Система теплоизоляционных слоев

Авторы патента:


Система теплоизоляционных слоев
Система теплоизоляционных слоев

 


Владельцы патента RU 2433207:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

Изобретение относится к системе теплоизоляционных слоев. Система (1) теплоизоляционных слоев содержит первую основную сторону (2), которая предназначена для расположения на границе с подлежащей тепловой защите конструктивной частью (30), и вторую основную сторону (3), которая предназначена для расположения на границе с высокотемпературной окружающей средой (4). Система (1) теплоизоляционных слоев имеет участки (5, 6) с различными коэффициентами теплового расширения. Первый участок (5) системы (1) теплоизоляционных слоев, граничащий с подлежащей тепловой защите конструктивной частью (30), имеет первый коэффициент теплового расширения, который согласован с коэффициентом теплового расширения конструктивной части (30). По меньшей мере один второй участок (6) системы (1) теплоизоляционных слоев имеет второй, меньший коэффициент теплового расширения. Система (1) теплоизоляционных слоев выполнена в виде соединения первого керамического теплоизоляционного слоя (8), который обращен к подлежащей тепловой защите конструктивной части (30), и второго керамического теплоизляционного слоя (9), который обращен к высокотемпературной окружающей среде (4), причем первый и второй теплоизоляционные слои (8, 9) соединены друг с другом с помощью способа плазменного напыления. Система (1) теплоизляционных слоев образована одной из следующих комбинаций материалов: 7YSZ/La2Hf2O7; 7YSZ/BaZrO3; 7YSZ/LaYbO3, где первое значение обозначает материал первого теплоизоляционного слоя (8), а второе значение - материал второго теплоизоляционного слоя (9), причем 7YSZ является оксидом циркония, стабилизированным 7 мас.% оксида иттрия. Получается система теплоизоляционных слоев, обладающих улучшенной стойкостью, при типичных для газовых турбин нагрузках. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к системе теплоизоляционных слоев, содержащей первую основную сторону, которая предназначена для расположения на границе с подлежащей тепловой защите конструктивной частью, и вторую основную сторону, которая предназначена для расположения на границе с высокотемпературной окружающей средой.

Предпосылкой для эффективного применения керамических теплоизоляционных слоев в газовых турбинах является, наряду с экономичной технологией изготовления, прежде всего структурная стабильность и, тем самым, надежность теплоизоляционного слоя при типичных условиях применения газовых турбин. Так, например, при применении в области электростанций необходимо гарантировать работу без помех в течение 25000 рабочих часов, что соответствует желаемому интервалу проверки. Преждевременный выход из строя теплоизоляционного слоя может приводить к перегреву основного материала и, возможно, к повреждению турбины. Вызываемые этим затраты, связанные с потерей рабочего времени и ремонтом, могут быть значительными и в некоторых случаях сводить на нет технологическую пользу теплоизоляционного слоя.

На пути к получению энергии, при бережном отношении к ресурсам и окружению, повышение эффективности играет центральную роль. Решающим параметром для повышения эффективности газовых турбин является входная температура турбины. Для повышения коэффициента полезного действия газовых турбин с примерно 38% при входной температуре турбины 1230°С (ISO) до 45% необходимо повышение входной температуры турбины до примерно 1350°С. Эта цель достижима при применении керамических теплоизоляционных слоев, наряду с применением улучшенных основных конструктивных материалов и эффективных способов охлаждения. При этом за счет теплоизоляционного действия керамического слоя при сохранении одинаковых условий охлаждения можно повышать допустимую температуру поверхности на приблизительно 100 К в зависимости от толщины теплоизоляционного слоя.

Для обеспечения и улучшения стойкости теплоизоляционных слоев при типичных для газовых турбин высоких температурах поверхности и изменениях температуры из уровня техники известны различные возможности:

1. За счет применения стойких к спеканию керамических материалов можно улучшать температурную стойкость теплоизоляционного слоя. За счет этого можно ограничивать увеличивающееся уплотнение материала теплоизоляционного слоя и связанные с ним процессы усадки теплоизоляционного слоя при высокой температуре.

