RU2813539C1 - Способ нанесения теплозащитного покрытия на детали газотурбинной установки - Google Patents
Способ нанесения теплозащитного покрытия на детали газотурбинной установки Download PDFInfo
- Publication number
- RU2813539C1 RU2813539C1 RU2023130520A RU2023130520A RU2813539C1 RU 2813539 C1 RU2813539 C1 RU 2813539C1 RU 2023130520 A RU2023130520 A RU 2023130520A RU 2023130520 A RU2023130520 A RU 2023130520A RU 2813539 C1 RU2813539 C1 RU 2813539C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- plasma
- forming
- coating
- microns
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 29
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 title claims abstract description 16
- 239000010410 layer Substances 0.000 claims abstract description 49
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims abstract description 35
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims abstract description 35
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims abstract description 30
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 25
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 21
- 239000002245 particle Substances 0.000 claims abstract description 19
- 238000007750 plasma spraying Methods 0.000 claims abstract description 15
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims abstract description 13
- 238000005507 spraying Methods 0.000 claims abstract description 12
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims abstract description 8
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 claims abstract description 8
- RVTZCBVAJQQJTK-UHFFFAOYSA-N oxygen(2-);zirconium(4+) Chemical compound [O-2].[O-2].[Zr+4] RVTZCBVAJQQJTK-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 8
- 229910001928 zirconium oxide Inorganic materials 0.000 claims abstract description 8
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 claims abstract description 6
- SIWVEOZUMHYXCS-UHFFFAOYSA-N oxo(oxoyttriooxy)yttrium Chemical compound O=[Y]O[Y]=O SIWVEOZUMHYXCS-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 3
- 239000011241 protective layer Substances 0.000 claims abstract description 3
- 238000002203 pretreatment Methods 0.000 claims 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 abstract description 7
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 abstract description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 21
- 239000000463 material Substances 0.000 description 19
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 16
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N nickel Substances [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 10
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 7
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 6
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 5
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 4
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 4
- 239000010953 base metal Substances 0.000 description 3
- 238000010285 flame spraying Methods 0.000 description 3
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 3
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 3
- 239000011224 oxide ceramic Substances 0.000 description 3
- 229910052574 oxide ceramic Inorganic materials 0.000 description 3
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 3
- 229910052688 Gadolinium Inorganic materials 0.000 description 2
- 229910000990 Ni alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 2
- 238000005524 ceramic coating Methods 0.000 description 2
- 239000011247 coating layer Substances 0.000 description 2
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 2
- 238000010891 electric arc Methods 0.000 description 2
- 238000007749 high velocity oxygen fuel spraying Methods 0.000 description 2
- 229910052746 lanthanum Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000004157 plasmatron Methods 0.000 description 2
- 238000004544 sputter deposition Methods 0.000 description 2
- 239000000758 substrate Substances 0.000 description 2
- 238000007751 thermal spraying Methods 0.000 description 2
- 238000010290 vacuum plasma spraying Methods 0.000 description 2
- RUDFQVOCFDJEEF-UHFFFAOYSA-N yttrium(III) oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Y+3].[Y+3] RUDFQVOCFDJEEF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910018072 Al 2 O 3 Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052772 Samarium Inorganic materials 0.000 description 1
