ДЕТАЛЬ С ПОКРЫТИЕМ ДЛЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ И СПОСОБ ЕЁ ИЗГОТОВЛЕНИЯ Российский патент 2022 года по МПК C23C4/02 C23C4/04 C23C4/06 C23C4/11 C23C4/134 C23C4/18 F01D5/28 C23C30/00 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится в целом к области защитных покрытий для теплоизоляции деталей, таких, как детали на горячих участках авиационных или наземных газотурбинных двигателей, работающих в условиях высоких температур.

В целях повышения КПД газотурбинных двигателей, в частности, турбин высокого давления (ТиHP) в наземных стационарных системах или для обеспечения тяги воздушных судов рассматривается возможность применения все возрастающих температур. В таких условиях используемые материалы, такие, как металлические сплавы или композитные материалы с керамической матрицей (СМС), нуждаются в защите, преимущественно для поддержания достаточно низкой температуры на поверхности, гарантирующей ее функциональную целостность и ограничивающую ее окисление/коррозию под действием окружающей атмосферы.

Защитные меры, такие, как «тепловой барьер» (ВТ) или «барьер от воздействия окружающей среды» (EBC: Environmental Barrier Coating (барьерное покрытие от окружающей среды)), представлены сложными многослойными стопками покрытий, образованными подслоем для защиты от окисления/коррозии, нанесенным на поверхность основного материала (металлического сплава или композитного материала) подложки, который в свою очередь имеет керамическое покрытие, начальное назначение которого состоит в ограничении температуры на поверхности имеющих покрытие компонентов. Для обеспечения защиты от окисления/коррозии и для повышения адгезии керамического покрытия, подслой может быть предварительно подвергнут окислению для формирования на его поверхности плотного глиноземного слоя, называемого “Thermally Growth Oxyde (TGO) - тепловое образование оксида), в случае создания тепловых барьеров. Такие защитные системы описаны, в частности, в источниках D.R. Clarke, M. Oechsner, N.P. Padture “Thermal-barrier coatings for more efficient gas-turbine engines” (Покрытия в виде теплового барьера для повышения эффективности газотурбинных двигателей), MRS Bulletin, 37, 2012, стр. 892 - 898, и D. Zhu, R.A. Miller, “Thermal and Environmental Barrier Coatings for Advanced Propulsion Engine Systems” (Барьерное покрытие для защиты от тепла и окружающей среды), NASA Technical Memorandum, 213129, 2004.

Долговечность таких систем (BT и EBC) определяется стойкостью стопки покрытий против циклического нагрева, с одной стороны, и стойкостью наружного слоя против агрессивных факторов окружающей среды (эрозия, вызываемая твердыми частицами, химической стойкости, коррозия и т.д.), с другой стороны.

В частности, такие системы очень быстро приходят в негодность, когда они находятся в среде, обильной частицами из песка или вулканического пепла (обильной неорганическими соединениями, подобными кремнезему), которую обычно обозначают общим понятием CMAS (оксиды кальция, магния, алюминия и кремния). Инфильтрация оксидов CMAS в расплавленном состоянии в тепловой барьер или в барьер от окружающей среды сопровождается, как правило, разрушением, вызываемым:

- повышением жесткости инфильтрированного слоя, приводящим к механическому разрушении (расслоению),

- дестабилизацией вследствие химического разложения теплового барьера и образованием рекристаллизованных продуктов, обладающих разными механическими свойствами и/или объемами.

Для решения этой проблемы были разработаны составы, так называемые «анти-CMAS», причем эти составы позволяют образовывать непроницаемый барьерный слой вследствие химической реакции со CMAS, как описано, в частности, в источнике C.G. Levi, J.W. Hutchinson, M.-H. Vidal-Sétif, C.A. Johnson, “Environmental degradation of thermal barrier coatings by molten deposits” (Вызванное окружающей средой разрушение покрытий теплового барьера после нанесения расплавленных слоев), МRS Bulletin, 37, 2012, стр. 932-941.

Вместе с тем этим системам присущи функциональные, снижающие их эффективность ограничения, из которых можно указать на следующие:

- растрескивание теплового барьера во время работы вследствие термомеханического эффекта, образующего предпочтительные пути инфильтрации для расплавленных CMAS;

- устойчивость переменной инфильтрированной толщины, обусловленная конкуренцией между капиллярной инфильтрацией CMAS в покрытие и кинетикой реакции образования непроницаемой барьерной фазы. Чем больше эта инфильтрированная толщина, тем больше риск механического охрупчивания теплового барьера. Действительно следует опасаться обретения системой жесткости, приводящей к сокращению сроков службы, несмотря на прекращение инфильтрации CMAS;

- необходимость в применении покрытия анти-CMAS, обладающего плотной и не содержащей вертикальных трещин морфологией с целью минимизации такой капиллярной инфильтрации жидкого загрязнителя. В этом случае система становится чувствительной к термомеханическим напряжениям, обусловленным разницей коэффициентов теплового расширения разных элементов системы, что ведет к дополнительному ограничению срока службы.

