CN110741137B - 经涂覆的涡轮机部件和相关生产方法 - Google Patents

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Abstract

经涂覆的涡轮机部件包括：基材(21)和存在于基材(21)上的钙镁铝硅酸盐CMAS保护层(24)。层(24)包括钙镁铝硅酸盐CMAS保护材料的第一相(240)，以及包含分散在所述第一相中的非润湿材料颗粒的第二相(241)。

Description

经涂覆的涡轮机部件和相关生产方法
背景技术
本发明涉及用于在高温环境中使部件(例如，航空或陆地燃气涡轮发动机中所用的部件)隔热的保护性涂层领域。
为了改进燃气涡轮发动机的效率，尤其是用于固定式陆基***或航空推进的高压涡轮(HPT)，人们正在考虑提高其温度。在这些条件下，所用的材料(例如，金属合金或陶瓷基质复合材料(MCM))需要进行保护，主要是保持表面温度足够低，以确保其功能完整性并限制其被环境气氛氧化/腐蚀。
“热屏障”(TB)或“环境阻隔涂层”(EBC)保护体是复杂多层堆叠体，通常由沉积在基材的基底材料(金属合金或复合材料)表面上的允许针对氧化/腐蚀进行保护的粘合涂层构成，其本身顶部有陶瓷涂层，所述陶瓷涂层的主要功能是限制经涂覆组件的表面温度。在热屏障的情况下，为了确保其抗氧化/腐蚀的保护功能并提高陶瓷涂层的粘附，可以使粘结涂层预氧化以在其表面上形成致密的氧化铝层，称为“热生长氧化物”。该保护体系见述于如下文献：D.R.Clarke、M.Oechsner、N.P.Padture的“用于更高效燃气涡轮引擎的热屏障涂层(Thermal–barrier coatings for more efficient gas–turbine engines)”，美国材料学会会刊(MRS Bulletin)37，2012，第892–898页，以及D.Zhu,R.A.Miller，“先进推进发动机***的热屏障和环境屏障涂料(Thermal and Environmental Barrier Coatings forAdvanced Propulsion Engine Systems)”，ASA技术备忘录(NASA Technical Memorandum)213129,2004。
这些体系(TB和EBC)的使用寿命一方面取决于堆叠体对于热循环的抵抗力，另一方面取决于外层对于环境压力(被固体颗粒侵蚀、耐化学性、腐蚀等)的抵抗力。
具体来说，这些体系在暴露于富含砂或火山灰颗粒(富含无机二氧化硅型化合物)的介质中时会非常快速地降解，所述介质通常称为CMAS(钙、镁、铝和硅的氧化物)。熔融的CMAS渗入热屏障或环境屏障通常会导致降解：
·经渗透的层硬化导致机械故障(分层)；
·热屏障的化学溶解以及形成具有不同机械性能和/或体积的重结晶产物导致不稳定。
为了克服该问题，研发了所谓的“抗CMAS”组合物，其允许通过与CMAS反应形成防水屏障层，见述于文献C.G.Levi,J.W.Hutchinson,M.–H.Vidal–Sétif,C.A.Johnson，“熔融沉积物导致热屏障涂层的环境降解(Environmental degradation of thermal barriercoatings by molten deposits)”,美国材料学会会刊，37,2012,第932–941页。
然而，这些体系仍然具有使其有效性下降的功能限制，其中，特别值得一提的是：