- WGLPBDUCMAPZCE-UHFFFAOYSA-N Trioxochromium Chemical compound O=[Cr](=O)=O WGLPBDUCMAPZCE-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- QCWXUUIWCKQGHC-UHFFFAOYSA-N Zirconium Chemical compound [Zr] QCWXUUIWCKQGHC-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 1
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 1
- 229910000323 aluminium silicate Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000000137 annealing Methods 0.000 description 1
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910000423 chromium oxide Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 230000002950 deficient Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- HNPSIPDUKPIQMN-UHFFFAOYSA-N dioxosilane;oxo(oxoalumanyloxy)alumane Chemical compound O=[Si]=O.O=[Al]O[Al]=O HNPSIPDUKPIQMN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000010894 electron beam technology Methods 0.000 description 1
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 description 1
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 1
- UIWYJDYFSGRHKR-UHFFFAOYSA-N gadolinium atom Chemical compound [Gd] UIWYJDYFSGRHKR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000010289 gas flame spraying Methods 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000010286 high velocity air fuel Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 229910052747 lanthanoid Inorganic materials 0.000 description 1
- 150000002602 lanthanoids Chemical class 0.000 description 1
- FZLIPJUXYLNCLC-UHFFFAOYSA-N lanthanum atom Chemical compound [La] FZLIPJUXYLNCLC-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000011068 loading method Methods 0.000 description 1
- 230000005923 long-lasting effect Effects 0.000 description 1
- 238000001755 magnetron sputter deposition Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 229910000623 nickel–chromium alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N oxo(oxoalumanyloxy)alumane Chemical compound O=[Al]O[Al]=O TWNQGVIAIRXVLR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000035515 penetration Effects 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 238000005240 physical vapour deposition Methods 0.000 description 1
- 238000002294 plasma sputter deposition Methods 0.000 description 1
- 239000012255 powdered metal Substances 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 229910052761 rare earth metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000004904 shortening Methods 0.000 description 1
- 238000005382 thermal cycling Methods 0.000 description 1
- AYEKOFBPNLCAJY-UHFFFAOYSA-O thiamine pyrophosphate Chemical compound CC1=C(CCOP(O)(=O)OP(O)(O)=O)SC=[N+]1CC1=CN=C(C)N=C1N AYEKOFBPNLCAJY-UHFFFAOYSA-O 0.000 description 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 1
- 229910052726 zirconium Inorganic materials 0.000 description 1
Abstract
Изобретение относится к способу нанесения теплозащитного покрытия на детали энергетической газотурбинной установки. Проводят предварительную обработку рабочей поверхности, методом плазменного напыления наносят металлический жаростойкий подслой из сплава системы MCrAlY, где М = Ni, Fe, Со или их сочетание, и внешний керамический слой на основе оксида циркония, частично стабилизированный 6-8 мас.% оксида иттрия. Оба теплозащитных слоя наносят методом атмосферного плазменного напыления с использованием воздуха в качестве плазмообразующего газа. Металлический жаростойкий подслой наносят в высокоскоростном режиме напыления с расходом плазмообразующего воздуха не менее 300 г/мин, с размером частиц порошка 15-45 мкм, при скорости потока частиц не менее 600 м/с, формируя пористость покрытия менее 2%. Внешний керамический слой наносят в режиме низкоскоростного высокоэнтальпийного воздушного потока с расходом плазмообразующего воздуха не более 120 г/мин с размером частиц порошка 45-100 мкм, формируя пористость покрытия не менее 25%. Обеспечивается повышение эксплуатационного ресурса газовой турбины путем защиты от воздействия высоких температур и эрозии с помощью формирования долговечных теплозащитных покрытий. 2 ил.
Description
Изобретение относится к области энергетического машиностроения, а именно к способам нанесения теплозащитных покрытий на термонапряженные детали мощных энергетических газовых турбин, конкретно, детали камеры сгорания, от воздействия высоких температур и эрозионного износа.
