具有裂纹隔离工程化表面特征件的涡轮部件热障涂层的制作方法
【专利摘要】在工程化表面特征件（ESF）上施加用于涡轮发动机部件的热障涂层（TBC），所述工程化表面特征件形成在部件基底中或者在所述基底与所述TBC之间施加的中间层内。所述ESF有助于锚固所述TBC层并且/或者局部化由一个或者多个ESF界定的裂纹。在发动机运行期间，所述ESF抑制在所述TBC内热应力诱发的或者异物损伤（FOD）诱发的裂纹扩展，所述裂纹扩展可能否则会引起过度的TBC剥落和随后对涡轮部件下面基底的热暴露损伤。在某些实施例中，所述ESF与形成在所述TBC中的工程化槽特征件组合。
【专利说明】具有裂纹隔离工程化表面特征件的涡轮部件热障涂层
[0001]优先权声明和相关申请的交叉引用本申请要求在下列美国专利申请下的优先权，其每个的全部内容通过引用并入本文:在2014年2月25日提交并分配的序列号为14/188,941的“ TURBINE ABRADABLE LAYERWITH PROGRESSIVE WEAR ZONE HAVING A FRANGIBLE OR PIXELATED NIB SURFACE”；以及在2014年2月25日提交并分配的序列号为14/188,958的“ TURBINE ABRADABLE LAYERWITH PROGRESSIVE WEAR ZONE MULTI LEVEL RIDGE ARRAYS”。
[0002]案卷编号为2013P20413W0、分配的序列号未知、发明名称为“TURBINE ABRADABLELAYER WITH AIRFLOW DIRECTING PIXELATED SURFACE FEATURE PATTERNS” 的同时提交的国际专利申请视为相关申请并且通过弓I用并入本文。
[0003]为了审查当前提交的申请，将下列美国专利申请视为相关申请，其每个的全部内容通过引用并入本文:
在2014年2月25日提交并分配的序列号为14/188,992的“ TURBINE ABRADABLE LAYERWITH PROGRESSIVE WEAR ZONE TERRACED RIDGES”；
在2014年2月25日提交并分配的序列号为14/188,813的“ TURBINE ABRADABLE LAYERWITH PROGRESSIVE WEAR ZONE MULTI DEPTH GROOVES”；
在2014年2月25日提交并分配的序列号为14/189,035的“ TURBINE ABRADABLE LAYERWITH ASYMMETRIC RIDGES OR GROOVES”；
在2014年2月25日提交并分配的序列号为14/189,081的“ TURBINE ABRADABLE LAYERWITH ZIG-ZAG GROOVE PATTERN”；以及
在2014年2月25日提交并分配的序列号为14/189,011的“ TURBINE ABRADABLE LAYERWITH NESTED LOOP GROOVE PATTERN”。
技术领域
[0004]本发明涉及在其暴露于已加热的工作流体(诸如，燃烧气体或者高压蒸汽)的部件表面上具有热障涂层(TBC)层的燃烧或者蒸汽涡轮发动机，其包括包含了这些热障涂层的单独子部件。本发明还涉及用于减少通常由发动机热循环或者异物损伤(FOD)引起的对这些涡轮发动机部件TBC层的裂纹扩展或者剥落损伤的方法。更具体地，本文中描述的各个实施例涉及:通过包括工程化表面特征件(ESF)以增强上覆热障涂层(TBC)的贴附性，来对涡轮部件的下面基底或者对施加在基底上的中间层进行结构修改。ESF有助于锚固TBC层并且/或者使由热应力诱发的或者异物损伤(FOD)诱发的裂纹扩展在TBC内局部化，该裂纹扩展可能以其他方式引起过度的TBC剥落和随后对涡轮部件下面基底的热暴露损伤。
【背景技术】
[0005]已知的涡轮发动机(包括气体/燃气涡轮发动机和蒸汽涡轮发动机)包含在周向上由涡轮机外壳或者壳体包围的轴装式涡轮机叶片。虽然本说明书的其他部分将重点放在燃气或者气体涡轮机技术应用和环境内的应用，但是本文中描述的示例性实施例可适用于蒸汽涡轮发动机。在气体/燃气涡轮发动机中，热燃烧气体流入开始于燃烧器内的燃烧路径中，并且通过大体上呈管状的过渡件被引导到涡轮段中。向前的或者第一排轮叶将燃烧气体引导通过多排连续交替的涡轮机叶片和轮叶。撞击涡轮机叶片的热燃烧气体使叶片转动，从而将热气体内的热能转换成机械功，该机械功可用于向旋转机械(诸如，发电机)提供动力。
[0006]将在热燃烧气体路径内的发动机内部部件暴露于大约900摄氏度(1600华氏度)的燃烧温度下。在燃烧路径内的发动机内部部件(诸如例如，燃烧段过渡件、轮叶和叶片)通常由耐高温超合金构造而成。叶片和轮叶通常包括终止于部件外表面上的冷却孔中的冷却通道，以便将冷却剂流体通到燃烧路径中。
[0007]涡轮发动机内部部件通常包含金属陶瓷材料的热障涂层或者涂料(TBC)，该TBC直接施加到部件基底表面的外表面或者在先前施加到基底表面的中间金属粘结涂层(BC)上。TBC在部件基底上提供隔热层，这降低了基底温度。TBC施加与部件中的冷却通道的结合进一步降低了基底温度。
[0008]由于用于制造上述的示例性涡轮部件的典型金属陶瓷TBC材料与典型超合金材料(尤其)在热膨胀、断裂韧性和弹性模量上的差异，在异质材料的界面处存在使TBC层产生裂纹和TBC/涡轮部件粘附性损失的潜在风险。裂纹和/或者粘附性损失/分层会负面地影响TBC层结构整体性，并且潜在地导致其剥落，即，使绝热材料与涡轮部件的分离。例如，在TBC层内形成的垂直裂纹可扩展至TBC/基底界面，然后水平延展。同样，水平定向的裂纹可起源于TBC层内或者靠近TBC/基底界面。TBC结构整体性的这种破裂损失可能会导致对下面部件基底的进一步的过早损伤。当TBC层脱离下面基底时，基底会失去防护的热层涂层。在涡轮发动机的继续运行期间，随着时间的推移，热燃烧气体可能会腐蚀或者以其他方式损伤暴露的部件基底表面，从而潜在地降低发动机工作寿命。当使发动机响应于电网增加的负载需求而在线发电并且随着电网负载需求的降低而空转时，随着连续的通电/断电循环会增大潜在的剥落风险。为了管理TBS剥落风险和其它发动机运行维护需要，通常在限定数量的通电/断电热循环之后会停止使用燃气涡轮发动机以便检查维修。
