RU2813539C1 - Method of applying heat-protective coating to parts of gas turbine unit - Google Patents
Method of applying heat-protective coating to parts of gas turbine unit Download PDFInfo
- Publication number
- RU2813539C1 RU2813539C1 RU2023130520A RU2023130520A RU2813539C1 RU 2813539 C1 RU2813539 C1 RU 2813539C1 RU 2023130520 A RU2023130520 A RU 2023130520A RU 2023130520 A RU2023130520 A RU 2023130520A RU 2813539 C1 RU2813539 C1 RU 2813539C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- plasma
- forming
- coating
- microns
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 29
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 title claims abstract description 16
- 239000010410 layer Substances 0.000 claims abstract description 49
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims abstract description 35
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims abstract description 35
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims abstract description 30
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 25
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 21
- 239000002245 particle Substances 0.000 claims abstract description 19
- 238000007750 plasma spraying Methods 0.000 claims abstract description 15
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims abstract description 13
- 238000005507 spraying Methods 0.000 claims abstract description 12
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims abstract description 8
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 claims abstract description 8
- RVTZCBVAJQQJTK-UHFFFAOYSA-N oxygen(2-);zirconium(4+) Chemical compound [O-2].[O-2].[Zr+4] RVTZCBVAJQQJTK-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 8
- 229910001928 zirconium oxide Inorganic materials 0.000 claims abstract description 8
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 claims abstract description 6
- SIWVEOZUMHYXCS-UHFFFAOYSA-N oxo(oxoyttriooxy)yttrium Chemical compound O=[Y]O[Y]=O SIWVEOZUMHYXCS-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 3
- 239000011241 protective layer Substances 0.000 claims abstract description 3
- 238000002203 pretreatment Methods 0.000 claims 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 abstract description 7
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 abstract description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 21
- 239000000463 material Substances 0.000 description 19
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 16
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N nickel Substances [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 10
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 7
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 6
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 5
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 4
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 4
- 239000010953 base metal Substances 0.000 description 3
- 238000010285 flame spraying Methods 0.000 description 3
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 3
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 3
- 239000011224 oxide ceramic Substances 0.000 description 3
- 229910052574 oxide ceramic Inorganic materials 0.000 description 3
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 3
- 229910052688 Gadolinium Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910000990 Ni alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 2
- 238000005524 ceramic coating Methods 0.000 description 2
- 239000011247 coating layer Substances 0.000 description 2
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 2
- 238000010891 electric arc Methods 0.000 description 2
- 238000007749 high velocity oxygen fuel spraying Methods 0.000 description 2
- 229910052746 lanthanum Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000004157 plasmatron Methods 0.000 description 2
- 238000004544 sputter deposition Methods 0.000 description 2
- 239000000758 substrate Substances 0.000 description 2
- 238000007751 thermal spraying Methods 0.000 description 2
- 238000010290 vacuum plasma spraying Methods 0.000 description 2
- RUDFQVOCFDJEEF-UHFFFAOYSA-N yttrium(III) oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Y+3].[Y+3] RUDFQVOCFDJEEF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910018072 Al 2 O 3 Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052772 Samarium Inorganic materials 0.000 description 1
- WGLPBDUCMAPZCE-UHFFFAOYSA-N Trioxochromium Chemical compound O=[Cr](=O)=O WGLPBDUCMAPZCE-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- QCWXUUIWCKQGHC-UHFFFAOYSA-N Zirconium Chemical compound [Zr] QCWXUUIWCKQGHC-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 1
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 1
- 229910000323 aluminium silicate Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000000137 annealing Methods 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910000423 chromium oxide Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 230000002950 deficient Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- HNPSIPDUKPIQMN-UHFFFAOYSA-N dioxosilane;oxo(oxoalumanyloxy)alumane Chemical compound O=[Si]=O.O=[Al]O[Al]=O HNPSIPDUKPIQMN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000010894 electron beam technology Methods 0.000 description 1
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 description 1
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 1
- UIWYJDYFSGRHKR-UHFFFAOYSA-N gadolinium atom Chemical compound [Gd] UIWYJDYFSGRHKR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000010289 gas flame spraying Methods 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000010286 high velocity air fuel Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 229910052747 lanthanoid Inorganic materials 0.000 description 1
- 150000002602 lanthanoids Chemical class 0.000 description 1
- FZLIPJUXYLNCLC-UHFFFAOYSA-N lanthanum atom Chemical compound [La] FZLIPJUXYLNCLC-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000011068 loading method Methods 0.000 description 1
- 230000005923 long-lasting effect Effects 0.000 description 1
- 238000001755 magnetron sputter deposition Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 229910000623 nickel–chromium alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N oxo(oxoalumanyloxy)alumane Chemical compound O=[Al]O[Al]=O TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000035515 penetration Effects 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 238000005240 physical vapour deposition Methods 0.000 description 1
- 238000002294 plasma sputter deposition Methods 0.000 description 1
- 239000012255 powdered metal Substances 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 229910052761 rare earth metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000004904 shortening Methods 0.000 description 1
- 238000005382 thermal cycling Methods 0.000 description 1
- AYEKOFBPNLCAJY-UHFFFAOYSA-O thiamine pyrophosphate Chemical compound CC1=C(CCOP(O)(=O)OP(O)(O)=O)SC=[N+]1CC1=CN=C(C)N=C1N AYEKOFBPNLCAJY-UHFFFAOYSA-O 0.000 description 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 1
- 229910052726 zirconium Inorganic materials 0.000 description 1
Abstract
Description
Изобретение относится к области энергетического машиностроения, а именно к способам нанесения теплозащитных покрытий на термонапряженные детали мощных энергетических газовых турбин, конкретно, детали камеры сгорания, от воздействия высоких температур и эрозионного износа.The invention relates to the field of power engineering, namely to methods for applying heat-protective coatings to thermally stressed parts of powerful power gas turbines, specifically combustion chamber parts, from exposure to high temperatures and erosive wear.
