CN107532479A - 具有裂纹隔离、级联和多分叉设计槽特征的涡轮机部件热障涂层 - Google Patents

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CN107532479A CN201580076437.6A CN201580076437A CN107532479A CN 107532479 A CN107532479 A CN 107532479A CN 201580076437 A CN201580076437 A CN 201580076437A CN 107532479 A CN107532479 A CN 107532479A
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K.卡道
J.A.帕斯夸尔-古铁雷斯
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Abstract

本发明公开了一种涡轮发动机(80)部件,诸如,叶片(92)、静叶(104、106)、环形段110、耐磨表面120或者过渡件(85),所述涡轮发动机部件具有切割至所述部件的热障涂层(TBC)的外表面中的分叉的设计槽特征(EGFs)(403、404、418、509、511、512)。在一些实施例中,EGF平面形态样式限定邻接的外六边形(560、640、670、690、710)。在一些实施例中,EGF样式在每个外六边形(560、640、670、690、710)内进一步限定邻接的内多边形(570、580、590、600、610、680、682、700、702、704、705、720)。EGF样式(506、507、508)内的至少三个相应槽段(509、511、512)以多分叉的形式会聚在每个相应外六边形顶点(510、564)或者内多边形顶点(574、564、604、614)处,使得随着应力(σA)在每个连续的顶点连接点处分叉(σB、σC),引起裂纹的应力以级联的方式衰减。

Description

具有裂纹隔离、级联和多分叉设计槽特征的涡轮机部件热障 涂层
优先权声明和相关申请的交叉引用
本申请要求在下列国际专利申请下的优先权,其每一个的全部内容均通过引用的方式并入本文:
2015年2月18日提交的、分配的申请号为PCT/US2015/016318的“TURBINE COMPONENTTHERMAL BARRIER COATING WITH CRACK ISOLATING ENGINEERED GROOVE FEATURES”;以及
2015年2月18日提交的、分配的申请号为PCT/US2015/016331的“TURBINE COMPONENTTHERMAL BARRIER COATING WITH CRACK ISOLATING ENGINEERED SURFACE FEATURES”。
案卷编号为2015P22738WO、分配的序列号(未知)、发明名称为“TURBINECOMPONENT THERMAL BARRIER COATING WITH VERTICALLY ALIGNED, ENGINEERED SURFACEAND MULTIFURCATED GROOVE FEATURES”的同时提交的国际专利申请被视为是相关申请并且通过引用的方式并入本文。
技术领域
本发明涉及在其暴露于加热的工作流体(诸如,燃烧气体或者高压蒸汽)的部件表面(诸如,叶片、静叶、环形段或者过渡件)上具有热障涂层(“TBC”)的燃烧或者蒸汽涡轮发动机,其包括包含这些热障涂层的各个子部件。本发明还涉及用于减少通常由发动机热循环或者异物损伤(“FOD”)引起的这些部件TBC层的裂纹扩展或者剥落损伤的方法。更具体地,本文中描述的各种实施例涉及:在TBC的外表面内的设计多分叉槽特征(“EGF”)的平面形态样式的形成,其限定邻接的外六边形,以及邻接的内多边形的平面形态样式,并且其分别共享至少公共内多边形顶点并且分别完全被包围在其相应外六边形内。EGF样式内的至少三个相应槽段以多分叉的形式会聚在每个相应外六边形或者内多边形顶点处,使得每个会聚的槽段具有至少两个其它(即,二分叉)邻接的会聚槽段。随着应力在每个连续顶点接合点处分叉, TBC中的应力引起的裂纹扩展以级联的方式衰减。该级联分叉EGF使TBC内的热应力或者FOD引起的裂纹扩展限于局部,否则该裂纹扩展可能会允许过度的TBC剥落和随后对涡轮部件下方基板的热暴露损伤。
背景技术
已知的涡轮发动机(包括气体/燃烧涡轮发动机和蒸汽涡轮发动机)包含由涡轮机外壳或者壳体周向地包围的轴安装型涡轮机叶片。虽然本说明书的其余部分将重点放在燃烧或者燃气涡轮机技术应用和环境内的应用上,但是本文中描述的示例性实施例可适用于蒸汽涡轮发动机。在燃气/燃烧涡轮发动机中,热燃烧气体流入起始于燃烧器内的燃烧路径并且通过大体上管状的过渡件引导到涡轮区段中。靠前的或者第1排静叶将燃烧气体引导经过多排连续交替涡轮机叶片和静叶。撞击涡轮机叶片的热燃烧气体使得叶片转动,从而将热气体内的热能转换为机械功,该机械功可用于给旋转机械(诸如,发电机)提供动力。
将在热燃烧气体路径内的发动机内部部件暴露于大约超过1000摄氏度(1832华氏度)的燃烧温度下。在燃烧路径内的发动机内部部件(诸如,例如,燃烧区段过渡件、静叶和叶片)通常是由耐高温超合金构造。叶片和静叶通常包括止于部件外表面上的冷却孔中的冷却通道,以便使冷却剂流体通过到燃烧路径中。
涡轮发动机内部部件通常包含金属陶瓷材料的热障涂敷或者涂层(“TBC”),该热障涂敷或者涂层(“TBC”)直接涂敷到部件基板的外表面或者在先前涂敷到基板表面的中间金属结合涂层(“BC”)上。TBC在部件基板之上提供隔热层,这降低基板温度。TBC涂敷与部件中的冷却通道的组合进一步降低基板温度。在一些应用中,使用了多层TBC,在这种情况下,外表面暴露于燃烧气体的最外TBC层在本文被称为外部热障涂层(“OTBC”)。当提到靠近与发动机中的热工作气体接触的涂层外表面的涂层的一般材料性质时,术语“TBC”和“OTBC”在本文中可交换地使用。当提到与热工作气体接触的外表面时,其在单层实施例中将是TBC的外表面,或者相应地在多层实施例中将是OTBC的外表面。
由于用于制造前述示例性涡轮机部件的典型金属陶瓷TBC材料与典型超合金材料之间在热膨胀、断裂韧性和弹性模数等上的差异,所以在异种材料的界面处存在使TBC层产生热引起应力和/或机械引起应力裂纹以及TBC/涡轮机部件粘着力损失的潜在风险。裂纹和/或粘着力损失/分层会负面地影响TBC层的结构完整性,并且潜在地导致剥落(即,使TBC绝缘材料与涡轮机部件分离)。例如,在TBC层内形成的垂直裂纹可以扩展至TBC/基板界面,并且然后水平扩散。类似地,水平定向的裂纹可以起源于TBC层内或者靠近TBC/基板界面。TBC结构完整性的这种破裂损失可以导致对下方部件基板的进一步过早损伤。当TBC层脱离下方基板时,基板会失去其防护性热层涂层。在涡轮发动机的继续运行期间,随着时间的推移,热燃烧气体可能会腐蚀或者如若不然损伤暴露的部件基板表面,从而潜在地降低发动机运行使用寿命。当使发动机响应于电网增加的负载需求而在线发电并且随着电网负载需求降低而空闲时,随着连续的通电/断电循环会增大潜在的剥落风险。为了管理TBC剥落风险和其它发动机运行维护需要,通常在预定义数量的通电/断电热循环之后会停止使用燃烧涡轮发动机以便进行检查和维护。
除了易于发生热引起应力或者振动引起应力裂纹之外,发动机部件上的TBC层在热燃烧气体内的污染物微粒撞击较易碎的TBC材料时也容易发生异物损伤(“FOD”)。异物冲击可能会使TBC表面产生裂纹,最终引起与道路坑洼类似的表面完整性的剥落损失。一旦异物冲击使TBC层的一部分剥落,其余TBC材料易于发生绝缘层的结构性裂纹扩展和/或进一步剥落。除了由异物引起的TBC层的环境损伤之外,燃烧气体中的污染物(诸如,钙、镁、铝和硅(通常称为“CMAS”))可以粘附至TBC层外表面或者与TBC层外表面发生反应,从而增加TBC剥落的可能性并且使下方BC暴露出来。
