UA61942C2 - Металевий виріб та спосіб теплоізоляції металевої основи виробу - Google Patents

Металевий виріб та спосіб теплоізоляції металевої основи виробу Download PDF

Info

Publication number
UA61942C2
UA61942C2 UA99095361A UA99095361A UA61942C2 UA 61942 C2 UA61942 C2 UA 61942C2 UA 99095361 A UA99095361 A UA 99095361A UA 99095361 A UA99095361 A UA 99095361A UA 61942 C2 UA61942 C2 UA 61942C2
Authority
UA
Ukraine
Prior art keywords
coating
oxide
ceramic
zirconium dioxide
ceramic coating
Prior art date
Application number
UA99095361A
Other languages
English (en)
Russian (ru)
Inventor
Майкл Дж. Мелоні
Original Assignee
Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн, Корпорація Штату Делавер
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=22595693&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=UA61942(C2) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн, Корпорація Штату Делавер filed Critical Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн, Корпорація Штату Делавер
Publication of UA61942C2 publication Critical patent/UA61942C2/uk

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
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/32—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer
    • C23C28/325—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with layers graded in composition or in physical properties
    • 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
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • 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
    • C23C14/00—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material
    • C23C14/06—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material characterised by the coating material
    • C23C14/08—Oxides
    • C23C14/083—Oxides of refractory metals or yttrium
    • 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
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/32—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer
    • C23C28/321—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer
    • 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
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/32—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer
    • C23C28/321—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer
    • C23C28/3215—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer at least one MCrAlX layer
    • 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
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/34—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates
    • C23C28/345—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer
    • 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
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/34—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates
    • C23C28/345—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer
    • C23C28/3455—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer with a refractory ceramic layer, e.g. refractory metal oxide, ZrO2, rare earth oxides or a thermal barrier system comprising at least one refractory oxide layer
    • 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
    • C23C30/00—Coating with metallic material characterised only by the composition of the metallic material, i.e. not characterised by the coating process
    • 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
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/10—Oxides, borides, carbides, nitrides or silicides; Mixtures thereof
    • C23C4/11—Oxides
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infrared radiation suppressors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • F05D2230/90—Coating; Surface treatment
    • 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
    • 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
    • F05D2300/2118—Zirconium 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)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)
  • Inorganic Compounds Of Heavy Metals (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Thermal Insulation (AREA)
  • Control Of Vending Devices And Auxiliary Devices For Vending Devices (AREA)
  • Refrigerator Housings (AREA)
  • Compositions Of Oxide Ceramics (AREA)
  • Application Of Or Painting With Fluid Materials (AREA)

Abstract

Винахід відноситься до машинобудування, а саме – до металевих виробів з нанесеним керамічним термобар’єрним покриттям. До керамічних матеріалів належать оксид гадолінію та діоксид цирконію, які переважно утворюють оксид з оксиду гадолінію-діоксиду цирконію. Керамічний матеріал може містити флюоритну та пірохлорну структуру. Переважно матеріал містить приблизно від 5 до 60 молярних відсотків оксиду гадолінію. Цей матеріал демонструє значно більшу хімічну стабільність, термостабільність та теплоізоляційні властивості в порівнянні з сучасними термобар'єрними керамічними матеріалами, а також забезпечує стійкість до спікання та ерозії, гідну порівняння з керамікою, яку зараз використовують.

