涡轮机喷嘴翼面和热燃气路径部件表面涂层系统及其方法技术方案

一种适用于燃气轮机的热燃气路径中的涡轮机部件（５０），在其至少一个表面部分上有一热屏蔽涂层（６２），该涡轮机部件还包括一个预定厚度的表面保护涂层（６４），该厚度作为该热屏蔽涂层的使用温度的函数而确定。

【技术实现步骤摘要】

技术介绍
本专利技术涉及暴露于高温的部件、诸如燃气轮机发动机的不利的热环境中的部件的涂层。更详细地说，本专利技术针对一种涂敷在安置于燃气轮机发动机的热燃气路径中的部件上的热障涂层(TBC)上的表面保护涂层。燃气轮机发动机部件如静止叶片或喷嘴、转动叶片和燃烧硬件在操作期间由于表面腐蚀和弄脏之类原因而遭遇性能变坏。除了其它原因外，这些部件的寿命还由于其暴露遇到的极高温度而受到冲击。燃气轮机发动机的燃烧硬件和其它热燃气路径部件常受到一种热屏蔽涂层或TBC的保护，后者降低了下面部件衬底的温度并因此延长了部件的使用寿命。陶瓷材料特别是氧化钇稳定的氧化锆(YSZ)由于其高温性能、低的热导率与相对易于用等离子体溅射、火焰溅射和物理气相沉积(PVD)技术来沉积而被广泛用作TBC材料。空气等离子体溅射(APS)由于其相对低的设备费用与易于涂敷和掩蔽而经常优先于其它沉积工艺。不幸的是，TBC表面抛光极为粗糙且易于腐蚀。事实上，TBC表面粗糙度大于母金属的表面抛光，从而增大了外部热传导和总的喷嘴热负荷并负面地冲击航空动力学性能。TBC表面性能变坏经常是由于在燃烧过程中燃烧含有与硫化合的碱金属的燃料并在部件表面上沉积低熔点盐类而弄脏的结果。污染物也可能来自因控制NOx或功率增大而吸入的空气或注入的水。进一步的性能变坏由于TBC材料本身的腐蚀而产生。更明确地说，可以认为，TBC系统的使用寿命通常受到因热疲劳而造成的剥落事件的限制。除了陶瓷TBC和金属衬底之间的CTE配合不当外，由于TBC在燃气轮机发动机操作期间受到发动机内存在的化合物的污染，也可能促进了剥落。在飞机燃气轮机发动机部件内，在TBC上已外加扩散反射屏蔽涂层，在该反射屏蔽涂层上外加一个外低发射率顶部涂层。该附加的顶部涂层设计成减小进入部件的热量。参见美国专利No.6,210,791。也已经知道在TBC上涂敷加一个保护涂层来保护TBC，其中该保护涂层包含一种基质材料中的氧化铝微粒，利用一种合适的载体液体如甲醇、乙醇等。该保护涂层设计成即使不能防止也能减小CMAS向下面的TBC中的渗入。参见美国专利No.6,465,090。专利技术概述本专利技术通过进一步确定作为TBC使用温度的函数的No.6,465,090专利中描述的保护涂层的厚度而一步达到先有技术说明的内容。其最终结果是在常规的TBC上外加一个光滑的保护屏蔽涂层，该涂层保护TBC免受腐蚀，提供一个其上不能附着污染物的光滑表面，减小热传导，降低对表面弄脏的敏感性，并改进空气动力学性能。在示范的实施例中，该表面保护涂层包括处在含二氧化硅的基质中的氧化铝微粒。该涂层可以是基本上均质的，或者由多个成分不同的层形成。本专利技术中特别重要的是对TBC识别或确定一个即使不能消除该表面保护涂层剥落的可能性也能将其尽可能减小的最小有效厚度。已经发现，对于由TBC保护的燃气轮机发动机部件，TBC的使用温度决定使该表面保护涂层能够提供一种显著延长的寿命的TBC的这种可以接受的最小厚度。因此，在一个方面，本专利技术涉及一种适用于燃气轮机的热燃气路径的涡轮机部件，该部件在其至少一个表面部分上有一预定厚度的热屏蔽涂层，该涡轮机部件还包括一个敷涂在该热屏蔽涂层上的表面保护涂层，该预定厚度被确定为该热屏蔽涂层的使用温度的函数。在另一方面，本专利技术涉及一种在其表面上有一热屏蔽涂层的部件，该部件包括一个在该热屏蔽涂层上的外表面保护涂层，该外表面保护涂层包含处在一种含二氧化硅基质中的氧化铝微粒，该氧化铝微粒构成该外表面保护涂层的约5％～约85％的重量百分比，而该含二氧化硅的基质主要由二氧化硅、硅酸盐和莫来石中的至少一种组成，并构成该外表面保护涂层的约1％～约45％的重量百分比；其中该热屏蔽涂层有一个作为该热屏蔽涂层的使用温度的函数而确定的厚度。