[发明专利]具有保持热障涂层的专设表面特征的陶瓷基复合材料涡轮机部件

说明书

一种用于燃气涡轮发动机(20)的氧化物和非氧化物SiC‑SiC基陶瓷基复合材料(“CMC”)部件(60)具有固化的陶瓷芯(62)，陶瓷芯具有嵌入在该陶瓷中的三维陶瓷纤维预制件(62A)。芯的外表面(63)和预制件的纤维中被切入有专设的表面特征(“ESF”)(64)。热喷涂的、或汽相沉积的、或溶液/悬浮液等离子体喷涂的热障涂层(“TBC”)(66)被应用在芯外表面和ESF(64)上并联接至该芯外表面和ESF(64)。ESF提供了增大的表面面积并将TBC(66)机械地互锁，从而提高了陶瓷芯与TBC之间的附着。CMC部件(60)是通过制造预制件(62A)、用陶瓷材料浸润预制件从而形成芯(62)来制造的。ESF(64)被切入到芯(62)的外表面和预制件(62A)的纤维中。TBC(66)随后被应用。

相关申请的交叉引用

本申请要求于2015年2月18日提交的、题目为“TURBINE COMPONENTTHERMALBARRIER COATING WITH CRACK ISOLATING ENGINEERED GROOVE FEATURES(具有裂纹隔离专设槽特征的涡轮机部件热障涂层)”的国际申请No.PCT/US15/16318以及于2015年2月18日提交的、题目为“TURBINE COMPONENT THERMAL BARRIER COATING WITH CRACKISOLATINGENGINEERED SURFACE FEATURES(具有裂纹隔离专设表面特征的涡轮机部件热障涂层)”的国际申请No.PCT/US15/16331的优先权。这两个优先权文件的整体内容通过参引并入本文。

技术领域

本发明涉及用于燃气涡轮发动机的具有陶瓷基复合材料(“CMC”)结构的部件以及用于制造这些部件的方法，其中，陶瓷基复合材料(“CMC”)结构又通过热障涂层(“TBC”)被进行隔热。更特别地，本发明涉及用于燃气涡轮机的具有陶瓷基复合材料(“CMC”)结构的发动机部件，其中，陶瓷基复合材料(“CMC”)结构具有固定TBC的专设表面特征。

背景技术

CMC结构包括固化的陶瓷芯，在该陶瓷芯中嵌入有三维陶瓷纤维基底或其他阵列的陶瓷纤维。与没有结合嵌入纤维的陶瓷结构相比，CMC的陶瓷芯内所嵌入的陶瓷纤维提高了抗延伸断裂性、断裂韧性，耐热冲击性和动态载荷能力。CMC嵌入的纤维取向还有助于部件的结构特性的选择性各向异性的改变。CMC结构是通过将陶瓷纤维——也被称为“粗纱”——定向到包括三维预制件的织物、丝线缠绕物或编织物中来制造的。用于CMC的预制件制造可以比得上形成用于飞行器机翼或船体的纤维增强的聚合物结构部件。预制件通过比如气相沉积、熔体浸润、陶瓷聚合物热解、化学反应、烧结或陶瓷粉末的电泳沉积的这些技术被陶瓷材料浸润，从而形成具有嵌入的定向陶瓷纤维的实体陶瓷结构。

陶瓷基复合材料(“CMC”)结构作为诸如绝缘衬套、叶片和涡轮叶之类的这些部件的绝缘层和/或结构元件被结合到燃气涡轮发动机部件中。这些CMC对于氧化物基陶瓷基复合材料而言在约1150摄氏度(“C”)的范围内提供了更好的抗氧化性和更高的温度能力，并且对于碳化硅纤维-碳化硅芯(“SiC-SiC“)陶瓷基复合材料而言在达约1350C的范围内提供了更好的抗氧化性和更高的温度能力，而镍或钴基超合金在发动机内的类似的运行条件下通常被限制在约950摄氏度至1000摄氏度。尽管1150C(对于SiC-SiC基CMC为1350C)的运行能力是对传统的超合金的温度极限的改进，但CMC的机械强度(例如，承载能力)还受限于晶粒生长、与基体的反应过程和/或1150C/1350C及更高的环境。在所需的燃气涡轮发动机的燃烧温度高达1600C至1700C的情况下，CMC需要在其自身与燃烧气体之间置入额外的隔热保护，以将CMC的温度保持在1150C/1350C以下。