BRPI0902199A2 - método de reparo de uma cobertura de barreira térmica e cobertura reparada assim formada - Google Patents

método de reparo de uma cobertura de barreira térmica e cobertura reparada assim formada Download PDF

Info

Publication number
BRPI0902199A2
BRPI0902199A2 BRPI0902199-0A BRPI0902199A BRPI0902199A2 BR PI0902199 A2 BRPI0902199 A2 BR PI0902199A2 BR PI0902199 A BRPI0902199 A BR PI0902199A BR PI0902199 A2 BRPI0902199 A2 BR PI0902199A2
Authority
BR
Brazil
Prior art keywords
cover
composition
ceramic particles
percent
binder
Prior art date
Application number
BRPI0902199-0A
Other languages
English (en)
Inventor
Andrew Jay Skoog
Jane Ann Murphy
Original Assignee
Gen Electric
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Gen Electric filed Critical Gen Electric
Publication of BRPI0902199A2 publication Critical patent/BRPI0902199A2/pt

Links

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C24/00—Coating starting from inorganic powder
    • C23C24/08—Coating starting from inorganic powder by application of heat or pressure and heat
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B35/00—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/01—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on oxide ceramics
    • C04B35/16—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on oxide ceramics based on silicates other than clay
    • C04B35/18—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on oxide ceramics based on silicates other than clay rich in aluminium oxide
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B35/00—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/622—Forming processes; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/626—Preparing or treating the powders individually or as batches ; preparing or treating macroscopic reinforcing agents for ceramic products, e.g. fibres; mechanical aspects section B
    • C04B35/62605—Treating the starting powders individually or as mixtures
    • C04B35/62625—Wet mixtures
    • C04B35/6263—Wet mixtures characterised by their solids loadings, i.e. the percentage of solids
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B35/00—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/622—Forming processes; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/626—Preparing or treating the powders individually or as batches ; preparing or treating macroscopic reinforcing agents for ceramic products, e.g. fibres; mechanical aspects section B
    • C04B35/63—Preparing or treating the powders individually or as batches ; preparing or treating macroscopic reinforcing agents for ceramic products, e.g. fibres; mechanical aspects section B using additives specially adapted for forming the products, e.g.. binder binders
    • C04B35/6303—Inorganic additives
    • C04B35/6316—Binders based on silicon compounds
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/30—Constituents and secondary phases not being of a fibrous nature
    • C04B2235/32—Metal oxides, mixed metal oxides, or oxide-forming salts thereof, e.g. carbonates, nitrates, (oxy)hydroxides, chlorides
    • C04B2235/3205—Alkaline earth oxides or oxide forming salts thereof, e.g. beryllium oxide
    • C04B2235/3206—Magnesium oxides or oxide-forming salts thereof
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/30—Constituents and secondary phases not being of a fibrous nature
    • C04B2235/32—Metal oxides, mixed metal oxides, or oxide-forming salts thereof, e.g. carbonates, nitrates, (oxy)hydroxides, chlorides
    • C04B2235/3205—Alkaline earth oxides or oxide forming salts thereof, e.g. beryllium oxide
    • C04B2235/3208—Calcium oxide or oxide-forming salts thereof, e.g. lime
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/30—Constituents and secondary phases not being of a fibrous nature
    • C04B2235/32—Metal oxides, mixed metal oxides, or oxide-forming salts thereof, e.g. carbonates, nitrates, (oxy)hydroxides, chlorides
    • C04B2235/3231—Refractory metal oxides, their mixed metal oxides, or oxide-forming salts thereof
    • C04B2235/3232—Titanium oxides or titanates, e.g. rutile or anatase
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/30—Constituents and secondary phases not being of a fibrous nature
    • C04B2235/34—Non-metal oxides, non-metal mixed oxides, or salts thereof that form the non-metal oxides upon heating, e.g. carbonates, nitrates, (oxy)hydroxides, chlorides
    • C04B2235/3418—Silicon oxide, silicic acids or oxide forming salts thereof, e.g. silica sol, fused silica, silica fume, cristobalite, quartz or flint
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/80—Repairing, retrofitting or upgrading methods
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/21—Oxide ceramics
    • F05D2300/2112—Aluminium oxides
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Paints Or Removers (AREA)
  • Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Application Of Or Painting With Fluid Materials (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)

Abstract

Método de reparo de uma cobertura de barreira térmica e cobertura reparada assim formada. Uma composição de cobertura e um método de reparo apropriados para o reparo de coberturas de barreira térmica (TBCs), e em particular TBCs baseadas em composições de alumina-sílica. O método inclui preparar ao menos uma composição de cobertura (24) contendo partículas sólidas de cerâmica (26), partículas ocas de cerâmica (28) e um ligante precursor de sílica, aplicar a composição de cobertura (24) em uma área superficial (22) do componente (10) exposta por uma abertura (20), por exemplo, escamação (20) da TBC (16), e então reagir o ligante para gerar uma cobertura de reparo (30) a qual cobre a área superficial (22) da componente (10). A cobertura de reparo (30) resultante contém as partículas sólidas de cerâmica (26) e as partículas ocas de cerâmica (28) em uma matriz de sílica formada pela decomposição térmica do ligante.

