RU2816827C1 - Multilayer thermionic protective coating for heat-resistant alloy part - Google Patents
Multilayer thermionic protective coating for heat-resistant alloy part Download PDFInfo
- Publication number
- RU2816827C1 RU2816827C1 RU2023125261A RU2023125261A RU2816827C1 RU 2816827 C1 RU2816827 C1 RU 2816827C1 RU 2023125261 A RU2023125261 A RU 2023125261A RU 2023125261 A RU2023125261 A RU 2023125261A RU 2816827 C1 RU2816827 C1 RU 2816827C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- zirconium dioxide
- coating
- nanoparticles
- layer
- heat
- Prior art date
Links
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 title claims abstract description 18
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 title description 5
- 239000000956 alloy Substances 0.000 title description 5
- RVTZCBVAJQQJTK-UHFFFAOYSA-N oxygen(2-);zirconium(4+) Chemical compound [O-2].[O-2].[Zr+4] RVTZCBVAJQQJTK-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 25
- MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N ZrO2 Inorganic materials O=[Zr]=O MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 22
- 239000002105 nanoparticle Substances 0.000 claims abstract description 22
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims abstract description 15
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims abstract description 15
- 239000003870 refractory metal Substances 0.000 claims abstract description 15
- 229910000753 refractory alloy Inorganic materials 0.000 claims 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 abstract description 30
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 abstract description 28
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 8
- 230000009467 reduction Effects 0.000 abstract description 3
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 abstract description 2
- 239000010959 steel Substances 0.000 abstract description 2
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 2
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 48
- 238000000034 method Methods 0.000 description 15
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 14
- 238000000137 annealing Methods 0.000 description 10
- VVTSZOCINPYFDP-UHFFFAOYSA-N [O].[Ar] Chemical compound [O].[Ar] VVTSZOCINPYFDP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 7
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 7
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 5
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 5
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 5
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 5
- WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N tungsten Chemical compound [W] WFKWXMTUELFFGS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 229910052721 tungsten Inorganic materials 0.000 description 5
- 239000010937 tungsten Substances 0.000 description 5
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 4
- 239000002082 metal nanoparticle Substances 0.000 description 3
- 229910001928 zirconium oxide Inorganic materials 0.000 description 3
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- ZOKXTWBITQBERF-UHFFFAOYSA-N Molybdenum Chemical compound [Mo] ZOKXTWBITQBERF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000003513 alkali Substances 0.000 description 2
- 229910052784 alkaline earth metal Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000011247 coating layer Substances 0.000 description 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 238000005468 ion implantation Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 229910052750 molybdenum Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000011733 molybdenum Substances 0.000 description 2
- 239000010409 thin film Substances 0.000 description 2
- QCWXUUIWCKQGHC-UHFFFAOYSA-N Zirconium Chemical compound [Zr] QCWXUUIWCKQGHC-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910001413 alkali metal ion Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910001420 alkaline earth metal ion Inorganic materials 0.000 description 1
- 150000001342 alkaline earth metals Chemical class 0.000 description 1
- 230000002547 anomalous effect Effects 0.000 description 1
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 239000010941 cobalt Substances 0.000 description 1
- 229910017052 cobalt Inorganic materials 0.000 description 1
- GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N cobalt atom Chemical compound [Co] GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 230000007812 deficiency Effects 0.000 description 1
- 230000008021 deposition Effects 0.000 description 1
- 230000005684 electric field Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 239000010408 film Substances 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 229910052735 hafnium Inorganic materials 0.000 description 1
- VBJZVLUMGGDVMO-UHFFFAOYSA-N hafnium atom Chemical compound [Hf] VBJZVLUMGGDVMO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000009533 lab test Methods 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 229910000601 superalloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052726 zirconium Inorganic materials 0.000 description 1
Abstract
Description
Изобретение относится к покрытию детали из жаропрочного сплава и может быть использовано при изготовлении деталей газовой турбины газотурбинных установок (ГТУ) и газотурбинных двигателей (ГД), в частности турбинных лопаток или теплозащитных экранов, или других объектов, испытывающих нагрев со стороны обтекающего их высокотемпературного потока газа.The invention relates to the coating of a part made of a heat-resistant alloy and can be used in the manufacture of gas turbine parts of gas turbine units (GTU) and gas turbine engines (GD), in particular turbine blades or heat shields, or other objects that are heated by the high-temperature gas flow flowing around them .