Многослойные теплозащитные покрытия (ТЗП) применяются на деталях горячего тракта газотурбинных установок с целью защиты от воздействия газового потока, температура которого в современных установках составляет 1300-1500°С и выше. Максимальная рабочая температура современных никелевых сплавов составляет 1000-1150°С. Традиционно ТЗП содержит два слоя: металлический MCrAlY (где М, Ni, Со или их сочетание) и керамический на основе оксида циркония ZrO2. В процессе эксплуатации покрытия на границе этих слоев формируется термически выращенный оксид (ТВО) основного состава Al2O3, который, во-первых, представляет диффузионный барьер для проникновения кислорода и последующего окисления металлического слоя, а во-вторых, является причиной отслоения керамического слоя. Металлический слой ТЗП предназначен для защиты основного материала камеры сгорания от окисления, повышения степени адгезии с керамическим слоем. Традиционно, металлический слой наносят высокоскоростными методами газотермического напыления - высокоскоростным газопламенным напылением (сокращенно ВГП, в англоязычной литературе HVOF/HVAF), либо вакуумно-плазменным напылением (сокращенно ВПН, в англоязычной литературе VPS). Назначение керамического слоя - снижение рабочей температуры основного материала на 100-200°С, снижение скорости высокотемпературной коррозии и повышение эксплуатационного ресурса деталей. Для нанесения ТЗП в большинстве случаев применяют технологию атмосферно-плазменного напыления (сокращенно АПН, в англоязычной литературе APS), а для наиболее ответственных деталей - электроннолучевое (ЭЛН, ЕВ-PVD) и магнетронное напыление.Multilayer heat-protective coatings (HPC) are used on parts of the hot path of gas turbine units to protect against the effects of gas flow, the temperature of which in modern installations is 1300-1500°C and higher. The maximum operating temperature of modern nickel alloys is 1000-1150°C. Traditionally, TZP contains two layers: metal MCrAlY (where M, Ni, Co or a combination of them) and ceramic based on zirconium oxide ZrO 2 . During the operation of the coating, a thermally grown oxide (TGO) of the basic composition Al 2 O 3 is formed at the boundary of these layers, which, firstly, represents a diffusion barrier for the penetration of oxygen and subsequent oxidation of the metal layer, and secondly, is the cause of peeling of the ceramic layer . The metal layer of the TZP is designed to protect the main material of the combustion chamber from oxidation and increase the degree of adhesion with the ceramic layer. Traditionally, the metal layer is applied using high-speed thermal spraying methods - high-speed gas-flame spraying (abbreviated VGP, in the English literature HVOF/HVAF), or vacuum plasma spraying (abbreviated VPN, in the English literature VPS). The purpose of the ceramic layer is to reduce the operating temperature of the base material by 100-200°C, reduce the rate of high-temperature corrosion and increase the service life of parts. To apply TPP, in most cases, atmospheric plasma spraying technology (abbreviated APN, in English literature APS) is used, and for the most critical parts - electron beam (EB-PVD) and magnetron sputtering.
Главные требования к материалу керамического слоя - низкая теплопроводность, высокий коэффициент теплового расширения, высокотемпературная фазовая стабильность, высокая трещиностойкость и эрозионная стойкость. Основным материалом, применяемым в настоящее время для нанесения керамического слоя ТЗП, является оксид циркония ZrO2, стабилизированный 6-8 вес.% Y2O3 в метастабильной t'-фазе (YSZ). По совокупности характеристик (теплопроводность 2.3 Вт/м К, коэффициент теплового расширения ~ 11⋅10-6 K-1, вязкость разрушения ~ 2.5 МПа/м1/2, твердость ~ 14 ГПа) такой материал имеет наилучшие показатели для применения в качестве теплозащитного слоя. Единственное существенное ограничение его применения заключается в нарушении стабильности t'-фазы при температуре эксплуатации выше 1200°С, связанную с трансформацией ее в моноклинную фазу. Для повышения рабочей температуры покрытия применяют новые составы керамик на основе оксида циркония, например, пирохлоры R2Zr2O7, где R - редкоземельный элемент Gd, Sm, La и др., оксиды с дефектной структурой кластера Yb2O3-ZrO2-Cd2O3, перовскиты и др. Эти материалы обладают более высокой температурной стабильностью вплоть до температур 1500-2000°С, однако значительно меньшей механической прочностью (трещиностойкость, эрозионная стойкость) по сравнению с материалами YSZ. Поэтому применение таких материалов нецелесообразно при эксплуатации деталей газотурбинной установки при рабочих температурах менее 1200°С.The main requirements for the ceramic layer material are low thermal conductivity, high coefficient of thermal expansion, high-temperature phase stability, high crack resistance and erosion resistance. The main material currently used for applying the ceramic layer of TZP is zirconium oxide ZrO 2 stabilized with 6-8 wt.% Y 2 O 3 in the metastable t'-phase (YSZ). Based on the totality of characteristics (thermal conductivity 2.3 W/m K, coefficient of thermal expansion ~ 11⋅10 -6 K -1 , fracture toughness ~ 2.5 MPa/m 1/2 , hardness ~ 14 GPa), this material has the best performance for use as a heat-protective material layer. The only significant limitation of its use is the violation of the stability of the t'-phase at operating temperatures above 1200°C, associated with its transformation into the monoclinic phase. To increase the operating temperature of the coating, new ceramic compositions based on zirconium oxide are used, for example, pyrochlores R 2 Zr 2 O 7 , where R is the rare earth element Gd, Sm, La, etc., oxides with a defective cluster structure Yb 2 O 3 -ZrO 2 -Cd 2 O 3 , perovskites, etc. These materials have higher temperature stability up to temperatures of 1500-2000°C, but significantly lower mechanical strength (crack resistance, erosion resistance) compared to YSZ materials. Therefore, the use of such materials is impractical when operating parts of a gas turbine unit at operating temperatures below 1200°C.
