RU2746196C1 - Деталь и сборочная единица соплового аппарата турбины высокого давления - Google Patents

Деталь и сборочная единица соплового аппарата турбины высокого давления Download PDF

Info

Publication number
RU2746196C1
RU2746196C1 RU2020117953A RU2020117953A RU2746196C1 RU 2746196 C1 RU2746196 C1 RU 2746196C1 RU 2020117953 A RU2020117953 A RU 2020117953A RU 2020117953 A RU2020117953 A RU 2020117953A RU 2746196 C1 RU2746196 C1 RU 2746196C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
heat
layer
porosity
thickness
sublayer
Prior art date
Application number
RU2020117953A
Other languages
English (en)
Inventor
Антон Вячеславович Артамонов
Лев Христофорович Балдаев
Сергей Львович Балдаев
Алексей Алексеевич Живушкин
Николай Григорьевич Зайцев
Анур Наилевич Исанбердин
Игорь Владимирович Лозовой
Иван Владимирович Мазилин
Дмитрий Николаевич Юрченко
Original Assignee
Общество С Ограниченной Ответственностью "Технологические Системы Защитных Покрытий" (Ооо "Тсзп")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Общество С Ограниченной Ответственностью "Технологические Системы Защитных Покрытий" (Ооо "Тсзп") filed Critical Общество С Ограниченной Ответственностью "Технологические Системы Защитных Покрытий" (Ооо "Тсзп")
Priority to RU2020117953A priority Critical patent/RU2746196C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2746196C1 publication Critical patent/RU2746196C1/ru

Links

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/06—Metallic material
    • C23C4/073—Metallic material containing MCrAl or MCrAlY alloys, where M is nickel, cobalt or iron, with or without non-metal elements
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/10—Oxides, borides, carbides, nitrides or silicides; Mixtures thereof
    • C23C4/11—Oxides

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к конструкции деталей и сборочных единиц (ДСЕ) соплового аппарата турбины высокого давления (СА ТВД) газотурбинного двигателя, преимущественно для высокоманевренных самолетов. Деталь сборочной единицы соплового аппарата турбины высокого давления изготовлена из жаропрочного и жаростойкого сплава на основе никеля с теплозащитным покрытием, содержащим металлический подслой, керамический подслой и верхний керамический слой, при этом металлический подслой толщиной от 35 до 130 мкм выполнен плазменным напылением порошкового сплава на основе никеля, содержащего 18-25% кобальта, 13-22% хрома, 10-15% алюминия и 0,1-0,9 иттрия, причем объемная пористость и объемное содержание включений оксидов в слое в сумме составляют не более 7%, керамический подслой толщиной от 120 до 220 мкм выполнен плазменным напылением порошкового материала на основе диоксида циркония, содержащего 7,5-11,5% оксида диспрозия, при этом пористость слоя составляет от 5 до 20%, а верхний керамический слой толщиной от 30 до 130 мкм выполнен плазменным напылением порошкового материала на основе диоксида циркония, содержащего 45-65% оксида гадолиния, при этом пористость слоя составляет от 5 до 20%. Техническим результатом изобретения является повышение ресурса ДСЕ СА ТВД газотурбинного двигателя до 2000 часов за счет снижения температуры на поверхности ДСЕ путем нанесения на поверхности, наиболее контактирующие с газовым потоком, многослойного теплозащитного покрытия с верхним керамическим слоем, обладающим низкой теплопроводностью. 1 табл., 1 пр.