[0009]除了易于发生热或者振动应力裂纹之外，发动机部件上的TBC层在热燃烧气体内的污染物微粒撞击较脆的TBC材料时还易受异物损伤(FOD)。异物冲击可使TBC表面产生裂纹，最终会引起与道路坑洼类似的表面整体性的剥落损失。一旦异物撞击使TBC层的一部分的剥落，TBC材料的其余部分易受绝热层的结构性裂纹扩展和/或者进一步剥落。除了由异物引起的TBC层的环境损伤之外，燃烧气体中的污染物，诸如钙、镁、铝和硅(通常被称为“CMAS”)可粘附到TBC层或者与TBC层发生反应，从而增加了 TBC剥落的可能性并且使下面粘结涂层暴露。
[0010]过去对提高TBC层结构整体性和与下面涡轮部件基底的贴附性的尝试已经包括对更能够抵抗热裂化或者FOD的更坚固TBC材料的研发，但是付出的代价是热阻率降低或者材料成本增加。通常，用于TBC应用的相对较强的、比较脆的潜在材料具有较低的热阻率。可替代地，作为折中，已经将单独施加的具有不同有利性能的多层TBC材料施加到涡轮部件基底，例如，具有较好绝热性能的较脆或者较柔软的TBC材料继而用较坚固的、绝热值较低的TBC材料覆盖以作为更能够抵抗FOD和/或者CMAS污染物粘附的较硬“盔甲”外涂层。为了提高与下面基底的TBC粘附性，已经直接将中间金属粘结涂层(BC)层施加在基底上。TBC与基底或者BC界面的结构性表面性能和/或者轮廓也已从平坦的裸露表面进行了修改。一些已知的基底和/或者BC表面修改(例如，所谓的“粗糙粘结涂层”或者RBC)已经包括了通过烧蚀或者其它喷砂、热喷涂沉积等对表面进行粗糙化。在某些情况下，已经对BC或者基底表面进行了光刻胶或者激光蚀刻以包括高度为大约几微米(μπι)和横穿表面平面平面的间隔宽度的表面特征件。已经在涡轮机叶片尖端的基底表面上直接形成特征件以缓解叶片尖端涂层中受到的应力。已经对粗糙粘结涂层进行了热喷涂以留下几微米大小的特征件的多孔表面。通过局部地改变所施加的陶瓷金属材料的同质性，已经施加了 TBC层以产生预先弱化的区域以便在受控条件下吸引裂纹扩展。例如，弱化区域在与已知的或者可能的应力集中区域对应的TBC层中产生，使得使在该弱化区域中形成的任何裂纹在期望方向上扩展以最小化对TBC层的整体结构损伤。
【发明内容】
[0011]本文中描述的涡轮部件构造和用于制造涡轮部件的方法的各个实施例有助于在涡轮发动机运行期间保护涡轮部件热障涂层(TBC)层。在某些实施例中，直接形成于部件基底中或者施加在基底上的中间层中的工程化表面特征件(ESF)提高了TBC层至基底的粘附性。在某些实施例中，ESF起着控制或者隔离TBC层中的裂纹的壁或者屏障的作用，从而抑制在该层内的额外裂纹扩展或者从相邻联接层的分层。
[0012]在某些实施例中，诸如通过激光或者喷水切除或者机械切割到先前形成的TBC层中，来在TBC层中形成刺入其外表面的工程化槽特征件(EGF)。EGF起着防止火蔓延横穿易燃材料中的空隙或者间隙的防火线的等同物的作用，阻止在TBC层中的裂纹进一步扩展横穿槽并且扩展到TBC层中的其它区域。在某些实施例中，EGF与在发动机运行期间容易形成裂纹的应力区域对齐。在这些实施例中，在应力区域中槽的形成移除了在发动机运行期间可能或者也许将形成应力裂纹的材料。在其它实施例中，EGF以方便的二维或者多边形平面型式形成在TBC层中ASF使在TBC内的热应力诱发的或者异物损伤(FOD)诱发的裂纹扩展局部化，该裂纹扩展可能否则会引起过度的TBC剥落和随后对涡轮部件下面基底的热暴露损伤。将已经形成一条或者多条裂纹的给定TBC表面区域与在EGF外侧的未产生裂纹的部分隔离。因此，如果由一个或者多个EGF隔离开的裂开部分从该部件剥落，那么由于(多条)受控制的裂纹，包含槽的在裂纹外侧的其余TBC表面不会剥落。
[0013]在某些实施例中，在ESF和/或者EGF内限制的裂开TBC材料的剥落会留下与道路坑洼类似的部分下面TBC层。形成“坑洼”的底层或者基层的下面TBC材料为涡轮发动机部件下面基底提供持续的热保护。
[0014]在某些实施例中，涡轮部件具有热喷涂的上层热障涂层(TBC)，该TBC具有深度变化的材料性能。示例性深度变化的材料性能包括从TBC层内表面到外表面变化的弹性模量、断裂韧性和热导率。用于修改物理性质的示例性方式包括:施加不同材料成分的多个单独上层、或者在TBC层的热喷涂施加期间使所施加的材料成分发生变化。
[0015]某些实施例还在TBC层上施加钙镁铝硅(CMAS)阻滞材料，以阻止包含燃烧颗粒的CMAS与TBC层发生反应或者附着到TBC层。当在EGF上施加CMAS阻滞层时，CMAS阻滞层抑制了异物在槽内的积聚并且提供更平滑的边界层表面以提高燃烧气流空气动力学效率。
[0016]更具体地，本文中描述的本发明的实施例的特征在于一种具有暴露于燃烧气体的绝热外表面的燃气涡轮部件，该燃气涡轮部件包括:具有基底表面的金属基底;建立于基底表面上的锚固层；以及热喷涂的或者气相沉积的或者溶液/悬浮液等离子喷涂的热障涂层(TBC)。该TBC包括至少外热障涂层(OTBC)层，其具有施加在锚固层上并且联接至锚固层的OTBC内表面和暴露于燃烧气体的OTBC外表面。工程化表面特征件(ESF)的平面型式从锚固层突出。ESF具有在TBC层整体总厚度的大约2%至75%之间的突出高度。工程化槽特征件(EGF)的平面型式形成到先前施加的OTBC层中并且穿过所述OTBC外表面刺入所述先前施加的OTBC层。相应的ESF具有槽深度。