Эксплуатационные характеристики обоих слоев покрытий (пористость, стойкость к окислению, теплопроводность, адгезионная прочность) в значительной мере зависят не только от состава материала покрытия, но и от способа (технологии) их нанесения.The performance characteristics of both layers of coatings (porosity, oxidation resistance, thermal conductivity, adhesive strength) largely depend not only on the composition of the coating material, but also on the method (technology) of their application.
Известен способ получения многослойного теплозащитного покрытия на деталях из жаропрочных сплавов (RU 2375499, опубл. 10.12.2009), в котором проводят алитирование поверхности, нанесение вакуумно-плазменным напылением связующего металлического подслоя MCrAlY, где в качестве М используют Ni и/или Со. Затем наносят жаростойкий защитный слой MCrAlY, где M-Ni и/или Со, и керамический слой ZrO2-Y2O3 методом газотермического напыления. Затем осуществляют отжиг в вакууме при температуре 900°С - 1050°С в течение 2-4 часов. В результате повышается долговечность деталей с таким многослойным теплозащитным покрытием в условиях интенсивного термического и механического воздействий при рабочих температурах не менее 1050°С.There is a known method for producing a multilayer heat-protective coating on parts made of heat-resistant alloys (RU 2375499, published on December 10, 2009), in which the surface is aluminized and a binding metal sublayer MCrAlY is applied by vacuum plasma spraying, where Ni and/or Co are used as M. Then a heat-resistant protective layer MCrAlY, where M-Ni and/or Co, and a ceramic layer ZrO 2 -Y 2 O 3 are applied using thermal spraying. Then annealing is carried out in vacuum at a temperature of 900°C - 1050°C for 2-4 hours. As a result, the durability of parts with such a multilayer heat-protective coating increases under conditions of intense thermal and mechanical influences at operating temperatures of at least 1050°C.
Однако известный способ малоприменим для нанесения покрытий на крупногабаритные элементы камеры сгорания мощных газотурбинных установок, так как требует вакуумные камеры соответствующего размера и вакуумной термообработки деталей. Использования таких камер приведет к неприемлемому увеличению времени и удорожанию технологического процесса изготовления защитного покрытия. Еще один недостаток - применение в технологическом процессе нескольких различных технологических операций напыления.However, the known method is of little use for applying coatings to large-sized elements of the combustion chamber of powerful gas turbine units, since it requires vacuum chambers of the appropriate size and vacuum heat treatment of the parts. The use of such chambers will lead to an unacceptable increase in time and an increase in the cost of the technological process of manufacturing the protective coating. Another disadvantage is the use of several different spraying operations in the technological process.
Известен способ нанесения многослойного ТЗП, включающий нанесение металлического жаростойкого подслоя, дополнительного металлического жаростойкого подслоя и внешнего керамического слоя методом плазменного напыления (RU 2426817 С2, опубл. 20.08.2011).There is a known method for applying a multilayer TZP, including the application of a metal heat-resistant sublayer, an additional metal heat-resistant sublayer and an external ceramic layer using the plasma spraying method (RU 2426817 C2, published on August 20, 2011).
Известное решение позволяет получить надежное в эксплуатации ТЗП в случае авиационных двигателей. Однако имеет ряд технологических недостатков, которые заключаются в большом количестве технологических операций, выполняемых в условиях пониженного давления. Поскольку размеры деталей камер сгорания мощных газотурбинных установок большой мощности значительно больше, чем авиационных двигателей, это либо технически не реализуемо, либо приводит к значительному повышению стоимости технологии нанесения покрытий.The known solution makes it possible to obtain a reliable in operation TZP in the case of aircraft engines. However, it has a number of technological disadvantages, which consist in a large number of technological operations performed under reduced pressure conditions. Since the dimensions of the combustion chamber parts of powerful high-power gas turbine units are much larger than those of aircraft engines, this is either technically not feasible or leads to a significant increase in the cost of coating technology.
Известен способ создания теплозащитного металлокерамического покрытия с повышенной термопрочностью (RU 2510429, опубл. 27.03.2014), включающий нанесение на рабочую поверхность чередующихся керамических и металлических слоев посредством ионно-плазменного напыления. Первым на рабочую поверхность наносят металлический слой. Все металлические слои одинаковой толщины, составляющей по меньшей мере 4 мкм., формируют из никеля. Керамические слои формируют переменной толщины из оксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия (YSZ).There is a known method for creating a heat-protective metal-ceramic coating with increased thermal strength (RU 2510429, published on March 27, 2014), which involves applying alternating ceramic and metal layers to the working surface by means of ion-plasma sputtering. First, a metal layer is applied to the working surface. All metal layers of the same thickness, which is at least 4 microns, are formed from nickel. Ceramic layers are formed of variable thickness from yttria stabilized zirconium oxide (YSZ).