Description

Опис винаходу
Ця заявка є частковим продовженням заявки Мо 08/764,419, що має назву "Системи і матеріали 2 термобар'єрних покриттів", яку було подано 22 травня 1998 року, що є заявкою, яка знаходиться на розгляді і яка є продовженням заявки Мо 08/764,419, яку було подано 12 грудня 1996 року (зараз є абандованою).
Цей винахід відноситься до класу керамічних матеріалів для термобар'єрних покриттів, до термобар'єрних покриттів, виготовлених з таких матеріалів, і до металевих деталей, що мають такі термобар'єрні покриття.
Термобар'єрні покриття знаходять особливе застосування в газотурбінних двигунах. Переважний керамічний 70 матеріал складається переважно із оксиду гадолінію та діоксиду цирконію і має кубічну кристалічну структуру.
Газотурбінні двигуни являють собою високорозвинені механізми для перетворення хімічної потенційної енергії в формі палива в теплову енергію, а після цього в механічну енергію, що використовується для приведення в рух літаків, генерування електричної енергії, нагнітання рідин та ін. В цьому випадку найбільш доступним засобом підвищення коефіцієнта корисної дії газотурбінних двигунів виявляється застосування 79 високих робочих температур. Однак, зараз металеві матеріали, що використовуються в газотурбінних двигунах, максимально наближаються до своїх верхніх меж теплостійкості. В самій гарячій частині сучасних газотурбінних двигунів металеві матеріали зазнають вплив температури газу, що перевищує їхню точку плавлення. Вони витримують завдяки повітряному охолодженню. Але надмірне повітряне охолодження знижує коефіцієнт корисної дії двигуна.
Таким чином, велика увага приділялася розробці термобар'єрних покриттів для використання в обладнанні літаків з газотурбінними двигунами, що охолоджуються. Використання термобар'єрного покриття дозволяє значно знизити об'єм необхідного повітря для охолодження, завдяки чому відповідно підвищується коефіцієнт корисної дії.
Основу таких покриттів незмінно складає кераміка; пропонувалися муліт, оксид алюмінію та ін., однак, с 29 зараз саме діоксиду цирконію віддається перевага. Діоксид цирконію повинен модифікуватися стабілізатором Ге) для запобігання утворенню моноклінної фази, при цьому до стабілізаторів звичайно відносяться оксид ітрію, оксид кальцію, оксид церію та оксид магнію.
Взагалі, металеві матеріали мають коефіцієнти теплового розширення, що перевищують коефіцієнти теплового розширення керамічних матеріалів. Отже, однією з проблем, якій слід приділяти увагу при розробці см вдалих термобар'єрних покриттів, є приведення у відповідність коефіцієнта теплового розширення керамічного «І матеріалу з коефіцієнтом теплового розширення металевої основи, так щоб після нагрівання, коли основа розшириться, керамічне покриття не потріскалося. Діоксид цирконію має високий коефіцієнт теплового Ф розширення, що є основною причиною вибору діоксиду цирконію в якості термобар'єрного покриття для «- металевої основи.
Термобар'єрні покриття наносилися декількома способами, в тому числі термонапилюванням (плазма, ї-о факел, високошвидкісний окислювальний факел (НМОР)), розпилюванням і конденсацією з отриманої за допомогою електронного променю паровий фази (ЕВРМО). З усіх цих способів зараз перевага віддається конденсації з отриманої за допомогою електронного променя парової фази, бо цей спосіб створює унікальну « дю структуру покриття. Керамічні матеріали, які отримані конденсацією з парової фази, отриманої за допомогою -о електронного променя, нанесені у відповідності з певними параметрами, мають колончасту зернисту с мікроструктуру, яка складається з маленьких колонок, відділених просвітами, що проникають в покриття. Ці з просвіти дозволяють металевій основі значно розширюватися і при цьому не призводять до розтріскування та/або розколювання покриття (дивися патент США сумісного володіння Мо 4 321 311). У відповідності з патентом США Мо 5 073 433 та патентом США сумісного володіння Мо 5 705 231 схожа структура (що містить б» 395 тріщини дільниць), хоча і у більшому масштабі, може бути отримана способом плазмового напилювання.
Зараз незважаючи на успішні результати застосування покриттів на основі діоксиду цирконію, отриманих - конденсацією з парової фази, отриманої за допомогою електронного променю, існує постійна потреба в с удосконаленні покриттів, які мають спроможність до високої теплоізоляції, особливо, - поліпшену ізоляційну спроможність при нормалізації у відповідності з щільністю покриття. Вага завжди є критичним фактором при
ЧК» 50 проектуванні газотурбінних двигунів, особливо у деталях, що обертаються. Керамічні термобар'єрні покриття не
Кз є матеріалами, що витримують навантаження; отже, вони збільшують вагу, не збільшуючи при цьому міцність.
Існує потреба в розробці керамічного термобар'єрного матеріалу, який мінімально збільшує вагу, але при цьому має максимальну теплоізоляційну спроможність. Крім того, очевидною є необхідність у збільшенні терміну служби, стабільності, економічності та ін.
Незважаючи на те, що таке покриття було розроблено для застосування в газотурбінних двигунах, цей
ГФ) винахід певно може знайти застосування в інших галузях, в яких використовуються високі температури, т наприклад, в печах.
Опис ілюстративних матеріалів
На фіг. ТА показано кристалічну структуру пірохлору, такого як цирконат лантану або цирконат оксиду 60 гадолінію.
На фіг. 18 показано кристалічну структуру флюоритної структури, такої як повністю стабілізований діоксид цирконію.
На фіг. 2 показано взаємозв'язок між іонними розмірами складових А та В, які необхідні для формування пірохлорної структури. бо На фіг. ЗА показано керамічне покриття, яке нанесено безпосередньо на металеву основу.
На фіг. ЗВ показано керамічне покриття, яке нанесено на металеву основу з проміжним зв'язувальним покриттям.
На фіг. ЗС показано збільшене зображення взаємозв'язку проміжного зв'язувального покриття і керамічного шару на фіг. ЗВ.
На фіг. 4 показано фазову діаграму 2гО» - І а2О53.
На фіг. 5 показано коефіцієнт теплопровідності деяких керамічних матеріалів.
На фіг. 6 показано коефіцієнт теплового розширення для деяких керамічних матеріалів.
На фіг. 7 показано діаграму дифракції, яка отримана в результаті рентгенівського опромінювання, покриття 2» - ГагОз.
На фіг. 8 показано мікроструктуру оксиду з оксиду гадолінію-діоксиду цирконію, який було нанесено шляхом
КЕППФ.
На фіг. 9 показано мікроструктуру оксиду з оксиду гадолінію-діоксиду цирконію після теплової обробки.
На фіг. 10 показано коефіцієнт теплопровідності монолітних зразків оксиду з оксиду гадолінію-діоксиду /5 цирконію, що мають кубічну структуру, який порівнюється з коефіцієнтом теплопровідності зразка монолітного стабілізованого оксидом ітрію діоксиду цирконію (57).
На фіг. 11 показано коефіцієнт теплопровідності тонких шарів оксиду з оксиду гадолінію-діоксиду цирконію, який порівнюється з коефіцієнтом теплопровідності шару традиційного стабілізованого оксидом ітрію діоксиду цирконію (52).
На фіг. 12 показано часткову фазову діаграму для оксиду гадолінію і діоксиду цирконію.
На фіг. 13 показано інший варіант здійснення цього винаходу, що містить керамічне зв'язувальне покриття.
Суть цього винаходу витікає з того відкриття, що клас керамічних матеріалів знаходить значне корисне застосування в якості термобар'єрних покриттів для металевих основ. Незважаючи на те, що деякі з цих матеріалів можуть мати пірохлорну кристалічну структуру, нещодавні випробування продемонстрували, що інші сч ов такі матеріали, такі як оксид з оксиду гадолінію-діоксиду цирконію (взагалі позначається (54,21)О 2), які мають кубічну, не пірохлорну кристалічну структуру, також можна застосувати як термобар'єрні покриття. і)
Термін "пірохлор" використовується для позначення руди танталу, знайденої в Канаді. Термін в більш загальних рисах описує керамічну структуру сполуки А»В»О7, де А може мати валентність 3" або 27, В може мати валентність 4" або 5", та в якій сума валентностей А та В дорівнює 7. Кисень може бути частково Ге заміщений сіркою або фтором. Типовими пірохлорами, що, на наш погляд, можуть застосовуватися в якості термобар'єрних покриттів, можуть бути такі, в яких А вибрано з групи, що складається з лантану, гадолінію та ч ітрію, а також суміші цих елементів, а В вибрано з групи, що складається з цирконію, гафнію, титану та суміші (о) цих елементів. Існує багато інших пірохлорів, що можуть використовуватися в якості термобар'єрних покриттів.
Повний опис пірохлорів представлено в "Охіде Ругоспіогез - А Кеміем"", М. А. З!убгатапіап еї аї., Ргодгезз іп --
ЗоїЇа бгафе Спетізігу, мої. 15, рр. 55 - 143, 1983, включений в цей опис шляхом посилання. (се)
Ми виявили, що при підібраній щільності основні пірохлори, які ми досліджували, мають термоізоляційні властивості, що перевищують властивості термобар'єрних матеріалів на основі діоксиду цирконію, які отримали широке застосування. Крім того, багато з пірохлорних матеріалів мають співвідношення фаз, при яких структура « пірохлору є фазостабільною аж до точки плавлення. Більшість пірохлорів, які ми досліджували, мають точки плавлення більш ніж 16507 (З000"Р) та в більшості випадків - точки плавлення, що перевищують 22007 - с (4000"Р). Деякі з матеріалів, що мають кубічну і, принаймні, в основному не пірохлорну кристалічну структуру, а наприклад, оксид з оксиду гадолінію-діоксиду цирконію (54,77О» також є фазостабільними до, принаймні, "» 165072 (З000"Р), і у випадку застосування оксиду з оксиду гадолінію-діоксиду цирконію (фіг. 12) будь-яке перетворення пірохлорної структури цирконату оксиду гадолінію має тенденцію призводити до традиційної кубічної структури, яка є також досить фазостабільною. Крім того, усі ці матеріали мають адгезію до оксиду (о) алюмінію. Все це властивості, які повинні мати термобар'єрні покриття. - Матеріали покриттів і покриття, що є об'єктом даного винаходу, можуть знайти застосування для захисту основи з суперсплаву від надлишкових температур. Суперсплави - це метали, як правило, основані на залізі, (се) нікелі або кобальті та такі, що містять хром, алюміній, як правило, титан та тугоплавкі метали та мають 1» 50 корисні властивості вище 6507 (12507). Інші металеві основи, включаючи сталі, сплави міді і сплави титану, також можуть бути захищені. У таблиці І показано приклади матеріалів металевої основи.
Ко) ов есе (м |сртіяі в (нс | м (та |мо| я (ве
Рддтагів ло 2125 отв 15 бла реш 0 о Рава аявя Бе 15 (ее 3017 00803 ю Рилмвото 5465 00 вира
Рддлава| 5 овес 055 вдос еш вт 50 во Рилмет 5 ло 5е 055) 035 решвале 30 мтег 219 38 - ми зво 05 ом Реш. 31902.
Як і в інших керамічних термобар'єрних покриттях, адгезія кераміки до основи з металевого сплаву є вирішальним фактором, незважаючи на те, чи має кераміка не пірохлорну (наприклад, флюоритну) або/та 65 пірохлоровмісну кристалічну структуру.
Як відомо з рівня техніки для термобар'єрних покриттів на основі діоксиду цирконію, металеве зв'язувальне покриття (інколи ще описується як покриття-оверлей), таке як МСГАїЇМ, є кращим зв'язувальним покриттям для керамічних покриттів. Відомо також, що алюмінідні покриття також ефективні в якості зв'язувальних покриттів, хоча їхній термін служби в більшості випадків менш тривалий у порівнянні зі зв'язувальними покриттями з
МСгАЇМ. Загальною рисою покриттів-оверлей та алюмінідних покриттів є те, що вони обидва утворюють поверхневу плівку зчеплення з оксиду алюмінію, або шар оксиду.
Матеріали МСГАЇМ мають широкий діапазон складів, а саме: 10-2595 Ст, 5 - 1595 АЇ, 0,1 - 1,0 М, решта вибирається з Ее, Мі та Со, а також з сумішей Мі та Со. Також можна ввести додатки аж до 595 кожного з: НІ, Та або Ке, до 195 Зі та до 395 кожного з: Ов, Рі, Ра або КА. Таблиця ІІ показує типові сполуки МСГАЇМ, що можуть 70 бути нанесені шляхом термонапилювання, конденсацією з парової фази, отриманої за допомогою електронного променю та способом електроосадження. 7 |м'со сіл нові
Можу бешо певіаврив босі | бешолв рив 1
Місосту Реш 23 18 12503
ІмісостАїу Реш. | 22 | 17 12,5. 0,6 |025 0 нем с. -
Альтернативним зв'язувальним покриттям є дифузійний алюмінід, утворений шляхом дифундування алюмінію в поверхню металевої основи. Дифузійні алюмініди добре відомі та можуть застосовуватися з використанням суміші (що називається "блок"), що містить джерело алюмінію, таке як сплав або сполука алюмінію, активатор (як правило, сполука галогеніду, така як Маг) та інертний матеріал, такий як оксид сч ре алюмінію. Деталь або частина, на яку необхідно нанести покриття, занурюють в блок і нагрівають до температури 815,6 - 1093,37С (1500 - 2000") , при цьому газ-носій, такий як водень, пропускається через (о) блок. Відомі також процеси, при яких деталь або частину не занурюють в блок. Відомі способи введення в алюмінідні покриття таких благородних металів, як РЕ КА, Ра і О5. Опис способів нанесення алюмінідних покриттів представлений в патенті СІДА Мо 5 514 482. сч 20 Можливими є також комбінації алюмінідних покриттів і покриттів-оверлей. Опис системи, що має внутрішнє покриття-оверлей з МСУГАЇМ і зовнішнє алюмінідне покриття, представлено в патенті США сумісного володіння Мо «І 4 897 315. Опис зворотної комбінації, тобто внутрішнє алюмінідне покриття і зовнішнє покриття-оверлей, ФУ представлено в патенті США сумісного володіння Мо 4 005 989.
