Деталь с покрытием для газотурбинного двигателя и способ её изготовления

Настоящее изобретение относится к области защитных покрытий для теплоизоляции деталей авиационных или наземных газотурбинных двигателей, работающих в условиях высоких температур. Предложенная деталь (20) с покрытием для газотурбинного двигателя содержит подложку (21) и, по меньшей мере, один защитный от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) слой (22) на подложке (21). Слой (22) содержит первую фазу (220) из защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала, способного образовывать фазу типа апатит или анортит в присутствии алюмосиликатов кальция и магния (CMAS), и вторую фазу (221), содержащую частицы, по меньшей мере, одного силиката редкоземельного элемента RE^а, диспергированные в первой фазе. Изобретение позволяет продлить срок службы защитного анти-CMAS слоя, образованного на поверхности детали газотурбинного двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится в целом к области защитных покрытий для теплоизоляции деталей, таких, как детали на горячих участках авиационных или наземных газотурбинных двигателей, работающих в условиях высоких температур.

В целях повышения КПД газотурбинных двигателей, в частности, турбин высокого давления (ТиHP) в наземных стационарных системах или для обеспечения тяги воздушных судов рассматривается возможность применения всё возрастающих температур. В таких условиях используемые материалы, такие, как металлические сплавы или композитные материалы с керамической матрицей (СМС), нуждаются в защите, преимущественно для поддержания достаточно низкой температуры на поверхности, гарантирующей её функциональную целостность и ограничивающую её окисление/коррозию под действием окружающей атмосферы.

Защитные меры, такие, как «тепловой барьер» (ВТ) или «барьер от воздействия окружающей среды» (EBC: Environmental Barrier Coating (барьерное покрытие от окружающей среды)), представлены сложными многослойными стопками покрытий, образованными подслоем для защиты от окисления/коррозии, нанесённым на поверхность основного материала (металлического сплава или композитного материала) подложки, который в свою очередь имеет керамическое покрытие, начальное назначение которого состоит в ограничении температуры на поверхности имеющих покрытие компонентов. Для обеспечения защиты от окисления/коррозии и для повышения адгезии керамического покрытия, подслой может быть предварительно подвергнут окислению для формирования на его поверхности плотного глинозёмного слоя, называемого “Thermally Growth Oxyde (TGO) - тепловое образование оксида), в случае создания тепловых барьеров. Такие защитные системы описаны, в частности, в источниках D.R. Clarke, M. Oechsner, N.P. Padture “Thermal-barrier coatings for more efficient gas-turbine engines” (Покрытия в виде теплового барьера для повышения эффективности газотурбинных двигателей), MRS Bulletin, 37, 2012, стр. 892-898, и D. Zhu, R.A. Miller, “Thermal and Environmental Barrier Coatings for Advanced Propulsion Engine Systems” (Барьерное покрытие для защиты от тепла и окружающей среды), NASA Technical Memorandum, 213129, 2004.

Долговечность таких систем (BT и EBC) определяется стойкостью стопки покрытий против циклического нагрева, с одной стороны, и стойкостью наружного слоя против агрессивных факторов окружающей среды (эрозия, вызываемая твёрдыми частицами, химической стойкости, коррозия и т.д.), с другой стороны.

В частности, такие системы очень быстро приходят в негодность, когда они находятся в среде, обильной частицами из песка или вулканического пепла (обильной неорганическими соединениями, подобными кремнезёму), которую обычно обозначают общим понятием CMAS (оксиды кальция, магния, алюминия и кремния). Инфильтрация оксидов CMAS в расплавленном состоянии в тепловой барьер или в барьер от окружающей среды сопровождается, как правило, разрушением, вызываемым:

- повышением жёсткости инфильтрированного слоя, приводящим к механическому разрушении (расслоению),

- дестабилизацией вследствие химического разложения теплового барьера и образованием рекристаллизованных продуктов, обладающих разными механическими свойствами и/или объёмами.

Для решения этой проблемы были разработаны составы, так называемые «анти-CMAS», причём эти составы позволяют образовывать непроницаемый барьерный слой вследствие химической реакции со CMAS, как описано, в частности, в источнике C.G. Levi, J.W. Hutchinson, M.-H. Vidal-Sétif, C.A. Johnson, “Environmental degradation of thermal barrier coatings by molten deposits” (Вызванное окружающей средой разрушение покрытий теплового барьера после нанесения расплавленных слоёв), МRS Bulletin, 37, 2012, стр. 932-941.