Известно теплозащитное покрытие [1], которое содержит наружный керамический слой со структурой пирохлора Gdv(ZrxHfy)Oz, изготовленный из смеси с соотношением гафния и циркония, составляющим 10:90 или 20:80, или 30:70, или 40:60, или 50:50, или 60:40, или 70:30, или 80:20, или 90:10.A heat-protective coating is known [1], which contains an outer ceramic layer with a pyrochlore structure Gd v (Zr x Hf y )O z made from a mixture with a ratio of hafnium and zirconium of 10:90 or 20:80, or 30:70, or 40:60, or 50:50, or 60:40, or 70:30, or 80:20, or 90:10.
Известно теплозащитное покрытие [2], которое включает формирование на защищаемой поверхности лопатки металлического подслоя, переходного металлокерамического слоя и внешнего керамического слоя. Переходный металлокерамический слой по его толщине формируют с пошаговым изменением соотношения содержания металла к керамике от 1% до 20% весовых на шаг, с уменьшением количества металла по толщине переходного слоя от 100% до 0%, при толщине переходного слоя от 8 мкм до 100 мкм.A heat-protective coating is known [2], which includes the formation of a metal sublayer, a transition metal-ceramic layer and an outer ceramic layer on the protected surface of the blade. The transition metal-ceramic layer along its thickness is formed with a step-by-step change in the ratio of metal to ceramic content from 1% to 20% by weight per step, with a decrease in the amount of metal along the thickness of the transition layer from 100% to 0%, with a thickness of the transition layer from 8 μm to 100 μm .
Недостатком аналогов является низкая теплопроводность материала, которая способствует возникновению больших температурных градиентов и температурных напряжений, которые могут явиться причиной разрушения защитного покрытия и защищаемого объекта, например, лопатки турбины ГД и ГТУThe disadvantage of analogues is the low thermal conductivity of the material, which contributes to the emergence of large temperature gradients and temperature stresses, which can cause destruction of the protective coating and the protected object, for example, turbine blades of gas turbine engines and gas turbine units.
Наиболее близким к заявляемому изобретению является устройство, описанное в патенте РФ на изобретение №2689343 «Многослойное термоэмиссионно-защитное покрытие для детали из жаропрочного сплава» [3], принятое в качестве ближайшего аналога. Описанное устройство состоит из двух или более слоев из диоксида циркония, разделенных жаростойкими металлическими слоями, при этом поверхность верхнего слоя из диоксида циркония модифицирована ионами щелочного или щелочноземельного металла с образованием участков с работой выхода электронов (РВЭ) ниже работы выхода электронов остальной поверхности.The closest to the claimed invention is the device described in the Russian Federation patent for invention No. 2689343 “Multilayer thermal emission protective coating for a part made of a heat-resistant alloy” [3], adopted as the closest analogue. The described device consists of two or more layers of zirconium dioxide separated by heat-resistant metal layers, while the surface of the upper layer of zirconium dioxide is modified with alkali or alkaline earth metal ions to form areas with an electron work function (EWF) below the electron work function of the rest of the surface.
Устройство, принятое в качестве прототипа работает следующим образом. При нагреве обтекаемой поверхности с модифицированным внешнем слоем будет происходить термоэлектронная эмиссия электронов. В результате поверхность охлаждается. При этом электроны переносятся с более нагретого на менее нагретый участок за счет взаимодействия с потоком газа. В результате повышается долговечность защищаемого изделия.The device adopted as a prototype works as follows. When a streamlined surface with a modified outer layer is heated, thermionic emission of electrons will occur. As a result, the surface cools. In this case, electrons are transferred from a more heated to a less heated area due to interaction with the gas flow. As a result, the durability of the protected product increases.
