МЕТАЛЛИЧЕСКОЕ СВЯЗУЮЩЕЕ ПОКРЫТИЕ С ВЫСОКОЙ ГАММА/ГАММА' ТЕМПЕРАТУРОЙ ПЕРЕХОДА И КОМПОНЕНТ Российский патент 2014 года по МПК C22C19/05 C23C4/08 F01D5/28 

Настоящее изобретение относится к металлическому покрытию с фазами γ и γ′ и деталям газовой турбины.

Компоненты для тракта горячего газа в газовых турбинах изготавливают из материалов на основе Ni или Со. Данные материалы оптимизированы для прочности и не способны выдерживать окисление и/или коррозионное воздействие при высоких температурах. Следовательно, данные виды материалов должны быть защищены от окисления MCrAlY-покрытиями, которые могут использоваться в качестве связующих покрытий для систем термобарьерных покрытий (ТБП). В ТБП системах покрытие MCrAlY является необходимым против воздействия горячего газа с одной стороны, и с другой стороны данное покрытие необходимо для приклеивания ТБП к подложке. Повышение качества таких систем по отношению к окислению будет вести к увеличенным температурам эксплуатации связующих покрытий с увеличенными сроками службы.

Для защиты материалов от воздействия высокотемпературной коррозии/окисления, верхние покрытия из MCrAlY наносят преимущественно плазменным напылением в среде низкого давления (LPPS), воздушно-плазменным напылением (APS), электронно-лучевым методом осаждения паров (EBPVD), холодным распылением (CS) или способом высокоскоростного газопламенного напыления (HVOF). MCrAlY покрытие базируется на никеле и/или кобальте, хроме, алюминии, кремнии, рении и редкоземельных элементах аналогичных иттрию. При увеличении температуры связующего покрытия, данное покрытие может разрушаться, что может вести к расслоению термобарьерного покрытия. Следовательно, при увеличении температуры эксплуатации необходимы улучшенные покрытия, чтобы выдержать окислительное воздействие. Кроме того, данный вид покрытий должен обладать приемлемыми термомеханическими свойствами. Данные требования могут быть удовлетворены только оптимизированной композицией связующего покрытия.

Следовательно, целью настоящего изобретения является решение вышеуказанной проблемы.

Данная проблема решается металлическим покрытием в соответствии с п.1 формулы изобретения.

В зависимых пунктах формулы изобретения раскрываются дальнейшие изменения, которые могут быть произвольно объединены друг с другом для получения дальнейших преимуществ.

Так, предлагается металлическое покрытие из сплава на основе никеля для деталей газовых турбин, содержащее γ- и γ′-фазы, отличающееся тем, что сплав содержит, в масс %:

железо (Fe) от 0,5 до 5, в частности от 1-4, преимущественно 2,7,

кобальт (Со) по меньшей мере 1,

хром (Cr) по меньшей мере 1,

алюминий (Al) по меньшей мере 1, и, при необходимости, тантал (Та) и/или иттрий (Y).

Предпочтительно, металлическое покрытие содержит тантал (Та), по меньшей мере, 1 масс.%. Более предпочтительно, содержание тантала (Та) составляет от 4 масс.% до 8 масс.%, в частности от 5 масс.% до 7 масс.%, преимущественно 6 масс.%.

Также предлагается, что содержание кобальта (Со) составляет от 15 масс.% до 30 масс.%.

Целесообразно, если содержание хрома (Cr) составляет от 12 масс.% до 16 масс.%, в частности 14,4 масс.%.

В предпочтительном варианте содержание алюминия (Al) в сплаве составляет от 7 масс.% до 8 масс.%, в частности 7,75 масс.%.

Если необходимо, содержание иттрия (Y) составляет от 0,1 масс.% до 0,7 масс.%, в частности 0,3 масс.%.

Может быть предусмотрено, что сплав дополнительно содержит рений (Re), в частности в количестве от 0,1 масс.% до 2 масс.% рения (Re).