Первый из керамических слоев от рабочей поверхности формируют толщиной, по меньшей мере, 1-2 мкм, при этом каждый последующий керамический слой от рабочей поверхности формируют с увеличением толщины на 2-3 мкм, а внешний поверхностный керамический слой формируют толщиной 20-30 мкм. Таким образом обеспечивается повышение температурной прочности и теплозащитных характеристик покрытия.The first of the ceramic layers from the working surface is formed with a thickness of at least 1-2 microns, while each subsequent ceramic layer from the working surface is formed with an increase in thickness by 2-3 microns, and the outer surface ceramic layer is formed with a thickness of 20-30 microns. This ensures an increase in the temperature strength and heat-shielding characteristics of the coating.
Известный способ успешно используют для авиационных и ракетных двигателей, однако он не применим для нанесения покрытия на стенки камеры сгорания мощных газотурбинных установок из-за их больших размеров, поскольку это приводит к существенному удорожанию технологического оборудования и усложнению технологического процесса изготовления термонапряженных деталей.The known method is successfully used for aircraft and rocket engines, but it is not applicable for coating the walls of the combustion chamber of powerful gas turbine units due to their large size, since this leads to a significant increase in the cost of technological equipment and complication of the technological process of manufacturing thermally stressed parts.
Известен способ для изготовления слоистой системы (ЕР 1821333, опубл. 22.08.2007), включающий, усиливающий адгезию слой, а также расположенное на этом слое теплоизоляционное покрытие, содержащее термически выращенный оксидный слой (TGO), в частности, медленно нарастающий слой оксида алюминия и/или слой оксида хрома, а также, по меньшей мере, один оксидо-керамический слой, который расположен непосредственно на TGO-слое, и расположенный на оксидо-керамическом слое покровный слой из A2E2O7 пирохлора. Компонент А предпочтительно включает в себя лантанид, в частности, гадолиний, а компонент Е предпочтительно - цирконий, а также, в частности, цирконат лантана и/или фазу перовскита. Толщина оксидо-керамического слоя и покровного слоя составляют вместе величину между 50 мкм и 2 мм.There is a known method for manufacturing a layered system (EP 1821333, published on August 22, 2007), including an adhesion-enhancing layer, as well as a thermal insulation coating located on this layer containing a thermally grown oxide layer (TGO), in particular, a slowly growing layer of aluminum oxide and /or a layer of chromium oxide, as well as at least one oxide-ceramic layer, which is located directly on the TGO layer, and a covering layer of A2E2O7 pyrochlore located on the oxide-ceramic layer. Component A preferably comprises a lanthanide, in particular gadolinium, and component E preferably includes zirconium, and also in particular lanthanum zirconate and/or a perovskite phase. The thickness of the oxide-ceramic layer and the coating layer together is between 50 µm and 2 mm.
Недостаток известного способа состоит в присутствии в технологическом процессе, методов нанесения, требующих вакуумную камеру или камеру с инертной атмосферой, использование которых значительно усложняет и удорожает технологический процесс нанесения ТЗП на стенки камеры сгорания мощной газотурбинной установки.The disadvantage of the known method is the presence in the technological process of application methods that require a vacuum chamber or a chamber with an inert atmosphere, the use of which significantly complicates and increases the cost of the technological process of applying TPC to the walls of the combustion chamber of a powerful gas turbine unit.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению и выбранном в качестве прототипа, является способ нанесения многослойного теплозащитного покрытия (RU №2545881, опубл. 10.04.2015), включающий нанесение основного металлического жаростойкого подслоя, дополнительного металлического жаростойкого подслоя и внешнего керамического слоя, методом плазменного напыления, заключающийся в том, что основной металлический жаростойкий подслой толщиной 20-150 мкм, наносят методом высокоскоростного газопламенного напыления из сплава системы MCrAlY, в котором М=Ni, Со, Fe, а дополнительный металлический жаростойкий подслой, толщиной 10-50 мкм, наносят из сплава системы MCrAlY, в котором М=Ni, Со, Fe. Внешний, считая от рабочей поверхности керамический слой, толщиной 120-750 мкм., наносят из материала на основе оксида циркония, частично стабилизированного оксидом иттрия Y2O3 6-8% по массе (YSZ).The closest to the proposed invention and chosen as a prototype is the method of applying a multilayer heat-protective coating (RU No. 2545881, published on April 10, 2015), including the application of a main metal heat-resistant sublayer, an additional metal heat-resistant sublayer and an external ceramic layer, using the plasma spraying method, consisting in that the main metal heat-resistant sublayer with a thickness of 20-150 microns is applied by high-speed flame spraying from an alloy of the MCrAlY system, in which M = Ni, Co, Fe, and an additional metal heat-resistant sublayer, with a thickness of 10-50 microns, is applied from an alloy of the system MCrAlY, in which M=Ni, Co, Fe. The outer ceramic layer, counting from the working surface, 120-750 microns thick, is applied from a material based on zirconium oxide, partially stabilized with yttrium oxide Y 2 O 3 6-8% by weight (YSZ).