Применяемые защитные «анти-CMAS» составы могут растворяться в этих оксидах, образуя плотную защитную фазу с точкой плавления, превышающей точку плавления CMAS. Применительно к группе цирконатов редких земель называемые анти-CMAS материалы являются весьма перспективными и такое растворение ведёт к образованию апатитовой фазы типа Ca₂RE₈(SiO₄)O₂ (RE - редкоземельный элемент), вызывающей блокирование, но также ведет к образованию «паразитных» или вторичных фаз типа частично стабилизированного двуоксида циркония (в большинстве случаев в виде флюорита), шпинелей, и даже силикатов редких земель, описанных, в частности, в документах S. Krämer, J. Zang, C.G. Levi “Infiltration-inhibiting reaction of gadolinium zirconate thermal barrier coatings with CMAS melts“, Journal of the American Ceramic Society, 91, 2008, стр. 575-683, и H. Wang, “Reaction mechanism of CaO-MgO-Al₂O₃-SiO₂ (CMAS) on lanthanide zirconia thermal barrier coatings”, PHD Thesis, Auburn University, USA, 2016. Однако такие вторичные фазы обладают объёмами и/или термомеханическими или механическими свойствами, которые могут снизить положительный эффект защитных от оксидов CMAS материалов.

Таким образом, существует необходимость в создании детали газотурбинного двигателя, содержащей защитное анти-CMAS покрытие, которое позволит расположить зону реакции со CMAS вблизи поверхности защитного слоя и ограничить образование вторичных фаз.

Раскрытие изобретения

Основной целью настоящего изобретения является увеличение реакционной способности или кинетики реакции анти-CMAS слоя путём образования слоя или фазы, блокирующей жидкие загрязнители для ограничения их проникания вглубь покрытия, путем создания детали с покрытием для газотурбинного двигателя, содержащей подложку и, по меньшей мере, один защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой на этой подложке, при этом слой содержит первую фазу защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала, способного образовывать фазу типа апатита или анортита в присутствии алюмосиликатов кальция и магния CMAS, и вторую фазу, содержащую частицы, по меньшей мере, одного силиката редкоземельного элемента RE^а, диспергированные в первой фазе.

Добавка фазы из силикатов редкоземельного элемента в диспергированном виде в первую фазу или в фазу матрицы анти-CMAS слоя позволяет увеличить реакционную способность этого слоя для ограничения глубины капиллярного проникания жидких CMAS в поры и/или сетку вертикальных трещин в слое. Действительно силикаты редкоземельного элемента являются предшественниками защитной апатитовой фазы. Следовательно, вторая фаза образует в данном случае «активирующую» фазу защитной апатитовой фазы. Соответственно, достигаемый при этом срок службы анти-CMAS слоя возрастает по сравнению со сроком службы защитного слоя без добавки этой второй фазы. Кроме того включение частиц силиката редкоземельного элемента в исходный материал анти-CMAS слоя позволяет в процессе формирования блокирующей фазы ограничить образование вторичных фаз с механическими свойствами, ограничивающими защитный эффект слоя.

Согласно частному аспекту изобретения силикат редкоземельного элемента, использованный для второй фазы защитного слоя, представляет собой моносиликат редкоземельного элемента RE^а₂SiO₅ или дисиликат редкоземельного элемента RE^а₂Si₂O₇, где: RE^a выбирают из: Y (иттрия), La (лантана), Ce (церия), Pr (празеодима), Nd (неодима), Pm (прометея), Sm (самария), Eu (европия), Gd (гадолиния), Tb (тербия), Dy (диспрозия), Нo (гольмия), Er (эрбия), Tm (тулия), Yb (иттербия), Lu (лютеция).

Согласно другому частному аспекту изобретения частицы силиката редкоземельного элемента RE^a, диспергированные в анти-CMAS слое, имеют средний размер, составляющий от 5 нм до 50 мкм, предпочтительно от 5 нм до 1 мкм.

Согласно еще одному частному аспекту изобретения анти-CMAS слой содержит частицы силиката редкоземельного элемента в количестве от 1 до 80 об.%.

Согласно другому частному аспекту изобретения содержание в объёмных процентах частиц из керамики на основе силиката редкоземельного элемента RE^a, присутствующих в анти-CMAS слое, изменяется по толщине защитного слоя, причем содержание в объёмных процентах частиц из керамики на основе силиката редкоземельного элемента RE^a постепенно возрастает на участке между первой зоной слоя, расположенной вблизи подложки слоя и второй зоной этого слоя, удалённой от первой зоны.

Согласно другому частному аспекту изобретения анти-CMAS слой имеет толщину от 1 до 1000 мкм.

Согласно еще частному аспекту изобретения защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материал первой фазы, способной образовывать фазы типа апатит или анортит, соответствует одному из следующих материалов или смеси из нескольких следующих материалов: цирконаты редкоземельного элемента RE^b₂Zr₂O₇, где: RE^b означает Y (иттрий), La (лантан), Ce (церий), Pr (празеодим), Nd (неодим), Pm (прометий), Sm (самарий), Eu (европий), Gd (гадолиний), Tb (тербий), Dy (диспрозий), Нo (гольмий), Er (эрбий), Tm (тулий), Yb (иттербий), Lu (лютеций), полностью стабилизированные двуоксиды циркония, фазы дельта A₄ B₃O₁₂, где А означает Y → Lu и В означает Zr, Hf, композиты Y₂O₃ с ZrO₂, гранаты из иттрия и алюминия (YAG), композиты YSZ-Al₂O₃ или YSZ-Al₂O₃-TiO₂.