为了提高TBC层结构完整性和与涡轮机部件下方基板的固定,过去所作的尝试已经包括了对更能够抵抗热破裂或者FOD的更强TBC材料的研发,但是付出的代价是热阻率降低或者材料成本增加。通常,用于TBC涂敷的相对较强的、更不易碎的潜在材料具有较低的热阻率。可替代地,作为折衷,已经将单独涂敷的具有不同有利性质的多层TBC材料涂敷至涡轮机部件基板,例如,具有更好绝缘性质的更易碎或者更柔软的TBC材料,其又由更强的、低绝缘值的TBC材料覆盖以作为更能够抵抗FOD和/或CMAS或者其它化学污染粘着的较硬“盔甲”外涂层。为了提高与下方基板的TBC粘着力,已经直接将中间金属结合涂层(BC)涂敷在基板之上。也已经从平整的裸露表面修改了到TBC的基板或者BC界面的结构表面性质和/或构型。一些公知的基板和/或BC表面修改(例如,所谓的“粗糙结合涂层”或者RBC)已经包括了通过烧蚀或者其它喷射、热喷涂沉积等使表面粗糙化。在一些情况下,已经对BC或者基板表面进行了光刻胶或者激光蚀刻以便在表面形态上包括高度和间距宽度为大约几微米(μm)的表面特征。已经在涡轮机叶片尖端的基板表面上直接形成特征以便缓解叶片尖端涂层经受到的应力。已经对粗糙结合涂层进行了热喷涂以便留下几微米大小的特征的多孔表面。通过局部地改变所涂敷的陶瓷金属材料的同质性,已经涂敷了TBC层以便创建预先弱化区以在受控方向上吸引裂纹扩展。例如,已经在与公知的或者可能的应力集中区相对应的TBC层中创建了弱化区,从而使在该弱化区中形成的任何裂纹在期望方向上扩展以最小化对TBC层的整体结构性损伤。
发明内容
本文中描述的涡轮机部件构造和用于制作涡轮机部件的方法的各个实施例有助于在涡轮机发动机操作期间保护涡轮机部件热障涂层(“TBC”)结构完整性。在一些实施例中,直接形成在部件基板中或者涂敷在基板之上的中间层中的设计表面特征(ESF)提高了TBC层至其的粘着力。在一些实施例中,ESF用作遏制或者隔离TBC层中的裂纹的壁或者屏障,从而抑制在该层内的附加裂纹扩展或者与邻接的联接层的分层。在一些实施例中,ESF和会聚EGF的顶点竖直地对准。
在一些实施例中,设计槽特征(EGF)切割和形成在TBC层中并通过其外表面进入之前形成的TBC层中,诸如,通过激光、喷水或者机械加工。用作防止火扩散通过易燃材料中的空隙或者间隙的防火线的等同物的EGF阻止TBC层中的裂纹进一步扩展通过该槽从而到达TBC层中的其它区域。在一些实施例中,EGF与在发动机操作期间易于形成裂纹的应力区对准。在这些实施例中,在应力区中形成槽移除了在发动机操作期间可能或者也许会形成应力裂纹的材料。在其它实施例中,EGF以方便的二维或者多边形平面形态样式的方式形成在TBC层中。EGF使在TBC内的热应力或者异物损伤(FOD)引起的裂纹扩展局部化,否则该裂纹扩展可能会允许过度的TBC剥落和随后对涡轮机部件下方基板的热暴露损伤。将已经形成一个或多个应力裂纹的给定的TBC表面积与在EGF外的未破裂部分隔开。因此,如果由一个或多个EGF隔离开的破裂部分从该部件剥落,则由于受遏制的裂纹,所以包含槽的裂纹外部的剩余TBC表面不会剥落。
在一些实施例中,被约束在ESF和/或EGF内的破裂TBC材料的剥落会留下与道路坑洼类似的部分下方TBC层。形成“坑洼”的底面或者基层的下方TBC材料为涡轮发动机部件狭缝基板提供持续的热保护。
在一些实施例中,ESF具有在顶点中会聚的多分叉槽段的平面形态样式。该多分叉槽几何形状对于阻止TBC中的裂纹扩展是有用的,无论TBC中的引起裂纹的应力是由热-机械应力引起的、还是由加热瞬态引起的、或者是由异物损伤(FOD)冲击机械应力引起的。起始于由ESF槽界定的任何单个多边形的边界内的引起裂纹的应力将由***多边形内的TBC材料体积消散(即,被阻止在其中),或者TBC材料中的应力引起的裂纹最终将与***多边形的边界中的一个或多个槽段相交,该一个或多个槽段在公共共享顶点处与其它下游ESF槽段会聚。如果应力高到足以扩展到共享公共顶点的下游邻接槽段中,则其将按照一定比率分叉,使得在由相应下游槽段界定的每个邻接TBC材料体积中产生的绝对应力水平低于上游应力转移TBC材料中的绝对应力水平。由于应力集中以级联的方式顺序地多分叉(或者在三个段中仅有两个下游槽段的情况下为二分叉),从而使应力以受控的方式扩散在涡轮机部件的热障涂层(TBC)的较大表面面积之上,这最终减小至可能由局部TBC层吸收的水平。
更具体地,本文中描述的本发明的实施例的特征在于具有用于暴露于燃烧气体的隔热外表面的燃烧涡轮发动机部件,在各个实施例中,该部件是叶片、静叶、过渡件或者环形段耐磨部件。部件包括具有基板表面的金属基板,其中,锚固层构建在该基板表面上。该部件还具有热喷涂的或者气相沉积的或者溶液/悬浮液等离子体喷涂的单层或者多层热障涂层(TBC),该单层或者多层热障涂层(TBC)具有涂敷在锚固层之上并且联接至锚固层的TBC内表面以及用于暴露于燃烧气体的TBC外表面。具有槽深度的设计槽特征(EGF)的平面形态样式被切割并形成到TBC外表面中并且穿透之前涂敷的TBC层。该EGF样式限定相应地具有六个六边形顶点的邻接的外六边形的平面形态样式,邻接的外六边形中的每个相应对共享公共槽段。EGF样式在每个外六边形内进一步限定邻接的内多边形的平面形态样式。邻接的内多边形相应地共享至少公共内多边形顶点并且相应地被完全包围在其相应外六边形内。EGF样式内的至少三个相应槽段以多分叉的形式会聚在每个相应外六边形或者内多边形顶点处,使得每个会聚的槽段具有至少两个其它邻接的会聚槽段。
本文中描述的本发明的其它实施例的特征在于一种用于在操作的燃烧涡轮发动机部件(诸如,叶片、静叶、过渡件、或者环形段耐磨部件)的热障涂层(TBC)外层中控制裂纹扩展的方法,该操作的燃烧涡轮发动机部件具有暴露于燃烧气体的隔热外表面。该方法包括:提供燃烧涡轮发动机,该发动机具有叶片、静叶、过渡件、或者环形段耐磨部件,该部件包括具有基板表面的金属基板、以及构建在基板表面上的锚固层。具有TBC内表面的热喷涂的或者气相沉积的或者溶液/悬浮液等离子体喷涂的单层或者多层热障涂层(TBC)被涂敷在锚固层之上并且联接至锚固层。TBC层具有用于暴露于燃烧气体的TBC外表面。设计槽特征(EGF)的平面形态样式被切割并形成到TBC外表面中并且穿透之前涂敷的TBC层。EGF具有槽深度。该EGF样式限定相应地具有六个六边形顶点的邻接的外六边形的平面形态样式,邻接的外六边形中的每个相应对共享公共槽段。EGF样式在每个外六边形内进一步限定邻接的内多边形的平面形态样式。邻接的内多边形分别共享至少公共内多边形顶点并且相应地被完全包围在相应外六边形内。EGF样式内的至少三个相应槽段以多分叉的形式会聚在每个相应外六边形或者内多边形顶点处,使得每个会聚的槽段具有至少两个其它邻接的会聚槽段。操作发动机,在发动机热循环期间在TBC中引起热应力或者机械应力,或者通过异物冲击在TBC中引起机械应力。当任意一种所引起的应力在TBC中在一个或多个内多边形内产生裂纹时,进一步的裂纹扩展被阻止在一个或多个连续内多边形内,在裂纹与限定相应多边形的一个或多个槽段的相交处,该裂纹扩展通过该一个或多个连续内多边形。替代地,或者在裂纹与限定邻接的多边形的一个或多个槽段相交时,或者在裂纹与限定***外六边形的一个或多个槽段相交时,进一步的裂纹扩展被阻止。
本文中描述的本发明的各个实施例的相应特征可以按照任何组合或者子组合进行共同应用或者分别应用。
附图说明
通过结合附图考虑下列详细描述能够理解本文中示出并描述的实施例,在附图中:
图1是包含本发明的一个或多个示例性热障涂层(“TBC”)实施例的燃气或燃烧涡轮发动机的部分轴向横截面图;
图2是图1的涡轮发动机的详细横截面立视图,其示出了包含本发明的一个或多个示例性TBC实施例的第1排涡轮机叶片以及第1排和第2排静叶;