Недостатком способа по прототипу является использование технологии высокоскоростного газопламенного напыления (ВГН, в англоязычной литературе HVOF) для нанесения плотного металлического подслоя, поскольку в такой технологии применяются технологические газы из второй группы взрывоопасности, а также напылительные головки, большая длина и дистанция напыления которых, не позволяют осуществить нанесение покрытия в зазоре между деталями корпуса камеры сгорания ГТУ менее 300 мм.The disadvantage of the prototype method is the use of high-velocity flame spraying technology (VGN, in English literature HVOF) for applying a dense metal sublayer, since this technology uses process gases from the second explosion hazard group, as well as spraying heads, the large length and spraying distance of which do not allow apply coating in the gap between the parts of the gas turbine combustion chamber housing of less than 300 mm.
Модификация оборудования указанной технологии под напыление на внутренние поверхности камеры сгорания также не позволит получить покрытие с необходимой плотностью и качественными показателями, так как укорочение сопла горелки для использования в ограниченном пространстве приводит к падению скорости напыляемых частиц, увеличению пористости подслоя и, как следствие, уменьшению коррозионной и термической стойкости покрытия и снижению ресурса работы термонапряженной детали.Modification of the equipment of this technology for spraying onto the internal surfaces of the combustion chamber will also not allow obtaining a coating with the required density and quality indicators, since shortening the burner nozzle for use in a limited space leads to a drop in the speed of sprayed particles, an increase in the porosity of the sublayer and, as a consequence, a decrease in corrosion and thermal resistance of the coating and a decrease in the service life of the thermally stressed part.
Кроме того, необходимость использования двух разных методов нанесения покрытия: газопламенного и плазменного напыления, приведет к увеличению количества технологических операций и, соответственно, повышению трудоемкости и стоимости технологического процесса.In addition, the need to use two different methods of coating: flame and plasma spraying will lead to an increase in the number of technological operations and, accordingly, an increase in the labor intensity and cost of the technological process.
Технической задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение является повышение эксплуатационного ресурса работы энергетической газовой турбины большой мощности, в том числе деталей габаритных камер сгорания, путем их защиты от воздействия высоких температур и эрозии с помощью формирования долговечных ТЗП, упрощение технологического процесса их нанесения и повышение промышленной безопасности его осуществления.The technical problem to which the proposed invention is aimed is to increase the service life of a high-power power gas turbine, including parts of large combustion chambers, by protecting them from high temperatures and erosion by forming long-lasting TZP, simplifying the technological process of their application and increasing industrial safety of its implementation.
Технический результат достигается предлагаемым способом получения теплозащитного покрытия, включающем нанесение металлического подслоя из сплава системы MCrAlY, где M=Fe, Со, Ni и внешнего керамического слоя из материала состава YSZ (ZrCte частично стабилизированного 6-8% по массе Y2O3), методом атмосферного плазменного напыления с использованием воздуха в качестве плазмообразующего газа, причем указанный металлический подслой наносят в высокоскоростном режиме напыления со скоростью потока частиц не менее 600 м/с, а внешний керамический слой наносят в режиме низкоскоростного высокоэнтальпийного воздушного потока.The technical result is achieved by the proposed method for producing a heat-protective coating, including the application of a metal sublayer from an alloy of the MCrAlY system, where M = Fe, Co, Ni and an external ceramic layer from a material of composition YSZ (ZrCte partially stabilized with 6-8% by weight Y 2 O 3 ), by atmospheric plasma spraying using air as a plasma-forming gas, wherein said metal sublayer is applied in a high-speed spraying mode with a particle flow rate of at least 600 m/s, and the outer ceramic layer is applied in a low-speed, high-enthalpy air flow mode.
Металлический подслой наносят методом высокоскоростного атмосферного плазменного напыления с целью обеспечения процесса формирования покрытий с низкой пористостью (менее 2%), высокой адгезией и жаростойкостью. Желаемые характеристики металлического подслоя, обеспечиваются за счет организации высокой скорости потока частиц порошкового металлического материала при соударении с рабочей поверхностью детали. Для достижения нужного эффекта используется режим работы электродугового плазмотрона с расчетным расходом плазмообразующего воздуха не менее 300 гр./мин., а также, имеющая определенный гранулометрический состав фракция металлического порошка с диаметром частиц менее 60 мкм, конкретно 15-45 мкм.The metal sublayer is applied using high-speed atmospheric plasma spraying to ensure the formation of coatings with low porosity (less than 2%), high adhesion and heat resistance. The desired characteristics of the metal sublayer are ensured by organizing a high flow rate of particles of powdered metal material upon impact with the working surface of the part. To achieve the desired effect, the operating mode of an electric arc plasma torch is used with a calculated flow rate of plasma-forming air of at least 300 g/min, as well as a fraction of metal powder having a certain granulometric composition with a particle diameter of less than 60 microns, specifically 15-45 microns.
Полученный плотный металлический подслой обеспечивает защиту основного металла от высокотемпературной коррозии и прочную связь с внешним керамическим слоем покрытия. На основании расчетно-экспериментального исследования была определена оптимальная толщина необходимого металлического слоя в 100-200 мкм.The resulting dense metal sublayer provides protection of the base metal from high-temperature corrosion and a strong bond with the outer ceramic coating layer. Based on computational and experimental research, the optimal thickness of the required metal layer was determined to be 100-200 microns.