Следовательно, присутствует необходимость в детали газотурбинного двигателя, содержащей защитное от CMAS покрытие, которое позволит ограничить глубину проникновения расплавленных CMAS в защитный слой.

Раскрытие изобретения

Основной целью настоящего изобретения является ограничение капиллярного проникновения расплавленных СMAS в защитный от CMAS слой, путем промотирования реакции образования защитного непроницаемого слоя в непосредственной близости от поверхности покрытия при создании детали с покрытием для газотурбинного двигателя, содержащей подложку и, по меньшей мере, один защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой, при этом слой содержит первую фазу защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала и вторую фазу, содержащую частицы материала, не смачивающиеся жидким CMAS, диспергированные в защитном слое. Под выражением «материал, не смачивающийся CMAS» в данном случае понимают материал, сообщающий защитному от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слою свойство образовывать угол контакта между открытой поверхностью указанного защитного слоя и каплей жидких CMAS более или равный 45°, предпочтительно более или равный 90°.

Добавка не смачивающейся CMAS фазы в измельченном виде в первую фазу или в фазу матрицы анти-CMAS слоя позволяет не только ограничить контакт между расплавленными CMAS и защитным от CMAS слоем на ее поверхности, но также ограничивать инфильтрацию жидких загрязнителей в вертикальные трещины. Таким образом реакционная способность защитного слоя, позволяющая образовывать посредством химической реакции со CMAS сплошной слой, непроницаемый для любого загрязнителя (барьерный слой), является приоритетной по отношению к механизмам капиллярной инфильтрации.

Таким образом, возрастает срок службы детали газотурбинного двигателя, содержащей защитный от CMAS слой согласно изобретению, что способствует образованию защитного непроницаемого слоя в непосредственной близости от поверхности защитного слоя. Расход защитного слоя уменьшается, также как его жесткость. Дополнительно увеличивается долговечность защитного слоя Аи, следовательно, детали с покрытием для газотурбинного двигателя за счет обеспечения вертикального растрескивания защитных от CMAS слоев с повышенной реакционной способностью, что позволяет обеспечить термомеханические деформации без инфильтрации CMAS через вертикальные трещины.

Согласно частному варианту изобретения не смачивающийся материал, применяемый для второй фазы защитного слоя, соответствует материалу или смеси материалов, выбранных из следующих материалов: CaF₂; LnPO₄, где Ln означает La (лантан), Gd (гадолиний), Sm (самарий), Nd (неодим), фазы МАХ (M_n+1AX_n(n=1, 2, 3), где М означает Sc (скандий), Y (иттрий), La (лантан), Mn (марганец), Re (рений), W (вольфрам), Hf (гафний), Zr (цирконий), Ti (титан), А означает группы IIIA, IVA, VA, VIA, Х означает C, N; AIN; BN; SiC и SiOC.

Согласно другому частному варианту изобретения частицы не смачивающегося материала, диспергированные в защитном от CMAS слое, имеют средний размер от 10 нм до 10 мкм.

Согласно еще одному частному варианту изобретения защитный от CMAS слой имеет содержание частиц из не смачивающегося материала от 1 до 80 об.%.

Согласно другому частному варианту изобретения содержание частиц не смачивающегося материала в защитном от CMAS слое в объемных процентах колеблется в зависимости от толщины защитного слоя, при этом содержание частиц не смачивающегося материала в объемных процентах постепенно возрастает от первой зоны соседнего с подложкой слоя до второй зоны этого слоя, удаленной от первой зоны.

Согласно частному варианту изобретения защитный от CMAS слой имеет толщину от 1 до 1000 мкм.

Согласно другому частному варианту изобретения защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материал первой фазы соответствует одному из следующих материалов или смеси следующих материалов: редкоземельные цирконаты RE₂Zr₂O₇, где RE означает Y (иттрий), La (лантан), Ce (церий), Pr (празеодим), Nd (неодим), Pm (прометий), Sm (самарий), Eu (европий), Gd (гадолиний), Tb (тербий), Dy (диспрозий), Нo (гольмий), Er (эрбий), Tm (тулий), Yb (иттербий), Lu (лютеций), частично или полностью стабилизированные диоксиды циркония, фазы дельта A’₄B₃O₁₂, где А’ означает Y → Lu и В означает Zr, Hf, композиты Y₂O₃ с ZrO₂, Al₂O₃ или TiО₂, гексаалюминаты, шпинели, редкоземельные моносиликаты и дисиликаты RE, где RE означает Y, La, Ce, Pr, Nd, Pm, Sm, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Tm, Yb, Lu.

Согласно другому частному варианту изобретения слой теплового барьера расположен между подложкой и защитным от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слоем.