·在使用中，通过热机械效应使TB开裂产生了有利于熔融CMAS的渗透路径；
·由于涂层中CMAS的毛细管渗透与形成不可渗透阻隔相的反应动力学之间的竞争，持续存在可变的渗透厚度。渗透厚度越大，TB机械削弱的风险越大。实际上，尽管CMAS渗透中止，但仍担忧该体系硬化，导致使用寿命有限；
·需要使用形态致密且不含垂直裂纹的抗CMAS涂层，以最大程度减少该液体污染物的毛细管渗透。在这种情况下，该体系对由不同***元件的热膨胀系数差异引起的热机械应力敏感，因此再次导致有限的使用寿命。
因此，需要一种具有CMAS保护层的燃气涡轮发动机部件，以限制熔融CMAS渗入保护层的深度。
发明主题和概述
本发明的主要目的是通过提供经涂覆的燃气轮机部件促使不可渗透保护层的形成反应尽可能地接近涂层的表面，从而限制熔融CMAS进入抗CMAS保护层的毛细管渗透，所述部件包括基材和存在于所述层上的至少一个钙镁铝硅酸盐CMAS保护层，该保护层包括钙镁铝硅酸盐CMAS保护材料的第一相和含有分散在保护层中的液态CMAS抗润湿材料颗粒的第二相。“CMAS抗润湿材料”是指为钙镁铝硅酸盐CMAS保护层提供在所述保护层的暴露表面与液体CMAS液滴之间的接触角大于或等于45°、优选大于或等于90°的性质。
在抗CMAS保护层的基质相或第一相中添加细碎形式的CMAS非润湿/抗润湿相不仅会限制CMAS保护层表面上熔融CMAS和CMAS保护层之间的接触，而且还会限制液体污染物向垂直裂纹中的渗透。因此，保护层的反应性比毛细管渗透机制更有利，该保护层的反应性允许通过与CMAS的化学反应形成不受任何其他污染物影响的连续层(屏障层)。
通过促使尽可能靠近保护层表面形成不可渗透保护层，这增加了根据本发明包括CMAS保护层的燃气涡轮发动机部件的使用寿命。保护层的牺牲方面减少，其硬化减少。因此，通过使CMAS保护层的垂直裂纹的反应性增强，可以进一步提高经涂覆的燃气涡轮发动机部件和保护层的使用寿命，从而允许适应热机械变形而垂直裂纹不会被CMAS渗透。
根据本发明一具体方面，用于保护层第二相的抗润湿材料对应于选自以下材料中的一种材料或材料混合物：CaF2，LnPO4(其中Ln＝La(镧)、Gd(钆)、Sm(钐)、Nd(钕))，MAX相(Mn+1AXn(n＝1,2,3)，其中M＝Sc(钪)、Y(钇)、La(镧)、Mn(锰)、Re(铼)、W(钨)、Hf(铪)、Zr(锆)、Ti(钛)，A＝IIIA族、IVA族、VA族、VIA族，并且X＝C、N，AlN，BN，SiC和SiOC。
根据本发明另一具体方面，分散在CMAS保护层中的抗润湿材料颗粒的平均尺寸为10nm至10μm。
根据本发明另一具体方面，CMAS保护层的抗润湿材料颗粒体积含量为1％至80％。
根据本发明另一具体方面，存在于CMAS保护层中的抗润湿材料颗粒的体积百分比沿保护层厚度方向变化，在与基材相邻的所述层的第一区域与远离第一区域的所述层的第二区域之间，抗润湿材料颗粒的体积百分比逐步增加。
根据本发明的另一具体方面，CMAS保护层的厚度为1μm至1000μm。
根据本发明的另一具体方面，第一相的钙镁铝硅酸盐CMAS保护材料对应于以下材料中的一种或以下材料的混合物：稀土锆酸盐RE2Zr2O7，其中，RE＝Y(钇)、La(镧)、Ce(铈)、Pr(镨)、Nd(钕)、Pm(钷)、Sm(钐)、Eu(铕)、Gd(钆)、Tb(铽)、Dy(镝)、Ho(钬)、Er(铒)、Tm(铥)、Yb(镱)、Lu(镥)；部分或完全稳定的氧化锆；δ相A4B3O12，A＝Y→Lu，B＝Zr、Hf；Y2O3与ZrO2、Al2O3或TiO2的复合材料；六铝酸盐；尖晶石；稀土RE单硅酸盐和二硅酸盐，其中RE＝Y、La、Ce、Pr、Nd、Pm、Sm、Eu、Gd、Tb、Dy、Ho、Er、Tm、Yb、Lu)。