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к конструкции деталей и сборочных единиц (ДСЕ) соплового аппарата турбины высокого давления (СА ТВД) газотурбинного двигателя, преимущественно для высокоманевренных самолетов.
Известен ряд ДСЕ СА ТВД газотурбинного двигателя, включающих охлаждаемый корпус, изготавливаемый из жаропрочных сплавов на основе никеля, например, ЭП-648 ВИ. При длительной эксплуатации таких ДСЕ в агрессивной среде продуктов сгорания углеводородного топлива при температурах до 1200°С происходит постепенное разрушение материала ДСЕ из-за окисления и высокотемпературной коррозии. Традиционно для защиты ДСЕ от воздействия высоких температур используются многослойные теплозащитные покрытия (ТЗП). На поверхность детали сначала наносится металлический подслой на основе жаростойких сплавов для защиты от высокотемпературной коррозии и окисления. Сегодня самыми распространенными материалами для нанесения жаростойких покрытий являются сплавы из систем M-Cr-Al-Y (M=Ni, Со). Данные материалы термически и химически совместимы с жаропрочными сплавами на основе никеля и оказывают минимальное влияние на их свойства. В ходе эксплуатации ТЗП на поверхности металлического подслоя постепенно формируется защитная пленка TGO (термически выращенный оксид). Для обеспечения долговечности и эффективности ТЗП, она должна состоять преимущественно из α-Аl2О3, а ее формирование должно быть медленным, фазово-однородным и бездефектным. Такая пленка TGO имеет низкую анионную проводимость и, благодаря этому, создает превосходный диффузионный барьер, замедляя дальнейшее окисление металлического подслоя. Керамический слой ТЗП призван снизить температуру детали за счет низкой теплопроводности. В качестве верхнего керамического слоя ТЗП используются материалы на основе диоксида циркония, стабилизированного 6-8% по массе оксидом иттрия (ZrO2 - 6-8 Y2O3). Данные материалы обладают уникальным сочетанием свойств - имеют один из самых низких коэффициентов теплопроводности (2,3 Вт/м⋅К при 1000°С для плотного материала) и стабильно высокий коэффициент термического расширения (8-10,5⋅10-6 1/°С в диапазоне 20-1000°С). Кроме того, они обладают выдающимися для керамического материала механическими свойствами - высокой вязкостью разрушения (K1C=2,5-3 МПа/м0.5), ударной вязкостью (Г ~ 300 Дж/м2), модулем упругости (Е=160-210 ГПа) и твердостью (14 ГПа), тем самым обеспечивая высокую термостойкость и стойкость к эрозионному износу покрытий на их основе. Однако, применение этих материалов ограничено дестабилизацией тетрагональной фазы t'-ZrO2→m-ZrO2+c-ZrO2 и, как следствие, фазовым переходом с изменением объема, высокой анионной проводимостью и высокой скоростью спекания, что определяет максимальную температуру их эксплуатации на уровне 1100°С.
Поскольку основной причиной разрушения керамического слоя ТЗП на основе ZrO2 - 6-8 Y2O3 при Т>1100°С являются процессы, присущие самому материалу (спекание, фазовый переход, анионная проводимость), наиболее эффективным путем повышения ресурса и максимальной температуры эксплуатации ТЗП является поиск принципиально новых материалов керамического слоя.
Одним из способов, позволяющих повысить эксплуатационные свойства ТЗП, является использование новых материалов и их сочетаний. Для применения при рабочих температурах более 1200°С интерес представляют цирконаты (Ln2Zr2O7) и гафнаты (Ln2Hf2O7) редкоземельных элементов (РЗЭ), поскольку они обладают фазовой стабильностью вплоть до температуры плавления, коррозионной стойкостью, низкой теплопроводностью и практически не подвержены спеканию в процессе эксплуатации (Cao X. Q. Application of Rare Earths in Thermal Barrier Coating Materials // Journal of Material Science Technology. 2007. Vol. 23. P. 15-35).
Из уровня техники (RU 2392349 C2, дата публикации 20.06.2010, МПК В23В 15/04, С23С 14/08) известно покрытие для детали из жаропрочного никелевого сплава, которое может быть нанесено методами APS или EB-PVD и содержит наружный керамический слой со структурой пирохлора следующего состава GdV(ZrXHfY)OZ с различным соотношением Zr:Hf. Покрытие обладает большой долговечностью и низким коэффициентом теплопроводности.
Основным недостатком данного решения является высокая стоимость диоксида гафния.
Из уровня техники (RU 2518850 С2, дата публикации 10.06.2014, МПК С23С 28/00, С23С 14/06, С23С 4/06) известно керамическое термобарьерное покрытие на подложке из жаропрочного сплава, которое содержит связующее покрытие и два керамических слоя, полученных методом APS, при этом внутренний керамический слой является наноструктурным и имеет низкую пористость, а внешний керамический слой - более высокую пористость. При этом материал двух керамических слоев является одинаковым, предпочтительно диоксидом циркония, частично стабилизированным оксидом иттрия. Отмечается, что верхний слой может также содержать пирохлорную структуру (например, Gd2Zr2O7).
Основным недостатком данного решения является то, что внешний пористый слой имеет низкую стойкость к эрозии.
Из уровня техники (US 8114800 В2, дата публикации 14.02.2014, МПК С04В 35/00, С04В 35/48, С04В 35/49, С03С 27/00, С03С 29/00, В32В 9/00) известен порошковый материал, керамический слой и система слоев, имеющая смешанные кристаллические фазы пирохлора и оксиды. Указанный порошковый материал включает структуру пирохлора GdV(ZrXHfY)OZ, где V=2, X+Y=2, Z=7, дополнительный компонент - диоксид циркония, гафния или их смесь в количестве 0,5-10% по массе, а также (опционально) оксиды других элементов: кремния - до 0,05%мас, кальция - до 0,1%мас, магния - до 0,1%мас, железа - до 0,1%мас, алюминия - до 0,1%мас.и титана - до 0,8%мас.или их смесь. Керамический слой получен методом APS с использованием данного порошка.
Основным недостатком данного решения является то, что дополнительный компонент порошка представляет собой свободный (нестабилизированный) диоксид циркония (гафния), который подвержен фазовому переходу t-ZrO2↔m-ZrO2 (t-НfO2↔m-НfO2) с изменением объема, что является недопустимым для эксплуатации покрытий при высоких температурах.
Ближайшим аналогом является техническое решение (RU 2392349 С2, дата публикации 20.06.2010, МПК В32В 15/04, С23С 14/08), в котором описывается деталь и сборочная единица соплового аппарата турбины высокого давления, изготовленная из жаропрочного и жаростойкого сплава на основе никеля с теплозащитным покрытием.
Указанное покрытие детали из жаропрочного сплава на основе железа, никеля или кобальта может быть использовано при изготовлении деталей газовой турбины, в частности турбинных лопаток или теплозащитных экранов. Покрытие содержит:
Наружный керамический слой со структурой пирохлора Gdv(ZrxHfy)Oz, изготовленный из смеси с соотношением гафния и циркония, составляющим 10:90 или 20:80, или 30:70, или 40:60, или 50:50, или 60:40, или 70:30, или 80:20, или 90:10.
