RU94974U1

RU94974U1 - HEAT-PROTECTED COATED TURBIN SHOVEL FOR GAS-TURBINE ENGINES AND POWER INSTALLATIONS

Info

Publication number: RU94974U1
Application number: RU2009135501/22U
Authority: RU
Inventors: Анатолий Михайлович Смыслов; Марина Константиновна Смыслова; Аскар Джамилевич Мингажев; Юрий Михайлович Дыбленко; Андрей Александрович Быбин; Антон Владимирович Новиков; Игорь Геннадиевич Петухов
Original assignee: Общество с ограниченной ответственностью "Производственное предприятие Турбинаспецсервис"
Priority date: 2009-09-23
Filing date: 2009-09-23
Publication date: 2010-06-10

Abstract

1. Лопатка турбины с теплозащитным покрытием для газотурбинных двигателей и энергетических установок, содержащая поверхностный слой основного материала лопатки, модифицированный ионной имплантацией, и нанесенное на него покрытие, состоящее из подслоя, сформированного путем нанесения жаростойкого и переходного слоев и внешнего керамического слоя на основе ZrO2, стабилизированного Y2O3, нанесенного на переходный слой, отличающаяся тем, что содержит поверхностный слой основного материала лопатки, модифицированный ионной имплантацией ионами Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si или их сочетанием, жаростойкий слой из сплава состава: Si от 4,0 до 12,0%; Y от 1,0 до 2,0%; Al остальное, состоящий из нанослоев и микрослоев, причем нанослои получены периодической имплантацией ионами Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si или их сочетанием при нанесении жаростойкого слоя, а микрослои, образованны в результате разделения жаростойкого слоя нанослоями, а переходный слой состоит из сплава состава: Cr от 18 до 34%; Al от 3 до 16%; Y от 0,2 до 0,7%; Ni остальное, или состава: Cr от 18 до 34%; Al от 3 до 16%; Y от 0,2 до 0,7%; Co от 16 до 30%; Ni остальное. ! 2. Лопатка турбины по п.1, отличающаяся тем, что покрытие дополнительно, под жаростойким слоем содержит слой, состоящий из Nb, Pt, Cr или их сочетания толщиной от 0,1 до 2,0 мкм. ! 3. Лопатка турбины по п.1, отличающаяся тем, что толщина жаростойкого слоя составляет от 5 до 60 мкм, а количество микрослоев в жаростойком слое составляет от 3 до 1000. ! 4. Лопатка турбины по п.1, отличающаяся тем, что толщина переходного слоя составляет от 1 до 10 мкм. ! 5. Лопатка турбины по п.1, отличающаяся тем, что покрытие дополнительно, под керамическим слоем содержит слой, состоящий из из Nb, Pt, Cr или их соч� 1. The turbine blade with a heat-shielding coating for gas turbine engines and power plants, containing a surface layer of the main material of the blade, modified by ion implantation, and a coating on it, consisting of a sublayer formed by applying a heat-resistant and transition layers and an external ceramic layer based on ZrO2, stabilized Y2O3 deposited on the transition layer, characterized in that it contains the surface layer of the main material of the blade, modified by ion implantation and Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si, or combinations thereof, a layer of refractory composition of the alloy: Si from 4.0 to 12.0%; Y 1.0 to 2.0%; Al, the rest, consisting of nanolayers and microlayers, with the nanolayers obtained by periodic implantation with Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si ions, or a combination thereof when a heat-resistant layer is applied, and the microlayers are formed as a result of the separation of the heat-resistant layer by nanolayers, and the transition layer consists of an alloy composition: Cr from 18 to 34%; Al from 3 to 16%; Y 0.2 to 0.7%; Ni else, or composition: Cr from 18 to 34%; Al from 3 to 16%; Y 0.2 to 0.7%; Co from 16 to 30%; Ni rest. ! 2. The turbine blade according to claim 1, characterized in that the coating additionally, beneath the heat-resistant layer, contains a layer consisting of Nb, Pt, Cr or a combination thereof with a thickness of 0.1 to 2.0 μm. ! 3. The turbine blade according to claim 1, characterized in that the thickness of the heat-resistant layer is from 5 to 60 microns, and the number of microlayers in the heat-resistant layer is from 3 to 1000.! 4. The turbine blade according to claim 1, characterized in that the thickness of the transition layer is from 1 to 10 microns. ! 5. The turbine blade according to claim 1, characterized in that the coating additionally, under the ceramic layer, contains a layer consisting of Nb, Pt, Cr or their combination

Description

Полезная модель относится к области машиностроения, а именно к лопаткам энергетических и транспортных турбин, и, в особенности, газовых турбин авиадвигателей с теплозащитными покрытиями.The utility model relates to the field of mechanical engineering, namely to the blades of energy and transport turbines, and, in particular, gas turbines of aircraft engines with heat-protective coatings.