2. За счет целенаправленного введения микротрещин или канавочных структур, так называемых гравировок, в теплоизоляционный слой можно увеличить допустимое расширение теплоизоляционного слоя. При этом целенаправленно создается тесная сеть разгрузочных трещин и разгрузочных канавок, за счет чего повышается граница нагрузки для возникновения радикальных дефектов.

3. Подавления фазовых переходов в заданном диапазоне температур, например, за счет стабилизации тетрагональной фазы ZrO2 за счет легирования иттрием и связанных с этим эффектов, например объемного расширения при преобразовании, что приводит к значительному уменьшению нагрузки теплоизоляционного слоя.

4. Уменьшение повреждения теплоизоляционного слоя вызывается также согласованием коэффициента теплового расширения теплоизоляционного слоя с применяемым металлическим основным материалом подлежащей тепловой защите конструктивной части. За счет выравнивания коэффициента теплового расширения теплоизоляционного слоя с коэффициентом теплового расширения основного материала можно уменьшать величину возникающих в теплоизоляционном слое за счет неправильного теплового согласования расширений, в особенности вблизи пограничной поверхности между теплоизоляционным слоем и обеспечивающим сцепление с основным материалом слоем.

Задачей изобретения является дальнейшее улучшение стойкости теплоизоляционных слоев, в частности при типичных для газовых турбин нагрузках, за счет высоких температур поверхности и изменений температуры.

Эта задача согласно изобретению решена с помощью системы теплоизоляционных слоев, содержащей первую основную сторону, которая предназначена для расположения на границе с подлежащей тепловой защите конструктивной частью, и вторую основную сторону, которая предназначена для расположения на границе с высокотемпературной окружающей средой, причем

система теплоизоляционных слоев имеет участки с различными коэффициентами теплового расширения, причем

первый участок системы теплоизоляционных слоев, граничащий с подлежащей тепловой защите конструктивной частью, имеет первый коэффициент теплового расширения, который согласован с коэффициентом теплового расширения конструктивной части, и по меньшей мере один второй участок системы теплоизоляционных слоев имеет второй, меньший коэффициент теплового расширения, причем

система теплоизоляционных слоев выполнена в виде соединения первого керамического теплоизоляционного слоя, который обращен к подлежащей тепловой защите конструктивной части, и второго керамического теплоизоляционного слоя, который обращен к высокотемпературной окружающей среде, причем первый и второй теплоизоляционные слои соединены друг с другом с помощью способа плазменного напыления, причем

система теплоизоляционных слоев образована одной из следующих комбинаций материалов:

- 7YSZ/La2Hf2O7;

- 7YSZ/BaZrO3;

- 7YSZ/LaYbO3,

где первое значение обозначает материал первого теплоизоляционного слоя, а второе значение - материал второго теплоизоляционного слоя, причем 7YSZ является оксидом циркония, стабилизированным 7 мас.% оксида иттрия.

Предпочтительные варианты выполнения следуют из зависимых пунктов, формулы изобретения.

В основе изобретения лежит понимание того, что за счет выравнивания коэффициента теплового расширения теплоизоляционного слоя и основного материала подлежащей тепловой защите конструктивной части может достигаться уменьшение расширения теплоизоляционного слоя вблизи пограничной поверхности между теплоизоляционным слоем и соединяющим теплоизоляционный слой и основной материал, обеспечивающим сцепление слоем. Однако за счет этого на основании большого различия температуры между второй основной стороной теплоизоляционного слоя и первой стороной теплоизоляционного слоя, которая образует пограничную поверхность, могут возникать значительные расширения на второй основной стороне. Это может происходить, в частности, при так называемом нагревательном или охлаждающем шоке. При этом расширения увеличиваются с увеличением коэффициента теплового расширения теплоизоляционного слоя и разницей температур между первой и второй основными сторонами. Поэтому одностороннее согласование коэффициента теплового расширения теплоизоляционного слоя с относительно большим коэффициентом теплового расширения основного материала, который, как правило, состоит из металла (например, жаропрочного сплава на основе никеля), сказывается отрицательно на второй основной стороне. В частности, в связи с упомянутой вначале тенденцией повышения температуры поверхности имеется повышенная опасность повреждения.