图3是涡轮机部件(诸如例如,涡轮机叶片、静叶或者组合区段过渡件)的局部视图,其具有形成在结合涂层(“BC”)中的设计表面特征(“ESF”)的示例性实施例,其中,TBC涂敷在ESF之上;
图4是涡轮机部件的局部视图,其具有直接形成在基板表面中的ESF的示例性实施例,其中,两层TBC包括涂敷在ESF之上的下部热障涂层(“LTBC”)和涂敷在LTBC之上的外部热障涂层(“OTBC”);
图5是涡轮机部件的示例性实施例的局部视图,该涡轮机部件在其基板表面上具有六边形形态构型的实体突出部ESF;
图6是图5的ESF的横截面图;
图7是具有多个圆柱形或柱状构型ESF的示例性实施例的涡轮机部件的局部视图,该多个圆柱形或柱状构型ESF在其基板表面上以组合方式形成六边形平面形态样式,该六边形平面形态样式围绕或者包围另一居中定位的柱状ESF;
图8是图7的ESF的横截面图;
图9是具有粗糙化的结合涂层(“RBC”)的示例性实施例的涡轮机部件的局部视图,该粗糙化的结合涂层(“RBC”)涂敷在下部BC中的之前形成的ESF之上,该下部BC之前涂敷至部件基板;
图10是在双层TBC中经历竖直和水平裂纹形成的现有技术涡轮机部件的局部横截面图,其无特征表面BC涂敷在类似的无特征表面基板之上;
图11是具有形成在LTBC层中的ESF的示例性实施例的涡轮机部件的局部横截面图,其中,已经通过ESF阻止并中断了竖直和水平裂纹扩展;
图12是具有形成在TBC外表面中的设计槽特征(“EGF”)的示例性实施例的涡轮机部件的局部透视图;
图13是具有形成在TBC中的EGF的图12的涡轮机部件的示意性横截面图;
图14是在受到异物冲击从而在TBC中引起异物损伤(“FOD”)之后的图13的涡轮机部件的示意性横截面图,其中,已经沿着与EGF的交叉处阻止了裂纹扩展;
图15是在TBC的一部分在裂纹上方剥落之后的图13的涡轮机部件的示意性横截面图,从而在裂纹下方留下完好的TBC层以用于对下面的涡轮机部件基板进行持续的隔热;
图16是具有正锚固TBC的梯形横截面ESF的示例性实施例的涡轮机部件的示意性横截面图,其中,箭头指向TBC内的应力集中区;
图17是图16的涡轮机部件的示意性横截面图,其中,成角度的EGF的示例性实施例已经与应力集中区对准地被切割到TBC中以便缓解潜在的应力集中;
图18是具有ESF和EGF两者的涡轮机部件的示例性实施例的示意性横截面图;
图19是图18的涡轮机部件的示意性横截面图,其中,FOD裂纹扩展已经受到ESF和EGF的约束;
图20是形成在部件冷却孔附近的涡轮机部件TBC外表面中的EGF的示例性实施例,以便阻止在环绕冷却孔的区域中的裂纹的扩展或者TBC层的分层到达槽的相反侧上的表面区域;
图21是涡轮机部件外表面OTBC层的示例性实施例的示意性平面图,其中,分叉的EGF在其中形成六边形平面形态样式,所形成的槽在六边形的顶点处会聚,其中,已经在其中引起裂纹扩展的沿着一个上游槽的OTBC材料中的OTBC层应力在一对下游槽处被分叉,由此阻止OTBC材料中的另外的裂纹扩展;
图22是涡轮机部件外表面OTBC层的替代实施例,其中,分叉的EGF在其中形成邻接六边形的平面形态样式,其中,所形成的不连续槽在六边形的顶点处会聚;
图23是涡轮机部件外表面OTBC层的替代实施例的示意性平面图,其中,分叉的EGF在部件表面上形成具有不同大小和密度的六边形平面形态样式;
图24是涡轮机部件外表面OTBC层的替代实施例的示意性平面图,其中,分叉的EGF形成邻接的外六边形,该外六边形进而包围形成嵌套的六边形和三角形多边形的分叉EGF;
图25是涡轮机部件外表面OTBC层的替代实施例的示意性平面图,其中,分叉的EGF形成外六边形,该外六边形的会聚槽段顶点与从基板突出的ESF竖直地对准,该外六边形进而包围形成在中央ESF上的中央顶点处会聚的三角形多边形的分叉EGF;
图26是涡轮机部件外表面OTBC层的替代实施例的示意性平面图,其中,分叉的EGF形成外六边形,该外六边形的会聚槽段顶点与ESF竖直地对准,该外六边形进而包围形成邻接六边形和梯形多边形的分叉EGF;
图27是涡轮机部件外表面OTBC层的替代实施例的示意性平面图,其中,分叉的EGF形成外六边形,该外六边形的会聚槽段顶点与ESF竖直地对准,该外六边形进而包围形成具有不同大小的邻接六边形和三角形多边形(包括与中央ESF竖直地对准的中央嵌套六边形)的分叉EGF;
图28是涡轮机部件外表面OTBC层的替代实施例的示意性平面图,其中,分叉的EGF形成外六边形,该外六边形的会聚槽段顶点与ESF竖直地对准,并且其它分叉的EGF形成更小的六边形的网格。
为了有助于理解,在可能的情况下已经使用相同的附图标记来表示这些附图共有的相同元件。附图未按比例绘制。在任意附图中,附图标记名称“XX/YY”表示元件“XX”或者“YY”中的任一个。在本文中描述的各个发明实施例中,对于尺寸、流体流和涡轮机叶片旋转已经使用了以下共同符号:
DG 槽深度;
F 通过涡轮发动机的流动方向;
G 涡轮机叶片尖端到耐磨表面间隙;
HR 脊部高度;
R 涡轮机叶片旋转方向;
R1 第1排涡轮发动机涡轮区段;
R2 第2排涡轮发动机涡轮区段;
SR 脊部中心线间距;
SG 槽间距;
T 热障涂层(“TBC”)层厚度;
W 表面特征的宽度;
WG 槽宽度;以及
σ TBC中的应力集中。
具体实施方式
本发明的示例性实施例提高了涂敷至涡轮发动机部件(包括燃烧或者燃气涡轮发动机以及蒸汽涡轮发动机)的表面的热障涂层(“TBC”)的性能。在本文中详细描述的本发明的示例性实施例中,在TBC内(并且更具体地,在TBC的外表面中)形成设计槽特征(“EGF”)。在多层TBC涂敷的情况下,EGF形成在外部热障涂层(“OTBC”)的外表面中,并且选择性地被切割至任意期望深度,包括向下切割至基板表面。EGF宽度也可选择性地变化。EGF形成在分叉的平面形态样式中,这意味着多个槽会聚,或者从另一替代相对视角来看,该多个槽以叉状样式从公共顶点发散。在三个槽在顶点处会聚的实施例中,其以二分叉样式进行排列,这意味着从任意一个槽靠近公共顶点均将发散成远离公共顶点的两个单独的(因此二分叉的)路径。在本文中描述的一些实施例中,分叉的EGF形成邻接六边形的平面形态样式,该邻接六边形与周围的邻接六边形共享公共槽和两个顶点。在一些实施例中,邻接六边形是外六边形,其相应地包围其它EGF平面形态样式(诸如,六边形、梯形和/或三角形)。在一些实施例中,分叉EGF平面形态样式顶点与从部件基板表面向上突出的设计表面特征(“ESF”)竖直地对准。
通过使与一个上游槽邻接的OTBC层中的应力扩散至通过其公共顶点的多个下游槽,多分叉的EGF使由热-机械应力引起的或者由异物损伤(“FOD”)引起的裂纹扩展隔离并且限于TBC层内。在一些实施例中,所施加的上游热-机械应力由下游公共顶点槽消散或衰减。在其它实施例中,所施加的上游热-机械应力足够高以致与下游分叉EGF邻接的TBC或者OTBC材料出现疲劳裂纹,直到该应力被转移至平面形态样式中的下一组会聚的分叉EGF。被转移的应力进而在下一分叉EGF中以级联的方式进行分叉。当分叉的应力集中充分减小至在TBC或者OTBC材料的下游区域内完全衰减时,裂纹形成被阻止。以此方式,在与从部件基板表面突出的ESF竖直对准或没有竖直对准的情况下,分叉的EGF样式使得TBC或者OTBC外表面能够在最小化的表面面积中自我吸收并消散所引起的热-机械应力。因此,也使得TBC或者OTBC外表面上的裂纹扩展和/或所导致的剥落最小化。
热喷涂的TBC的总述
在燃烧涡轮发动机部件中的应用
参照图1至图2,涡轮发动机(诸如,燃气或者燃烧涡轮发动机80)包括多级压缩机区段82,燃烧区段84,多级涡轮区段86以及排气***88。通常在沿着涡轮发动机80的轴向长度的流动箭头F的方向上,将大气压力的进气吸入压缩机区段82中。进气在压缩机区段82中被多排旋转压缩机叶片逐步加压,并且被相配的压缩机静叶引导至燃烧区段84,在这里,进气与燃料混合并点火。与原始进气相比现在处于更大的压力和速度下的被点火的燃料/空气混合物被引导通过过渡件85到达涡轮区段86中的顺序叶片排R1、R2等。发动机的转子和轴90具有多排翼型横截面形涡轮机叶片92,该涡轮机叶片92止于压缩机区段82和涡轮区段86中的远端叶片尖端94。