Согласно еще одному частному варианту изобретения подложка выполнена из суперсплава на основе никеля или кобальта и содержит на своей поверхности алюминообразованный связывающий слой или слой из композитного материала с керамической матрицей (СМС) или слой СМС с покрытием в виде алюминообразованного связующего слоя.

Также объектом изобретения является способ изготовления детали газотурбинного двигателя согласно изобретению, включающий в себя, по меньшей мере, один этап формирования защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слоя (слоя, защищающего от алюмосиликатов кальция и магния CMAS) непосредственно на подложке или на расположенном на подложке слое теплового барьера, при этом этап формирования проводится с помощью одного из следующих способов:

- плазменное напыление, по меньшей мере, одной суспензии, содержащей порошок или предшественник защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала и порошок или предшественник не смачивающегося материала или любой комбинации этих элементов,

- напыление высокоскоростным пламенем, по меньшей мере, одной суспензии, содержащей порошок или предшественник защитного от алюмосиликатов кальции и магния CMAS материала и порошок или предшественник не смачивающегося материала или любой комбинации этих элементов,

- плазменное напыление при атмосферном давлении порошка из защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала в сочетании с плазменным напылением суспензии или напылением высокоскоростным пламенем раствора с содержанием порошка или предшественника не смачиваемого суспензией материала.

Краткое описание чертежей

Другие признаки и преимущества данного изобретения изложены в приводимом ниже описании со ссылкой на приложенные чертежи, на которых представлены совершенно не ограничивающие примеры осуществления изобретения. При этом на чертежах изображено:

фиг. 1 - инфильтрация жидких загрязнителей в деталь газотурбинного двигателя, содержащую защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой согласно уровню техники,

фиг. 2 и 3 - инфильтрация жидких загрязнителей в деталь газотурбинного двигателя, содержащую защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой согласно изобретению,

фиг. 4 - первый пример применения способа изготовления детали газотурбинного двигателя согласно изобретению,

фиг. 5 - второй пример применения способа изготовления детали газотурбинного двигателя согласно изобретению,

фиг. 6 - третий пример применения способа изготовления детали газотурбинного двигателя согласно изобретению,

фиг. 7 - четвертый пример применения способа изготовления детали газотурбинного двигателя согласно изобретению.

Осуществление изобретения

Изобретение применимо в основном для любой детали газотурбинного двигателя, имеющей защитный слой, содержащий фазу из защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала. Под выражением «защитный от CMAS материал» подразумевают любые материалы, позволяющие предупредить или уменьшить инфильтрацию расплавленных CMAS в защитный слой, в частности, посредством образования, по меньшей мере, одного непроницаемого барьерного слоя. Примеры наиболее часто встречающихся непроницаемых барьерных слоев включают образование апатитовых фаз общей формулы: (Ca₄Re₆(SiO₄)₆O) или Ca₂Re₈(SiO₄)₆O₂ или же анортитовых фаз общей формулы: CaAl₂Si₂O₈.

В качестве не ограничивающих примеров, защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материал, способный образовывать посредством химической реакции со CMAS сплошной слой или фазу, не проницаемую для любого загрязнителя, такого, как апатитная фаза, соответствует одному из следующих материалов или смеси нескольких следующих материалов: редкоземельные цирконаты RE₂Zr₂O₇ где RE означает Y (иттрий), La (лантан), Ce (церий), Pr (празеодим), Nd (неодим), Pm (прометий), Sm (самарий), Eu (европий), Gd (гадолиний), Tb (тербий), Dy (диспрозий), Но (гольмий), Er (эрбий), Tm (тулий), Yb (иттербий), Lu (лютеций), частично или полностью стабилизированные диоксиды циркония, фазы дельта А’₄В₃О_12,, где А’ означает любой элемент, выбранный из: Y, La, Ce, Pr, Nd, Pm, Sm, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Tm, Yb, , Lu; В означает Zr, Hf, композитные материалы с содержанием Y₂O₃ с ZrO₂, Al₂O₃ или TiO₂, гексаалюминаты, шпинели, редкоземельные моносиликаты и дисиликаты RE, где RE означает Y, La, Ce, Pr, Nd, Pm, Sm, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Tm, Yb, Lu. Предпочтительно защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материал выбирают из редкоземельных цирконатов, легированных диоксидов циркония, редкоземельных силикатов и их смесей.

Согласно изобретению к этой первой фазе, образованной матрицей защитного от CMAS слоя, добавляют вторую фазу в виде частиц, по меньшей мере, не смачивающихся CMAS материалом, диспергированных в защитном слое, матрица которого образована первой фазой.

