Защитное покрытие и компонент газовой турбины с таким покрытием

Авторы патента:


Защитное покрытие и компонент газовой турбины с таким покрытием
Защитное покрытие и компонент газовой турбины с таким покрытием

 


Владельцы патента RU 2631552:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

Изобретение относится к области металлургии, а именно к защитным покрытиям для компонентов газовой турбины. Защитное покрытие компонента газовой турбины содержит, вес.%: Со 15-39, Cr 10-25, Al 5-15, Y 0,05-1, Fe 0,5-10, Mo 0,05-2, никель и примеси - остальное. Защитное покрытие характеризуется высокой стойкостью к окислению и коррозии. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к защитному покрытию для компонента газовой турбины.

Лопастная машина, в частности газовая турбина, содержит турбину, в которой горячий газ, предварительно уплотненный в компрессоре и нагретый в камере сгорания, расширяется для производства работы. Термодинамический кпд газовой турбины тем больше, чем выше температура горячего газа на входе в турбину. Однако в отношении термодинамической нагрузки компонентов газовой турбины, в частности, ее направляющих и рабочих лопаток, а также корпуса действуют пределы.

Следовательно, существует необходимость в создании компонентов газовой турбины, которые, несмотря на возможно высокую термическую нагрузку, обладали бы достаточно высокой химической стойкостью при ее работе. Известно, что на компоненты газовой турбины наносятся защитные покрытия в целях защиты расположенных под ними компонентов газовой турбины от окисления и коррозии. Традиционно защитное покрытие состоит из сплава MCrAlX, причем М означает никель (Ni) и/или кобальт (Со), X означает, например, иттрий (Y), рений (Re), гадолиний (Gd), лантан (La), платину (Pt) и/или редкоземельный металл. При нанесении защитного покрытия на компонент газовой турбины происходит окисление алюминия в защитном покрытии и образующийся при этом оксид алюминия обеспечивает хорошее сцепление с компонентом газовой турбины, защищая его от окисления и коррозии.

Среди названных выше элементов для X речь идет об элементах, которые в прошлые годы характеризовались драматическим удорожанием, вследствие чего обычные защитные покрытия оказались дорогостоящими. Кроме того, включения оксида иттрия в слое оксида алюминия приводили к высокой скорости диффузии кислорода, что вызывало более быстрое окисление защитного покрытия. Окисление защитного покрытия ведет к тому, что расположенный под ним компонент газовой турбины не является более защищенным, что сокращает его долговечность.

Задачей изобретения является создание защитного покрытия и компонента газовой турбины с таким защитным покрытием, причем защитное покрытие не должно быть дорогостоящим, а компонент газовой турбины должен обладать длительным сроком службы.

Эта задача решается посредством признаков пунктов 1 и 7 формулы изобретения. Предпочтительные варианты выполнения приведены в зависимых пунктах формулы.

Защитное покрытие согласно изобретению содержит: 15-39 вес. % кобальта (Со), 10-25 вес. % хрома (Cr), 5-15 вес. % алюминия (Al), 0,05-1 вес. % иттрия (Y) и 0,5-10 вес. % железа (Fe). Остальное, согласно изобретению, - никель и неизбежные примеси.

Факультативными дополнительными составными частями защитного покрытия могут также служить Mo, Si, Та и/или Hf.

Защитное покрытие обеспечивает эффективную защиту от окисления и коррозии. Кроме того оно является дешевым за счет незначительного содержания ценных элементов. Благодаря присутствию железа в защитном покрытии дополнительно достигается стабилизация богатых алюминием фаз.

При нанесении защитного покрытия или при воздействии горячих газов на защитное покрытие оксид алюминия может окисляться в защитном покрытии и на поверхности этого покрытия образуется слой из оксида алюминия. Поскольку содержание иттрия в защитном покрытии является незначительным, то в слое из оксида алюминия образуются лишь немногие включения оксида иттрия. В результате в защитное покрытие может проникать лишь малое количество кислорода, за счет чего срок службы защитного покрытия удлиняется.