Недостатком ближайшего аналога является низкая надежность по причине быстрого (в пределах получаса) выхода щелочных и щелочноземельных металлов из покрытия оксида циркония. Это приводит к прекращению термоэмиссионного охлаждения и увеличению температуры и температурных градиентов/напряжений в детали из жаропрочного сплава, например, лопатки турбины. Время до разрушения детали сильно уменьшается.The disadvantage of the closest analogue is low reliability due to the rapid (within half an hour) release of alkali and alkaline earth metals from the zirconium oxide coating. This causes thermionic cooling to cease and increases temperature and temperature gradients/stresses in a superalloy part such as a turbine blade. The time until the part fails is greatly reduced.
Целью заявляемого изобретения является повышение стойкости покрытия.The purpose of the claimed invention is to increase the durability of the coating.
Технический результат, достигаемый при реализации заявляемого изобретения, заключается в снижении температуры покрытия, температурных градиентов и температурных напряжений. Указанная цель достигается за счет того, что в покрытии, состоящем из двух или более слоев из диоксида циркония, разделенных жаростойкими металлическими слоями, в поверхность верхнего слоя из диоксида циркония добавлены наночастицы тугоплавких металлов, причем расстояние от верхних поверхностей наночастиц тугоплавких металлов, полностью находящихся под поверхностью диоксида циркония, до поверхности верхнего слоя диоксида циркония не более 10 нм. При этом наночастицы тугоплавкого металла равномерно распределены в объеме верхнего слоя диоксида циркония.The technical result achieved by implementing the claimed invention is to reduce the coating temperature, temperature gradients and temperature stresses. This goal is achieved due to the fact that in a coating consisting of two or more layers of zirconium dioxide separated by heat-resistant metal layers, nanoparticles of refractory metals are added to the surface of the top layer of zirconium dioxide, and the distance from the upper surfaces of the nanoparticles of refractory metals is completely under surface of zirconium dioxide, to the surface of the top layer of zirconium dioxide no more than 10 nm. In this case, nanoparticles of refractory metal are evenly distributed throughout the volume of the upper layer of zirconium dioxide.
Технический результат, достигаемый при реализации заявляемого изобретения, заключается в повышении стойкости покрытия за счет снижения температуры покрытия, температурных градиентов и температурных напряжений при термоэлектронной эмиссии и термоэмиссионном охлаждении.The technical result achieved by implementing the claimed invention is to increase the durability of the coating by reducing the coating temperature, temperature gradients and temperature stresses during thermionic emission and thermionic cooling.
Это приводит к повышению надежности и долговечности защитных покрытий деталей из жаропрочных сталей от теплового и механического воздействия.This leads to increased reliability and durability of protective coatings of parts made of heat-resistant steels from thermal and mechanical influence.
на Фиг. 1, приведено схематическое изображение покрытия.in Fig. 1 shows a schematic representation of the coating.
Многослойное покрытие, нанесенное на поверхность детали 1 (см.Фиг.1), состоит из слоев 2 двуокиси циркония, разделенных жаростойкими металлическими слоями 3, 4, 5, области 6 и 7 с пониженной РВЭ, наночастицы тугоплавких металлов 8.The multilayer coating applied to the surface of part 1 (see Fig. 1) consists of layers 2 of zirconium dioxide, separated by heat-resistant metal layers 3, 4, 5, areas 6 and 7 with reduced REF, nanoparticles of refractory metals 8.
Многослойное покрытие может быть сформировано с применением современных технологий нанесения покрытий на детали ГТУ и ГД, например, магнетронного среднечастотного плазмохимического метода, когда в среде аргонно-кислородной плазмы на детали 1 наносят верхний слой ZrO2 с одновременной подачей наночастиц вольфрама в область формирования покрытия. Подача наночастиц вольфрама осуществляется таким образом, чтобы обеспечить расположение верхней поверхности наночастиц металла на расстоянии от поверхности слоя ZrO2 не более 10 нм. При этом наночастицы вольфрама равномерно распределяются в объеме верхнего слоя ZrO2 для обеспечения работоспособности покрытия на фоне эрозии слоя оксида циркония в процессе всего срока эксплуатации покрытия детали 1.A multilayer coating can be formed using modern technologies for applying coatings to gas turbine and gas turbine parts, for example, the magnetron mid-frequency plasma-chemical method, when a top layer of ZrO 2 is applied to parts 1 in an argon-oxygen plasma environment with the simultaneous supply of tungsten nanoparticles to the coating formation area. The supply of tungsten nanoparticles is carried out in such a way as to ensure that the upper surface of the metal nanoparticles is located at a distance from the surface of the ZrO 2 layer of no more than 10 nm. In this case, tungsten nanoparticles are evenly distributed in the volume of the top ZrO 2 layer to ensure the performance of the coating against the background of erosion of the zirconium oxide layer during the entire service life of the coating of part 1.