Действительно наличие не смачивающейся фазы в объеме защитного от CMAS слоя позволяет ограничить капиллярную инфильтрацию расплавленных CMAS в слой и таким образом локализовать реакцию образования барьерного слоя анти-CMAS слоя максимально близко от поверхности защитного слоя. Таким образом, изменение термомеханических свойств или объемов вследствие образования новых фаз не создает сильных механических напряжений в центре защитного слоя. Это позволяет увеличить срок защиты и, следовательно, долговечность детали с покрытием для газотурбинного двигателя в условиях эксплуатации. Наличие несмачивающейся CMAS фазы в объеме защитного от CMAS слоя позволяет также полностью сохранить возможность вертикального растрескивания защитного слоя, возникающую изначально или вызванную термомеханическими эффектами во время работы, при ограничении инфильтрации жидкого загрязнителя через эти трещины. Увеличивается срок защиты и, следовательно, долговечность детали газотурбинного двигателя в условиях эксплуатации. Кроме того наличие не смачивающейся фазы в объеме защитного от CMAS слоя в тонко диспергированном виде позволяет увеличить его не смачивающийся эффект.

Частицы, диспергированные в матрице или первой фазе защитного от CMAS слоя, могут состоять, в частности, из не смачивающегося CMAS материала, который соответствует материалу или смеси материалов, выбранных из следующих материалов: CaF₂, LnPO₄, где Ln означает La (лантан), Gd ( гадолиний), Sm (самарий), Nd (неодим), фазы МАХ (M_n+1AX_n(n=1,2 или 3), где М означает Sc (скандий), Y (иттрий), La (лантан), Mn (марганец), Re (рений), W (вольфрам), Hf (гафний), Zr (цирконий), Ti (титан); А означает любой элемент из групп IIIA, IVA, VA или VIA; Х означает C, N, AIN, BN, SiC, SiOC. Более предпочтительно не смачивающийся CMAS материал выбирают из следующих материалов: CaF₂, LnO₄, BN и их смесей.

Вторая не смачивающаяся фаза в виде частиц, диспергированных в защитном от оксидов CMAS слое, может быть получена из порошков и суспензий.

Частицы, состоящие из не смачивающегося CMAS материала и диспергированные в первой фазе, имеют предпочтительно средний размер, составляющий от 10 нм до 10 мкм, предпочтительно от 10 нм до 1 мкм. В данном описании выражение «от … до …» следует понимать как включающее предельные значения.

Защитный слой содержит частицы не смачивающегося CMAS материала в количестве от 1 до 80 об.%, предпочтительно от 1 до 30 об.%.

Защитный слой может иметь градиент состава, согласно которому содержание в объемных процентах первой фазы из защитного от CMAS материала и второй фазы из частиц не смачивающегося CMAS материала изменяется в зависимости от толщины защитного слоя. Точнее говоря, содержание в объемных процентах частиц из не смачивающегося материала в защитном от CMAS слое может колебаться в зависимости от толщины защитного слоя, при этом содержание в объемных процентах частиц из не смачивающегося материала постепенно увеличивается между первой зоной указанного слоя, прилегающего к подложке и второй зоной этого слоя, удаленной от первой зоны, для концентрации несмачивающегося агента в защитном слое вблизи его поверхности.

Предпочтительно защитный слой имеет пористую структуру, что обеспечивает ему хорошие теплоизоляционные свойства. Также защитный слой может иметь вертикальные трещины, присутствующие изначально в слое или образующиеся в ходе применения, которые придают слою повышенную способность к деформации и, следовательно, обеспечивают более длительный срок службы. Пористую и растрескивавшуюся (изначально или в процессе эксплуатации) микроструктуру защитного слоя в основном получают путем контроля за способом формирования (осаждения) слоя, что хорошо известно. Благодаря присутствию, в защитном слое, не смачивающейся CMAS второй фазы, позволяющей удерживать жидкие CMAS вблизи от поверхности слоя, упомянутые поры и трещины больше не создают предпочтительных путей инфильтрации расплавленных CMAS, как это имеет место в уровне техники. Таким образом сохраняется эффективность защитного от CMAS материала, образованного первой фазой.

На фиг. 1, 2 и 3 показаны эффекты, производимые защитным от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слоем согласно изобретению, а именно, композитный защитный слой содержит описанные выше первую и вторую фазы и защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой согласно уровню техники. Точнее говоря, на фиг. 1 показана деталь 10, образованная подложкой 11 из суперсплава на основе никеля с покрытием, нанесенном в следующем порядке: алюминообразованный связывающий слой 12, слой 13 теплового барьера из ZrO₂ – Y₂O₃ (8 % по массе), обозначаемый обычно как YSZ, и защитный от CMAS слой 14 согласно уровню техники, образованный из Gd₂Zr₂O₇, при этом деталь находится в присутствии жидких (расплавленных) CMAS 15.

На фиг. 2 показана деталь, состоящая из подложки 21 из суперсплава на основе никеля с покрытием, в следующей последовательности: алюминообразованный связывающий слой 22, слой 23 теплового барьера из YSZ и защитный от CMAS слой 24, при этом слой 24 содержит первую фазу 240, состоящую из Gd₂Zr₂O₇ в качестве защитного от CMAS материала, и вторую фазу 241, диспергированную в слое 24 и образованную фторидом кальция CaF₂ в качестве не смачивающегося CMAS материала, при этом деталь находится в присутствии жидких (расплавленных) CMAS 25.