[0017]本文中描述的本发明的其它实施例的特征在于一种制造具有暴露于燃烧气体的隔热外表面的燃气涡轮部件的方法。提供金属基底，该金属基底具有基底表面。在基底表面上建立锚固层，在该锚固层中形成突出的工程化表面特征件(ESF)的平面型式。热喷涂的或者气相沉积的或者溶液/悬浮液等离子喷涂的热障涂层(TBC)层形成在锚固层上并联接至锚固层。TBC层包括至少外热障涂层(OTBC)层，其具有施加于锚固层上并且联接至锚固层的OTBC内表面和暴露于燃烧气体的OTBC外表面。工程化槽特征件(EGF)的平面型式形成到先前施加的OTBC层中并且穿过所述OTBC外表面刺入所述先前施加的OTBC层。相应的EGF具有槽深度。形成于锚固层中的相应ESF具有在TBC层整体总厚度的大约2%至75%之间的突出高度。
[0018]在本文中描述的本发明的额外实施例的特征在于一种用于控制在燃气涡轮发动机部件的热障涂层(TBC)外层中的裂纹扩展的方法。提供的燃气涡轮发动机包括具有暴露于燃烧气体的隔热外表面的部件。提供的部件包括具有基底表面的金属基底和建立于基底表面上的锚固层。工程化表面特征件(ESF)的平面型式从锚固层突出。热喷涂的或者气相沉积的或者溶液/悬浮液等离子喷涂的外热障涂层(OTBC)具有施加于锚固层上并且联接至锚固层的OTBC内表面和暴露于燃烧气体的OTBC外表面。工程化槽特征件(EGF)的平面型式形成到先前施加的OTBC层中并且穿过所述OTBC外表面刺入所述先前施加的OTBC层。相应的EGF具有槽深度。在提供的部件中，所有TBC层都具有在大约300-2000微米之间的整体厚度，并且形成的相应ESF具有在TBC层整体总厚度的大约2%至75%之间的突出高度。使包括已安装的所提供部件的所提供燃气涡轮发动机运行。在发动机运行期间，在发动机热循环期间在OTBC中诱发热应力或者机械应力，或者通过异物冲击在OTBC中诱发机械应力。所诱发的应力中的任意在OTBC中产生裂纹。在与一个或者多个EGF或者ESF相交时在OTBC中的裂纹扩展得以抑制。
[0019]本文中描述的本发明的各个实施例的相应特征可以按照任何组合或者子组合共同地应用或者分别地应用。
【附图说明】
[0020]可通过考虑结合附图的以下详细描述来理解本文中示出并描述的实施例，其中:
图1是包含本发明的一个或者多个示例性热障涂层实施例的气体或者燃气涡轮发动机的部分轴向横截面视图；
图2是图1的涡轮发动机的详细横截面正视图，其示出了包含本发明的一个或者多个示例性热障涂层实施例的第一排涡轮机叶片以及第一排和第二排轮叶；
图3是涡轮机叶片尖端可磨耗表面的多高度或者海拔脊轮廓构造和相应槽型式的平面图或者平面视图，其适合用于标准或者“快速启动”发动机模式；
图4是图3的涡轮机叶片尖端可磨耗表面实施例沿着其C-C截取的横截面视图；
图5是具有非对称轮廓脊构造和多深度平行槽轮廓型式的涡轮机叶片尖端可磨耗表面的透视图；
图6是具有非对称的且多深度交叉槽轮廓型式的涡轮机叶片尖端可磨耗表面的另一实施例的透视图，其中，上槽垂直于脊尖端并且相对于脊尖端轴向/纵向倾斜；
图7是台阶状轮廓涡轮机叶片尖端可磨耗表面脊的透视图，其中，上层脊具有从下脊平台突出的像素化直立嘴部的阵列；
图8是图7的直立涡轮机叶片尖端可磨耗表面嘴部的替代实施例，其中，在嘴部尖端附近处的相应嘴部部分由具有不同于该层下面的材料的物理性能的材料层构成；
图9是具有多个微表面特征件(MSF)的弯曲的细长像素化主平面型式(PMPP)的涡轮叶片尖端可磨耗部件的剥离层的平面图或者平面视图；
图10是图9的可磨耗部件的臂章形微表面特征件(MSH的详细透视图；
图11是示出具有第一高度微表面特征件和更高的第二高度微表面特征件(MSF)的之字形波状像素化主平面型式(PMPP)的涡轮叶片尖端可磨耗部件的片段式平面图或者平面视图；
图12是图11的涡轮机叶片尖端可磨耗部件沿着其C-C截取的横截面视图；
图13是具有微表面特征件(MS1的涡轮机叶片尖端可磨耗部件沿着图9的13-13截取的横截面视图，所述MSF形成于施加在支撑基底上的金属粘结涂层中；
图14是具有形成于支撑基底中的微表面特征件(MSH的涡轮机叶片尖端可磨耗部件沿着图9的14-14截取的横截面视图；
图15是图14的可磨耗尖端部件的替代实施例，其具有用作在基底与TBC之间的中间层而施加的金属粘结涂层(BC)；
图16是具有形成在粘结涂层(BC)中的工程化表面特征件(ESH的示例性实施例的涡轮部件(诸如例如，涡轮机叶片、轮叶或者燃烧段过渡件)的片段式视图，该BC具有施加在ESF上的热障涂层(TBC);
图17是具有直接形成在基底表面中的工程化表现特征件(ES1的示例性实施例的涡轮部件的片段式视图，所述基底表面具有施加在ESF上的热障涂层(TBC);
图18是具有直接形成在基底表面中的工程化表现特征件(ES1的示例性实施例的涡轮部件的片段式视图，该基底表面具有两层TBC，这两层TBC包括施加在ESF上的下热障涂层(LTBC)和施加在LTBS上的外热障涂层(OTBC)；
图19是具有形成在粘结涂层(BC)中的工程化表现特征件(ESH的示例性实施例的涡轮部件的片段式视图，该BC具有两层TBC，这两层TBC包括施加在ESF上的下热障涂层(LTBC)和施加在LTBS上的外热障涂层(OTBC);
图20是在其基底表面上具有实体突出工程化表面特征件(ESH的六边形平面轮廓的示例性实施例涡轮部件的片段式视图；
图21是图20的ESF的横截面；
图22是具有多个筒形或者柱状轮廓工程化表面特征件(ESH的示例性实施例的涡轮部件的片段式视图，该ESF在其基底表面上按照组合方式形成六边形平面型式，其围绕或者包围另一位于中心的柱状ESF ；
图23是图22的ESF的横截面图；
图24是具有施加在下BC中的先前形成的工程化表面特征件(ESH上的粗糙化粘结涂层(RBC)层的示例性实施例的涡轮部件的片段式视图，将该下BC先前施加到部件基底；
图25是具有工程化表面特征件(ESF)的示例性实施例的涡轮部件的横截面示意图，该ESF相对于下面基底表面成角度；
图26是在双层TBC中经受垂直和水平裂纹形成的现有技术的涡轮部件的片段式横截面，其具有施加在相似的无特征件表面基底上的无特征件表面粘结涂层(BC);