Согласно другому частному варианту изобретения слой теплового барьера расположен между подложкой и защитным от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слоем.

Согласно еще одному частному варианту изобретения подложка выполнена из суперсплава на основе никеля или кобальта и содержит на своей поверхности алюминообразованный связывающий слой.

Также объектом изобретения является способ изготовления детали газотурбинного двигателя согласно изобретению, включающий в себя, по меньшей мере, один этап формирования защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слоя непосредственно на подложке или на расположенном на подложке слое теплового барьера, при этом этап формирования проводят с помощью одного из следующих способов:

- плазменное напыление суспензии, содержащей порошок или предшественник защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала и порошок или предшественник силиката редкоземельного элемента RE или любой комбинации этих элементов,

- напыление высокоскоростным пламенем суспензии, содержащей порошок или предшественник защитного от алюмосиликатов кальции и магния CMAS материала и порошок или предшественник силиката редкоземельного элемента RE или любой комбинации этих элементов,

- плазменное напыление при атмосферном давлении порошка из защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала в сочетании с плазменным напылением суспензии или напылением высокоскоростным пламенем раствора, содержащего предшественник керамики на основе силиката редкоземельного элемента RE или суспензии порошка из керамики на основе силиката редкоземельного элемента RE.

Краткое описание чертежей

Другие признаки и преимущества данного изобретения изложены в приводимом ниже описании со ссылкой на приложенные чертежи, на которых представлены не ограничивающие примеры осуществления изобретения.

При этом на чертежах изображено:

фиг. 1А, 1В - инфильтрация жидких загрязнителей в защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой согласно уровню техники,

фиг. 2А, 2В - инфильтрация жидких загрязнителей в защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой согласно изобретению,

фиг. 3 - первый пример применения способа изготовления детали газотурбинного двигателя согласно изобретению,

фиг. 4 - второй пример применения способа изготовления детали газотурбинного двигателя согласно изобретению,

фиг. 5 - третий пример применения способа изготовления детали газотурбинного двигателя согласно изобретению,

фиг. 6 - четвёртый пример применения способа изготовления детали газотурбинного двигателя согласно изобретению.

Подробное описание изобретения

Изобретение применимо в целом для любой детали газотурбинного двигателя, имеющей защитный слой, содержащий фазу из защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала. Под выражением «защитный от оксидов CMAS материал» подразумеваются любые материалы, позволяющие предупредить или уменьшить инфильтрацию расплавленных CMAS в защитный слой, в частности, путём образования, по меньшей мере, одной фазы из апатита или анортита.

В качестве не ограничивающих примеров можно указать, что защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материал, способный образовывать фазы типа апатит или анортит, соответствует одному из следующих материалов или смеси из нескольких следующих материалов:

- цирконаты редкоземельного элемента RE^b₂Zr₂O₇, где RE^b означает Y (иттрий), La (лантан), Ce (церий), Pr (празеодим), Nd (неодим), Pm (прометий), Sm (самарий), Eu (европий), Gd (гадолиний), Tb (тербий), Dy (диспрозий), Но (гольмий), Er (эрбий), Tm (тулий), Yb (иттербий), Lu (лютеций),

- полностью стабилизированные диоксиды циркония, фазы дельта А₄В₃О₁₂, где: А означает любой элемент, выбранный из: Y, La, Ce, Pr, Nd, Pm, Sm, Eu, Gd, Tb, Dy, Ho, Er, Tm, Yb, Lu; В означает Zr, Hf,

- композитные материалы, содержащие Y₂O₃ с ZrO₂,

- гранаты иттрия и алюминия (YAG),

- композитные материалы YSZ-Al₂O₃ или YSZ-Al₂O₃-TiO₂.

В частности, в изобретении применяют цирконаты редкоземельного элемента RE^b₂Zr₂O₇, где: RE^b означает Y (иттрий), La (лантан), Nd (неодим), Sm (самарий), Gd (гадолиний), Dy (диспрозий), Yb (иттербий), Lu (лютеций), фазы дельта, где А означает иттрий, диспрозий или иттербий и композит Y₂O₃-ZrO₂.

Согласно изобретению к этой первой фазе, образованной матрицей анти-CMAS слоя, добавляют вторую фазу в виде частиц, по меньшей мере, одного силиката редкоземельного элемента, диспергированных в защитном слое, матрица которого образована первой фазой.