В случае с защитным слоем согласно уровню техники, таким, как показан на фиг. 1, жидкие загрязнители 15 типа CMAS инфильтрируются глубоко в трещины защитного слоя 14 и в слой 13 теплового барьера.

В случае с защитным слоем согласно изобретению, таким, как показанный на фиг. 2, глубина инфильтрации жидких загрязнителей 25 CMAS в защитный слой 24 ограничивается присутствием второй фазы 241, состоящей из частиц не смачивающегося CMAS материала, диспергированных в защитном слое 24. Точнее, как показано на фиг. 3, жидкие загрязнители 25 типа CMAS удерживаются на поверхности защитного слоя 24 при их контакте со второй фазой 241, что позволяет существенно ограничить глубину проникновения жидких CMAS 25 в поры и трещины защитного слоя 24 и образовать в результате химической реакции с первой фазой сплошные слои или фазы, непроницаемые для загрязнителей, максимально близко от поверхности защитного слоя.

Под выражением «материал, не смачивающийся CMAS» здесь подразумевают материал, наделяющий защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой 24 способностью образовывать угол контакта θ между открытой поверхностью 24а защитного слоя 24 и каплями 250 жидких CMAS, составляющий более или равный 45°, предпочтительно более или равный 90°.

Добавка не смачивающейся CMAS фазы в защитный от CMAS слой позволяет ограничить не только контакт между расплавленными CMAS и защитным от CMAS слоем на поверхности, но также инфильтрацию жидких загрязнителей в вертикальные трещины. Таким образом реакционная способность барьерного слоя, обеспечивающая посредством химической реакции с CMAS образование сплошного слоя, непроницаемого для любого загрязнителя, является предпочтительной по отношению к механизмам капиллярной инфильтрации.

Защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой согласно изобретению имеет толщину от 1 до 1000 мкм, предпочтительно от 5 до 200 мкм.

Подложка детали газотурбинного двигателя, являющейся объектом изобретения, может быть выполнена, в частности, из суперсплава на основе никеля или кобальта. В таком случае подложка может содержать дополнительно на своей поверхности алюминообразованный связующий слой. В качестве примера алюминообразованный связующий слой может содержать сплавы типа MCrAlY (где М означает Ni, Co, Ni и Co), алюминиды никеля типа β-NiAl (модифицированные или не модифицированные посредством Pt, Hf, Zr, Y, Si или комбинациями этих элементов), алюминиды сплавов γ-Ni- γ’-Ni₃Al (модифицированные или не модифицированные посредством Pt, Cr, Hf, Zr, Y, Si или комбинацией этих элементов), фазы МАХ (M_n+1AX_n(n = 1, 2, 3), где М означает Sc, Y, La, Mn, Re, W, Hf, Zr, Ti; А означает группы IIIA, IVA, VA, VIA; Х означает C, N или любой другой подходящий связующий подслой, а также их смеси. Подложка может быть также выполнена из суперсплавов AM1, MC-NG, CMSX4 и производных или Рене и производных.

Связующий слой защищает подложку от коррозии и окисления, обеспечивая при этом хорошее механическое и/или химическое сцепление между подложкой и перекрывающим слоем, соответствующим, в частности, защитному от CMAS слою согласно изобретению или слою теплового барьера.

Связующие слои могут быть образованы и нанесены, в частности, физическим осаждением паров (PVD), плазменным напылением при атмосферном давлении (APS), напылением высокоскоростным пламенем (HVOF), плазменным напылением при низком давлении (LPPS) или производными способами, плазменным напылением в атмосфере инертного газа (IPS), химическим осаждением из паровой фазы (CVD), алитированием из паровой фазе Сенекма (APVS), мгновенным спеканием (Spark Plasma Sintering), электролитическим осаждением, а также любым другим способом осаждения и соответствующего формообразования.

Применяемая в изобретении подложка имеет форму, соответствующую изготавливаемой детали газотурбинного двигателя. Детали газотурбинного двигателя с защитным слоем согласно изобретению могут быть подвижными лопатками, распределителями, кольцами турбины высокого давления и стенками камеры сгорания, но не ограничены этим.

Композитный защитный слой от алюмосиликатов кальция и магния слой, т.е. содержащий первую и вторую фазы, охарактеризованные выше, может быть нанесен непосредственно на подложку детали газотурбинного двигателя. В этом случае защитный слой согласно изобретению образует тепловой барьер для подложки.

