RU2496911C2 - Method of applying heat coating of nickel or cobalt alloy on gas turbine parts - Google Patents
Method of applying heat coating of nickel or cobalt alloy on gas turbine parts Download PDFInfo
- Publication number
- RU2496911C2 RU2496911C2 RU2011150711/02A RU2011150711A RU2496911C2 RU 2496911 C2 RU2496911 C2 RU 2496911C2 RU 2011150711/02 A RU2011150711/02 A RU 2011150711/02A RU 2011150711 A RU2011150711 A RU 2011150711A RU 2496911 C2 RU2496911 C2 RU 2496911C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- layer
- thickness
- ion
- applying
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
- Physical Vapour Deposition (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области машиностроения, а именно к методам получения теплозащитных покрытий на лопатках турбин и, в особенности, газовых турбин авиадвигателей и энергетических установок.The invention relates to the field of mechanical engineering, and in particular to methods for producing heat-protective coatings on turbine blades and, in particular, gas turbines of aircraft engines and power plants.
Газотурбинные установки и двигатели находят все более широкое применение в современной технике: двигатели самолетов и вертолетов, судовые газотурбинные двигатели, энергетические ГТУ и силовые установки газоперекачивающих агрегатов. К основным деталям, определяющим надежность, экономичность и ресурс их работы, относятся рабочие лопатки турбины. Турбинные лопатки работают в достаточно жестких условиях: высокие температуры, агрессивные среды (кислород, сера, окислы ванадия и другие элементы), значительные знакопеременные механические нагрузки и резкие теплосмены. Существующие тенденции совершенствования турбомашин приводят к еще большему ужесточению указанных условий эксплуатации и к повышению стоимости деталей. Все это требует применения на лопатках турбин более эффективных защитных покрытий. Одним из путей повышения температуры газа в турбине при сохранении ресурса лопаток является применение теплозащитных покрытий (ТЗП). Керамические ТЗП, при их достаточной толщине, могут ощутимо снизить теплоприток к основному материалу охлаждаемой лопатки и обеспечить ее работоспособность в условиях высоких температур.Gas turbine installations and engines are finding wider application in modern technology: aircraft and helicopter engines, marine gas turbine engines, gas turbine engines, and power plants of gas pumping units. The main parts that determine the reliability, efficiency and resource of their work include turbine blades. Turbine blades operate in rather harsh conditions: high temperatures, aggressive environments (oxygen, sulfur, vanadium oxides and other elements), significant alternating mechanical loads and sudden heat changes. Existing trends in improving turbomachines lead to even greater tightening of these operating conditions and to an increase in the cost of parts. All this requires the use of more effective protective coatings on the blades of turbines. One of the ways to increase the gas temperature in the turbine while maintaining the resource of the blades is the use of heat-protective coatings (TZP). Ceramic TZP, with their sufficient thickness, can significantly reduce heat gain to the main material of the cooled blade and ensure its performance at high temperatures.
Наиболее перспективным материалом для формирования теплозащитного слоя ТЗП является керамика на основе диоксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия (ZrO2·Y2O3). Для обеспечения адгезии керамического слоя и защиты основного материала детали от окисления, ТЗП имеет жаростойкий подслой.The most promising material for the formation of a heat-protective layer of thermal protection layer is ceramic based on zirconia stabilized with yttrium oxide (ZrO 2 · Y 2 O 3 ). To ensure the adhesion of the ceramic layer and protect the main material of the part from oxidation, TZP has a heat-resistant sublayer.
Известен способ нанесения теплозащитного покрытия на лопатку турбины (Патент США №4,904,542. МПК С23С 14/08 "Multi-layer wear resistant coatings". 1992 г.), включающий газотермическое нанесение многослойного покрытия, состоящего из чередующихся керамических и металлических слоев. Так же известно многослойное высокотемпературное покрытие, состоящее из керамических слоев, разделенных металлическими слоями (Патент РФ №2359065, МПК С23С 4/12, СПОСОБ НАНЕСЕНИЯ НА ДЕТАЛИ ТЕПЛОЗАЩИТНОГО ПОКРЫТИЯ ПЛАЗМЕННЫМ МЕТОДОМ. Бюл. №17, 2009 г.). Данное покрытие имеет ряд существенных недостатков. Входящая в его состав керамика образована путем плазменного напыления, что существенно снижает его термическую усталость и долговечность. При наличии перепадов температуры, как по толщине, так и по его поверхности в материале металлического слоя возникнут термические напряжения, которые будут переданы керамике, имеющей низкую прочность на растяжение. Кроме того, керамические слои, в том числе и на основе диоксида циркония имеют высокую кислородопроницаемость.A known method of applying a heat-protective coating to a turbine blade (US Patent No. 4,904,542. IPC C23C 14/08 "Multi-layer wear resistant coatings". 1992), including thermal spraying a multilayer coating consisting of alternating ceramic and metal layers. A multilayer high-temperature coating is also known, consisting of ceramic layers separated by metal layers (RF Patent No. 2359065, IPC С23С 4/12, METHOD FOR APPLYING ON HEAT PROTECTIVE COATING PARTS BY PLASMA METHOD. Bull. No. 17, 2009). This coating has a number of significant disadvantages. The ceramic included in its composition is formed by plasma spraying, which significantly reduces its thermal fatigue and durability. In the presence of temperature differences, both in thickness and on its surface, thermal stresses will arise in the material of the metal layer, which will be transferred to ceramics having low tensile strength. In addition, ceramic layers, including those based on zirconium dioxide, have high oxygen permeability.
Известен также способ нанесения покрытия на лопатки турбины ГТД, включающий предварительную обработку поверхности детали, нанесение первого слоя жаростойкого покрытия из сплава на основе никеля, нанесение второго слоя, содержащего алюминий, последующий вакуумный диффузионным отжиг, подготовку поверхности под напыление третьего слоя покрытия из ZrO2-Yb2O3 или ZrO2-Yb2O3 и ZrO2-Y2O3 (Патент РФ №2280095, СПОСОБ НАНЕСЕНИЯ ПОКРЫТИЯ. Бюл. №20, 2006 г.).There is also a known method of coating a turbine engine turbine blade, including pre-treating the surface of a part, applying a first layer of a heat-resistant coating of nickel-based alloy, applying a second layer of aluminum, followed by vacuum diffusion annealing, preparing the surface for spraying a third coating layer of ZrO 2 - Yb 2 O 3 or ZrO 2 -Yb 2 O 3 and ZrO 2 -Y 2 O 3 (RF Patent №2280095, METHOD FOR APPLICATION. Bull. No. 20, 2006).
