, применяющихся в турбине газотурбинного двигателя (ГТД), работающих при температуре выше 1000°С в условиях воздействия газового потока.The invention relates to the field of production of metal honeycomb seals used in the turbine of a gas turbine engine (GTE), operating at temperatures above 1000°C under conditions of exposure to a gas flow.
Металлические сотовые конструкции нашли широкое применение в качестве уплотнений радиальных зазоров в проточной части турбин ГТД. Сотовые уплотнения позволяют существенно уменьшить величину радиального зазора и сократить количество утечек рабочего газа, так как они допускают скольжение периферийных торцов рабочих лопаток по сотам. Это связано с тем, что сотовая поверхность значительно (до 10 раз) уменьшает площадь контакта по сравнению с обычным гладким уплотнением.Metal honeycomb structures have found wide application as seals of radial gaps in the flow path of gas turbine engines. Honeycomb seals can significantly reduce the radial clearance and reduce the number of working gas leaks, since they allow the peripheral ends of the working blades to slide along the honeycombs. This is due to the fact that the honeycomb surface significantly (up to 10 times) reduces the contact area compared to a conventional smooth seal.
Сотовые уплотнения чаще всего изготавливают методом гибки из тонких лент из жаропрочных и жаростойких сплавов, толщина которых обычно не превышает 0,3 мм, и наносят на статорные детали методом пайки. Меньшая толщина стенок сот позволяет сократить износ и перегрев лопаток при их контактном взаимодействии, однако при меньшей толщине уменьшается и стойкость сотовых конструкций к рабочей среде. Основным недостатком сотовых уплотнений является их частое прогорание и деформация ячеек в жестких условиях работы турбины авиационных ГТД.Honeycomb seals are most often made by bending from thin strips of heat-resistant and heat-resistant alloys, the thickness of which usually does not exceed 0.3 mm, and are applied to the stator parts by soldering. The smaller thickness of the honeycomb walls makes it possible to reduce wear and overheating of the blades during their contact interaction, however, with a smaller thickness, the resistance of the honeycomb structures to the working environment also decreases. The main disadvantage of honeycomb seals is their frequent burnout and cell deformation under harsh operating conditions of aircraft gas turbine engines.
С целью повышения стойкости к условиям эксплуатации и ресурса сотовых уплотнений их изготавливают из жаростойких сплавов или применяют различные методы обработки сотовых конструкций.In order to increase the resistance to operating conditions and the service life of honeycomb seals, they are made from heat-resistant alloys or various methods of processing honeycomb structures are used.
Проведены широкие исследования различных материалов для применения их в качестве истираемых уплотнений нового поколения. В частности, проведено сравнение эксплуатационных характеристик материалов из металлических волокон и сот из сплавов на основе Fe-Cr-Al, таких как Aluchrom YHf, Haynes 230, РМ2000, PM2Hf. Основные результаты проведенных исследований показывают, что сплавы на основе Fe-Cr-Al превосходят по жаростойкости в интервале температур 700-1200°С сплавы на никелевой основе, применяемые для изготовления серийных тонкостенных сотовых уплотнений. Наибольшую жаростойкость имеют сплавы, дисперсно-упрочненные частицами оксида иттрия РМ2000 и PM2Hf, однако материалы, полученные из них, имеют худшую истираемость, так как лопатки или гребешки на торцах лопаток изнашиваются абразивными дисперсными частицами, находящимися в составе сплавов (N.J. Simms, J. F. Norton and G. McColvin. Performance of candidate gas turbine abradeable seal materials in high temperature combustion Atmospheres // Materials and Corrosion 2005, 56, No. 11, pp.765-777; W. Smarsly, N. Zheng, C.S. Buchheim, C. Nindel, C. Silvestro, D. Sporer, M. Tuffs, K. Schreiber, C. Langlade-Bomba, O. Andersen, H. Goehler, N.J. Simms, G. McColvin. Advanced High Temperature Turbine Seals Materials and Designs // Material Science Forum, vol. 492-493, 2005, pp.21-26.).Extensive research has been carried out on various materials for use as new generation abradable seals. In particular, a comparison was made of the performance characteristics of materials made of metal fibers and honeycombs of Fe-Cr-Al based alloys, such as Aluchrom YHf, Haynes 230, PM2000, PM2Hf. The main results of the studies show that Fe-Cr-Al-based alloys are superior in heat resistance in the temperature range of 700-1200°C to nickel-based alloys used for the manufacture of serial thin-walled honeycomb seals. Alloys dispersion-strengthened with particles of yttria oxide PM2000 and PM2Hf have the greatest heat resistance, however, materials obtained from them have worse abrasion, since the blades or scallops at the ends of the blades are worn out by abrasive dispersed particles contained in the alloys (N.J. Simms, J.F. Norton and G. McColvin. Performance of candidate gas turbine abradeable seal materials in high temperature combustion Atmospheres // Materials and Corrosion 2005, 56, No. 11, pp.765-777; W. Smarsly, N. Zheng, C. S. Buchheim, C. Nindel , C. Silvestro, D. Sporer, M. Tuffs, K. Schreiber, C. Langlade-Bomba, O. Andersen, H. Goehler, N. J. Simms, G. McColvin, Advanced High Temperature Turbine Seals Materials and Designs // Material Science Forum, vol. 492-493, 2005, pp. 21-26.).
Компаниями Neomet Ltd (Великобритания) и Westaim Ambeon (Канада) сообщается, что по истираемости, жаростойкости, технологичности и стоимости, наилучшим сплавом для сотовых уплотнений является сплав Ml 2100 системы Fe-Cr-Al-Y (ASME Turbo Expo 2004, Austria). По своему составу (Fe - осн.; Cr - 20 масс. %; Al - 6 масс. %; Y, Hf, Zr - около 0,5 масс. %) и свойствам сплав MI 2100 аналогичен известным сплавам, имеющим наибольшую стойкость к окислению при температурах выше 1200°С с основой Fe-Cr-Al, применяемым для изготовления нагревателей (сплавы марок Х23Ю5, Х23Ю5Т, Kanthal А-1 (Kanthal АВ, Швеция) и др.).The companies Neomet Ltd (UK) and Westaim Ambeon (Canada) report that in terms of abrasion, heat resistance, manufacturability and cost, the best alloy for honeycomb seals is the Ml 2100 alloy of the Fe-Cr-Al-Y system (ASME Turbo Expo 2004, Austria). In its composition (Fe - basic; Cr - 20 wt.%; Al - 6 wt.%; Y, Hf, Zr - about 0.5 wt.%) and properties, the MI 2100 alloy is similar to known alloys that have the greatest resistance to oxidation at temperatures above 1200°C with a Fe-Cr-Al base used for the manufacture of heaters (alloys of grades X23Yu5, X23Yu5T, Kanthal A-1 (Kanthal AB, Sweden), etc.).
Известно уплотнение реактивного или газотурбинного двигателя для отделения от статора вращающейся части двигателя, содержащее сотовый элемент и опорную пластину, выполненные в виде одной целой детали, причем сотовый элемент образован из основы с использованием электроэрозионной обработки и механически обработанной основы, которая имеет покрытие, содержащее железо (Fe), хром (Cr), алюминий (Al) и/или иттрий (Y), при этом основа выполнена из стали или нержавеющей стали (RU 2515869 С2, 20.05.2014).A jet or gas turbine engine seal for separating a rotating part of the engine from the stator is known, comprising a honeycomb element and a support plate made as one integral part, the honeycomb element being formed from a base using electrical discharge machining and a machined base that has a coating containing iron ( Fe), chromium (Cr), aluminum (Al) and/or yttrium (Y), with the base made of steel or stainless steel (RU 2515869 C2, 05/20/2014).