为了方便和简洁起见,对发动机部件上的热障涂层(“TBC”)的进一步讨论将重点放在涡轮区段86的实施例和应用上,但相似构造可适用于压缩机区段82或者燃烧区段84以及蒸汽涡轮发动机部件。在发动机80的涡轮区段86中,每个涡轮机叶片92具有凹形构型高压侧96和凸形低压侧98。形成在叶片92中的冷却孔99有助于冷却流体沿着叶片表面经过。在燃烧流动方向F上流动的高速高压燃烧气体在叶片92上施加旋转运动,从而使转子90转动。众所周知,施加在转子轴90上的一些机械功率可用于执行有用功。燃烧气体在转子90的远端由涡轮机外壳100约束并且在转子90的近端由包括耐磨表面的气密件102约束。
参照图2中示出的第1排区段,相应的上游静叶104和下游静叶106分别大体上平行于涡轮机叶片92的前缘的入射角而引导上游燃烧气体,并且重新引导离开叶片92的后缘的下游燃烧气体以期望的进入角进入下游第2排涡轮机叶片(未示出)。形成在静叶104和106中的冷却孔105有助于冷却流体沿着静叶表面经过。要注意的是,图2中示出的冷却孔99和105仅是示意性表示,为了视觉清楚而被放大,并且未按照比例绘制。典型的涡轮机叶片92或者静叶104和106具有围绕相应翼型本体分布的更多的冷却孔,相对于暴露于发动机燃烧气体的相应叶片或者静叶总表面积,该冷却孔具有小得多的直径。
如前所述,暴露于燃烧气体的涡轮机部件表面通常构造有用于使其下方基板绝缘的TBC层。典型的TBC涂层表面包括涡轮机叶片92,静叶104和106,环形段120以及相关的涡轮机静叶载件表面和燃烧区段过渡件85。用于叶片92,静叶104和106,环形段120以及过渡件85暴露表面的TBC层通常通过热喷涂或气相沉积或者溶液/悬浮液等离子体喷涂方法来涂敷,其中,总TBC层厚度为300-2000微米(μm)。
涡轮机叶片尖端耐磨部件TBC应用
厚度大于1000微米(μm)的绝缘层通常被涂敷至扇形涡轮机叶片尖端耐磨环形段部件110(下文也统称为“耐磨部件”),该部件使涡轮发动机80涡轮机外壳100与叶片尖端94相反地呈直线。耐磨部件110具有保持在外壳100内并且联接至外壳100的支撑表面112以及绝缘耐磨基板120,绝缘耐磨基板120具有与叶片尖端94呈相对关系并且隔开叶片尖端间隙G的外表面。耐磨表面120通常由与涂敷至叶片92、静叶104和106以及过渡件85燃烧气体暴露表面的TBC涂层材料相似的金属/陶瓷材料构造而成。这些耐磨表面材料具有高的耐热性和耐热腐蚀性,并且在高燃烧温度下维持结构完整性。通常,应理解的是,一些形式的TBC层形成在叶片尖端耐磨部件110裸露的下方金属支撑表面基板112之上以用于绝缘保护,加上在TBC之上的附加高度处突出的绝缘基板厚度。因此,应理解的是,环形段耐磨部件110具有功能上等同于在涡轮机过渡件85、叶片92和/或静叶104/106之上涂敷的TBC层的TBC层。耐磨表面120的功能类似于保护耐磨部件支撑表面基板112免受磨损并且提供热保护的附加层的鞋底或者鞋后跟。用于叶片尖端耐磨表面脊部/槽的示例性材料包括烧绿石(pyrochlore),立方体的或者部分稳定的氧化钇,以及稳定的氧化锆。由于耐磨表面金属陶瓷材料通常比涡轮机叶片尖端94材料更易磨损,所以维持叶片尖端间隙G以便避免两个相对部件之间的接触,该接触在最好的情况下可能会引起过早的叶片尖端磨损并且在最坏的情况下可能会引起发动机损伤。
环形段耐磨部件110通常构造有金属基部支撑表面112,几千微米厚度(即,典型的过渡件85、叶片92或者静叶104/106的TBC层厚度的几倍)的热喷涂的陶瓷/金属耐磨基板层涂敷至该金属基层支撑表面112。如本文中更详细地描述的,在本文中要求优先权的相关专利申请中描述的环形段120耐磨表面120形态和突出部构型实施例包括耐磨基板层120中的槽、凹陷或者脊部以便减小耐磨表面材料横截面,以用于减少潜在的叶片尖端94的磨损并且用于在间隙区域G中引导燃烧气流。提高发动机效率以节省燃料的商业要求已经驱动产生了更小的叶片尖端间隙G规格:优选地不大于2毫米并且期望地接近1毫米(1000 μm)。
设计表面特征(“ESF”)提高TBC粘着力和裂纹隔离
一些示例性涡轮机部件实施例包含ESF的锚固层,其有助于TBC层的机械互锁并且有助于隔离TBC层中的裂纹,从而使裂纹不会扩散到ESF之外。在一些叶片尖端耐磨应用中,取决于实体脊部和槽突出表面特征的物理尺寸以及其之间的相对间距,实体脊部和槽突出表面特征以及微表面特征(“MSF”)用作ESF,但其对于更通常应用至除了叶片尖端耐磨部件之外的涡轮机部件而言太大。对于示例性涡轮机叶片、静叶或者燃烧器过渡件应用,ESF形成在联接至TBC层的内表面层的锚固层中,并且在不改变暴露于燃烧气体的TBC层的以其他方式大体上平坦的外表面的情况下,该ESF的大小被设计成锚固涂敷至这些部件的厚度范围为300-2000微米(μm)的TBC层涂层。通常,ESF在涡轮机部件表面上具有足以在TBC层的总厚度内提供机械锚固和裂纹隔离的高度和三维形态间距。因此,ESF将比总TBC层厚度更短,但比蚀刻的或者雕刻的表面特征更高,该蚀刻的或者雕刻的表面特征据称被提供以提高TBC与邻接的下层(例如,下方裸露基板或者置于裸露基板与TBC层之间的中间BC层)之间的粘合结合。通常,在示例性实施例中,ESF具有在TBC层的总厚度的大约百分之二至百分之七十五(2-75%)之间的突出高度。在一些优选实施例中,ESF具有TBC层的总厚度的至少大约百分之三十三(33%)的突出高度。在一些示例性实施例中,ESF限定比等同的平坦表面积大至少百分之二十(20%)的总计表面积。
图3和图4示出了形成在联接至TBC层的内表面的锚固层中的ESF的示例性实施例。TBC层306/326可以包括多层TBC材料,但最终将至少具有包括用于暴露于燃烧气体的外表面的TBC。在图3中,涡轮机部件300/320(例如,燃烧器区段过渡件、涡轮机叶片或者涡轮机静叶)具有受到上覆TBC保护的金属基板301。BC层302被构建并且涂敷在另外无特征的基板301上,该无特征基板301包含ESF 304的平面形态样式。这些ESF 304通过如下方式直接形成在BC中:(i)熔融微粒的已知热喷涂以便建立表面特征,或者(ii)表面特征的已知增材层制造建立应用,诸如,通过3D打印、烧结、电子或者激光束沉积,或者(iii)已知的基板材料的烧蚀去除加工工艺,从而通过未移除的部分来限定特征。ESF 304和BC层302的暴露表面的其余部分可以接收其它表面处理,例如,表面粗糙化、微雕刻或者光蚀刻工艺,以便提高随后热喷涂的TBC层306的粘着力。因此,ESF 304和BC层302的剩余暴露表面包括用于TBC层306的锚固层。TBC层306的外表面暴露于燃烧气体。
在图4中,涡轮机部件320具有锚固层构造,其中,ESF 324的形态阵列通过已知的直接铸造直接形成在另外的无特征基板321中,或者通过热喷涂、增材层建立或者可替代地通过已知的基板材料的烧蚀或者其它机械去除、加工工艺而建立在基板表面上,基板材料的烧蚀或者其它机械去除、加工工艺通过未移除的基板的剩余部分来限定特征。ESF 324和裸露基板321的暴露表面可以接收另外的表面处理,例如,表面粗糙化、微雕刻或者光蚀刻工艺,以便提高随后热喷涂的TBC层326的粘着力。因此,在没有任何中间BC层的情况下,ESF324和裸露的基板表面包括用于TBC层326的锚固层。多层TBC 层326被涂敷在锚固层之上。该多层TBC层326包括联接至锚固层的下部热障涂层(“LTBC”)327层,(在一些实施例中,LTBC用作锚固层的一部分)以及具有用于暴露于燃烧气体的外表面的外部热障涂层(“OTBC”)层328。附加TBC中间层326可以被涂敷在LTBC层327与OTBC层328之间。在一些实施例中,多层TBC层被涂敷在之前已经描述的任意其它类型的ESF之上。例如,尽管未在附图中示出,但图3的涡轮机部件300的构造的变型例(其中,ESF 304形成在BC层302中)具有类似于涂敷在ESF 304之上的TBC层326的多层TBC 306。