Известен также способ получения теплозащитного покрытия, преимущественно для рабочих лопаток турбин газотурбинных двигателей и энергетических установок, включающий подготовку поверхности лопатки, формирование подслоя, путем нанесения жаростойкого слоя и переходного слоя, нанесение на переходный слой внешнего керамического слоя на основе ZrO2 стабилизированного Y2O3 (патент РФ №2078148). Известный способ нанесения теплозащитного покрытия на лопатку турбины, включает также предварительную абразивно-жидкостную обработку и обработку шлифпорошком, нанесение слоя жаростойкого покрытия из сплава на никелевой основе методом вакуумно-плазменной технологии, нанесение второго слоя из сплава на основе алюминия, легированного никелем 13-16% и иттрием 1,5-1,8%, вакуумный отжиг и подготовку поверхности перед нанесением третьего керамического слоя из диоксида циркония стабилизированного 7-9 мас.%, оксида иттрия (ZrO2·7% Y2O3) и последующие дополнительные вакуумный диффузионный и окислительный отжиг. Существенным недостатком покрытий является их низкая стабильность и долговечность при высоких температурах. Теплозащитные покрытия характеризуются более низкой теплопроводностью, но растрескиваются и отслаиваются при теплосменах под действием термомеханических нагрузок.There is also a method of obtaining a heat-protective coating, mainly for working blades of turbines of gas turbine engines and power plants, including preparing the surface of the blade, forming a sublayer by applying a heat-resistant layer and a transition layer, applying a stabilized Y 2 O 3 to the transition layer of an external ceramic layer based on ZrO 2 (RF patent No. 2078148). A known method of applying a heat-protective coating to a turbine blade also includes preliminary abrasive-liquid treatment and grinding powder treatment, applying a layer of heat-resistant coating of a nickel-based alloy by vacuum-plasma technology, applying a second layer of an alloy based on aluminum alloyed with nickel alloyed with 13-16% and 1.5-1.8% yttrium, vacuum annealing and surface preparation prior to applying the third ceramic layer of zirconia stabilized with 7-9 wt.%, yttrium oxide (ZrO 2 · 7% Y 2 O 3) and subsequent Modes vacuum diffusion annealing and oxidizing. A significant drawback of coatings is their low stability and durability at high temperatures. Thermal protective coatings are characterized by lower thermal conductivity, but crack and peel off during heat changes under the influence of thermomechanical loads.
Известен способ подготовки поверхности детали под нанесение многослойного покрытия на металлические изделия методом катодного распыления, включающий ионную очистку и/или модификацию поверхности изделия [Патент РФ №2228387. МПК С23С 14/06. Способ нанесения многослойного покрытия на металлические изделия. Опубл. 2004 г.]. Однако функциональным назначением ионно-имплантационной обработки поверхности в данном случае не является повышение жаростойкости подслоя.A known method of preparing the surface of a part for applying a multilayer coating to metal products by cathodic spraying, including ion cleaning and / or surface modification of the product [RF Patent No. 2228387. IPC С23С 14/06. The method of applying a multilayer coating on metal products. Publ. 2004]. However, the functional purpose of the ion-implantation surface treatment in this case is not to increase the heat resistance of the sublayer.
Наиболее близким по технической сущности является способ получения теплозащитного покрытия на лопатках газовых турбин, включающий нанесение жаростойкого подслоя и формирование на подслое керамического слоя [Патент РФ №2325467, МПК С23С 4/10. Способ получения создающего термический барьер покрытия. /Я. Вигрен, М. Ханссон. / Вольво аэро корп./. 2008.] Способ включает предварительную обработку поверхности лопатки и нанесение связующего подслоя, жаростойкого слоя системы MeCrAlY и теплозащитного керамического слоя на основе диоксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия.The closest in technical essence is the method of obtaining a heat-shielding coating on the blades of gas turbines, including applying a heat-resistant sublayer and forming a ceramic layer on the sublayer [RF Patent No. 2323267, IPC С23С 4/10. A method of obtaining a thermal barrier coating. /I AM. Wigren, M. Hansson. Volvo Aero Bldg. 2008.] The method includes pre-processing the surface of the blade and applying a binder sublayer, a heat-resistant layer of the MeCrAlY system and a heat-protective ceramic layer based on zirconia stabilized with yttrium oxide.
Основным недостатком прототипа является низкая жаростойкость подслоя и недостаточно высокие эксплуатационные свойства керамического слоя, а также недостаточная выносливость и циклическая прочность деталей с покрытием, т.е. параметры, которые необходимо обеспечивать при эксплуатации рабочих лопаток турбин газотурбинных двигателей и установок.The main disadvantage of the prototype is the low heat resistance of the sublayer and the insufficiently high performance properties of the ceramic layer, as well as insufficient endurance and cyclic strength of coated parts, i.e. the parameters that must be ensured during the operation of the working blades of the turbines of gas turbine engines and installations.
Задачей заявляемого способа является создание теплозащитного покрытия обладающего высокими эксплуатационными характеристиками за счет использования переходной зоны «жаростойкий слой- керамический» с повышенной адгезионной прочностью.The objective of the proposed method is to create a heat-protective coating with high performance due to the use of the transition zone "heat-resistant layer-ceramic" with high adhesive strength.
Техническим результатом заявляемого способа является повышение эксплуатационных свойств теплозащитного покрытия, при одновременном повышении выносливости и циклической прочности деталей с защитными покрытиями.The technical result of the proposed method is to increase the operational properties of the heat-protective coating, while increasing the endurance and cyclic strength of parts with protective coatings.