Недостатком данного уплотнения является сложность его изготовления и невозможность восстановления уплотнения (ремонта) напайкой нового сотового элемента.The disadvantage of this seal is the complexity of its manufacture and the impossibility of restoring the seal (repair) by soldering a new honeycomb element.
Известно металлическое сотовое уплотнение с алюминидным покрытием, которое формируют путем нанесения суспензии, содержащей металлические порошки и органические полимеры, с последующей термической обработкой (US8318251 В2, 27.11.2012).A metal honeycomb seal with an aluminide coating is known, which is formed by applying a suspension containing metal powders and organic polymers, followed by heat treatment (US8318251 B2, November 27, 2012).
Недостатком данного сотового уплотнения является повышенная твердость, обусловленная большим содержанием алюминия, что приведет к износу контактирующих с ним рабочих лопаток турбины.The disadvantage of this honeycomb seal is its increased hardness due to the high aluminum content, which will lead to wear of the turbine blades in contact with it.
Известно сотовое уплотнение, включающее подложку, сотовые ячейки и защитное покрытие на боковых стенках сотовых ячеек из сплава MCrAlY, где М - преимущественно железо. Покрытие формируется последовательным хромированием и алитированием (US8708646 В2, 29.04.2014).A honeycomb seal is known, including a substrate, honeycomb cells and a protective coating on the side walls of the honeycomb cells made of an MCrAlY alloy, where M is predominantly iron. The coating is formed by successive chrome plating and aluminizing (US8708646 B2, 04/29/2014).
Недостатком данного сотового уплотнения является сложность его изготовления и недостаточное увеличение стойкости к высокотемпературному окислению в связи с отсутствием высокотемпературного неметаллического защитного покрытия.The disadvantage of this honeycomb seal is the complexity of its manufacture and the insufficient increase in resistance to high-temperature oxidation due to the lack of a high-temperature non-metallic protective coating.
Наиболее близким аналогом заявленного технического решения является материал для сотового уплотнения, состоящий из основы из высокотемпературной стали, содержащей, масс. %: 19,5% хрома, 18% никеля, 4,25% молибдена, 13,5% кобальта, 3,05% титана, 0,04% углерода, 0,1% марганца, 0,55% кремния, 0,01% бора, не более 0,1% меди и железо (остальное) с металлокерамическим покрытием, содержащим, масс. %: 22% оксида алюминия (Al2O3), 24% оксида кремния (SiO2); 14% оксида бора (В2О3) и остальное никель, кобальт и редкоземельные элементы (CN112647073 А, 13.04.2021).The closest analogue of the claimed technical solution is a material for a honeycomb seal, consisting of a base of high-temperature steel containing, mass. %: 19.5% chromium, 18% nickel, 4.25% molybdenum, 13.5% cobalt, 3.05% titanium, 0.04% carbon, 0.1% manganese, 0.55% silicon, 0. 01% boron, no more than 0.1% copper and iron (the rest) with a metal-ceramic coating containing, wt. %: 22% aluminum oxide (Al 2 O 3 ), 24% silicon oxide (SiO 2 ); 14% boron oxide (B 2 O 3 ) and the rest nickel, cobalt and rare earth elements (CN112647073 A, 04/13/2021).
Сотовое уплотнение из такого материала обладает повышенной стойкостью к воздействию высоких температур и деформации. Недостатком же данного материала является снижение истираемости сотового уплотнения из него по причине наличия металлокерамического покрытия, содержащего в большом количестве оксиды алюминия и кремния.A honeycomb seal made of this material has increased resistance to high temperatures and deformation. The disadvantage of this material is the reduction in abrasion of the honeycomb seal made from it due to the presence of a metal-ceramic coating containing large quantities of aluminum and silicon oxides.