Авторами изобретения было установлено, что моносиликаты или дисиликаты редкоземельного элемента способны реагировать в присутствии CMAS и образовывать апатитовую блокирующую фазу, которая позволяет ограничить глубину проникания жидких CMAS в защитный слой, без растворения в жидком стекле. Следовательно, авторы изобретения определили, что добавка моносиликатов и/или дисиликатов редкоземельного элемента в анти-CMAS материал создаёт «активирующую фазу» для образования апатитовых фаз. За счет усиления реакционной способности анти-CMAS материала по отношению к распределённым в этом материале наполнителям становится возможным формировать фазы, блокирующие, жидкие CMAS, путём применения разных механизмов, вызывающих реакцию, при этом образование блокирующих фаз происходит независимо между защитным от CMAS материалом первой фазы и частицами силиката редкоземельного элемента второй фазы. Таким образом, ограничивается инфильтрация жидких CMAS внутрь материала. Следовательно, путём снижения глубины инфильтрации CMAS в защитный слой ограничиваются изменения термомеханических или объёмных свойств, происходящих вследствие образования блокирующих фаз, а также вторичных фаз, образующихся при растворении анти-CMAS материала. При этом также снижаются механические напряжения в центральной части защитного слоя, что позволяет удлинить срок защитной функции при применении.

Частицы, диспергированные в матрице или первой фазе анти-CMAS слоя, могут состоять, в частности, из моносиликатов редкоземельного элемента RE^a₂SiO₅ или дисиликатов редкоземельного элемента RE^f₂Si₂O₇, где: RE^a выбирают из: Y (иттрия), La (лантана), Ce (церия), Pr (празеодима), Nd (неодима), Pm (прометея), Sm (самария), Eu (европия), Gd (гадолиния), Tb (тербия), Dy (диспрозия), Нo (гольмия), Er (эрбия), Tm (тулия), Yb (иттербия), Lu (лютеция). Более предпочтительно редкоземельный элемент RE^a для моносиликата редкоземельного элемента RE^a₂SiO₅ или для дисиликата редкоземельного элемента RE^a₂Si₂O₇ выбирают из La, Gd, Dy, Yb, Y, Sm, Nd.

Вторая «активирующая» фаза для образования апатитовых фаз, присутствующая в виде диспергированных в защитном от CMAS слое частиц, может быть получена из порошков, суспензий, раствора предшественников или сочетания этих разных форм.

Диспергированные в первой фазе частицы силиката редкоземельного элемента RE^a имеют предпочтительно средний размер от 5 нм до 50 мкм, предпочтительно от 5 нм до 1 мкм. В данном описании выражение «от … до …» следует понимать как включающее предельные значения.

В защитном слое содержатся частицы силиката редкоземельного элемента в количестве от 1 до 80 об.%, предпочтительно от 1 до 30 об.%.

Защитный слой содержит частицы из силиката редкоземельного элемента, количество которых может составлять от 1 до 80 об.%, предпочтительно от 1 до 30 об.%.

Защитный слой может иметь градиент состава, при котором содержание в объёмных процентах первой фазы из анти-CMAS материала и второй фазы из частиц силиката редкоземельного элемента изменяется в зависимости от толщины защитного слоя. Точнее говоря, содержание в объёмных процентах частиц из керамики на основе силиката редкоземельного элемента RE^а, присутствующих в защитном от CMAS слое, может меняться по толщине защитного слоя, при этом содержание в объёмных процентах частиц из керамики на основе силиката редкоземельного элемента RE^a постепенно увеличивается на участке между первой зоной слоя, соседней с подложкой, и второй зоной этого слоя, удалённой от первой зоны. Введение такого градиента содержания частиц силиката редкоземельного элемента RE^a в защитном слое способствует повышению реакционной способности и направленному против CMAS эффекту вблизи верхней поверхности защитного слоя вследствие большой концентрации силиката редкоземельного элемента в данном месте защитного слоя при полном сохранении термомеханической прочности системы за счёт меньшей концентрации силиката редкоземельного элемента в защитном слое вблизи подложки. Действительно силикат редкоземельного элемента обладает низким коэффициентом теплового расширения, который может уменьшить стойкость защитного слоя вблизи подложки, так как различие коэффициентов теплового расширения силиката редкоземельного элемента и материала подложки являются значительным.

Предпочтительно защитный слой имеет пористую структуру, что обеспечивает ему хорошие теплоизоляционные свойства. Также защитный слой может иметь вертикальные трещины, присутствующие изначально в слое или образующиеся в ходе применения, которые придают слою повышенную способность к деформации и, следовательно, обеспечивают ему более длительный срок службы. Пористую и растрескивавшуюся (изначально или в процессе эксплуатации) микроструктуру защитного слоя в принципе получают путём контроля за способом формирования (осаждения) слоя, как это хорошо известно само по себе.

Благодаря присутствию второй «активирующей» фазы в защитном слое, позволяющей образовывать блокирующие фазы для жидких CMAS вблизи поверхности слоя, такие поры и трещины более не создают путей инфильтрации для расплавленных CMAS, как это имеет место в уровне техники. Таким образом, сохраняется эффективность анти-CMAS материала, образующего первую фазу.