Газотурбинные установки и двигатели находят все более широкое применение в современной технике: двигатели самолетов и вертолетов, судовые газотурбинные двигатели, энергетические ГТУ и газоперекачивающие агрегаты. К основным деталям, определяющим надежность, экономичность и ресурс их работы, являются рабочие лопатки турбины. Турбинные лопатки 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 к ужесточению указанных условий эксплуатации и к повышению стоимости деталей. Все это требует применения на лопатках турбин более эффективных защитных покрытий. Одним из путей повышения температуры в турбине при сохранении ресурса лопаток является применение теплозащитных покрытий (ТЗП). Керамические ТЗП, при их достаточной толщине, могут ощутимо снизить теплоприток к основному материалу охлаждаемой лопатки и обеспечить ее работоспособность в условиях высоких температур.Gas turbine installations and engines are finding wider application in modern technology: aircraft and helicopter engines, marine gas turbine engines, gas turbine engines and gas pumping units. The main parts that determine the reliability, efficiency and resource of their work are the turbine blades. Turbine blades operate in rather harsh conditions: high temperatures, aggressive environments (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 to an increase in the cost of parts. All this requires the use of more effective protective coatings on the blades of turbines. One of the ways to increase the temperature in the turbine while maintaining the resource of the blades is the use of heat-protective coatings (TZP). Ceramic TZP, with their sufficient thickness, can significantly reduce heat gain to the main material of the cooled blade and ensure its performance at high temperatures.

Наиболее перспективным материалом для формирования теплозащитного слоя ТЗП является керамика на основе диоксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия (ZrO₂·Y₂O₃). Для обеспечения адгезии керамического слоя и защиты основного материала детали от окисления, ТЗП имеет жаростойкий подслой.The most promising material for the formation of a heat-protective layer of thermal protection layer is ceramic based on zirconia stabilized with yttrium oxide (ZrO ₂ · Y ₂ O ₃ ). To ensure the adhesion of the ceramic layer and protect the main material of the part from oxidation, TZP has a heat-resistant sublayer.

Известна лопатка турбины с теплозащитным покрытием [Патент РФ №2325467, МПК С23С 4/10. Способ получения создающего термический барьер покрытия./ Я.Вигрен, М.Ханссон./Вольво аэро корп./. 2008.] содержащее связующий подслой, нанесенный на предварительно обработанную поверхность лопатки, нанесенный на него жаростойкий слой системы MeCrAlY и внешний теплозащитный керамический слой на основе диоксида циркония, стабилизированного оксидом иттрия.Known turbine blade with heat-shielding coating [RF Patent No. 2323267, IPC С23С 4/10. A method of obtaining a thermal barrier coating. / J. Wigren, M. Hansson. / Volvo Aero Corp. /. 2008.] containing a binder sublayer deposited on a pre-processed surface of the blade, a heat-resistant layer of the MeCrAlY system applied to it and an external heat-protective ceramic layer based on yttrium-stabilized zirconia.

Известна также лопатка турбины с теплозащитным покрытием (Патент США №4,904,542 "Многослойное коррозионно-стойкое покрытие"), содержащее многослойное газотермическое покрытие состоящего из чередующихся керамических и металлических слоев. Так же известно многослойное высокотемпературное покрытие, состоящее из керамических слоев, разделенных металлическими слоями. Данное покрытие имеет ряд существенных недостатков. Входящие в его состав керамика образована путем плазменного напыления, что существенно снижает его термическую усталость и долговечность. Материал металлических слоев выбирается исходя из характеристик его стойкости к эрозии. Это ведет к тому что при наличии перепадов температуры как по толщине, так и по его поверхности в материале металлического слоя возникнут термические напряжения, которые будут переданы керамике, имеющей низкую прочность на растяжение.Also known is a turbine blade with a heat-shielding coating (US Patent No. 4,904,542 "Multilayer corrosion-resistant coating"), containing a multilayer gas-thermal coating consisting of alternating ceramic and metal layers. A multilayer high-temperature coating is also known, consisting of ceramic layers separated by metal layers. This coating has a number of significant disadvantages. The ceramics included in its composition are formed by plasma spraying, which significantly reduces its thermal fatigue and durability. The material of the metal layers is selected based on the characteristics of its resistance to erosion. This leads to the fact that in the presence of temperature differences both in thickness and on its surface, thermal stresses will arise in the material of the metal layer, which will be transferred to ceramics having low tensile strength.

Известна также деталь с многослойным покрытием нанесенным на поверхность, подвергнутую ионно-имплантационной модификации [Патент РФ №2228387. МПК С23С 14/06. Способ нанесения многослойного покрытия на металлические изделия. Опубл. 2004 г.]. Однако функциональным назначением ионно-имплантационной обработки поверхности в данном случае не является повышение жаростойкости слоя.Also known is a part with a multilayer coating deposited on a surface subjected to ion-implantation modification [RF Patent No. 2228387. IPC С23С 14/06. The method of applying a multilayer coating on metal products. Publ. 2004]. However, the functional purpose of the ion-implantation surface treatment in this case is not to increase the heat resistance of the layer.

Основным недостатком прототипа является низкая жаростойкость подслоя, а также недостаточная выносливость и циклическая прочность деталей с покрытием, т.е. параметры, которые необходимо обеспечивать при эксплуатации рабочих лопаток турбин газотурбинных двигателей и установок.The main disadvantage of the prototype is the low heat resistance of the sublayer, as well as insufficient endurance and cyclic strength of coated parts, i.e. parameters that must be ensured during the operation of the working blades of turbines of gas turbine engines and installations.