Предпочтительно защитное покрытие содержит 0,05-2 вес. % молибдена (Мо). Также предпочтительно, чтобы в защитном покрытии содержался кремний (Si) в количестве от 0 до 4 вес. %. В защитном покрытии содержится предпочтительно тантал (Та) в количестве от 0 до 2 вес. %. Также предпочтительно, чтобы в защитном покрытии содержался гафний (Hf) в количестве от 0 до 2 вес. %.

Содержание серы (S) в защитном покрытии составляет предпочтительно менее 8*10-6 вес. %. В результате дополнительно возрастает срок службы защитного покрытия.

Также изобретение относится к применению описанного выше защитного покрытия для компонента газовой турбины, в частности, для турбинных лопаток или для компонента камеры сгорания.

Компонент газовой турбины согласно изобретению содержит защитное покрытие. Он имеет предпочтительно подложку, на которую наносится защитное покрытие, причем подложка состоит из жаропрочного сплава на основе никеля и/или жаропрочного сплава на основе кобальта. Компонент газовой турбины характеризуется благодаря наличию защитного покрытия большой долговечностью при эксплуатации газовой турбины. Защитное покрытие имеет предпочтительно толщину от 30 до 800 мкм.

Защитное покрытие наносится предпочтительно способом термического напыления, в частности, на воздухе, в вакууме или в атмосфере защитного газа, и/или способом физического осаждения паров (physical vapour desposition: PVD).

Ниже поясняется предпочтительный вариант выполнения компонента газовой турбины согласно изобретению посредством приложенного схематического чертежа. На единственной фигуре показано сечение согласно варианту выполнения.

Как следует из чертежа, компонент 1 газовой турбины содержит подложку 2, защитное покрытие 3 и керамический слой 4. Подложка 2 представляет собой, например, направляющую лопатку или рабочую лопатку газовой турбины. При этом подложка выполнена из жаропрочного сплава на основе никеля или из жаропрочного сплава на основе кобальта.

Непосредственно на подложку 2 наносится защитное покрытие 3 толщиной от 30 до 800 мкм. При этом защитное покрытие наносится способом термического напыления или способом физического осаждения паров на подложку 2 следующего состава: 15-39 вес. % Со, 10-25 вес. % Cr, 5-15 вес. % А1, 0,05-1 вес. % Y, 0,5-10 вес. % Fe, 0,05-2 вес. % Мо, 0-4 вес. % Si, 0-2 вес. % Та, 0-2 вес. % Hf, остальное - Ni и примеси. Среди примесей доля серы составляет менее 8*10-6 вес. %.

В результате окисления алюминия на обращенной от подложки 2 поверхности защитного покрытия 3 образуется слой оксида алюминия, защищающий подложку 2 от окисления и коррозии. Непосредственно на защитном покрытии 3 находится керамический слой 4, содержащий, например, оксид циркония или стабилизированный оксидом иттрия оксид циркония.

Ниже изобретение подробнее поясняется с помощью нескольких примеров.

Первое приводимое в качестве примера защитное покрытие 3 содержит 20 вес. % Со, 20 вес. % Cr, 10 вес. % А1, 0,1 вес. % Y, 5 вес. % Fe и 44,9 вес. % Ni, а также примеси в небольших количествах.

Второе приводимое в качестве примера защитное покрытие 3 содержит 30 вес. % Со, 15 вес. % Cr, 15 вес. % Al, 0,3 вес. % Y, 8 вес. % Fe, 1 вес. % Мо и 30,7 вес. % Ni, а также примеси в небольших количествах.

Третье приводимое в качестве примера защитное покрытие 3 содержит 12 вес. % Со, 12 вес. % Cr, 15 вес. % Al, 0,5 вес. % Y, 10 вес. % Fe, 1 вес. % Мо, 3 вес. % Si, 0,5 вес. % Та, 0,5 вес. % Hf и 45,5 вес. % Ni, а также примеси в небольших количествах.