Многослойные теплозащитные покрытия (ТЗП) применяются на деталях горячего тракта газотурбинных установок с целью защиты от воздействия газового потока, температура которого в современных установках составляет 1300-1500°С и выше. Максимальная рабочая температура современных никелевых сплавов составляет 1000-1150°С. Традиционно ТЗП содержит два слоя: металлический MCrAlY (где М, Ni, Со или их сочетание) и керамический на основе оксида циркония ZrO2. В процессе эксплуатации покрытия на границе этих слоев формируется термически выращенный оксид (ТВО) основного состава Al2O3, который, во-первых, представляет диффузионный барьер для проникновения кислорода и последующего окисления металлического слоя, а во-вторых, является причиной отслоения керамического слоя. Металлический слой ТЗП предназначен для защиты основного материала камеры сгорания от окисления, повышения степени адгезии с керамическим слоем. Традиционно, металлический слой наносят высокоскоростными методами газотермического напыления - высокоскоростным газопламенным напылением (сокращенно ВГП, в англоязычной литературе HVOF/HVAF), либо вакуумно-плазменным напылением (сокращенно ВПН, в англоязычной литературе VPS). Назначение керамического слоя - снижение рабочей температуры основного материала на 100-200°С, снижение скорости высокотемпературной коррозии и повышение эксплуатационного ресурса деталей. Для нанесения ТЗП в большинстве случаев применяют технологию атмосферно-плазменного напыления (сокращенно АПН, в англоязычной литературе APS), а для наиболее ответственных деталей - электроннолучевое (ЭЛН, ЕВ-PVD) и магнетронное напыление.
Главные требования к материалу керамического слоя - низкая теплопроводность, высокий коэффициент теплового расширения, высокотемпературная фазовая стабильность, высокая трещиностойкость и эрозионная стойкость. Основным материалом, применяемым в настоящее время для нанесения керамического слоя ТЗП, является оксид циркония ZrO2, стабилизированный 6-8 вес.% Y2O3 в метастабильной t'-фазе (YSZ). По совокупности характеристик (теплопроводность 2.3 Вт/м К, коэффициент теплового расширения ~ 11⋅10-6 K-1, вязкость разрушения ~ 2.5 МПа/м1/2, твердость ~ 14 ГПа) такой материал имеет наилучшие показатели для применения в качестве теплозащитного слоя. Единственное существенное ограничение его применения заключается в нарушении стабильности t'-фазы при температуре эксплуатации выше 1200°С, связанную с трансформацией ее в моноклинную фазу. Для повышения рабочей температуры покрытия применяют новые составы керамик на основе оксида циркония, например, пирохлоры R2Zr2O7, где R - редкоземельный элемент Gd, Sm, La и др., оксиды с дефектной структурой кластера Yb2O3-ZrO2-Cd2O3, перовскиты и др. Эти материалы обладают более высокой температурной стабильностью вплоть до температур 1500-2000°С, однако значительно меньшей механической прочностью (трещиностойкость, эрозионная стойкость) по сравнению с материалами YSZ. Поэтому применение таких материалов нецелесообразно при эксплуатации деталей газотурбинной установки при рабочих температурах менее 1200°С.
Эксплуатационные характеристики обоих слоев покрытий (пористость, стойкость к окислению, теплопроводность, адгезионная прочность) в значительной мере зависят не только от состава материала покрытия, но и от способа (технологии) их нанесения.
Известен способ получения многослойного теплозащитного покрытия на деталях из жаропрочных сплавов (RU 2375499, опубл. 10.12.2009), в котором проводят алитирование поверхности, нанесение вакуумно-плазменным напылением связующего металлического подслоя MCrAlY, где в качестве М используют Ni и/или Со. Затем наносят жаростойкий защитный слой MCrAlY, где M-Ni и/или Со, и керамический слой ZrO2-Y2O3 методом газотермического напыления. Затем осуществляют отжиг в вакууме при температуре 900°С - 1050°С в течение 2-4 часов. В результате повышается долговечность деталей с таким многослойным теплозащитным покрытием в условиях интенсивного термического и механического воздействий при рабочих температурах не менее 1050°С.
Однако известный способ малоприменим для нанесения покрытий на крупногабаритные элементы камеры сгорания мощных газотурбинных установок, так как требует вакуумные камеры соответствующего размера и вакуумной термообработки деталей. Использования таких камер приведет к неприемлемому увеличению времени и удорожанию технологического процесса изготовления защитного покрытия. Еще один недостаток - применение в технологическом процессе нескольких различных технологических операций напыления.
Известен способ нанесения многослойного ТЗП, включающий нанесение металлического жаростойкого подслоя, дополнительного металлического жаростойкого подслоя и внешнего керамического слоя методом плазменного напыления (RU 2426817 С2, опубл. 20.08.2011).