Технический результат достигается тем, что в способе получения теплозащитного покрытия на детали газовой турбины из никелевого или кобальтового сплава, включающий нанесение жаростойкого подслоя и формирование керамического слоя из диоксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия, в отличие от прототипа, для формирования керамического слоя на жаростойкий подслой сначала наносят сплав циркония с иттрием с содержанием иттрия от 5-9 вес%, толщиной от 28 мкм до 500 мкм, который затем подвергают нагрузок, температур и агрессивных сред. В последнем случае многослойное вакуумно-плазменное покрытие, являясь герметичным, удерживает проникновение кислорода к жаростойкому подслою и сохраняет его от окисления в первый период эксплуатации детали. Кроме того, внешняя оболочка предохраняет поверхность от эрозии и служит своеобразным каркасом, предохраняющим керамический слой и, в результате чего, как это показали исследования, проведенные авторами, достигаются такие эффекты как: стойкость к теплоударам, механическая прочность, высокие адгезионные свойства, возможность получения более толстых керамических слоев и как следствие, повышение эксплуатационных свойств лопаток с теплозащитными покрытиями.The technical result is achieved by the fact that in the method of obtaining a heat-protective coating on the parts of a gas turbine made of nickel or cobalt alloy, comprising applying a heat-resistant sublayer and forming a ceramic layer of zirconia stabilized with yttrium oxide, in contrast to the prototype, for forming a ceramic layer on a heat-resistant sublayer an alloy of zirconium with yttrium is applied with a yttrium content of 5-9 wt.%, a thickness of 28 microns to 500 microns, which is then subjected to loads, temperatures and aggressive environments. In the latter case, the multilayer vacuum-plasma coating, being hermetic, holds the penetration of oxygen to the heat-resistant sublayer and saves it from oxidation during the first period of operation of the part. In addition, the outer shell protects the surface from erosion and serves as a kind of skeleton that protects the ceramic layer and, as a result, as shown by studies conducted by the authors, effects such as: resistance to thermal shock, mechanical strength, high adhesive properties, the ability to obtain more thick ceramic layers and, as a result, increase the operational properties of blades with heat-protective coatings.
Сущность предлагаемого технического решения иллюстрируется схемой формирования покрытия, представленной на фигуре. Фиг. содержит: 1 - основа (деталь), 2 - жаростойкий подслой, 3 - слой из сплава иттрия на основе циркония; 4 - переходный слой «керамика - жаростойкий подслой»; 5 - керамический слой, 6 - внешний жаростойкий слой.The essence of the proposed technical solution is illustrated by the coating formation scheme shown in the figure. FIG. contains: 1 - base (part), 2 - heat-resistant sublayer, 3 - layer of yttrium alloy based on zirconium; 4 - transition layer "ceramics - heat-resistant sublayer"; 5 - ceramic layer, 6 - external heat-resistant layer.
Способ осуществляется следующим образом. Поверхность пера лопатки 1 подготавливают к нанесению покрытия и в соответствии с выбранным методом наносят жаростойкий подслой 2 толщиной от 10 мкм до 30 мкм. Перед нанесением жаростойкого подслоя 2, при использовании вакуумных методов нанесения материалов, проводят ионно-плазменную очистку поверхности и последующую ионно-имплантационную обработку поверхности лопатки ионами N, Yb, Y, La или их сочетанием. Ионную имплантацию проводят при энергии ионов 0,2-100 кэВ и плотности ионного тока от 50 мкА/см2 до 10 мА/см2. В качестве материала для нанесения жаростойкого подслоя 2 используют сплав состав, вес.%: Cr -от 18% до 34%; Al - от 3% до 16%; Y - от 0, 2% до 0,7%; Ni - остальное или Cr от 18% до 22%; Al - от 9% до 11%; Y - от 0, 5% до 0,7%; Ni -остальное. На образованный жаростойкий подслой 2 наносят слой из сплава циркония с иттрием с содержанием иттрия от 5 до 9 вес %, а затем нанесенный слой 3 циркония с иттрием подвергают микродуговому оксидированию до получения керамического слоя заданной толщины. При этом микродуговое оксидирование проводят в среде 3-5%, водного раствора фосфата аммония, при подаче на покрываемую деталь положительного потенциала от 300 до 950 В, причем керамический слой 5 получают толщиной от 20 до 490 мкм, при условии, что толщина керамического слоя 5 составляет от 80 до 98% толщины слоя 3 из сплава циркония с иттрием. Перед нанесением жаростойкого подслоя 2 на поверхность детали можно дополнительно наносить слои из Nb, Pt, Cr или их сочетания толщиной от 0,8 мкм до 12,0 мкм. На керамический слой 5 вакуумно-плазменным методом наносят, внешнюю оболочку 6, формируя ее нанесением по крайней мере двух слоев: первого слоя из сплава состава вес.%: Si - от 4,0% до 12, 0%; Y - от 1,0 до 2,0%; Al - остальное и второго слоя из сплава состава вес.%: Si - от 4,0% до 6, 0%; Y - от 1,2 до 1,6%; Al - остальное, а после нанесения слоев покрытия проводят диффузионный отжиг в вакууме. Перед ионно-имплантационной обработкой деталь 1 можно подвергнуть электролитно-плазменному полированию, которое позволяет повысить однородность переходной зоны «основа-жаростойкий подслой» за счет повышения равномерности протекания диффузионных процессов как при диффузионном отжиге, так и при эксплуатации детали. После нанесения жаростойкого подслоя 2, также можно дополнительно наносить переходный слой в виде слоев из Nb или Pt или Hf или Cr или Si или их сочетаний или из сплавов Nb, Pt, Hf, Cr, Si, причем толщина переходного слоя составляет от 1,5 мкм до 12 мкм. Нанесение слоев покрытия можно осуществляют любым из следующих методов: газо-термическим, вакуумными ионно-плазменными методами, магнетронными методами и электронно-лучевым испарением и конденсацией в вакууме.The method is as follows. The feather surface of the blade 1 is prepared for coating and, in accordance with the selected method, a heat-resistant sublayer 2 is applied with a thickness of 10 μm to 30 μm. Before applying the heat-resistant sublayer 2, using vacuum methods of applying materials, an ion-plasma surface cleaning and subsequent ion-implantation treatment of the surface of the blade with N, Yb, Y, La ions or a combination thereof are carried out. Ion implantation is carried out at an ion energy of 0.2-100 keV and an ion current density of 50 μA / cm 2 to 10 mA / cm 2 . As a material for applying a heat-resistant sublayer 2, an alloy composition is used, wt.