Description

Método de reparo de uma cobertura de barreira térmica e cobertura reparada assimformada.
FUNDAMENTOS DA INVENÇÃO
A invenção se refere às coberturas ou revestimentos paracomponentes expostos a altas temperaturas, tal como o ambiente térmico hostil de umaturbina a gás. Mais em particular, esta invenção está direcionada a um método de reparopara as coberturas de barreira térmica as quais tenham sofrido uma escamaçãolocalizada.
Os componentes da secção quente dos motores de tipoturbina a gás para uma aeronave ou industriais (geração de energia) são em geralprotegidos por uma cobertura de barreira térmica (TBC), a qual reduz a temperatura dosubstrato do componente abaixo e assim prolonga a vida útil do componente. Osmateriais cerâmicos, e em particular a zircônia estabilidade com ítrio (YSZ) sãoamplamente empregados como materiais de TBC devida a sua capacidade de suportaraltas temperaturas, a sua baixa condutividade térmica e sua relativa facilidade dedepósito através de aspersão a plasma, aspersão em chama e por meio de depósitofísico de revestimento por vapor (PVD - physical vapor deposition) tal como o depósitofísico de revestimento por vapor através de corrente elétrica (EBPVD). A aspersão aplasma atmosférico (APS) é em geral preferida em relação a outros processos dedepósito devido aos custos relativamente baixos de equipamentos e pela facilidade deaplicação e de mascaramento.
As análises têm mostrado que os TBCs de YSZdepositados através de APS apresentam-se cerca de 20% a 70% transparentes aradiação térmica (comprimentos de onda de cerca de 780 nm a cerca de 1 mm) quandodepositados com uma espessura típica de cerca de 250 a 500 micrometros. Comoresultado, a proteção térmica fornecida por tais TBCs é comprometida em suatransmissão no infravermelho (IR) em ambientes que apresentam uma grandeintensidade de radiação térmica, tais como dentro da secção do combustor de umaturbina a gás. Em resposta, têm sido propostos outros materiais para o isolamento dasecção do equipamento da secção do combustor e de outros equipamentos sujeitos acondições operacionais similares. Exemplos marcantes incluem os materiais contendoalumina e sílica que não são transparentes aos comprimentos de onda em IR compreocupação principal para o combustor, por exemplo, os comprimentos de onda decerca de 0,3 a cerca de 6 micrometros. Estes materiais de cobertura ou revestimentotambém apresentam a vantagem de apresentar uma massa reduzida e excelentepropriedades de isolamento. Exemplos particulares de TBCs formados a partir destesmateriais de cobertura envolvem o uso de uma mistura contendo partículas em pó dealumina e um precursor de sílica, os quais são aplicados na superfície a ser protegida eaquecidos até a decomposição térmica do precursor de modo a formar uma matriz desílica na qual as partículas em pó estão dispersas. A mistura pode ser formada comouma fita a qual é aplicada na superfície ou que pode ser aspergida sobre a superfície.Como exemplos, vejam-se as patentes norte-americanas de titularidade do presente denúmeros US 6.165.600, US 6.177.186, US 6.210.791, US 6.465.090 e US 6.827.969.
Para serem efetivos, os sistemas TBC devem apresentaruma baixa condutividade térmica, devem aderir fortemente ao componente e precisampermanecer aderidos por diversos ciclos de aquecimento e esfriamento. O últimorequisito é particularmente importante devido aos coeficientes de expansão térmicadiferentes entre os materiais cerâmicos da TBC e o dos substratos os quais estesprotegem, os quais tipicamente são feitos a partir de ligas metálicas tipo superalloy. Parapromover a adesão e aumentar a vida útil de um sistema TBC, geralmente é empregadauma cobertura adesiva resistente a oxidação. As coberturas adesivas tipicamente seencontram na forma de camadas de revestimento tais como as MCrAIX (na qual M éferro, cobalto e/ou níquel, e X é ítrio, elementos de terras raras e/ou elementos reativos),ou revestimentos com difusão de alumineto. Durante o depósito da cerâmica TBC e asubseqüente exposição a altas temperaturas, tal como durante a operação do motor,estas coberturas adesivas formam uma camada ou película de alumina (Al203) altamenteaderida a qual adere a TBC na cobertura adesiva. A vida útil dos sistemas TBCtipicamente é limitada pela ocorrência de escamação devida a oxidação da coberturaadesiva, aumento das tensões na interface e pela resultante fadiga térmica. Apesar de játerem sido feitos avanços significativos, existe a obrigação inevitável de se reparar oscomponentes cujas coberturas de barreira térmica tenham sofrido uma escamação.Apesar da escamação tipicamente ocorrer em regiões ou setores localizados, osmétodos convencionais de reparo tem sido o de remover completamente a cobertura debarreira térmica, restaurar ou reparar a superfície da camada de ligação se necessário, eentão revestir novamente todo o componente. Como uma alternativa, a patente US5.723.078, de Nagarai e outros, ensina um processo para reparar seletivamente umaregião escamada de uma TBC usando a técnica de aspersão a plasma.
No caso das grandes turbinas de geração de energia, não éeconomicamente viável a parada completa na geração de energia por um longo períodode tempo, de modo a remover os componentes cujas TBCs tenham sido submetidas aapenas uma escamação localizada. Como resultado, os componentes identificados comoapresentando a TBC escamada são em geral analisados de modo a se determinar se aescamação ocorreu em uma área de grandes tensões e, é feita uma avaliação emrelação ao risco de danos à turbina devido a proteção térmica reduzida do componente, oqual, se excessivo, pode levar a uma falha catastrófica do componente. Caso a decisãoseja a de reparar a TBC, o componente com escamação é removido e um novo materialTBC é depositado por aspersão a plasma na região superficial com escamação. Taisprocessos de reparo têm mostrando um amplo uso no reparo das TBCs de YSZ.Contudo, ainda persiste a necessidade de novos materiais e técnicas de reparo, incluindoaquelas particularmente adaptadas ao reparo dos supra citados materiais de TBC emalumina-sílica.
BREVE DESCRIÇÃO DA INVENÇÃO
A presente invenção fornece uma composição derevestimento e a um método de reparo apropriados para o reparo de uma TBC de umcomponente, e em particular os materiais de TBC baseados em composições dealumina-sílica.
De acordo com primeiro aspecto da invenção, o métodoinclui preparar uma composição de cobertura ou revestimento compreendendo partículassólidas de cerâmica, partículas ocas de cerâmica e um ligante precursor de sílica, aplicara composição de cobertura na área superficial exposta da componente, por exemplo,exposta devida a escamação localizada, e então reagir o ligante de modo a se obter umacobertura de reparo a qual cobre a área do componente. A cobertura de reparoresultante compreende as partículas sólidas de cerâmica e as partículas ocas decerâmica dentro de uma matriz de sílica formada pela decomposição térmica do ligante.Também é incluída na invenção a composição de cobertura e a TBC reparada.
As composições de cobertura e as coberturas de reparoresultantes supra descritas são compatíveis com os materiais de TBC a base de alumina-sílica, e as partículas ocas de cerâmica fornecem o beneficio adicional de reduzir adensidade e de aumentar as propriedades de isolamento e de resistência a erosão dacobertura reparada. Os materiais preferidos para as partículas de cerâmica sólidas eocas são os não transparentes aos comprimentos de onda no IR de preocupaçãoparticular na secção do combustor de um motor a turbina, por exemplo, os comprimentosde onda de cerca de 0,3 a cerca de 6 micrometros. Desta feita, os materiais preferidospara a cobertura de reparo não degradam a refletividade térmica da TBC que está sendoreparada.