Задачей настоящего изобретения является разработка состава материала сотового уплотнения с высокой жаростойкостью при температурах выше 1000°С и истираемостью.The objective of the present invention is to develop a composition of a honeycomb seal material with high heat resistance at temperatures above 1000°C and abrasion resistance.
Техническим результатом заявленного изобретения является повышение стойкости сотового уплотнения турбины к воздействию высоких температур без ухудшения его истираемости.The technical result of the claimed invention is to increase the resistance of the turbine honeycomb seal to high temperatures without compromising its abrasion.
Заявленный технический результат достигается за счет того, что предлагаемый материал сотового уплотнения турбины состоит из ленты из сплава, содержащего железо и хром, и нанесенного на нее защитного покрытия, при этом лента выполнена из сплава системы железо-хром-алюминий-иттрий, а защитное покрытие сформировано из системы Si3C5H15O0,25-SiC-MoSi2-CoSO4.The stated technical result is achieved due to the fact that the proposed turbine honeycomb seal material consists of a tape made of an alloy containing iron and chromium, and a protective coating applied to it, wherein the tape is made of an alloy of the iron-chromium-aluminum-yttrium system, and the protective coating formed from the Si 3 C 5 H 15 O 0.25 -SiC-MoSi 2 -CoSO 4 system.
Предпочтительно, чтобы защитное покрытие было сформировано из суспензии, состоящей из раствора Si3C5H15O0,25-SiC-MoSi2-CoSO4 в гексане, на поверхностях ячеек сот и также на паянных соединениях ленты с подложкой.It is preferable that the protective coating be formed from a suspension consisting of a solution of Si 3 C 5 H 15 O 0.25 -SiC-MoSi 2 -CoSO 4 in hexane, on the surfaces of the honeycomb cells and also on the solder joints of the tape with the substrate.
Предпочтительная толщина ленты из сплава системы железо-хром-алюминий-иттрий составляет от 100 до 300 мкм.The preferred thickness of the iron-chromium-aluminum-yttrium alloy tape is from 100 to 300 microns.
Защитное покрытие системы Si3C5H15O0,25-SiC-MoSi2-CoSO4, получают методом нанесения суспензии на ленту в вакууме 10-3-10-7 мм рт. ст. при температуре 300-1100°С в течение 1-10 ч.The protective coating of the Si 3 C 5 H 15 O 0.25 -SiC-MoSi 2 -CoSO 4 system is obtained by applying a suspension to a tape in a vacuum of 10 -3 -10 -7 mm Hg. Art. at a temperature of 300-1100°C for 1-10 hours.
Сплав системы Fe-Cr-Al-Y обеспечивает стойкость сотового уплотнения к высоким температурам, а также обладает необходимой пластичностью для получения ленты и изготовления сотовой конструкции методом деформации.The alloy of the Fe-Cr-Al-Y system ensures the resistance of the honeycomb seal to high temperatures, and also has the necessary ductility for producing tape and manufacturing a honeycomb structure by deformation.
Формирование защитного покрытия системы Si3C5H15O0,25-SiC-MoS2-CoSO4 на поверхности ячеек сот после их припаивания к подложке приводит к повышению термостойкости и жаростойкости как сотового уплотнения, так и паянного соединения при температурах выше 1000°С.The formation of a protective coating of the Si 3 C 5 H 15 O 0.25 -SiC-MoS 2 -CoSO 4 system on the surface of honeycomb cells after soldering to the substrate leads to increased heat resistance and heat resistance of both the honeycomb seal and the solder joint at temperatures above 1000° WITH.