На фиг. 1А, 1В, 2А и 2В показаны эффекты, производимые защитным от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слоем согласно изобретению, а именно, композитным защитным слоем, содержащим описанные выше первую и вторую фазы, и защитным от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слоем согласно уровню техники. Точнее говоря, на фиг. 1А показана деталь 10, образованная подложкой 11 из суперсплава АМ1 на основе никеля типа с покрытием в виде анти-CMAS слоя 12 согласно уровню техники, состоящего из Gd₂Zr₂O₇, при этом деталь находится в присутствии CMAS 13, на фиг. 1В показана деталь 10 при воздействии на неё высоких температур, вызывающих плавление CMAS 13 и их инфильтрацию в виде жидких загрязнителей типа CMAS 14 в защитный слой 12.

На фиг. 2А показана деталь 20, состоящая из подложки 21 из суперсплава АМ1 на основе никеля типа и имеющая покрытие в виде анти-CMAS слоя 22 согласно изобретению, при этом слой 22 содержит первую фазу 220, состоящую из Gd₂Zr₂O₇, и вторую фазу 221, диспергированную в слое 22 и состоящую из Gd₂Zr₂O₇, причём деталь находится в присутствии оксидов CMAS 23, при этом на фиг. 2В изображена деталь 20 в момент воздействия на неё высоких температур, вызывающих плавление CMAS 23 и их инфильтрацию в виде жидких загрязнителей типа CMAS 24 в защитный слой 22.

В случае с защитным слоем согласно уровню техники, таким, как показанный на фиг. 1В, жидкие загрязнители типа CMAS 14 инфильтрируются глубоко в защитный слой 12 до того, как будет образована блокирующая апатитовая фаза 15, образуя дополнительно в этой зоне вторичные фазы 16, такие, как флюориты Zr(Gd,Ca)O_x, в значительном количестве, что вызывает появление трещин 17 на подстилающем участке защитного слоя 12.

Иная ситуация в случае с защитным слоем согласно изобретению, таким, как изображённый на фиг. 2В, здесь глубина инфильтрации жидких загрязнителей типа CMAS 24 в защитный слой 22 ограничена быстрым образованием блокирующих апатитовых фаз 25 и 26 типа Ca₂Gd₈(SiO₄)₆O₂, что обеспечивает удержание жидких загрязнителей типа CMAS 24 вблизи поверхности защитного слоя 24. Кроме того, если вторичные фазы 27 (такие, как, например, флюориты Zr(Gd,Ca)O_х) появятся на участке апатитовых фаз 25, 26, то они будут присутствовать в значительно меньшем количестве, чем в защитном слое согласно уровню техники, и не вызовут появления трещин на подстилающем участке защитного слоя 22.

Защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой согласно изобретению имеет толщину от 1 до 1000 мкм, предпочтительно от 5 до 200 мкм.

Подложка детали газотурбинного двигателя, являющейся объектом изобретения, может быть выполнена, в частности, из суперсплава на основе никеля или кобальта. В таком случае подложка может содержать дополнительно на своей поверхности алюминообразованный связующий слой. В качестве примера алюминообразованный связующий слой может содержать сплавы типа MCrAlY (где М означает Ni, Co, Ni и Co), алюминиды никеля типа β-NiAl (модифицированные или не модифицированные посредством Pt, Hf, Zr, Y, Si или комбинациями этих элементов), алюминиды сплавов γ-Ni- γ’-Ni₃Al (модифицированные или не модифицированные посредством Pt, Cr, Hf, Zr, Y, Si или комбинацией этих элементов), фазы МАХ (M_n+1AX_n(n = 1, 2, 3), где М означает Sc, Y, La, Mn, Re, W, Hf, Zr, Ti; А означает группы IIIA, IVA, VA, VIA; Х означает C, N или любой другой подходящий связующий подслой, а также их смеси. Подложка может быть также выполнена из суперсплавов AM1, MC-NG, CMSX4 и производных или Рёне и производных.

Связующий слой защищает подложку от коррозии и окисления, обеспечивая при этом хорошее механическое и/или химическое сцепление между подложкой и перекрывающим слоем, соответствующим, в частности, защитному от CMAS слою согласно изобретению или слою теплового барьера.

Связующие слои могут быть образованы и нанесены, в частности, физическим осаждением паров (PVD), плазменным напылением при атмосферном давлении (APS), напылением высокоскоростным пламенем (HVOF), плазменным напылением при низком давлении (LPPS) или производными способами, плазменным напылением в атмосфере инертного газа (IPS), химическим осаждением из паровой фазы (CVD), алитированием из паровой фазе Сенекма (APVS), мгновенным спеканием (Spark Plasma Sintering), электролитическим осаждением, а также любым другим способом осаждения и соответствующего формообразования.

Применяемая в изобретении подложка имеет форму, соответствующую изготавливаемой детали газотурбинного двигателя. Детали газотурбинного двигателя с защитным слоем согласно изобретению могут быть подвижными лопатками, распределителями, кольцами турбины высокого давления и стенками камеры сгорания, но не ограничены этим.