Загальною рисою цих зв'язувальних покриттів і комбінацій зв'язувальних покриттів є те, що вони утворюють - з прошарок зчеплення з оксиду алюмінію на своїй зовнішній поверхні. Термобар'єрне покриття, що є об'єктом с цього винаходу, має обмежену розчинність в оксиді алюмінію, але при цьому тривко зв'язується з оксидом алюмінію.
В певних випадках суперсплави можуть утворювати достатньо досконалі шари зчеплення з оксиду алюмінію, з якими кераміка може з'єднуватися без окремого зв'язувального покриття. Дивися патенти США сумісного « 20 володіння МоМо 4 209 348, 4 719 080, 4 895 201, 5 034 284, 5 262 245 та 5 346 563, дивися також Мо 5 538 796. -в
Зараз усі успішні випадки застосування керамічних покриттів для суперсплавів включали оксидний шар (як с правило, оксид алюмінію, рідше діоксид кремнію) між зв'язувальним покриттям (або металевою основою) і :з» керамічним покриттям.
Пірохлорна структура - це складна структура, яку можна охарактеризувати різноманітними способами як, наприклад, похідне структури флюориту, або як сіть октаедрів, зв'язаних кут у кут з катіонами, що заповнюють бо що міжвузля.
Оксид з оксиду гадолінію-діоксиду цирконію згідно з цим винаходом обговорюють далі нижче стосовно фіг. 8. -й Він включає кубічну (наприклад, флюоритну) і, звичайно, не пірохлорну кристалічну структуру. с На фіг. 1А показано кубічну пірохлорну структуру. Незалежно від опису структури пірохлорна структура має хімічний склад А».В5О7 або, в деяких випадках, А 282О6 або АВоОб, де останні два склади відносяться до т. дефектних пірохлорів. На фіг. ЛА показано цирконат лантану, що має хімічний склад А».В»О; і пірохлорну
КЗ кристалічну структуру. На фіг. 18 показано кубічну флюоритну структуру (тобто не пірохлорну) - структуру повністю стабілізованого діоксиду цирконію і, як описано далі, демонструється структура оксиду з оксиду гадолінію-діоксиду цирконію з флюоритною структурою. В результаті порівняння фіг. ТА та фіг. 18 виявляються 5 як схожість, так і відмінності між двома структурами. Як фіг. 1А, так і фіг. 18 являють собою вигляд вздовж по осі кристалу «100». Візуально пірохлорна структура виявляється менш регулярною у порівнянні з (Ф) флюоритною структурою.
Ге Для пірохлорів іони А та В можуть мати різноманітні валентності доти, доки сума їхніх валентностей не буде перевищувати 7-у випадку зі структурою А»В2О»7, або 6б-у випадку зі структурою А»ВаОСб. У той час, коли во пірохлорні сполуки, які описано тут, усі мають структури А».В»07 або А».В»Об, усі сполуки, що мають структури
А2»В20О7 або А»В»О5 (у тому числі описаний нижче оксид з оксиду гадолінію-діоксиду цирконію), не обов'язково є пірохлорами.
Пірохлорна структура формується тільки при певних співвідношеннях радіусів іонів А та В. Фіг. 2 ілюструє взаємозв'язок, вказуючи на загальну комбінацію радіусів іонів А та В, що утворюють кубічні пірохлори. Ми виявили деяку невизначеність на границях цієї діаграми, і ми вважаємо, грунтуючись на наших дослідженнях, що б5 титанат лантану (І а2Ті2О7) має стабільну кубічну пірохлорну структуру.
Відомі також некубічні пірохлори, але для першого аспекту (пірохлори) цього винаходу ми віддаємо перевагу використанню кераміки, що має кубічну пірохлорну структуру.
Як показано на фіг. 2, утворення необхідної кубічної пірохлорної кристалічної структури визначається відповідними радіусами іонів складових А та В. Для отримання середнього іонного радіусу, результатом якого стане утворення кубічної пірохлорної структури, можливе також використання суміші елементів для складових А та/або В. За допомогою приклада, наведеного на фіг. 2, видно, що як са»5тТі2О7, так і М2277т2О07 будуть мати кубічні пірохлорні структури. Як правило, сполуки, що мають формулу (5ахху) (Тіайть)О;, де хву-2 і атр-2, також будуть мати кубічну пірохлорну структуру. 70 Більш того, таку сполуку, як Іп2»272О07, яка не є кубічною, можна, певно, перетворити в кубічну шляхом часткового заміщення так, щоб усередненні радіуси іонів А та В вписалися в кубічну пірохлорну область, показану на фіг. 2, наприклад, Ма замість Іп та/або Ті замість 2г.
Оксид з оксиду гадолінію та діоксиду цирконію є слабким уворювачем пірохлору (ділянка Р, яку обмежено пунктирними лініями, на фіг. 12), на що вказує той факт, що радіуси іонів оксидів гадолінію та діоксидів /5 цирконію є відносно великими біля краю ділянки створення пірохлору з фіг. 2. Нещодавні дослідження вказують на те, що оксиди гадолінію та діоксиди цирконію, які приготували у складі та за температурою, при яких очікується створення пірохлорної структури, у дійсності демонструють флюоритну структуру або комбінацію флюоритної та пірохлорної структур.
Ми проводили роботу з типом пірохлорів, що визначаються формулою А2гВаост, і з них ми віддаємо перевагу 2о гадолінію, лантану або ітрію для використання в якості іона А, і гафнію, титану або цирконію для використання в якості іона В. Цирконат лантану демонструє низьку питому теплопровідність, проте його нанесення шляхом
КЕППФ може виявлятися складним через те, що лантан і цирконій мають суттєво різний тиск пара, що ускладнює осадження з парової фази. Ми використали тільки матеріали, що мають структуру А 28207, і не робили спроб використати відомі пірохлори, в яких фтор або сірка заміщують частину кисню, але ми не сч г вважаємо, що існують причини для виключення фтор- або сірко-заміщених сполук з цього винаходу. Ми також експериментально не провели кількісну оцінку структур А».В»Ов і АВ»Об, але ми вважаємо, що вони також можуть і) знайти застосування в термобар'єрних покриттях. Щодо не пірохлорних структур, оксид гадолінію та діоксид цирконію мають аналогічний тиск пару, що з більшою імовірністю дозволяє здійснити осадження з парової фази.
Ті, 24г та НІ демонструють повну взаємну розчинність в твердому розчині, і ми вважаємо, що в якості іона В с
Зо Можна використати будь-яку комбінацію ТіїАгНІ. Аналогічно, Са, Га та М демонструють істотну розчинність в твердому розчині (са і а демонструють повну розчинність). В якості іона А може використовуватися будь-яка - комбінація сані аку, яка не утворить другу фазу. Ці сплави елементів А та В повинні задовольняти критеріям з Ге! фіг. 2 і мати пірохлорну структуру.
Низьку питому теплопровідність оксидних пірохлорних сполук можна раціонально пояснити шляхом розгляду (87 кристалографічних і хімічних впливів на теплопровідність. Питома теплопровідність діелектричних твердих тіл «о при високих температурах визначається фононним розсіюванням від кристалічних дефектів і іншими фононами.
Оксидні пірохлорні сполуки демонструють багато властивостей, притаманних матеріалам з низькою питомою теплопровідністю. Пірохлорна кристалічна структура має високу концентрацію внутрішніх дефектів. Було експериментально встановлено, що при збільшенні різниці в атомних масах складників сполук, питома « теплопровідність такої сполуки має тенденцію до пониження. Незважаючи на те, що пірохлорна та флюоритна У с структури тісно взаємозв'язані, заміщення високої концентрації атомів із високою атомною масою (лантан, гадоліній та ітрій) в флюоритній структурі стає способом зниження питомої теплопровідності, що не ;» спостерігається у стабілізованих сполуках діоксиду цирконію, які використовували раніше. Слід відзначити, що при застосуванні термобар'єрних покриттів, переваги, отримані внаслідок зниження питомої теплопровідності, яке є результатом використання елементів з високою атомною масою, повинні перевищити недоліки, що б полягають в більш високій щільності.
Зниження питомої теплопровідності асоціюється також із збільшеною складністю кристалографічної - структури. Як показано на фіг. 1А, пірохлорна структура демонструє більш високий ступень складності в
Ге) порівнянні з флюоритною структурою, показаною на фіг. 18. Кубічна пірохлорна структура аналогічна кубічній флюоритній структурі, але вона має велику кількість заміщених атомів кисню (кожний восьмий з яких буде ве відсутній).
Із Термобар'єрне покриття звичайно наносяться за допомогою процесів термонапилювання, таких як плазмове напилювання у повітрі при нормальному тиску (АР) або плазмове напилювання при низькому тиску (І РР5Б), за допомогою високошвидкісних киснево-паливних способів (НМОЕ) або за допомогою детонаційних пістолетів (ОО дво Зип). ІНШИМИ способами нанесення також є конденсація з парової фази, отриманої за допомогою електронного променю, та розпилювання. Перевага віддається конденсації з парової фази, отриманої за допомогою
Ф) електронного променю. В залежності від області застосування та інших обставин кожний процес має свої ка переваги. Всі ці процеси можна успішно застосовувати для нанесення оксидних пірохлорних термобар'єрних покриттів, а також не пірохлорів, таких як оксид з оксиду гадолінію та діоксиду цирконію. Як обговорювалося бо вище, конденсація з парової фази, отриманої за допомогою електронного променю, має свої переваги, бо вона утворює структуру, придатну для застосування при екстремальних температурах, і тому більше всього підходить для покриття деталей турбіни, які знаходяться в гарячих дільницях. Процес термонапилювання має свої переваги при покритті великих деталей складної форми і тому більше всього підходить для покриття таких частин, як камери згорання. 65 Фіг. ЗА, ЗВ і ЗС ілюструють варіанти термобар'єрних покриттів згідно з одним аспектом цього винаходу. На фіг. ЗА показано виріб з покриттям, що містить основу 10 із суперсплаву, яка має пірохлорне верхнє покриття
20 на своїй зовнішній поверхні 21. При застосуванні в газовій турбіні зворотна сторона 11 основи 10 із суперсплаву буде охолоджуватися повітрям (не показано), а зовнішня передня поверхня 21 з пірохлору буде підлягати впливу підвищених температур. Між зовнішньою поверхнею і зворотною стороною можуть бути також отвори, що дозволяють повітрю, що охолоджує, проходити від зворотної сторони до зовнішньої поверхні.
Охолоджуючі отвори, що розміщені під кутом або мають іншу певну форму, в поєднанні з гарячими газами, що протікають по зовнішній поверхні, можуть призвести до утворення охолоджуючої плівки, в якій шар холодного повітря відділяє поверхню зовнішньої сторони від гарячих газів, завдяки чому ще більше зменшується тепловий потік. Тепловий потік буде проходити від передньої поверхні 21 до охолодженої поверхні 11, і об'єм теплового 7/0 потоку істотно зменшиться завдяки шару 20. Як згадувалося раніше, пірохлор можна наносити різноманітними способами, а макроструктура пірохлорного шару буде в значній мірі залежати від способу нанесення. Самим основним варіантом здійснення даного винаходу є пірохлорний шар, зв'язаний з металевою основою, що зменшує потік тепла при наявності температурного градієнту.
На фіг. ЗВ показано переважну конструкцію, що використовує зв'язувальне покриття 15 між основою 10 і 7/5 Пірохлором 20. Зв'язувальне покриття 15 покращує ступень зв'язку та захищає від окислення металеву основу.
Фіг. ЗС - це збільшене зображення проміжного шару 16 між зв'язувальним покриттям 15 і шаром пірохлору 20. В цьому проміжному шарі є оксидний шар 22, виготовлений істотно з оксиду алюмінію. Ми вважаємо, що, головним чином, від цього шару залежить якість зв'язування пірохлору.
Відомо, що у випадку з термобар'єрними покриттями з діоксиду цирконію, на зв'язувальному покритті відбувається природне збільшення шару оксиду алюмінію після напилювання оксиду алюмінію на поверхню зв'язувального покриття, і ще одним варіантом здійснення цього винаходу є також використання окремо нанесеного шару оксиду алюмінію (замість оксидного шару, збільшеного під впливом температури).
Ще одним варіантом здійснення винаходу може бути нанесення іншого керамічного шару на вільну поверхню термобар'єрного покриття. Цей додатковий шар може використовуватися для зменшення кисневої дифузії для сч забезпечення стійкості до ерозії та абразивного спрацювання або для забезпечення необхідної характеристики термальної емісійної спроможності, або для отримання деякої комбінації цих характеристик. і)
Приклад
Буде продемонстровано використання пірохлорної оксидної сполуки І а221207 (цирконату лантану) в якості термобар'єрного покриття, нанесеного шляхом конденсації з парової фази, отриманої за допомогою с зо електронного променю. Поліпшеними властивостями пірохлорного оксиду Га 221207 відносно стабілізованого діоксиду цирконію для термобар'єрного покриття є питома теплопровідність, теплове розширення, щільність і - фазова стабільність та низька вартість порівняно з У57. На фіг. 4 показано фазову діаграму І а205-2гО», де Ге! поле пірохлорної фази позначено "Р". На діаграмі видно, що структура пірохлору (при приблизно 35 мол. 90
Га»2О03) залишається стабільною до точки плавлення 23007 (4172"Р). --