图27是具有形成在下TBC层中的工程化表面特征件(ESF)的示例性实施例的涡轮部件的片段式横截面，其中，通过ESF抑制且中断垂直和水平裂纹扩展；
图28是具有形成在热障涂层(TBC)外表面中的工程化槽特征件(EGF)的示例性实施例的涡轮部件的片段式透视图；
图29是具有形成在热障涂层(TBC)中的工程化槽特征件(EGF)的图28的涡轮部件的横截面示意图；
图30是在受到异物冲击而在TBC中引起异物损伤(FOD)之后图29的涡轮部件的横截面示意图，其中抑制沿着与EGF的交叉的裂纹扩展；
图31是在裂纹上方的一部分TBC剥落之后图29的涡轮部件的横截面示意图，从而留下在裂纹下方的TBC完整层用于继续进行下面涡轮部件基底的热隔离；
图32是具有锚固热障涂层(TBC)的梯形横截面工程化表面特征件(ESF)的示例性实施例的涡轮部件的横截面示意图，其中箭头指向TBC内的应力集中区域；
图33是图32的涡轮部件的横截面示意图，其中已将成角度的工程化槽特征件(EGF)的示例性实施例切割成与应力集中区域对齐的TBC以便缓解潜在的应力集中；
图34是具有工程化表面特征件(ESF)和工程化槽特征件(EGF)两者的涡轮部件的示例性实施例的横截面示意图；
图35是图34的涡轮部件的横截面示意图，其中，通过工程化表面特征件(ESF)和工程化槽特征件(EGF)限制异物损伤(FOD)裂纹扩展；
图36至图43示出了形成在邻近部件冷却孔的涡轮部件热障涂层(TBC)外表面中的工程化槽特征件(EGF)的示例性实施例，以便抑制在围绕冷却孔的区域中的TBC层的裂纹扩展或者层离到在槽的相对侧上的表面区域；
图44是具有工程化表面特征件(ESF)、工程化槽特征件(EGF)、和热喷涂的或者气相沉积形成的多层热障涂层(TBC)的涡轮机部件的示例性实施例的横截面示意图，该多层热障涂层的材料物理延展性、强度和热阻性从TBC层内表面到TBC层外表面变化；
图45是图44的涡轮部件的替代实施例的横截面示意图，其还包括施加在TBC外表面上且施加在EGF中的热喷涂的钙镁铝硅(CMAS)阻滞层；
图46是图44的涡轮部件的替代实施例的横截面示意图，其中将通过使TBC层的成分逐步地发生变化为TBC层的过程形成的热障涂层(TBC)施加在ESF上；
图47是图46的涡轮部件的替代实施例的横截面示意图，其还包括施加在TBC外表面上且施加在EGF中的热喷涂的钙镁铝硅(CMAS)阻滞层；
图48是具有工程化表面特征件(ESF)、工程化槽特征件(EGF)、和热喷涂的或者气相沉积的多层热障涂层(TBC)的弯曲表面涡轮部件的示例性实施例的横截面示意图；
图49是图48的弯曲涡轮部件的替代实施例的横截面示意图，其还包括施加在TBC外表面上且施加在EGF中的热喷涂的钙镁铝硅(CMAS)阻滞层；
为了便于理解，在可能的情况下，使用相同的附图标记来指示这些附图所共有的相同元件。附图并不是按比例绘制。在本文中描述的各个发明实施例中，已针对尺寸、横截面、流体流、轴向或者径向定向、和涡轮机叶片转动使用了以下共同指示符:
C-C横截面；
Dg槽深度；
F通过涡轮发动机的流方向；
G至可磨耗表面间隙的涡轮机叶片尖端；
H表面特征件的高度；
Hr脊高度；
L表面特征件的高度；
R涡轮机叶片转动方向；
Ri第一排的涡轮发动机涡轮段；
R2第二排的涡轮发动机涡轮段；
Sr脊中线间距；
Sg槽间距；
T热障涂层(TBC)层厚度；
W表面特征件的宽度；
Wg槽宽度；
Wr可磨耗脊宽度；
A相对于可磨耗脊纵向/轴向轴线的槽倾斜角；以及 σ热障涂层(TBC)中的应力集中。
【具体实施方式】
[0021]本发明的示例性实施例增强了施加到涡轮发动机部件(包括燃烧或者气体涡轮发动机和蒸汽涡轮发动机)的表面的热障涂层(TBC)的性能。在本文中更详细描述的本发明的示例性实施例中，对涡轮部件的下面基底或者施加在基底上的中间层进行的结构修改包括形成工程化表面特征件(ESF)以增强上覆热障涂层(TBC)的贴附性。ESF有助于锚固TBC层，并且/或者充当屏障或者壁以便在TBC内将热应力诱发的或者异物损伤(FOD)诱发的裂纹扩展局部化，该裂纹扩展可能否则会引起过度的TBC剥落和随后对涡轮部件下面基底的热暴露损伤。
[0022]热喷涂的TBC的总述
在燃气涡轮发动机部件中的应用
参照图1至图2，涡轮发动机(诸如气体或者燃烧涡轮发动机80)包括多级压缩机段82、燃烧段84、多级涡轮段86和排气系统88。沿着涡轮发动机80的轴向长度大体在箭头F的流动方向上将大气压进气空气引入到压缩机段82中。逐排使压缩机叶片旋转来在压缩机段82中对进气空气进行逐渐加压，并且通过匹配的压缩机轮叶将进气空气引导至燃烧段84，在燃烧段84处使进气空气与燃料混合并且点火。现在在比初始进气空气更大的压力和速度下，将点燃的燃料/空气混合物引导通过过渡件85到在涡轮段86中的连续叶片排仏、1?2等。发动机的转子与轴90具有多排横截面呈翼形的涡轮叶片92，其终止在压缩机82和涡轮段86中的远端叶片尖端94。为了方便和简洁起见，对发动机部件上的热障涂层(TBC)层的进一步论述将重点放在涡轮段86实施例和应用，但是相似构造可应用于压缩机段82或者燃烧段84和蒸汽涡轮发动机部件。在发动机80的涡轮段86中，每个涡轮叶片92具有凹形轮廓高压侧96和凸形低压侧98。形成在叶片92中的冷却孔99促进冷却流体沿着叶片表面通过。在燃烧流方向F上流动的高速和高压的燃烧气体在叶片92上赋予旋转运动以使转子旋转。众所周知，赋予在转子轴上的一些机械功率可用于进行有用功。燃烧气体通过涡轮机外壳100约束为径向远离转子并且通过包括可磨耗表面的空气密封件102约束为靠近转子。参照图2所示的第一排段，相应的上游轮叶104和下游轮叶106分别将上游燃烧气体引导为大体平行于涡轮叶片92的前缘的入射角，和将下游燃烧气体重新引导为离开叶片的后缘以便以期望进入角到下游的第二排涡轮叶片(未示出)中。形成于轮叶104、106中的冷却孔105促进冷却流体沿着轮叶表面通过。注意，图2所示的冷却孔99和105仅是示意性表示，为了视觉清晰起见而进行放大，但是并不按比例绘制。典型的涡轮叶片92或者轮叶104、406具有围绕相应机翼主体分布的更多冷却孔，所述机翼主体相对于暴露于发动机燃烧气体的相应叶片或者轮叶整体表面积具有要小得多的直径。