%: Cr — from 18% to 34%; Al - from 3% to 16%; Y - from 0.2% to 0.7%; Ni - the rest or Cr from 18% to 22%; Al - from 9% to 11%; Y - from 0.5% to 0.7%; Ni is the rest. A zirconium-yttrium alloy layer with a yttrium content of 5 to 9 wt% is applied to the heat-resistant sublayer 2, and then the deposited zirconium layer 3 with yttrium is subjected to microarc oxidation to obtain a ceramic layer of a given thickness. In this case, microarc oxidation is carried out in a medium of 3-5%, an aqueous solution of ammonium phosphate, when a positive potential of 300 to 950 V is applied to the coated part, and the ceramic layer 5 is obtained with a thickness of 20 to 490 μm, provided that the thickness of the ceramic layer 5 is from 80 to 98% of the thickness of layer 3 of an alloy of zirconium with yttrium. Before applying the heat-resistant sublayer 2, layers of Nb, Pt, Cr, or a combination thereof with a thickness of 0.8 μm to 12.0 μm, can be additionally applied to the surface of the part. The outer shell 6 is applied to the ceramic layer 5 by a vacuum-plasma method, forming it by applying at least two layers: the first layer of an alloy of the composition wt.%: Si - from 4.0% to 12, 0%; Y - from 1.0 to 2.0%; Al - the rest and the second layer of an alloy of the composition wt.%: Si - from 4.0% to 6.0%; Y - from 1.2 to 1.6%; Al is the rest, and after applying the coating layers, diffusion annealing in vacuum is carried out. Before ion implantation treatment, part 1 can be subjected to electrolyte-plasma polishing, which allows to increase the uniformity of the transition zone “base-heat-resistant sublayer” by increasing the uniformity of diffusion processes both during diffusion annealing and during operation of the part. After applying the heat-resistant sublayer 2, it is also possible to additionally apply a transition layer in the form of layers of Nb or Pt or Hf or Cr or Si or combinations thereof or from alloys of Nb, Pt, Hf, Cr, Si, and the thickness of the transition layer is from 1.5 microns to 12 microns. The coating layers can be applied by any of the following methods: gas-thermal, vacuum ion-plasma methods, magnetron methods, and electron beam evaporation and condensation in vacuum.
Для оценки стойкости деталей газовых турбин с теплозащитными покрытиями, полученными по известному и предлагаемому способам были проведены исследования режимов и условий формирования теплозащитных покрытий и их свойств на образцах из никелевых и кобальтовых сплавов (ЦНК-7, ЦНК-21, FSX-414, ЖС-6, ЖС-6У, ЭИ-893, U-5000).To assess the resistance of parts of gas turbines with heat-protective coatings obtained by the known and proposed methods, we studied the modes and conditions of formation of heat-protective coatings and their properties on samples of nickel and cobalt alloys (TsNK-7, TsNK-21, FSX-414, ZhS- 6, ZhS-6U, EI-893, U-5000).
Перед нанесением жаростойкого покрытия поверхность детали подвергалась следующим вариантам подготовки и обработки: электролитно-плазменному полированию (ЭПП) в электролите состава и режимах, представляющих ноу-хау, а также без ЭПП. Кроме того использовалась подготовка поверхности методом пескоструйной обработки электрокорундом дисперсностью порядка 10-20 мкм. Толщина жаростойкого подслоя бралась в диапазоне от 10 мкм до 30 мкм (8 мкм - Н.Р. (неудовлетворительный результат); 10 мкм; 20 мкм; 30 мкм; 34 мкм - Н.Р.); перед нанесением жаростойкого подслоя проводили ионно-плазменную очистку поверхности с последующей ионно-имплантационной обработкой поверхности детали ионами N, Yb, Y или их сочетанием (N+Yb; N+Yb+Y; N+Y; Y+Yb), а также, как вариант, перед нанесением жаростойкого подслоя на поверхность лопатки дополнительно наносили слои из Nb, Pt, Cr или их сочетания (Nb+Pt; Nb+Pt+Cr; Nb+Cr; Cr+Pt;) толщиной от 0,8 мкм до 12,0 мкм (0,6 мкм - Н.Р.; 0,8 мкм; 0,8 мкм; 1,8 мкм; 6,0 мкм; 12,0 мкм; 13,0 мкм - Н.Р.). Кроме того, после нанесения жаростойкого подслоя, дополнительно наносили переходный слой в виде слоев из Nb, Pt, Hf, Cr, Si, либо в виде сочетания слоев из Nb, Pt, Hf, Cr, Si, либо в виде сплавов из Nb, Pt, Hf, Cr, Si, причем толщина переходного слоя составляет от 1,5 мкм до 12 мкм (1,2 мкм - Н.Р.; 1,5 мкм; 3,4 мкм; 6,0 мкм; 12 мкм; 14 мкм - Н.Р.).Before applying a heat-resistant coating, the surface of the part was subjected to the following preparation and processing options: electrolyte-plasma polishing (EPP) in the electrolyte composition and modes representing know-how, as well as without EPP. In addition, surface preparation by sandblasting with electrocorundum with a dispersion of the order of 10–20 μm was used. The thickness of the heat-resistant sublayer was taken in the range from 10 μm to 30 μm (8 μm - N.R. (unsatisfactory result); 10 μm; 20 μm; 30 μm; 34 μm - N.R.); Before applying the heat-resistant sublayer, an ion-plasma surface was cleaned, followed by an ion-implant surface treatment of the part with N, Yb, Y ions or a combination of them (N + Yb; N + Yb + Y; N + Y; Y + Yb), as well alternatively, before applying the heat-resistant sublayer, layers of Nb, Pt, Cr or a combination of them (Nb + Pt; Nb + Pt + Cr; Nb + Cr; Cr + Pt;) with a thickness of 0.8 μm to 12 were additionally applied to the surface of the blade , 0 μm (0.6 μm - N.R .; 0.8 μm; 0.8 μm; 1.8 μm; 6.0 μm; 12.0 μm; 13.0 μm - N.R.). In addition, after applying the heat-resistant sublayer, an additional transition layer was applied in the form of layers of Nb, Pt, Hf, Cr, Si, or as a combination of layers of Nb, Pt, Hf, Cr, Si, or in the form of alloys of Nb, Pt , Hf, Cr, Si, and the thickness of the transition layer is from 1.5 μm to 12 μm (1.2 μm - N.R .; 1.5 μm; 3.4 μm; 6.0 μm; 12 μm; 14 μm - N.R.).
