RU2568205C2

RU2568205C2 - Thermoerosional coating for carbon-carbonic composite materials

Info

Publication number: RU2568205C2
Application number: RU2014104724/03A
Authority: RU
Inventors: Сергей Васильевич Бабин; Александр Николаевич Балакирев; Вячеслав Николаевич Козлов; Вадим Владимирович Хренов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Аэросила"
Priority date: 2014-02-12
Filing date: 2014-02-12
Publication date: 2015-11-10
Also published as: RU2014104724A

Abstract

FIELD: machine building.

SUBSTANCE: invention relates to machine building, namely to thermal-protective coatings on work blades and guide vanes of power turbines, gas turbines of aviation engines, and augmenter of aviation engines made out of carbon-carbonic composite material. Invention suggest formation on the protected element out of carbon-carbonic composite material of the transient dampening layer comprising two sub-layers: SiC and Al₂O₃, thickness 10-150 mcm, intermediate layer out of borosilicate glass with thickness 70-100 mcm, and protective layer Al₂O₃ with thickness 100-150 mcm and porosity 20-30%.

EFFECT: increased adhesion strength of the coating with carbon-carbonic composite material, sealing of the occurred cracks by borosilicate glass, reduced residual and operation stresses in the protective coating, increased thermal impacts resistance.

2 cl, 2 tbl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к теплозащитным покрытиям на рабочих и направляющих лопатках энергетических турбин, газовых турбин авиадвигателей, а также форсажных камер авиадвигателей, произведенных из углерод-углеродистого композиционного материала (УУКМ).The invention relates to the field of mechanical engineering, namely to heat-protective coatings on the working and guide vanes of energy turbines, gas turbines of aircraft engines, as well as afterburner chambers of aircraft engines made from carbon-carbon composite material (CCCM).

Газотурбинные установки и двигатели находят все более широкое применение в современной технике: двигатели самолетов и вертолетов, судовые газотурбинные двигатели, энергетические газотурбинные установки и газоперекачивающие агрегаты. К основным деталям, определяющим надежность, экономичность и ресурс их работы, относятся рабочие лопатки турбины, форсажные камеры. Турбинные лопатки и форсажные камеры работают в достаточно жестких условиях: высокие температуры, агрессивные среды (кислород, сера, окислы ванадия и другие элементы), значительные знакопеременные механические нагрузки и резкие теплосмены. Существующие тенденции совершенствования турбомашин приводят к еще большему ужесточению указанных условий эксплуатации и к повышению стоимости деталей. Все это требует применения новых материалов на лопатках турбин и в форсажных камерах и эффективных защитных покрытий к ним.Gas turbine units and engines are finding wider application in modern technology: aircraft and helicopter engines, marine gas turbine engines, power gas turbine units and gas pumping units. The main details that determine the reliability, efficiency and resource of their work include turbine blades, afterburners. Turbine blades and afterburners work in rather harsh conditions: high temperatures, aggressive media (oxygen, sulfur, vanadium oxides and other elements), significant alternating mechanical loads and sudden heat changes. Existing trends in the improvement of turbomachines lead to even greater tightening of these operating conditions and increase the cost of parts. All this requires the use of new materials on turbine blades and in afterburners and effective protective coatings for them.

Проблема создания и внедрения в практику высокотемпературных защитных покрытий для УУКМ продолжает оставаться актуальной в связи с имеющейся потребностью авиационной, газовой и других промышленностей в материалах, способных работать при высоких температурах, сохраняя прочность.The problem of creating and putting into practice high-temperature protective coatings for CCCM continues to be relevant in connection with the existing need of aviation, gas and other industries for materials capable of working at high temperatures, while maintaining strength.