Для трех приведенных в качестве примера компонентов газовой турбины три служащих примером защитных покрытия были нанесены способом термического напыления на подложку из жаропрочного сплава на основе никеля.

1. Защитное покрытие компонента газовой турбины, содержащее, вес.%:

Со 15-39
Cr 10-25
Al 5-15
Y 0,05-1
Fe 0,5-10
Mo 0,05-2
никель и примеси остальное

2. Защитное покрытие по п. 1, отличающееся тем, что оно содержит по меньшей мере один из: Si≤4, Та≤2, Hf≤2 вес.%.

3. Защитное покрытие по п. 1 или 2, отличающееся тем, что содержание S≤8*10-6 вес.%.

4. Компонент газовой турбины с защитным покрытием (3) по любому из пп. 1-3.

5. Компонент по п. 4, отличающийся тем, что он содержит подложку (2), на которую нанесено защитное покрытие (3), причем подложка (2) выполнена из жаропрочного сплава на основе никеля или жаропрочного сплава на основе кобальта.

6. Компонент по п. 4 или 5, отличающийся тем, что защитное покрытие (3) имеет толщину от 30 до 800 мкм.

7. Компонент по п. 5, отличающийся тем, что защитное покрытие (3) нанесено на подложку (2) методом термического напыления, в частности, на воздухе, в вакууме или в атмосфере защитного газа, и/или путем физического осаждения паров.

8. Компонент по п. 6, отличающийся тем, что защитное покрытие (3) нанесено на подложку (2) методом термического напыления, в частности, на воздухе, в вакууме или в атмосфере защитного газа, и/или путем физического осаждения паров.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к сопловому аппарату для газовой турбины. Сопловой аппарат содержит первое перо, содержащее первую спинку и первое корыто, второе перо, содержащее вторую спинку и второе корыто, внутренний бандаж и наружный бандаж.

Вентилятор авиационного двигателя содержит ротор, имеющий множество лопаток из композитного материала, включающего тканые волокна, и систему для обнаружения деформации в результате столкновения тела с вентилятором.

Изобретение относится к области турбостроения. Авиационный газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор и компрессор, которые выполнены из композиционного материала.

Система соединения металлического компонента и компонента из композиционного материала с керамической матрицей включает фиксирующий штифт, втулку из пенометалла, первое отверстие в металлическом компоненте и второе отверстие в компоненте из композиционного материала с керамической матрицей.

Изобретение относится к изготовлению узлов турбины, работающей в условиях высоких температур. Способ изготовления узла (10, 10а) турбины в виде расположенных между двумя платформами (46, 46΄) по меньшей мере двух аэродинамических профилей (12, 14), который формируют монолитным, включает создание первой защиты путем нанесения теплозащитного покрытия на по меньшей мере два соседних аэродинамических профиля (12, 14), при этом в процессе нанесения по меньшей мере одна область (16) одного аэродинамического профиля (14), находящегося в теневой зоне другого аэродинамического профиля (12, 14), остается необработанной, создание второй защиты в по меньшей мере одной необработанной области (16) одного аэродинамического профиля (14), находящегося в теневой зоне другого аэродинамического профиля (12, 14), путем модификации поверхности до нанесения теплозащитного покрытия или после его нанесения, причем первая и вторая технологии защиты отличаются одна от другой и вторая технология защиты приводит к модификации поверхности по меньшей мере одной области (16) одного аэродинамического профиля (14) из двух соседних аэродинамических профилей (12, 14), которая останется необработанной или которая осталась необработанной, путем нанесения покрытия, или травления, или придания шероховатости, или путем химического преобразования поверхности.

При оптимизации газовой турбины, имеющей лопатки с первым керамическим теплоизоляционным покрытием, к области ее применения извлекают лопатки из газовой турбины, после чего удаляют, по меньшей мере, частично первое керамическое теплоизоляционное покрытие с извлеченных из турбины лопаток и/или берут новые лопатки.