В качестве материалов жаростойкого подслоя и внешней оболочки, а также дополнительных жаростойких слоев покрытия, были исследованы варианты в виде одного из металлов Nb, Pt, Hf, Cr и их сочетания (10% Nb + 15% Hf + 75Cr; 10% Nb + 90%Cr; 10% Nb + 15% Pt + 75 Cr; 10% Nb + 15% Hf + 10% Pt 65 Cr; 10% Pt + 90% Cr), а также варианты сплавов состава: Cr - от 18% до 34% (14% - неудовлетворительный результат (Н.Р.); 18%; 22%; 26%; 34%; 38% - (Н.Р.)); Al - от 3% до 16% (2% - (Н.Р.); 3%; 6%;9%; 11%; 12%; 16%; 18% - (Н.Р.)); Y - от 0, 2% до 0,7% (0,1% - (Н.Р.); 0,2%; 0,4%; 0,5%; 0,7%; 0,8% - (Н.Р.)); Ni - остальное, и составов: Cr - от 18% до 34% (14% - (Н.Р.); 18%; 26%; 34%; 38% - (Н.Р.)); Al - от 3% до 16% (2% - (Н.Р.); 3%; 6%; 12%; 16%; 18% - (Н.Р.)); Y - от 0,2% до 0,7% (0,1% - (Н.Р.); 0,2%; 0,4%; 0,7%; 0,8% - (Н.Р.)); Со - от 16% до 30% (14% - (Н.Р.); 16%; 24%; 30%; 32% - (HP.);); Ni - остальное, и их сочетания; Si - от 4,0% до 12,0% (3,0% - (Н.Р.); 4,0%; 6,0%; 8,0%; 12,0%; 14,0% - (Н.Р.)); Y - от 1,0 до 2,0% (0,8% - (Н.Р.); 1,0%; 1,2%; 1,6%; 2,0%; 2,2% - (Н.Р.)); Al - остальное.As materials for the heat-resistant sublayer and the outer shell, as well as additional heat-resistant coating layers, variants in the form of one of the metals Nb, Pt, Hf, Cr and their combination (10% Nb + 15% Hf + 75Cr; 10% Nb + 90 % Cr; 10% Nb + 15% Pt + 75 Cr; 10% Nb + 15% Hf + 10% Pt 65 Cr; 10% Pt + 90% Cr), as well as alloy composition options: Cr - from 18% to 34 % (14% - unsatisfactory result (N.R.); 18%; 22%; 26%; 34%; 38% - (N.R.)); Al - from 3% to 16% (2% - (N.R.); 3%; 6%; 9%; 11%; 12%; 16%; 18% - (N.R.)); Y - from 0.2% to 0.7% (0.1% - (N.R.); 0.2%; 0.4%; 0.5%; 0.7%; 0.8% - (N.R.)); Ni - the rest, and compositions: Cr - from 18% to 34% (14% - (N.R.); 18%; 26%; 34%; 38% - (N.R.)); Al - from 3% to 16% (2% - (N.R.); 3%; 6%; 12%; 16%; 18% - (N.R.)); Y - from 0.2% to 0.7% (0.1% - (N.R.); 0.2%; 0.4%; 0.7%; 0.8% - (N.R. )); Co - from 16% to 30% (14% - (N.R.); 16%; 24%; 30%; 32% - (HP.);); Ni - the rest, and their combinations; Si - from 4.0% to 12.0% (3.0% - (N.R.); 4.0%; 6.0%; 8.0%; 12.0%; 14.0% - (N.R.)); Y - from 1.0 to 2.0% (0.8% - (N.R.); 1.0%; 1.2%; 1.6%; 2.0%; 2.2% - ( N.R.)); Al is the rest.
В качестве исходного материала для формирования керамического слоя использовали варианты сплава циркония с иттрием с содержанием иттрия от 5 до 9 вес % ((4,0% - (Н.Р.); 5,0%; 5,2%; 7,6%; 9,0%; 10,1% - (Н.Р.)) толщиной от 28 мкм до 500 мкм (22 мкм - Н.Р.; 28 мкм; 100 мкм; 180 мкм; 500 мкм; 540 мкм- Н.Р.). Толщина керамического слоя составляла от 20 мкм до 490 мкм (16 мкм - Н.Р.; 20 мкм; 100 мкм; 200 мкм; 490 мкм; 520 мкм - Н.Р.). Нанесенный слой циркония с иттрием подвергали микродуговому оксидированию в среде 3-5%, водного раствора фосфата аммония (1,6% - Н.Р.; 3%; 4%; 5%; 6% - Н.Р.), при подаче на покрываемую деталь положительного потенциала от 300В до 950В (240В - Н.Р.; 300В; 400В; 600В; 800В; 950В).As the starting material for the formation of the ceramic layer, variants of an alloy of zirconium with yttrium with a yttrium content of 5 to 9 wt% ((4.0% - (N.R.); 5.0%; 5.2%; 7.6 %; 9.0%; 10.1% - (N.R.)) with a thickness of 28 microns to 500 microns (22 microns - N.R .; 28 microns; 100 microns; 180 microns; 500 microns; 540 microns - N.R.). The thickness of the ceramic layer ranged from 20 μm to 490 μm (16 μm - N.R .; 20 μm; 100 μm; 200 μm; 490 μm; 520 μm - N.R.). The deposited zirconium layer with yttrium was subjected to microarc oxidation in a medium of 3-5%, an aqueous solution of ammonium phosphate (1.6% - НР; 3%; 4%; 5%; 6% - НР), when applying to the coated part life potential from 300V to 950V (240V - N.R .; 300V; 400V; 600V; 800V; 950V).
Толщины слоев внешней оболочки покрытия составляли от 10 до 22 мкм, (сочетания толщин слоев соответственно: 4 мкм + 4 мкм - (Н.Р.); 4 мкм + 6 мкм; 6 мкм + 4 мкм; 12 мкм + 10 мкм; 12 мкм + 12 мкм - (Н.Р.)).The thicknesses of the layers of the outer shell of the coating ranged from 10 to 22 μm, (combinations of layer thicknesses, respectively: 4 μm + 4 μm - (N.R.); 4 μm + 6 μm; 6 μm + 4 μm; 12 μm + 10 μm; 12 μm + 12 μm - (N.R.)).