Напыление металлического подслоя покрытия меньше 100 мкм не дает требуемой защиты от высокотемпературной коррозии, а при толщине металлического подслоя более 200 мкм происходит увеличение остаточных термических нагрузок в подслое из-за чего увеличивается вероятность его отслоения от рабочей поверхности детали.Spraying a metal sublayer of coating less than 100 microns does not provide the required protection against high-temperature corrosion, and when the thickness of the metal sublayer is more than 200 microns, the residual thermal loads in the sublayer increase, which increases the likelihood of its detachment from the working surface of the part.
Внешний керамический слой из материала на основе оксида циркония (YSZ) наносят методом атмосферного плазменного напыления, с использованием воздуха в качестве плазмообразующего газа, в режиме низкоскоростного высокоэнтальпийного воздушного потока с целью защиты подложки от термического воздействия газа в камере сгорания, а именно - создания теплового сопротивления (термобарьера) и снижения температуры основного металла рабочей поверхности камеры сгорания. Для снижения теплопроводности внешний керамический слой формируют с высокой пористостью от 8% до 25%, образующейся за счет организации режима низкоскоростного высокоэнтальпийного воздушного потока и использования широкой фракции порошкового материала YSZ в диапазоне диаметров частиц 20-125 мкм, конкретно, 45-100 мкм.An outer ceramic layer made of a material based on zirconium oxide (YSZ) is applied by atmospheric plasma spraying, using air as a plasma-forming gas, in a low-speed, high-enthalpy air flow mode in order to protect the substrate from the thermal effects of gas in the combustion chamber, namely, creating thermal resistance (thermal barrier) and reducing the temperature of the base metal of the working surface of the combustion chamber. To reduce thermal conductivity, the outer ceramic layer is formed with high porosity from 8% to 25%, formed by organizing a low-speed, high-enthalpy air flow and using a wide fraction of YSZ powder material in the range of particle diameters 20-125 microns, specifically 45-100 microns.
Предлагаемое изобретение осуществляется следующим образом.The present invention is carried out as follows.
Напыляемые рабочие поверхности деталей камеры сгорания мощной газотурбинной установки, выполненные из никель-хромового сплава, предварительно подвергают дробеструйной обработке и обезжириванию. Напыление металлического подслоя и внешнего керамического слоя покрытия производят методом атмосферного плазменного напыления с использованием воздуха в качестве плазмообразующего газа. После предварительной подготовки рабочей поверхности детали на нее наносится плотный металлический жаростойкий подслой из порошкового материала на основе сплава системы MCrAlY (М=Ni, Со, Fe или их сочетание) с размером частиц менее 60 мкм, конкретно, 15-45 мкм, в высокоскоростном режиме напыления со скоростью потока частиц не менее 600 м/с. Получают плотный металлический подслой толщиной 100-200 мкм. с пористостью менее 2% и высокой адгезией к внешнему керамическому слою.The sprayed working surfaces of the combustion chamber parts of a powerful gas turbine unit, made of nickel-chromium alloy, are preliminarily shot blasted and degreased. Sputtering of the metal sublayer and the outer ceramic layer of the coating is carried out by atmospheric plasma spraying using air as a plasma-forming gas. After preliminary preparation of the working surface of the part, a dense metal heat-resistant sublayer of powder material based on the alloy of the MCrAlY system (M=Ni, Co, Fe or a combination thereof) with a particle size of less than 60 microns, specifically 15-45 microns, is applied to it in high-speed mode spraying with a particle flow rate of at least 600 m/s. A dense metal sublayer with a thickness of 100-200 microns is obtained. with porosity less than 2% and high adhesion to the outer ceramic layer.
Низкая пористость металлического подслоя обеспечивается за счет организации скорости потока частиц не менее 600 м/с за счет высокого давления, которое достигается при соударении частиц о подложку (рабочую поверхность детали).Low porosity of the metal sublayer is ensured by organizing a particle flow velocity of at least 600 m/s due to the high pressure that is achieved when particles collide with the substrate (working surface of the part).
Внешний керамический слой с пористостью от 8% до 25% наносят из порошкового материала YSZ (ZrO2/6-8% по массе Y2O3) с размером частиц в диапазоне от 20 до 125 мкм, конкретно, от 45 до 100 мкм, методом атмосферного плазменного напыления в режиме низкоскоростного высокоэнтальпийного воздушного потока. Внешний керамический слой наносят на металлический подслой, толщиной 300-700 мкм.An outer ceramic layer with a porosity of 8% to 25% is applied from YSZ (ZrO 2 /6-8% by weight Y 2 O 3 ) powder material with a particle size ranging from 20 to 125 μm, specifically from 45 to 100 μm, by atmospheric plasma spraying in low-speed, high-enthalpy air flow mode. The outer ceramic layer is applied to a metal sublayer with a thickness of 300-700 microns.
Пример конкретного выполнения предлагаемого изобретения представлен в нижеприведенном примере и иллюстрируется фиг. 1, 2.An example of a specific implementation of the present invention is presented in the example below and is illustrated in Fig. 12.