Поэтому для устранения этого недостатка изобретение предлагает систему теплоизоляционных слоев, которая имеет участки с различными коэффициентами теплового расширения. Таким образом, можно предотвращать слишком большие расширения в зоне второй основной стороны системы теплоизоляционных слоев. Тем самым уменьшается опасность повреждения.

В частности, предусмотрено, что первый участок системы теплоизоляционных слоев, который граничит с подлежащей тепловой защите конструктивной частью, имеет первый коэффициент теплового расширения, который согласован с коэффициентом теплового расширения конструктивной части. Кроме того, по меньшей мере, один второй участок системы теплоизоляционных слоев имеет второй, меньший коэффициент теплового расширения. Таким образом, в основу изобретения положен принцип уменьшения коэффициента теплового расширения по участкам с увеличением температуры в системе теплоизоляционных слоев.

Граничащий со второй основной стороной второй участок имеет наименьший коэффициент теплового расширения системы теплоизоляционных слоев, за счет чего минимизируются расширения на второй основной стороне системы теплоизоляционных слоев. Второй коэффициент теплового расширения, граничащего со второй основной стороной второго участка, выбран так, что возникающие при типичных рабочих условиях расширения на второй основной стороне лежат в заданном диапазоне. Этот заданный диапазон можно определять посредством измерения допустимого расширения в зависимости от температуры системы теплоизоляционных слоев. Оптимальную величину коэффициента теплового расширения можно определять посредством сравнения результатов имитации нагрузки с измеренным диапазоном допустимого расширения.

Достаточно выполнять систему теплоизоляционных слоев в виде соединения из первого теплоизоляционного слоя, который обращен к подлежащей тепловой защите конструктивной части, и второго теплоизоляционного слоя, который обращен к высокотемпературной окружающей среде. Предусмотрение лишь двух теплоизоляционных слоев представляет простейшую возможную конструкцию, так что систему теплоизоляционных слоев можно изготавливать простым и относительно экономичным способом. Однако, естественно, не исключается выполнение системы теплоизоляционных слоев в виде соединения из более чем двух слоев.

Было установлено, что первый теплоизоляционный слой целесообразно имеет коэффициент теплового расширения в диапазоне 1,0×10-5K-1. Тогда второй теплоизоляционный слой в одном варианте выполнения имеет коэффициент теплового расширения в диапазоне 8,0×10-6К-1.

Система теплоизоляционных слоев может быть образована одной из следующих комбинаций материалов, при этом первое значение обозначает материал первого теплоизоляционного слоя, а второе значение - материал второго теплоизоляционного слоя:

- 7YSZ/La2Hf2O7;

- 7YSZ/BaZrO3;

- 7YSZ/LaYbO3,

при этом 7YSZ является оксидом циркония, стабилизированным 7 масс.% оксида иттрия. При температуре 1000°С коэффициенты СТЕ теплового расширения имеют следующие величины:

- CTE7YSZ примерно 10-5K-1;

- CTELaHfO примерно 8,0×10-6K-1;

- СТЕBaZrO примерно 8,3×10-6К-1;

- СТЕLaYbO примерно 8,6×10-6К-1.

Для достижения высокой механической стабильности первый и второй теплоизоляционный слои соединены друг с другом с помощью способа плазменного напыления.

Изобретение и его преимущества поясняются ниже со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображено:

фиг.1 - поперечный разрез системы теплоизоляционных слоев, согласно изобретению, которая нанесена на подлежащую тепловой защите конструктивную часть и

фиг.2 - график x-y, на котором изображены возникающие при типичных рабочих условиях газовой турбины расширения на поверхности теплоизоляционного слоя.