Под наружным керамическим слоем имеется внутренний керамический слой, в частности стабилизированный слой оксида циркония, в частности слой оксида циркония, стабилизированный иттрием
Под внутренним керамическим слоем или под наружным керамическим слоем на детали предусмотрен металлический связующий слой, в частности, из сплава NiCoCrAlX.
Получают покрытие с хорошими теплоизолирующими свойствами.
Основным недостатком данного решения является применение дорогостоящего оксида гафния в качестве исходного материала для получения наружного керамического слоя.
Настоящее изобретение решает задачу повышения стойкости к окислению и высокотемпературной коррозии никелевого сплава и, как следствие, повышения ресурса ДСЕ СА ТВД газотурбинного двигателя до 2000 часов. Помимо этого, за счет исключения дорогостоящих РЗЭ (например, иттербия) и гафния в составе исходных порошковых материалов, предлагаемое изобретение направлено на повышение технологичности процесса изготовления детали (снижение трудоемкости и себестоимости при изготовлении изделия).
Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение ресурса ДСЕ СА ТВД газотурбинного двигателя до 2000 часов, за счет снижения температуры на поверхности ДСЕ путем нанесения на поверхности, наиболее контактирующие с газовым потоком, многослойного теплозащитного покрытия с верхним керамическим слоем, обладающим низкой теплопроводностью.
Технический результат достигается тем, что металлический подслой толщиной от 35 до 130 мкм выполнен плазменным напылением порошкового сплава на основе никеля, содержащего 18…25% кобальта, 13…22% хрома, 10…15% алюминия и 0,1…0,9 иттрия, причем объемная пористость и включения оксидов слоя в сумме составляют не более 7%, керамический подслой толщиной от 120 до 220 мкм выполнен плазменным напылением порошкового материала на основе диоксида циркония, содержащего 7,5…11,5% оксида диспрозия, причем пористость слоя составляет от 5 до 20%, а верхний керамический слой толщиной от 30 до 130 мкм выполнен плазменным напылением порошкового материала на основе диоксида циркония, содержащего 45…65% оксида гадолиния, причем пористость слоя составляет от 5 до 20%.
Металлический подслой на основе никеля, содержащий 18…25% кобальта, 13…22% хрома, 10…15% алюминия и 0,1…0,9 иттрия, полученный методом плазменного напыления, обладает необходимой жаростойкостью.
В качестве исходного материала для плазменного напыления металлического подслоя толщиной 35-150 мкм может быть использован порошковый материал марки ТСЗП-ВС2 по ТУ 1479-04-51286179-2016.
Толщина металлического подслоя менее 35 мкм не обеспечивает необходимую защиту от высокотемпературной коррозии и окисления, а толщина свыше 150 мкм нежелательна из-за повышения стоимости нанесения и массы покрытия.
Содержание пор и включений оксидов должно в сумме составлять не более 7%.
В случае, если содержание пор и включений оксидов в металлическом подслое будет превышать 7%, покрытие не будет выполнять защиту от высокотемпературной коррозии и окисления в течение всего периода эксплуатации ДСЕ СА ТВД.
Керамический подслой на основе диоксида циркония, содержащий 7,5…11,5% оксида диспрозия, полученный методом плазменного напыления, обладает необходимой вязкостью разрушения и коэффициентом термического расширения.
В качестве исходного материала для плазменного напыления керамического подслоя толщиной 120-220 мкм может быть использован порошковый материал ТСЗП-Т144 по ТУ 1760-01-51286179-2016.
Толщина керамического подслоя менее 120 мкм не обеспечивает необходимую термостойкость покрытия, а толщина свыше 220 мкм нежелательна из-за повышения стоимости нанесения и массы покрытия. Пористость керамического подслоя должна составлять от 5 до 20%.
Пористость керамического подслоя менее 5% приводит к снижению теплозащитного эффекта покрытия (повышению температуры на поверхности ДСЕ), а пористость свыше 20% приведет к снижению стойкости покрытия к высокотемпературной коррозии и окислению.
Верхний керамический слой на основе диоксида циркония, содержащего 45…65% оксида гадолиния, полученный методом плазменного напыления, обладает низкой теплопроводностью.
В качестве исходного материала для плазменного напыления верхнего керамического слоя толщиной 30-130 мкм может быть использован порошковый материал ТСЗП-Т131 по ТУ 1760-02-51286179-2016.
Толщина верхнего керамического слоя менее 30 мкм не обеспечивает необходимый теплозащитный эффект, а толщина свыше 130 мкм нежелательна из-за повышения стоимости нанесения и массы покрытия.
Пористость верхнего керамического слоя должна составлять от 5 до 20%.
Пористость верхнего керамического слоя менее 5% приводит к снижению теплозащитного эффекта покрытия (повышению температуры на поверхности ДСЕ), а пористость свыше 20% приведет к снижению стойкости покрытия к эрозионному износу.
Заявляемый технический результат достигается только при выполнении всех указанных требований к характеристикам ДСЕ СА ТВД и теплозащитного покрытия.
Примеры:
На поверхность образцов-имитаторов ДСЕ СА ТВД газотурбинного двигателя, изготовленных из никелевых сплавов марок ЭП-648 ВИ и ВЖ-98 методом плазменного напыления на воздухе нанесли многослойное теплозащитное покрытие, включающее металлический подслой марки ТСЗП-ВС2 различной толщины, керамический подслой марки ТСЗП-Т144 различной толщины и верхний керамический слой марки ТСЗП-Т131 различной толщины. После напыления образец с теплозащитным покрытием подвергли испытаниям на термостойкость и жаростойкость (Таблица 1):
Figure 00000001
*1 - По данным металлографического исследования образца 1 с покрытием после испытаний на жаростойкость при 1100°С на базе 500 часов, имеет место повреждение жаропрочного жаростойкого сплава образца, что позволяет сделать вывод о недостаточности толщины металлического подслоя (<35 мкм).
*2 - По данным металлографического исследования образца 4 с покрытием после испытаний на жаростойкость при 1100°С на базе 500 часов, имеет место повреждение жаропрочного жаростойкого сплава образца, что позволяет сделать вывод об избыточном содержании пористости и оксидов в металлическом подслое (>7%).
*3 - По данным металлографического исследования образца 6 с покрытием после испытаний на жаростойкость при 1100°С на базе 500 часов, имеет место повреждение жаропрочного жаростойкого сплава образца, что позволяет сделать вывод об избыточном содержании пористости и оксидов в керамическом подслое (>20%).
*4 - По данным металлографического исследования образца 8 с покрытием после испытаний на жаростойкость при 1100°С на базе 500 часов, имеет место повреждение жаропрочного жаростойкого сплава образца, что позволяет сделать вывод о недостаточности толщины керамического подслоя (<120 мкм).

