熔融的防砂航空部件

技术领域

本发明涉及一种航空部件，例如用于航空学的涡轮叶片或喷嘴扇叶。

背景技术

在涡轮喷气发动机中，通过燃烧室产生的废气能够达到超过1200℃或者甚至超过1600℃的高温。因此，涡轮喷气发动机的与这些废气接触的部件(例如涡轮叶片)，必须能够在这些高温下保持其机械性能。此外，这些高温会促进部件的基底的腐蚀和/或氧化。

为此，已知通过为部件覆盖环境屏障来保护部件免受过高温度、氧化和/或腐蚀的影响。

图1示意性地示出了已知涡轮部件1的横截面，例如涡轮叶片6或喷嘴扇叶。部件1包括例如单晶金属高温合金的基底2。基底2被例如环境屏障3的涂层覆盖。

图2示意性地示出了已知涡轮部件1的横截面。部件1包括基底2，该基底被环境屏障3覆盖。环境屏障3通常包括子层4、保护层5和热绝缘层7。子层4覆盖基底2。子层4被保护层5覆盖，该保护层例如通过子层4的氧化来形成。保护层5用于保护基底2免受腐蚀和/或氧化。热绝缘层7覆盖保护层5。热绝缘层7可以由例如钇化氧化锆(yttriated zirconia)的陶瓷制成。

特别地，当环境屏障3暴露于砂颗粒(例如，诸如为二氧化硅的无机化合物)或更普遍地暴露于钙、镁、铝和/或硅的氧化物(oxides of calcium,magnesium,aluminum and/orsilicon，其缩写为CMAS)时，该环境屏障劣化。与环境屏障3的材料相比，CMAS具有更低的熔化温度，并且因此在部件1的使用期间能够以熔融状态渗入到环境屏障3中，特别是渗入到环境屏障3的间隙中。CMAS渗入到环境屏障3中导致环境屏障3变硬，这可能导致环境屏障3在涡轮的运行条件下的机械故障。CMAS渗入还通过一种或多种CMAS与热绝缘层7之间的化学反应导致热绝缘层7的溶解。

参照图3和图4，一种或多种CMAS化合物8可以渗入到热绝缘层7的间隙中，导致热绝缘层7变硬。

参照图5和图6，在部件1的使用期间，热绝缘层7可能由于CMAS化合物8的插入而被碎裂和破坏，例如与子层4分离。

Levi等人(Levi,C.G.,Hutchinson,J.W.,Vidal-Sétif,M.H.,&Johnson,C.A.(2012).熔融沉积物对热障涂层的环境劣化.MRS bulletin,37(10),932-941)描述了涂覆有稀土锆酸盐(例如Gd

另一方面，当CMAS已经进入GZO和/或热绝缘层7之间的间隙时，由Levi等人描述的熔融CMAS的析出堵塞了间隙，导致环境层3的机械性能劣化。

例如，锆酸镧的反应层(La

US 2016/011589描述了一种反应层，该反应层包括抗CMAS涂层，该抗CMAS涂层包括氧化物，该氧化物具有斜方晶格结构，用于防止熔融CMAS渗入到环境屏障中。

发明内容

本发明的一个目的是增加航空部件对CMAS化合物的抵抗力。

本发明的另一个目的是提供一种涂层，该涂层使得航空部件能够抵抗CMAS化合物并且与现有技术的已知涂层不同。

本发明的另一个目的是提供一种涂层，该涂层使得航空部件能够抵抗CMAS化合物并且具有可调节的机械和/或化学性能。

在本发明的背景下，这些目的通过航空部件来实现，该航空部件包括：

-基底，

-环境屏障，该环境屏障包括至少一个层，该至少一个层选自热绝缘层、适合于促进基底与热绝缘层之间的粘附的子层以及适合于保护基底免受氧化和/或腐蚀的保护层，该环境屏障至少部分地覆盖基底，

-至少一种反应层，该至少一种反应层适合于与至少一种CMAS化合物反应，该至少一种CMAS化合物选自氧化钙、氧化镁、氧化铝和氧化硅，该反应层至少部分地覆盖环境屏障，

其特征在于，该反应层的材料包括分子式为A’