Em vista do quanto supra, também pode ser notado que ométodo desta invenção não requer que a TBC seja completamente removida, e nãorequer que o componente seja removido de modo a repara a sua TBC. O métodotambém não precisa de um tratamento a alta temperatura, uma vez que o liganteprecursor de sílica pode ser inicialmente curado de modo a possibilitar que a câmara dereparo apresente uma resistência suficiente para suportar a operação do motor, sendoque com o transcorrer deste tempo o ligante precursor é gradualmente convertido demodo a formar a matriz de sílica. Como resultado, é necessário um tempo mínimo deparada de operação para completar o reparo e retomar a operação do motor a turbina.No caso das grandes turbinas de geração de energia, evita-se o custo de pararcompletamente a planta de geração de energia por um longo período de tempo a fim deremover, repara e então reinstalar um componente que tenha sofrido apenas de umaescamação localizada.
O método da invenção pode ser usado para repararcoberturas cerâmicas em uma grande variedade de componentes expostos a cargastérmicas incluindo, mas não limitados a, TBCs formadas de materiais com composiçõesdiferentes das de alumina-sílica e aplicadas nos componentes das secções quentes dosmotores de turbinas a gás de aviões e industriais (geração de energia).
Outros objetos e vantagens desta invenção poderão sermelhor apreciados a partir da descrição detalhada que segue.
BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS
- A figura 1 é uma representação de secção transversal de uma superfície de umcomponente, protegida por uma cobertura de barreira térmica que tenha sofrido umaescamação localizada; e
As figuras 2 e 3 são representações em secção transversal da superfície docomponente da figura 1, durante o reparo da cobertura de barreira térmica, de acordocom uma forma de realização preferida para esta invenção.
DESCRIÇÃO DETALHADA DA INVENÇÃO
A presente invenção é direcionada aos componentesprotegidos por meios de coberturas de barreira térmica para operação dentro deambientes caracterizados por temperaturas relativamente altas, e são portantosubmetidos a tensões térmicas severas, cíclicas e cargas de radiação. Exemplosnotáveis de tais componentes incluem os bocais das turbinas de alta e de baixa pressão,o envoltório, as camisas do combustor, as vedações secundárias e o equipamentoamplificador dos motores de turbina a gás para uso em aplicações aeronáuticas eindustriais. A presente invenção é particularmente direcionada as coberturas de barreiratérmica (TBCs) as quais apresentam propriedades de isolamento térmico em relação acondução e a radiação térmica. As vantagens desta invenção serão descritas em umaaplicação em particular para os componentes do combustor das turbinas a gás, apesarde que a invenção é aplicável, em geral, a quaisquer componentes nos quais ascoberturas de tipo barreira térmica, tal como aqui descritas, podem ser usadas paraisolar termicamente um componente do ambiente.
Representada na figura 1 está uma região superficial de umcomponente 10 com um sistema 12 de cobertura de barreira térmica (TBC) apresentandouma região exposta 20, por exemplo, como resultado de uma escamação localizada. Osistema TBC 12 é mostrado como sendo composto de uma cobertura adesiva 14 nasuperfície do componente 10, e de uma camada cerâmica (TBC) 16 depositada sobre acobertura adesiva 14 na forma de uma cobertura de barreira térmica. Tal como é asituação para os componentes dos motores de turbina a gás, o componente 10 pode serformado a partir de uma liga "superalloy" a base de níquel, de cobalto ou de ferro. Acobertura adesiva 14 é preferencialmente formada de uma material resistente aoxidação, de modo a proteger o componente 10 jazente da oxidação e permitir que acobertura cerâmica 16 adira de forma mais forte ao componente 10. Os materiaisapropriados para a cobertura adesiva 14 incluem, mas não estão limitados a, camadasde revestimento MCrAIX e camadas de alumineto difundido. Após o depósito dacobertura adesiva 14, uma película oxida 18 se forma na superfície da cobertura adesiva14 em temperaturas elevadas. A película oxida 18 prove a uma superfície na qual acamada cerâmica 16 pode aderir de modo mais forte, assim promovendo a resistência aescamação da camada cerâmica 16.
A camada cerâmica 16 pode ser formada a partir de umadiversidade de materiais, incluindo os materiais de YSZ amplamente empregados comomateriais de TBC, sendo que os resultados do método de reparo da invenção irãodepender, em parte, do grau de compatibilidade entre as propriedades de expansãotérmica da camada cerâmica 16 com os materiais de reparo descritos abaixo. Em umaforma preferencial de realização da presente invenção, a camada cerâmica 16 é ummaterial baseado em alumina/sílica (alumina, sílica e/ou aluminossilicatos são osconstituintes predominantes) que não seja transparente aos comprimentos de onda do IRcom foco particular para as secções do combustor nos motores a turbina. Exemplosparticulares destes materiais incluem os das supra citadas patentes norte-americanas denúmeros US 6.165.600, US 6.177.186, US 6.210.791, US 6.465.090 e US 6.827.969,cujos conteúdos relativos às composições de revestimento e aos processos derevestimento são aqui referenciados. A camada cerâmica 16 pode ter sido formada defitas aplicadas na superfície do componente 10, ou de uma composição aspergida sobrea superfície do componente, ou através de um outro processo de depósito apropriado.Exemplos preferidos destes matérias de cobertura contém partículas em pó de alumina,opcionalmente particular cerâmicas adicionais, e um precursor de sílica, os quais sãomisturados e aplicados na superfície do componente e então aquecidos até adecomposição térmica do precursor de modo a se formar uma matriz de sílica na qual aspartículas em pó estão dispersas. O material de cobertura é depositado com umaespessura que seja suficiente de forma que a camada cerâmica 16 resultante esteja aptaa fornecer a proteção térmica necessária para o componente 10.
Caso estejam localizadas dentro da secção do combustorde uma turbina a gás, as superfícies do componente 10 são submetidas aos gasesquentes da combustão durante a operação do motor e são, portanto, submetidas aseveros ataque pela oxidação, corrosão e erosão. Desta forma, o componente 10 devepermanecer protegido do seu ambiente operacional hostil pelo sistema TBC 12. A perdada camada cerâmica 16 devido a escamação leva a uma deterioração prematura erápida do componente 10. Desta forma, a região 20 de escamação localizada da camadacerâmica 16 representada na figura 1 deve ser reparada ou o componente 10 édescartado. UM processo de reparo da TBC preferido desta invenção é representado nasfiguras 2 e 3. Cada uma das seguintes etapas realizadas durante o reparo docomponente 10 pode se realizada enquanto o componente 10 permanece instalado nomotor a turbina, assim evitando completamente o necessidade de remover e depois dereinstalar o componente.