根据本发明另一具体方面，热屏障层***基材和钙镁铝硅酸盐CMAS保护层之间。
根据本发明的另一具体方面，基材由镍基或钴基超合金制成，并且在其表面上具有铝形成结合层或陶瓷基质复合材料(CMC)层，或者涂覆有铝形成结合层的陶瓷基质复合材料(CMC)层。
本发明还涉及一种制造本发明燃气涡轮发动机部件的方法，所述方法包括直接在基材上或存在于基材上的热屏障层上形成钙镁铝硅酸盐CMAS保护层的至少一个步骤，通过以下过程之一来实施该形成步骤：
-至少一种悬浮液的悬浮液等离子体喷涂，该悬浮液包含钙镁铝硅酸盐CMAS保护材料的粉末或前体以及非润湿材料的粉末或前体或这些元素的任意组合，
-至少一种悬浮液的高速火焰喷涂，该悬浮液包含钙镁铝硅酸盐CMAS保护材料的粉末或前体以及非润湿材料的粉末或前体，或这些元素的任意组合，
-钙镁铝硅酸盐CMAS保护材料粉末的大气压等离子体喷涂与溶液的高速火焰喷涂或悬浮液等离子体喷涂结合，所述溶液含有非润湿悬浮材料的粉末或前体。
附图说明
参考所述附图，本发明的其它特征和优点将显现于下文的说明，所述附图显示了没有限制特性的示例性实施方式。在附图中：
-图1显示液体污染物渗入现有技术的具有钙镁铝硅酸盐CMAS保护层的燃气涡轮发动机部件；
-图2和图3显示液体污染物渗入本发明的具有钙镁铝硅酸盐CMAS保护层的燃气涡轮发动机部件；
-图4是本发明的用于制造燃气涡轮发动机部件的方法的第一示例性实施方式，
-图5是本发明的用于制造燃气涡轮发动机部件的方法的第二示例性实施方式，
-图6是本发明的用于制造燃气涡轮发动机部件的方法的第三示例性实施方式，
-图7是本发明的用于制造燃气涡轮发动机部件的方法的第四示例性实施方式。
具体实施方式
本发明通常应用于涂覆有保护层的任意燃气涡轮发动机部件，所述保护层包含钙镁铝硅酸盐CMAS保护材料相。“CMAS保护材料”是指防止或减少熔融CMAS渗入保护层、特别是形成至少一个不可渗透屏障层的所有材料。最常见的不可渗透屏障层的实例包括通式(Ca4Re6(SiO4)6O)或Ca2Re8(SiO4)6O2的磷灰石相构造或通式CaAl2Si2O8的钙钛矿相构造。
作为非限制性实例，钙镁铝硅酸盐CMAS保护材料很可能通过与CMAS的化学反应而形成不受任何其他污染物影响的连续层或相，因而磷灰石相对应于以下材料之一或多种以下材料的混合物：稀土锆酸盐RE2Zr2O7，其中，RE＝Y(钇)、La(镧)、Ce(铈)、Pr(镨)、Nd(钕)、Pm(钷)、Sm(钐)、Eu(铕)、Gd(钆)、Tb(铽)、Dy(镝)、Ho(钬)、Er(铒)、Tm(铥)、Yb(镱)、Lu(镥)；部分或完全稳定的氧化锆；δ相A′4B3O12，A′表示选自以下的任意元素：Y、La、Ce、Pr、Nd、Pm、Sm、Eu、Gd、Tb、Dy、Ho、Er、Tm、Yb和Lu，并且B＝Zr、Hf；含有Y2O3与ZrO2、Al2O3或TiO2的复合材料；六铝酸盐；尖晶石；单硅酸盐和稀土RE二硅酸盐，其中RE＝Y、La、Ce、Pr、Nd、Pm、Sm、Eu、Gd、Tb、Dy、Ho、Er、Tm、Yb、Lu。优选地，钙镁铝硅酸盐CMAS保护材料选自：稀土锆酸盐、掺杂的氧化锆、稀土硅酸盐以及它们的混合物。