Заявляемое изобретение работает следующим образом.The claimed invention works as follows.
При нагреве поверхности защищаемого объекта, например, продуктами сгорания топливовоздушной смеси, с поверхности верхнего слоя из области 6 с наночастиц 8 верхнего слоя 2 покрытия начинают выходить и уноситься потоком газа высокоэнергичные электроны, охлаждая при этом область 6 верхнего слоя покрытия, то есть температура области становится ниже. Сниженная РВЭ верхнего слоя 2 покрытия способствует более интенсивному выходу термоэлектронов из области 6. При этом, чем выше температура нагретых областей защитного покрытия, например, передней кромки лопатки турбин, тем больше отводится тепловой энергии электронами термоэмиссии.When the surface of the protected object is heated, for example, by combustion products of the air-fuel mixture, high-energy electrons begin to emerge from the surface of the upper layer from the area 6 from the nanoparticles 8 of the upper coating layer 2 and are carried away by the gas flow, while cooling the area 6 of the upper coating layer, that is, the temperature of the area becomes below. The reduced EWF of the top layer 2 of the coating contributes to a more intense release of thermionic electrons from region 6. Moreover, the higher the temperature of the heated areas of the protective coating, for example, the leading edge of a turbine blade, the more thermal energy is removed by thermionic electrons.
Далее газ движется вдоль поверхности защищаемого объекта. Одновременно электроны из потока рабочего тела проникают в материал покрытия в области 7, имеющей меньшую температуру по сравнению с областью 6, частично нагревая ее. При этом происходит автораспределение функций катода (катод всегда более нагретая область) и анода между областями 6 и 7 верхнего слоя 2 покрытия одного и того же защищаемого объекта, имеющими при этом различную температуру, за счет возникшего дефицита электронов в области 6 и их избытка в области 7. Далее электроны вдоль слоев 1-5 (3 слоя оксида циркония (позиция 2) и три металлических слоя 3, 4, 5) покрытия из менее нагретой области 7 защищаемого объекта возвращаются в более нагретую область 6. При движении от менее нагретой области 7 защищаемого объекта к более нагретой области 6 происходит выделение тепловой энергии за счет движения электрического тока, то есть Джоулев нагрев, что означает перераспределение тепла области 6 по толщине защитного покрытия. Таким образом, тепло термоэлектронов, с поверхности катода размазывается в объеме защищаемого элемента, уменьшая максимальные температуры защищаемого элемента, и снижая градиенты по объему.The gas then moves along the surface of the protected object. At the same time, electrons from the working fluid flow penetrate into the coating material in region 7, which has a lower temperature compared to region 6, partially heating it. In this case, the functions of the cathode (the cathode is always the hotter region) and the anode are automatically distributed between regions 6 and 7 of the top layer 2 of the coating of the same protected object, which have different temperatures, due to the resulting deficiency of electrons in region 6 and their excess in the region 7. Next, electrons along layers 1-5 (3 layers of zirconium oxide (position 2) and three metal layers 3, 4, 5) of the coating from the less heated area 7 of the protected object return to the more heated area 6. When moving from the less heated area 7 When moving the protected object to a hotter area 6, thermal energy is released due to the movement of electric current, that is, Joule heating, which means the redistribution of heat from area 6 across the thickness of the protective coating. Thus, the heat of thermionic electrons from the surface of the cathode is spread in the volume of the protected element, reducing the maximum temperatures of the protected element, and reducing the volume gradients.