На фіг. 5 показана питома теплопровідність І а227207 в порівнянні з питомою теплопровідністю кубічного «о діоксиду цирконію в залежності від температури. При температурах, що використовуються для звичайних термобар'єрних покриттів, пірохлорна сполука демонструє питому теплопровідність, що становить близько 5090 від питомої теплопровідності стабілізованого діоксиду цирконію. Щільність сполуки пірохлору Іаз27207 приблизно дорівнює щільності стабілізованого діоксиду цирконію (приблизно бг/см?), тому при правильно « підібраній вазі основи, виграш в питомій теплопровідності становить також біля 5095. Через різницю у тиску -йд с пару її складових, І а227207 слід переважно наносити шляхом плазмового напилювання. ц Для того, щоб продемонструвати перевагу, вкажемо, що зменшення питомої теплопровідності на 5090 "» дозволяє зменшити на 50906 товщину покриття для того ж ступеня теплозахисту. Зменшення маси покриття на 50956 на лопатці звичайної турбіни дозволить при звичайних експлуатаційних умовах зменшити зусилля на хвостовик лопатки приблизно на б8Окг (1500 фунтів), що, в свою чергу, дозволить значно збільшити термін б служби лопатки та зменшити масу диску, до якого кріпляться лопатки. Якщо б товщина термобар'єрного покриття залишалася незмінною, а потік охолоджуючого повітря залишався б постійним, то температура основи - понизилася би приблизно на 557С (100), що збільшило б втомну довговічність при повзучості. Незмінна (Се) товщина покриття та зменшення повітряного потоку збільшило би коефіцієнт корисної дії двигуна. Можливими також можуть бути комбінації цих переваг, наприклад, деяке зниження маси покриття та деяке зниження об'єму ве охолоджувального повітря.
Кз На фіг. б показано середнє значення коефіцієнта теплового розширення а 2527207, у порівнянні з коефіцієнтом теплового розширення кубічного стабілізованого діоксиду цирконію в залежності від температури.
Можна бачити, що теплове розширення термобар "єрного покриття з Га 2571207 аналогічно тепловому розширенню термобар'єрного покриття з кубічного діоксиду цирконію. Це означає, що при термоциклюванні
Ї а221207 буде вести себе так, як і діоксид цирконію.
ІФ) Приклад ІІ іме) Цирконат лантану наносився на металеву основу шляхом конденсації з парової фази, отриманої за допомогою електронного променю, в камері з регульованою атмосферою. Покриття наносилося на 60 монокристалічну основу (стандартний склад РУ/А 1480 (дивися таблицю ІІ). Процес покриття здійснювався у вакуумі при 0,043Па (3,20107 Торр) та при витрачанні кисневого потоку 5Оссм?. Кисень додавали для забезпечення кисневої стехіометрії пірохлору, дивися патент США сумісного володіння Мо 5 087 477. Під час осадження температура основи була 10047 (1840), при цьому основа знаходилась на відстані 133,4мм (5,25 дюймів) від джерела осадження. Пірохлорна кераміка з джерела випарювалася електронним променем в режимі 65 0,8 А і 10000 В. В якості оксиду в джерелі використовувався порошок Га 221207. Покриття демонструвало сприятливу колончасту зернисту структуру, типову для термобар'єрних покриттів з кубічного діоксиду цирконію,
нанесеного шляхом конденсації парової фази, отриманої за допомогою електронного променю, що дозволяє зменшити деформацію та збільшити термін служби в порівнянні з покриттями, нанесеними плазмовим напилюванням.
На фіг. 7 показано діаграму дифракції, отриману шляхом рентгенівського опромінювання поверхні покриття.
На пірохлорній кристалічній структурі були отримані дифракційні пики, що свідчить про те, що пірохлорна структура утворилася в термобар'єрному покритті, отриманому шляхом осадження.
Нещодавні випробування вказують на те, що цирконат оксиду гадолінію, що має кубічну, флюоритну, кристалічну структуру (54, 270», яка може включати деякий матеріал (до 8 - 1095 об'єму) з пірохлорною 7/0 структурою, також демонструє низьку питому теплопровідність. Згідно з іншим аспектом цього винаходу, цирконат оксиду гадолінію буде переважно містити до 10095 об'єму матеріалу, що має кубічну кристалічну структуру, і він може включати деяку пірохлорну структуру. У цій роботі таку структуру називають "флюоритною", на відміну від вищезазначеної "кубічної пірохлорної структури", яку називають пірохлором.
Флюоритна структура - це по суті структура, яку зображено на фіг. 18. Я не виключаю матеріал, що має інші 7/5 Структури.
Фіг. 8 демонструє зразок (й, 730», який нанесено шляхом КЕППФ на основу 22 з оксиду алюмінію.
Керамічне покриття 24 має колончасту зернисту структуру. Матеріал, що містив близько 2 вагових 95 оксиду ітрію як 7757 (а не чистий діоксид цирконію), об'єднали з оксидом гадолінію і, таким чином, застосували (64, ХМ, 230» на фіг. 10.
Фіг. 9 демонструє інший зразок матеріалу, що є аналогічним до зразка з фіг. 8, після теплової обробки при 137170 (25007) протягом приблизно 125 годин. Зразок містив основу з оксиду алюмінію і покриття, товщина якого становила "І" (вказано білою лінією 26 ліворуч на фіг. 9, і дорівнювала близько 49 мікронам). Виявили, що більш світла смуга 28, яка знаходиться на поверхні розподілу колончастого зерна та основи, є ділянкою, у якій матеріали основи та покриття взаємно дифундували під час теплової обробки. Випробування щодо ерозії сч ов вказували на те, що покриття, які складаються з флюоритного оксиду з оксиду гадолінію-діоксиду цирконію, демонструють прийнятну стійкість до ерозії. Крім того, подальші випробування вказували на те, що оксид з і) оксиду гадолінію та діоксиду цирконію є суттєво стійким до спікання.
Випробування також вказують на те, що зразки мають відповідні склади у різних точках скрізь в усьому покритті, що підтверджує те, що оксид гадолінію та діоксид цирконію мають однаковий тиск пару. Отже, цирконат с зо оксиду гадолінію можна наносити з використанням традиційних способів, таких як звичайна КЕППФ, під час якої випаровується матеріал мішені єдиного джерела, наприклад, сплавленого зливка, або з використанням - будь-якого з вищезазначених способів для осадження ТБП. Ге!
Звернемося до фіг. 10. Здійснили випробування декількох зразків монолітного оксиду з оксиду гадолінію та діоксиду цирконію, що мають флюоритну структуру, в умовах між близько кімнатної температури та 137170 ЙД0757 (2500"Р) , як це здійснювали для монолітного стабілізованого оксидом ітрію діоксиду цирконію (57). Видно, що «о питома теплопровідність монолітного оксиду гадолінію-діоксиду цирконію становить близько 1,1 - 1,4Вт/(м К), що відповідає половині питомої теплопровідності, яку вимірили для У57. Матеріал, який випробовували, містив близько 2 вагових 95 оксиду ітрію, коли 7757 (а не чистий діоксид цирконію) об'єднали з оксидом гадолінію.
Можна очікувати, що матеріал оксиду з оксиду гадолінію та діоксиду цирконію, який складається лише із оксиду « гадолінію та діоксиду цирконію, демонструватиме питому теплопровідність що є подібною до питомої ств) с теплопровідності зразків з фіг. 10. . Як вказує фіг. 11, покриття, що складаються з тонких шарів оксиду з оксиду гадолінію та діоксиду и?» цирконію, демонструють таку саму тенденцію, що і масивний матеріал, стосовно У57, тобто питома теплопровідність таких покриттів становить нижче 1,5Вт/(м"С). Більш конкретно, питома теплопровідність оксидних покриттів з оксиду гадолінію та діоксиду цирконію становить біля 1,0В1/(м"С) в температурному
Ге» діапазоні від приблизно кімнатної температури до, принаймні, приблизно 12607 (2300). Як вказують випробування із зразками згідно з фіг. 11, питома теплопровідність покриттів, що включають оксид з оксиду - гадолінію та діоксиду цирконію та які наносяться шляхом КЕППФ, становить половину від питомої
Ге) теплопровідності зразків з 7757, який наносили шляхом КЕППФ. Важливо відмітити, що зниження питомої теплопровідності оксиду з оксиду гадолінію та діоксиду цирконію відносно 7757 підсилюється із зростанням о температури. з Вага оксиду з оксиду гадолінію та діоксиду цирконію є приблизно на 1095 більшою, ніж вага 7757. Отже, на основі встановлення відповідності щодо щільності, питома теплопровідність оксиду з оксиду гадолінію та діоксиду цирконію залишається приблизно на 5095 нижчою, ніж питома теплопровідність 757.
Фіг. 12 - частина фазової діаграми для оксиду гадолінію та діоксиду цирконію. Флюоритний оксид з оксиду гадолінію та діоксиду цирконію є фазостабільним до, принаймні, приблизно 16507 (З000"Р). Пунктирними
Ф) лініями (навколо ділянки "Р") показано, що оксид гадолінію та діоксид цирконію можуть утворювати пірохлорну ка структуру, проте їх не вважають сильним утворювачем пірохлору. Отже, вважають, що навіть у ділянці (Р) фазової діаграми, де, як очікують, цирконат оксиду гадолінію буде уворювачем пірохлору у формі ба»22720»7, бо цей матеріал є схильним містити в собі, принаймні, деякий матеріал, що має більш звичайну флюоритну структуру. Як вказує фіг. 12, незважаючи на те, що пірохлорний оксид з оксиду гадолінію-діоксиду цирконію може бути утвореним у межах широкого діапазону складів і є фазостабільним до приблизно 9827 (1800"Р), будь-яке-перетворення повинно призводити до флюоритної структури, яка, як вже визначалося, є стабільною до більш високих температур. Випробування зразків вказує на те, що у зразків оксиду гадолінію та діоксиду 65 цирконію, які, як очікували, повинні бути пірохлором, кристалічна структура матеріалу була первісне флюоритною. Цей факт відображається пунктирними лініями, що вказують на ділянку пірохлору, на фіг. 12.
Незважаючи на те, що переважні склади згідно з винаходом включають діоксид цирконію з приблизно від 5 до 60 молярних 905 оксиду гадолінію, я не виключаю можливість використання інших складів. Крім того, діоксид цирконію або оксид гадолінію можна частково замістити оксидом ітрію, до приблизно 25 молярних 95 та переважно лише до приблизно 20 молярних 965.
Як зазначалося вище, експериментальне встановили та прийняли, що із зростанням різниці між атомними вагами складових у сполуці питома теплопровідність такої сполуки має тенденцію знижуватися. Внаслідок цього очікується, що оксид з оксиду гадолінію та діоксиду цирконію має більш низьку питому теплопровідність ніж 757 через те, що існує більш значна різниця між атомними вагами са (біля 157) та 7г (біля 91) у порівнянні з /о0 різницею між У (біля 89) та 2т. Проте, те, що ступень зниження питомої теплопровідності сягає приблизно 50965, є дуже несподіваним.
Як також зазначалося вище, взагалі визнали, що підвищена складність кристалічної структури матеріалу, такої як пірохлорна структура з фіг. ТА, супроводжується зниженою питомою теплопровідністю. Отже, є дуже несподіваним, що флюоритний оксид з оксиду гадолінію та діоксиду цирконію з його відносно простою 7/5 кристалічною структурою, порівняно з опірохлором (а 221207, має низьку питому теплопровідність.
Теплопровідність оксиду з оксиду гадолінію та діоксиду цирконію можна порівнювати з теплопровідністю пірохлору І а221207, питома теплопровідність обох їх становить приблизно половину питомої теплопровідності звичайного 57. Вважають, що зниження питомої теплопровідності є наслідком додавання оксиду гадолінію, внаслідок чого збільшується різниця між атомними вагами (у порівнянні з діоксидом цирконію) і також значно
Зростає кількість вакансій.
Вищезазначені варіанти здійснення цього винаходу включають використання покриття у вигляді єдиного практично однорідного шару. Проте, покриття цього винаходу можна застосовувати у системі, що включає численні, окремі шари, як це було описано у патенті США сумісного володіння Мо 5 687 679, який спеціально включено в цей опис шляхом посилання. с
Ми визначили, що внаслідок нанесення тонкого шару кераміки, такої як 57, на шар оксиду алюмінію до початку нанесення ТБП, утворюється відповідний шар зчеплення або керамічне зв'язувальне покриття для шару і)
ТБП, який наноситься після цього.
На фіг. 13 деталь включає основу 10, металеве зв'язувальне покриття 15 (або, принаймні, шар оксиду алюмінію) та (керамічне) термобар'єрне покриття 20. Керамічний шар 17 зв'язувального покриття знаходиться с зо Між металевим зв'язувальним покриттям та термобар'єрним покриттям. Керамічне зв'язувальне покриття повинно бути достатньо товстим, щоб забезпечити покриття шару оксиду алюмінію, проте, якщо керамічне - зв'язувальне покриття застосовують на обертовій деталі, такій як турбінна лопатка, шар повинен бути не більш б товстим, ніж це необхідно для виконання своєї функції, тому що цей додатковий шар збільшує вагу деталі й значно збільшує відцдентрову силу лопатки. --
В одному експерименті керамічний шар зв'язувального покриття складався із 7757, який наносили шляхом «о
КЕППФ, його товщина становила приблизно 12,7мкм (0,5мілів), але шар може мати іншу товщину, наприклад, до декількох мілів. Вважають, що розпилюванням також можна отримати задовільний шар керамічного зв'язувального покриття із 57. Мікроскопічне обстеження зразків, у тому числі шару із 57, вказує, що епітаксіальне зростання виникає крізь границі зерен між 757 та нанесеним наступним шаром ТБП. Крім того, « шар УЗА надає додаткової термостійкості у випадку, коли руйнується зовнішнє ТБП. з с Незважаючи на те, що цей винахід розробили для застосування, перш за все, як термобар'єрного покриття, його також можна використовувати для нанесення матеріалу з необхідною пористістю для застосування як ;» ущільнення. Дивись, наприклад, патент США сумісного володіння Мо 4 936 745, який спеціально включено в цей опис шляхом посилання. Прикладом може бути включення полімерного матеріалу в оксид з оксиду гадолінію та діоксиду цирконію з наступним нанесенням шляхом термонапилювання і термообробкою, внаслідок чого у
Ге» кераміці утворюються пори. У такому випадку пористість покриття становить приблизно від ЗО до 6090 об'єму.
Хоча цей винахід було докладно продемонстровано і описано згідно з варіантами його здійснення, фахівцям - в цій галузі буде зрозуміло, що не відступаючи від духу та обсягу заявленого винаходу, його можна доповнити
Ге) або внести деякі зміни. їз 50