[0023]如前所述，暴露于燃烧气体的涡轮部件表面通常构造有用于隔离其下面基底的热障涂层(TBC)层。典型的TBC涂层表面包括涡轮叶片92、轮叶104、106和相关的涡轮机轮叶承载件表面、以及燃烧段过渡件85。用于叶片92、轮叶104、106和过渡件85暴露表面的TBC层通常通过热喷涂或者气象沉积或者溶液/悬浮液等离子喷涂方法来施加，其中总TBC层厚度为300-2000 微米(μπι)。
[0024]涡轮机叶片尖端可磨耗部件TBC应用
厚度大于1000微米的隔热层通常用于扇形涡轮机叶片尖端可磨耗部件110(下文中统称为“可磨耗部件”)，该可磨耗部件110和与叶片尖端94成相反关系的涡轮发动机80涡轮机外壳100呈直线。可磨耗部件110具有保持在外壳内并且联接至外壳的支撑表面112和通过叶片尖端间隙G与叶片尖端成相反的、间隔开的关系的隔热可磨耗基底120。可磨耗基底通常由与施加于叶片92、轮叶104、106和过渡件85燃烧气体暴露表面的相似于TBC涂层材料的金属/陶瓷材料构成。这些可磨耗基底材料具有高抗热性和抗热腐蚀性，并且在高燃烧温度下保持结构完整性。通常，应理解，一些形式的TBC层形成在叶片尖端可磨耗部件110裸露的下面金属支撑表面基底112上用于表面基底112的隔热保护和在TBC上以额外高度突出的隔热基底厚度。从而，应理解，可磨耗部件110具有与施加在涡轮过渡件85、叶片92和轮叶102/104上的TBC层功能上等同的TBC层，可磨耗表面120功能类似于保护可磨耗部件支撑表面基底112免受磨损并且提供热保护的额外层的鞋底或者鞋后跟。用于叶片尖端可磨耗表面脊/槽的示例性材料包括烧绿石、立方体的或者部分稳定的氧化钇稳定的氧化锆。由于可磨耗表面120金属陶瓷材料通常比涡轮叶片尖端94材料更磨损的，所以保持叶片尖端间隙G以避免两个相对部件之间的接触，其在最好的情况下可能会引起过早的叶片尖端磨损而在最坏的情况下可能会引起发动机损伤。
[0025]叶片尖端可磨耗组件110通常构造有金属基层支撑表面112，在该金属基层支撑表面112上施加几千微米厚度(S卩，典型过渡件85、叶片92或者轮叶104/106 TBC层厚度的多倍)的热喷涂的陶瓷/金属可磨耗基底层120。如下文中更详细描述的，在本文中要求优先权的相关专利申请中描述的示例性涡轮叶片尖端相对的可磨耗表面平面的可磨耗层和突出轮廓发明实施例包括在可磨耗基底层120中的槽、凹陷部或者脊以减少可磨耗表面材料横截面，以便潜在的叶片尖端94磨损减少和引导在间隙区域G中的燃烧空气流。提高发动机效率以便燃料保护的商业期望已推动更小的叶片尖端间隙G规范:优选不超过2毫米并且期望地接近I毫米(1000 μπι) ο
[0026]图3至图15是本文中要求优先权的相关专利申请中描述的示例性涡轮叶片尖端相对的可磨耗表面平面和突出轮廓发明实施例的简短概要。图3至图8中所示的形成在热喷涂的或者气相沉积的可磨耗层中的可磨耗部件横截面轮廓包括具有不同的上磨损区域(区域I)和下磨损区域(区域II)的复合多高度/深度脊与槽型式。在图9至图15中所示的可磨耗部件横截面轮廓包括不连续的微表面特征件(DSF)的像素化主平面型式(PMPP)，在该PMPP上施加可磨耗层使得加工好的叶片尖端可磨耗层120具有与图3至图8的实体肋和槽构造的型式相似的脊和槽型式的整体平面和横截面型式。
[0027]关于图3至图8的可磨耗表面型式(与在叶片、轮叶或者过渡件部件燃烧气体暴露的表面上具有2000或者更小的TBC层厚度相比再次具有在下面基底表面上方突出几千微米的脊和槽)，下磨损区域II优化发动机空气流和结构特征，而上磨损区域I通过对比下区域更容易磨损来减少叶片尖端间隙和磨损。可磨耗部件的各个实施例为上区域的更易可磨耗性提供具有比下区域肋结构更小的横截面的上子脊或者嘴部。在某些实施例中，上子脊或者嘴部形成为在较小叶片尖端接触的情况下弯曲或者以其他方式收缩，并且在较大叶片尖端接触的情况下磨损和/或者折断。在其它实施例中，将上区域I子脊或者嘴部像素化成上磨损区域的阵列，从而只磨损与一个或者多个叶片尖端局部接触的那些嘴部，而在该局部化磨损区域外的其它嘴部保持完整。在进一步减少局部化叶片尖端间隙的情况下，叶片尖端磨损掉在该位置处的区域II下脊部分。然而，在该下脊部分局部化磨损区域外的相对较高的脊保持较小的叶片尖端间隙以维持发动机性能效率。
[0028]利用本文中要求优先权的现有技术应用的一些叶片尖端可磨耗磨损表面120实施例的渐进式磨损区域构造，可将叶片尖端间隙G从先前可接受的已知尺寸减小。例如，如果已知的可接受叶片间隙G设计规范是I mm，则在磨损区域I中的较高脊的高度可增加，使得将叶片尖端间隙减小至0.5 mm。为磨损区域II建立边界的下脊以一高度设置，使得其远端尖端部分从叶片尖端间隔开I mm。通过这种方式，建立收紧50%的叶片尖端间隙G用于常规涡轮机操作，其中接受由叶片与区域I中的上脊接触引起的一些潜在磨损。仅当叶片尖端侵占到下区域中时才将发起区域II中的连续局部化渐进式叶片磨损，而在任何情况下，Imm的叶片尖端间隙G不差于已知的叶片尖端间隙规范。在某些示例性实施例中，上区域I高度大约是下区域II高度的1/3到2/3。如果由于涡轮机外壳100变形使任意一个或者多个叶片的叶片尖端间隙G减少时，则在形成区域I的较高脊尖端处将发生快速发动机启动模式或者叶片尖端94与可磨耗部件10之间的其它原因初始接触。而还在区域I中，叶片尖端94只摩擦交替相错的较高脊。如果叶片间隙G逐渐变小，则较高脊将被磨损直到将区域I完全磨穿并且开始接触区域II中的较低脊尖端。一旦在区域II中涡轮机叶片尖端94磨擦在局部化磨损区域处的所有其余脊，但在涡轮机外壳的其它局部化部分中可能不存在叶片尖端间隙G的减小并且上脊可在其全高度上是完整的。从而，一些可磨耗部件110实施例的交替高度肋构造适应区域I和II内的局部化磨损，而维持叶片尖端间隙G和在没有涡轮机外壳100或者叶片92变形的局部化区域中的叶片尖端泄漏的空气动力学控制。