В целесообразном варианте сплав представляет собой MCrAlY, где М - никель (Ni) и кобальт (Со).

Может быть предусмотрено, что сплав дополнительно содержит кремний (Si) и/или титан (Ti) и/или гафний (Hf) и/или цирконий (Zr).

Также целесообразно, если сплав состоит из никеля (Ni), кобальта (Со), алюминия (Al), хрома (Cr), железа (Fe) и, необязательно, тантала (Та) и/или иттрия (Y).

Во втором аспекте, настоящее изобретение относится к детали газовой турбины, имеющей упомянутое металлическое покрытие из сплава на основе никеля, содержащее γ- и γ′-фазы.

На фигурах представлено:

Фигура 1 Фракция γ′-, γ-фазы в сплаве Фигура 2 Лопатка турбины Фигура 3 Газовая турбина и Фигура 4 Список жаропрочных сплавов

Данные фигуры и описание являются только вариантами осуществления изобретения.

Фиг.2 показывает вид в перспективе лопатки ротора 120 или направляющей лопасти 130 турбомашины, которая простирается вдоль продольной оси 121.

Турбомашина может быть газовой турбиной самолета или электростанции для генерирования электричества, паровой турбиной или компрессором.

Лопатка или лопасть 120, 130 имеет, последовательно вдоль продольной оси 121, область закрепления 400, смежную платформу лопатки или лопасти 403, и основную часть лопатки или лопасти 406, а также вершину лопатки или лопасти 415.

В качестве направляющей лопасти 130, лопасть 130 может иметь дополнительную платформу (не показано) на своей вершине лопасти 415.

Опора лопатки или лопасти 183, которую используют для закрепления лопаток ротора 120, 130 к валу или диску (не показано), сформирована в области закрепления 400.

Хвостовик лопатки или лопасти 183 сконструирован, например, в форме головки молотка. Возможны другие конфигурации, такие как хвостовик в виде елочного замка или хвостовик с пазовым замком.

Лопатка или лопасть 120, 130 имеет переднюю кромку 409 и заднюю кромку 412 для среды, которая течет мимо основной части лопатки или лопасти 406.

В случае обычных лопаток или лопастей 120, 130, в качестве примера, твердые металлические материалы, в частности жаропрочные сплавы, используются во всех областях 400, 403, 406 лопаток или лопастей 120, 130.

Жаропрочные сплавы данного типа известны, например, из ЕР 1 204 776 B1, ЕР 1 306 454, ЕР 1 319 729 A1, WO 99/67435 или WO 00/44949.

Лопатку или лопасть 120, 130 в таком случае можно изготовить процессом литья, также путем направленного затвердевания, процессом ковки, процессом прокатки или их комбинацией.

Изделия с монокристаллической структурой или структурами используют в качестве компонентов для устройств, которые при работе подвергаются высоким механическим, термическим и/или химическим нагрузкам. Монокристаллические изделия данного типа производят, например, направленным затвердеванием из расплава. Это включает процессы литья, в которых жидкий металлический сплав затвердевает с образованием монокристаллический структуры, т.е. монокристаллического изделия, или затвердевает направленно. В таком случае, дендритные кристаллы ориентированы вдоль направления теплового потока, и образуют или столбчатую структуру кристаллического зерна (т.е. зерна, которые выходят за целую длину изделия, и называются здесь, в соответствии с обычно используемым языком, направленно затвердевшими), или монокристаллическую структуру, т.е. целое изделие состоит из одного монокристалла. В данных процессах необходимо избегать перехода в глобулярное (поликристаллическое) затвердевание, поскольку ненаправленный рост неизбежно образует поперечные и продольные границы зерен, которые сводят на нет благоприятные свойства направленно затвердевшего или монокристаллического компонента.