O processo de reparo começa com a limpeza da superfície22 exposta pela região escamada 20, de modo a remover óxidos soltos e contaminantestais como graxa, óleos e fuligem sem danificar a camada cerâmica 16 não danificada. Apelícula de oxido 18, assim como quaisquer restos bem aderidos da camada cerâmica 16exposta pela região escamada 20 podem permanecer para realizar a adesão dacomposição de cobertura 24 depositada na região escamada 20, tal como representadona figura 2. De acordo com a invenção, a composição de cobertura 24 é uma misturacontendo um ou mais pós de partículas cerâmicas sólidas (não ocas) 26, um ou mais pósde partículas cerâmicas ocas 28 e um precursor de sílica o qual, quando suficientementeaquecido, forma uma cobertura cerâmica de reparo 30, mostrada na figura 3. Em adição,a composição de cobertura 24 pode conter outros materiais de carga, incluindocomposições de vidro.
As partículas sólidas 26 são preferencialmente de alumina,a despeito de que também é previsto o uso de outros materiais cerâmicos, ou misturesentre estes. Os materiais preferidos são óxidos refratários que não são transparentes emrelação aos comprimentos de onda do IR, incluindo alumina, magnésia (MgO), titânia(Ti02) e cálcia (CaO). Adicionalmente, as partículas de YSZ podem ser incluídas comoparte das partículas sólidas 26 como locais de difusão para os comprimentos de onda decerca de 0,9 a cerca de 2,5 micrometros. Os tamanhos de partícula apropriados para aspartículas em pó 26 e outros constituintes sólidos da composição de cobertura 24 estãogeralmente dentro da faixa de cerca de 0,01 a cerca de 100 micrometros, maispreferivelmente de cerca de 0,1 a cerca de 25 micrometros. Dependendo da aplicaçãoem particular e da construção desejada para a cobertura 30, os pós de aluminapreferidos para as partículas sólidas 26 podem incluir o A-14 (um pó de aluminacalcinado não moído; tamanho de partícula dentro de uma gama de cerca de 3 e 5,5micrometros) disponibilizado pela Almatis, o A-16SG (um pó de alumina termicamentereativo e super moído; tamanho de partícula dentro de uma gama de cerca de 0,3 a 0,5micrometros) também disponibilizado pela Almatis, e o SM8 (tamanho de partícula dentrode uma gama de cerca de 0,10 a 0,6 micrometros) disponibilizado pela BaikowskiInternational Corp.
Dependendo da aplicação em particular e da construçãodesejada para a cobertura 30, as partículas cerâmicas ocas 28 podem ser de alumina,outro material cerâmico, ou uma mistura de um ou mais materiais cerâmicos, com osmateriais preferidos sendo aqueles que não são transparentes aos comprimentos deonda do IR, tais como a alumina e os silicatos incluindo os aluminossilicatos. Apesar deserem mostradas por toda a composição de cobertura 24 e a cobertura de reparo 30 nasfiguras 2 e 3, as partículas ocas 26 podem ficar limitadas a certas regiões da composição24 e da cobertura 30, por exemplo, as regiões mais internas, as mais externas e/ou asregiões intermediárias. De acordo com um aspecto preferido da presente invenção, umpapel importante realizado pelas partículas cerâmicas ocas 28 é o de aumentar aspropriedades de isolamento da cobertura de reparo 30 sem diminuir a não transparênciatotal da camada cerâmica 16 de alumina-sílica aos comprimentos de onda do IR, comfoco em particular para as secções do combustor dos motores a turbina. Outrosbenefícios potenciais incluem uma melhora da resistência a erosão da cobertura dereparo 30 com um mínimo ou nenhum aumento adverso no peso. A baixa densidade daspartículas em pó ocas 28, em comparação com as partículas em pó 26, permite umamaior espessura para a cobertura de reparo 30 com exceder o peso de uma cobertura decomposição similar apenas com as partículas sólidas 26, ou coberturas de reparo 30 comespessura similar mas peso menor. Os materiais preferidos para as partículas ocas 26incluem os aluminossilicatos apresentando uma densidade da partícula menor que 0,40g/cm3. Existem diversas fontes para os pós cerâmicos ocos, incluindo a Sphere One, Inc(Extendospheres ®), 3M (Zeeospheres), Sphere Services Inc (cenospheres) e TrelleborgEmerson & Cuming, Inc (Eccospheres ®). As partículas cerâmicas ocas preferidas 28incluem os aluminossilicatos com uma gama de tamanho de partícula de cerca de 0,05 acerca de 200 micrometros, tais como a Extendospheres ® SL (cerca de 10 a cerca de 150micrometros) disponibilizadas pela Sphere One Inc, e Zeeospheres (D50 com cerca de18 micrometros) disponibilizadas pela 3M.
O precursor de sílica serve como um ligante na composiçãode cobertura 24. Os precursores de sílica preferidos são tidos como as composiçõesbaseadas em silicone tal como o polimetil siloxano, apensar de que é possível que outrasfontes de silício e de precursores de cerâmica possam ser usadas, tais como TEOS(tetra-etila-orto-silicato) ou possivelmente uma fonte de silício coloidal. Os precursoresparticularmente apropriados incluem as misturas de metilsesquisiloxano da família dopolisiloxano disponibilizadas por fontes tais como a Apollo Plastics Corporation (porexemplo, SR350 e SR355) e pela Dow Chemical Corporation, e um polivinil butiraldisponibilizado através da marca B-79 pela Monsanto Co.
Os constituintes restantes da composição 24 sãopreferencialmente orgânicos, primariamente um transportador ou solvente orgânico eopcionalmente surfactantes, dispersantes e/ou ligantes/plastificantes adicionais aptos acausar a adesão das partículas em pó 26 e 28 de modo a render uma composição 24 aqual pode ser aplicada na superfície 22. Dependendo dos tipos e das quantidades dosingredientes adicionais, a composição 24 pode ser formulada e processada como fitaslaminares mas sólidas as quais podem ser individualmente aplicadas na superfície 22, ouum material maleável mais laminar, o qual pode ser aplicado como uma pasta ou massa.Um transportador apropriado líquido/solvente é um álcool anidro tal como o etanol, umálcool denaturado e álcool isopropílico, apesar de que poderiam ser usados a acetona, otricloroetileno e outros materiais compatíveis com o silicone. Os plastificantesapropriados incluem o ftalato de dibutila (DBP) e o polivinil butiral (por exemplo, o supracitado B-79). Caso a composição 24 deve ser usada na forma de uma fita, uma fraçãosuficiente dos ligantes e dos plastificantes deve estar presente a fim de permitir que a fitaseja aplicada e quimicamente ou mecanicamente unida na superfície 22, através do usode calor e pressão. Os surfactantes também podem ser usados para que se obtenhauma consistência pegajosa apropriada a qual permite que a composição 24, emparticular aquelas preparadas na forma de fitas, adiram na superfície 22 exposta pelaregião escamada 20. Os surfactantes apropriados incluem um surfactante de ácido deéster fosfato orgânico alquila, comercialmente disponibilizado como PS21A pela WhitcoChemical. Um outro surfactante que pode ser empregado é o disponibilizado com onome de Merpol A pela Stephan.
A fração dos componentes orgânicos usados nacomposição 24 também pode depender da hipótese em que o processo de reparo tenhapor objetivo produzir uma cobertura 30 cujas propriedades estruturais variem em funçãode espessura, em cujo caso diversas camadas da composição 24, com composiçõesdiferenciadas, são aplicadas na superfície 22. Por exemplo, pode ser desejado que acamada ou região mais interna do material de revestimento 24 aplicado contenha umaquantidade suficiente de ligantes/plastificantes de modo a produzir vazios sub-micra eobter um nível de porosidade desejável o qual aumenta a capacidade de isolamento dacobertura 30, enquanto que a fração dos componentes orgânicos, usada na camadamais externa ou em quaisquer camadas intermediárias, é preferencialmente menor demodo a minimizar a porosidade a fim de se conseguir resistência a abrasão e ainfiltração.