[0029]在可磨耗部件中的多高度磨损区域构造也有利于要求更快全功率倾斜升温(约为40-50 Mw/分钟)的所谓“快速启动”模式发动机。积极倾斜升温速率加剧叶片尖端到环形段可磨耗涂层120中的潜在更大侵入，这是由于在转动部件与静止部件之间的更快热与机械增长、和更大变形以及增长速率的更大失配。当需要进行标准发动机运行模式或快速启动发动机运行模式或者这两种发动机运行模式时，较高脊区域I形成具有最小叶片尖端间隙G的空隙的主要层，从而为通常利用较低升温速率或者不执行热启动的机器提供最佳的能量效率空隙。通常，区域II中的较低脊尖端的脊高度是形成区域I的较高脊尖端高度的20%至75%之间。
[0030]更具体地，图3和图4示出具有由槽218分离的弯曲平面的双高度轮廓脊212A、212B的叶片尖端可磨耗部件210。脊212A/B形成在热喷涂的陶瓷/金属TBC层217的外表面的表面高度上方，该热喷涂的陶瓷/金属TBC层217施加在涡轮部件金属基底211上。通常，参照图3至图8，应理解，一些形式的TBC形成在裸露的下面金属基底上用于金属基底的绝热保护。在图3的情况下，可磨耗部件脊212A、212B在TBC层217上以额外高度突出。从而，应理解，可磨耗部件(诸如，可磨耗部件210、220(图5)、230(图6)和240(图7))具有与施加在涡轮机过渡件85、叶片92和轮叶102/104上的TBC层功能上等同的TBC层，加上脊和槽的额外厚度，从而形成可磨耗层(其通常包括与TBC层相似的材料)。在图3和图4中，通过已知的沉积或者烧蚀材料工作方法将喷涂的金属/陶瓷可磨耗层中的脊212A/B和槽218进行沉积并形成为三维脊和槽轮廓。一种形成可磨耗部件210可磨耗表面轮廓或者本文中示出的任何其它轮廓的简便方式是将槽切割成平坦表面的较厚可磨耗基底坯表面。
[0031]通过将槽切割成肋，可将在图5至图8的实施例的可磨耗部件表面120中的渐进式磨损区域包含在非对称肋或者任何其它肋轮廓中，使得在槽切口侧面上的其余直立肋材料具有比其余下面肋更小的水平横截面面积。也可以对槽定向和轮廓进行裁剪以通过减少不期望的叶片尖端泄漏来提高涡轮发动机的空气流特征。图5示出了包括双水平槽的可磨耗部件220，其具有形成于脊尖端222/224中的槽228A和形成在脊222/224到覆盖基体基底表面227的TBC材料的较薄层之间的槽228B。上槽228A形成包括磨损区域I的较浅深度Dga侧向脊，而在上槽深度下方的脊222或者224的其余部分包括下磨损区域II。
[0032]在图6的涡轮机叶片尖端可磨耗部件230实施例中，相对于脊232的脊尖端234将多个上槽238A倾斜角度△。上磨损区域I在槽深度Dga上方，并且磨损区域II在该槽深度下方直到隔离基底237的下面金属主体的TBC层的外表面。所示的上槽388A还垂直于脊尖端384表面。
[0033]利用热喷涂的叶片尖端可磨耗部件构造，通过在脊的顶部限定微肋或者嘴部的阵列，可将上磨损区域I热喷涂的可磨耗材料的横截面和高度构造为符合不同程度的叶片尖端侵入，如在图7和8中所示。可磨耗部件240包括用TBC表面层隔离的先前描述的金属支撑表面241。下槽和脊的阵列形成下磨损区域II。具体地，下脊242B具有终止于脊平台244B中的侧壁245B和246B。下槽2488B是由脊侧壁245B和246B以及覆盖基底247的基底TBC层外表面来限定。通过已知的加成工艺或者通过在下脊242B内形成交叉槽248A和248C的阵列，来在下脊平台244B上形成像素化微肋或者嘴部242A。在图7的实施例中，嘴部242A具有由终止在共同高度的脊尖端244A中的直立侧壁245A、245C、246A和246C限定的正方形或者矩形横截面。可利用其它像素化嘴部242A横截面平面形状，包括作为实例的梯形或者六边形横截面。也可利用包括不同局部化横截面和高度的嘴部阵列。
[0034]在图8的替代实施例中，直立像素化嘴部242A’的远端肋尖端244A’由具有与下热喷涂材料252不同的物理性质和/或者成分的热喷涂材料250构成。例如，上远端材料250可构造有比下部材料252更易磨损或者更少磨损的可磨耗性质(例如，更柔软或者更多孔或者两者)。通过这种方式，可将叶片尖端间隙G设计为小于先前已知的可磨耗部件中使用的间隙以减少叶片尖端泄漏，使得任何对材料250的局部化叶片侵入不太可能磨损叶片尖端，SP使这种接触变得更有可能。通过这种方式，涡轮发动机可设计成具有更小的叶片尖端间隙，从而增加其运行效率及其在标准或者快速启动模式下的运行能力，而不会对叶片磨损有显著影响。
[0035]在图7和图8中确定了像素化嘴部242A和槽248A/C的尺寸边界，这与现有技术实施例中描述的那些一致。通常，嘴部242A高度Hra在叶片尖端间隙G的大约20%至100%的范围内或者在下脊242B和嘴部242A的总脊高度的大约1/3至2/3的范围内。嘴部242A横截面在嘴部高度Hra的大约20%至50%的范围内。
[0036]通常，可磨耗部件中的上磨损区域I脊高度可选择成使得理想的叶片尖端间隙为
0.25 _。3:00和9:00涡轮机外壳周向磨损区域在整个发动机运行周期中可能保持期望的
0.25 _叶片尖端间隙，但是在其它周向位置处的涡轮机外壳/可磨耗部件变形存在更大可能性。可选择下脊高度以在1.0 mm的理想化叶片尖端间隙时设置其脊尖端，使得在较高磨损区域中叶片尖端只更深地磨损到磨损区域I中并且不会接触为下磨损区域II设置边界的下脊尖端。如果不管最佳计算而叶片尖端继续磨损进入到磨损区域II中，则产生的叶片尖端磨损操作情况不会比先前已知的可磨耗层构造更差。然而，在围绕可磨耗层的局部化周向位置的其余部分中，涡轮机利用较低叶片尖端间隙G成功运行并且因而具有较高运行效率，在叶片尖端上具有很少的或者没有不良增加的磨损。