Формирование защитного покрытия системы Si3C5H15O0,25-SiC-MoS2-CoSO4 проводят методом нанесения суспензии с последующей термообработкой в вакууме 10-3-10-7 мм рт. ст. при температуре 300-1100°С в течение 1-10 ч., что обеспечивает образование на поверхностях ячеек сот и паяного соединения сплошной, бездефектной газонепроницаемой пленки, надежно изолирующей металлическую поверхность от контакта с окружающей средой.The formation of a protective coating of the Si 3 C 5 H 15 O 0.25 -SiC-MoS 2 -CoSO 4 system is carried out by applying a suspension followed by heat treatment in a vacuum of 10 -3 -10 -7 mm Hg. Art. at a temperature of 300-1100°C for 1-10 hours, which ensures the formation of a continuous, defect-free gas-tight film on the surfaces of honeycomb cells and solder joints, reliably isolating the metal surface from contact with the environment.
Защитное покрытие формируется на поверхности материала тонким, плотным, равномерным слоем с образованием тугоплавких соединений SiC, SiO2, 2CoO⋅SiO2, MoSi2, обеспечивающих высокую жаростойкость и термостойкость без ухудшения истираемости сотового уплотнения.The protective coating is formed on the surface of the material in a thin, dense, uniform layer with the formation of refractory compounds SiC, SiO 2 , 2CoO⋅SiO 2 , MoSi 2 , providing high heat resistance and heat resistance without compromising the abrasion of the honeycomb seal.
Предпочтительный состав сплава системы железо-хром-алюминий-иттрий, масс. %: Fe-основа, Cr от 20,0 до 24,0%, Al от 5,2 до 6,0%, Y от 0,01 до 0,05%, Ti от 0,05 до 0,5%, Mn от 0,05 до 0,4%, Si от 0,05 до 0,8%, С не более 0,02%, S не более 0,003%. Лента из данного сплава характеризуется высокой жаростойкостью при температурах выше 1000°С и обладает удовлетворительной пластичностью, позволяющей изготавливать из нее сотовые уплотнения.Preferred alloy composition of the iron-chromium-aluminum-yttrium system, wt. %: Fe-base, Cr from 20.0 to 24.0%, Al from 5.2 to 6.0%, Y from 0.01 to 0.05%, Ti from 0.05 to 0.5%, Mn from 0.05 to 0.4%, Si from 0.05 to 0.8%, C not more than 0.02%, S not more than 0.003%. Tape made from this alloy is characterized by high heat resistance at temperatures above 1000°C and has satisfactory ductility, which makes it possible to manufacture honeycomb seals from it.
Примеры осуществления.Examples of implementation.
Для получения опытных образцов сотового уплотнения турбины сотовую конструкцию из ленты припаивали к подложке из жаропрочного никелевого сплава марки ЭП648 с использованием высокотемпературного припоя. На полученные образцы наносили суспензию защитного покрытия.To obtain prototypes of a turbine honeycomb seal, a honeycomb structure made from tape was soldered to a substrate made of heat-resistant nickel alloy EP648 using high-temperature solder. A suspension of a protective coating was applied to the resulting samples.
Для приготовления суспензии предлагаемого покрытия 20 масс. % поликарбосилана (Si3C5H15O0,25) растворяли в 1 л гексана, после чего в полученный раствор добавляли мелкодисперсные порошки в количестве, масс. %: SiC - 0,1, MoSi2 - 3, CoSO4 - 1,5, и механически перемешивали.To prepare a suspension of the proposed coating, 20 wt. % polycarbosilane (Si 3 C 5 H 15 O 0.25 ) was dissolved in 1 l of hexane, after which fine powders were added to the resulting solution in an amount, wt. %: SiC - 0.1, MoSi 2 - 3, CoSO 4 - 1.5, and mechanically stirred.
Полученные образцы подвергали свободной пропитке в суспензии при комнатной температуре. Затем подвергали сушке при температуре 80°С и формировали покрытие по режимам, приведенным в таблице.The resulting samples were subjected to free impregnation in suspension at room temperature. Then they were dried at a temperature of 80°C and the coating was formed according to the regimes given in the table.