Наиболее перспективным материалом для защиты УУКМ является керамика, которая отвечает ряду требований, предъявляемых к высоконагруженным деталям авиадвигателей:The most promising material for protecting UUKM is ceramics, which meets a number of requirements for highly loaded parts of aircraft engines:

1) высокая адгезия к углеродной основе;1) high adhesion to the carbon base;

2) химическая стабильность материала при длительном контакте с углеродом в условиях высокой температуры;2) the chemical stability of the material during prolonged contact with carbon at high temperatures;

3) слабая диффузия углерода через демпфирующий слой при эксплуатации покрытия.3) weak diffusion of carbon through the damping layer during operation of the coating.

Известны термоэрозионностойкие покрытия на УУКМ путем нанесения многослойных покрытий, данные по составу покрытий которых приведены в таблице 1.Known thermo-erosion-resistant coatings on CCCM by applying multilayer coatings, data on the composition of the coatings of which are shown in table 1.

Известна степень влияния пористости на коэффициент температурного линейного расширения (КТЛР) термоэрозионных покрытий - чем выше пористость слоев термоэрозионностойкого покрытия, тем ниже КТЛР.The degree of influence of porosity on the coefficient of linear thermal expansion (KTLR) of thermoerosion coatings is known — the higher the porosity of the layers of thermoerosion-resistant coating, the lower the KTLR.

Наиболее близким техническим решением к заявляемому является термоэрозионное покрытие состава SiCxOy для защиты углерод-углеродных композиционных материалов (патент US 6737120, кл. B05D 1/02, опубл. 18.05.2004 г.). Для увеличения защиты от окисления покрытие может содержать дополнительные огнеупорные слои SiC, Al₂O₃ или Si₃ON₄, которые располагаются над или под слоем стекла.The closest technical solution to the claimed is the erosion coating composition SiCxOy for the protection of carbon-carbon composite materials (patent US 6737120, CL B05D 1/02, publ. 05/18/2004). To increase protection against oxidation, the coating may contain additional refractory layers of SiC, Al ₂ O ₃ or Si ₃ ON ₄ , which are located above or below the glass layer.

Недостатками прототипа являются низкая адгезия к УУКМ, химическая нестабильность при длительном контакте с УУКМ, а самое главное, низкая термоэрозионная стойкость и низкая эксплуатационная прочность на границе «УУКМ - защитный слой», то есть параметры, которые необходимы для эксплуатации высоконагруженных частей газотурбинных установок, такие как лопатки турбины, элементы форсажных камер газотурбинных двигателей, которые возникают вследствие малой толщины защитного покрытия (до 10 мкм) и отсутствия демпфирующего подслоя.The disadvantages of the prototype are low adhesion to CCCM, chemical instability during prolonged contact with CCCM, and most importantly, low thermal erosion resistance and low operational strength at the border "CCCM - protective layer", that is, the parameters that are necessary for the operation of highly loaded parts of gas turbine plants, such like turbine blades, elements of afterburners in gas turbine engines that arise due to the small thickness of the protective coating (up to 10 microns) and the absence of a damping sublayer.

Техническим результатом заявленного покрытия является повышение термоэрозионной стойкости предлагаемого защитного покрытия, химической стабильности при длительном контакте с УУКМ, высокой адгезии демпфирующего слоя к УУКМ.The technical result of the claimed coating is to increase the thermal erosion resistance of the proposed protective coating, chemical stability during prolonged contact with CCCM, high adhesion of the damping layer to CCCM.

Технический результат достигается тем, что в способе получения термоэрозионностойкого покрытия для конструкций форсажных камер газотурбинных двигателей и энергетических установок, в том числе для рабочих лопаток и турбин, происходит формирование на защищаемом элементе из УУКМ: 1 - переходного демпфирующего слоя, состоящего из 2-х подслоев (подслой 1 - SiC и подслой 2 - Al₂O₃), 2 - промежуточного слоя из боросиликатного стекла и 3 - защитного термоэрозионностойкого слоя из Al₂O₃ (фигура 1).The technical result is achieved by the fact that in the method of producing a thermo-erosion-resistant coating for the afterburner structures of gas turbine engines and power plants, including for rotor blades and turbines, a protected damping layer consisting of 2 sublayers is formed on the protected element from UUKM: (sublayer 1 - SiC and sublayer 2 - Al ₂ O ₃ ), 2 - an intermediate layer of borosilicate glass and 3 - a protective thermo-erosion-resistant layer of Al ₂ O ₃ (figure 1).