На фиг.1 показана в поперечном разрезе система 1 теплоизоляционных слоев согласно изобретению. Система 1 теплоизоляционных слоев нанесена первой основной стороной 2 через обеспечивающий сцепление слой 31 на подлежащую тепловой защите конструктивную часть 30. Подлежащая тепловой защите конструктивная часть 30 состоит, например, из металла, например, жаропрочного сплава на основе никеля. Подлежащая тепловой защите конструктивная часть 30 может быть, например, лопаткой газовой турбины. Второй основной стороной 3 система 1 теплоизоляционных слоев обращена к высокотемпературной окружающей среде 4.

Система 1 теплоизоляционных слоев имеет, например, первый участок 5 и второй участок 6 с различными коэффициентами СТЕ1, СТЕ2 теплового расширения. В то время как первый участок 5 по своему коэффициенту СТЕ1 согласован с коэффициентом теплового расширения материала конструктивной части 30, второй участок 6 выполнен из стабильного к температуре материала, который имеет меньший коэффициент СТЕ2 теплового расширения, чем первый участок 5.

Система 1 теплоизоляционных слоев образована как композиция из теплоизоляционного слоя 8 и теплоизоляционного слоя 9, которые соединены друг с другом в области граничной плоскости, например, способом плазменного напыления. При этом теплоизоляционный слой 8 образует первый участок 5, а теплоизоляционный слой 9 - второй участок 6.

За счет различных коэффициентов теплового расширения в разных участках системы 1 теплоизоляционных слоев можно значительно уменьшать опасность повреждения теплоизоляционного слоя, в частности в случае охлаждения. С другой стороны, обеспечивается также возможность повышения допустимой температуры поверхности, т.е. температуры на второй основной стороне 3 системы теплоизоляционных слоев, за счет чего, как указывалось выше, обеспечивается повышенная эффективность применения газовых турбин.

Таким образом, изобретение представляет расширение предусматриваемого до настоящего времени согласования коэффициента теплового расширения теплоизоляционного слоя с применяемым основным материалом конструктивной части 30 за счет дополнительного согласования с ожидаемым пространственным и временным ходом изменения температуры по толщине системы 1 теплоизоляционных слоев. За счет этого можно уменьшать возникающие в теплоизоляционном слое, соответственно в системе теплоизоляционных слоев, механические нагрузки и, в частности, повышать границы применения относительно максимальной температуры поверхности.

Как показано в качестве примера на фиг.1, первый и второй теплоизоляционные слои 8, 9 могут быть примерно одинаковыми по толщине. При этом общая толщина системы 1 теплоизоляционных слоев соответствует примерно толщине обычного теплоизоляционного слоя. Граничащий с подлежащей тепловой защите конструктивной частью 30 первый теплоизоляционный слой состоит, например, из 7YSZ (оксида циркония, стабилизированного 7 мас.% оксида иттрия), при этом этот материал имеет коэффициент теплового расширения примерно 10-5K-1 при температуре 1000°С. Материал граничащего с высокотемпературной окружающей средой 4 второго теплоизоляционного слоя 9 выполнен, например, из одного из следующих материалов, при этом указан соответствующий коэффициент теплового расширения при температуре 1000°С:

- 7YSZ/La2Hf2O7, при этом СТЕLaHfO (1000°С) примерно равен 8,0×10-6K-1;

- 7YSZ/BaZrO3, при этом СТЕBaZrO (1000°С) примерно равен 8,3×10-6K-1;

- 7YSZ/LaYbO3, при этом СТЕLaYbO (1000°С) примерно равен 8,6×10-6K-1.

На фиг.2 показан ход изменения расширения системы 1 теплоизоляционных слоев по ее ширине х. На оси х нанесено нормированное положение х в системе 1 теплоизоляционных слоев. Точка x0 обозначает пограничную поверхность (т.е. первую основную сторону 2) системы 1 теплоизоляционных слоев с обеспечивающим сцепление слоем 31. Точка x1 обозначает поверхность, т.е. вторую основную сторону 3, системы 1 теплоизоляционных слоев. На оси у нанесено расширение (расширение WDS) в соответствующих теплоизоляционных слоях 8 (с коэффициентом СТЕ1 теплового расширения) и 9 (с коэффициентом СТЕ2 теплового расширения). При этом отрицательное значение обозначает расширение сжатия, а положительное значение - расширение растяжения.