Режимы обработки деталей и нанесения слоев покрытия: ионная имплантация (Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si или их сочетанием) при энергии ионов 0,2-100 кэВ и плотности ионного тока от 50 мкА/см2 до 10 мА/см2;(диффузионный отжиг в вакууме 10-2…10-3 мм рт.ст. при температуре 1000°C в течение 2 ч).Modes of processing parts and applying coating layers: ion implantation (Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si or a combination thereof) at an ion energy of 0.2-100 keV and an ion current density of 50 μA / cm 2 to 10 mA / cm 2 ; (diffusion annealing in vacuum of 10 -2 ... 10 -3 mm Hg at 1000 ° C for 2 hours).
Толщины слоев по способу-прототипу составляли: - толщина жаростойкого подслоя от 10 мкм до 30 мкм (10 мкм; 25 мкм; 30 мкм), толщина керамического слоя 300 мкм и 400 мкм. Нанесение слоев теплозащитного покрытия проводили газо-термическим (плазменным) методом, а также вакуумными методами: ионно-плазменными, магнетронным, электронно-лучевым.The thicknesses of the layers according to the prototype method were: - the thickness of the heat-resistant sublayer from 10 μm to 30 μm (10 μm; 25 μm; 30 μm), the thickness of the ceramic layer is 300 μm and 400 μm. The layers of the heat-protective coating were applied by the gas-thermal (plasma) method, as well as by vacuum methods: ion-plasma, magnetron, electron-beam.
Проведенные испытания на выносливость и циклическую прочность образцов из никелевых и кобальтовых сплавов ЦНК-7, ЦНК-21, FSX-414, ЖС-6, ЖС-6У, ЭИ-893, U-5000 в условиях высоких температур (при 870-950°C) на воздухе. Результаты испытаний показали следующее: условный предел выносливости (σ-1) лопаток составляет:The endurance and cyclic strength tests of samples of nickel and cobalt alloys TsNK-7, TsNK-21, FSX-414, ZhS-6, ZhS-6U, EI-893, U-5000 at high temperatures (at 870-950 ° C) in the air. The test results showed the following: the conditional endurance limit (σ -1 ) of the blades is:
1) по способу-прототипу - никелевые сплавы в среднем 230-250 МПа, кобальтовые - 220-235 МПа;1) according to the prototype method — nickel alloys on average 230-250 MPa, cobalt - 220-235 MPa;
2) по предлагаемому способу никелевые сплавы в среднем 275-295 МПа, кобальтовые - 250-280МПа (таблица 1);2) according to the proposed method, nickel alloys on average 275-295 MPa, cobalt - 250-280 MPa (table 1);
Изотермическая жаростойкость покрытий оценивалась на образцах диаметром d=10 мм и длиной l=30 мм. Образцы покрытиями помещались в тигли и выдерживались на воздухе при температуре Т=1200°C. Жаростойкость покрытий оценивалась по характерному времени (τ) до появления первых очагов газовой коррозии или других дефектов, которые определялось путем визуального осмотра через каждые 50 часов испытаний при температуре 1200°C. Взвешивание образцов вместе с окалиной производилось через 500 и 1000 ч испытаний, при этом определялась величина удельного прироста массы образца на единицу его поверхности по сравнению с исходным весом ΔР, г/м2. Полученные результаты представлены в таблице 2.The isothermal heat resistance of the coatings was evaluated on samples with a diameter of d = 10 mm and a length of l = 30 mm. Coated samples were placed in crucibles and kept in air at a temperature of T = 1200 ° C. The heat resistance of the coatings was evaluated by the characteristic time (τ) until the first foci of gas corrosion or other defects appeared, which was determined by visual inspection after every 50 hours of testing at a temperature of 1200 ° C. The samples were weighed together with the scale after 500 and 1000 hours of testing, and the specific weight gain of the sample per unit of its surface was determined in comparison with the initial weight ΔР, g / m 2 . The results are presented in table 2.
Стойкость покрытий к теплосменам оценивалось по количеству циклов, которые выдерживали покрытия до разрушения керамического слоя. Цикл теплосмены представлял собой нагрев образца до 1150°C, температурную выдержку в течение 15 мин и охлаждение в воде до температуры 20°C. После каждого цикла теплосмены по наличию отслоений оценивалось стойкость покрытия. Данные по сравнительным испытаниям на термостойкость показали, что в среднем количество теплосмен до полного разрушения у покрытия-прототипа составило 14 циклов, а у покрытий, нанесенных по предлагаемому способу - от 22 до 36 циклов.The resistance to heat exchange of coatings was estimated by the number of cycles that the coatings withstood until the ceramic layer was destroyed. The heat exchange cycle was the heating of the sample to 1150 ° C, temperature exposure for 15 min, and cooling in water to a temperature of 20 ° C. After each heat exchange cycle, the resistance of the coating was evaluated by the presence of delamination. Data on comparative tests for heat resistance showed that on average the number of heat exchangers before complete destruction of the coating of the prototype was 14 cycles, and for coatings deposited by the proposed method from 22 to 36 cycles.