Claims (1)

  1. Деталь сборочной единицы соплового аппарата турбины высокого давления, изготовленная из жаропрочного и жаростойкого сплава на основе никеля с теплозащитным покрытием, содержащим металлический подслой, керамический подслой и верхний керамический слой, отличающаяся тем, что металлический подслой толщиной от 35 до 130 мкм выполнен плазменным напылением порошкового сплава на основе никеля, содержащего 18-25% кобальта, 13-22% хрома, 10-15% алюминия и 0,1-0,9 иттрия, причем объемная пористость и объемное содержание включений оксидов в слое в сумме составляют не более 7%, керамический подслой толщиной от 120 до 220 мкм выполнен плазменным напылением порошкового материала на основе диоксида циркония, содержащего 7,5-11,5% оксида диспрозия, при этом пористость слоя составляет от 5 до 20%, а верхний керамический слой толщиной от 30 до 130 мкм выполнен плазменным напылением порошкового материала на основе диоксида циркония, содержащего 45-65% оксида гадолиния, при этом пористость слоя составляет от 5 до 20%.
RU2020117953A 2020-06-01 2020-06-01 Деталь и сборочная единица соплового аппарата турбины высокого давления RU2746196C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020117953A RU2746196C1 (ru) 2020-06-01 2020-06-01 Деталь и сборочная единица соплового аппарата турбины высокого давления