На внутренней поверхности детали камеры сгорания мощной газотурбинной установки, выполненной из никелевого сплава 1п617, необходимо сформировать теплозащитное покрытие. После подготовки поверхности, в высокоскоростном режиме напыления наносят металлический подслой методом атмосферного плазменного напыления порошка ПВ-НХ16Ю6Ит, выпускаемого в промышленном масштабе. Средняя скорость потока частиц порошкового материала составляла 650 м/с. Порошок является сплавом системы MCrAlY, где М=Ni с размером частиц 20-45 мкм. Толщина полученного металлического подслоя составляла 150 мкм при показателе пористости 1.7%. Использован электродуговой плазмотрон постоянного тока типа ПНК-50 с межэлектродными вставками, конструкции ИТПМ СО РАН им. Христиановича. (описан в статье: Особенности формирования износостойких покрытий с помощью сверхзвукового плазмотрона / В.И. Кузьмин [и др.] // Труды 13-й международной конференции («Пленки и покрытия-2017»), Санкт-Петербург, 18-20 апреля 2017 г. - С. 97-100.). Для обеспечения сканирования поверхности плазмотрон был установлен на промышленный робот.Параметры напыления: расход плазмообразующего воздуха 7 г/с, сила тока 140 А.On the inner surface of the combustion chamber part of a powerful gas turbine unit, made of nickel alloy 1p617, it is necessary to form a heat-protective coating. After preparing the surface, a metal sublayer is applied in a high-speed spraying mode using atmospheric plasma spraying of PV-NH16Yu6It powder, produced on an industrial scale. The average flow velocity of powder material particles was 650 m/s. The powder is an alloy of the MCrAlY system, where M=Ni with a particle size of 20-45 microns. The thickness of the resulting metal sublayer was 150 μm with a porosity index of 1.7%. A direct current electric arc plasma torch of the PNK-50 type with interelectrode inserts, designed by the ITAM SB RAS named after. Khristianovich. (described in the article: Features of the formation of wear-resistant coatings using a supersonic plasmatron / V.I. Kuzmin [et al.] // Proceedings of the 13th international conference (“Films and coatings-2017”), St. Petersburg, April 18-20 2017 - pp. 97-100). To ensure surface scanning, the plasmatron was installed on an industrial robot. Sputtering parameters: plasma-forming air flow rate 7 g/s, current 140 A.
Затем наносят внешний керамический слой состава: ZrO2/ частично стабилизированный оксидом иттрия Y2O3, 7.2% по массе, методом атмосферного плазменного напыления в режиме низкоскоростного высокоэнтальпийного воздушного потока. Гранулометрический состав частиц порошка составлял 45-100 мкм.Then an outer ceramic layer of the composition: ZrO 2 / partially stabilized with yttria Y 2 O 3 , 7.2% by weight, is applied by atmospheric plasma spraying in low-speed, high-enthalpy air flow mode. The granulometric composition of the powder particles was 45-100 microns.
Параметры напыления: расход плазмообразующего воздуха 1.5 г/с, сила тока 200 А. Толщина внешнего керамического слоя составила 400 мкм при пористости 29%. Микроструктура полученного покрытия представлена на фиг. 1.Spraying parameters: plasma air flow rate 1.5 g/s, current 200 A. The thickness of the outer ceramic layer was 400 μm with a porosity of 29%. The microstructure of the resulting coating is shown in Fig. 1.
По результатам измерений теплопроводность ТЗП составила 0.83 Вт/(м⋅К) при 1000°С, что позволило снизить температуру основного металла на 100°С в условиях рабочих температур камеры сгорания газотурбинной установки, за счет чего увеличить эксплуатационный ресурс работы детали на 20%.According to the measurement results, the thermal conductivity of the TZP was 0.83 W/(m⋅K) at 1000°C, which made it possible to reduce the temperature of the base metal by 100°C under the operating temperatures of the combustion chamber of a gas turbine unit, thereby increasing the service life of the part by 20%.
Были проведены испытания образцов материала элементов камеры сгорания с ТЗП на термоциклическую стойкость в режиме 1100↔400°С. Результаты представлены на фиг. 2 (изображения образца на разных стадиях термоциклических испытаний). На 50 цикле, на покрытии стали заметны черные точки, которые связаны с нестехиометрическими включениями в порошок YSZ. Развитие периферийных дефектов, возникших под термопарой в алюмосиликатном чехле, началось на 330 цикле и продолжалось в ходе испытаний, однако они не повлияли на целостность покрытия на рабочей поверхности образца вплоть до 1500 цикла испытаний. Стойкость образца двухслойного теплозащитного покрытия к термоциклическому нагружению в режиме 1100-400°С составила не менее 1500 циклов. Разрушения покрытия на контрольной поверхности не зафиксировано.Tests of material samples of combustion chamber elements with TZP were carried out for thermal cyclic resistance in the mode of 1100↔400°C. The results are presented in Fig. 2 (images of the sample at different stages of thermal cycling tests). At cycle 50, black dots became noticeable on the coating, which are associated with non-stoichiometric inclusions in the YSZ powder. The development of peripheral defects that arose under the thermocouple in the aluminosilicate sheath began at cycle 330 and continued during the tests, but they did not affect the integrity of the coating on the working surface of the sample up to cycle 1500. The resistance of the two-layer heat-protective coating sample to thermal cyclic loading in the 1100-400°C mode was no less than 1500 cycles. No destruction of the coating on the control surface was detected.