在涡轮机部件的设计和制造期间,可以改变ESF横截面构型、其形态阵列样式以及其相应尺寸以便通过抑制裂纹形成、裂纹扩展和TBC层剥落来优化热保护。在图5至图9中示出了ESF横截面构型、其三维形态阵列样式以及其相应尺寸的不同示例性排列。在这些附图中,图示了ESF高度、ESF脊部宽度、脊部间距以及脊部之间的槽宽度。在图5至图9的示例性实施例中,ESF被选择地排列在三维形态线性或者多边形样式中。例如,图7和图8中示出的平行的竖直突出的ESF平面形态样式也能够在附图中和附图外突出的平面中正交地或者呈倾斜角度地重复。在图5和图6中,涡轮机部件340具有金属基板341,其中,金属基板341中形成有ESF 344,包括包围上槽的双槽的六边形形态。在图7和图8中,涡轮机部件350具有金属基板351,其中,金属基板351中形成有ESF 354,包括圆柱形销。为了图5至图8的视觉简洁性,涡轮机部件340和350被示出为不具有覆盖ESF 344或者354的TBC层。ESF 344或者354通常在其相应基板的表面的至少一部分之上重复。三维平面形态样式的间距节距和足迹大小也能够在涡轮机部件的表面拓扑上局部地发生变化。
虽然图5至图8中示出的ESF直接形成在其相应基板上,但如先前所述,其可以形成在涂敷在无特征基板之上的BC中。还要注意的是,能够通过在锚固层表面之上涂敷粗糙结合涂层(“RBC”)层来实现附加锚固能力,诸如,图9中示出的涡轮机部件360的RBC层365。虽然RBC 365被示出为涂敷在BC 362及其ESF 364之上,但该RBC 365或者其它类型的BC 362也能够直接涂敷在部件金属基板361之上。
如先前所提到的,除了本文中描述的ESF所提供的TBC层锚固优点之外,其还限定TBC层裂纹扩展。在图10的涡轮机部件380中,在双层TBC386的外TBC层388中形成热引起的和/或异物引起的裂纹389V和389H。通常具有与外TBC层388不同的材料性质的内TBC层387联接至BC层382,而BC层382进而联接至部件金属基板381。最右侧的竖直裂纹389V'已经穿透至外TBC层388和内TBC层387的界面,并且现在正随着裂纹389H水平扩展。裂纹389H的进一步扩展可能引起外TBC层388从涡轮机部件380的其余部分分层,并且最终引起位于最后侧竖直裂纹389V'与最左侧竖直裂纹389V之间的全部外TBC层388材料的潜在剥落。剥落最终会减少对剥落区下面的下方金属基板381的整体隔热保护。
现在比较图11中示出的涡轮机部件390的抗裂纹扩展构造。金属基板391在层382之上还具有BC,TBC层396附接至该BC。TBC层396进一步包括下部热障涂层(“LTBC”)397,该LTBC 397具有形成在其中的ESF 394以用于与外部热障涂层(“OTBC”)398互锁。因此,具有其ESF 394的LTBC层397有效地用作OTBC层398的锚固层。在一些实施例中,LTBC层397具有比OTBC层398更高的强度和延展性材料性质,而OTBC层398具有更高的热阻性和脆性材料性质。竖直裂纹399V已经扩展通过OTBC 398的整个厚度,但在LTBC 397的界面处已经阻止了另外的竖直扩展。虽然竖直裂纹399V已经扩散以沿着OTBC/LTBC界面形成水平裂纹399H,但水平裂纹扩展在与位于水平裂纹区侧面的ESF 394的竖直壁相交时被进一步阻止,使得OTBC 398的潜在分层限于ESF 394之间的槽宽度。如果在水平裂纹399H上方的全部或者部分OTBC层398从部件的其他部分剥落,则现在暴露的LTBC 397的相对小的表面面积将更好地抵抗对下方涡轮机部件基板391的潜在热损伤。类似地,在与邻接该裂纹的ESF 394的顶部脊部表面相交时,竖直裂纹399V'的竖直扩展被阻止。阻止裂纹399V'的另外的竖直扩展降低了裂纹周围的OTBC 398剥落的可能性。
设计槽特征(“EGF”)提高TBC裂纹隔离
一些示例性涡轮机部件实施例包含形态阵列的设计槽特征(“EGF”),该形态阵列的设计槽特征在TBC层涂敷之后形成在TBC的外表面中。槽深度和宽度选择性地变化。在一些实施例中,槽被切割到一些或者所有热障涂层、设计表面特征(ESF)、结合涂层(BC)中,或者甚至切割到下方基板表面中。EGF槽轴线被选择性地定向成相对于TBC外表面呈任意倾斜角度并且延伸到TBC层中。类似于消防队员防火线,EGF将TBC层中的裂纹隔离,使得裂纹不会跨越槽空隙的边界扩展到邻接TBC材料的其它部分中。通常,如果TBC中的裂纹最终导致裂纹上方的材料的剥落,则环绕该裂纹的EGF阵列形成剥落位置的局部化边界周长,从而使边界外的TBC材料保持完好。在由EGF界定的剥落区内,通常会将损伤限于损失EGF槽深度上方的材料。因此,在许多示例性实施例中,将EGF深度被限制为小于全部TBC层的总厚度,使得仍然存在一定体积和深度的完好的TBC材料以便为局部下方部件金属基板提供热保护。在一些实施例中,EGF阵列与ESF阵列进行组合以便提供该EGF阵列和ESF阵列中的任一者可能单独提供的完整性之外的附加的TBC完整性。
图12和图13示出了具有下方金属基板401的涡轮机部件400,TBC基板402附接到该下方金属基板401上,TBC基板402具有在TBC层涂敷之后形成的示例性三维形态阵列的正交地相交的设计槽特征EGF 403和404。槽403和404构造有一个或多个槽深度DG、槽宽度WG、槽间距SG和/或多边形形态阵列样式。具有任意不同槽深度、间距、宽度以及多边形平面形态样式的多个槽特征能够在涡轮机部件400表面周围局部地变化。例如,三维形态多边形样式能够在所有或者部分部件表面上重复,并且槽深度可以在表面上发生变化。虽然TBC层402被示出为直接联接至基板401,但在其它示例性实施例中,可以用之前描述的中间锚固层构造来替换,包括一个或多个结合涂层(“BC”)或者下部热障涂层(“LTBC”)。
图14和图15中示出了示例性设计槽特征(“EGF”)裂纹隔离能力,其中,涡轮机部件400(诸如,燃烧区段过渡件85、涡轮机叶片92或者涡轮机静叶104/106)受到异物(“FOD”)冲击损伤,从而导致在其TBC 402外表面405内的竖直裂纹408V和水平裂纹408H。位于冲击损伤部侧面的EGF 404阻止跨越槽空隙的另外的裂纹扩展,从而使槽边界外的TBC材料免受另外的级联裂纹扩展。如果冲击区中的TBC材料从TBC外表面405剥落,则由裂纹和坑状底面406界定的其余完好且未损伤的“坑洼”TBC层402材料保护下方金属基板401不受另外的损伤。
与在被涂敷的热喷涂或气相沉积的TBC层内创建空隙或者不连续部的现有已知的TBC应力裂纹释放机构(诸如,通过更改层涂敷定向或者材料孔隙性)不同,本文中的设计槽特征(“EGF”)实施例形成通过之前形成的TBC层外表面达期望深度的切割的或者烧蚀的槽或其它空隙。如图16和图17中所示,涡轮机部件410具有锚固层412,锚固层412包括梯形横截面构型设计表面特征(“ESF”)414。图16中的箭头表明在涡轮发动机操作期间位于ESF414的交叉边缘或者顶点处的实际或潜在的热应力或机械应力集中区σ在TBC层416中的可能地点。相应地,在倾斜槽轴线角度处沿着应力线σ以一角度将EGF 418切割到TBC外表面中。EGF 418还被切割达充足深度以便与ESF 414顶点相交。在TBC层416中在EGF 418的任一侧上引起的应力不会从一侧扩展至另一侧。在EGF 418的任一侧上的TBC层416可沿着槽空隙自由地扩张或收缩,从而进一步减小产生平行于槽的裂纹的可能性。