Наиболее близким по технической сущности является лопатка турбины с теплозащитным покрытием для газотурбинных двигателей и энергетических установок, содержащая поверхностный слой основного материала лопатки, модифицированный ионной имплантацией, и нанесенное на него покрытие, состоящее из подслоя, сформированного путем нанесения жаростойкого и переходного слоев и внешнего керамического слоя на основе ZrO₂ стабилизированного Y₂O₃, нанесенного на переходный слой (патент РФ №2078148). Известная лопатка с теплозащитным покрытием включает также поверхность лопатки с предварительной абразивно-жидкостной обработкой и обработкой шлифпорошком. Покрытие содержит также слой из жаростойкого сплава на никелевой основе, полученный методом вакуумно-плазменной технологии, вторй слой из сплава на основе алюминия, легированного никелем 13-16% и иттрием 1,5-1,8%. Покрытие подвергнуто вакуумному отжигу, а также проведена подготовка поверхности перед нанесением третьего керамического слоя, состоящего из диоксида циркония стабилизированного 7-9 мас.%, оксида иттрия (ZrO₂·7% Y₂O₃). Кроме того, после нанесения слоев, лопатка подвергнута дополнительному вакуумному диффузионному и окислительному отжигам.The closest in technical essence is a turbine blade with a heat-protective coating for gas turbine engines and power plants, containing a surface layer of the main material of the blade, modified by ion implantation, and a coating deposited on it, consisting of a sublayer formed by applying a heat-resistant and transition layers and an external ceramic layer based on ZrO ₂ stabilized Y ₂ O ₃ deposited on the transition layer (RF patent No. 2078148). Known blade with heat-shielding coating also includes the surface of the blade with preliminary abrasive-liquid treatment and processing of grinding powder. The coating also contains a layer of a heat-resistant nickel-based alloy obtained by vacuum-plasma technology, a second layer of an alloy based on aluminum, alloyed with nickel 13-16% and yttrium 1.5-1.8%. The coating was vacuum annealed, and the surface was prepared before applying the third ceramic layer, consisting of stabilized zirconia 7-9 wt.%, Yttrium oxide (ZrO ₂ · 7% Y ₂ O ₃ ). In addition, after applying the layers, the blade is subjected to additional vacuum diffusion and oxidative annealing.

Техническим результатом заявляемой полезной модели является повышение жаростойкости подслоя при одновременном повышении выносливости и циклической прочности лопатки с защитным покрытием.The technical result of the claimed utility model is to increase the heat resistance of the sublayer while increasing the endurance and cyclic strength of the blade with a protective coating.

Технический результат достигается тем, что в лопатке турбины с теплозащитным покрытием для газотурбинных двигателей и энергетических установок, содержащей поверхностный слой основного материала лопатки, модифицированный ионной имплантацией, и нанесенное на него покрытие, состоящее из подслоя, сформированного путем нанесения жаростойкого и переходного слоев и внешнего керамического слоя на основе ZrO₂ стабилизированного Y₂O₃, нанесенного на переходный слой в отличие от прототипа содержит поверхностный слой основного материала лопатки, модифицированный ионной имплантацией ионами Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si или их сочетанием, жаростойкий слой из сплава состава: Si - от 4,0% до 12,0%; Y - от 1,0 до 2,0%; Al - остальное, состоящий из нанослоев и микрослоев, причем нанослои получены периодической имплантацией ионами Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si или их сочетанием при нанесении жаростойкого слоя, а микрослои, образованны в результате разделения жаростойкого слоя нанослоями, а переходный слой состоит из сплава состава: Cr - от 18% до 34%; Al - от 3% до 16%; Y - от 0,2% до 0,7%; Ni - остальное или состава: Cr - от 18% до 34%; Al - от 3% до 16%; Y - от 0,2% до 0,7%; Co - от 16% до 30%; Ni - остальное.The technical result is achieved in that in a turbine blade with a heat-shielding coating for gas turbine engines and power plants, containing a surface layer of the main material of the blade, modified by ion implantation, and a coating deposited on it, consisting of a sublayer formed by applying heat-resistant and transition layers and an external ceramic layer based on ZrO ₂ stabilized with Y ₂ O ₃ supported on the intermediate layer as opposed to the prior art comprises a surface layer base material shovels and modified by ion implantation by ions Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si, or combinations thereof, a layer of refractory composition of the alloy: Si - 4.0% to 12.0%; Y - from 1.0 to 2.0%; Al is the rest, consisting of nanolayers and microlayers, and the nanolayers are obtained by periodic implantation with Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si ions or a combination of them when a heat-resistant layer is applied, and the microlayers are formed as a result of the separation of the heat-resistant layer by nanolayers, and the transition layer consists of an alloy of the composition: Cr - from 18% to 34%; Al - from 3% to 16%; Y - from 0.2% to 0.7%; Ni - the rest or composition: Cr - from 18% to 34%; Al - from 3% to 16%; Y - from 0.2% to 0.7%; Co - from 16% to 30%; Ni is the rest.

Технический результат достигается также тем, что в лопатке турбины с теплозащитным покрытием, покрытие дополнительно, под жаростойким слоем содержит слой, состоящий из Nb, Pt, Cr или их сочетания толщиной от 0,1 мкм до 2,0 мкм.The technical result is also achieved by the fact that in the turbine blade with a heat-insulating coating, the coating additionally, beneath the heat-resistant layer, contains a layer consisting of Nb, Pt, Cr or a combination thereof with a thickness of 0.1 μm to 2.0 μm.