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2020117953A RU2746196C1 (ru) 2020-06-01 2020-06-01 Деталь и сборочная единица соплового аппарата турбины высокого давления

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2746196C1 true RU2746196C1 (ru) 2021-04-08

Family

ID=75353512

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2020117953A RU2746196C1 (ru) 2020-06-01 2020-06-01 Деталь и сборочная единица соплового аппарата турбины высокого давления

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2746196C1 (ru)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101356302A (zh) * 2006-01-09 2009-01-28 西门子公司 含两个烧绿石相的层体系
RU2392349C2 (ru) * 2005-11-24 2010-06-20 Сименс Акциенгезелльшафт Покрытие для детали из жаропрочного сплава на основе железа, или никеля, или кобальта
US8114800B2 (en) * 2007-05-07 2012-02-14 Siemens Aktiengesellschaft Ceramic powder, ceramic layer and layer system having gadolinium/mixed crystal pyrochlore phases and oxides
RU2518850C2 (ru) * 2009-12-29 2014-06-10 Сименс Акциенгезелльшафт Нано- и микроструктурное керамическое термобарьерное покрытие
EA031995B1 (ru) * 2017-04-05 2019-03-29 Белорусский Национальный Технический Университет Способ нанесения газотермического покрытия

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2392349C2 (ru) * 2005-11-24 2010-06-20 Сименс Акциенгезелльшафт Покрытие для детали из жаропрочного сплава на основе железа, или никеля, или кобальта
CN101356302A (zh) * 2006-01-09 2009-01-28 西门子公司 含两个烧绿石相的层体系
US8114800B2 (en) * 2007-05-07 2012-02-14 Siemens Aktiengesellschaft Ceramic powder, ceramic layer and layer system having gadolinium/mixed crystal pyrochlore phases and oxides
RU2518850C2 (ru) * 2009-12-29 2014-06-10 Сименс Акциенгезелльшафт Нано- и микроструктурное керамическое термобарьерное покрытие
EA031995B1 (ru) * 2017-04-05 2019-03-29 Белорусский Национальный Технический Университет Способ нанесения газотермического покрытия

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5914189A (en) Protected thermal barrier coating composite with multiple coatings
US6261643B1 (en) Protected thermal barrier coating composite with multiple coatings
EP2194164B1 (en) Multilayer thermal barrier coatings
JP5506391B2 (ja) 遮熱コーティングシステム
US7374825B2 (en) Protection of thermal barrier coating by an impermeable barrier coating
US5871820A (en) Protection of thermal barrier coating with an impermeable barrier coating
US5851678A (en) Composite thermal barrier coating with impermeable coating
EP1640477B2 (en) High temperature component with thermal barrier coating and gas turbine using the same
US9194242B2 (en) Thermal barrier coatings including CMAS-resistant thermal barrier coating layers
US5981088A (en) Thermal barrier coating system
EP1806435A2 (en) Layered thermal barrier coatings containing lanthanide series oxides for improved resistance to CMAS degradation
EP2189504A1 (en) Reinforced oxide coatings
US20140017477A1 (en) Thermal Barrier Coating with Lower Thermal Conductivity
JP2002522646A (ja) 多層断熱被膜システム
US20120159952A1 (en) Gas turbine component having thermal barrier coating and a gas turbine using the component
US10221703B2 (en) Articles having damage-tolerant thermal barrier coating
Lee Protective coatings for gas turbines
US11473432B2 (en) Anti-CMAS coating with enhanced efficiency
US20150247245A1 (en) Protective coating systems for gas turbine engine applications and methods for fabricating the same
JP2011167994A (ja) 遮熱コーティングを有する耐熱部材と、それを用いたガスタービン用部品
WO1996031687A1 (en) Method and composite for protection of thermal barrier coating with an impermeable barrier coating
JP2021191899A (ja) 基材上に高温保護層を接合するための付着促進層、並びにそれの製造方法
US20210222626A1 (en) Functionally graded sandphobic blended composite coatings
RU2746196C1 (ru) Деталь и сборочная единица соплового аппарата турбины высокого давления
RU2260071C1 (ru) Способ нанесения теплозащитного эрозионно стойкого покрытия