图17至图19的涡轮机部件实施例示出了由设计槽特征(“EGF”)和设计表面特征(“ESF”)的组合提供的附加TBC裂纹抑制及隔离优点。在图16中,通过形成一直穿过TBC 416深度直到其与锚固层的ESF 414相交的EGF 418来实现释放实际的或者潜在的应力线σ的优点。在图18和图19的实施例中,涡轮机部件420(例如,涡轮机叶片或者静叶或者过渡件)金属基板421具有结合涂层(“BC”)422锚固层,该锚固层限定了被定向在三维平面形态样式中的设计表面特征(“ESF”)424。TBC层426被涂敷在锚固层之上,并且之后, EGF 428的另一形态三维样式被切割通过暴露于燃烧气体的TBC层外表面427。EGF 428平面形态样式可以不同于ESF 424平面形态样式。如果对ESF和EGF使用相同的平面形态样式,则其相应样式不必在(多个)TBC层内竖直对准。换言之,EGF和ESF可以在部件上限定单独的三维的、独立对准的平面形态样式。在一些实施例中,ESF和EGF分别具有重复的三维平面形态样式。各样式可以在部件表面周围局部地变化。
在图18中,EGF 428平面形态样式没有与ESF 424样式重复对应的任意特定对准方式。EGF 428中的一些被切割到ESF 424脊部平台中,并且其它EGF 428仅被切割到TBC 426层中。在图19中,异物(“FO”)已经冲击TBC外表面427,创建出由ESF 424A和424B以及EGF428A和428B阻止的裂纹,ESF 424A和424B以及EGF 428A和428B界定或者以其他方式包围FO冲击区。如果在裂纹上方的TBC材料426B与涡轮机部件420 TBC层的其余部分分离,则在“坑洼”的基部处仍然附接至BC锚固层422的其余未损伤TBC材料426A对其下方金属基板421提供热保护。
设计槽特征(EGF)
抑制冷却孔周围的TBC分层
有利地,设计槽特征(“EGF”)能够形成在围绕涡轮机部件冷却孔或者其它表面不连续部的部分或者全部周界的TBC层中,以便限制在沿着部件基板中的冷却孔或者其它不连续边缘的层之上的TBC的分层。在冷却孔的极端边缘处的TBC层能够发起与金属基板的分离,该分离能够远离该孔在TBC层内侧向地/水平地扩散。在与冷却孔边缘侧向地间隔一定距离处(诸如,在与锚固层或者金属基板接触的深度处)的EGF的形成会限制超出槽的另外的分层。
在图20中,涡轮机部件490(例如,涡轮机叶片或者涡轮机静叶)具有多个相应冷却孔99/105,该多个相应冷却孔99/105由涡轮机部件490的线性EGF段494和496完全包围,涡轮机部件490的线性EGF段494和496使冷却孔99/105从彼此被完全地或者部分地包围。沿着一个或多个冷却孔99/105圆周边缘的TBC分层在***EGF段494和496的相交处被阻止。为了简洁起见,对孔周界EGF的进一步描述限于槽形状和定向。下方基板、锚固层、ESF和任意其它EGF根据之前描述的现有描述进行构造。
设计槽特征(EGF)的样式阵列
分叉或者阻止以顺序级联方式的裂纹扩展
图21至图28的设计槽特征(“EGF”)平面形态样式实施例包含会聚槽段,至少三个会聚槽段以重复的方式共享公共顶点。在相关的几何方面中,每个槽末端在其公共顶点处分叉或者分支为至少两个其它发散槽,这类似于上游水流分成两个下游支流。在二分叉水流中,流量在两个下游支流之间被分割。在任一支流中的下游流量都小于上游流量。同样地,分叉的EGF实施例在多个下游槽局部材料中分叉或者划分沿着上游形成槽被施加至TBC或者OTBC局部材料的上游应力。TBC或者OTBC中的局部下游材料吸收经过公共顶点边界的被引起的(现在二分叉的)或者减小的施加应力。如果下游局部材料具有足够的强度以避免破裂,则因而阻止了任意上游破裂。如果下游局部材料破裂,则被施加的应力(以及可能的裂纹)以级联的方式扩展至接下来的一个或多个公共顶点。级联扩展继续进行直到应力减小到足以阻止另外的裂纹形成。
图21是在涡轮机叶片、静叶或者过渡部件500的TBC外表面中的分叉的设计槽特征(“EGF”)的示例性实施例的视图。EGF形成邻接的六边形502的六边形状或者蜂窝形平面形态样式,其相应地具有六个槽504,该六个槽504止于六个顶点505处。每对邻接的六边形502共享公共槽段504A和一对两个顶点505A和505B。每个共享的公共顶点505具有三个会聚槽段504。在对称六边形中,在每个共享顶点505处的三个槽504以120度定向。于是在每个共享顶点(例如,见顶点510)处,三个会聚槽(例如,见槽509、511和512)相应地二分叉为另外两个邻接槽(例如,见槽509二分叉为槽511和512)。换言之,如果一个槽沿着会聚槽中的一个的路径朝向顶点行进,则随后会二分叉为两个下游槽。
图21的二分叉(或者在一些实施例中为多分叉)的槽几何形状概念对于阻止OTBC或者TBC外表面中的裂纹扩展是有用的,无论TBC中的引起裂纹的应力是由热-机械应力引起,还是由加热瞬态引起,或者是由异物损伤(“FOD”)冲击机械应力引起。参照图21,起始于六边形506和507的边界内的引起裂纹的应力σA将由这些六边形内的TBC材料体积消散(即,在其中被阻止),或者TBC材料中的应力引起的裂纹最终将在六边形508的***六边形边界中与一个或多个槽段511和512相交。如果应力σA在任意槽(诸如,槽509)内扩展,则其将:(i)在到达边界顶点510之前全部被阻止,或者(ii)继续的扩展应力σB和σC进入共享公共顶点510的两个邻接的下游槽段511和512中。当应力σA扩展至两个邻接的下游槽段511和512中时,该应力以一定比率进行二分叉,使得在由相应下游槽段511和512界定的每个邻接六边形(在此为六边形508)中所产生的绝对应力水平σB和σC小于上游转移六边形506和507中的绝对应力水平σA。当应力集中以级联的方式顺序地二分叉(或者在多于两个下游槽段的情况中为多分叉)时,从而使应力以受控方式在涡轮机部件的外部热障涂层(“OTBC”)的较大表面积之上扩散,这最终减小至能够由局部TBC层吸收的水平。如果EGF的任意一个或多个蜂窝、六边形平面形态样式502内的局部应力足以产生裂纹,则在级联顶点505处的邻接蜂窝EGF段将使应力分叉,直到裂纹扩展被阻止。在每个顶点505处,存在应力局部扩散至其它下游槽段,或者在自形成样式中的应力的局部阻止/减弱。
如在图22的六边形平面形态样式实施例522中所示,形成六边形平面形态样式的EGF槽段524是不连续的,并且没有在每个顶点525处会聚成共同连通的槽,这与图21中的六边形平面形态样式502的连续连通槽504不同。在一些激光烧蚀或者喷水切割的槽形成切割工艺中,更容易形成不连续的槽。当裂纹引起的应力到达不连续槽(诸如,槽524A)的末端时,裂纹将跨过局部顶点525A处的实体TBC材料而自我扩展并且二分叉到邻接的下游槽524B和524C中。换言之,在热-机械应力下,裂纹增长将使不连续槽段有效地结合成共同连通段,就如其原本就是这样形成的一样。图22中示出的不连续EGF槽段构造可以被包含到结合本文中的任意其它附图中示出并描述的任意EGF实施例中,包括图21和图23至图28的实施例。
在图23中,邻接的六边形蜂窝样式在叶片、静叶、环形段或者过渡部件540 TBC或者OTBC涂层外表面的不同表面区域中具有不同的大小和节距密度。用于所建议的结构的最佳长度尺度将取决于TBC***(即,基础材料、结合涂层以及TBC层)、在发动机操作循环期间的局部温度差以及部件的局部形面。因此,在部件的表面的不同区域中,局部节距和密度样式对于其预期操作条件进行最优化。例如,与叶片的前缘上的距离相比,在六边形顶点与其会聚槽段之间的距离可能在涡轮机叶片的叶片根部或者叶片平台(platform)部分中更大。EGF节距和密度根据形面差异、局部热应力以及异物损伤(“FOD”)的风险进行局部地定制。重点看叶片前缘操作条件,其相对大的曲率、高度暴露于燃烧气体和燃烧气体中夹带的异物,以及TBC的燃烧污染物降解倾向于较高的密度、较小的蜂窝样式,诸如,图23中的最右侧的平面形态样式542的那些密度和蜂窝样式,然而叶片压力侧表面则可能倾向于在该图的中央部分中的中间大小的蜂窝样式544。图23的最左侧上的相对较大的蜂窝样式546可能适合于叶片吸入侧表面和叶片平台。