Далее исследовали стойкость полученных образцов на основе ленты из сплава Fe-Cr-Al-Y с покрытием и без покрытия к воздействию высоких температур, а также образцов сотового уплотнения из сплава ХН78Т, применяемого в турбинах авиационных ГТД (для сравнения).Next, we studied the resistance of the obtained samples based on tape made of the Fe-Cr-Al-Y alloy with and without coating to high temperatures, as well as samples of a honeycomb seal made of the KhN78T alloy used in aircraft gas turbine engines (for comparison).
Для исследования стойкости образцов сотовых уплотнений к воздействию высоких температур образцы помещались в печь и выдерживались при температуре 1100°С в течение 10 мин., после чего охлаждались сжатым воздухом до 20°С. Термостойкость образцов определялась по количеству теплосмен 20↔1100°С до появления разрушений и/или отслаивания уплотнения от подложки.To study the resistance of honeycomb seal samples to high temperatures, the samples were placed in an oven and kept at a temperature of 1100°C for 10 minutes, after which they were cooled with compressed air to 20°C. The thermal stability of the samples was determined by the number of heat cycles of 20↔1100°C before the appearance of destruction and/or peeling of the seal from the substrate.
Также были проведены испытания полученных образцов на врезание на установке, имитирующей контактное взаимодействие вращающихся рабочих лопаток турбины и уплотнения. В качестве контртела при испытании на врезание применялись образцы из жаропрочного сплава ЖС32.The resulting samples were also tested for penetration on a setup that simulates the contact interaction of rotating turbine blades and seals. Specimens made of the ZhS32 heat-resistant alloy were used as a counterbody during the plunge test.
Критерием оценки истираемости уплотнительного материала является соотношение линейного износа уплотнительного материала к износу лопаток при врезании.The criterion for assessing the abrasion of a sealing material is the ratio of the linear wear of the sealing material to the wear of the blades during penetration.
Испытания проводили на стенде по следующему режиму: скорость внедрения контртела в уплотнительный материал - 0,068 мм/с, скорость вращения контртела - 23 м/с (7200 об./мин).The tests were carried out on a bench according to the following mode: the speed of penetration of the counterbody into the sealing material is 0.068 mm/s, the speed of rotation of the counterbody is 23 m/s (7200 rpm).
Результаты испытаний представлены в таблице.The test results are presented in the table.
По результатам испытаний, представленным в таблице, видно, что сотовое уплотнение из заявляемого материала (Fe-Cr-Al-Y с покрытием) обладает истираемостью на уровне применяемых сотовых уплотнений турбины и не зависит от использования предлагаемого защитного покрытия.According to the test results presented in the table, it is clear that a honeycomb seal made of the proposed material (Fe-Cr-Al-Y coated) has abrasion at the level of the turbine honeycomb seals used and does not depend on the use of the proposed protective coating.
Стойкость сотового уплотнения из заявляемого материала к воздействию высоких температур (выше 1100°С) значительно превышает стойкость серийного уплотнительного материала.The resistance of a honeycomb seal made from the claimed material to high temperatures (above 1100°C) significantly exceeds the resistance of serial sealing material.
Таким образом, предлагаемый материал может обеспечить получение сотового уплотнения турбины, обладающего необходимой истираемостью и большим ресурсом за счет лучшей стойкости к воздействию высоких температур по сравнению с применяемыми сотовыми уплотнениями авиационных ГТД.Thus, the proposed material can provide a honeycomb turbine seal that has the necessary abrasion and a longer service life due to better resistance to high temperatures compared to the honeycomb seals used in aircraft gas turbine engines.