Когда данный текст ссылается в основных терминах на направленно затвердевшие микроструктуры, их следует понимать в качестве обозначения как монокристаллов, которые не имеют никаких границ зерен, или, самое большее, имеют малоугловые границы зерен, так и столбчатых кристаллических структур, которые действительно имеют границы зерен, направленные в продольном направлении, но не имеют каких-либо поперечных границ зерен. Данная вторая форма кристаллических структур также описывается в качестве направленно затвердевших микроструктур (направленно затвердевших структур). Процессы данного типа известны из US А 6024792 и ЕР 0892090 A1.

Лопатки или лопасти 120, 130 аналогичным образом могут иметь покрытия, защищающие от коррозии или окисления, например, MCrAlX (М является, по меньшей мере, одним элементом, выбранным из группы, состоящей из железа (Fe), кобальта (Со), никеля (Ni), Х является активным элементом и представляет иттрий (Y) и/или кремний и/или, по меньшей мере, один редкоземельный элемент, или гафний (Hf)). Сплавы данного типа известны из ЕР 0486489 B1, ЕР 0786017 B1, ЕР 0412397 B1 или ЕР 1306454 A1, которые предназначены для формирования части настоящего описания, что касается химической композиции данного сплава.

Плотность составляет предпочтительно 95% от теоретической плотности. Защитный слой из оксида алюминия (TGO= оксидный слой, полученный методом термовакуумного осаждения) образуется на слое из MCrAlX (как промежуточный слой или наиболее удаленный слои).

Также можно, чтобы на MCrAlX присутствовало термобарьерное покрытие, состоящее, например, из ZrO₂, Y₂O₃-ZrO₂, т.е. нестабилизированного, частично стабилизированного или полностью стабилизированного оксидом иттрия и/или оксидом кальция и/или оксидом магния и/или одним или более из редкоземельных элементов (лантаном, гадолинием, иттрием и т.д.), которое предпочтительно является наружным слоем.

Термобарьерное покрытие покрывает целиком слой MCrAlX. Столбчатые зерна в термобарьерном покрытии получают с помощью подходящих способов покрытия, таких как, например, нанесение покрытий методом осаждения из паровой фазы с помощью пучка электронов (EB-PVD). Возможны другие способы покрытия, например, атмосферное плазменное напыление (АПН), LPPS, VPS, плазменное напыление из раствора прекурсора (SPPS) или CVD. Термобарьерное покрытие может включать пористые зерна, которые имеют микротрещины или макротрещины для улучшения его стойкости к тепловым ударам. Поэтому, термобарьерное покрытие, предпочтительно, является более пористым, чем слой MCrAlX.

Лопатка или лопасть 120, 130 может быть по форме полой или цельной. Если лопатка или лопасть 120, 130 должна охлаждаться, она является полой, и может также иметь отверстия с пленочным охлаждением 418 (обозначенные пунктирными линиями).

Фиг.3 показывает, в виде примера, неполное продольное сечение через газовую турбину 100.

Во внутренней части газовая турбина 100 имеет ротор 103, который установлен так, чтобы он мог вращаться вокруг оси вращения 102, имеет ось 101, и также называется ротором турбины.

Впускной корпус 104, компрессор 105, например, тороидальная камера сгорания 110, в частности, кольцеобразная камера сгорания, с множеством коаксиально расположенных горелок 107, турбина 108 и корпус выхлопного газа 109 следуют друг за другом вдоль ротора 103.

Кольцеобразная камера сгорания 110 связана, например, с кольцеобразным каналом горячего газа 111, где, в качестве примера, четыре последовательных ступеней турбины 112 образуют турбину 108.

Каждая ступень турбины образована, например, из двух лопаточных или лопастных венцов. Как видно в направлении потока рабочего тела 113, в канале горячего газа 111 за рядом направляющих лопастей 115 следует ряд 125, образованный из лопаток ротора 120.

Направляющие лопасти 130 крепятся к внутреннему корпусу 138 статора 143, тогда как лопатки ротора 120 из ряда 125 смонтированы к ротору 103, например, с помощью диска турбины 133.

Генератор (не показан) соединен с ротором 103.