Композитный защитный слой от алюмосиликатов кальция и магния слой, т.е. содержащий первую и вторую фазы, охарактеризованные выше, может быть нанесён непосредственно на подложку детали газотурбинного двигателя. В этом случае защитный слой согласно изобретению образует тепловой барьер для подложки.

Согласно варианту выполнения слой теплового барьера может располагаться между подложкой и композитным защитным слоем согласно изобретению или между алюминообразованным связующим слоем и композитным защитным слоем согласно изобретению, причём последний служит в данном случае функциональным слоем на поверхности слоя теплового барьера, обеспечивающего или не обеспечивающего защиту от жидких загрязнителей при высокой температуре типа алюмосиликатов кальция и магния CMAS. В качестве не ограничивающего примера слой теплового барьера может быть выполнен из содержащего иттрий диоксида циркония с содержанием Y₂O₃ от 7 до 8% по массе. Слой теплового барьера, на который нанесён композитный защитный слой согласно изобретению, может иметь микроструктуру, являющуюся однородной, однородной и пористой, содержащую вертикальные микротрещины, содержащую вертикальные микротрещины и поры, колончатой, колончатой и пористой, а также иметь архитектуру, содержащую эти разные микроструктуры.

Слой теплового барьера может быть образован и нанесён, в частности, осаждением из паровой фазы с помощью электронного пучка (EB-PVD), плазменным напылением при атмосферном давлении (APS), напылением высокоскоростным пламенем (HVOF), посредством золя-геля, плазменным напылением суспензий (SPS), плазменным напылением растворов предшественников (SPPS), напылением суспензии в высокоскоростном пламени (HVSFS) или любым другим подходящим способом.

Защитный композитный слой согласно изобретению может быть образован и нанесён одним из следующих способов:

- плазменным напылением при атмосферном давлении (APS),

- напылением высокоскоростным пламенем (HVOF),

- плазменным напылением суспензий (SPS),

- плазменным напылением растворов предшественников (SPPS),

- напылением суспензии в высокоскоростном пламени (HVSFS) (известное также под названием Suspension-HVOF).

Пример 1

Как показано на фиг. 3, способ изготовления детали 30 газотурбинного двигателя согласно изобретению был применён на подложке 31 из суперсплава на основе никеля типа АМ1, на которую нанесли композитный защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой 32 способом плазменного напыления суспензии, при этом защитный слой 32 содержал согласно изобретению первую фазу из Gd₂Zr₂O₇ в качестве защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала и вторую фазу из Y₂Si₂O₇ в виде частиц, диспергированных в защитном слое 32 в качестве активирующей фазы защитных апатитовых фаз.

В этом примере применяли раствор 40, содержавший порошок из анти-CMAS материала в виде суспензии 42, в данном случае Gd₂Zr₂O₇, и жидкие предшественники активирующей фазы 41, в данном случае Y₂Si₂O₇, в объёмных количествах, необходимых для образования защитного слоя 32. Раствор 40 впрыскивали через тот же инжектор 42, что и суспензию, в центральную часть плазменной струи 44, образованной плазменной горелкой 43, обеспечивающей возможность термокинетической обработки раствора 40. В данном примере предшественниками фазы Y₂Si₂O₇ могут быть нитрат иттрия Y(NO₃) и тетраэтилортосиликат Si(OC₂H₅)₄, растворённый в этаноле. Таким образом, получили защитный слой 32, содержавший первую фазу из Gd₂Zr₂O₇ в качестве защитного от CMAS материала, образовавшую матрицу слоя 32, и вторую фазу из Y₂Si₂O₇ в качестве активатора защитных апатитовых фаз в виде тонко диспергированных в матрице слоя 32 частиц.

Примером не исключается возможность применения других защитных от CMAS материалов, а также других силикатных материалов. Также примером не исключается применение раствора предшественников для получения защитной от CMAS фазы и/или порошков в виде суспензий для получения силикатной фазы. Также возможно нанесение композитного покрытия без применения плазменной горелки, а с помощью устройства для напыления высокоскоростным пламенем (HVOF).

Пример 2

Как показано на фиг. 4, способ изготовления детали 50 газотурбинного двигателя согласно изобретению был применён на подложке 51 из суперсплава на основе никеля типа АМ1, на которую нанесли композитный защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой 52 плазменным напылением суспензии, при этом защитный слой 52 содержал, согласно изобретению, первую фазу из Gd₂Zr₂O₇ в качестве защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала и вторую фазу из Gd₂Zr₂O₇ в виде диспергированных в защитном слое 52 частиц в качестве активирующей фазы защитных апатитовых фаз.