Изобретение относится к способу лазерно-порошковой наплавки защитного покрытия на входную кромку рабочей лопатки паровой турбины из стали марки 13Х11Н2В2МФ-Ш, или 15Х11МФ-Ш, или 20X13.

Газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания и узел направляющих лопаток. Узел направляющих лопаток содержит первый и второй узлы направляющих лопаток, расположенные вдоль окружного направления турбины, а также дополнительный первый узел направляющих лопаток.

Изобретение относится к способу армирования передней кромки (16) лопасти (12) для ее защиты, а также к лопасти с армированием и может найти применение при изготовлении или восстановлении лопасти турбинного двигателя, вертолета или пропеллера.

Последняя ступень паровой турбины содержит диафрагму с телом, ободом и сопловой решеткой, образованной направляющими лопатками. Лопатки выполнены с каналами отбора влаги и впуска пара, сообщающимися со сквозными прорезями отбора влаги и впуска пара.

Изобретение относится к способу изготовления нанесенной термическим напылением тонкостенной гильзы цилиндра для установки в блоке цилиндров двигателя и к гильзе цилиндра, изготовленной таким способом.

Изобретение относится к области машиностроения и металлургии, в частности к комбинированным способам получения покрытий, и может быть использовано, в частности, для получения покрытий на деталях.

Изобретение относится к способу высокоскоростного газопламенного напыления многослойного композитного покрытия из порошковых материалов на металлическое изделие.

Изобретение относится к области металлургии, а именно к порошковым проволокам для нанесения покрытий, и может быть использовано для защиты поверхности деталей, работающих в условиях воздействия частиц абразива и высоких температур.

Изобретение относится к способам металлизации различных изделий из стеклокремнезита, в том числе и строительных материалов.. Способ включает предварительное нанесение промежуточного слоя на лицевую поверхность изделия из стеклокремнезита, плазменное напыление покрытия из металлов или сплавов и контроль качества, причем промежуточный слой наносят из пасты, состоящей из смеси порошка металла, жидкого стекла и тонкомолотого стеклопорошка в массовом соотношении 2:1:2 соответственно, а плазменное напыление металла проводят при мощности работы плазмотрона 4,0 кВт и расходе плазмообразующего газа 0,6 м3/мин.

Изобретение относится к области металлургии, а именно к защитному покрытию для защиты конструкционной детали от коррозии и/или окисления. Безрениевый сплав на основе никеля, обладающий стойкостью к коррозии и/или окислению, содержит, в вес.%: кобальт 24-26, хром 12-15, алюминий 10,5-11,5, по меньшей мере один элемент из скандия и/или редкоземельных элементов, в частности иттрий, 0,1-0,7, тантал 0,1-3, необязательно кремний 0,05-0,6, никель - остальное.
Изобретение относится к металлургии, в частности к формированию на деталях из безуглеродистых жаропрочных никелевых сплавов химико-термической обработкой комбинированных покрытий для защиты от газовой коррозии в условиях высоких температур (выше 900°С), и может быть использовано в авиадвигателестроении, судостроении, танкостроении и других отраслях промышленности.

Изобретение относится к формированию на медных электрических контактах покрытий на основе молибдена и меди, которые могут быть использованы в электротехнике в качестве электроэрозионностойких покрытий с высокой адгезией с основой на уровне когезии.
Изобретение относится к области металлургии, а именно нанесению покрытий с эффектом памяти формы. Способ получения наноструктурированных покрытий с эффектом памяти формы на стальной поверхности включает нанесение порошка с эффектом памяти формы на основе Ni на стальную поверхность, закалку с нагревом до 1000°C и последующим охлаждением в жидком азоте, пластическую деформацию полученного покрытия в три этапа при нагреве.

Изобретение относится к порошковой металлургии, в частности к антифрикционным материалам для газотермического напыления. Может использоваться в машиностроении при производстве, модернизации и ремонте подшипников скольжения.

Изобретение относится к жаропрочным высокоэнтропийным сплавам и может быть использовано для производства элементов и деталей конструкций, работающих в условиях высоких температур в авиационных и ракетных двигателях.
Наверх