根据本发明，向构成CMAS保护层基质的该第一相中添加分散在保护层中的至少一种CMAS抗润湿材料颗粒形式的第二相，所述基质由第一相形成。
实际上，CMAS保护层体积中非润湿相的存在限制了熔融CMAS毛细渗透到层中，并且因此使抗CMAS屏障层的形成反应位于尽可能靠近保护层表面。因此，由新相形成导致的热机械性质或体积的变化不会在保护层芯部处产生强机械应力。这提高了保护体的使用寿命，并且由此提高了运行条件下经涂覆的燃气涡轮发动机部件的寿命。CMAS保护层体积中CMAS非润湿相的存在还可能通过限制液体污染物渗入这些裂纹而维持了保护层垂直裂纹(最初存在的或由使用中的热机械效应引起)的全部益处。因此，同样地，保护体的使用寿命以及运行条件下燃气涡轮发动机部件的寿命得以提高。此外，以细碎分散形式存在于CMAS保护层中的非润湿相提高了其抗润湿效率。
分散在CMAS保护层第一相或机制中的颗粒可以具体包含：CMAS抗润湿材料，所述CMAS抗润湿材料对应于选自以下材料中的一种材料或材料的混合物：CaF2，LnPO4(其中Ln＝La(镧)、Gd(钆)、Sm(钐)、Nd(钕))，MAX相(Mn+1AXn(n＝1,2,3)，其中M＝Sc(钪)、Y(钇)、La(镧)、Mn(锰)、Re(铼)、W(钨)、Hf(铪)、Zr(锆)、Ti(钛)，A表示IIIA族、IVA族、VA族、VIA族的任意元素，并且X＝C、N，AlN，BN，SiC和SiOC。更优选地，CMAS抗润湿材料选自以下材料：CaF2、LnPO4、BN和它们的混合物。
以颗粒形式分散于CMAS保护层中的第二非润湿相可以由粉末和悬浮液获得。
分散在第一相中的CMAS抗润湿材料颗粒的平均尺寸为10nm至10μm，优选10nm至1μm。在本公开中，术语“为…至…”应理解为包括端值。
保护层的CMAS抗润湿材料颗粒的体积含量可以为1％至80％，优选1％至30％。
保护层可以具有组成梯度，其中，抗CMAS材料的第一相和CMAS抗润湿材料颗粒的第二相的体积百分比随保护层厚度而变化。更具体地说，存在于抗润湿层中的抗润湿材料颗粒的体积百分比可以随保护层厚度变化，在与基材相邻的所述层的第一区域与远离第一区域的所述层的第二区域之间，抗润湿材料颗粒的体积百分比逐步增加，以使抗润湿剂保护层的含量富集在其表面附近。
保护层优选具有多孔结构，这允许其仅具有良好的隔热性质。保护层还可以具有垂直裂纹，该垂直裂纹初始存在于该层中或在使用期间形成，为该层提供了更高的变形能力以及更长的使用寿命。本领域已知，保护层的多孔开裂微观结构(初始存在或在使用中形成)主要通过本领域已知的对层形成(沉积)过程进行控制来获得。
由于在保护层中存在第二CMAS抗润湿相以将液体CMAS保留在层表面附近，因此这些孔隙和裂纹不再像现有技术中那样构成熔融CMAS渗透的有利路径。因此，保护了第一相中所用CMAS保护材料的有效性。
图1、图2和图3显示了通过本发明的钙镁铝硅酸盐CMAS保护层(即，含有如上所述第一相和第二相的复合材料保护层)以及现有技术的钙镁铝硅酸盐CMAS保护层所产生的效果。更准确地说，图1显示了一个由镍基超金基材11构成的部件10，所述镍基超耐热合金基材11按序涂覆有铝形成结合涂层12、热屏障层13以及根据现有技术由Gd2Zr2O7制成的CMAS保护层14，所述热屏障层13由通常称为YSZ的ZrO2–Y2O3(8质量％)制成，该部件存在液体CMAS(熔融)。