В этом примере применяли первый раствор 61, содержавший порошок из анти-CMAS материала в виде суспензии 610, в данном случае Gd₂Zr₂O₇, и второй раствор 62, содержавший жидкие предшественники активирующей фазы 620, в данном случае Y₂Si₂O₇, в объёмных количествах, необходимых для образования защитного слоя 52. Оба раствора 61 и 62 впрыскивали через тот же инжектор 63, что и суспензию, в центральную часть плазменной струи 64, образованной плазменной горелкой 65, что обеспечивало термокинетическую обработку растворов 61 и 62. В этом примере предшественниками фазы Y₂Si₂O₇ могут быть нитрат иттрия Y(NO₃)₃ и тетраэтилортосиликат Si(OC₂H₅)₄, растворённый в этаноле. Примером не исключается возможность использования других защитных от СМАS материалов и других силикатных материалов. Таким образом, получили защитный слой 32, содержащий первую фазу из Gd₂Zr₂O₇ в качестве анти-CMAS материала и образующую матрицу слоя 32, и вторую фазу из Y₂Si₂O₇ в качестве активатора защитных апатитовых фаз в виде тонко диспергированных в матрице слоя 32 частиц.

Примером не исключается также применение раствора предшественников для получения защитной от CMAS фазы и/или порошков в виде суспензии для получения силикатной фазы. Также возможно нанесение композитного покрытия без применения плазменной горелки, а с помощью устройства для напыления высокоскоростным пламенем (HVOF).

Пример 3

Как показано на фиг. 5, способ изготовления детали 70 газотурбинного двигателя согласно изобретению применяли на подложке 71 из суперсплава на основе никеля типа АМ1, на которую нанесли композитный защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой 72 способом плазменного напыления суспензий (SPS), при этом защитный слой 72 содержал, согласно изобретению, первую фазу из Gd₂Zr₂O₇ в качестве защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала и вторую фазу из Y₂Si₂O₇ в виде частиц, диспергированных в защитном слое 72 в качестве активирующей фазы защитных апатитовых фаз.

В этом примере применили первый раствор 81, содержавший порошок из анти-CMAS материала в виде суспензии 810, здесь это - Gd₂Zr₂O₇, и второй раствор 82, содержавший жидкие предшественники активирующей фазы 820 в виде суспензии 820, в данном случае Y₂Si₂O₇, в объёмных количествах, необходимых для образования защитного слоя 72. Растворы 81 и 82 впрыскивали соответственно через первый и второй специальные инжекторы 83, 84 для суспензии в центральную часть плазменной струи 85, образованной плазменной горелкой 86, что позволяло проводить термокинетическую обработку растворов 81, 82. В этом примере предшественниками фазы Y₂Si₂O₇ могут служить нитрат иттрия Y(NO₃)₃ и тетраэтилортосиликат Si(OC₂H₅)₄, растворённый в этаноле. Таким образом, получили защитный слой 32, содержащий первую фазу из Gd₂Zr₂O₇ в качестве анти-CMAS материала и образующую матрицу слоя 32, и вторую фазу из Y₂Si₂O₇ в качестве активатора защитных апатитовых фаз в виде тонко диспергированных в матрице слоя 32 частиц.

Примером не исключается возможность применения других защитных от оксидов CMAS материалов и других силикатных материалов. Пример не исключает также применение раствора предшественников для получения защитной от CMAS фазы и/или порошков в виде суспензии для получения силикатной фазы. Также возможно нанесение композитного покрытия без применения плазменной горелки, а с помощью устройства для напыления высокоскоростным пламенем (HVOF).

Пример 4

Как показано на фиг. 6, способ изготовления детали 90 газотурбинного двигателя согласно изобретению применяли на подложке 91 из суперсплава на основе никеля типа АМ1, на которую нанесли композитный защитный от алюмосиликатов кальция и магния CMAS слой 92 гибридным способом плазменного напыления суспензий (SPS) и плазменного напыления при атмосферном давлении (APS), при этом защитный слой 92 содержал согласно изобретению первую фазу из Gd₂Zr₂O₇ в качестве защитного от алюмосиликатов кальция и магния CMAS материала и вторую фазу из Y₂Si₂O₇ в виде частиц, диспергированных в защитном слое 92, в качестве активирующей фазы защитных апатитовых фаз.

В этом примере применили порошок 110 из частиц 111 анти-CMAS материала, в данном случае из Gd₂Zr₂O₇, и раствор 120, содержавший жидкие предшественники активирующей фазы 121, в данном случае Y₂Si₂O₇, в объёмных количествах, необходимых для образования защитного слоя 92. Для порошка 110 был применён способ плазменного напыления при атмосферном давлении (APS), при котором порошок 110 нагнетали через первый специальный инжектор 101 в центральную часть плазменной струи 103, образованной плазменной горелкой 104, что обеспечивало термокинетическую обработку порошка 110. Для раствора 120 применили способ плазменного напыления суспензий (SPS), при котором раствор 120 впрыскивали через второй специальный инжектор 102 для суспензии в центральную часть плазменной струи 103, образованной плазменной горелкой 104, что позволило проводить термокинетическую обработку порошка 121. В этом примере предшественниками фазы Y₂Si₂O₇ могут быть нитрат иттрия Y(NO₃)₃ и тетраэтилортосиликат Si(OC₂H₅)₄, растворённый в этаноле. Таким образом, получили защитный слой 32, содержащий первую фазу из Gd₂Zr₂O₇ в качестве анти-CMAS материала и образующую матрицу слоя 32, и вторую фазу из Y₂Si₂O₇ в качестве активатора защитных апатитовых фаз в виде тонко диспергированных в матрице слоя 32 частиц.