Технический результат достигается также тем, что в лопатке турбины с теплозащитным покрытием, покрытие может быть выполнено по следующим вариантам: толщина жаростойкого слоя составляет от 5 мкм до 60 мкм, а количество микрослоев в жаростойком слое составляет от 3 до 1000; толщина переходного слоя составляет от 1 мкм до 10 мкм; покрытие дополнительно, под керамическим слоем содержит слой, состоящий из Nb, Pt, Cr или их сочетания толщиной от 0,1 мкм до 2,0 мкм; толщина керамического слоя составляет от 80 мкм до 300 мкм.The technical result is also achieved by the fact that in the turbine blade with a heat-insulating coating, the coating can be performed according to the following options: the thickness of the heat-resistant layer is from 5 μm to 60 μm, and the number of microlayers in the heat-resistant layer is from 3 to 1000; the thickness of the transition layer is from 1 μm to 10 μm; the coating additionally, beneath the ceramic layer contains a layer consisting of Nb, Pt, Cr, or a combination thereof with a thickness of 0.1 μm to 2.0 μm; the thickness of the ceramic layer is from 80 μm to 300 μm.

Технический результат достигается также тем, что в лопатке турбины с теплозащитным покрытием, слои подслоя покрытия нанесены шликерным и/или газотермическим и/или вакуумными ионно-плазменными методами и/или магнетронными методами и/или электронно-лучевым испарением и конденсацией в вакууме, а керамического слоя нанесены газотермическим и/или вакуумными ионно-плазменными методами и/или магнетронными методами и/или электронно-лучевым испарением и конденсацией в вакууме.The technical result is also achieved by the fact that in a turbine blade with a heat-protective coating, the layers of the coating sublayer are applied by slip and / or gas-thermal and / or vacuum ion-plasma methods and / or magnetron methods and / or electron-beam evaporation and condensation in vacuum, and ceramic the layers are deposited by gas thermal and / or vacuum ion-plasma methods and / or magnetron methods and / or electron beam evaporation and condensation in vacuum.

Технический результат достигается также тем, что в лопатке турбины с теплозащитным покрытием в качестве материала керамического слоя использована ZrO₂-Y₂O₃ в соотношении Y₂O₃ - 5…9% вес, ZrO₂ - остальное, а покрытие после его нанесения подвергнуто диффузионному отжигу.The technical result is also achieved by the fact that ZrO ₂ -Y ₂ O ₃ in the ratio Y ₂ O ₃ - 5 ... 9% weight, ZrO ₂ - the rest is used as a material of the ceramic layer in the blade of the turbine with a heat-resistant coating, and the coating after it is applied diffusion annealing.

Технический результат достигается также тем, что в лопатке турбины с теплозащитным покрытием поверхностный слой основного материала лопатки модифицирован ионной имплантацией при энергии ионов от 0,2 кэВ до 30 кэВ и дозе имплантации ионов от 10¹⁰ до 5·10²⁰ ион/см², а перед ионноимплантационной обработкой поверхности лопатки упрочнен обработкой микрошариками.The technical result is also achieved by the fact that in the turbine blade with a heat-protective coating, the surface layer of the main material of the blade is modified by ion implantation at ion energies from 0.2 keV to 30 keV and ion implantation dose from 10 ¹⁰ to 5 · 10 ²⁰ ion / cm ² , and before ion implant treatment of the surface of the scapula is hardened by treatment with beads.

Была проведена сравнительная оценка стойкости лопатки-прототипа и предлагаемой лопатки с теплозащитными покрытиями. Режимы и условия нанесения покрытий на образцы из никелевых и кобальтовых сплавов (ЦНК-7, ЦНК-21, FSX-414, ЖС-6, ЖС-6У, ЭИ-893, U-5000) приведены в таблице 1.A comparative assessment of the durability of the prototype vanes and the proposed vanes with heat-protective coatings was carried out. Modes and conditions for coating samples of nickel and cobalt alloys (TsNK-7, TsNK-21, FSX-414, ZhS-6, ZhS-6U, EI-893, U-5000) are shown in Table 1.

Табл.1Table 1 № Группы образцовSample Group No. Ионы, имплантируемые в основуBase implantable ions Ионы, имплантируемые в покрытиеIons implanted in the coating Внутренний слойThe inner layer Внешний слойOuter layer Дополнительный слой на поверхности лопаткиExtra layer on the surface of the scapula Дополнительный слой на внутреннем слоеAdditional layer on the inner layer 1one 22 33 4four 55 66 77 (Прот)(Prot) -- -- Co - 20%Co - 20% Si - 12%Si - 12% -- -- Cr - 30%Cr - 30% Ni - 10%Ni - 10% Al - 13%Al - 13% B - 1,6%B - 1.6% Y - 0,6%Y - 0.6% Al - ост.Al - ost. Ni - ост.Ni - stop 1one NbNb Y+PtY + Pt Cr - 18%Cr - 18% Si- 4,0%Si - 4.0% Nb,Nb Nb, толщ.Nb, thickness 22 YbYb Y+CrY + Cr Al - 5%Al - 5% Y - 1,0%Y - 1.0% толщ.thickness 0,1 мкм0.1 μm