Повышение стойкости к теплосменам, жаростойкости покрытий и предела выносливости лопаток из никелевых и кобальтовых сплавов с покрытиями (таблицы 1 и 2), указывает на то, что при применении следующих вариантов получения теплозащитного покрытия: нанесение жаростойкого подслоя и формирование керамического слоя из диоксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия; для формирования керамического слоя на жаростойкий подслой сначала наносят сплав циркония С иттрием с содержанием иттрия от 5 до 9 вес.%, толщиной от 28 мкм до 500 мкм, который затем подвергают микродуговому оксидированию до получения керамического слоя заданной толщины; микродуговое оксидирование проводят в среде 3-5%, водного раствора фосфата аммония, при подаче на покрываемую деталь положительного потенциала от 300 до 950 В; керамический слой получают толщиной от 20 до 490 мкм, при условии, что толщина керамического слоя составляет от 80 до 98% толщины слоя из сплава циркония с иттрием; перед нанесением жаростойкого подслоя поверхность детали подвергают ионно-имплантационной обработке ионами по меньшей мере одного из следующих элементов N, Y, Yt при энергии ионов 0,2-100 кэВ и плотности ионного тока от 50 мкА/ см2 до 10 мА/см2; жаростойкий подслой формируют толщиной от 10 мкм до 30 мкм нанесением ионно-плазменным методом сплава состава, вес.%: Cr - от 18% до 34%; Al - от 3% до 16%; Y - от 0, 2% до 0,7%; Ni - остальное или Cr - от 18% до 34%, Al - от 3% до 16%, Y - от 0, 2% до 0,7%, Со - от 16% до 30%, Ni - остальное; после формирования керамического слоя на него ионно-плазменным или электронно-лучевым методом наносят внешнюю оболочку в виде, по крайней мере двух слоев: первого слоя из сплава состава, вес.%: Si - от 4,0% до 12, 0%; Y - от 1,0 до 2,0%; Al - остальное и второго слоя из сплава состава, вес.%: Si - от 4,0% до 6, 0%; Y - от 1,2 до 1,6%, Al - остальное, толщиной от 10 до 22 мкм; после нанесения слоев покрытия проводят диффузионный отжиг в вакууме; перед нанесением жаростойкого подслоя на поверхность детали дополнительно наносят слои из Nb или Pt или Cr или их сочетание толщиной от 0,8 мкм до 12,0 мкм; после нанесения жаростойкого подслоя дополнительно наносят переходный слой толщиной от 1,5 мкм до 12 мкм из Nb или Pt или Hf или Cr или Si или их сочетаний или из сплавов Nb, Pt, Hf, Cr, Si; перед нанесением жаростойкого подслоя поверхность детали подвергают электролитно-плазменному полированию; перед диффузионным отжигом проводят ионно-имплантационную обработку поверхности ионами по меньшей мере одного из следующих элементов N, Y, Yt при энергии ионов 0,2-100 кэВ и плотности ионного тока от 50 мкА/см2 до 10 мА/см2; в качестве детали используют лопатку газовой турбины, позволяют достичь технического результата заявляемого изобретения - повышения эксплуатационных свойств теплозащитного покрытия, при одновременном повышении выносливости и циклической прочности деталей с защитными покрытиями.The increase in heat transfer resistance, heat resistance of coatings and the fatigue limit of nickel and cobalt alloy blades with coatings (tables 1 and 2), indicates that when using the following options for obtaining a heat-resistant coating: applying a heat-resistant sublayer and the formation of a stabilized zirconia ceramic layer yttrium oxide; to form a ceramic layer, a zirconium C yttrium alloy with yttrium content from 5 to 9 wt.%, thickness from 28 μm to 500 μm is first applied to the heat-resistant sublayer, which is then subjected to microarc oxidation to obtain a ceramic layer of a given thickness; microarc oxidation is carried out in a medium of 3-5%, an aqueous solution of ammonium phosphate, when a positive potential of 300 to 950 V is applied to the coated part; a ceramic layer is obtained with a thickness of 20 to 490 μm, provided that the thickness of the ceramic layer is from 80 to 98% of the thickness of the layer of an alloy of zirconium with yttrium; before applying a heat-resistant sublayer, the surface of the part is subjected to ion-implantation treatment with ions of at least one of the following elements N, Y, Yt with an ion energy of 0.2-100 keV and an ion current density of 50 μA / cm 2 to 10 mA / cm 2 ; a heat-resistant sublayer is formed with a thickness of 10 μm to 30 μm by applying the alloy composition with the ion-plasma method, wt.%: Cr - from 18% to 34%; Al - from 3% to 16%; Y - from 0.2% to 0.7%; Ni - the rest or Cr - from 18% to 34%, Al - from 3% to 16%, Y - from 0.2% to 0.7%, Co - from 16% to 30%, Ni - the rest; after the ceramic layer is formed, an outer shell is applied to it by the ion-plasma or electron-beam method in the form of at least two layers: the first layer of the alloy composition, wt.%: Si - from 4.0% to 12, 0%; Y - from 1.0 to 2.0%; Al - the rest and the second layer of alloy composition, wt.%: Si - from 4.0% to 6.0%; Y - from 1.2 to 1.6%, Al - the rest, with a thickness of 10 to 22 microns; after applying the coating layers, diffusion annealing in vacuum is carried out; before applying a heat-resistant sublayer, additional layers of Nb or Pt or Cr or a combination of a thickness of 0.8 μm to 12.0 μm are additionally applied to the surface of the part; after applying the heat-resistant sublayer, a transition layer is additionally applied with a thickness of 1.5 μm to 12 μm from Nb or Pt or Hf or Cr or Si or combinations thereof or from alloys of Nb, Pt, Hf, Cr, Si; before applying a heat-resistant sublayer, the surface of the part is subjected to electrolyte-plasma polishing; before diffusion annealing, an ion-implant surface treatment with ions of at least one of the following N, Y, Yt elements is carried out at an ion energy of 0.2-100 keV and an ion current density of 50 μA / cm 2 to 10 mA / cm 2 ; a gas turbine blade is used as a part, they allow achieving the technical result of the claimed invention — improving the operational properties of the heat-shielding coating, while increasing the endurance and cyclic strength of parts with protective coatings.
Claims (20)
или
or
или
or
и второго слоя из сплава состава, вес.%:
толщиной от 10 до 22 мкм, после нанесения которых проводят диффузионный отжиг в вакууме.5. The method according to claim 1, characterized in that after the formation of the ceramic layer by an ion-plasma or electron-beam method, an outer shell is applied in the form of at least two layers: the first layer of an alloy composition, wt.%:
and a second layer of alloy composition, wt.%:
thickness from 10 to 22 microns, after applying which conduct diffusion annealing in vacuum.
и второго слоя из сплава состава, вес.%:
толщиной от 10 до 22 мкм, после нанесения которых проводят диффузионный отжиг в вакууме.6. The method according to claim 2, characterized in that after the formation of the ceramic layer by the ion-plasma or electron beam method, an outer shell is applied in the form of at least two layers: the first layer of an alloy composition, wt.%:
and a second layer of alloy composition, wt.%:
thickness from 10 to 22 microns, after applying which conduct diffusion annealing in vacuum.