Во время работы газовой турбины 100, компрессор 105 всасывает воздух 135 через впускной корпус 104 и сжимает его. Сжатый воздух, подготовленный на конце компрессора со стороны турбины 105, проходит к горелкам 107, где он смешивается с топливом. Смесь затем сгорает в камере сгорания 110, образуя рабочее тело 113. Оттуда рабочее тело 113 течет вдоль канала горячего газа 111 мимо направляющих лопастей 130 и лопаток ротора 120. Рабочее тело 113 расширяется у лопаток ротора 120, передавая свой момент, так что лопатки ротора 120 приводят в движение ротор 103 и последний, в свою очередь, приводит в движение генератор, соединенный с ним.

Во время работы газовой турбины 100, компоненты, которые подвергаются воздействию горячего рабочего тела 113, испытывают термическое напряжение. Направляющие лопасти 130 и лопатки ротора 120 первой ступени турбины 112, как видно в направлении потока рабочего тела 113, вместе с теплозащитными кирпичами, которые облицовывают кольцевую камеру сгорания 110, испытывают наивысшее термическое напряжение.

Чтобы быть способными выдерживать температуры, которые здесь преобладают, они могут охлаждаться с помощью охлаждающего агента.

Основы данных компонентов могут также иметь направленную структуру, т.е. они находятся в монокристаллической форме (SX структура) или имеют только продольно ориентированные зерна (DS структура).

В качестве примера, в качестве материалов для данных компонентов, в частности для лопатки или лопасти турбины 120, 130 и компонентов камеры сгорания 110, используются жаропрочные сплавы на основе железа, на основе никеля или на основе кобальта.

Жаропрочные сплавы данного типа известны, например, из ЕР 1204776 B1, ЕР 1306454, ЕР 1319729 A1, WO 99/67435 или WO 00/44949.

Направляющая лопасть 130 имеет хвостовик направляющей лопасти (не показан здесь), обращенный в сторону внутреннего корпуса 138 турбины 108, и головную часть направляющей лопасти на противоположном конце от хвостовика направляющей лопасти. Головная часть направляющей лопасти обращена в сторону ротора 103 и крепится к соединительному кольцу 140 статора 143.

Было разработано новое модифицированное покрытие, которое удовлетворяет требованиям, описанным выше. Данное покрытие обладает длительным сроком службы, приемлемыми механическими свойствами и улучшенной стойкостью к окислению. Оно базируется на добавлении железа (Fe) и необязательно тантала (Та), но без рения (Re), к сплаву или покрытию на основе никеля (список элементов не окончательный).

Данное покрытие или данный сплав обладает длительным сроком службы, приемлемыми механическими свойствами и улучшенной стойкостью к окислению. Оно базируется на образовании композиции смешанных γ- и γ′-фаз.

Как хорошо известно из β-покрытия с 24%-26% Со, 15%-21% Cr, 9%-11,5% A1, 0,5%-2% Re, 0,05%-0,7% Y и никелем, высвобождение алюминия (Al) в настоящей γ′-системе происходит при более низкой скорости, чем в данном β-покрытии.

Очень предпочтительной фазовой композицией для получения предполагаемой двухфазной структуры данной системы является:

Ni-14,4Cr-6Ta-7,75Al-2,7Fe-0,3Y (список элементов не окончательный). Предпочтительно, данный сплав или покрытие состоит из Ni, Cr, Al, Fe и необязательно из Y и/или Та.

Фазовая композиция изменяется с температурой и показана на фиг.1.

Композиция NiCoCrAlY, которая содержит тантал (Та) и железо (Fe) вместо рения (Re), будет увеличивать температуру γ/γ′ перехода.

Элемент тантал (Та) - при добавлении - увеличивает стабильность γ′ при высокой температуре. Тантал также помогает стабилизировать высокую температуру перехода γ′-фазы, которая превышает температуры эксплуатации связующего покрытия.