При нагреве многослойного термоэмиссионного защитного покрытия происходит нагрев наночастиц тугоплавких металлов 8 до рабочих температур детали 1. При этом наночастицы тугоплавких металлов 8 при нагреве начинают испускать электроны, происходит термоэлектронная эмиссия и термоэмиссионное охлаждение. При эрозии многослойного термоэмиссионного защитного покрытия происходит унос наночастиц тугоплавких металлов 8 с поверхности, и вместо них в работу вступают наночастицы тугоплавких металлов 8, которые расположены на расстоянии до 10 нм от нового уровня поверхности многослойного термоэмиссионного защитного покрытия из диоксида циркония.When a multilayer thermionic protective coating is heated, nanoparticles of refractory metals 8 are heated to the operating temperatures of part 1. In this case, nanoparticles of refractory metals 8, when heated, begin to emit electrons, thermionic emission and thermionic cooling occur. When a multilayer thermionic protective coating is eroded, nanoparticles of refractory metals 8 are carried away from the surface, and instead of them, nanoparticles of refractory metals 8, which are located at a distance of up to 10 nm from the new surface level of the multilayer thermionic protective coating made of zirconium dioxide, come into operation.
Известно, что тонкие пленки диоксида циркония на тугоплавких металлах способствуют снижению РВЭ этих металлов [4]. Одновременно, тонкие пленки до 10 нм не формируют барьеры для эмитирующих электронов [5]. Таким образом, термоэмиссия становится более интенсивной, при этом эмитирующие частицы защищены от окисления наличием слоя диоксида циркония что повышает их стойкость в верхнемм лое диоксида циркония 2.It is known that thin films of zirconium dioxide on refractory metals help to reduce the REE of these metals [4]. At the same time, thin films up to 10 nm do not form barriers to emitting electrons [5]. Thus, thermal emission becomes more intense, while the emitting particles are protected from oxidation by the presence of a layer of zirconium dioxide, which increases their resistance in the upper layer of zirconium dioxide 2.
Технический результат, достигаемый при реализации заявляемого изобретения, заключается в повышении надежности покрытия за счет снижения температуры покрытия, температурных градиентов и температурных напряжений при термоэлектронной эмиссии и термоэмиссионном охлаждении.The technical result achieved by implementing the claimed invention is to increase the reliability of the coating by reducing the coating temperature, temperature gradients and temperature stresses during thermionic emission and thermionic cooling.
Пример 1.Example 1.
На лопатку турбины вакуумно-плазменным методом наносят металлический слой состава Co-32Cr-3Al-1Y. Далее лопатку турбины подвергают отжигу в вакууме. Далее магнетронным среднечастотным плазмохимическим методом в среде аргонно-кислородной плазмы на ЛТ наносят второй слой ZrO2 с последующим отжигом в вакууме. Далее вакуумно-плазменным методом наносят металлический слой Co-26Cr-9Al-1Y и также проводят отжиг в вакууме. Магнетронным среднечастотным плазмохимическим методом в среде аргонно-кислородной плазмы на лопатку турбины наносят четвертый слой ZrO2 с отжигом в вакууме. Далее вакуумно-плазменным методом на ЛТ наносят слой Co-22Cr-13Al-1Y. Далее отжиг в вакууме. После магнетронным среднечастотным плазмохимическим методом в среде аргонно-кислородной плазмы на лопатку турбины наносят шестой верхний слой ZrO2 с одновременной подачей наночастиц вольфрама в область формирования покрытия. Подача наночастиц вольфрама осуществляется таким образом, чтобы обеспечить расположение верхней поверхности наночастиц металла на расстоянии от поверхности слоя ZrO2 не более 10 нм. Производят отжиг в вакууме. Таким образом, обеспечивается снижение РВЭ областей верхнего слоя ZrO2 и получается покрытие с частично сниженной работой выхода - термоэмиссионное защитное покрытие.A metal layer of the composition Co-32Cr-3Al-1Y is applied to the turbine blade using the vacuum-plasma method. Next, the turbine blade is annealed in a vacuum. Next, a second layer of ZrO 2 is applied to the LT using the magnetron mid-frequency plasma-chemical method in an argon-oxygen plasma environment, followed by annealing in a vacuum. Next, a metal layer of Co-26Cr-9Al-1Y is applied using the vacuum-plasma method and annealing is also carried out in vacuum. Using the magnetron mid-frequency plasma-chemical method in an argon-oxygen plasma environment, a fourth layer of ZrO 2 is applied to the turbine blade with annealing in a vacuum. Next, a layer of Co-22Cr-13Al-1Y is applied to the LT using the vacuum-plasma method. Next is annealing in vacuum. After using the magnetron mid-frequency plasma-chemical method in an argon-oxygen plasma environment, the sixth top layer of ZrO 2 is applied to the turbine blade with the simultaneous supply of tungsten nanoparticles to the coating formation area. The supply of tungsten nanoparticles is carried out in such a way as to ensure that the upper surface of the metal nanoparticles is located at a distance from the surface of the ZrO 2 layer of no more than 10 nm. Annealing is carried out in a vacuum. This ensures a reduction in the electrical energy density of the areas of the upper ZrO 2 layer and results in a coating with a partially reduced work function - a thermionic protective coating.