33 Yb+NbYb + nb Y+CrY + Cr Y - 0,2% Ni - ост.Y - 0.2% Ni - ost. Al - ост.Al - ost. 0,1 мкм0.1 μm Pt, толщ. 0,1 мкмPt, thickness 0.1 μm 4four PtPt NbNb 55 YY NbNb Cr - 30%, Al - 13%, Y - 0,65%, Ni - ост.Cr - 30%, Al - 13%, Y - 0.65%, Ni - ost. Si - 12,0% Y - 2,0% Al - ост.Si - 12.0% Y - 2.0% Al - ost. Nb+Pt, толщ. 0,5 мкмNb + Pt, thickness 0.5 μm Nb, толщ. 2,0 мкмNb, thickness 2.0 μm 66 Y+PtY + Pt YbYb 77 Y+CrY + Cr YbYb Nb, толщ. 2,0 мкмNb, thickness 2.0 μm Cr, толщ. 0,1 мкмCr, thickness 0.1 μm 88 Y+CrY + Cr PtPt 99 Hf+NbHf + nb YY Сr - 22% Al - 11%, Y - 0,5%, Ni - ост.Cr - 22% Al - 11%, Y - 0.5%, Ni - ost. Si - 6,0% Y - 1,5% Al - ост.Si - 6.0% Y - 1.5% Al - ost. Pt, толщ. 0,1 мкмPt, thickness 0.1 μm Pt+Cr, толщ. 2,0 мкмPt + Cr, thickness 2.0 μm 1010 La+Nb+YLa + Nb + Y Cr+SiCr + Si 11eleven Yb+NbYb + nb Yb+NbYb + nb Cr, толщ. 0,1 мкмCr, thickness 0.1 μm Nb+Cr, толщ. 2,0 мкмNb + Cr, thickness 2.0 μm 1212 Si+CrSi + Cr Hf+NbHf + nb 1313 YY YY Сr - 24% Al - 8%, Y -0,4%Cr - 24% Al - 8%, Y -0.4% Si - 8,0% Y - 1,0% Al - ост.Si - 8.0% Y - 1.0% Al - ost. Pt+Cr, толщ. 2,0 мкмPt + Cr, thickness 2.0 μm Pt, толщ. 2,0 мкмPt, thickness 2.0 μm 14fourteen PtPt NbNb 15fifteen Cr+SiCr + Si PtPt Ni - ост.Ni - stop Pt, толщ. 2,0 мкмPt, thickness 2.0 μm Nb+Pt, толщ. 0,5 мкмNb + Pt, thickness 0.5 μm 1616 NbNb Cr+SiCr + Si 1717 LaLa HfHf Cr - 26% Al - 10%, Y - 0,3%, Ni - ост.Cr - 26% Al - 10%, Y - 0.3%, Ni - ost. Si - 10% Al - ост.Si - 10% Al - ost. Cr, толщ. 2,0 мкмCr, thickness 2.0 μm Pt, толщ. 0,1 мкмPt, thickness 0.1 μm 18eighteen LaLa LaLa 1919 Yb+NbYb + nb YbYb Y - 2,0%Y - 2.0% Nb+Cr, толщ. 2,0 мкмNb + Cr, thickness 2.0 μm Cr, толщ. 2,0 мкмCr, thickness 2.0 μm 20twenty YbYb YbYb

Режимы обработки образцов и нанесения покрытия: ионная имплантация (Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si или их сочетанием) при энергии ионов от 0,2 кэВ до 30 кэВ и дозе имплантации ионов от 10¹⁰ до 5·10²⁰ ион/см², (диффузионный отжиг в вакууме при температуре 400С в течение 1 ч). Материал слоев и схема их чередования - согласно таблицы 1. Толщины слоев по прототипу составляли: внутренний слой - толщиной 40 мкм и 80 мкм, внешний слой - 80 мкм и 40 мкм. В предлагаемой лопатке: толщина внутреннего жаростойкого слоя составляла от 2 мкм до 10 мкм, а количество микро- или нанослоев в жаростойком слое составлял от 3 до 200; толщина внешнего жаростойкого слоя составляла от 10 мкм до 60 мкм, а количество микро- или нанослоев - от 3 до 1000.Modes of sample processing and coating: ion implantation (Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si, or a combination thereof) at ion energies from 0.2 keV to 30 keV and ion implantation dose from 10 ¹⁰ to 5 · 10 ²⁰ ion / cm ² (diffusion annealing in vacuum at a temperature of 400C for 1 h). The material of the layers and the scheme of their alternation are according to table 1. The thickness of the layers according to the prototype was: the inner layer was 40 μm and 80 μm thick, the outer layer was 80 μm and 40 μm. In the proposed blade: the thickness of the inner heat-resistant layer was from 2 microns to 10 microns, and the number of micro- or nanolayers in the heat-resistant layer was from 3 to 200; the thickness of the external heat-resistant layer was from 10 μm to 60 μm, and the number of micro- or nanolayers was from 3 to 1000.