и второго слоя из сплава состава, вес.%:
толщиной от 10 до 22 мкм, после нанесения которых проводят диффузионный отжиг в вакууме.7. The method according to claim 3, characterized in that after the formation of the ceramic layer by an ion-plasma or electron beam method, an outer shell is applied in the form of at least two layers: the first layer of an alloy composition, wt.%:
and a second layer of alloy composition, wt.%:
thickness from 10 to 22 microns, after applying which conduct diffusion annealing in vacuum.
и второго слоя из сплава состава, вес.%:
толщиной от 10 до 22 мкм, после нанесения которых проводят диффузионный отжиг в вакууме.8. The method according to claim 4, characterized in that after the formation of the ceramic layer by an ion-plasma or electron-beam method, an outer shell is applied in the form of at least two layers: the first layer of an alloy composition, wt.%:
and a second layer of alloy composition, wt.%:
thickness from 10 to 22 microns, after applying which conduct diffusion annealing in vacuum.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011150711/02A RU2496911C2 (en) | 2011-12-13 | 2011-12-13 | Method of applying heat coating of nickel or cobalt alloy on gas turbine parts |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2011150711/02A RU2496911C2 (en) | 2011-12-13 | 2011-12-13 | Method of applying heat coating of nickel or cobalt alloy on gas turbine parts |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2011150711A RU2011150711A (en) | 2013-06-20 |
| RU2496911C2 true RU2496911C2 (en) | 2013-10-27 |
Family
ID=48785112
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2011150711/02A RU2496911C2 (en) | 2011-12-13 | 2011-12-13 | Method of applying heat coating of nickel or cobalt alloy on gas turbine parts |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2496911C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2605394C1 (en) * | 2015-06-29 | 2016-12-20 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Method for chemical heat treatment of parts made from cobalt-based alloy |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH10219476A (en) * | 1997-02-06 | 1998-08-18 | Hitachi Ltd | Ceramic-coated gas turbine moving blade |
| RU2120494C1 (en) * | 1997-06-17 | 1998-10-20 | Международный Центр Электронно-Лучевых Технологий Института Электросварки им.Е.О.Патона НАН Украины | Method of applying protective coatings with chemical composition and structure gradient along its thickness with outside ceramic layer (version) |
| JP2001348655A (en) * | 2000-06-09 | 2001-12-18 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Thermal barrier coating material, gas turbine member applied with the same and gas turbine |
| RU2305034C1 (en) * | 2006-02-17 | 2007-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Method of application of the protective coatings on the details |
| RU2325467C2 (en) * | 2002-09-25 | 2008-05-27 | Вольво Аэро Корпорейшн | Method of forming thermal barrier coating |
-
2011
- 2011-12-13 RU RU2011150711/02A patent/RU2496911C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH10219476A (en) * | 1997-02-06 | 1998-08-18 | Hitachi Ltd | Ceramic-coated gas turbine moving blade |
| RU2120494C1 (en) * | 1997-06-17 | 1998-10-20 | Международный Центр Электронно-Лучевых Технологий Института Электросварки им.Е.О.Патона НАН Украины | Method of applying protective coatings with chemical composition and structure gradient along its thickness with outside ceramic layer (version) |
| JP2001348655A (en) * | 2000-06-09 | 2001-12-18 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Thermal barrier coating material, gas turbine member applied with the same and gas turbine |
| RU2325467C2 (en) * | 2002-09-25 | 2008-05-27 | Вольво Аэро Корпорейшн | Method of forming thermal barrier coating |
| RU2305034C1 (en) * | 2006-02-17 | 2007-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Method of application of the protective coatings on the details |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2605394C1 (en) * | 2015-06-29 | 2016-12-20 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" | Method for chemical heat treatment of parts made from cobalt-based alloy |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2011150711A (en) | 2013-06-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2423550C1 (en) | Heat protecting cover for turbine blades and procedure for its fabrication | |
| JP4607530B2 (en) | Heat resistant member having a thermal barrier coating and gas turbine | |
| JP3302589B2 (en) | Ceramic coated gas turbine blade | |
| Zhe et al. | Thermal stability and mechanical properties of thick thermal barrier coatings with vertical type cracks | |
| JP2008266698A (en) | Heat resistant member with thermal barrier coating | |
| CN105463453B (en) | A kind of thermal barrier coating of interface stability and preparation method thereof | |
| RU2426819C1 (en) | Heat resistant coating and procedure for its fabrication | |
| KR101681195B1 (en) | Thermal Barrier Coating System with Self-Healing Ability | |
| RU2423551C2 (en) | Procedure for application of heat protecting coating | |
| RU2375499C2 (en) | Method of producing multi-layer heat protecting coating on parts out of heat resistant alloys | |
| RU2441100C2 (en) | Method of producing heat-resisting coat on gas turbine vanes | |
| JP2018162506A (en) | High temperature member and manufacturing method of the same | |
| RU2479666C1 (en) | Formation method of thermal protective coating on parts of gas turbines from nickel and cobalt alloys | |
| JP2006328499A (en) | Thermal barrier coating, gas turbine high-temperature component, and gas turbine | |
| RU2441103C2 (en) | Method of producing refractory coat | |
| RU2496911C2 (en) | Method of applying heat coating of nickel or cobalt alloy on gas turbine parts | |
| RU2479669C2 (en) | Thermal protective coating obtaining method | |
| RU94974U1 (en) | HEAT-PROTECTED COATED TURBIN SHOVEL FOR GAS-TURBINE ENGINES AND POWER INSTALLATIONS | |
| RU2165475C2 (en) | Method of protection of steel machine components from salt attack | |
| RU2445199C2 (en) | Method of hardening turbo machine nozzle vane unit made from nickel and cobalt alloys | |
| CN113755784B (en) | Preparation method of self-healing thermal barrier coating based on ultrasonic vibration assisted laser modification | |
| RU2426817C2 (en) | Procedure for forming heat shielding coating on turbine blade of heat resistant nickel aloys | |
| RU2402639C1 (en) | Procedure for application of combined heat insulated coating on parts out of heat resistant alloys | |
| JP2015218379A (en) | Thermal barrier coating material for steam turbine, and steam apparatus for power generation | |
| RU95337U1 (en) | REINFORCED HEAT PROTECTIVE COATING |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161214 |