[0037]在图9至图15的叶片尖端可磨耗实施例中，可磨耗部件包括用于联接至涡轮机外壳的金属支撑表面和联接至支撑表面的热喷涂陶瓷/金属可磨耗基底，该热喷涂陶瓷/金属可磨耗基底包括施加在整个支撑表面上的隔热TBC层。包括多个不连续微表面特征件(MSF)的细长像素化主平面型式(PMPP)横穿从涡轮机叶片的尖端至尾部的大部分周向掠扫路径从金属基底表面及其隔热TBC层突出。在某些示例性实施例中，PMPP整体平面模仿图3至图8的实体突出肋可磨耗部件的通常平面。PMPP在叶片尖端旋转方向上沿着掠扫路径径向地重复，以便在叶片尖端与基底表面之间选择性地引导空气流。每个MSF由限定宽度、长度和高度的一对第一相对侧壁来限定，该对第一相对侧壁占据1-12立方毫米的包络体积。在某些实施例中，MSF长度和各个MSF之间限定的间隙的比率在大约1:1至1:3的范围内。在其它实施例中，MSF宽度和间隙的比率在大约1:3至1:5的范围内。在某些实施例中，MSF高度和宽度的比率为大约0.5至1.0。特征件尺寸可以(但不限于)在I mm与3 mm之间，其中壁高度在0.Imm与2 mm之间，壁厚度在0.2 mm与I mm之间。在某些实施例中，PMPP具有第一高度MSF和更高的第二高度MSF。
[0038]在某些实施例的PMPP中，MSF由铸件或者直接成形在基底材料中的工程化表面特征件产生。在其它实施例中，PMPP中的MSF通过烧蚀或者加成表面改性技术(诸如，水喷射或者电子束或者激光切割)或者通过激光烧结方法产生在基底或者下面粘结涂层(BC)层中。随后，在采用或者未采用施加在PMPP中的工程化MSF特征件上的中间粘结涂层层的情况下，使工程化表面特征件涂覆有高温可磨耗热障涂层(TBC)，以产生将比现有技术的涂层更有效可磨耗的不连续表面。一旦接触(由经过的叶片尖端)，经由弯曲的旋绕状(在上方或者表面下)路径将释放的(磨损的)颗粒移除到在MSF之间的间隙中或者在MSF之间的可磨耗表面内形成的额外狭槽中。将可选的连续狭槽和/或者间隙定向以提供用于热气体喷射的弯曲路径，从而保持主(接触)表面的密封效率。减小在叶片尖端和不连续MSF之间的潜在摩擦接触表面积的表面构造减少了在叶片尖端中产生的摩擦热。叶片尖端中减少的摩擦热潜在地减少了由尖端过热和可磨耗表面上的金属涂片/传递引起的已磨损叶片尖端材料损失。其它益处包括:与通常采用已知的连续可磨耗肋设计相比，可在MSF上沉积更厚、更稳健的热障涂层，从而赋予环形段潜在延长的设计寿命。
[0039]最简单形式的微表面特征件(MSF)可以是基本形状几何结构，在环形段的表面上重复单元格，其中间隙在相应单元格之间。单元格MSF与整体形成PMPP的较大型式的像素类似。在更优化的形式中，在运行期间可根据部件的热行为的叶片尖端关系的要求来对MSF进行修改。在这种情况下，可在表面内修改特征件深度、定向、角度和纵横比，以从叶片掠扫的开始到结束都产生优化的可磨耗性能。其它优化参数包括形成TBC的热喷涂设备以穿入表面内的捕捉区域并且在整个表面上实现有效的连续TBC涂层的能力。
[0040]如前所述，具有包括MSF的阵列的PMPP的可磨耗部件通过在制造期间将MSF直接铸造在可磨耗基底中或者建立在基底上(诸如通过热喷涂或者添加剂制造技术，例如，电子束或者激光束沉积)或者通过烧蚀基底材料来形成。在首先提到的形成过程中，在每个标准化熔模铸造程序中，可以在蜡模中形成表面特征件，然后去壳并且进行浇铸。可替代地，可以在蜡模外侧使用陶瓷壳插入件以形成壳结构的部分。在利用陶瓷壳插入件时，可使MSF在可磨耗部件制造处理过程期间得到更有效的保护并且可具有更独特的特征件形状和几何结构(S卩，可包含不会使正常去壳操作存在的底切或者易碎突出特征件)。
[0041]可以使MSF交错(形成台阶)以接收等离子体并且具体地使等离子体转向以便最佳的TBC穿入。在基底上铸造并且沉积的表面特征件可不必在形式上完全过渡至全TBC涂层表面。在涂覆期间，陶瓷沉积将会以通常变形性质建立在基底上，但不会直接重复初始的工程化表面特征件。热喷涂厚度也可以是决定最终的表面形式的因素。通常，热喷涂涂层越厚，最终的表面几何结构更消散。在设计工程化表面特征件(初始大小和纵横比)时，这不一定是问题，但需要考虑。例如，在随后用中间粘结涂层层和TBC顶部层进行涂覆时，形成在基底中的臂章形MSF可消散为在已加工可磨耗表面突出轮廓中的新月形的或者土堆形的突起部。
[0042]在图9至图15中示出示例性MSF单元格的情况下，这些为了尺寸考虑而提供。为了有效的尺寸引导，可以将单元格大小考虑成大小在I mm至12 mm范围内的立方体。立方体尺寸的变化也可适用于单元格高度。根据特征件的几何结构和待施加的涂层的厚度，这可比立方体大小更小或者更大。通常，该尺寸的大小范围可以在I mm与10 mm之间。
[0043]以不同组合共同包含或者分别包含不连续微表面特征件(MSF)的像素化主平面型式(PMPP)的本文中所述的各个示例性实施例具有至少以下特征中的一些: ?由于增加的粘结表面积和表面特征件经由本文中已经描述的各种互锁几何结构将涂层法线互锁至表面的唯一性，因此MSF工程化表面特征件改善等离子喷涂的可磨耗涂层的粘附性和机械互锁性能。
[0044].由于减少了可磨耗表面与涡轮机叶片尖端的接触面积，因此不需要比标准成本8YSZ热障涂层材料(诸如33YBZ0(33% Yb2O3 - Zirconia)或者Talon型YSZ (用聚合物共喷涂的高孔隙率YSZ))更可磨耗的成本相对较高的涂层。叶片尖端的较少可磨耗的(S卩，较硬)YSZ磨损由与旋转叶片尖端的较小表面积潜在摩擦接触否定。
[0045].由于与下面热障涂层的附着表面接触面积增加，微表面特征件(MSF)(其中一些的高度小到100微米(μπι))减少了潜在的热障涂层剥落。