Технический результат достигается также тем, что демпфирующий подслой 1 слоя 1 из SiC имеет толщину от 20 до 50 мкм, что позволит обеспечить хорошую адгезионную прочность с подслоем 2 слоя 1. Пористость данного подслоя не регламентируется.The technical result is also achieved by the fact that the damping sublayer 1 of layer 1 of SiC has a thickness of 20 to 50 μm, which will ensure good adhesive strength with a sublayer of 2 layers 1. The porosity of this sublayer is not regulated.

Технический результат достигается также тем, что демпфирующий подслой 2 слоя 1 из Al₂O₃ имеет пористую структуру с пористостью, равной 30-50%, имеет толщину от 100 мкм до 150 мкм. При толщине слоя менее 100 мкм покрытие теряет свою термоэрозионную стойкость, а при толщине слоя более 150 мкм адгезия между слоями и УУКМ ухудшается, а также сильно увеличивается масса изделия. При пористости подслоя 2 слоя 1 менее 30% покрытие становится нестабильным и теряет свои защитные свойства, при пористости более 50% также происходит быстрое разрушение покрытия.The technical result is also achieved by the fact that the damping sublayer 2 of layer 1 of Al ₂ O ₃ has a porous structure with a porosity of 30-50% and a thickness of 100 μm to 150 μm. With a layer thickness of less than 100 μm, the coating loses its erosion resistance, and with a layer thickness of more than 150 μm, the adhesion between the layers and CCCM deteriorates, and the mass of the product also greatly increases. When the porosity of sublayer 2 of layer 1 is less than 30%, the coating becomes unstable and loses its protective properties, with porosity of more than 50%, a rapid destruction of the coating also occurs.

Технический результат достигается также тем, что защитное покрытие имеет слой 2 из боросиликатного стекла, толщина слоя от 70 мкм до 100 мкм. При толщине слоя менее 70 мкм массы боросиликатного стекла недостаточно для обеспечения стабильной работы защитного покрытия, а при толщине слоя свыше 100 мкм покрытие становится нестабильным. Пористость данного слоя не регламентируется.The technical result is also achieved by the fact that the protective coating has a layer 2 of borosilicate glass, the thickness of the layer is from 70 microns to 100 microns. With a layer thickness of less than 70 μm, the mass of borosilicate glass is not sufficient to ensure stable operation of the protective coating, and with a layer thickness of over 100 μm, the coating becomes unstable. The porosity of this layer is not regulated.

Технический результат достигается также тем, что покрытие имеет слой 3 из Al₂O₃ с пористостью, равной 20-30%, и имеет толщину от 100 мкм до 150 мкм, что позволит обеспечить необходимую термоэрозионную стойкость покрытия.The technical result is also achieved by the fact that the coating has a layer 3 of Al ₂ O ₃ with a porosity of 20-30%, and has a thickness of 100 μm to 150 μm, which will provide the necessary thermal erosion resistance of the coating.