Qualquer que seja a formulação, em pasta ou em fita, podeser desejável que se formule certas regiões da cobertura 30 de modo a apresentarempropriedades adicionais melhoradas. Por exemplo, a região da superfície mais externa dacamada 30 pode incorporar partículas reflexivas ao IR ou absorventes do IR, assim comooutros constituintes tais como materiais resistentes e erosão e/ou a corrosão. Um outroexemplo é o de formular a região da superfície mais externa da cobertura 30 a fim de seconseguir uma superfície mais lisa a qual aumente a aerodinâmica do componente 10.Neste caso, pode ser desejável aplicar, como a camada mais externa, uma composiçãode cobertura 24 a qual emprega partículas 26 e 28 sólidas mais finas e/ou ocas. Porexemplo, o interior da cobertura 30 pode ser formado por uma composição de cobertura24 a qual contenha uma alumina em pó tal como a A14, enquanto que o exterior dacobertura 30 pode ser formado por uma composição 24 a qual contenha um pó dealumina mais fino, tal como o A16SG, e pode omitir completamente as partículas ocas 28.
As faixas preferidas e aproximadamente amplas sãoindicadas em percentual em peso nas tabelas I e II abaixo, em relação aos constituintesindividuais para as composições de cobertura 24 na forma de pasta e fitas,respectivamente.
Tabela I
<table>table see original document page 10</column></row><table>
Para as quantidades indicadas para o Exemplo da Tabela I,o solvente é preferencialmente um álcool desnaturado ou acetona, as partículas do pósólido são preferencialmente a alumina A16SG ou A14 e o precursor de sílica épreferencialmente o SR350.
Tabela II
<table>table see original document page 10</column></row><table>
Para as quantidades indicadas para o Exemplo da Tabela II,o solvente é preferencialmente um álcool desnaturado ou acetona, as partículas do pósólido são preferencialmente a alumina A16SG, o precursor de sílica é preferencialmenteo SR355, o lígante adicional é de preferência o B-79, o plastificante é de preferência oDBP e o surfactante é de preferência o PS21A. O solvente é evaporado dascomposições das fitas da Tabela II antes da aplicação da fita na superfície docomponente 22 e sinterizada de modo a formar a cobertura de reparo 30.
A escolha do precursor de sílica nas Tabelas I e II é devida,em parte, aos seus rendimentos diferenciados da sílica. O ligante SR350 indicado naTabela I gera uma sílica em uma quantidade de cerca de 60 a cerca de 75 por cento empeso em relação a quantidade original do ligante SR350 presente na composição decobertura 24, enquanto que uma quantidade igual do ligante Sr355 indicado na Tabela IIrende a sílica em uma quantidade de cerca de 30 a cerca de 40 por cento em peso emrelação a quantidade original do ligante SR355 presente na composição de cobertura 24em fita.
Um processo apropriado para a formação das composiçõesde cobertura 24 desta invenção como uma pasta envolve combinar os constituintes supracitados da Tabela I para que se obtenha uma consistência apropriada tipo pasta, após oque a composição 24 pode ser aplicada para preencher a região escamada 20 dequalquer forma apropriada, tal como através de uma espátula. Dependendo da suacomposição, o ligante da composição em pasta 24 pode reagir a temperatura ambiente,ou a sua reação pode ser acelerada através de aquecimento, tal como através de umalâmpada de aquecimento, até que a resistência da cobertura de reparo 30 resultantetenha alcançado o nível requerido para a operação em um motor a turbina. Umtratamento de cura apropriado é de cerca de dezesseis horas a temperatura ambientepara curar os ligantes de silicone preferidos, apesar de que os tempos de cura podemser significativamente reduzidos em temperaturas elevadas. A conformação dacomposição em pasta 24 na região escamada 20 e a cura do ligante podem serpromovidos através do emprego de um tratamento térmico, o qual inclui comprimir acomposição 24 aplicada com um ferro aquecido. Então, podem ser realizadas asoperações de pós-processamento de modo a preparar a componente 10 para uso.
Durante a operação no motor a turbina, a cobertura dereparo 30 continua a reagir, associada a um aumento na resistência e em outraspropriedades mecânicas da cobertura 30. Os ligantes de silicone preferidos inicialmentecuram por polimerização de modo a formarem um matriz de silicone cuja resistência ésuficiente para a operação do motor. Com o uso continuado em altas temperaturas, osilicone é termicamente decomposto em sílica, formando uma matriz de sílica na qual aspartículas cerâmicas 26 e 28 são dispersas.
Um processo apropriado para a formação das composiçõesde cobertura 24 desta invenção como uma fita envolve a moldagem de uma ou mais fitasem uma folha de tetrafluoretileno (isto é, TEFLON ®). As composições dentro das faixasdefinidas na Tabela II são aplicadas na folha de Teflon e então são secadas por umtempo suficiente para evaporar o solvente. As fitas secas são então removidas da folhade Teflon em transferidas para a superfície do componente a ser protegido pelacobertura de reparo 30. Caso seja desejada uma cobertura 30 com diversas camadascom propriedades diferenciadas, uma fita formulada para produzir a camada ou regiãomais interna da cobertura 30 pode ser primeiramente aplicada, seguida de uma ou maisfitas para formar as mais externas e quais camadas ou regiões intermediárias dacobertura 30. De forma alternativa, pode ser moldada uma única fita multicamadas a qualcontenha as desejadas composições de cobertura 24 diferenciadas, de forma que énecessária apenas a aplicação de uma única fita. Uma vantagem do uso de uma únicafita multicamadas está em que as quantidades relativas das partículas sólidas 26,partículas ocas 28 e ligante podem ser variadas a fim de se obter níveis de porosidadediferenciados dentro da cobertura 10, por exemplo, maior porosidade próxima dasuperfície 22 do componente 12 e menor porosidade próximo da superfície externa dacobertura 30. Tal como supra indicado, a planura da superfície da cobertura de reparo 30também pode ser incrementada através da seleção apropriada dos tamanhos relativosdas partículas sólidas e ocas 26 e 28, e das quantidades relativas das partículas sólidase ocas 26 e 28 e do ligante.
Após a aplicação da fita, preferencialmente é aplicadapressão na superfície externa da fita(s) através do emprego de uma placa decalafetação, forma de borracha, ou de quaisquer outros meios apropriados de modo aproduzir o acabamento final superficial desejado e a geometria para a cobertura 30. Casoo componente 1Q tenha sido removido, um saco de vácuo pode ser usado em conjuntocom uma autoclave para aplicar o calor e a pressão necessárias para unir quimicamentee mecanicamente a fita(s) ao componente 10. A fita, ou fitas, não sinterizadas podementão ser sinterizadas através da operação do motor ou de um tratamento térmicoadicional para consolidar e juntar a fita(s). Em qualquer dos casos, a sinterização érealizada a uma temperatura a qual não irá afetar adversamente as propriedadesdesejadas para o componente 10, mas acima das temperaturas nas quais os ligantes eos plastificantes irão se desprender por queima e as partículas cerâmicas 26 e 28 irãosinterizar.
Apesar da invenção ter sido descrita em termos das suasformas particulares de realização, fica claro que outras formas podem ser adotadas porum perito na arte. Deste modo, o escopo da invenção deve ser limitado apenas pelasseguintes reivindicações.