Claims (18)

Формула винаходу Ко)
1. Металевий виріб, який містить металеву основу (10), що має на своїй поверхні керамічне покриття (20), вв У якому керамічне покриття складається із оксиду гадолінію та діоксиду цирконію, і має кубічну кристалічну структуру. (Ф)
2. Виріб за п. 1, в якому керамічне покриття (20) має кристалічну структуру, переважно флюориту. ГІ
3. Виріб за п. 2, в якому керамічне покриття (20) містить не більше ніж 10 об'ємних 95 матеріалу, що має пірохлорну кристалічну структуру. во
4. Виріб за пп. 1 або 2, або 3, у якому керамічне покриття (20) складається з оксиду із оксиду гадолінію та діоксиду цирконію, у якому оксид гадолінію становить приблизно від 5 до 60 молярних 9о, а решта - це діоксид цирконію.
5. Виріб за будь-яким з попередніх пунктів, у якому питома теплопровідність керамічного покриття (20) становить менш ніж приблизно 1 Вт/(м"С). 65
6. Виріб за будь-яким із попередніх пунктів, в якому керамічне покриття (20) має колончасту мікроструктуру.
7. Виріб за будь-яким із попередніх пунктів, у якому металева основа (10) на своїй зовнішній поверхні має шар оксиду (22), при цьому істотна частина шару оксиду складається з оксиду алюмінію, та в якому керамічне покриття зв'язано з шаром оксиду.
8. Металевий виріб, що містить металеву основу (10), при цьому основа на своїй поверхні має утворююче ОКСИД алюмінію покриття (15) і керамічне покриття (20), що зв'язано з утворюючим оксид алюмінію покриттям, при цьому керамічне покриття складається із оксиду гадолінію та діоксиду цирконію і має кубічну кристалічну структуру.
9. Виріб за п. 8, в якому утворююче оксид алюмінію покриття (15) включає покриття-оверлей.
10. Виріб за п. 8, в якому утворююче оксид алюмінію покриття (15) включає дифузне алюмінідне покриття. 70
11. Виріб за будь-яким з пп. 1 - 6, що далі включає: керамічне зв'язувальне покриття (17) між керамічним покриттям (20) та металевою основою (10).
12. Виріб за п. 11, у якому керамічне зв'язувальне покриття (17) складається із стабілізованого оксидом ітрію діоксиду цирконію.
13. Виріб за будь-яким із попередніх пунктів, у якому металева основа (10) вибирається з групи, що /5 бкладається з сталі, суперсплавів, сплавів титану та сплавів міді.
14. Виріб за будь-яким із попередніх пунктів, у якому виріб, що має покриття, адаптовано до використання в умовах, коли вільна поверхня (21) керамічного покриття (20) буде нагріватися, а вільна поверхня (11) основи (10) буде охолоджуватися, при цьому керамічне покриття знизить тепловий потік.
15. Виріб за будь-яким із попередніх пунктів, у якому пористість керамічного покриття становить приблизно від ЗО до 60 об'ємних 95.
16. Спосіб теплоізоляції металевої основи (10) виробу, який включає нанесення керамічного покриття (20), що складається з оксиду гадолінію та діоксиду цирконію, на, принаймні, частину основи, так що покриття містить в собі кубічну структуру.
17. Спосіб за п. 16, який далі включає етап нанесення керамічного зв'язувального покриття (15) до початку сч об етапу нанесення керамічного покриття (20), причому керамічне зв'язувальне покриття розташовують між металевою основою (10) та керамічним покриттям, при цьому керамічне зв'язувальне покриття складається із і) стабілізованого оксидом ітрію діоксиду цирконію.
18. Спосіб за пп. 16 або 17, у якому керамічне покриття (20) наносять способом, що вибирається із групи, яка складається із термонапилювання, розпилювання та осадження із парової фази. с « (о) «- (Се)
- . и? (о) - се) щ» Ко) іме) 60 б5
UA99095361A 1998-10-01 1999-09-29 Металевий виріб та спосіб теплоізоляції металевої основи виробу UA61942C2 (uk)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/164,700 US6177200B1 (en) 1996-12-12 1998-10-01 Thermal barrier coating systems and materials

Publications (1)

Publication Number Publication Date
UA61942C2 true UA61942C2 (uk) 2003-12-15

Family

ID=22595693

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
UA99095361A UA61942C2 (uk) 1998-10-01 1999-09-29 Металевий виріб та спосіб теплоізоляції металевої основи виробу

Country Status (12)

Country Link
US (2) US6177200B1 (uk)
EP (2) EP0992603B1 (uk)
JP (1) JP3081611B2 (uk)
KR (1) KR100347850B1 (uk)
CN (1) CN1172143C (uk)
AT (2) ATE403761T1 (uk)
CA (1) CA2284363C (uk)
DE (2) DE69942961D1 (uk)
IL (1) IL132063A (uk)
RU (1) RU2228389C2 (uk)
SG (1) SG82020A1 (uk)
UA (1) UA61942C2 (uk)