В процессе эксплуатации деталей газотурбинных двигателей и энергетических установок из УУКМ с термоэрозионностойким покрытиями на границе «УУКМ - слой 1» возникает и растет оксидный слой, рост которого усугубляется вследствие разности линейного коэффициента термического расширения (ЛКТР) УУКМ и демпфирующего слоя, что приводит к отслоению и растрескиванию внешнего керамического слоя и потери эксплуатационных свойств. При использовании пористого демпфирующего подслоя 2 слоя 1 пористостью от 30 до 50% и толщиной от 100 до 150 мкм, ЛКТР которого близок к ЛКТР УУКМ, и промежуточного слоя из боросиликатного стекла толщиной от 70 до 100 мкм достигается ряд эффектов (повышенная прочность сцепления УУКМ с керамикой, герметизация возникающих трещин боросиликатным стеклом, снижение остаточных и эксплуатационных напряжений в защитном покрытии, усиление демпфирующих свойств покрытия, повышение стойкости к термоударам), повышающих эксплуатационные свойства теплозащитных покрытий для УУКМ. Другими словами, повышенные эксплуатационные эффекты в предлагаемом покрытии объясняются следующими его преимуществами: наличие слоя 1, ЛКТР которого близок к ЛКТР самого УУКМ, наличие промежуточного слоя 2 из боросиликатного стекла, которое при нагреве расплавляется и заполняет трещины в керамических слоях 1 и 3, что обеспечивает герметичность конструкции.During the operation of parts of gas turbine engines and power plants from CCCM with thermo-erosion-resistant coatings, an oxide layer appears and grows at the CCCM - layer 1 boundary, the growth of which is aggravated due to the difference in the linear coefficient of thermal expansion (CCCT) of CCCM and the damping layer, which leads to delamination and cracking of the outer ceramic layer and loss of performance. When using a porous damping sublayer 2 of layer 1 with a porosity of 30 to 50% and a thickness of 100 to 150 μm, the LCTR of which is close to the UCMC LKTR, and an intermediate layer of borosilicate glass with a thickness of 70 to 100 μm, a number of effects are achieved (increased adhesion strength of the CCCM with ceramics, sealing of emerging cracks with borosilicate glass, reducing residual and operational stresses in the protective coating, enhancing the damping properties of the coating, increasing resistance to thermal shock), increasing the operational properties of heat-shielding x coatings for CCM. In other words, the enhanced operational effects in the proposed coating are explained by its following advantages: the presence of layer 1, the LCRT of which is close to that of the CCCM itself, the presence of an intermediate layer 2 of borosilicate glass, which melts when heated and fills cracks in ceramic layers 1 and 3, which ensures tightness of the structure.

Для оценки стойкости УУКМ с покрытиями для деталей газотурбинных двигателей и энергетических установок были произведены испытания.To assess the durability of CCCM with coatings for parts of gas turbine engines and power plants, tests were performed.

В таблице 2 представлены варианты известных покрытий и предлагаемое покрытие под №1. Table 2 presents the options for known coatings and the proposed coating under No. 1.

Оценка защитных свойств покрытия проводилась методом сравнительных испытаний. Для этого образцы из углерод-углеродистого материала с покрытием, имеющие размеры 20×20×5 мм, помещались в установку, где подвергались испытанию в потоке продуктов сгорания бензина при температуре (1000-1200)°C в течение 12 часов. Испытания проводились при скоростях потока 20-25 [м/с] и коэффициенте избытка воздуха (4,5-5,5).Assessment of the protective properties of the coating was carried out by comparative tests. For this, samples of coated carbon-carbon material having dimensions of 20 × 20 × 5 mm were placed in a facility where they were tested in a stream of gasoline combustion products at a temperature of (1000-1200) ° C for 12 hours. The tests were carried out at flow rates of 20-25 [m / s] and air excess ratio (4.5-5.5).

Полученные результаты представлены на фигуре 2.The results are presented in figure 2.

Claims

1. The thermoerosion-resistant coating of carbon-carbon composite materials for gas turbine engines and power plants, including for structural elements of afterburners, rotor blades and turbines, including the formation of a transition layer 1, an intermediate layer 2 and a protective layer 3 on the protected element from UUKM the fact that layer 1 is made of two sublayers - SiC and Al ₂ O ₃ and has a thickness of 100-150 μm, and the sublayer 2 of layer 1, consisting of Al ₂ O ₃ , has a porosity of 30 to 50%; layer 2 is made of borosilicate glass with a thickness of 70-100 microns; layer 3 is made of Al ₂ O ₃ and has a thickness of 100-150 μm and a porosity of 20 to 30%.

2. Thermal erosion-resistant coating according to claim 1, characterized in that the sublayer 1 of layer 1 of SiC has a thickness of 20-50 microns.