Claims (10)

1. Método de reparo de uma cobertura de barreira térmica(16) em um componente (10) o qual é formado de um material baseado emalumina/sílica, caracterizado pelo fato que o método compreende as etapas de:preparar ao menos uma primeira composição de cobertura (24)' compreendendopartículas sólidas de cerâmica (26), partículas ocas de cerâmica (28) e um liganteprecursor de sílica;- aplicar a primeira composição de cobertura (24) em uma área superficial (22) docomponente (10) exposta por uma abertura (20) na cobertura de barreira térmica (16); e entãoreagir o ligante para gerar uma cobertura de reparo (30) a qual cobre a áreasuperficial (22) da componente (10), a cobertura de reparo (30) compreendendo aspartículas sólidas de cerâmica (26) e as partículas ocas de cerâmica (28) em umamatriz de sílica formada pela decomposição térmica do ligante.
2. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizadopelo fato de que a etapa de preparação compreende preparar a primeira composição decobertura (24) como uma pasta e a etapa de aplicação compreende aplicar a pasta naárea superficial (22).
3. Método, de acordo com a reivindicação 2, caracterizadopelo fato de que a primeira composição de cobertura (24) é preparada de modo a conter,em peso, de cerca de 10 a cerca de 60 por cento de um solvente, de cerca de 5 a cercade 55 por cento de partículas sólidas de cerâmica (26), de cerca de 5 a cerca de 45 porcento de partículas ocas de cerâmica (28), e de cerca de 6 a cerca de 40 por cento doligante precursor de sílica, o balanço de impurezas incidentais, e ao menos uma porçãodo solvente sendo removida da primeira composição de cobertura (24) antes daaplicação da primeira composição de cobertura (24) na área superficial (22).
4. Método, de acordo com a reivindicação 1, caracterizadopelo fato de que a etapa de preparação compreende preparar a primeira composição decobertura (24) como uma fita e a etapa de aplicação compreende aplicar a fita na áreasuperficial (22).
5. Método, de acordo com a reivindicação 4, caracterizadopelo fato de que a primeira composição de cobertura (24) é preparada de modo a aindaconter ao menos um segundo ligante, ao menos um plastificante e opcionalmente aomenos um surfactante.
6. Método, de acordo com a reivindicação 5, caracterizadopelo fato de que a primeira composição de cobertura (24) é preparada de modo a conter,em peso, de cerca de 10 a cerca de 60 por cento de um solvente, de cerca de 5 a cercade 55 por cento de partículas sólidas de cerâmica (26), de cerca de 5 a cerca de 45 porcento de partículas ocas de cerâmica (28), e de cerca de 6 a cerca de 40 por cento doligante precursor de sílica, de cerca de 2 a cerca de 20 por cento do ao menos umsegundo ligante, de cerca de 1 a cerca de 10 por cento do ao menos um plastifícante, eaté cerca de 9 por cento do ao menos um surfactante, o balanço de impurezasincídentais, e ao menos uma porção do solvente sendo removida da primeira composiçãode cobertura (24) para formar a fita e antes da aplicação da fita na área superficial (22).
7. Método, de acordo com uma qualquer dentre asreivindicações de 1 a 6, caracterizado pelo fato de que as partículas sólidas de cerâmica(26) consistem de ao menos um material cerâmico escolhido do grupo que consiste dealumina, magnésia, titânia e cálcia.
8. Método, de acordo com uma qualquer dentre asreivindicações de 1 a 7, caracterizado pelo fato de que as partículas ocas de cerâmica(28) consistem de ao menos um material cerâmico escolhido entre o grupo que consistede alumina e aluminossilicatos.
9. Método, de acordo com uma qualquer dentre asreivindicações de 1 a 7, caracterizado pelo fato de que ainda compreende preparar umasegunda composição de cobertura (24) compreendendo um ligante precursor de sílica eao menos um constituinte adicional escolhido do grupo que consiste de partículas quesão mais refletivas ao IR, absorventes do IR, resistentes a erosão, resistentes a corrosãoe/ou mais finas que as partículas sólidas de cerâmica (26) e que as partículas ocas decerâmica (28) da primeira composição de cobertura (24), e a segunda composição decobertura (24) sendo aplicada para formar a região da superfície mais externa dacobertura de reparo (30).
10. Método, de acordo com uma qualquer dentre asreivindicações de 1 a 9, caracterizado pelo fato de que as etapas de aplicação e dereação são realizadas enquanto o componente (10) é instalado no motor de turbina agás.
BRPI0902199-0A 2008-06-23 2009-06-22 método de reparo de uma cobertura de barreira térmica e cobertura reparada assim formada BRPI0902199A2 (pt)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/144,109 US20110059321A1 (en) 2008-06-23 2008-06-23 Method of repairing a thermal barrier coating and repaired coating formed thereby