Families Citing this family (201)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6258467B1 (en) * 2000-08-17 2001-07-10 Siemens Westinghouse Power Corporation Thermal barrier coating having high phase stability
US6946208B2 (en) 1996-12-10 2005-09-20 Siemens Westinghouse Power Corporation Sinter resistant abradable thermal barrier coating
US6835465B2 (en) * 1996-12-10 2004-12-28 Siemens Westinghouse Power Corporation Thermal barrier layer and process for producing the same
US6930066B2 (en) * 2001-12-06 2005-08-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Highly defective oxides as sinter resistant thermal barrier coating
US6924040B2 (en) 1996-12-12 2005-08-02 United Technologies Corporation Thermal barrier coating systems and materials
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
US6641907B1 (en) * 1999-12-20 2003-11-04 Siemens Westinghouse Power Corporation High temperature erosion resistant coating and material containing compacted hollow geometric shapes
DE10008861A1 (de) * 2000-02-25 2001-09-06 Forschungszentrum Juelich Gmbh Kombinierte Wärmedämmschichtsysteme
US6680126B1 (en) 2000-04-27 2004-01-20 Applied Thin Films, Inc. Highly anisotropic ceramic thermal barrier coating materials and related composites
US6428280B1 (en) * 2000-11-08 2002-08-06 General Electric Company Structure with ceramic foam thermal barrier coating, and its preparation
EP1386017B1 (de) * 2001-04-03 2008-05-07 Forschungszentrum Jülich Gmbh WÄRMEDÄMMSCHICHT AUF BASIS VON La2 Zr2 O7 FÜR HOHE TEMPERATUREN
JP2003073794A (ja) * 2001-06-18 2003-03-12 Shin Etsu Chem Co Ltd 耐熱性被覆部材
US6490791B1 (en) * 2001-06-22 2002-12-10 United Technologies Corporation Method for repairing cracks in a turbine blade root trailing edge
EP1284390A1 (de) * 2001-06-27 2003-02-19 Siemens Aktiengesellschaft Hitzeschildanordnung für eine Heissgas führende Komponente, insbesondere für Strukturteile von Gasturbinen
US6655369B2 (en) * 2001-08-01 2003-12-02 Diesel Engine Transformations Llc Catalytic combustion surfaces and method for creating catalytic combustion surfaces
DE10159056A1 (de) * 2001-11-28 2003-06-26 Alstom Switzerland Ltd Thermisch hoch belastetes Bauteil sowie Verfahren zu seiner Herstellung
FR2835288B1 (fr) * 2002-01-31 2006-04-28 Snecma Moteurs Systeme de refroidissement pour une tuyere de post-combustion de turbomachine
US20030152814A1 (en) * 2002-02-11 2003-08-14 Dinesh Gupta Hybrid thermal barrier coating and method of making the same
US6817860B2 (en) * 2002-03-15 2004-11-16 Catacel Corp. Catalytic combustor with improved light-off characteristics
WO2003104342A1 (ja) * 2002-06-11 2003-12-18 有限会社セラミック・クラフト 塗料組成物
US7226672B2 (en) * 2002-08-21 2007-06-05 United Technologies Corporation Turbine components with thermal barrier coatings
US6730422B2 (en) * 2002-08-21 2004-05-04 United Technologies Corporation Thermal barrier coatings with low thermal conductivity
US6890668B2 (en) * 2002-08-30 2005-05-10 General Electric Company Thermal barrier coating material
EP1411210A1 (en) * 2002-10-15 2004-04-21 ALSTOM Technology Ltd Method of depositing an oxidation and fatigue resistant MCrAIY-coating
US6933066B2 (en) * 2002-12-12 2005-08-23 General Electric Company Thermal barrier coating protected by tantalum oxide and method for preparing same
US6893750B2 (en) * 2002-12-12 2005-05-17 General Electric Company Thermal barrier coating protected by alumina and method for preparing same
US7226668B2 (en) 2002-12-12 2007-06-05 General Electric Company Thermal barrier coating containing reactive protective materials and method for preparing same
US6933061B2 (en) 2002-12-12 2005-08-23 General Electric Company Thermal barrier coating protected by thermally glazed layer and method for preparing same
JP3829935B2 (ja) * 2002-12-27 2006-10-04 信越化学工業株式会社 高耐電圧性部材
JP4481027B2 (ja) * 2003-02-17 2010-06-16 財団法人ファインセラミックスセンター 遮熱コーティング部材およびその製造方法
US6803135B2 (en) 2003-02-24 2004-10-12 Chromalloy Gas Turbine Corporation Thermal barrier coating having low thermal conductivity
US6764779B1 (en) 2003-02-24 2004-07-20 Chromalloy Gas Turbine Corporation Thermal barrier coating having low thermal conductivity
US6976532B2 (en) * 2003-06-26 2005-12-20 The Regents Of The University Of California Anisotropic thermal applications of composites of ceramics and carbon nanotubes
US7481267B2 (en) * 2003-06-26 2009-01-27 The Regents Of The University Of California Anisotropic thermal and electrical applications of composites of ceramics and carbon nanotubes
EP1658480A1 (de) * 2003-08-13 2006-05-24 Siemens Aktiengesellschaft Anordnung mindestens einer wärmedämmschicht auf einem trägerkörper
US20060177676A1 (en) * 2003-08-13 2006-08-10 Ulrich Bast Heat-insulation material and arrangement of a heat-insulation layer containing said heat-insulation material
US6982126B2 (en) * 2003-11-26 2006-01-03 General Electric Company Thermal barrier coating
US6916561B1 (en) 2003-12-30 2005-07-12 General Electric Company Thermal barrier coatings with lower porosity for improved impact and erosion resistance
US6960395B2 (en) * 2003-12-30 2005-11-01 General Electric Company Ceramic compositions useful for thermal barrier coatings having reduced thermal conductivity
US6869703B1 (en) 2003-12-30 2005-03-22 General Electric Company Thermal barrier coatings with improved impact and erosion resistance
US6858334B1 (en) 2003-12-30 2005-02-22 General Electric Company Ceramic compositions for low conductivity thermal barrier coatings
US7364802B2 (en) * 2003-12-30 2008-04-29 General Electric Company Ceramic compositions useful in thermal barrier coatings having reduced thermal conductivity
US6875529B1 (en) 2003-12-30 2005-04-05 General Electric Company Thermal barrier coatings with protective outer layer for improved impact and erosion resistance
US20050142393A1 (en) 2003-12-30 2005-06-30 Boutwell Brett A. Ceramic compositions for thermal barrier coatings stabilized in the cubic crystalline phase
US20050153160A1 (en) * 2004-01-12 2005-07-14 Yourong Liu Durable thermal barrier coating having low thermal conductivity
US20050227106A1 (en) * 2004-04-08 2005-10-13 Schlichting Kevin W Single crystal combustor panels having controlled crystallographic orientation
US7326470B2 (en) * 2004-04-28 2008-02-05 United Technologies Corporation Thin 7YSZ, interfacial layer as cyclic durability (spallation) life enhancement for low conductivity TBCs
US7255940B2 (en) 2004-07-26 2007-08-14 General Electric Company Thermal barrier coatings with high fracture toughness underlayer for improved impact resistance
US7927722B2 (en) * 2004-07-30 2011-04-19 United Technologies Corporation Dispersion strengthened rare earth stabilized zirconia
JP2006104577A (ja) * 2004-10-04 2006-04-20 United Technol Corp <Utc> セグメント化ガドリニアジルコニア被膜およびその形成方法、セグメント化セラミック被覆システムならびに被膜部品
EP1657536A1 (de) * 2004-11-05 2006-05-17 Siemens Aktiengesellschaft Anordnung mit mindestens einer Lumineszenz-Wärmedämmschicht auf einem Trägerkörper
US7476453B2 (en) * 2004-12-06 2009-01-13 General Electric Company Low thermal conductivity thermal barrier coating system and method therefor
US7429424B2 (en) * 2004-12-06 2008-09-30 General Electric Company Sintering resistant, low conductivity, high stability thermal barrier coating/environmental barrier coating system for a ceramic-matrix composite (CMC) article to improve high temperature capability
US7364807B2 (en) * 2004-12-06 2008-04-29 General Electric Company Thermal barrier coating/environmental barrier coating system for a ceramic-matrix composite (CMC) article to improve high temperature capability
JP4815797B2 (ja) * 2004-12-14 2011-11-16 船井電機株式会社 受光装置
CA2529781C (en) * 2004-12-14 2010-10-12 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Thermal barrier coating material, thermal barrier member, and member coated with thermal barrier and method for manufacturing the same
JP4969094B2 (ja) * 2004-12-14 2012-07-04 三菱重工業株式会社 遮熱コーティング部材及びその製造並びにガスタービン
US7587818B2 (en) * 2004-12-23 2009-09-15 General Electric Company Repair of gas turbine blade tip without recoating the repaired blade tip
US7306859B2 (en) * 2005-01-28 2007-12-11 General Electric Company Thermal barrier coating system and process therefor
US20060211241A1 (en) 2005-03-21 2006-09-21 Christine Govern Protective layer for barrier coating for silicon-containing substrate and process for preparing same
US20060210800A1 (en) * 2005-03-21 2006-09-21 Irene Spitsberg Environmental barrier layer for silcon-containing substrate and process for preparing same
EP1707653B1 (de) * 2005-04-01 2010-06-16 Siemens Aktiengesellschaft Schichtsystem
US7354651B2 (en) * 2005-06-13 2008-04-08 General Electric Company Bond coat for corrosion resistant EBC for silicon-containing substrate and processes for preparing same
US7442444B2 (en) * 2005-06-13 2008-10-28 General Electric Company Bond coat for silicon-containing substrate for EBC and processes for preparing same
US20060280954A1 (en) * 2005-06-13 2006-12-14 Irene Spitsberg Corrosion resistant sealant for outer EBL of silicon-containing substrate and processes for preparing same
US20060280955A1 (en) * 2005-06-13 2006-12-14 Irene Spitsberg Corrosion resistant sealant for EBC of silicon-containing substrate and processes for preparing same
US20070292624A1 (en) * 2005-06-28 2007-12-20 General Electric Company Low conductivity, thermal barrier coating system for ceramic matrix composite (CMC) articles
US7579085B2 (en) * 2005-08-19 2009-08-25 General Electric Company Coated silicon comprising material for protection against environmental corrosion
DE102005040648A1 (de) * 2005-08-27 2007-03-01 Leybold Vacuum Gmbh Beschichtete Gegenstände
EP1783248A1 (de) 2005-11-04 2007-05-09 Siemens Aktiengesellschaft Zweilagiges thermisches Schutzschichtsystem mit Pyrochlor-Phase
EP1790754A1 (de) 2005-11-24 2007-05-30 Siemens Aktiengesellschaft Schichtsystem mit Gadolinium-Mischkristall-Pyrochlorphase
DE112006003154B4 (de) * 2005-11-25 2014-07-10 Murata Manufacturing Co., Ltd. Durchscheinende Keramik, Verfahren zum Herstellen derselben, optisches Bauelement und optisches Gerät
US7507482B2 (en) * 2005-11-30 2009-03-24 General Electric Company Ceramic coating material
TWI337203B (en) * 2005-12-30 2011-02-11 Ind Tech Res Inst Multi metal base thermal resistance alloy and a mold with the multi metal base thermal resistance alloy layer
US20070160859A1 (en) * 2006-01-06 2007-07-12 General Electric Company Layered thermal barrier coatings containing lanthanide series oxides for improved resistance to CMAS degradation
EP1806432A1 (de) 2006-01-09 2007-07-11 Siemens Aktiengesellschaft Schichtsystem mit zwei Pyrochlorphasen
US7455913B2 (en) * 2006-01-10 2008-11-25 United Technologies Corporation Thermal barrier coating compositions, processes for applying same and articles coated with same
US7662489B2 (en) * 2006-01-20 2010-02-16 United Technologies Corporation Durable reactive thermal barrier coatings
US7736759B2 (en) 2006-01-20 2010-06-15 United Technologies Corporation Yttria-stabilized zirconia coating with a molten silicate resistant outer layer
US7785722B2 (en) 2006-01-20 2010-08-31 United Technologies Corporation CMAS resistant thermal barrier coating
CA2573585A1 (en) * 2006-02-16 2007-08-16 Sulzer Metco Coatings B.V. A component, an apparatus and a method for the manufacture of a layer system
DE102006013215A1 (de) * 2006-03-22 2007-10-04 Siemens Ag Wärmedämmschicht-System
JP4959213B2 (ja) * 2006-03-31 2012-06-20 三菱重工業株式会社 遮熱コーティング部材及びその製造方法ならびに遮熱コート材料、ガスタービン及び焼結体
RU2436752C2 (ru) * 2006-05-26 2011-12-20 Праксайр Текнолоджи, Инк. Высокочистые порошки и изготовленные из них покрытия
EP1862568A1 (en) 2006-05-30 2007-12-05 Siemens Aktiengesellschaft Thermal barrier coating with tungsten-bronze structure
FR2902690B1 (fr) * 2006-06-23 2008-09-05 Siemens Ag Systeme stratifie ayant une couche ceramique en pyrochlore
US7875370B2 (en) * 2006-08-18 2011-01-25 United Technologies Corporation Thermal barrier coating with a plasma spray top layer
US7776459B2 (en) * 2006-08-18 2010-08-17 United Technologies Corporation High sodium containing thermal barrier coating
US20080044663A1 (en) * 2006-08-18 2008-02-21 United Technologies Corporation Dual layer ceramic coating
KR100798478B1 (ko) 2006-08-31 2008-01-28 한양대학교 산학협력단 열차폐 코팅용 소결체, 이의 제조방법 및 이를 이용한열차폐 코팅층의 제조방법
EP1908859A1 (en) * 2006-10-02 2008-04-09 Siemens Aktiengesellschaft Pyrochlore materials and a thermal barrier coating with these pyrochlore materials
KR100813177B1 (ko) * 2006-10-12 2008-03-17 한국과학기술연구원 폴리머와 고유전성 세라믹이 코팅된 금속 입자를 포함하는복합 유전막 및 이를 구비하는 캐패시터
US20090239061A1 (en) * 2006-11-08 2009-09-24 General Electric Corporation Ceramic corrosion resistant coating for oxidation resistance
EP1930476A1 (de) * 2006-12-07 2008-06-11 Siemens Aktiengesellschaft Schichtsystem
US8021742B2 (en) * 2006-12-15 2011-09-20 Siemens Energy, Inc. Impact resistant thermal barrier coating system
JP5647762B2 (ja) * 2007-05-07 2015-01-07 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ パイロクロア相と二次酸化物とを有する外側セラミック層を含有してなる層組織
ES2368005T3 (es) 2007-05-07 2011-11-11 Siemens Aktiengesellschaft Polvo cerámico, capa cerámica y sistema de capas con fases pirocloro y óxidos.
DK1990327T3 (da) * 2007-05-07 2011-08-15 Siemens Ag Keramisk pulver, keramisk lag og lagsystem med en gadolinium-blandet-krystal-pyrochlorstruktur og oxider
EP1990328B1 (de) * 2007-05-07 2011-10-26 Siemens Aktiengesellschaft Keramisches Pulver, keramische Schicht sowie Schichtsystem aus zwei Pyrochlorphasen und Oxiden
AT505221B1 (de) * 2007-05-08 2009-09-15 Bihler Edelstahl Gmbh Werkzeug mit beschichtung
US9447503B2 (en) 2007-05-30 2016-09-20 United Technologies Corporation Closed pore ceramic composite article
US20090053554A1 (en) 2007-07-11 2009-02-26 Strock Christopher W Thermal barrier coating system for thermal mechanical fatigue resistance
US8323796B2 (en) 2007-07-17 2012-12-04 United Technologies Corporation High temperature refractory coatings for ceramic substrates
US7967570B2 (en) 2007-07-27 2011-06-28 United Technologies Corporation Low transient thermal stress turbine engine components
US7887929B2 (en) * 2007-08-28 2011-02-15 United Technologies Corporation Oriented fiber ceramic matrix composite abradable thermal barrier coating
US8313288B2 (en) * 2007-09-06 2012-11-20 United Technologies Corporation Mechanical attachment of ceramic or metallic foam materials
CN101965483A (zh) * 2007-11-23 2011-02-02 西门子公司 燃烧器元件和具有氧化铝涂层的燃烧器以及用于给燃烧器元件涂覆的方法
US7892660B2 (en) * 2007-12-18 2011-02-22 General Electric Company Wetting resistant materials and articles made therewith
US7901798B2 (en) * 2007-12-18 2011-03-08 General Electric Company Wetting resistant materials and articles made therewith
US7897271B2 (en) * 2007-12-18 2011-03-01 General Electric Company Wetting resistant materials and articles made therewith
US7887934B2 (en) * 2007-12-18 2011-02-15 General Electric Company Wetting resistant materials and articles made therewith
US8043684B2 (en) * 2008-02-14 2011-10-25 United Technologies Corporation Low transient and steady state thermal stress disk shaped components
US20090291323A1 (en) * 2008-05-23 2009-11-26 United Technologies Corporation Dispersion strengthened ceramic thermal barrier coating
EP2128306B1 (en) * 2008-05-26 2015-04-29 Siemens Aktiengesellschaft Ceramic thermal barrier coating system with two ceramic layers
EP2130945A1 (de) * 2008-06-04 2009-12-09 Siemens Aktiengesellschaft Schichtsystem mit TBC und Nobelmetallschutzschicht
NO2133572T3 (uk) 2008-06-12 2018-04-14
US20100028549A1 (en) 2008-07-31 2010-02-04 United Technologies Corporation Dispersion Strengthened Rare Earth Stabilized Zirconia
US7927714B2 (en) * 2008-08-20 2011-04-19 The Trustees Of Princeton University Barium-doped bond coat for thermal barrier coatings
US8709160B2 (en) * 2008-08-22 2014-04-29 United Technologies Corporation Deposition apparatus having thermal hood
US8404047B2 (en) * 2008-09-16 2013-03-26 United Technologies Corporation Electron beam vapor deposition apparatus and method
US20100104773A1 (en) * 2008-10-24 2010-04-29 Neal James W Method for use in a coating process
US8343591B2 (en) * 2008-10-24 2013-01-01 United Technologies Corporation Method for use with a coating process
US20100154425A1 (en) * 2008-12-24 2010-06-24 United Technologies Corporation Strain tolerant thermal barrier coating system
US20100189929A1 (en) * 2009-01-28 2010-07-29 Neal James W Coating device and deposition apparatus
US20100227146A1 (en) * 2009-03-06 2010-09-09 Larose Joel Thermal barrier coating with lower thermal conductivity
EP2230329A1 (de) 2009-03-18 2010-09-22 Siemens Aktiengesellschaft Zweilagiges poröses Schichtsystem mit Pyrochlor-Phase
US20100247809A1 (en) * 2009-03-31 2010-09-30 Neal James W Electron beam vapor deposition apparatus for depositing multi-layer coating
US20100247952A1 (en) * 2009-03-31 2010-09-30 Latour Robert F Controlled oxidation of bond coat
US8449994B2 (en) * 2009-06-30 2013-05-28 Honeywell International Inc. Turbine engine components
US8607569B2 (en) * 2009-07-01 2013-12-17 General Electric Company Methods and systems to thermally protect fuel nozzles in combustion systems
US20110033284A1 (en) * 2009-08-04 2011-02-10 United Technologies Corporation Structurally diverse thermal barrier coatings
US20110086163A1 (en) 2009-10-13 2011-04-14 Walbar Inc. Method for producing a crack-free abradable coating with enhanced adhesion
US20110086177A1 (en) 2009-10-14 2011-04-14 WALBAR INC. Peabody Industrial Center Thermal spray method for producing vertically segmented thermal barrier coatings
US9051652B2 (en) 2009-12-07 2015-06-09 United Technologies Corporation Article having thermal barrier coating
US20110143043A1 (en) * 2009-12-15 2011-06-16 United Technologies Corporation Plasma application of thermal barrier coatings with reduced thermal conductivity on combustor hardware
US20110139486A1 (en) * 2009-12-16 2011-06-16 General Electric Company Electrical insulating coating and method for harsh environment
EP2341166A1 (en) * 2009-12-29 2011-07-06 Siemens Aktiengesellschaft Nano and micro structured ceramic thermal barrier coating
US10000411B2 (en) 2010-01-16 2018-06-19 Cardinal Cg Company Insulating glass unit transparent conductivity and low emissivity coating technology
US10000965B2 (en) 2010-01-16 2018-06-19 Cardinal Cg Company Insulating glass unit transparent conductive coating technology
US10060180B2 (en) 2010-01-16 2018-08-28 Cardinal Cg Company Flash-treated indium tin oxide coatings, production methods, and insulating glass unit transparent conductive coating technology
EP2365106A1 (de) * 2010-03-03 2011-09-14 Siemens Aktiengesellschaft Keramische Wärmedämmschichtsystem mit modifizierter Anbindungsschicht
US8337989B2 (en) 2010-05-17 2012-12-25 United Technologies Corporation Layered thermal barrier coating with blended transition
US8445111B2 (en) * 2010-10-14 2013-05-21 Guardian Industries Corp. Gadolinium oxide-doped zirconium oxide overcoat and/or method of making the same
CN102061468B (zh) * 2011-01-24 2012-05-09 宁夏东方钽业股份有限公司 高温抗氧化材料及由其制备高温抗氧化涂层的方法
EP2484794A1 (de) * 2011-02-07 2012-08-08 Siemens Aktiengesellschaft Material mit Pyrochlorstruktur mit Tantal, Verwendung des Materials, Schichtsystem und Verfahren zur Herstellung eines Schichtsystems
US9945036B2 (en) * 2011-03-22 2018-04-17 General Electric Company Hot corrosion-resistant coatings and components protected therewith
KR101189460B1 (ko) 2011-03-24 2012-10-16 한국세라믹기술원 고온환경 열차폐용 저열전도성 복합산화물 및 그 제조방법
US8967957B2 (en) * 2011-11-03 2015-03-03 General Electric Company Rotating airfoil component of a turbomachine
CN102514282B (zh) * 2011-12-15 2014-07-16 济南大学 一种适用于CoSb3基热电材料的防护涂层及其制备方法
DE102012209549A1 (de) 2012-06-06 2013-12-12 Siemens Aktiengesellschaft Kühlmittelüberbrückungsleitung für eine Gasturbine
US20140030497A1 (en) * 2012-07-30 2014-01-30 United Technologies Corporation Localized transitional coating of turbine components
CN102774087A (zh) * 2012-08-10 2012-11-14 昆山乔锐金属制品有限公司 新型金属/陶瓷复合材料
US9238738B2 (en) 2012-08-22 2016-01-19 Thermatin Industries, LLC Germanate-containing thermal barrier coating
US11047033B2 (en) 2012-09-05 2021-06-29 Raytheon Technologies Corporation Thermal barrier coating for gas turbine engine components
CN102864397B (zh) * 2012-09-23 2014-05-28 西北有色金属研究院 一种纤维增强钛基复合材料前驱体的制备方法
US9581042B2 (en) 2012-10-30 2017-02-28 United Technologies Corporation Composite article having metal-containing layer with phase-specific seed particles and method therefor
US20150233256A1 (en) * 2013-01-15 2015-08-20 General Electric Company Novel architectures for ultra low thermal conductivity thermal barrier coatings with improved erosion and impact properties
CN103072335B (zh) * 2013-01-18 2015-07-22 肇庆市双石金属实业有限公司 一种三元碘化物掺杂的热致变色装饰层
CN103072334B (zh) * 2013-01-18 2015-07-22 肇庆市双石金属实业有限公司 一种二元碘化物掺杂的热致变色装饰层
EP2971687B1 (en) * 2013-03-15 2025-04-30 RTX Corporation Coated articles
US9581032B2 (en) * 2013-03-15 2017-02-28 United Technologies Corporation Coated articles and manufacture methods
EP3058183B1 (en) 2013-10-02 2019-02-27 United Technologies Corporation Segmented ceramic coating interlayer
WO2015050704A1 (en) * 2013-10-02 2015-04-09 United Technologies Corporation Turbine abradable air seal system
WO2015053947A1 (en) * 2013-10-09 2015-04-16 United Technologies Corporation Thermal barrier coating with improved adhesion
DE102013223327A1 (de) * 2013-11-15 2015-05-21 Siemens Aktiengesellschaft Poröses keramisches Schichtsystem
EP3071727B1 (en) 2013-11-18 2019-05-01 United Technologies Corporation Airfoil having a variable coating
WO2015077163A1 (en) 2013-11-19 2015-05-28 United Technologies Corporation Article having variable composition coating
WO2015116300A2 (en) 2013-12-06 2015-08-06 United Technologies Corporation Calcium-magnesium alumino-silicate (cmas) resistant thermal barrier coatings, systems, and methods of production thereof
US10179945B2 (en) * 2013-12-16 2019-01-15 General Electric Company CMAS resistant thermal barrier coatings
RU2556248C1 (ru) * 2013-12-20 2015-07-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") Материал керамического слоя теплозащитного покрытия
US11479846B2 (en) 2014-01-07 2022-10-25 Honeywell International Inc. Thermal barrier coatings for turbine engine components
JP2014156396A (ja) * 2014-05-07 2014-08-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 遮熱コーティング材料、並びにガスタービン用翼、燃焼器、ガスタービン、及びジェットエンジン
US9920417B2 (en) 2014-10-27 2018-03-20 General Electric Company Article and method of making thereof
US9790587B2 (en) 2014-10-28 2017-10-17 General Electric Company Article and method of making thereof
RU2614320C2 (ru) * 2014-11-11 2017-03-24 Евгений Викторович Васильев Жаростойкое металлокерамическое покрытие и способ его нанесения
US9869188B2 (en) 2014-12-12 2018-01-16 General Electric Company Articles for high temperature service and method for making
CN104562154B (zh) * 2015-01-06 2017-11-03 中国科学院金属研究所 一种难熔金属材料表面Zr基陶瓷涂层防护的方法
DE102015206321A1 (de) * 2015-04-09 2016-10-13 Siemens Aktiengesellschaft Zweilagige keramische Wärmedämmschicht mit Übergangszone
CN105150632A (zh) * 2015-09-02 2015-12-16 常熟华冶薄板有限公司 兼具耐腐蚀和隔热功能的纳米陶瓷膜热镀锌钢板
CN105951030B (zh) * 2016-04-28 2018-12-21 中国农业机械化科学研究院 单晶合金表面双层结构粘结层及其制备方法
US10822966B2 (en) 2016-05-09 2020-11-03 General Electric Company Thermal barrier system with bond coat barrier
WO2017218759A1 (en) 2016-06-15 2017-12-21 The Penn State Research Foundation Thermal barrier coatings
US10822696B2 (en) 2016-12-14 2020-11-03 General Electric Company Article with thermal barrier coating and method for making
US12215427B2 (en) 2017-12-19 2025-02-04 Oerlikon Metco (Us) Inc. Erosion and CMAS resistant coating for protecting EBC and CMC layers and thermal spray coating method
CA3094335A1 (en) 2018-04-09 2019-10-17 Oerlikon Metco (Us) Inc. Cmas resistant, high strain tolerant and low thermal conductivity thermal barrier coatings and thermal spray coating method
US11668198B2 (en) 2018-08-03 2023-06-06 Raytheon Technologies Corporation Fiber-reinforced self-healing environmental barrier coating
US11505506B2 (en) 2018-08-16 2022-11-22 Raytheon Technologies Corporation Self-healing environmental barrier coating
US11535571B2 (en) 2018-08-16 2022-12-27 Raytheon Technologies Corporation Environmental barrier coating for enhanced resistance to attack by molten silicate deposits
US10934220B2 (en) 2018-08-16 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Chemical and topological surface modification to enhance coating adhesion and compatibility
CN110835719A (zh) * 2018-08-17 2020-02-25 北京航化节能环保技术有限公司 一种气化炉燃烧器用热喷涂抗高温氧化涂层及其制备方法
US11028012B2 (en) 2018-10-31 2021-06-08 Cardinal Cg Company Low solar heat gain coatings, laminated glass assemblies, and methods of producing same
CN109207900B (zh) * 2018-11-12 2020-06-16 中国兵器工业第五九研究所 复合涂层及其制备方法、钛合金表面处理方法和应用
CA3129143A1 (en) * 2019-03-07 2020-09-10 Oerlikon Metco (Us) Inc. Advanced bond coat materials for tbc with improved thermal cyclic fatigue and sulfidation resistance
EP4017923A4 (en) * 2019-09-06 2023-06-14 The University of Connecticut THERMAL INSULATION COATINGS FOR COMBUSTION ENGINES
CN110697088B (zh) * 2019-10-15 2020-05-19 中国科学院云南天文台 一种航天器热盾迎日面的热控涂层
CN111118438B (zh) * 2020-01-14 2021-12-17 武汉理工大学 高温高发射率散热涂层及其制备方法与应用
RU2763953C1 (ru) * 2021-03-11 2022-01-11 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по атомной энергии "Росатом" (Госкорпорация "Росатом") Комбинированное защитное покрытие
CN113251699B (zh) * 2021-05-12 2022-08-16 四川零碳工程科技有限公司 一种热回收式热泵制氧空调机组
CN113251700B (zh) * 2021-05-12 2022-08-16 四川零碳工程科技有限公司 一种无霜型热泵制氧空调机组
US12552943B2 (en) 2022-02-16 2026-02-17 General Electric Company Pyrochlore/defect fluorite zirconates
US20250389193A1 (en) * 2024-06-20 2025-12-25 Rtx Corporation Variable thickness coating control

