[发明专利]涂布有防CMAS的涂层的部件

说明书

本发明涉及涂布了保护涂层(2)的部件，该保护涂层形成热屏障，并且包含第一陶瓷层(22)。该保护涂层还包括在第一层上的第二层(23)，该第二层包含占主要重量的熔点高于或等于1010℃的第一长石矿物，并且第二层的厚度大于或等于10μm。本发明还提供一种制备和使用这种部件的方法。

发明背景

本发明涉及形成热屏障的涂层的一般领域，所述热屏障用于在高温环境中绝热金属部件。本发明更具体但不限于涉及用于在航空燃气轮机中保护超合金部件的热屏障。

在沙漠地区或污染严重地区运行的航空涡轮发动机的热部分中存在的部件由于受到发动机吸入的空气中存在的沙子和碱性组分的攻击而非常迅速地劣化。这些化合物称为CMAS(具体包括钙、镁、铝和硅的氧化物)，它们能劣化作为热屏障的涂层，并且覆盖涡轮发动机的热部分中的某些部件。

在热屏障被CMAS化合物破坏的机理中，特别存在CMAS化合物在液态下渗入屏障中，以及热屏障(通常由基于钇稳定的氧化锆的陶瓷构成)的溶解-再沉淀(以氧化钇耗尽的孤立的氧化锆结节的形式)。这两种机理降低了热屏障的机械性质，并导致热屏障在发动机冷却阶段期间开裂。而且，吸入固体颗粒导致以下现象：热屏障被腐蚀和碎裂，这样底下的金属基材裸露，从而部件的寿命缩短。

存在用于限制CMAS渗入热屏障的解决方案。例如，可提及的是使用保护热屏障的涂层，该涂层基于掺杂钆的氧化锆(例如，称为锆酸钆)，或事实上使用氧化铝或氧化钛。这些涂层当与CMAS反应时，促进CMAS沉淀，从而用于限制CMAS渗入热屏障中。然而，这些涂层的缺点在于它们是牺牲性的，因此需要持续的维护，以及对部件状态的连续监控。此外，这些涂层中存在的化学元素(特别是稀土元素)的获得越来越受限，这造成对使用这些涂层的进一步限制。

因此，需要提供一种涂布了保护涂层的部件，该保护涂层形成热屏障，并在环境和航空涡轮发动机的运行条件下提供长使用寿命。

发明目的和概述

因此，本发明的主要目的是通过提出一种被涂布的部件来减轻这些缺陷，所述被涂布的部件包含金属和/或金属互化物基材和保护涂层，所述保护涂层形成覆盖所述基材的热屏障，所述保护涂层包括第一陶瓷层，该部件的特征是所述保护涂层还包括存在于第一层上的第二层，所述第二层包含占主要重量的熔点等于或高于1010℃的第一长石矿物，并且所述第二层的厚度等于或大于10微米(μm)。

术语覆盖用于表示部件的基材被完全覆盖，或者其表面中容易被接触或必需进行热保护的部分被覆盖。

本发明的被涂布的部件的涂层的显著特点首先在于其包含CMAS无法渗透的外层，或者换言之该外层能够防CMAS。特别地，第二层在高温下保持固体形式，防止液体CMAS渗入底下的第一陶瓷层(其构成涂层的绝热层)。术语高温用于表示如航空涡轮发动机运行时发生的约1000℃的温度。

这种层不再如现有技术涂层中那样是牺牲层，特别是因为它在高温下保持了固体形式。术语牺牲用于表示以这种方式沉积的层一旦制备后表现出与CMAS化学相容的能力(因为该层具有与CMAS相似的化学组成)。因此，与现有技术的涂层相比，这种层的的寿命增加。

另外，第二层的矿物对二氧化硅和氧化铝(CMAS中存在的化合物)和可能被涡轮发动机吸入的沙子或水泥是化学稳定的。特别地，长石(或长石族的矿物)是二氧化硅相为主的铝硅酸盐。而且，这些矿物能够兼容水的存在，这些矿物被水经分解反应而裂解的速度非常慢。

第一陶瓷层的组成不会因为添加第二层而改变，第二层独立于第一层(特别是它们彼此独立地沉积在另一个上)。因此，第一陶瓷层的性能不会因为存在第二保护层或其沉积方法而被破坏。