На фиг.2 показан ход изменения расширения в рабочем состоянии после охлаждения. При этом в основу положено предположение, что вся система 1 теплоизоляционных слоев, которая нанесена на подлежащую тепловой защите конструктивную часть 30, во время работы при высоких температурах свободна от напряжений.

Для лучшей иллюстрации изобретения на графике показаны в целом три хода изменения расширения DV1, DV2 и DV3. Позицией DV1 обозначен ход изменения расширения в первом теплоизоляционном слое 8, который предусмотрен на границе с подлежащей тепловой защите конструктивной частью 30. Ход изменения расширения DV1 изображен сплошной линией. Позицией DV2 обозначен ход изменения расширения во втором теплоизоляционном слое 9, который граничит с высокотемпературной окружающей средой 4. Ход изменения расширения DV2 изображен штриховой линией. При этом ходы изменения расширения DV1 и DV2 для иллюстрации изображены по всей толщине х, а не только в соответствующем теплоизоляционном слое 8, соответственно, 9. Наконец, позицией DV3 обозначен ход изменения расширения в системе 1 теплоизоляционных слоев согласно изобретению, который в зоне, образованной между первым и вторым теплоизоляционными слоями 8 и 9 пограничной плоскости 7 имеет скачок.

Уменьшенный коэффициент СТЕ2 теплового расширения материала второго теплоизоляционного слоя 9 приводит к тому, что возникающие при типичных рабочих условиях расширения на поверхности системы теплоизоляционных слоев (точка x1 на оси х) лежат в заданном диапазоне DT допустимого расширения. Диапазон DT можно определять посредством измерения допустимого расширения в зависимости от температуры системы 1 теплоизоляционных слоев. Оптимальную величину коэффициента теплового расширения, который лежит в подъеме проходящего между точками х=0,5 и х=1,0 отрезка кривой, необходимо определять из сравнения результатов имитации нагрузки с измеренными диапазонами допустимого расширения.

За счет изобретения достигается, что ход изменения расширения в системе 1 теплоизоляционных слоев не лежит в области расширения растяжения (см. ход изменения расширения DV3, который лежит в области x1 заданного диапазона DT). За счет этого предотвращаются вредные для всей системы вертикальные напряжения на поверхности.

1. Система (1) теплоизоляционных слоев, содержащая первую основную сторону (2), которая предназначена для расположения на границе с подлежащей тепловой защите конструктивной частью (30), и вторую основную сторону (3), которая предназначена для расположения на границе с высокотемпературной окружающей средой (4), причем система (1) теплоизоляционных слоев имеет участки (5, 6) с различными коэффициентами теплового расширения, причем первый участок (5) системы (1) теплоизоляционных слоев, граничащий с подлежащей тепловой защите конструктивной частью (30), имеет первый коэффициент теплового расширения, который согласован с коэффициентом теплового расширения конструктивной части (30), и по меньшей мере один второй участок (6) системы (1) теплоизоляционных слоев имеет второй, меньший коэффициент теплового расширения, причем система (1) теплоизоляционных слоев выполнена в виде соединения первого керамического теплоизоляционного слоя (8), который обращен к подлежащей тепловой защите конструктивной части (30), и второго керамического теплоизоляционного слоя (9), который обращен к высокотемпературной окружающей среде (4), причем первый и второй теплоизоляционные слои (8, 9) соединены друг с другом с помощью способа плазменного напыления, причем система (1) теплоизоляционных слоев образована одной из следующих комбинаций материалов:
7YSZ/La2Hf2O7;
7YSZ/BaZrO3;
7YSZ/LaYbО3,
где первое значение обозначает материал первого теплоизоляционного слоя (8), а второе значение - материал второго теплоизоляционного слоя (9), причем 7YSZ является оксидом циркония, стабилизированным 7 мас.% оксида иттрия.