Family Cites Families (45)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3718499A (en) 1970-08-10 1973-02-27 J Kanter Process for protecting ferrous base metals against corrosion,and articles produced thereby
US3954512A (en) 1972-08-11 1976-05-04 Kanter Jerome J Protective coating of ferrous base metal articles
US4005989A (en) 1976-01-13 1977-02-01 United Technologies Corporation Coated superalloy article
US4209348A (en) 1976-11-17 1980-06-24 United Technologies Corporation Heat treated superalloy single crystal article and process
GB2025469A (en) * 1978-07-17 1980-01-23 United Technologies Corp Plasma sprayed MCrAlY coatings
US4247249A (en) 1978-09-22 1981-01-27 General Electric Company Turbine engine shroud
US4321310A (en) 1980-01-07 1982-03-23 United Technologies Corporation Columnar grain ceramic thermal barrier coatings on polished substrates
US4321311A (en) 1980-01-07 1982-03-23 United Technologies Corporation Columnar grain ceramic thermal barrier coatings
US5514482A (en) 1984-04-25 1996-05-07 Alliedsignal Inc. Thermal barrier coating system for superalloy components
US4780268A (en) * 1984-06-13 1988-10-25 Westinghouse Electric Corp. Neutron absorber articles
US4719080A (en) 1985-06-10 1988-01-12 United Technologies Corporation Advanced high strength single crystal superalloy compositions
US4897315A (en) 1985-10-15 1990-01-30 United Technologies Corporation Yttrium enriched aluminide coating for superalloys
US4639399A (en) 1985-11-26 1987-01-27 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Nickel oxide, ceramic insulated, high temperature coating
DE3543802A1 (de) 1985-12-12 1987-06-19 Bbc Brown Boveri & Cie Hochtemperatur-schutzschicht und verfahren zu ihrer herstellung
US4849142A (en) 1986-01-03 1989-07-18 Jupiter Technologies, Inc. Superplastic forging of zirconia ceramics
US4753902A (en) 1986-11-24 1988-06-28 Corning Glass Works Transformation toughened zirconia-titania-yttria ceramic alloys
GB2206111B (en) 1987-06-24 1991-08-14 Council Scient Ind Res Sintered ceramic product
US4895201A (en) 1987-07-07 1990-01-23 United Technologies Corporation Oxidation resistant superalloys containing low sulfur levels
US4891343A (en) 1988-08-10 1990-01-02 W. R. Grace & Co.-Conn. Stabilized zirconia
US5262245A (en) 1988-08-12 1993-11-16 United Technologies Corporation Advanced thermal barrier coated superalloy components
US4936745A (en) 1988-12-16 1990-06-26 United Technologies Corporation Thin abradable ceramic air seal
US5814262A (en) 1989-08-11 1998-09-29 Corning Incorporated Method for producing thin flexible sintered structures
US5073433B1 (en) 1989-10-20 1995-10-31 Praxair Technology Inc Thermal barrier coating for substrates and process for producing it
US5087477A (en) 1990-02-05 1992-02-11 United Technologies Corporation Eb-pvd method for applying ceramic coatings
US5034284A (en) 1990-05-10 1991-07-23 United Technologies Corporation Thermal fatigue resistant coatings
US5346563A (en) 1991-11-25 1994-09-13 United Technologies Corporation Method for removing sulfur from superalloy articles to improve their oxidation resistance
GB9204791D0 (en) 1992-03-05 1992-04-22 Rolls Royce Plc A coated article
US5538796A (en) 1992-10-13 1996-07-23 General Electric Company Thermal barrier coating system having no bond coat
US5304519A (en) * 1992-10-28 1994-04-19 Praxair S.T. Technology, Inc. Powder feed composition for forming a refraction oxide coating, process used and article so produced
RU2078148C1 (ru) * 1993-07-05 1997-04-27 Акционерное общество открытого типа "Моторостроитель" Способ нанесения покрытия на лопатку турбины
US5495979A (en) 1994-06-01 1996-03-05 Surmet Corporation Metal-bonded, carbon fiber-reinforced composites
WO1996009263A1 (en) 1994-09-23 1996-03-28 Alsimag Technical Ceramics, Inc. Improved stabilized zirconia
WO1996011288A1 (en) 1994-10-05 1996-04-18 United Technologies Corporation Multiple nanolayer coating system
US5562998A (en) 1994-11-18 1996-10-08 Alliedsignal Inc. Durable thermal barrier coating
GB9426257D0 (en) 1994-12-24 1995-03-01 Rolls Royce Plc Thermal barrier coating for a superalloy article and method of application
US5716720A (en) 1995-03-21 1998-02-10 Howmet Corporation Thermal barrier coating system with intermediate phase bondcoat
US5512382A (en) 1995-05-08 1996-04-30 Alliedsignal Inc. Porous thermal barrier coating
US6102656A (en) 1995-09-26 2000-08-15 United Technologies Corporation Segmented abradable ceramic coating
US5743188A (en) 1995-10-20 1998-04-28 Eastman Kodak Company Method of imaging a zirconia ceramic surface to produce a lithographic printing plate
DE19542944C2 (de) 1995-11-17 1998-01-22 Daimler Benz Ag Brennkraftmaschine und Verfahren zum Aufbringen einer Wärmedämmschicht
RU2096386C1 (ru) * 1996-02-05 1997-11-20 Товарищество с ограниченной ответственностью Научно-производственная фирма "Керамика-Центр" Шихта для изготовления огнеупорных изделий
RU2116377C1 (ru) * 1996-06-25 1998-07-27 Акционерное общество открытого типа "Моторостроитель" Деталь газотурбинного двигателя и способ ее изготовления
GB9617267D0 (en) 1996-08-16 1996-09-25 Rolls Royce Plc A metallic article having a thermal barrier coating and a method of application thereof
US5780178A (en) 1996-10-31 1998-07-14 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Scandia, yttria-stabilized zirconia for ultra-high temperature thermal barrier coatings
US6117560A (en) * 1996-12-12 2000-09-12 United Technologies Corporation Thermal barrier coating systems and materials