图2显示了一个由镍基超合金基材21构成的部件20，所述镍基超合金基材21按序涂覆有铝形成结合涂层22、由YSZ制成的热屏障层23以及CMAS保护层24，所述CMAS保护层24含有作为CMAS保护材料的由Gd2Zr2O7构成的第一相240以及作为CMAS抗润湿材料的分散在层24中由氟化钙CaF2构成的第二相241，该部件存在液体CMAS 25(熔融)。
在如图1所示的现有技术的保护层的情况下，液体CMAS污染物15极深地渗透到保护层14的裂纹以及热屏障层13中。
以不同方式，在如图2所示的本发明保护层的情况下，液体CMAS污染物25渗入保护层24的深度受限于第二相241的存在，所述第二相由分散在保护层24中的CMAS抗润湿材料颗粒组成。更精确地说，如图3所示，液体CMAS污染物25在与第二相241接触时保留在保护层24的表面上，这明显限制了液体CMAS 25进入保护层24的孔隙和裂纹的渗透深度，并且通过与第一相的化学反应形成尽可能靠近保护层表面的连续防污层或相。
“CMAS抗润湿材料”是指对钙镁铝硅酸盐CMAS保护层24提供保护的材料，其提供在所述保护层24的暴露表面24a与液体CMAS 24液滴250之间的接触角θ大于或等于45°、优选大于或等于90°的属性。
将CMAS非润湿相添加到CMAS保护层不仅限制CMAS保护层表面上熔融CMAS和CMAS保护层之间的接触，而且还会限制液体污染物向垂直裂纹中的渗透。因此，屏障层的反应性比毛细管渗透机制更有利，该保护层的反应性允许通过与CMAS的化学反应形成不受任何其他污染物影响的连续层。
本发明的钙镁铝硅酸盐CMAS保护层的厚度为1μm至1000μm，并且优选5μm至200μm。
本发明主题燃气涡轮发动机部件的基材可以由镍基或钴基超合金制成。在该情况下，基材还可以在其表面上具有铝形成结合涂层。例如，铝形成结合涂层可以包括MCrAlY合金(其中M＝Ni、Co、Ni和Co)、铝化镍型β–NiAl(任选通过Pt、Hf、Zr、Y、Si或者元素的组合进行改性)、合金的铝化合物γ–Ni–γ′–Ni3Al(任选通过Pt、Cr、Hf、Zr、Y、Si或者这些元素的组合进行改性)、MAX相(Mn+1AXn(n＝1,2,3)，其中M＝Sc、Y、La、Mn、Re、W、Hf、Zr、Ti；A＝IIIA族、IVA族、VA族、VIA族；X＝C、N)、或任何其它合适结合涂层，以及它们的混合物。基材还可以由如下构成：超合金AM1、MC–NG、CMSX4和衍生物或勒内(René)和衍生物。
结合涂层保护基材不受腐蚀和氧化，同时确保基材和覆盖层之间的良好机械结合和/或化学结合，所述覆盖层具体对应于本发明的CMAS保护层或热屏障层。
结合层可以通过物理气相沉积(PVD)、APS、HVOF、低压等离子体喷涂(LPPS)或衍生、惰性等离子体喷涂(IPS)、化学气相沉积(CVD)、斯奈克玛蒸汽相镀铝(Snecma vapour–phase aluminizing，SVPA)、放电等离子烧结(spark plasma sintering)、电解沉积、以及任意其它合适的沉积和形成工艺。
本发明中所用基材具有与待制造燃气涡轮发动机部件对应的形状。根据本发明的包含保护层的涡轮机部件可以是(但不限于)：桨叶(blades)、喷嘴叶片(nozzle vanes)、高压涡轮机环和燃烧室壁。
钙镁铝硅酸盐复合保护层(即，含有上述限定的第一相和第二相)可以直接施涂在燃气涡轮发动机部件的基材上。在该情况下，本发明的保护层构成基材的热屏障。