Известное решение позволяет получить надежное в эксплуатации ТЗП в случае авиационных двигателей. Однако имеет ряд технологических недостатков, которые заключаются в большом количестве технологических операций, выполняемых в условиях пониженного давления. Поскольку размеры деталей камер сгорания мощных газотурбинных установок большой мощности значительно больше, чем авиационных двигателей, это либо технически не реализуемо, либо приводит к значительному повышению стоимости технологии нанесения покрытий.
Известен способ создания теплозащитного металлокерамического покрытия с повышенной термопрочностью (RU 2510429, опубл. 27.03.2014), включающий нанесение на рабочую поверхность чередующихся керамических и металлических слоев посредством ионно-плазменного напыления. Первым на рабочую поверхность наносят металлический слой. Все металлические слои одинаковой толщины, составляющей по меньшей мере 4 мкм., формируют из никеля. Керамические слои формируют переменной толщины из оксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия (YSZ).
Первый из керамических слоев от рабочей поверхности формируют толщиной, по меньшей мере, 1-2 мкм, при этом каждый последующий керамический слой от рабочей поверхности формируют с увеличением толщины на 2-3 мкм, а внешний поверхностный керамический слой формируют толщиной 20-30 мкм. Таким образом обеспечивается повышение температурной прочности и теплозащитных характеристик покрытия.
Известный способ успешно используют для авиационных и ракетных двигателей, однако он не применим для нанесения покрытия на стенки камеры сгорания мощных газотурбинных установок из-за их больших размеров, поскольку это приводит к существенному удорожанию технологического оборудования и усложнению технологического процесса изготовления термонапряженных деталей.
Известен способ для изготовления слоистой системы (ЕР 1821333, опубл. 22.08.2007), включающий, усиливающий адгезию слой, а также расположенное на этом слое теплоизоляционное покрытие, содержащее термически выращенный оксидный слой (TGO), в частности, медленно нарастающий слой оксида алюминия и/или слой оксида хрома, а также, по меньшей мере, один оксидо-керамический слой, который расположен непосредственно на TGO-слое, и расположенный на оксидо-керамическом слое покровный слой из A2E2O7 пирохлора. Компонент А предпочтительно включает в себя лантанид, в частности, гадолиний, а компонент Е предпочтительно - цирконий, а также, в частности, цирконат лантана и/или фазу перовскита. Толщина оксидо-керамического слоя и покровного слоя составляют вместе величину между 50 мкм и 2 мм.
Недостаток известного способа состоит в присутствии в технологическом процессе, методов нанесения, требующих вакуумную камеру или камеру с инертной атмосферой, использование которых значительно усложняет и удорожает технологический процесс нанесения ТЗП на стенки камеры сгорания мощной газотурбинной установки.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению и выбранном в качестве прототипа, является способ нанесения многослойного теплозащитного покрытия (RU №2545881, опубл. 10.04.2015), включающий нанесение основного металлического жаростойкого подслоя, дополнительного металлического жаростойкого подслоя и внешнего керамического слоя, методом плазменного напыления, заключающийся в том, что основной металлический жаростойкий подслой толщиной 20-150 мкм, наносят методом высокоскоростного газопламенного напыления из сплава системы MCrAlY, в котором М=Ni, Со, Fe, а дополнительный металлический жаростойкий подслой, толщиной 10-50 мкм, наносят из сплава системы MCrAlY, в котором М=Ni, Со, Fe. Внешний, считая от рабочей поверхности керамический слой, толщиной 120-750 мкм., наносят из материала на основе оксида циркония, частично стабилизированного оксидом иттрия Y2O3 6-8% по массе (YSZ).
Недостатком способа по прототипу является использование технологии высокоскоростного газопламенного напыления (ВГН, в англоязычной литературе HVOF) для нанесения плотного металлического подслоя, поскольку в такой технологии применяются технологические газы из второй группы взрывоопасности, а также напылительные головки, большая длина и дистанция напыления которых, не позволяют осуществить нанесение покрытия в зазоре между деталями корпуса камеры сгорания ГТУ менее 300 мм.