Были также проведены испытания на выносливость и циклическую прочность образцов из никелевых и кобальтовых сплавов ЦНК-7, ЦНК-21, FSX-414, ЖС-6, ЖС-6У, ЭИ-893, U-5000 в условиях высоких температур (при 870-950°С) на воздухе. В результате проведенных испытаний было установлено следующее: условный предел выносливости (σ_-1) лопаток составляет:The endurance and cyclic strength tests of samples of nickel and cobalt alloys TsNK-7, TsNK-21, FSX-414, ZhS-6, ZhS-6U, EI-893, U-5000 at high temperatures (at 870- 950 ° C) in air. As a result of the tests, the following was established: the conditional endurance limit (σ _-1 ) of the blades is:

1) прототип: никелевые сплавы в среднем 230-250 МПа, кобальтовые - 220-235 МПа;1) prototype: nickel alloys on average 230-250 MPa, cobalt - 220-235 MPa;

2) предлагаемая лопатка: никелевые сплавы в среднем 260-290 МПа, кобальтовые - 250-275 МПа (таблица 2);2) the proposed blade: nickel alloys on average 260-290 MPa, cobalt - 250-275 MPa (table 2);

Табл.2Table 2 № группы образцовSample Group No. Никелевые сплавы, МПаNickel alloys, MPa Кобальтовые сплавы, МПаCobalt alloys, MPa 1one 22 33 1one 260-285260-285 240-255240-255 22 265-290265-290 250-265250-265 33 265-290265-290 250-270250-270 4four 270-300270-300 240-265240-265 55 280-295280-295 250-275250-275 66 275-290275-290 245-270245-270 77 260-290260-290 250-275250-275 88 270-300270-300 250-265250-265 99 280-295280-295 240-250240-250 1010 275-290275-290 250-280250-280 11eleven 275-290275-290 245-275245-275 1212 280-300280-300 245-270245-270 1313 270-295270-295 250-275250-275 14fourteen 275-290275-290 250-265250-265 15fifteen 265-290265-290 250-270250-270 1616 280-300280-300 240-275240-275

1717 280-295280-295 250-275250-275 18eighteen 270-280270-280 245-270245-270 1919 265-280265-280 250-275250-275 20twenty 280-300280-300 240-255240-255

Изотермическая жаростойкость покрытий оценивалась на образцах диаметром d=10 мм и длиной 1=30 мм. Образцы покрытиями помещались в тигли и выдерживались на воздухе при температуре Т=1200°С. Жаростойкость покрытий оценивалась по характерному времени (τ) до появления первых очагов газовой коррозии или других дефектов, которые определялось путем визуального осмотра через каждые 50 часов испытаний при температуре 1200°С. Взвешивание образцов вместе с окалиной производилось через 500 и 1000 ч испытаний, при этом определялась величина удельного прироста массы образца на единицу его поверхности по сравнению с исходным весом ΔP, г/м². Полученные результаты представлены в таблице 3.The isothermal heat resistance of the coatings was evaluated on samples with a diameter of d = 10 mm and a length of 1 = 30 mm. Coated samples were placed in crucibles and kept in air at a temperature of T = 1200 ° C. The heat resistance of the coatings was evaluated by the characteristic time (τ) before the appearance of the first foci of gas corrosion or other defects, which was determined by visual inspection after every 50 hours of testing at a temperature of 1200 ° C. The samples were weighed together with the scale after 500 and 1000 h of tests, and the specific weight gain of the sample per unit of its surface was determined in comparison with the initial weight ΔP, g / m ² . The results are presented in table 3.

Табл.3Table 3 № группы образцовSample Group No. Циклическая жаростойкость, цикл.Cyclical heat resistance, cycle. Изотермическая жаростойкость,Isothermal heat resistance, τ, чτ, h ΔP, г/м² ΔP, g / m ² 500 ч500 h 1000 ч1000 h 1one 22 33 4four 55 00 550550 350350 7,47.4 13,113.1 1one 750750 650650 6,16.1 10,410,4 22 700700 600600 5,85.8 9,89.8 33 800800 700700 6,36.3 10,110.1 4four 900900 750750 4,44.4 8,88.8 55 850850 700700 5,95.9 9,19.1 66 900900 850850 3,63.6 7,97.9

77 950950 850850 3,43.4 7,87.8 88 700700 600600 6,26.2 9,99.9 99 900900 850850 4,14.1 8,78.7 1010 800800 700700 5,75.7 10,210,2 11eleven 900900 800800 4,54,5 8,88.8 1212 750750 650650 5,65,6 9,79.7 1313 750750 600600 5,85.8 10,110.1 14fourteen 900900 800800 4,34.3 9,99.9 15fifteen 850850 750750 4,94.9 9,49,4 1616 900900 850850 4,44.4 8,88.8 1717 800800 700700 5,15.1 8,98.9 18eighteen 800800 650650 5,45,4 8,78.7 1919 850850 700700 5,35.3 9,39.3 20twenty 800800 700700 5,75.7 9,99.9

Стойкость покрытий к теплосменам оценивалось по количеству циклов, которые выдерживали покрытия до разрушения керамического слоя. Цикл термосмены представлял собой нагрев образца до 1150°С, температурную выдержку в течение 15 мин и охлаждение в воде до температуры 20°С. После каждого цикла теплосмены по наличию отслоений оценивалось стойкость покрытия. Данные по сравнительным испытаниям на термостойкость показали, что в среднем количество теплосмен до разрушения у прототипа составило 36 циклов, а у покрытий на предлагаемой лопатке - от 47 до 85 циклов.The resistance to heat exchange of coatings was estimated by the number of cycles that the coatings withstood until the ceramic layer was destroyed. The thermal change cycle was the heating of the sample to 1150 ° C, temperature exposure for 15 minutes and cooling in water to a temperature of 20 ° C. After each heat exchange cycle, the resistance of the coating was evaluated by the presence of delamination. Data on comparative tests for heat resistance showed that on average the number of heat exchanges before failure in the prototype was 36 cycles, and for coatings on the proposed blade from 47 to 85 cycles.