在又一方面，本专利技术涉及一种在其表面上有一个部分稳定的二氧化锆的热屏蔽涂层的燃气轮机发动机部件，该部件包括一个在该热屏蔽涂层上的外表面保护涂层，该外表面保护涂层包含处在一种结合剂基质中的氧化铝微粒，该结合剂基质基本上由二氧化硅、硅酸盐和莫来石中的至少一种组成，该氧化铝微粒构成该外表面保护涂层的约5％～约85％的重量百分比，而该结合剂基质构成该外表面保护涂层的约1％～约45％的重量百分比，该外表面保护涂层有一个不大于3.8微米Ra的表面粗糙度，其中该热屏蔽涂层有一个作为该热屏蔽涂层的使用温度的函数而确定的厚度。在再一方面，本专利技术涉及一种防止在一个燃气轮机发动机部件上的热屏蔽除层上外加的表面保护涂层剥落的方法，包括确定当表面保护涂层发生剥落时作为热屏蔽涂层的使用温度的函数的最小有效厚度，以及为热屏蔽涂层选择一个至少等于所述最小有效厚度的厚度。现在联系下述详图详细描述本专利技术。附图简述附图说明图1是一种已知燃气轮机的表示典型的燃烧器部件的一个区段的部分截面图；图2是该燃气轮机的表示在图1中所示的燃烧器部件下游的涡轮机级的另一区段的截面图；图3是通过按照本专利技术的一个燃气轮机喷嘴的部分截面图；以及图4是表示表面保护涂层的厚度相对于TBC使用温度的图线。专利技术详述一个典型的燃气轮机2包括一个多级压缩机、多个(如六个、十个、十四个等)燃烧器(沿围绕转子的圆形阵列取向)，带三个或四个涡轮机级。如图1中所示，涡轮机2的每个燃烧器10包括一个被一槽冷衬里组件16围绕的燃烧室14，组件16又部分地包围在气流套管18内。衬里组件16和气流套管18包围在圆筒形燃烧室外壳20内。燃料喷嘴组件22安装在外壳20的后部，并向燃烧室供给燃料。压缩器排放空气向燃烧器供给，用于倒转气流套管和衬里之间的气流并进入燃烧区或燃烧室。燃气通过连接在每个燃烧器上的过渡部件向涡轮机级供给。一个此种过渡部件示于24。现在参照图2，总的标号为26的涡轮机转子包括叠置部件如转子轮28、30、32、34，后者形成一个示范的四级涡轮机转子的一部分，在转子轮之间有交错的隔板36、38、40。如图所示，转子轮28、30、32、34每个在42、44、46、48处安装多个沿周边间隔设置的涡轮叶片。静止的喷嘴50、52、54、56与邻近的叶片排一起组合成四个涡轮机级。图1和2这样例示涡轮机2的热燃气路径中的各种部件，如此处所述，这些部件是TBC和顶部涂层的备选物。为简单起见，本专利技术将参照一个高压喷嘴部件(如喷嘴50，如图2中所示)，但可以理解，本专利技术大体上可以应用于在该涡轮机的热燃气路径区段中操作的任何部件。此种部件包括转动叶片，燃烧硬件包括衬里、过渡部件、燃烧室帽、防溅挡板等。喷嘴50一般包括一个翼面部分，在燃气轮机发动机操作期间，热燃气的指向对着该翼面部分。因此翼面部分的表面受到氧化、热腐蚀和烧蚀的严重侵害。图3中表示一种该技术中已知类型的热屏蔽涂层(TBC)系统48。如图所示，该涂层系统包括一个在衬底56上的结合涂层60。喷嘴50用的合适材料包括定向凝固的等轴单晶的镍铁钴基超强合金以及非金属结构材料包括陶瓷基复合(CMC)材料。结合涂层60可以是一种覆盖涂层如MCrAlX(其中M为铁、钴和/或镍，而X为钇或其它稀土元素)或一种扩散的铝化物如铝化铂。图示结合涂层60将一种热屏蔽涂层(TBC)62附着在衬底56上。TBC62的一种优选材料是氧化钇稳定的二氧化锆(YSZ)，一种优选的成分是约8％重量本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种在其表面上具有热屏蔽涂层（６２）的部件（５０），该部件包括一个覆盖在该热屏蔽涂层上的外表面保护涂层（６４），该外表面保护涂层包括在一含二氧化硅的基质中的氧化铝微粒，该氧化铝微粒组成该外表面保护涂层的约５％～８５％重量百分比，而该含二氧化硅的基质基本上由二氧化硅、硅酸盐和莫来石中的至少一种组成，并构成该外表面保护涂层的约１％～约４５％重量百分比；而且其中，该热屏蔽涂层的厚度该热屏蔽涂层的使用温度的函数而确定。

【技术特征摘要】
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【专利技术属性】
技术研发人员：PT马克斯，WR斯托维尔，AJ斯科格，JA默菲，JH克莱尔，RG罗维，KL布鲁斯，TE麦克戈文，RC迈尔，L德贝利斯，BP阿内斯，MD西尔，MC罗林，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：US[美国]