Пример 2.Example 2.
На лопатку турбины вакуумно-плазменным методом наносят металлический слой состава Co-32Cr-3Al-1Y. Далее лопатку турбины подвергают отжигу в вакууме. Далее магнетронным среднечастотным плазмохимическим методом в среде аргонно-кислородной плазмы на лопатку турбины наносят второй слой ZrO2 с последующим отжигом в вакууме. Далее вакуумно-плазменным методом наносят металлический слой Co-26Cr-9Al-1Y и также проводят отжиг в вакууме. Магнетронным среднечастотным плазмохимическим методом в среде аргонно-кислородной плазмы на лопатку турбины наносят четвертый слой ZrO2 с отжигом в вакууме. Далее вакуумно-плазменным методом на лопатку турбины наносят слой Co-22Cr-13Al-1Y. Далее отжиг в вакууме. После магнетронным среднечастотным плазмохимическим методом в среде аргонно-кислородной плазмы на лопатку турбины наносят шестой верхний слой ZrO2 с одновременной подачей наночастиц молибдена в область формирования покрытия.A metal layer of the composition Co-32Cr-3Al-1Y is applied to the turbine blade using the vacuum-plasma method. Next, the turbine blade is annealed in a vacuum. Next, a second layer of ZrO 2 is applied to the turbine blade using the magnetron mid-frequency plasma-chemical method in an argon-oxygen plasma environment, followed by annealing in a vacuum. Next, a metal layer of Co-26Cr-9Al-1Y is applied using the vacuum-plasma method and annealing is also carried out in vacuum. Using the magnetron mid-frequency plasma-chemical method in an argon-oxygen plasma environment, a fourth layer of ZrO 2 is applied to the turbine blade with annealing in a vacuum. Next, a layer of Co-22Cr-13Al-1Y is applied to the turbine blade using the vacuum-plasma method. Next is annealing in vacuum. After using the magnetron mid-frequency plasma-chemical method in an argon-oxygen plasma environment, the sixth top layer of ZrO 2 is applied to the turbine blade with the simultaneous supply of molybdenum nanoparticles to the coating formation area.
Подача наночастиц молибдена осуществляется таким образом, чтобы обеспечить расположение верхней поверхности наночастиц металла на расстоянии от поверхности слоя ZrO2 не более 10 нм. Производят отжиг в вакууме. Таким образом, обеспечивается снижение РВЭ областей верхнего слоя ZrO2 и получается покрытие с частично сниженной работой выхода - термоэмиссионное защитное покрытие.The supply of molybdenum nanoparticles is carried out in such a way as to ensure that the upper surface of the metal nanoparticles is located at a distance from the surface of the ZrO 2 layer of no more than 10 nm. Annealing is carried out in a vacuum. This ensures a reduction in the electrical energy density of the areas of the upper ZrO 2 layer and results in a coating with a partially reduced work function - a thermionic protective coating.
Состав и количество промежуточных слоев определяется из принципа обеспечения работоспособности покрытия в условиях функционирования защищаемого объекта, например, лопатка турбины. В частности, покрытие может быть сформировано из металлического подслоя, переходного металлокерамического слоя и внешнего керамического слоя методами нанесения покрытий (например, магнетронное нанесение).The composition and number of intermediate layers are determined from the principle of ensuring the operability of the coating under the operating conditions of the protected object, for example, a turbine blade. In particular, the coating can be formed from a metal sublayer, a transition metal-ceramic layer, and an outer ceramic layer by coating methods (eg, magnetron deposition).