Повышение жаростойкости покрытий и предела выносливости лопаток из никелевых и кобальтовых сплавов с покрытиями (таблицы 2 и 3), указывает на то, что при применении следующих вариантов нанесения жаростойкого покрытия на лопатки турбин газотурбинных двигателей и энергетических установок: ионно-плазменная подготовка поверхности лопатки под нанесение покрытия; ионно-имплантационная обработка поверхности лопатки ионами Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si или их сочетанием; формирование внутреннего жаростойкого слоя состава: Cr - 18% до 30%, Al - 5% до 13%, Y - от 0,2% до 0,65%, Ni - остальное; нанесение на него внешнего жаростойкого слоя сплав состава: Cr - 18% до 30%, Al - 5% до 13%, Y - от 0,2% до 0,65%, Ni - остальное, при чередовании нанесения указанного сплава с периодической имплантацией ионами Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si или их сочетаний, проведения чередования нанесения материала покрытия и имплантационной обработки до образования при каждом чередовании нанесения и имплантации микро- или нанослоя разделяющего внешний жаростойкий слой на микрослои; чередование нанесения внутреннего жаростойкого слоя с периодической имплантацией ионами Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si или их сочетанием, которую проводят до образования микро- или нанослоя, каждый из которых разделяет жаростойкий слой на микро- или нанослои; дополнительно нанесение слоя из Nb, Pt, Cr или их сочетания толщиной от 0,1 мкм до 2,0 мкм перед нанесением внутреннего жаростойкого слоя на поверхность лопатки; нанесение внутреннего жаростойкого слоя толщиной от 2 мкм до 10 мкм при количестве микро- или нанослоев во внутреннем жаростойком слое от 3 до 200; нанесение внешнего жаростойкого слоя толщиной от 10 мкм до 60 мкм при количестве микро- или нанослоев во внешнем жаростойком слое от 3 до 1000; нанесение переходного слоя из Nb, Pt, Cr или их сочетания толщиной от 0,1 мкм до 2,0 мкм, перед нанесением внешнего жаростойкого слоя на поверхность внутреннего жаростойкого слоя; осуществление нанесения слоев покрытия шликерным и/или газотермическим и/или вакуумными ионно-плазменными методами и/или магнетронными методами и/или электронно-лучевым испарением и конденсацией в вакууме; проведение ионной имплантации при энергии ионов от 0,2 кэВ до 30 кэВ и дозе имплантации ионов от 10¹⁰ до 5·10²⁰ ион/см² как при обработке поверхности основного материала детали, так и при формировании внешнего жаростойкого и внутреннего жаростойкого слоев покрытия; проведение диффузионного отжига после нанесения покрытия - позволяют достичь технического результата заявляемой полезной модели - повышения жаростойкости подслоя при одновременном повышении выносливости и циклической прочности деталей с защитными покрытиями.An increase in the heat resistance of coatings and the fatigue limit of nickel and cobalt alloy blades with coatings (Tables 2 and 3) indicates that when applying the following options for applying a heat-resistant coating to the blades of turbines of gas turbine engines and power plants: ion-plasma preparation of the surface of the blade for application coverings; ion implantation treatment of the surface of the scapula with ions of Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si, or a combination thereof; the formation of an internal heat-resistant layer of the composition: Cr - 18% to 30%, Al - 5% to 13%, Y - from 0.2% to 0.65%, Ni - the rest; applying an external heat-resistant layer to it alloy composition: Cr - 18% to 30%, Al - 5% to 13%, Y - from 0.2% to 0.65%, Ni - the rest, with alternating deposition of the specified alloy with periodic implantation ions of Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si, or combinations thereof, alternating the application of the coating material and implantation treatment until, at each alternation of application and implantation, a micro- or nanolayer separates the external heat-resistant layer into microlayers; alternating deposition of an internal heat-resistant layer with periodic implantation with Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si ions or a combination thereof, which is carried out before the formation of a micro- or nanolayer, each of which separates the heat-resistant layer into micro- or nanolayers; additionally applying a layer of Nb, Pt, Cr or a combination thereof with a thickness of from 0.1 μm to 2.0 μm before applying the internal heat-resistant layer to the surface of the blade; applying an internal heat-resistant layer with a thickness of 2 microns to 10 microns with the number of micro- or nanolayers in the inner heat-resistant layer from 3 to 200; applying an external heat-resistant layer with a thickness of 10 μm to 60 μm with the number of micro- or nanolayers in the external heat-resistant layer from 3 to 1000; applying a transition layer of Nb, Pt, Cr, or a combination thereof from 0.1 μm to 2.0 μm thick, before applying the external heat-resistant layer to the surface of the internal heat-resistant layer; the implementation of the coating layers with slip and / or thermal and / or vacuum ion-plasma methods and / or magnetron methods and / or electron beam evaporation and condensation in vacuum; conducting ion implantation with an ion energy of 0.2 keV to 30 keV and an ion implantation dose of 10 ¹⁰ to 5 · 10 ²⁰ ion / cm ² both when treating the surface of the main material of the part and when forming the external heat-resistant and internal heat-resistant coating layers; conducting diffusion annealing after coating - allows you to achieve the technical result of the claimed utility model - increase the heat resistance of the sublayer while increasing the endurance and cyclic strength of parts with protective coatings.