Согласно варианту выполнения слой теплового барьера может располагаться между подложкой и композитным защитным слоем согласно изобретению или между алюминообразованным связующим слоем и композитным защитным слоем согласно изобретению, причем последний служит в данном случае функциональным слоем на поверхности слоя теплового барьера, обеспечивающего или не обеспечивающего защиту от жидких загрязнителей при высокой температуре типа алюмосиликатов кальция и магния CMAS. В качестве не ограничивающего примера слой теплового барьера может быть выполнен из содержащего иттрий диоксида циркония с содержанием Y₂O₃ от 7 до 8% по массе. Слой теплового барьера, на который нанесен композитный защитный слой согласно изобретению, может иметь микроструктуру, являющуюся однородной, однородной и пористой, содержащую вертикальные микротрещины, содержащую вертикальные микротрещины и поры, колончатой, колончатой и пористой, а также иметь архитектуру, содержащую эти разные микроструктуры.

Слой теплового барьера может быть образован и нанесен, в частности, осаждением из паровой фазы с помощью электронного пучка (EB-PVD), плазменным напылением при атмосферном давлении (APS), напылением высокоскоростным пламенем (HVOF), посредством золя-геля, плазменным напылением суспензий (SPS), плазменным напылением растворов предшественников (SPPS), напылением суспензии в высокоскоростном пламени ( HVSFS) или любым другим подходящим способом.

Защитный композитный слой согласно изобретению может применяться в качестве функционального слоя на поверхности сложной стопки покрытий, образуя систему теплового барьера от окружающей среды, или на системе теплового барьера от окружающей среды, защищая детали из композита с керамической матрицей. Система теплового барьера от окружающей среды, защищающая, в частности, композитные материалы с керамической матрицей, может содержать, но не исключительно, материалы: MoSi₂, BSAS (BaO_1-x-SrO_x - Al₂O₃-2SiO₂), муллит (3Al₂O₃-2SiO₃, редкоземельные моносиликаты и дисиликаты RE, где RE означает Y, La, Ce, Pr, Nd, Pm, Sm, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Tm, Yb, Lu, полностью или частично стабилизированные, или легированные диоксидом циркония и любой другой подходящий состав, а также их смеси.

Композитный защитный слой согласно изобретению может быть образован и нанесен любым из следующих способов:

- плазменное напыление при атмосферном давлении (APS),

- напыление высокоскоростным пламенем (HVOF),

- плазменное напыление суспензий (SPS),

- плазменное напыление растворов предшественников (SPPS),

- напыление суспензии в высокоскоростном пламени (HVSFS, известное также под термином S-HVOF).

Пример 1

Как показано на фиг. 4, способ изготовления детали 30 газотурбинного двигателя согласно изобретению применен на подложке 31 из суперсплава на основе никеля типа АМ1, на которую нанесли композитный защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой 32 способом плазменного напыления суспензии, при этом защитный слой 32 содержал согласно изобретению первую фазу из Gd₂Zr₂O₇ в качестве защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала и вторую фазу из CaF₂ в виде частиц, диспергированных в защитном слой 32 в качестве не смачивающегося CMAS материала.

В данном примере применяли раствор 40, содержавший порошок из не смачивающегося CMAS материала, в виде суспензии 41, в данном случае Gd₂Zr₂O₇, и порошок из не смачивающегося CMAS материала, здесь - CaF₂, в объемных количествах, необходимых для образования защитного слоя 32. Раствор 40 впрыскивали через тот же инжектор 42, что и суспензию, в центральную часть плазменной струи 44, образованной плазменной горелкой 43, обеспечивающей возможность термокинетической обработки раствора 40, а именно расплавление и ускорение порошков.

Примером не исключается возможность применения других защитных от CMAS материалов, а также других не смачивающихся CMAS материалов. Кроме того также возможно, что жидкая фаза раствора содержит не порошки, а предшественники одной из фаз или обеих фаз, которые желательно образовывать в композитном защитном слое. В этом частном случае термокинетическая обработка позволяет образовать фазу in-situ во время впрыска, расплавить и ускорить ее для образования покрытия. Также возможно нанести композитное покрытие с использованием не плазмы, а высокоскоростного пламени, образующегося в данном случае при использовании способа напыления суспензии в высокоскоростном пламени (HVSFS).

Пример 2

Как показано на фиг. 5, способ изготовления детали 50 газотурбинного двигателя согласно изобретению был применен на подложке 51 из суперсплава на основе никеля типа АМ1, на которую нанесли композитный защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой 52 плазменным напылением суспензии, при этом защитный слой 52 содержал согласно изобретению первую фазу из Gd₂Zr₂O₇ в качестве защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала и вторую фазу из CaF₂ в виде диспергированных в защитном слое 52 частиц в качестве не смачивающегося СМАS материала.

В этом примере применяли первый раствор 61, содержавший порошок из не смачивающегося CMAS материала в виде суспензии 610, в данном случае Gd₂Zr₂O₇, и второй раствор 62, содержавший порошок из не смачивающегося CMAS материала в виде суспензии 620, в данном случае CaF₂, в объемных количествах, необходимых для образования защитного слоя 62. Оба раствора 61 и 62 впрыскивали через тот же инжектор 63, что и суспензию, в центральную часть плазменной струи 64, образованной плазменной горелкой 65, что обеспечивало термокинетическую обработку растворов 61 и 62, а именно расплавление и ускорение порошков.