Модификация оборудования указанной технологии под напыление на внутренние поверхности камеры сгорания также не позволит получить покрытие с необходимой плотностью и качественными показателями, так как укорочение сопла горелки для использования в ограниченном пространстве приводит к падению скорости напыляемых частиц, увеличению пористости подслоя и, как следствие, уменьшению коррозионной и термической стойкости покрытия и снижению ресурса работы термонапряженной детали.
Кроме того, необходимость использования двух разных методов нанесения покрытия: газопламенного и плазменного напыления, приведет к увеличению количества технологических операций и, соответственно, повышению трудоемкости и стоимости технологического процесса.
Технической задачей, на решение которой направлено предлагаемое изобретение является повышение эксплуатационного ресурса работы энергетической газовой турбины большой мощности, в том числе деталей габаритных камер сгорания, путем их защиты от воздействия высоких температур и эрозии с помощью формирования долговечных ТЗП, упрощение технологического процесса их нанесения и повышение промышленной безопасности его осуществления.
Технический результат достигается предлагаемым способом получения теплозащитного покрытия, включающем нанесение металлического подслоя из сплава системы MCrAlY, где M=Fe, Со, Ni и внешнего керамического слоя из материала состава YSZ (ZrCte частично стабилизированного 6-8% по массе Y2O3), методом атмосферного плазменного напыления с использованием воздуха в качестве плазмообразующего газа, причем указанный металлический подслой наносят в высокоскоростном режиме напыления со скоростью потока частиц не менее 600 м/с, а внешний керамический слой наносят в режиме низкоскоростного высокоэнтальпийного воздушного потока.
Металлический подслой наносят методом высокоскоростного атмосферного плазменного напыления с целью обеспечения процесса формирования покрытий с низкой пористостью (менее 2%), высокой адгезией и жаростойкостью. Желаемые характеристики металлического подслоя, обеспечиваются за счет организации высокой скорости потока частиц порошкового металлического материала при соударении с рабочей поверхностью детали. Для достижения нужного эффекта используется режим работы электродугового плазмотрона с расчетным расходом плазмообразующего воздуха не менее 300 гр./мин., а также, имеющая определенный гранулометрический состав фракция металлического порошка с диаметром частиц менее 60 мкм, конкретно 15-45 мкм.
Полученный плотный металлический подслой обеспечивает защиту основного металла от высокотемпературной коррозии и прочную связь с внешним керамическим слоем покрытия. На основании расчетно-экспериментального исследования была определена оптимальная толщина необходимого металлического слоя в 100-200 мкм.
Напыление металлического подслоя покрытия меньше 100 мкм не дает требуемой защиты от высокотемпературной коррозии, а при толщине металлического подслоя более 200 мкм происходит увеличение остаточных термических нагрузок в подслое из-за чего увеличивается вероятность его отслоения от рабочей поверхности детали.
Внешний керамический слой из материала на основе оксида циркония (YSZ) наносят методом атмосферного плазменного напыления, с использованием воздуха в качестве плазмообразующего газа, в режиме низкоскоростного высокоэнтальпийного воздушного потока с целью защиты подложки от термического воздействия газа в камере сгорания, а именно - создания теплового сопротивления (термобарьера) и снижения температуры основного металла рабочей поверхности камеры сгорания. Для снижения теплопроводности внешний керамический слой формируют с высокой пористостью от 8% до 25%, образующейся за счет организации режима низкоскоростного высокоэнтальпийного воздушного потока и использования широкой фракции порошкового материала YSZ в диапазоне диаметров частиц 20-125 мкм, конкретно, 45-100 мкм.
Предлагаемое изобретение осуществляется следующим образом.