Publications (1)

Publication Number Publication Date
BRPI0902199A2 true BRPI0902199A2 (pt) 2010-04-13

Family

ID=41059619

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
BRPI0902199-0A BRPI0902199A2 (pt) 2008-06-23 2009-06-22 método de reparo de uma cobertura de barreira térmica e cobertura reparada assim formada

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20110059321A1 (pt)
EP (1) EP2141138B1 (pt)
JP (1) JP5208864B2 (pt)
AT (1) ATE549303T1 (pt)
BR (1) BRPI0902199A2 (pt)
CA (1) CA2669518A1 (pt)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8257826B1 (en) * 2009-04-08 2012-09-04 Lockheed Martin Corporation Nanoporous coating synthesis and apparatus
KR101781661B1 (ko) 2009-10-24 2017-09-25 쓰리엠 이노베이티브 프로퍼티즈 컴파니 구배 나노공극형 물품을 위한 방법
JP5773688B2 (ja) * 2011-02-28 2015-09-02 三菱重工業株式会社 遮熱コーティングの補修方法
US9862842B2 (en) * 2012-02-29 2018-01-09 Sabic Global Technologies B.V. Infrared radiation absorbing articles and method of manufacture
JP5910343B2 (ja) * 2012-06-20 2016-04-27 マツダ株式会社 エンジン燃焼室部材の断熱構造体及びその製造方法
US9127550B2 (en) * 2012-08-10 2015-09-08 Siemens Energy, Inc. Turbine superalloy component defect repair with low-temperature curing resin
JP5910416B2 (ja) * 2012-08-23 2016-04-27 マツダ株式会社 エンジン用ピストンの製造方法
JP6036005B2 (ja) * 2012-08-23 2016-11-30 マツダ株式会社 エンジン燃焼室部材の断熱構造体及びその製造方法
CN103725116A (zh) * 2012-10-15 2014-04-16 浙江精瑞涂料有限公司 太空衣隔热涂料陶瓷中空微珠
FR2997418B1 (fr) * 2012-10-31 2016-01-01 Seb Sa Revetement ceramique aux proprietes de resistance a la rayure et de conduction thermique ameliorees
WO2014143224A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 United Technologies Corporation Turbine engine repair methods
US20160208371A1 (en) * 2013-08-27 2016-07-21 Agency For Science, Technology And Research Method of treating a thermal barrier coating
EP3094490B1 (en) 2014-01-14 2018-10-17 United Technologies Corporation Silicon oxycarbide environmental barrier coating
DE102015203729A1 (de) * 2015-03-03 2016-09-22 MTU Aero Engines AG Vorrichtung und Verfahren zum partiellen Abdecken einer Bauteilzone eines Bauteils
US20170009328A1 (en) * 2015-07-10 2017-01-12 General Electric Company Coating process and coated component
US10717166B2 (en) 2016-12-02 2020-07-21 General Electric Company Motorized apparatus for use with rotary machines
JP7075781B2 (ja) * 2017-02-28 2022-05-26 株式会社放電精密加工研究所 低面粗度の塗膜を実現できる高平滑性塗料組成物、この施工方法や補修方法、これらを用いて表面処理された圧縮機
JP6709181B2 (ja) * 2017-03-14 2020-06-10 東芝エネルギーシステムズ株式会社 遮熱コーティングの補修方法および耐熱性部品
US10494926B2 (en) 2017-08-28 2019-12-03 General Electric Company System and method for maintaining machines
EP3581679B1 (en) * 2018-06-01 2021-02-17 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Slurry-based coating system repair
SG10202010783RA (en) * 2019-11-06 2021-06-29 Gen Electric Restoration coating system and method
CN115978260A (zh) * 2023-02-02 2023-04-18 济南迈克阀门科技有限公司 一种稳压限流水控阀