根据一个变体实施方式，热屏障层可以***基材和本发明的复合保护层之间，或者铝形成结合涂层和本发明的复合保护层之间，后者在该情况下用作热屏障层表面上的功能化层，其可以提供针对高温液态钙镁镁铝硅酸盐CMAS污染物的保护，或可以不提供所述保护。作为非限制性实例，热屏障层可以由Y2O3质量含量为7％至8％的氧化钇化氧化锆(yttriated zirconia)构成。在其上制成本发明复合保护层的热屏障层可以具有微观结构、均质、均质和多孔、垂直微裂纹、垂直微裂纹和多孔、柱状、柱状和多孔、以及包括这些不同微结构的构架。
热屏障层可以通过电子束-物理气相沉积(EB–PVD)、APS、HVOF、溶胶-凝胶、SPS、溶液前体等离子体喷涂(SPPS)、HVSFS或任何其他合适的方法形成。
本发明的复合保护层可以作为描述环境阻隔涂层(EBC)的复杂堆叠体的表面上或在保护陶瓷基质复合材料(CMC)部件的热/环境阻隔涂层(TEBC)上的功能化层。保护CMC材料的热/环境屏障体系可以包括但不限于如下材料：MoSi2、BSAS(BaO1–x–SrOx–Al2O3–2SiO2)、莫来石(3Al2O3–2SiO2)、稀土RE单硅酸盐和二硅酸盐(其中，RE＝Y、La、Ce、Pr、Nd、Pm、Sm、Eu、Gd、Tb、Dy、Ho、Er、Tm、Yb、Lu)、完全或部分稳定或掺杂的氧化锆、和任何其它合适的组合以及它们的混合物。
本发明的复合保护层可通过以下工艺中的一种来形成或沉积：
-大气等离子体喷涂(APS)、
-高速氧燃料(HVOF)、
-悬浮液等离子体喷涂(SPS)、
-溶液前体等离子体喷涂(SPPS)、
-悬浮液高速火焰喷涂(HVSFS)，也称为悬浮液–HVOF(S–HVOF)。
实施例1
如图4所示，根据本发明的用于制造燃气涡轮发动机部件30的方法可以在由AM1镍基超合金构成的基材31上进行，在基材上通过SPS施加钙镁铝硅酸盐CMAS复合保护层32，根据本发明，保护层32包括作为钙镁铝硅酸盐CMAS保护材料的第一相Gd2Zr2O7以及作为CMAS抗润湿材料的分散在保护层32中的颗粒形式的第二相CaF2。
在该实施例中，使用溶液40，该溶液40包含在悬浮物41中的抗CMAS材料的粉末(此处为Gd2Zr2O7)以及CMAS抗润湿材料42的粉末(此处为CaF2)，其体积比率适用于实现保护层32。通过相同的悬浮液注射器(suspension injector)42将溶液40注入由等离子体炬43产生的等离子体射流44中，从而使溶液40进行热动力学处理，即粉末的熔化和加速。
该实施例并不排除使用其它抗CMAS材料或其它CMAS非润湿材料的可能性。此外，也可能是溶液的液相可以不再含有粉末，而是含有在复合保护层中待形成的两个相之一或两者的前体。在这种特定情况下，热动力学处理将在飞行中形成原位相，使其熔化并加速以产生涂层。在这种情况下，在HVSFS生产模式下，不使用等离子而是使用高速火焰也可以生产复合涂层。
实施例2
如图5所示，根据本发明的用于制造燃气涡轮发动机部件50的方法可以在由AM1镍基超合金构成的基材51上进行，在基材上通过SPS施加钙镁铝硅酸盐CMAS复合保护层52，根据本发明，保护层52包括作为钙镁铝硅酸盐CMAS保护材料的第一相Gd2Zr2O7以及作为CMAS抗润湿材料的分散在保护层52中的颗粒形式的第二相CaF2。