2. Система теплоизоляционных слоев по п.1, отличающаяся тем, что граничащий со второй основной стороной (3) второй участок (6) имеет наименьший коэффициент теплового расширения системы (1) теплоизоляционных слоев.

3. Система теплоизоляционных слоев по п.1 или 2, отличающаяся тем, что второй коэффициент теплового расширения граничащего со второй основной стороной (3) второго участка (6) выбран так, что возникающие при типичных рабочих условиях расширения на второй основной стороне (3) лежат в заданном диапазоне.

4. Система теплоизоляционных слоев по п.1, отличающаяся тем, что первый теплоизоляционный слой (8) имеет коэффициент теплового расширения в диапазоне 1,0·10-5 К-1.

5. Система теплоизоляционных слоев по п.1 или 4, отличающаяся тем, что второй теплоизоляционный слой (9) имеет коэффициент теплового расширения в диапазоне 8,0·10-6 K-1.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к детали газотурбинного двигателя, термобарьерному покрытию (варианты) и способу защиты деталей от повреждений, связанных с воздействием песка.

Изобретение относится к турбинной лопатке для паровой турбины с участком пера лопатки, а также с участком корня лопатки, причем участок пера лопатки содержит по меньшей мере в отдельных областях волокнистый композитный материал, при этом участок пера турбины имеет сердцевинный элемент, расположенный посредине пера и полностью окруженный волокнистым композитным материалом.

Изобретение относится к турбинным компонентам и к способам покрытия турбинных компонентов. .

Изобретение относится к машиностроению и может быть применено для упрочнения деталей машин, работающих в условиях фреттинг-коррозии. .

Изобретение относится к слоистой системе со слоем, содержащим фазу пирохлора. .
Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в авиационном двигателестроении и энергетическом турбостроении. .

Изобретение относится к способу формирования покрытия, способу ремонта тела, содержащего дефект, детали газотурбинного двигателя и газотурбинному двигателю. .

Изобретение относится к машиностроению, в частности к защите поверхности при ремонте охлаждаемых и неохлаждаемых лопаток стационарных энергетических установок авиационных газотурбинных двигателей методом горячего изостатического прессования.

Изобретение относится к защитному слою, сплаву, из которого он выполнен, и конструктивному элементу. .

Изобретение относится к области металлургии, в частности к способам обработки деталей магнитопроводов магнитных систем электрических реактивных двигателей малой тяги.

Изобретение относится к способам получения наноструктурированных покрытий, упрочняющих поверхность изделий, с использованием методов газотермического напыления, в частности высокоскоростного газопламенного напыления.
Изобретение относится к области порошковой металлургии и может быть использовано для получения высокотемпературного уплотнительного композиционного покрытия методом газотермического напыления при производстве газотурбинных двигателей для обеспечения стабильности зазоров в сопряженных элементах проточной части турбины.
Изобретение относится к машиностроению, а именно к способам обработки деталей погружных установок электрических центробежных насосов, и может быть использовано в нефтедобывающей промышленности.
Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано, например, в авиационном двигателестроении для защиты деталей газотурбинных двигателей, работающих при высоких температурах.
Изобретение относится к способам подготовки к эксплуатации инструментов для резки полосовой стали, а именно к упрочнению режущих кромок ножей дисковых ножниц. .

Изобретение относится к плазменному напылению для получения аморфных, керамических, металлических, интерметаллических материалов и сплавов металлов. .

Изобретение относится к керамическому создающему термический барьер покрытию (СТБП) и может быть использовано при изготовлении турбинных лопаток или поверхности камеры сгорания газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к плазменной металлургии, а более точно к способам получения в плазменной струе сверхтвердых соединений. .

Изобретение относится к изготовлению подложки со слоем легированного углеродом оксида титана, которая действует как реагирующий на видимый свет фотокатализатор. .
Изобретение относится к области производства патронов стрелкового оружия различного назначения и предназначено для нанесения защитного полимерного покрытия на поверхность стальных гильз патронов стрелкового оружия.
Наверх