[发明专利]经涂覆的涡轮机部件和相关生产方法

说明书

经涂覆的涡轮机部件包括：基材(21)和存在于基材(21)上的钙镁铝硅酸盐CMAS保护层(24)。层(24)包括钙镁铝硅酸盐CMAS保护材料的第一相(240)，以及包含分散在所述第一相中的非润湿材料颗粒的第二相(241)。

背景技术

本发明涉及用于在高温环境中使部件(例如，航空或陆地燃气涡轮发动机中所用的部件)隔热的保护性涂层领域。

为了改进燃气涡轮发动机的效率，尤其是用于固定式陆基系统或航空推进的高压涡轮(HPT)，人们正在考虑提高其温度。在这些条件下，所用的材料(例如，金属合金或陶瓷基质复合材料(MCM))需要进行保护，主要是保持表面温度足够低，以确保其功能完整性并限制其被环境气氛氧化/腐蚀。

“热屏障”(TB)或“环境阻隔涂层”(EBC)保护体是复杂多层堆叠体，通常由沉积在基材的基底材料(金属合金或复合材料)表面上的允许针对氧化/腐蚀进行保护的粘合涂层构成，其本身顶部有陶瓷涂层，所述陶瓷涂层的主要功能是限制经涂覆组件的表面温度。在热屏障的情况下，为了确保其抗氧化/腐蚀的保护功能并提高陶瓷涂层的粘附，可以使粘结涂层预氧化以在其表面上形成致密的氧化铝层，称为“热生长氧化物”。该保护体系见述于如下文献：D.R.Clarke、M.Oechsner、N.P.Padture的“用于更高效燃气涡轮引擎的热屏障涂层(Thermal–barrier coatings for more efficient gas–turbine engines)”，美国材料学会会刊(MRS Bulletin)37，2012，第892–898页，以及D.Zhu,R.A.Miller，“先进推进发动机系统的热屏障和环境屏障涂料(Thermal and Environmental Barrier Coatings forAdvanced Propulsion Engine Systems)”，ASA技术备忘录(NASA Technical Memorandum)213129,2004。

这些体系(TB和EBC)的使用寿命一方面取决于堆叠体对于热循环的抵抗力，另一方面取决于外层对于环境压力(被固体颗粒侵蚀、耐化学性、腐蚀等)的抵抗力。

具体来说，这些体系在暴露于富含砂或火山灰颗粒(富含无机二氧化硅型化合物)的介质中时会非常快速地降解，所述介质通常称为CMAS(钙、镁、铝和硅的氧化物)。熔融的CMAS渗入热屏障或环境屏障通常会导致降解：

·经渗透的层硬化导致机械故障(分层)；

·热屏障的化学溶解以及形成具有不同机械性能和/或体积的重结晶产物导致不稳定。

为了克服该问题，研发了所谓的“抗CMAS”组合物，其允许通过与CMAS反应形成防水屏障层，见述于文献C.G.Levi,J.W.Hutchinson,M.–H.Vidal–Sétif,C.A.Johnson，“熔融沉积物导致热屏障涂层的环境降解(Environmental degradation of thermal barriercoatings by molten deposits)”,美国材料学会会刊，37,2012,第932–941页。

然而，这些体系仍然具有使其有效性下降的功能限制，其中，特别值得一提的是：

·在使用中，通过热机械效应使TB开裂产生了有利于熔融CMAS的渗透路径；

·由于涂层中CMAS的毛细管渗透与形成不可渗透阻隔相的反应动力学之间的竞争，持续存在可变的渗透厚度。渗透厚度越大，TB机械削弱的风险越大。实际上，尽管CMAS渗透中止，但仍担忧该体系硬化，导致使用寿命有限；

·需要使用形态致密且不含垂直裂纹的抗CMAS涂层，以最大程度减少该液体污染物的毛细管渗透。在这种情况下，该体系对由不同系统元件的热膨胀系数差异引起的热机械应力敏感，因此再次导致有限的使用寿命。

因此，需要一种具有CMAS保护层的燃气涡轮发动机部件，以限制熔融CMAS渗入保护层的深度。