在该实施例中，使用第一溶液61和第二溶液62，所述第一溶液61包含在悬浮物610中的抗CMAS材料的粉末(此处为Gd2Zr2O7)，所述第二溶液62包含在悬浮物620中的CMAS抗润湿材料的粉末(此处为CaF2)，其体积比率适用于实现保护层52。通过相同的悬浮液注射器63将两种溶液61和62注入由等离子体炬65产生的等离子体射流64芯部中，从而使溶液61和62进行热动力学处理，即粉末的熔化和加速。
该实施例并不排除使用其它抗CMAS材料或其它CMAS非润湿材料的可能性。此外，也可能是溶液的液相可以不再含有粉末，而是含有在复合保护层中待形成的两个相之一或两者的前体。在这种特定情况下，热动力学处理将在飞行中形成原位相，使其熔化并加速以产生涂层。在这种情况下，在HVSFS生产模式下，不使用等离子而是使用高速火焰也可以生产复合涂层。
实施例3
如图6所示，根据本发明的用于制造燃气涡轮发动机部件70的方法可以在由AM1镍基超合金构成的基材71上进行，在基材上通过SPS施加钙镁铝硅酸盐CMAS复合保护层72，根据本发明，保护层72包括作为钙镁铝硅酸盐CMAS保护材料的第一相Gd2Zr2O7以及作为CMAS抗润湿材料的分散在保护层72中的颗粒形式的第二相CaF2。
在该实施例中，使用第一溶液81和第二溶液82，所述第一溶液81包含在悬浮物810中的抗CMAS材料的粉末(此处为Gd2Zr2O7)，所述第二溶液82包含在悬浮物820中的CMAS抗润湿材料的粉末(此处为CaF2)，其体积比率适用于实现保护层72。分别通过第一和第二悬浮液注射器83和84将两个溶液81和82注入由等离子体炬86产生的等离子体射流68中，从而使溶液81和82进行热动力学处理，即粉末的熔化和加速。
该实施例并不排除使用其它抗CMAS材料或其它CMAS非润湿材料的可能性。此外，也可能是溶液的液相可以不再含有粉末，而是含有在复合保护层中待形成的两个相之一或两者的前体。在这种特定情况下，热动力学处理将在飞行中形成原位相，使其熔化并加速以产生涂层。在这种情况下，在HVSFS生产模式下，不使用等离子而是使用高速火焰也可以生产复合涂层。
实施例4
如图7所示，根据本发明的用于制造燃气涡轮发动机部件90的方法可以在由AM1镍基超合金构成的基材91上进行，在基材上通过混合SPS和APS施加钙镁铝硅酸盐CMAS复合保护层92，根据本发明，保护层92包括作为钙镁铝硅酸盐CMAS保护材料的第一相Gd2Zr2O7以及作为CMAS抗润湿材料的分散在保护层92中的颗粒形式的第二相CaF2。
在该实施例中，使用粉末110和溶液120，该粉末110包含抗CMAS材料颗粒111(此处为Gd2Zr2O7)，并且溶液120含有在悬浮物121中的CMAS抗润湿材料41的粉末(此处为CaF2)，其体积比率适用于实现保护层92。对于粉末110，使用APS工艺，由此通过第一特定注射器101将粉末110注入由等离子体炬104产生的等离子体射流103的芯部中，从而使粉末110进行热动力学处理。对于溶液120，使用SPS工艺，其中，通过第二特定注射器102将溶液120注入由等离子体炬104产生的等离子体射流103的芯部中，从而使粉末120进行热动力学处理。
该实施例并不排除使用其它抗CMAS材料或其它非润湿材料的可能性。此外，也可能是液相可以不再含有粉末，而是含有在复合层中待形成的两个相之一或两者的前体。在这种特定情况下，热动力学处理将在飞行中形成原位相，使其熔化并加速以产生涂层。在混合HVOF和HVSFS生产模式中，不仅可以使用等离子体混合物，而且还可以使用由该情况产生的高速火焰来生产复合涂层。