Claims (4)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2812922C1 true RU2812922C1 (en) | 2024-02-05 |
Family
ID=
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2277637C2 (en) * | 2000-11-27 | 2006-06-10 | Неомет Лимитед | Cellular structure, abradable seat and method of its forming |
| RU2382828C2 (en) * | 2008-04-28 | 2010-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") | Method of receiving of cellular wearabiling material from metallic fibers |
| US8318251B2 (en) * | 2009-09-30 | 2012-11-27 | General Electric Company | Method for coating honeycomb seal using a slurry containing aluminum |
| US8708646B2 (en) * | 2008-03-04 | 2014-04-29 | Siemens Aktiengesellschaft | MCrAlY alloy, methods to produce a MCrAlY layer and a honeycomb seal |
| RU2515869C2 (en) * | 2008-10-08 | 2014-05-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Honeycomb seal and method of its manufacturing |
| CN112647073A (en) * | 2020-12-30 | 2021-04-13 | 辽宁顺通高端装备科技有限公司 | Material for honeycomb seal |
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2277637C2 (en) * | 2000-11-27 | 2006-06-10 | Неомет Лимитед | Cellular structure, abradable seat and method of its forming |
| US8708646B2 (en) * | 2008-03-04 | 2014-04-29 | Siemens Aktiengesellschaft | MCrAlY alloy, methods to produce a MCrAlY layer and a honeycomb seal |
| RU2382828C2 (en) * | 2008-04-28 | 2010-02-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") | Method of receiving of cellular wearabiling material from metallic fibers |
| RU2515869C2 (en) * | 2008-10-08 | 2014-05-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Honeycomb seal and method of its manufacturing |
| US8318251B2 (en) * | 2009-09-30 | 2012-11-27 | General Electric Company | Method for coating honeycomb seal using a slurry containing aluminum |
| CN112647073A (en) * | 2020-12-30 | 2021-04-13 | 辽宁顺通高端装备科技有限公司 | Material for honeycomb seal |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2581908C (en) | Repair of hpt shrouds with sintered preforms | |
| JP4149374B2 (en) | Abradable seal system | |
| US9511436B2 (en) | Composite composition for turbine blade tips, related articles, and methods | |
| US4936745A (en) | Thin abradable ceramic air seal | |
| RU2334022C2 (en) | Protective layer for protection of component part against corrosion and oxidation at high temperatures and component part | |
| US4842953A (en) | Abradable article, and powder and method for making | |
| JP3961606B2 (en) | Thermal barrier coating comprising improved undercoat and member coated with said thermal barrier coating | |
| JP2006226290A (en) | Diffusion barrier for assembly including metal and silicon containing component part and method of preventing silicon diffusion for the assembly | |
| JPS6014091B2 (en) | Porous sealing material for high temperatures | |
| US6610416B2 (en) | Material treatment for reduced cutting energy and improved temperature capability of honeycomb seals | |
| US20210008669A1 (en) | Abrasive Preforms and Manufacture and Use Methods | |
| JP2001064783A (en) | Ceramic superalloy article | |
| US4937042A (en) | Method for making an abradable article | |
| US10030527B2 (en) | Abrasive preforms and manufacture and use methods | |
| JPH0613749B2 (en) | Oxidation-resistant and high-temperature corrosion-resistant nickel-base alloy coating material and composite product using the same | |
| RU2359054C2 (en) | Alloy, protective layer for protection of structural component against corrosion and oxidation at high temperatures and structural component | |
| JP4223935B2 (en) | Abrasive seal powder material | |
| RU2812922C1 (en) | Fe-Cr-Al-Y SYSTEM ALLOY MATERIAL FOR TURBINE HONEYCOMB SEAL | |
| Dudziak et al. | Multilayered coatings for high-temperature steam oxidation: TGA studies up to 1000 C | |
| JPH08501351A (en) | Aluminide / silicide coatings, coating composites, coating methods, and improved coating products | |
| EP0236520A1 (en) | Ceramic-coated, heat-resisting member and process for preparing the same | |
| Radcliff | Factors influencing gas turbine use and performance | |
| US20070116980A1 (en) | Metallic protective layer | |
| Chupp et al. | Development of higher temperature abradable seals for gas turbine applications | |
| RU2272089C1 (en) | Method of deposition of the combined hot-resistant coating on the turbine blades |