Напыляемые рабочие поверхности деталей камеры сгорания мощной газотурбинной установки, выполненные из никель-хромового сплава, предварительно подвергают дробеструйной обработке и обезжириванию. Напыление металлического подслоя и внешнего керамического слоя покрытия производят методом атмосферного плазменного напыления с использованием воздуха в качестве плазмообразующего газа. После предварительной подготовки рабочей поверхности детали на нее наносится плотный металлический жаростойкий подслой из порошкового материала на основе сплава системы MCrAlY (М=Ni, Со, Fe или их сочетание) с размером частиц менее 60 мкм, конкретно, 15-45 мкм, в высокоскоростном режиме напыления со скоростью потока частиц не менее 600 м/с. Получают плотный металлический подслой толщиной 100-200 мкм. с пористостью менее 2% и высокой адгезией к внешнему керамическому слою.
Низкая пористость металлического подслоя обеспечивается за счет организации скорости потока частиц не менее 600 м/с за счет высокого давления, которое достигается при соударении частиц о подложку (рабочую поверхность детали).
Внешний керамический слой с пористостью от 8% до 25% наносят из порошкового материала YSZ (ZrO2/6-8% по массе Y2O3) с размером частиц в диапазоне от 20 до 125 мкм, конкретно, от 45 до 100 мкм, методом атмосферного плазменного напыления в режиме низкоскоростного высокоэнтальпийного воздушного потока. Внешний керамический слой наносят на металлический подслой, толщиной 300-700 мкм.
Пример конкретного выполнения предлагаемого изобретения представлен в нижеприведенном примере и иллюстрируется фиг. 1, 2.
На внутренней поверхности детали камеры сгорания мощной газотурбинной установки, выполненной из никелевого сплава 1п617, необходимо сформировать теплозащитное покрытие. После подготовки поверхности, в высокоскоростном режиме напыления наносят металлический подслой методом атмосферного плазменного напыления порошка ПВ-НХ16Ю6Ит, выпускаемого в промышленном масштабе. Средняя скорость потока частиц порошкового материала составляла 650 м/с. Порошок является сплавом системы MCrAlY, где М=Ni с размером частиц 20-45 мкм. Толщина полученного металлического подслоя составляла 150 мкм при показателе пористости 1.7%. Использован электродуговой плазмотрон постоянного тока типа ПНК-50 с межэлектродными вставками, конструкции ИТПМ СО РАН им. Христиановича. (описан в статье: Особенности формирования износостойких покрытий с помощью сверхзвукового плазмотрона / В.И. Кузьмин [и др.] // Труды 13-й международной конференции («Пленки и покрытия-2017»), Санкт-Петербург, 18-20 апреля 2017 г. - С. 97-100.). Для обеспечения сканирования поверхности плазмотрон был установлен на промышленный робот.Параметры напыления: расход плазмообразующего воздуха 7 г/с, сила тока 140 А.
Затем наносят внешний керамический слой состава: ZrO2/ частично стабилизированный оксидом иттрия Y2O3, 7.2% по массе, методом атмосферного плазменного напыления в режиме низкоскоростного высокоэнтальпийного воздушного потока. Гранулометрический состав частиц порошка составлял 45-100 мкм.
Параметры напыления: расход плазмообразующего воздуха 1.5 г/с, сила тока 200 А. Толщина внешнего керамического слоя составила 400 мкм при пористости 29%. Микроструктура полученного покрытия представлена на фиг. 1.
По результатам измерений теплопроводность ТЗП составила 0.83 Вт/(м⋅К) при 1000°С, что позволило снизить температуру основного металла на 100°С в условиях рабочих температур камеры сгорания газотурбинной установки, за счет чего увеличить эксплуатационный ресурс работы детали на 20%.