Таким образом, использование предлагаемого способа напыления теплозащитного покрытия, позволяет повысить эксплуатационный ресурс деталей камеры сгорания мощной газовой турбины, в том числе и наиболее теплонапряженной внутренней поверхности, от воздействия высоких температур, упростить технологический процесс нанесения теплозащитных покрытий и повысить безопасность его осуществления за счет применения в качестве плазмообразующего газа атмосферного воздуха и исключения из технологического процесса использования горючих газов.Thus, the use of the proposed method of spraying a heat-protective coating makes it possible to increase the service life of the combustion chamber parts of a powerful gas turbine, including the most heat-stressed internal surface, from exposure to high temperatures, simplify the technological process of applying heat-protective coatings and increase the safety of its implementation due to its use in as a plasma-forming gas of atmospheric air and exclusion of the use of flammable gases from the technological process.
Claims (1)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2813539C1 true RU2813539C1 (en) | 2024-02-13 |
Family
ID=
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6521293B1 (en) * | 1997-02-06 | 2003-02-18 | Hitachi, Ltd. | Method for producing a ceramic-coated blade of gas turbine |
| JP2004270032A (en) * | 2003-02-17 | 2004-09-30 | Japan Fine Ceramics Center | Thermal barrier coating member and its producing method |
| US8986792B2 (en) * | 2012-02-23 | 2015-03-24 | Oerlikon Metco Ag | Method of applying a thermal barrier coating |
| RU2545881C2 (en) * | 2013-06-28 | 2015-04-10 | Фонд поддержки научной, научно-технической и инновационной деятельности "Энергия без границ" (Фонд "Энергия без границ") | Multilayer thermal-protective coating method |
| RU2674784C1 (en) * | 2013-11-19 | 2018-12-13 | Сафран Эркрафт Энджинз | Integrated sintering process for microcracking and erosion resistance of thermal barriers |
| RU2762611C2 (en) * | 2017-06-12 | 2021-12-21 | Сафран | Coated part for gas turbine engine and its manufacturing method |
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6521293B1 (en) * | 1997-02-06 | 2003-02-18 | Hitachi, Ltd. | Method for producing a ceramic-coated blade of gas turbine |
| JP2004270032A (en) * | 2003-02-17 | 2004-09-30 | Japan Fine Ceramics Center | Thermal barrier coating member and its producing method |
| US8986792B2 (en) * | 2012-02-23 | 2015-03-24 | Oerlikon Metco Ag | Method of applying a thermal barrier coating |
| RU2545881C2 (en) * | 2013-06-28 | 2015-04-10 | Фонд поддержки научной, научно-технической и инновационной деятельности "Энергия без границ" (Фонд "Энергия без границ") | Multilayer thermal-protective coating method |
| RU2674784C1 (en) * | 2013-11-19 | 2018-12-13 | Сафран Эркрафт Энджинз | Integrated sintering process for microcracking and erosion resistance of thermal barriers |
| RU2762611C2 (en) * | 2017-06-12 | 2021-12-21 | Сафран | Coated part for gas turbine engine and its manufacturing method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Stöver et al. | New material concepts for the next generation of plasma-sprayed thermal barrier coatings | |
| US7326470B2 (en) | Thin 7YSZ, interfacial layer as cyclic durability (spallation) life enhancement for low conductivity TBCs | |
| Karaoglanli et al. | Structure and durability evaluation of YSZ+ Al2O3 composite TBCs with APS and HVOF bond coats under thermal cycling conditions | |
| EP1829984B1 (en) | Process for making a high density thermal barrier coating | |
| US5683761A (en) | Alpha alumina protective coatings for bond-coated substrates and their preparation | |
| US9023486B2 (en) | Thermal barrier coating systems and processes therefor | |
| US7537806B2 (en) | Method for producing a thermal barrier coating on a substrate | |
| Tailor et al. | Development of a new TBC system for more efficient gas turbine engine application | |
| EP3748031B1 (en) | Reflective coating and coating process therefor | |
| JP2003138368A (en) | Thermal barrier coating | |
| KR20030068054A (en) | Hybrid thermal barrier coating and method of making the same | |
| Avci et al. | Microstructure and oxidation behavior of atmospheric plasma-sprayed thermal barrier coatings | |
| US20190047253A1 (en) | Adhesion promoter layer for joining a high-temperature protection layer to a substrate, and method for producing same | |
| Xu et al. | Effects of laser remelting and oxidation on NiCrAlY/8Y 2 O 3-ZrO 2 thermal barrier coatings | |
| Saral et al. | Thermal cycle properties of plasma sprayed YSZ/Al2O3 thermal barrier coatings | |
| Das et al. | Thermal cyclic behavior of glass–ceramic bonded thermal barrier coating on nimonic alloy substrate | |
| Wu et al. | Microstructures, properties and failure analysis of (ZrO2-8wt.% Y2O3)/((Co, Ni) Cr Al Y) Thermal Barrier Coatings | |
| RU2813539C1 (en) | Method of applying heat-protective coating to parts of gas turbine unit | |
| Vassen et al. | Conventional and new materials for thermal barrier coatings | |
| Vencl et al. | Thermal cycling behaviour of plasma sprayed NiCr-Al-Co-Y2O3 bond coat in thermal barrier coating system | |
| Das et al. | Application of functionally graded materials as thermal insulator in high temperature engineering components | |
| Alam et al. | High-Temperature Resistant Coatings for Strategic Aero-space Applications. | |
| RU2791046C1 (en) | Method for applying a heat-shielding coating with a double ceramic heat-barrier layer | |
| JPH08246901A (en) | Thermal insulation coating film excellent in oxidation resistance | |
| RU2305034C1 (en) | Method of application of the protective coatings on the details |