有利地，本发明由以下特征进行补充，这些特征单独地或以其任何技术上可能的组合实现：

-氧化物在体积上主要具有立方晶格，

-氧化物具有介于18％到24％之间的稀土原子分数，

-A’和A”是同一种元素，A’和A”选自稀土、钪和钇，并且优先地，A’和A”是选自镧系元素的元素，

-B’和B”是同一种元素，B’和B”选自钽和铌，

-氧化物适合于在与CMAS化合物接触时形成至少一种析出物，该CMAS化合物选自氧化钙、氧化镁、氧化铝和氧化硅，至少一种析出物包括磷灰石和/或钙长石，

-氧化物主要具有立方晶格，

-氧化物主要具有如下晶格：该晶格具有

-反应层直接覆盖在从热绝缘层和保护层中选择的层上，

-反应层具有介于5μm到500μm之间的厚度，

-氧化物适合于在与CMAS化合物的第一反应中形成产物，所述产物适合于在与CMAS化合物和/或与第一反应的另一产物的第二反应中形成磷灰石相，

-反应层还包括至少一种互补氧化物，该至少一种互补氧化物选自钇化氧化锆、Al

-所述氧化物在反应层中的平均体积分数随着与基底的距离的增加而变化，

-反应层包括占体积的至少50％的所述氧化物。

本发明还涉及一种用于保护航空部件(例如涡轮部件)的方法，该方法包括在部件上沉积适合于与至少一种CMAS化合物反应的反应层的步骤，CMAS化合物选自氧化钙、氧化镁、氧化铝和氧化硅，其特征在于，反应层的材料包括分子式为A’

有利地，该方法由以下特征进行补充，这些特征单独地或以其任何技术上可能的组合实现：

-部件包括基底、环境屏障和沉积的反应层，该环境屏障包括至少一种层，该至少一种层选自热绝缘层、适合于促进基底与热绝缘层之间的粘附的子层以及适合于保护基底免受氧化和/或腐蚀的保护层，该环境屏障至少部分地覆盖基底，该沉积的反应层至少部分地覆盖环境屏障，该反应层被沉积在环境屏障上，

-反应层通过选自常压等离子喷涂、悬浮等离子喷涂、溶液等离子喷涂、粉末高速火焰喷涂、电子束蒸发、气相沉积、溶胶-凝胶和电泳的方法进行沉积。

附图说明

通过以下描述，本发明的其他特征、目的和优点将显现，该描述仅是示例性的而非限制性的，并且该描述应该结合附图进行阅读，在附图中：

[图1]-图1示意性地示出了涡轮部件的横截面，该涡轮部件例如为涡轮叶片或喷嘴扇叶。

[图2]-图2是示出了覆盖有环境屏障的基底的横截面的显微镜照片。

[图3]-图3是示出了熔融CMAS化合物被插入到环境屏障中的显微镜照片。

[图4]-图4是示出了熔融CMAS化合物被插入到环境屏障中的显微镜照片。

[图5]-图5是示出了环境屏障被破坏的显微镜照片。

[图6]-图6是示出了环境屏障被破坏的显微镜照片。

[图7]-图7示意性地示出了包括根据本发明的涂层的涡轮部件。

[图8]-图8示意性地示出了与CMAS化合物接触的包括根据本发明的涂层的涡轮部件。

[图9]-图9示意性地示出了包括根据本发明的涂层的涡轮部件。

在所有附图中，相似的元件具有相同的附图标记。

定义

术语“高温合金”是指在高温和高压下具有非常好的抗氧化、耐腐蚀、抗蠕变和抗循环应力(特别是机械应力或热应力)的能力的合金。高温合金在用于航空学的部件(例如涡轮叶片)的制造中具有特殊的应用，因为高温合金构成了一系列高强度合金，这些高强度合金能够在相对接近其熔点的温度下(通常是其熔融温度的0.7到0.8倍)工作。

高温合金可以具有两相微结构，该两相微结构包括形成基体的第一相(被称为“γ相”)和形成在基体中硬化的析出物的第二相(被称为“γ’相”)。这两相的共存物被称为γ-γ’相。

高温合金的“基本成分”是指基体的主要金属成分。在大多数情况下，高温合金包括铁基、钴基或镍基，但有时也包括钛基或铝基。高温合金的基本成分优先地为镍基。

“镍基高温合金”的优点是在抗氧化性、抗高温断裂性和重量之间提供了良好的折衷，这证明了在涡轮喷气发动机的最热的部件中使用这些高温合金是合理的。

镍基高温合金由面心立方奥氏体γ-Ni型的γ相(或基体)和γ’-Ni

术语“体积分数”是指一种元素或多种元素的群的体积与总体积的比值。

晶体的“空间群”是指晶体结构的对称性集合，即，使结构不变的仿射等距集合。这是该术语在数学意义中的群。

具体实施方式

参照图7，部件1包括基底2。优先地，基底2可以是高温合金基底，并且优选地是如上所述的镍基高温合金。基底2至少部分地被环境屏障3覆盖。如图1所示，以已知的方式，环境屏障3可以包括子层4，该子层在环境屏障3的其他层和基底2之间延伸，该子层直接覆盖在基底2上，并且适合于促进环境屏障3的其他层和基底2之间的粘附。环境屏障3还可以包括保护层5，该保护层适合于保护基底2免受氧化和/或腐蚀，并且该保护层直接覆盖子层4。该保护层5例如由子层4氧化而形成。该保护层可以例如由氧化铝制成。环境屏障3还可以包括热绝缘层7，该热绝缘层直接覆盖保护层5。