EGF槽横截面深度和宽度能够在叶片、静叶或者过渡部分550 TBC或者OTBC涂层外表面的不同表面区域中选择性地局部变化,以便控制应力和裂纹扩展,如图24中所示。在***六边形内包括多边形平面形态样式,以用于进一步控制局部裂纹扩展。在此,在连续平面形态样式中的外六边形560包围两个嵌套六边形:中间六边形570和内六边形580。在相应嵌套六边形560、570、580之间的区域填充有呈三角形的形状的三角形子区域590、600、610,其中,每个三角形顶点具有至少三个会聚槽段。三角形590包括槽段592和公共顶点594。与外六边形560邻接的槽段592与槽段562的各部分共同延伸,而在一些位置中,公共顶点564和594共同延伸。类似地,与中间六边形570邻接的槽段592与槽段572的各部分共同延伸,而在一些位置中,公共顶点574与594共同延伸。在嵌套的六边形样式内向内移动,三角形600具有三个槽段602和公共顶点604。在一些位置中,槽段602与邻接的槽段572或者582共同延伸,其形成相应的中间六边形570和内六边形580,并且公共顶点604在一些位置中与公共顶点574或者584共同延伸。利用TBC或者OTBC外表面550的嵌套六边形和三角形分叉槽样式,使得形成裂纹的应力集中将受到示例性三角形610区域约束的应力分布至一个或多个顶点614或者584。那些顶点具有相应的向下游分叉的槽段,该槽段形成其他邻接三角形610或者内六边形580。引起裂纹的应力随着其级联通过每个级联的、连续的槽段612或者582下游的OTBC材料而消散。如果在任意一个或多个三角形610或者六边形580中的裂纹足以引起局部表面剥落,则通过剩余的未损伤的邻接多边形(诸如,三角形600)来使剥落表面损伤最小化并被约束。
通常,形成级联EGF的各个槽具有任意期望的槽尺寸或者平面形态样式,如本文中之前描述的。如图24中所示,外六边形560具有比内***多边形570、580、590、600或者610更宽和/或更深的槽562。在图24中,中间六边形槽572比槽562更窄和/或更浅,而槽582进而比槽572更窄和/或更浅。在一些实施例中,邻接三角形中的相对于嵌套六边形槽562、572和/或582处于中间并倾斜的槽592、602和/或612中的任意一个比前述六边形槽的那些槽更浅和/或更窄。任意前述分叉槽都通过本文中之前描述的制造方法形成。在每个顶点处会聚的更多槽段使上游应力与那些段的数量成比例地分叉。以此方式,被转移至任意下游多分叉槽段界定的OTBC材料的应力小于上游转移槽段中界定的OTBC材料中的被转移的应力。
复合的竖直对准的设计表面特征(ESF)
以及设计槽特征(EGF)
在一些实施例中(诸如,在图25中),具有热障涂层(“TBC”)的叶片、静叶、环形段耐磨表面或者燃烧气体过渡部件630具有复合的竖直对准的设计表面特征(“ESF”)632和634以及设计槽特征(“EGF”)642和652,其将ESF的涂层锚固增强性质与EGF的“防火墙”和“坑洼”控制剥落性质进行组合。如之前在图19中所示,界定剥落的“坑洼”的ESF 424A和424B增强剩余OTBC材料426A在“坑洼”中的锚固。返回至图25,ESF 632和634以任意期望的密度、横截面面积或者高度进行构造,如之前所述。在图25的实施例中,多个圆柱形形状的ESF 632(具有圆形横截面)与上覆外六边形平面形态样式640 EGF槽段642的顶点644对准。ESF 632具有与图7和图8的ESF 354相似的构造。替代地,ESF像图5和图6的ESF 344一样形成在六边形样式中。
在图26至图28的实施例中,相应的涡轮机静叶、叶片、环形段耐磨表面或者燃烧气体过渡部件具有邻接的相应的外六边形670、或者690、或者710的平面形态样式,这些外六边形的相应顶点674、或者694、或者714在相应的圆柱形EGF 676、或者696、或者716面积的形态内垂直对准地定向。在每个相应的ESF平面形态样式中还具有中央ESF 678、698或者718。在图26至图28中,较小的多边形六边形680、700、或者702、或者720的样式;半六边形形状的梯形682,或者三分之一六边形形状的梯形705;或者三角形704由相应的外六边形670、或者690、或者710包围。任何较小的多边形的剥落留下覆盖和保护部件的剩余的较小多边形。在图27中,在期望的较高密度、较小的单独表面积的多边形的情况下,较小多边形是由较大外六边形690***六边形700、702、三角形704以及梯形705的组合。在一些实施例中,图25至图28的较大***外六边形640、670、690和/或710与其它类似大小的六边形邻接,或者其与较小六边形邻接,如在图23的形态局部样式中。替代地,图25至图28的平面形态样式是按照均匀的或者不同的节距和大小样式进行排列的外六边形或者单独的独立外六边形640、670、690和/或710的不连续群集。
更具体地,图25至图28的分叉槽EGF样式进一步在每个外六边形内限定邻接的内多边形的平面形态样式。邻接的内多边形分别共享至少一个公共内多边形顶点,并且每个内多边形分别完全被包围在对应的相应外六边形670、690或者710内。而且,EGF样式内的至少三个相应分叉槽段以二分叉样式的方式会聚在每个相应外六边形或者内多边形顶点处,使得每个会聚槽段具有至少两个其它邻接的会聚槽段。平面形态样式中的大量会聚槽会增加转移应力的分叉。通过将ESF和EGF进行组合,更可能的是,剥落将留下“坑洼”的坑,而剩余TBC材料则保护下方基板表面,不管最外侧材料表面的剥落,如图19。由图25至图28实施例的六边形包围的多边形的更高密度样式适合于涡轮机叶片和静叶的前缘。
在一些实施例中,具有或者不具有下方竖直对准的ESF的较大六边形EGF包围外部热障涂层(“OTBC”)内的热应力或者机械应力集中区,诸如,在冷却孔周围,类似于图20的冷却孔槽实施例。在一些实施例中,EGF具有倾斜槽轴线,类似于图17的槽418。
级联设计槽特征(EGF)
TBC层中的逐步消散应力
图21至图28的多分叉EGF的级联平面形态样式(具有或者不具有下方ESF)控制在暴露于涡轮发动机热工作流体的操作燃烧涡轮发动机的叶片、静叶、过渡件或者其它部件的热障涂层外层中的裂纹扩展。在发动机操作期间,在TBC或者OTBC层的外表面中引起热应力或者机械应力,例如,这是由发动机热循环或者异物(“FO”)的冲击所引起的结果。当任意被引起的应力高到足以使TBC或者OTBC材料疲劳并且在一个或多个内多边形内产生裂纹时,随着该应力在每个槽结合点顶点处连续地分叉,该应力在每个连续邻接多边形处衰减和消散。另外的裂纹扩展在该裂纹扩展通过的一个或多个连续多边形内、在其与限定相应多边形的一个或多个槽的相交部处被阻止,或者在其与限定***六边形的一个或多个槽段交叉时被阻止。如果裂纹没有在初始损伤的六边形中被阻止,则裂纹扩展至其它邻接的***六边形。通过顶点进入下游的多分叉槽段中的逐渐的裂纹扩展使局部应力消散和衰减。一旦扩展的应力低于局部TBC或者OTBC材料的疲劳强度,则裂纹被阻止。这样一来,热障涂层(“TBC”)中的裂纹损伤被限于由OTBC层的外表面中的分叉EGF的形态限定的最小表面积。如果裂纹引起OTBC表面剥落,则在裂纹下面的剩余TBC材料提供对涡轮机部件下方基板的保护。竖直对准的EGF和ESF的组合提高了在裂纹下面的剩余TBC材料的保持,如本文中之前描述的。
材料不同的多层且分级的TBC构造
如之前讨论的,本文中描述的任意涡轮机部件实施例的总计热喷涂的TBC层可以具有侧向地跨越部件表面或者在TBC层厚度尺寸内的不同局部材料性质。作为一个示例,最接近锚固层的一个或多个单独涂敷的TBC层可以具有比更接近部件外表面的层更大的强度、延展性、韧性、以及弹性模数材料性质,但更高水平层可以具有更大的热阻性和脆性材料性质。图4中示出了多层TBC实施例326。替代地,能够通过在连续热喷涂工艺期间选择性地改变用于形成TBC层的构成材料来形成分级的TBC层构造。在一些实施例中,在TBC外表面之上涂敷钙镁铝硅(“CMAS”)或者其它抗污染物沉积层,以用于抑制污染物沉积物粘着至TBC外表面。不期望的污染物沉积物能够更改TBC层的材料性质并且减小沿着部件表面的空气动力边界条件。在CMAS-抵抗层涂敷在形成于TBC层外表面层中的EGF槽之上并且渗透该EGF槽的实施例中,通过形成相对平滑的TBC外表面来提高空气动力边界条件并且抑制槽内的碎屑累积。