Добавление железа (Fe) препятствует образованию в данном покрытии незначительных количеств β-фазы при высоких температурах >1100°С.

Количество α-хрома также будет меньше. В процессе службы, высвобожденный Al (который будет образовывать TGO) будет замещаться другими элементами, аналогичными Ti или Та, которые будут поддерживать образование γ′. Это ведет к уменьшенному высвобождению оставшегося Al со временем, кроме того, высокая температура γ/γ′ перехода подавляет пик в коэффициенте расширения связующего покрытия в области температур эксплуатации. Это ведет к уменьшенным напряжениям в системе.

Связующее покрытие является предпочтительно жаропрочным сплавом на основе никеля с добавками хрома (Cr), алюминия (Al), железа (Fe) и необязательно тантала (Та) и/или иттрия (Y) и, главным образом, состоит из данных элементов.

Кобальт стабилизирует β-фазу при высоких температурах и поэтому, предпочтительно, не входит в данную композицию.

Изобретение относится к области металлургии, в частности к металлическому покрытию с фазами γ- и γ^'. Металлическое покрытие из сплава на основе никеля для деталей газовых турбин содержит γ- и γ^'-фазы, при этом сплав содержит, мас.%: железо 0,5-5, кобальт по меньшей мере 1, хром по меньшей мере 1, алюминий по меньшей мере 1, и, при необходимости, тантал (Та) и/или иттрий (Y). Покрытие обладает длительным сроком службы, высокими механическими свойствами и улучшенной стойкостью к окислению. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Металлическое покрытие из сплава на основе никеля для деталей газовых турбин, содержащее γ- и γ^'-фазы, отличающееся тем, что сплав содержит, мас.%:
железо (Fe) 0,5-5, в частности 1-4, преимущественно 2,7,
кобальт (Со) по меньшей мере 1,
хром (Cr) по меньшей мере 1,
алюминий (Al) по меньшей мере 1, и, при необходимости, тантал (Та) и/или иттрий (Y).

2. Металлическое покрытие по п.1, отличающееся тем, что содержание тантала (Та) составляет по меньшей мере 1 мас.%.

3. Металлическое покрытие по п.1, отличающееся тем, что содержание тантала (Та) составляет от 4 до 8 мас.%, в частности от 5 до 7 мас.%, преимущественно 6 мас.%.

4. Металлическое покрытие по п.1, отличающееся тем, что содержание кобальта (Со) составляет от 15 до 30 мас.%.

5. Металлическое покрытие по п.1, отличающееся тем, что содержание хрома (Cr) составляет от 12 до 16 мас.%, в частности 14,4 мас.%.

6. Металлическое покрытие по п.1, отличающееся тем, что содержание алюминия (Al) составляет от 7 до 8 мас.%, в частности 7,75 мас.%.

7. Металлическое покрытие по п.1, отличающееся тем, что содержание иттрия (Y) составляет от 0,1 до 0,7 мас.%, в частности 0,3 мас.%.

8. Металлическое покрытие по п.1, отличающееся тем, что сплав дополнительно содержит рений (Re).

9. Металлическое покрытие по п.8, отличающееся тем, что содержание рения составляет от 0,1 до 2 мас.%.

10. Металлическое покрытие по п.1, отличающееся тем, что сплав представляет собой сплав MCrAlY, где М-никель (Ni) и кобальт (Co).

11. Металлическое покрытие по п.1, отличающееся тем, что сплав дополнительно содержит кремний (Si) и/или титан (Ti) и/или гафний (Hf) и/или цирконий (Zr).

12. Металлическое покрытие по п.1, отличающееся тем, что сплав состоит из никеля (Ni), кобальта (Co), алюминия (Al), хрома (Cr), железа (Fe) и, необязательно, тантала (Та) и/или иттрия (Y).

13. Деталь газовой турбины, имеющая металлическое покрытие из сплава на основе никеля, содержащее γ- и γ^'-фазы, отличающаяся тем, что она имеет покрытие по любому из пп.1-12.