Примером не исключается возможность использования других стойких против СМАS материалов, а также не смачивающихся CMAS материалов. Кроме того также возможно, чтобы жидкая фаза раствора содержала не порошки, а предшественники одной из фаз или обеих фаз, которые желательно получить внутри композитного защитного слоя. В этом особом случае термокинетическая обработка позволит образовать фазу in-situ во время впрыска, расплавить и ускорить ее для образования покрытия. Также возможно получить композитное покрытие в результате применения не плазмы, а высокоскоростного пламени, получаемого в данном случае в результате применения варианта выполнения с использованием напыления суспензии в высокоскоростном пламене (HVSFS).

Пример 3

Как показано на фиг. 6, способ изготовления детали 70 газотурбинного двигателя согласно изобретению применяют на подложке 71 из суперсплава на основе никеля типа АМ1, на которую нанесли композитный защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой 72 способом плазменного напыления суспензий (SPS), при этом защитный слой 72 содержал согласно изобретению первую фазу из Gd₂Zr₂O₇ в качестве защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала и вторую фазу из CaF₂ в виде частиц, диспергированных в защитном слое 72 в качестве не смачивающегося CMAS материала.

В данном примере применяли первый раствор 81, содержавший порошок из не смачивающегося CMAS материала в виде суспензии 810, здесь это - Gd₂Zr₂O₇, и второй раствор 82, содержавший порошок из не смачивающегося CMAS материала в виде суспензии 820, в данном случае CaF₂, при объемных количествах, необходимых для образования защитного слоя 72. Растворы 81 и 82 впрыскивали соответственно через первый и второй специальные инжекторы 83, 84 для суспензии в центральную часть плазменной струи 85, образованной плазменной горелкой 86, что позволяло проводить термокинетическую обработку растворов 81, 82, а именно расплавление и ускорение порошков.

Примером не исключается возможность использования других стойких против CMAS и не смачивающихся ими материалов. Кроме того также возможно, чтобы жидкая фаза раствора содержала в себе не порошки, а предшественники одной из фаз или обеих фаз, которые желательно получить внутри композитного защитного слоя. В этом частном случае термокинетическая обработка позволяет образовать фазу in-situ во время впрыска, расплавить и ускорить ее для образования покрытия. Также возможно получить композитное покрытие в результате применения не плазмы, а высокоскоростного пламени, получаемого в данном случае в результате применения варианта выполнения с использованием напыления суспензии в высокоскоростном пламене (HVSFS).

Пример 4

Как показано на фиг. 7, способ изготовления детали 90 газотурбинного двигателя согласно изобретению применяют на подложке 91 из суперсплава на основе никеля типа АМ1, на которую нанесли композитный защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой 92 гибридным способом плазменного напыления суспензий (SPS) и плазменного напыления при атмосферном давлении (APS), при этом защитный слой 92 содержал согласно изобретению первую фазу из Gd₂Zr₂O₇ в качестве защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала и вторую фазу из CaF₂ в виде частиц, диспергированных в защитном слое 92, в качестве не смачивающегося CMAS материала.

В этом примере применяли порошок 110 из частиц 111 стойкого к CMAS материала, в данном случае из Gd₂Zr₂O₇, и раствор 120, содержавший порошок из не смачивающегося CMAS материала в виде суспензии 121, в данном случае CaF₂, в объемных количествах, необходимых для образования защитного слоя 92. Для порошка 110 был применен способ плазменного напыления при атмосферном давлении (APS), при котором порошок 110 нагнетали через первый специальный инжектор 101 в центральную часть плазменной струи 103, образованной плазменной горелкой 104, что обеспечивает термокинетическую обработку порошка 110. Для раствора 120 применяли способ плазменного напыления суспензий (SPS), при котором раствор 120 впрыскивают через второй специальный инжектор 102 для суспензии в центральную часть плазменной струи 103, образованной плазменной горелкой 104, что позволяет проводить термокинетическую обработку порошка 120.

Примером не исключается возможность использования других стойких против CMAS и не смачивающихся ими материалов. Кроме того также возможно, чтобы жидкая фаза содержала не порошки, а предшественники одной из фаз или обеих фаз, которые желательно получить внутри защитного слоя. В этом частном случае термокинетическая обработка позволяет образовать фазу in-situ во время впрыска, расплавить и ускорить ее для образования покрытия. Также возможно получить композитное покрытие в результате применения не смешанной плазмы, а высокоскоростного пламени, получаемого в данном случае в результате гибридного применения способа напыления высокоскоростным пламенем (HVOF) и способа напыления суспензии в высокоскоростном пламени (HVSFS).