Claims (9)

1.经涂覆的燃气涡轮发动机部件，其包括：基材和存在于上所述基材上的至少一层钙镁铝硅酸盐保护层，所述保护层包含钙镁铝硅酸盐保护材料的第一相和含有分散在第一相中的抗润湿材料颗粒的第二相，
抗润湿材料是指为钙镁铝硅酸盐保护层提供在所述保护层的暴露表面与液体钙镁铝硅酸盐液滴之间的接触角大于或等于45°的材料，对应于选自以下材料中的一种材料或材料混合物：
– CaF2，
– LnPO4，其中Ln = La (镧)、Gd (钆)、Sm (钐)、Nd (钕)，
– MAX相Mn+1AXn，并且n=1,2,3，其中M = Sc (钪)、Y (钇)、La (镧)、Mn (锰)、Re (铼)、W(钨)、Hf (铪)、Zr (锆)、Ti (钛)，A = IIIA族、IVA族、VA族、VIA族，并且 X = C、N，
– AlN，和
– BN。
2.如权利要求1所述的部件，其中，分散在第一相中的抗润湿材料颗粒的平均尺寸为10nm至10μm。
3.如权利要求1或2所述的部件，其中，分散在第一相中的抗润湿材料颗粒的体积百分比为1%至80%。
4.如权利要求3所述的部件，其中，分散在第一相中的抗润湿材料颗粒的体积百分比沿保护层厚度方向变化，在与基材相邻的所述保护层的第一区域与远离第一区域的所述保护层的第二区域之间，抗润湿材料颗粒的体积百分比逐步增加。
5.如权利要求1所述的部件，其中，钙镁铝硅酸盐保护层的厚度为1μm至1000μm。
6.如权利要求1所述的部件，其中，第一相的钙镁铝硅酸盐保护材料能够形成磷灰石型相，并且对应于以下材料中的一种或以下材料的混合物：
– 稀土锆酸盐RE2Zr2O7，其中，RE = Y (钇)、La (镧)、Ce (铈)、Pr (镨)、Nd (钕)、Pm(钷)、Sm (钐)、Eu (铕)、Gd (钆)、Tb (铽)、Dy (镝)、Ho (钬)、Er (铒)、Tm (铥)、Yb (镱)、Lu (镥)，
– 部分或完全稳定的氧化锆，
– δ相A′4B3O12，其中A′= Y → Lu，并且B = Zr、Hf；
– 含有Y2O3与ZrO2、Al2O3或TiO2的复合材料；
– 六铝酸盐；
– 尖晶石；
–稀土RE单硅酸盐和二硅酸盐，其中RE = Y、La、Ce、Pr、Nd、Pm、Sm、Eu、Gd、Tb、Dy、Ho、Er、Tm、Yb、Lu。
7.如权利要求1所述的部件，其中，所述部件还包含***基材和钙镁铝硅酸盐保护层之间的热屏障涂层。
8.如权利要求1所述的部件，其中，基材是镍基或钴基超合金，并且在其表面上具有铝形成结合涂层或陶瓷基质复合材料层，或者涂覆有铝形成结合涂层的陶瓷基质复合材料层。
9.一种制造如权利要求1所述的部件的方法，所述方法包括直接在基材或存在于基材上的热屏障层上形成钙镁铝硅酸盐保护层的至少一个步骤，通过以下过程之一来实施所述步骤：
- 至少一种悬浮液的悬浮液等离子体喷涂，该悬浮液包含钙镁铝硅酸盐保护材料的粉末或前体以及抗润湿材料的粉末或前体，
- 至少一种悬浮液的悬浮液高速火焰喷涂，该悬浮液包含钙镁铝硅酸盐保护材料的粉末或前体以及抗润湿材料的粉末或前体，
- 钙镁铝硅酸盐保护材料粉末的大气压等离子体喷涂与溶液的高速火焰喷涂或悬浮液等离子体喷涂结合，所述溶液含有抗润湿材料前体或悬浮的抗润湿材料粉末。
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