Как показывают приведенные примеры лабораторных испытаний, при реализации изобретения решается поставленная техническая задача и достигается технический результат, который заключается в том, что происходит выравнивание поля температур защищаемого объекта, снижение на данной основе максимальных температур и температурных напряжений на поверхности, а значит, повышается надежность и долговечность защищаемого объекта, например, лопаток турбин или передних кромок высокоскоростных летательных аппаратов.As the above examples of laboratory tests show, when implementing the invention, the stated technical problem is solved and a technical result is achieved, which consists in the fact that the temperature field of the protected object is leveled, on this basis the maximum temperatures and thermal stresses on the surface are reduced, which means that the reliability and durability of the protected object, for example, turbine blades or the leading edges of high-speed aircraft.
Заявляемое изобретение может найти применение при модернизации существующих объектов, например, ГТУ и ГД без внесения изменений в технологический процесс. Для этого необходимо произвести разбор турбины ГТУ или ГД, изъять лопатку турбины, поместить в камеру установки ионной имплантации, произвести ионную имплантацию и вернуть лопатку турбины обратно в турбину, а турбину в ГТУ и ГД.The claimed invention can be used in the modernization of existing facilities, for example, gas turbines and gas turbines, without making changes to the technological process. To do this, it is necessary to disassemble the turbine of the GTU or GD, remove the turbine blade, place it in the chamber of the ion implantation installation, perform ion implantation and return the turbine blade back to the turbine, and the turbine to the GTU and GD.
Список источников информацииList of information sources
1. Патент RU 2392349 C1 «Покрытие для детали из жаропрочного сплава на основе железа, или никеля, или кобальта» МПК: С23С 14/08(2006.01), В32 В 15/04 (2006.01)1. Patent RU 2392349 C1 “Coating for a part made of a heat-resistant alloy based on iron, or nickel, or cobalt” IPC: S23S 14/08 (2006.01), B32 V 15/04 (2006.01)
2. Патент RU 2423550 C1 «Теплозащитное покрытие для лопаток турбин и способ его получения» МПК: С23С 28/00(2006.01), С23С 14/00 (2006.01)2. Patent RU 2423550 C1 “Thermal protective coating for turbine blades and method of its production” IPC: S23S 28/00 (2006.01), S23S 14/00 (2006.01)
3. Патент RU 2689343 C2 «Многослойное термоэмиссионно-защитное покрытие для детали из жаропрочного сплава» МПК: С23С 28/00(2006.01), С23С 14/16 (2006.01) (прототип).3. Patent RU 2689343 C2 “Multilayer thermionic protective coating for a part made of a heat-resistant alloy” IPC: S23S 28/00 (2006.01), S23S 14/16 (2006.01) (prototype).
4. Г.Г. Бондаренко, М.С.Дубинина, В.И. Кристя, «Влияние усиленной электрическим полем термической электронной эмиссии на температуру катода с тонкой диэлектрической пленкой в дуговом газовом разряде» // Журнал технической физики. - 2020. - Т. 90. Вып. 5. - С. 862-867;4. G.G. Bondarenko, M.S. Dubinina, V.I. Kristya, “The influence of electric field-enhanced thermal electron emission on the temperature of a cathode with a thin dielectric film in an arc gas discharge” // Journal of Technical Physics. - 2020. - T. 90. Issue. 5. - pp. 862-867;
5. В.Э. Птицын, «Аномальная термополевая эмиссия» // Журнал технической физики. - 2007. - Т. 77. - №. 4. - С. 113-118.5. V.E. Ptitsyn, “Anomalous thermal field emission” // Journal of Technical Physics. - 2007. - T. 77. - No. 4. - pp. 113-118.