Настоящее изобретение относится к области защитных покрытий для теплоизоляции деталей авиационных или наземных газотурбинных двигателей, работающих в условиях высоких температур. Предложенная деталь с покрытием для газотурбинного двигателя содержит подложку (21) и, по меньшей мере, один слой (24), защищающий от алюмосиликатов кальция и магния (СМAS), расположенный на этой подложке (21). Слой (24) содержит первую фазу (240) из защитного от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) материала и вторую фазу (241), содержащую частицы не смачивающегося материала, диспергированные в первой фазе. Изобретение позволяет продлить срок службы детали газотурбинного двигателя, содержащей защитный от CMAS слой. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

1. Деталь с покрытием для газотурбинного двигателя, содержащая подложку (21) и по меньшей мере один слой (24) на этой подложке, защищающий от алюмосиликатов кальция и магния (СМAS), при этом слой (24) содержит первую фазу (240) из защитного от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) материала и вторую фазу (241), содержащую частицы не смачивающегося материала, диспергированные в первой фазе, причем не смачивающийся материал соответствует материалу или смеси материалов, выбранных из следующих материалов:

- CaF₂,

- LnPO₄, где Ln означает La (лантан), Gd (гадолиний), Sm (самарий), Nd (неодим),

- фазы МАХ M_n+1AX_n, где n = 1, 2, 3; М означает Sc (скандий), Y (иттрий), La (лантан), Mn (марганец), Re (рений), W (вольфрам), Hf (гафний), Zr (цирконий), Ti (титан), где А означает группы IIIA, IVA, VA, VIA; Х означает C, N,

- AIN,

- BN.

2. Деталь по п. 1, в которой диспергированные в первой фазе (240) частицы не смачивающегося материала имеют средний размер от 10 нм до 10 мкм.

3. Деталь по п. 1 или 2, в которой содержание диспергированных в первой фазе (240) частиц не смачивающегося материала составляет от 1 до 80 об.%.

4. Деталь по п. 3, в которой содержание диспергированных в материале первой фазы (240) частиц не смачивающегося материала изменяется по толщине защитного слоя (24), причем содержание этих частиц постепенно возрастает на участке между первой зоной, прилегающей к подложке (2) упомянутого слоя и второй зоной этого слоя, удаленной от первой зоны.

5. Деталь по любому из пп. 1-4, в которой слой (24), защищающий от алюмосиликатов кальция и магния (СМAS), имеет толщину от 1 до 1000 мкм.

6. Деталь по любому из пп. 1-5, в которой защитный от алюмосиликатов кальция и магния (СМAS) материал первой фазы (240) способен образовывать фазы типа апатит и соответствует одному из следующих материалов или смеси следующих материалов:

- редкоземельные цирконаты RE₂Zr₂O₇, где RE означает Y (иттрий), La (лантан), Ce (церий), Pr (празеодим), Nd (неодим), Pm (прометий), Sm (самарий), Eu (европий), Gd (гадолиний), Tb (тербий), Dy (диспрозий), Нo (гольмий), Er (эрбий), Tm (тулий), Yb (иттербий), Lu (лютеций),

- частично или полностью стабилизированные диоксиды циркония,

- фазы дельта A’₄ B₃O₁₂, где А’ означает Y → Lu; В означает Zr, Hf,

- композиты, содержащие Y₂O₃ совместно с ZrO₂, Al₂O₃ или TiО₂,

- гексаалюминаты,

- шпинели,

- редкоземельные моносиликаты и дисиликаты RE, где RE означает Y, La, Ce, Pr, Nd, Pm, Sm, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Tm, Yb, Lu.

7. Деталь по любому из пп. 1-6, которая дополнительно содержит покрытие (23) в качестве теплового барьера, расположенное между подложкой (21) и слоем (24), защищающим от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS).

8. Деталь по любому из пп. 1-7, в которой подложка (21) выполнена из суперсплава на основе никеля или кобальта и содержит на своей поверхности алюминообразованный связующий слой (22) или слой из композитного материала с керамической матрицей или слой из композитного материала с керамической матрицей с покрытием из алюминообразованного связующего слоя.

9. Способ изготовления детали по любому из пп. 1-8, включающий в себя по меньшей мере один этап образования слоя, защищающего от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS), непосредственно на подложке (21) или на расположенном на подложке слое (23) теплового барьера, при этом этап образования проводят одним из следующих способов:

- плазменное напыление по меньшей мере одной суспензии, содержащей порошок или предшественник защитного от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) материала и порошок или предшественник не смачивающегося материала,

- напыление высокоскоростным пламенем по меньшей мере одной суспензии, содержащей порошок или предшественник защитного от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) материала и порошок или предшественник не смачивающегося материала,

- плазменное напыление при атмосферном давлении порошка из защитного от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) материала в сочетании с плазменным напылением суспензии или с напылением высокоскоростным пламенем раствора, содержащего предшественник не смачивающегося керамического материала, или порошка не смачивающегося керамического материала в виде суспензии.