用于热障涂层(“TBC”)的示例性材料成分包括氧化钇稳定的氧化锆、具有烧绿石结构的稀土稳定的氧化锆、稀土稳定的完全稳定的立方结构、或者复杂的氧化物晶体结构,诸如,磁铅石或者钙钛矿或者缺陷晶体结构。其它示例性TBC材料成分包括具有高缺陷浓度的多元素掺杂氧化物。CMAS阻滞剂成分的示例包括矾土、氧化钇铝石榴石(yttriumaluminum oxide garnet)、浆料沉积的/渗透的高空隙度TBC材料(用于OTBC或者LTBC成分的相同材料)以及氧化形成多孔氧化铝的多孔铝。
虽然本文中已经详细地示出和描述了包含本发明的教导的各个实施例,但本领域的技术人员可以容易地设想出仍包含这些教导的许多其它不同实施例。本发明在其应用上不限于说明书中陈述的或者附图中图示的构造的示例性实施例细节和部件的结构。本发明能够实现其它实施例并且能够以各种方式被实践或者执行。例如,各个脊部和槽构型可以包含在不同的形态阵列中,这些不同的形态阵列还可以围绕特定发动机应用的圆周局部地变化。此外,应理解的是,本文中使用的措辞和术语是为了描述的目的并且不应看作具有限制性。本文使用的“包含”、“包括”、或者“具有”及其变型意在涵盖其后列出的物品及其等同物以及附加物品。术语“安装”、“连接”、“支撑”和“联接”及其变型涵盖直接或者间接的安装、连接、支撑以及联接。每个术语意在被广义地使用。此外,“连接”和“联接”不限于物理的或者机械的连接或者联接。

Claims (20)

1.一种具有用于暴露于燃烧气体的隔热外表面的燃烧涡轮发动机叶片、静叶、过渡件或者环形段耐磨部件,所述部件包括:
金属基板,所述金属基板具有基板表面;
锚固层,所述锚固层构建在所述基板表面上;
热喷涂的或者气相沉积的或者溶液/悬浮液等离子体喷涂的单层或者多层热障涂层(TBC),所述热障涂层(TBC)具有涂敷在所述锚固层之上并且联接至所述锚固层的TBC内表面以及用于暴露于燃烧气体的TBC外表面;以及
设计槽特征(EGF)的平面形态样式,所述设计槽特征(EGF)的平面形态样式被切割并形成至所述TBC外表面中,并且穿透之前涂敷的TBC层并具有槽深度,
EGF样式限定相应地具有六个六边形顶点的邻接的外六边形的平面形态样式,其中,邻接的外六边形中的每个相应对共享公共槽段,
所述EGF样式在每个外六边形内进一步限定邻接的内多边形的平面形态样式,所述邻接的内多边形相应地共享至少一个公共内多边形顶点并且相应地被完全包围在其相应外六边形内,
所述EGF样式内的至少三个相应槽段以多分叉的样式会聚在每个相应的外六边形或者内多边形顶点处,使得每个会聚槽段至少具有两个其他邻接的会聚槽段。
2.根据权利要求1所述的部件,进一步包括:
位于所述锚固层中并且从所述锚固层突出的设计表面特征(ESF)的平面形态样式;以及
与下方的对应ESF竖直对准的所述EGF外六边形顶点。
3.根据权利要求1所述的部件,进一步包括具有通过所述TBC外表面的多个槽深度和/或宽度的所述EGF。
4.根据权利要求3所述的部件,进一步包括外六边形槽段,所述外六边形槽段具有比内多边形槽段更深的槽深度和/或更宽的槽宽度。
5.根据权利要求1所述的部件,进一步包括EGF外六边形,所述EGF外六边形在所述TBC外表面的至少一部分上具有重复的三维平面形态样式,所述重复的三维平面形态样式具有局部变化的样式密度和外六边形尺寸。
6.根据权利要求5所述的部件,包括涡轮发动机叶片或者静叶,内多边形样式密度沿着其相应前缘变大。
7.根据权利要求1所述的部件,所述EGF外六边形包围所述TBC中的热应力或者机械应力集中区。
8.根据权利要求7所述的部件,所述内多边形中的至少一些环绕所述TBC中的热应力或者机械应力集中区。
9.根据权利要求1所述的部件,邻接的内多边形的所述平面形态样式包括在多边形顶点处会聚的邻接的三角形和/或六边形和/或梯形槽段样式。
10.根据权利要求1所述的部件,进一步包括形成连续槽的彼此直接连通的至少一些会聚的EGF槽段。
11.根据权利要求1所述的部件,所述EGF槽段中的至少一些进一步包括在对应的六边形或者多边形顶点处会聚、但在所述顶点处彼此不接触的不连续槽段。
12.根据权利要求1所述的部件,进一步包括相对于所述TBC外表面具有倾斜的槽轴线的至少一些所述EGF。
13.根据权利要求1所述的部件,至少一个内多边形完全包围另一内多边形。
14.一种包括根据权利要求1所述的部件的燃烧涡轮发动机,所述TBC层部分外表面与所述发动机的燃烧路径连通以用于暴露于燃烧气体。
15.一种用于控制在操作的燃烧涡轮发动机叶片、静叶、过渡件或者环形段耐磨部件的热障涂层(TBC)外层中的裂纹扩展的方法,所述部件具有用于暴露于燃烧气体的隔热外表面,所述方法包括:
提供燃烧涡轮发动机,所述发动机具有叶片、静叶、过渡件或者环形段耐磨部件,所述部件具有:
金属基板,所述金属基板具有基板表面;
锚固层,所述锚固层构建在所述基板表面上;
热喷涂的或者气相沉积的或者溶液/悬浮液等离子体喷涂的单层或者多层热障涂层(TBC),所述热障涂层(TBC)具有涂敷在所述锚固层之上并且联接至所述锚固层的TBC内表面以及用于暴露于燃烧气体的TBC外表面;以及
设计槽特征(EGF)的平面形态样式,所述设计槽特征(EGF)的平面形态样式被切割并形成至所述TBC外表面中,并且穿透之前涂敷的TBC层并具有槽深度,
EGF样式限定相应地具有六个六边形顶点的邻接的外六边形的平面形态样式,其中,邻接的外六边形中的每个相应对共享公共槽段,
所述EGF样式在每个外六边形内进一步限定邻接的内多边形的平面形态样式,所述邻接的内多边形相应地共享至少一个公共内多边形顶点并且相应地被完全包围在其相应外六边形内,
所述EGF样式内的至少三个相应槽段以多分叉的样式会聚在每个相应的外六边形或者内多边形顶点处,使得每个会聚槽段至少具有两个其他邻接的会聚槽段;
操作所述发动机,在发动机热循环期间在所述TBC中引起热应力或者机械应力,或者通过异物冲击在所述TBC中引起机械应力,任意一种被引起的应力在所述TBC中在所述内多边形中的一个或多个内产生裂纹;以及
阻止所述裂纹在一个或多个连续的内多边形内的进一步扩展,在所述裂纹与限定所述相应多边形的一个或多个所述槽段的相交部处,或者在所述裂纹与限定邻接的多边形的一个或多个所述槽段相交时或者在所述裂纹与限定***外六边形的一个或多个所述槽段相交时,所述裂纹扩展通过所述一个或多个连续的内多边形。
16.根据权利要求15所述的方法,进一步包括:如果所述扩展没有被阻止在之前的***外六边形内,则在所述邻接的外六边形中的另一个内阻止进一步的裂纹扩展。
17.根据权利要求15所述的方法,进一步包括:提供完全包围嵌套的多边形的EGF平面形态样式,所述完全包围嵌套的多边形进而嵌套在***外六边形内,裂纹扩展被完全阻止在向外连续的***内多边形或者其***六边形中的一个内,或者被完全阻止在连续邻接的***六边形中的一个内。
18.根据权利要求17所述的方法,进一步包括:使所述部件外表面与所述裂纹之间的所述TBC层的一部分与所述部件分离,从而在所述基板上留下所述TBC层的完好部分。
19.根据权利要求15所述的方法,进一步包括:使所述部件外表面与所述裂纹之间的所述TBC层的一部分与所述部件分离,从而在所述基板上留下所述TBC层的完好部分。
20.根据权利要求15所述的方法,所提供的邻接的内多边形的平面形态样式包括在多边形顶点处会聚的邻接的三角形和/或六边形和/或梯形多分叉槽段样式。
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