Claims (1)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2816827C1 true RU2816827C1 (en) | 2024-04-05 |
Family
ID=
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2375499C2 (en) * | 2007-12-20 | 2009-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Method of producing multi-layer heat protecting coating on parts out of heat resistant alloys |
| RU2423550C1 (en) * | 2009-11-30 | 2011-07-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Производственное предприятие Турбинаспецсервис" | Heat protecting cover for turbine blades and procedure for its fabrication |
| RU2510429C1 (en) * | 2012-11-20 | 2014-03-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Method of making higher thermal strength heat-resistant cermet coat |
| RU2689343C2 (en) * | 2017-07-05 | 2019-05-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Multilayer thermoemissive protective coating for part from heat-resistant alloy |
| CN109338297B (en) * | 2018-10-24 | 2020-11-03 | 中国科学院兰州化学物理研究所 | Hafnium diboride-zirconium diboride-based high-temperature solar energy absorption coating and preparation method thereof |
| RU2763953C1 (en) * | 2021-03-11 | 2022-01-11 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") | Combined protective coating |
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2375499C2 (en) * | 2007-12-20 | 2009-12-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" | Method of producing multi-layer heat protecting coating on parts out of heat resistant alloys |
| RU2423550C1 (en) * | 2009-11-30 | 2011-07-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Производственное предприятие Турбинаспецсервис" | Heat protecting cover for turbine blades and procedure for its fabrication |
| RU2510429C1 (en) * | 2012-11-20 | 2014-03-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" | Method of making higher thermal strength heat-resistant cermet coat |
| RU2689343C2 (en) * | 2017-07-05 | 2019-05-27 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Балтийский государственный технический университет "ВОЕНМЕХ" им. Д.Ф. Устинова (БГТУ "ВОЕНМЕХ") | Multilayer thermoemissive protective coating for part from heat-resistant alloy |
| CN109338297B (en) * | 2018-10-24 | 2020-11-03 | 中国科学院兰州化学物理研究所 | Hafnium diboride-zirconium diboride-based high-temperature solar energy absorption coating and preparation method thereof |
| RU2763953C1 (en) * | 2021-03-11 | 2022-01-11 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") | Combined protective coating |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Neu et al. | Advanced tungsten materials for plasma-facing components of DEMO and fusion power plants | |
| US9511572B2 (en) | Nanocrystalline interlayer coating for increasing service life of thermal barrier coating on high temperature components | |
| RU2611738C2 (en) | Method for application and laser treatment of thermal-protective coating (versions) | |
| US4252626A (en) | Cathode sputtering with multiple targets | |
| JPH11264059A (en) | Ceramic material coating and coating method | |
| CN109628921A (en) | The method for preparing CoCrAlY coating based on laser melting coating and pulsed electron beam | |
| EP1505171B1 (en) | Ion implantation of turbine engine rotor component | |
| RU2816827C1 (en) | Multilayer thermionic protective coating for heat-resistant alloy part | |
| Brova et al. | Undoped and ytterbium-doped titanium aluminum nitride coatings for improved oxidation behavior of nuclear fuel cladding | |
| EP1580296B1 (en) | Reduced thermal conductivity TBC by EB-PVD process to incorporate porosity | |
| JP2006328499A (en) | Thermal barrier coating, gas turbine high-temperature component, and gas turbine | |
| KR101136907B1 (en) | Thermal barrier coating using metal ion implantation and the method for preparation of thermal barrier coating | |
| RU2600783C1 (en) | Method for application of ceramic layer of heat shielding coating | |
| Ali et al. | Oxidation behavior of thermal barrier coating systems with Al interlayer under isothermal loading | |
| US20230340645A1 (en) | Sublayer for a nickel-based superalloy for enhancing the lifetime of the parts and implementation method thereof | |
| JPH06256926A (en) | Coating film for heat shielding | |
| RU2689343C2 (en) | Multilayer thermoemissive protective coating for part from heat-resistant alloy | |
| Urbahs et al. | Heat and erosion-resistant nanostructured coatings for gas turbine engines | |
| Yang et al. | Hot corrosion behaviors of as-sprayed and laser-remelted YSZ thermal barrier coatings at 950° C | |
| JPH09316665A (en) | Heat resistant member and method for evaluating quality of heat resistant member | |
| Manimaran et al. | Analysis of surface texture of Ni-based super alloy with thermal barrier coating system (TBC) for gas turbine blade | |
| RU2813539C1 (en) | Method of applying heat-protective coating to parts of gas turbine unit | |
| KR102156836B1 (en) | Method for preparing superalloy composites with improved high temperature oxidation resistance | |
| RU2089655C1 (en) | Method of application of protective coating | |
| Budinovskii et al. | Thermal-Barrier Coatings with an External Magnetron-Sputtered Ceramic Layer for High-Temperature Nickel Alloy Turbine Blades |