Claims

1. The turbine blade with a heat-shielding coating for gas turbine engines and power plants, containing a surface layer of the main material of the blade, modified by ion implantation, and a coating on it, consisting of a sublayer formed by applying a heat-resistant and transition layers and an external ceramic layer based on ZrO ₂ stabilized with Y ₂ O ₃ supported on the intermediate layer, wherein the surface layer comprises a blade basic material and modified by ion implantation contact Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si, or combinations thereof, a layer of refractory composition of the alloy: Si from 4.0 to 12.0%; Y 1.0 to 2.0%; Al, the rest, consisting of nanolayers and microlayers, with the nanolayers obtained by periodic implantation with Nb, Pt, Yb, Y, La, Hf, Cr, Si ions, or a combination thereof when a heat-resistant layer is applied, and the microlayers are formed as a result of the separation of the heat-resistant layer by nanolayers, and the transition layer consists of an alloy composition: Cr from 18 to 34%; Al from 3 to 16%; Y 0.2 to 0.7%; Ni else, or composition: Cr from 18 to 34%; Al from 3 to 16%; Y 0.2 to 0.7%; Co from 16 to 30%; Ni rest.

2. The turbine blade according to claim 1, characterized in that the coating additionally, beneath the heat-resistant layer, contains a layer consisting of Nb, Pt, Cr or a combination thereof with a thickness of 0.1 to 2.0 μm.

3. The turbine blade according to claim 1, characterized in that the thickness of the heat-resistant layer is from 5 to 60 microns, and the number of microlayers in the heat-resistant layer is from 3 to 1000.

4. The turbine blade according to claim 1, characterized in that the thickness of the transition layer is from 1 to 10 microns.

5. The turbine blade according to claim 1, characterized in that the coating additionally, under the ceramic layer, contains a layer consisting of Nb, Pt, Cr, or a combination thereof, with a thickness of 0.1 to 2.0 μm.

6. The turbine blade according to claim 1, characterized in that the thickness of the ceramic layer is from 80 to 300 microns.

7. The turbine blade according to any one of claims 1 to 6, characterized in that the layers of the coating sublayer are applied by slip, and / or thermal, and / or vacuum ion-plasma methods, and / or magnetron methods, and / or electron beam evaporation and condensation in vacuum, and the ceramic layer deposited by gas thermal and / or vacuum ion-plasma methods, and / or magnetron methods, and / or electron beam evaporation and condensation in vacuum.

8. The turbine blade according to any one of claims 1 to 6, characterized in that ZrO ₂ -Y ₂ O ₃ in the ratio of Y ₂ O ₃ 5-9 wt.%, ZrO _{2 is} used as the material of the ceramic layer.

9. The turbine blade according to claim 7, characterized in that ZrO ₂ —Y ₂ O ₃ is used as the material of the ceramic layer in a ratio of Y ₂ O ₃ 5–9 wt.%, ZrO _{2 is the} rest.

10. The turbine blade according to any one of claims 1 to 6, 9, characterized in that the coating after its application is subjected to diffusion annealing.

11. The turbine blade according to claim 7, characterized in that the coating after its application is subjected to diffusion annealing.

12. The turbine blade of claim 8, characterized in that the coating after its application is subjected to diffusion annealing.

13. The turbine blade according to any one of claims 1 to 6, 9, 11, 12, characterized in that the surface layer of the main material of the blade is modified by ion implantation at an ion energy of 0.2 to 30 keV and an ion implantation dose of 10 ¹⁰ to 5 · 10 ²⁰ ion / cm ² .

14. The turbine blade according to claim 7, characterized in that the surface layer of the main material of the blade is modified by ion implantation at an ion energy of 0.2 to 30 keV and an ion implantation dose of 10 ¹⁰ to 5 · 10 ²⁰ ion / cm ² .

15. The turbine blade according to claim 8, characterized in that the surface layer of the main material of the blade is modified by ion implantation at an ion energy of 0.2 to 30 keV and an ion implantation dose of 10 ¹⁰ to 5 · 10 ²⁰ ion / cm ² .

16. The turbine blade according to any one of claims 1 to 6, 9, 11, 12, 14, 15, characterized in that the surface layer of the main material of the blade before the ion-implant treatment of the surface of the blade is hardened by treatment with microspheres.

17. The turbine blade according to claim 7, characterized in that the surface layer of the main material of the blade before ion implantation treatment of the surface of the blade is hardened by treatment with beads.

18. The turbine blade according to claim 8, characterized in that the surface layer of the main material of the blade before ion implantation processing of the surface of the blade is hardened by treatment with beads.

19. The turbine blade according to claim 10, characterized in that the surface layer of the main material of the blade before the ion implant treatment of the surface of the blade is hardened by treatment with beads.

20. The turbine blade according to claim 13, characterized in that the surface layer of the main material of the blade, before ion implant treatment of the surface of the blade is hardened by treatment with beads.