Family Cites Families (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3689618A (en) * 1970-08-05 1972-09-05 Air Reduction Use of an unadvanced silicone resin binder in resistor manufacture
US4030936A (en) * 1975-07-07 1977-06-21 Willis Melvin M Binder for alumina containing refractories
US4232527A (en) * 1979-04-13 1980-11-11 General Motors Corporation Combustor liner joints
US4338360A (en) * 1980-05-01 1982-07-06 General Motors Corporation Method for coating porous metal structure
GB2081246B (en) * 1980-07-25 1984-03-14 Rolls Royce Thermal barrier coating composition
US5059095A (en) * 1989-10-30 1991-10-22 The Perkin-Elmer Corporation Turbine rotor blade tip coated with alumina-zirconia ceramic
US5123248A (en) * 1990-03-28 1992-06-23 General Electric Company Low emissions combustor
US5211536A (en) * 1991-05-13 1993-05-18 General Electric Company Boltless turbine nozzle/stationary seal mounting
AU3323193A (en) * 1991-12-24 1993-07-28 Detroit Diesel Corporation Thermal barrier coating and method of depositing the same on combustion chamber component surfaces
US5626923A (en) * 1995-09-19 1997-05-06 Mcdonnell Douglas Corporation Method of applying ceramic coating compositions to ceramic or metallic substrate
US6465090B1 (en) * 1995-11-30 2002-10-15 General Electric Company Protective coating for thermal barrier coatings and coating method therefor
US6210791B1 (en) * 1995-11-30 2001-04-03 General Electric Company Article with a diffuse reflective barrier coating and a low-emissity coating thereon, and its preparation
US5723078A (en) * 1996-05-24 1998-03-03 General Electric Company Method for repairing a thermal barrier coating
US5759932A (en) * 1996-11-08 1998-06-02 General Electric Company Coating composition for metal-based substrates, and related processes
US5817371A (en) * 1996-12-23 1998-10-06 General Electric Company Thermal barrier coating system having an air plasma sprayed bond coat incorporating a metal diffusion, and method therefor
US6022594A (en) * 1996-12-23 2000-02-08 General Electric Company Method to improve the service life of zirconia-based coatings applied by plasma spray techniques, using uniform coating particle size
US5817372A (en) * 1997-09-23 1998-10-06 General Electric Co. Process for depositing a bond coat for a thermal barrier coating system
US7067181B2 (en) * 2003-08-05 2006-06-27 Siemens Power Generation, Inc. Insulating ceramic based on partially filled shapes
US6733907B2 (en) * 1998-03-27 2004-05-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Hybrid ceramic material composed of insulating and structural ceramic layers
US6977060B1 (en) * 2000-03-28 2005-12-20 Siemens Westinghouse Power Corporation Method for making a high temperature erosion resistant coating and material containing compacted hollow geometric shapes
US6047539A (en) * 1998-04-30 2000-04-11 General Electric Company Method of protecting gas turbine combustor components against water erosion and hot corrosion
US6165600A (en) * 1998-10-06 2000-12-26 General Electric Company Gas turbine engine component having a thermal-insulating multilayer ceramic coating
US6136453A (en) * 1998-11-24 2000-10-24 General Electric Company Roughened bond coat for a thermal barrier coating system and method for producing
US6352763B1 (en) * 1998-12-23 2002-03-05 3M Innovative Properties Company Curable slurry for forming ceramic microstructures on a substrate using a mold
US6071628A (en) * 1999-03-31 2000-06-06 Lockheed Martin Energy Systems, Inc. Thermal barrier coating for alloy systems
US6177186B1 (en) * 1999-04-30 2001-01-23 General Electric Company Heat reflective, erosion and wear resistant coating mixture, method and coated article
US6294261B1 (en) * 1999-10-01 2001-09-25 General Electric Company Method for smoothing the surface of a protective coating
US6413578B1 (en) * 2000-10-12 2002-07-02 General Electric Company Method for repairing a thermal barrier coating and repaired coating formed thereby
AU2002226001A1 (en) * 2000-12-08 2002-06-18 Sulzer Metco (Us) Inc. Pre-alloyed stabilized zirconia powder and improved thermal barrier coating
US6444259B1 (en) * 2001-01-30 2002-09-03 Siemens Westinghouse Power Corporation Thermal barrier coating applied with cold spray technique
US20030138658A1 (en) * 2002-01-22 2003-07-24 Taylor Thomas Alan Multilayer thermal barrier coating
US6726444B2 (en) * 2002-03-18 2004-04-27 General Electric Company Hybrid high temperature articles and method of making
US7086232B2 (en) * 2002-04-29 2006-08-08 General Electric Company Multihole patch for combustor liner of a gas turbine engine
US6875464B2 (en) * 2003-04-22 2005-04-05 General Electric Company In-situ method and composition for repairing a thermal barrier coating
US20050100757A1 (en) * 2003-11-12 2005-05-12 General Electric Company Thermal barrier coating having a heat radiation absorbing topcoat
US6827969B1 (en) * 2003-12-12 2004-12-07 General Electric Company Field repairable high temperature smooth wear coating
US7588797B2 (en) * 2004-04-07 2009-09-15 General Electric Company Field repairable high temperature smooth wear coating
US7842335B2 (en) * 2004-04-07 2010-11-30 General Electric Company Field repairable high temperature smooth wear coating
US7368164B2 (en) * 2004-06-18 2008-05-06 General Electric Company Smooth outer coating for combustor components and coating method therefor
US20070209317A1 (en) * 2006-03-10 2007-09-13 Jensen Gary L Thermal transfer barrier building members

Also Published As

Publication number Publication date
EP2141138B1 (en) 2012-03-14
US20110059321A1 (en) 2011-03-10
ATE549303T1 (de) 2012-03-15
JP2010000505A (ja) 2010-01-07
CA2669518A1 (en) 2009-12-23
JP5208864B2 (ja) 2013-06-12
EP2141138A1 (en) 2010-01-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
BRPI0902199A2 (pt) método de reparo de uma cobertura de barreira térmica e cobertura reparada assim formada
JP5095138B2 (ja) フィールドリペア可能な高温平滑摩耗コーティング
US6919121B2 (en) Component with repaired thermal barrier coating
EP1586676B1 (en) Field repairable high temperature smooth wear coating
JP4651966B2 (ja) 遮熱コーティングを補修する現場法及び組成物
US6827969B1 (en) Field repairable high temperature smooth wear coating
US7754342B2 (en) Strain tolerant corrosion protecting coating and spray method of application
US20110033630A1 (en) Techniques for depositing coating on ceramic substrate
EP1939325A2 (en) Strain tolerant corrosion protecting coating and tape method of application
US20070128447A1 (en) Corrosion inhibiting ceramic coating and method of application
CN102432345B (zh) 一种炭/炭复合材料长时间高温抗氧化硅基复合涂层及制备和应用方法
JPH0118993B2 (pt)
CN110198920B (zh) 包含基材和环境阻隔件的部件
EP3456699A1 (en) Repair methods for silicon-based components
EP3837227B1 (en) Coating repair for ceramic matrix composite (cmc) substrates
JP2013506759A (ja) 歪み耐性の腐食保護コーティング組成物およびコーティングされた物品
US20160208371A1 (en) Method of treating a thermal barrier coating
US7695582B2 (en) Method of forming ceramic layer
JPH0563555B2 (pt)
US20240208876A1 (en) Components having sintering aid-free coating systems thereon and methods for producing the same

Legal Events

Date Code Title Description
B03A Publication of a patent application or of a certificate of addition of invention [chapter 3.1 patent gazette]
B08F Application dismissed because of non-payment of annual fees [chapter 8.6 patent gazette]

Free format text: REFERENTE A 6A ANUIDADE.

B08K Patent lapsed as no evidence of payment of the annual fee has been furnished to inpi [chapter 8.11 patent gazette]

Free format text: EM VIRTUDE DO ARQUIVAMENTO PUBLICADO NA RPI 2311 DE 22-04-2015 E CONSIDERANDO AUSENCIA DE MANIFESTACAO DENTRO DOS PRAZOS LEGAIS, INFORMO QUE CABE SER MANTIDO O ARQUIVAMENTO DO PEDIDO DE PATENTE, CONFORME O DISPOSTO NO ARTIGO 12, DA RESOLUCAO 113/2013.