Also Published As

Publication number Publication date
JP3081611B2 (ja) 2000-08-28
ATE403761T1 (de) 2008-08-15
CN1172143C (zh) 2004-10-20
RU2228389C2 (ru) 2004-05-10
SG82020A1 (en) 2001-07-24
EP0992603B1 (en) 2008-08-06
DE69942961D1 (de) 2010-12-30
KR20000028723A (ko) 2000-05-25
JP2000119870A (ja) 2000-04-25
US6177200B1 (en) 2001-01-23
EP1961833A1 (en) 2008-08-27
ATE488612T1 (de) 2010-12-15
CA2284363A1 (en) 2000-04-01
US6284323B1 (en) 2001-09-04
IL132063A0 (en) 2001-03-19
EP0992603A1 (en) 2000-04-12
DE69939245D1 (de) 2008-09-18
CN1253878A (zh) 2000-05-24
CA2284363C (en) 2008-04-01
KR100347850B1 (ko) 2002-08-07
EP1961833B1 (en) 2010-11-17
IL132063A (en) 2005-05-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP3081611B2 (ja) セラミックコーティングを有する金属製の基体を含む金属製部材及び金属製の基体に断熱性を与えるための方法
UA44780C2 (uk) Металева деталь (варіанти), спосіб її виготовлення (варіанти)та матеріал для термобар&#39;єрного покриття металевої деталі
Unal et al. Microstructures of Y2O3‐stabilized ZrO2 electron beam‐physical vapor deposition coatings on Ni‐base superalloys
EP1327704B1 (en) Thermal barrier coating and process therefor
Han et al. Interface stability of NiCrAlY coating without and with a Cr or Mo diffusion barrier on Ti-42Al-5Mn alloy
JP7749626B2 (ja) Ｐｖｄボンドコート
US6998172B2 (en) Thermally-stabilized thermal barrier coating
US20050202168A1 (en) Thermally-stabilized thermal barrier coating and process therefor
JP7402869B2 (ja) 超合金基板用のｐｖｄバリアコーティング