部件1还包括反应层9，该反应层适合于与至少一种CMAS化合物8反应。CMAS化合物8可以是氧化钙、氧化镁、氧化铝和/或氧化硅。反应层9至少部分地覆盖环境屏障3。该反应层可以直接覆盖环境屏障3的层中的至少一种层，该至少一种层选自保护层5和热绝缘层7。不同的反应层9也可以覆盖环境屏障3的不同层。图1所示的实施例包括至少一种反应层9，该至少一种反应层覆盖环境屏障3的所有层。反应层9可以具有介于5μm到500μm之间的厚度，以使得能够在与CMAS化合物8接触时形成磷灰石相。

反应层9的材料包括分子式为A’

[表1]

因此，氧化物材料可以具有介于18％到24％之间的稀土和/或钇原子分数。与现有技术中描述的材料(例如Gd

有利地，元素A’和A”可以是不同的。因此，氧化物相对于至少一种CMAS8的反应性能够通过形成不同的相来增加，包括形成至少一种磷灰石相(例如通式为Ca

有利地，元素B’和B”能够是不同的。因此，氧化物的机械性能能够被调节。例如，机械强度能够更高。Gd

有利地，元素A’、A”、B’和B”被选择成使在氧化物和CMAS化合物8接触时能够形成磷灰石相和钙长石相。然后磷灰石相和钙长石相相对于CMAS化合物8阻塞或密封。此外，氧化物相对于CMAS化合物8的反应性可以被增加。优先地，A’和/或B’是铝。由于反应层9中铝的体积分数，CMAS化合物8能够被局部地富集在氧化铝中并且更容易结晶。La

有利地，元素A’、A”、B’和B”被选择成使氧化物和一种或多种CMAS化合物8之间的反应能够形成二次氧化物。所形成的二次氧化物与氧化物和一种或多种CMAS化合物8之间的反应的副产物(例如Ta

元素A’和A”可以是相同的元素A：反应层9的氧化物可以由分子式A

[表2]

因此，由于氧化物的结构，与已知氧化物相比，稀土和/或钇和/或钪和/或铝的原子分数能够增加。

元素B’和B”也可以是同一种元素B，元素B选自Ta和Nb。在这种情况下，氧化物的通式是A’

有利地，为了简化反应层9的制造，一方面能够针对A’和A”选择同一种元素，另一方面能够针对B’和B”选择同一种元素。在这种情况下，氧化物能够由分子式A

反应层9还可以包括至少一种互补氧化物，该互补氧化物选自钇化氧化锆、Al

反应层9还可以具有如下氧化物的平均体积分数：该氧化物的平均体积分数随着与基底2的距离的增加而变化。因此，反应层9具有氧化物体积分数的梯度。具有氧化物梯度的反应层9可以例如通过沉积一系列反应性子层来制造，每个子层具有不同的氧化物体积分数。

本发明的另一方面是一种用于保护部件免受一种或多种熔融砂影响的方法。该方法包括在部件1上沉积如上所述的反应层9的步骤。在沉积之后，部件1包括反应层9。反应层9可以直接沉积在部件1的基底2(例如高温合金基底2)上，或者直接沉积在环境屏障3的一个或多个层上。反应层9的沉积可以在形成环境屏障3的层中的至少一个层上进行，并且优先地在热绝缘层7上进行。因此，与已知部件不同，包括沉积在热绝缘层7上的反应层9的部件1与一种或多种CMAS化合物8具有足够的反应性，以在一种或多种熔融的CMAS化合物8插入到热绝缘层7的间隙中之前，产生至少一种磷灰石相，从而避免或限制这种插入。以这种方式，一种或多种CMAS化合物8更难接近环境屏障3的表面，并且一种或多种CMAS化合物对环境屏障3的破坏作用是有限的。

参照图8，包括氧化物Gd

参照图9，在反应时间例如大于5分钟后，优先地大于1分钟后，反应层9的一部分被CMAS化合物8溶解，并且在反应层9和熔融CMAS 8之间形成不渗透熔融CMAS 8的磷灰石相Ca

参照图8，包括氧化物Y

参照图8b，在反应时间例如大于5分钟后，优先地大于1分钟后，反应层9的一部分被CMAS化合物8溶解，并且在反应层9和熔融CMAS 8之间形成不渗透熔融CMAS 8的两个磷灰石相Ca

参照图9，包括氧化物Gd

参照图8b，在反应时间例如大于5分钟后，优先地大于1分钟后，反应层9的一部分被CMAS化合物8溶解，并且在反应层9和熔融CMAS 8之间形成不渗透熔融CMAS 8的磷灰石Ca