Были проведены испытания образцов материала элементов камеры сгорания с ТЗП на термоциклическую стойкость в режиме 1100↔400°С. Результаты представлены на фиг. 2 (изображения образца на разных стадиях термоциклических испытаний). На 50 цикле, на покрытии стали заметны черные точки, которые связаны с нестехиометрическими включениями в порошок YSZ. Развитие периферийных дефектов, возникших под термопарой в алюмосиликатном чехле, началось на 330 цикле и продолжалось в ходе испытаний, однако они не повлияли на целостность покрытия на рабочей поверхности образца вплоть до 1500 цикла испытаний. Стойкость образца двухслойного теплозащитного покрытия к термоциклическому нагружению в режиме 1100-400°С составила не менее 1500 циклов. Разрушения покрытия на контрольной поверхности не зафиксировано.
Таким образом, использование предлагаемого способа напыления теплозащитного покрытия, позволяет повысить эксплуатационный ресурс деталей камеры сгорания мощной газовой турбины, в том числе и наиболее теплонапряженной внутренней поверхности, от воздействия высоких температур, упростить технологический процесс нанесения теплозащитных покрытий и повысить безопасность его осуществления за счет применения в качестве плазмообразующего газа атмосферного воздуха и исключения из технологического процесса использования горючих газов.
Claims (1)
- Способ нанесения теплозащитного покрытия на детали энергетической газотурбинной установки, включающий предварительную обработку рабочей поверхности, нанесение методом плазменного напыления металлического жаростойкого подслоя из материала сплава системы MCrAlY, где М = Ni, Fe, Со или их сочетание, и внешнего керамического слоя на основе оксида циркония, частично стабилизированного 6-8 мас.% оксида иттрия, отличающийся тем, что оба теплозащитных слоя наносят методом атмосферного плазменного напыления с использованием воздуха в качестве плазмообразующего газа, при этом металлический жаростойкий подслой наносят в высокоскоростном режиме напыления с расходом плазмообразующего воздуха не менее 300 г/мин, с размером частиц порошка 15-45 мкм, при скорости потока частиц не менее 600 м/с, формируя пористость покрытия менее 2%, а внешний керамический слой наносят в режиме низкоскоростного высокоэнтальпийного воздушного потока с расходом плазмообразующего воздуха не более 120 г/мин с размером частиц порошка 45-100 мкм, формируя пористость покрытия не менее 25%.
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2813539C1 true RU2813539C1 (ru) | 2024-02-13 |
Family
ID=
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2851649C1 (ru) * | 2024-06-27 | 2025-11-26 | Акционерное общество "Силовые машины - ЗТЛ, ЛМЗ, Электросила, Энергомашэкспорт" (АО "Силовые машины") | Лопатка газовой турбины с многослойным теплозащитным покрытием |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6521293B1 (en) * | 1997-02-06 | 2003-02-18 | Hitachi, Ltd. | Method for producing a ceramic-coated blade of gas turbine |
| JP2004270032A (ja) * | 2003-02-17 | 2004-09-30 | Japan Fine Ceramics Center | 遮熱コーティング部材およびその製造方法 |
| US8986792B2 (en) * | 2012-02-23 | 2015-03-24 | Oerlikon Metco Ag | Method of applying a thermal barrier coating |
| RU2545881C2 (ru) * | 2013-06-28 | 2015-04-10 | Фонд поддержки научной, научно-технической и инновационной деятельности "Энергия без границ" (Фонд "Энергия без границ") | Способ нанесения многослойного теплозащитного покрытия |
| RU2674784C1 (ru) * | 2013-11-19 | 2018-12-13 | Сафран Эркрафт Энджинз | Способ, включающий спекание для образования микротрещин и обеспечения эрозионной стойкости тепловых барьеров |
| RU2762611C2 (ru) * | 2017-06-12 | 2021-12-21 | Сафран | Деталь с покрытием для газотурбинного двигателя и способ её изготовления |