Примером не исключается возможность использования других защитных от CMAS материалов и других силикатных материалов. Пример не исключает также применение раствора предшественников для получения защитной от CMAS фазы и/или порошков в виде суспензии для получения силикатной фазы. Также возможно нанесение композитного покрытия без применения плазменной горелки, а с помощью устройства для напыления высокоскоростным пламенем (HVOF).

1. Деталь с покрытием для газотурбинного двигателя, содержащая подложку и, по меньшей мере, один защитный от алюмосиликатов кальция и магния (СМAS) слой на этой подложке, при этом защитный слой содержит первую фазу из защитного от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) материала, способного образовывать фазу типа апатит или анортит в присутствии алюмосиликатов кальция и магния (CMAS), и вторую фазу, содержащую частицы, по меньшей мере, одного силиката редкоземельного элемента RE^a, диспергированные в первой фазе, при этом защитный от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) материал первой фазы, способный образовывать фазы типа апатит или анортит, представляет собой один из следующих материалов или их любые смеси: цирконаты редкоземельного элемента RE^b₂Zr₂O₇, где RE^b означает Y (иттрий), La (лантан), Ce (церий), Pr (празеодим), Nd (неодим), Pm (прометий), Sm (самарий), Eu (европий), Gd (гадолиний), Tb (тербий), Dy (диспрозий), Нo (гольмий), Er (эрбий), Tm (тулий), Yb (иттербий), Lu (лютеций), полностью стабилизированные диоксиды циркония, фазы дельта A₄B₃O₁₂, где А означает Y → Lu и В означает Zr, Hf, композиты Y₂O₃ с ZrO₂, Al₂O₃, гранаты из иттрия и алюминия (YAG), композиты YSZ-Al₂O₃ или YSZ-Al₂O₃-TiO₂.

2. Деталь по п. 1, в которой по меньшей мере, один указанный силикат редкоземельного элемента представляет собой моносиликат редкоземельного элемента RE^a₂SiO₅ или дисиликат редкоземельного элемента RE^a₂Si₂O₇, где: RE^a выбирают из: Y (иттрия), La (лантана), Ce (церия), Pr (празеодима), Nd (неодима), Pm (прометея), Sm (самария), Eu (европия), Gd (гадолиния), Tb (тербия), Dy (диспрозия), Нo (гольмия), Er (эрбия), Tm (тулия), Yb (иттербия), Lu (лютеция).

3. Деталь по п. 1 или 2, в которой частицы силиката редкоземельного элемента RE^a, диспергированные в защитном от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) слое, имеют средний размер от 5 нм до 50 мкм.

4. Деталь по п. 1, в которой защитный от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) слой содержит частицы, по меньшей мере, одного силиката редкоземельного элемента в количестве от 1 до 80 об. %.

5. Деталь по п. 4, в которой содержание в объемных процентах частиц из керамики на основе силиката редкоземельного элемента RE^a в защитном от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) слое изменяется по толщине защитного слоя, причем содержание в объемных процентах частиц из керамики на основе силиката редкоземельного элемента RE^а постепенно возрастает на участке между первой зоной слоя соседней с подложкой и второй зоной этого слоя, удаленной от первой зоны.

6. Деталь по п. 1, в которой защитный от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) слой имеет толщину от 1 до 1000 мкм.

7. Деталь по п. 1, которая дополнительно содержит слой теплового барьера, расположенный между подложкой и защитным от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) cлоем.

8. Деталь по п. 1, в которой подложка выполнена из суперсплава на основе никеля или кобальта и содержит на своей поверхности алюминообразованный связующий слой.

9. Способ изготовления детали газотурбинного двигателя по п. 1, включающий в себя, по меньшей мере, один этап формирования защитного от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) слоя непосредственно на подложке или на слое теплового барьера, расположенного на подложке, при этом этап формирования проводят с применением одного из следующих способов:

- плазменное напыление, по меньшей мере, одной суспензии, содержащей порошок или предшественник защитного от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) материала и порошок или предшественник силиката редкоземельного элемента RE,

- напыление высокоскоростным пламенем, по меньшей мере, одной суспензии, содержащей порошок или предшественник защитного от алюмосиликатов кальции и магния (CMAS) материала и порошок или предшественник силиката редкоземельного элемента RE,

- плазменное напыление при атмосферном давлении порошка защитного от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) материала в сочетании с плазменным напылением суспензии или напылением высокоскоростным пламенем раствора, содержащего предшественник керамики на основе силиката редкоземельного элемента RE или суспензии порошка из керамики на основе силиката редкоземельного элемента RE.