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6521293B1 (en) * | 1997-02-06 | 2003-02-18 | Hitachi, Ltd. | Method for producing a ceramic-coated blade of gas turbine |
| JP2004270032A (ja) * | 2003-02-17 | 2004-09-30 | Japan Fine Ceramics Center | 遮熱コーティング部材およびその製造方法 |
| US8986792B2 (en) * | 2012-02-23 | 2015-03-24 | Oerlikon Metco Ag | Method of applying a thermal barrier coating |
| RU2545881C2 (ru) * | 2013-06-28 | 2015-04-10 | Фонд поддержки научной, научно-технической и инновационной деятельности "Энергия без границ" (Фонд "Энергия без границ") | Способ нанесения многослойного теплозащитного покрытия |
| RU2674784C1 (ru) * | 2013-11-19 | 2018-12-13 | Сафран Эркрафт Энджинз | Способ, включающий спекание для образования микротрещин и обеспечения эрозионной стойкости тепловых барьеров |
| RU2762611C2 (ru) * | 2017-06-12 | 2021-12-21 | Сафран | Деталь с покрытием для газотурбинного двигателя и способ её изготовления |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2851649C1 (ru) * | 2024-06-27 | 2025-11-26 | Акционерное общество "Силовые машины - ЗТЛ, ЛМЗ, Электросила, Энергомашэкспорт" (АО "Силовые машины") | Лопатка газовой турбины с многослойным теплозащитным покрытием |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Karaoglanli et al. | Interface failure behavior of yttria stabilized zirconia (YSZ), La2Zr2O7, Gd2Zr2O7, YSZ/La2Zr2O7 and YSZ/Gd2Zr2O7 thermal barrier coatings (TBCs) in thermal cyclic exposure | |
| Stöver et al. | New material concepts for the next generation of plasma-sprayed thermal barrier coatings | |
| US7326470B2 (en) | Thin 7YSZ, interfacial layer as cyclic durability (spallation) life enhancement for low conductivity TBCs | |
| EP1829984B1 (en) | Process for making a high density thermal barrier coating | |
| US5683761A (en) | Alpha alumina protective coatings for bond-coated substrates and their preparation | |
| US9023486B2 (en) | Thermal barrier coating systems and processes therefor | |
| US7537806B2 (en) | Method for producing a thermal barrier coating on a substrate | |
| Tailor et al. | Development of a new TBC system for more efficient gas turbine engine application | |
| EP3748031B1 (en) | Reflective coating and coating process therefor | |
| JP2003138368A (ja) | 遮熱コーティング | |
| KR20030068054A (ko) | 혼성 열 차단 코팅 및 그 제조 방법 | |
| US20190047253A1 (en) | Adhesion promoter layer for joining a high-temperature protection layer to a substrate, and method for producing same | |
| Avci et al. | Microstructure and oxidation behavior of atmospheric plasma-sprayed thermal barrier coatings | |
| Saral et al. | Thermal cycle properties of plasma sprayed YSZ/Al2O3 thermal barrier coatings | |
| Das et al. | Thermal cyclic behavior of glass–ceramic bonded thermal barrier coating on nimonic alloy substrate | |
| Wu et al. | Microstructures, properties and failure analysis of (ZrO2-8wt.% Y2O3)/((Co, Ni) Cr Al Y) Thermal Barrier Coatings | |
| Alam et al. | High-Temperature Resistant Coatings for Strategic Aero-space Applications. | |
| RU2813539C1 (ru) | Способ нанесения теплозащитного покрытия на детали газотурбинной установки | |
| Vassen et al. | Conventional and new materials for thermal barrier coatings | |
| Vencl et al. | Thermal cycling behaviour of plasma sprayed NiCr-Al-Co-Y2O3 bond coat in thermal barrier coating system | |
| CN118854209A (zh) | 抗燃可磨耗复合涂层的确定方法及抗燃可磨耗复合涂层 | |
| RU2791046C1 (ru) | Способ нанесения теплозащитного покрытия с двойным керамическим теплобарьерным слоем | |
| JPH08246901A (ja) | 耐酸化性に優れた遮熱コーティング膜 | |
| RU2851649C1 (ru) | Лопатка газовой турбины с многослойным теплозащитным покрытием | |
| Das et al. | Application of functionally graded materials as thermal insulator in high temperature engineering components |