[0046]在图9至图15中示出了包括非连续微表面特征件(MSF)的像素化主平面型式(PMPP)的涡轮机可磨耗部件的示例性实施例。为了绘制简单性起见，图9示意性地示出了包括两排MSF的ΡΜΡΡ。然而，在任意可磨耗部件中的一个或者多个PMPP可包括单排或者两排以上的MSF。例如，图9是分裂成上部分和下部分的可磨耗部件260的平面示意图，该可磨耗部件260具有金属基底261。在分裂上方的上部分上，基底261具有弯曲的整体轮廓像素化主平面型式(ΡΜΡΡ)262，其包括直接形成在基底上的臂章形微表面特征件(MSF)的阵列。如前所述，通过在基底初始形成期间直接建立MSF的任意一个或者多个铸造过程;通过在先前形成的基底261表面建立MSF的加成过程;或者通过将金属从基底切除或者移除以在剩余材料中留下形成的MSF的烧蚀过程，来形成MSF 263。
[0047]在可磨耗部件260的最上面部分上，直接在MSF263上施加热障涂层(TBC)266，以在排列为在可磨耗部件与旋转涡轮机叶片尖端之间引导热气体流的PMPP 262中的可磨耗部件上留下土堆形的或者新月形的轮廓突起部267。在叶片尖端与可磨耗部件260的相对表面接触的情况下，横截面表面积相对较小的MSF 263会摩擦叶片尖端并且被叶片尖端磨损。与不具有可磨耗上区域和下区域I和II的益处的以前已知的连续单高度或者实体表面可磨耗部件(诸如，图3至图8所示的)相比，MSF 263和涡轮机叶片尖端接触不太可能会引起叶片尖端腐蚀或者可磨耗表面从接触剥落。
[0048]在可磨耗部件260的最下面部分上，将金属粘结涂层(BC)264施加在裸露的金属基底261，并且通过加成或者烧蚀制造过程在BC中形成臂章形MSF 265。然后用TBC 266覆盖排列在PMPP262中的BC 264和MSF 265，以留下从基底260表面突出的大体臂章形的MSF 268。
[0049]在图10中示出示例性臂章形MSF 272的尺寸。臂章形MSF 272具有封闭的连续前缘273、后缘274、面向旋转涡轮机叶片的顶部表面275。交错的多排臂章形272产生用于热气体流的弯曲路径。每个臂章形MSF实施例272具有占据了 1-12立方毫米的包络体积的宽度W、长度L和高度H尺寸。在某些实施例中，MSF长度和在各个MSF之间限定的间隙的比率大约在1:1至I: 3的范围内。在其它实施例中，MSF宽度和间隙的比率大约为1: 3至1:8。在某些实施例中，MSF高度和宽度的比率大约为0.5至1.0。特征件尺寸可以(但不限于)在3 mm与10 mm之间，其中壁高度和/或者壁厚度在100-2000微米(μπι)之间。
[0050]由于具有图3至图8所示的叶片尖端可磨耗部件实施例，在PMPP内可改变MSF高度以促进具有通常可磨耗部件轮廓的涡轮发动机中的快速启动模式和正常启动模式。在图11至图12中，可磨耗部件280在其PMPP中具有双高度的臂章形MSF阵列，其与先前描述的实体肋实施例中的区域I和区域II脊高度相比具有相应的较高高度H1和较低高度Η2。可磨耗部件280利用表面281上的Z形MSF 282和283的交错高度不连续的型式。
[0051]如前面所讨论的，微表面特征件MSF可形成在基底中或者可磨耗部件的粘结涂层中。在图13中，可磨耗部件260的横截面示出平滑的无特征件基底261，在其上施加粘结涂层(BC)层264，通过先前描述的加成或者烧蚀过程中的任意一个或者多个在BC 264层中形成MSF 265。在BC 265上施加喷涂的热障涂层(TBC)266，其包括MSF 265，从而产生大体臂章形的MSF 268ο如图14所示，可替代地，可将TBC层266直接施加在下面基底260及其工程化表面MSF 265而不需要中间BC层，从而产生土堆形的或者新月形的轮廓突起部267。在图15所示的另一替代实施例中，可磨耗部件260’基底261具有工程化特征件263，其可在基底制造、烧蚀或者加成过程期间通过直接浇铸来形成，如前所述。在该示例中，在包括工程化特征件MSF 263的基底261上施加粘结涂层264’。随后，用TBC层266覆盖BC 264’，从而产生土堆形的或者新月形的轮廓突起部267’。在图13至图15的每个PMPP可磨耗实施例横截面中，MSF高度在大约100-2000微米(μπι)之间。如前所述，MSF 263或者265可有助于将TBC机械互锁到下面BC层或者基底层。
[0052]工程化表面特征件(ESF )提高TBC粘附和裂纹隔离
一些示例性涡轮部件实施例包含了工程化表面特征件(ESH的锚固层，其有助于TBC层的机械互锁并且有助于隔离TBC层中的裂纹，从而使裂纹不会扩展到ESF之外。在某些叶片尖端可磨耗应用中，实体脊和槽突出表面特征件与MSF根据其MSF的物理尺寸和其之间的相对间距来充当ESF，但是它们对涡轮部件的除叶片尖端可磨耗部件之外的更通常应用来说太大。对于示例性涡轮机叶片、轮叶或者燃烧器过渡应用，ESF在联接至TBC层的内表面层的锚固层中形成，并且其尺寸设计为锚固施加到这些部件的厚度范围为300-2000微米(μπι)的TBC层涂层而不需改变暴露于燃烧气体的TBC层的另外大体平坦外表面。通常，ESF在涡轮部件表面上具有足够高度和三维平面间距以在TBC层的总厚度内提供机械锚固和裂纹隔离。从而，ESF将比总TBC层厚度更短而比蚀刻的或者雕刻的表面特征件更高，这些蚀刻的或者雕刻的表面特征件据称被提供以增强在TBC与邻接下面层之间(例如，下面裸露的基底或者在裸露的基底与TBC层之间的中间粘结涂层层)的粘附粘结。通常，在示例性实施例中，ESF具有TBC层的总厚度的大约2%至75%之间的突出高度。在某些优选实施例中，ESF具在TBC层的总厚度的至少大约33%的突出高度。在某些示例性实施例中，ESF限定比等同平坦表面积大至少20%的整体表面积。
[0053]图16至图19示出形成在联接至TBC层的内表面的锚固层中的工程化表面特征件(ESF)的示例性实施例。TBC层可包括多层TBC材料，但将基本上具有至少热障涂层(TBC)，该TBC具有用于暴露于燃烧气体的外表面。在图16中，涡轮部件300(例如，燃烧器段过渡件、涡轮机叶片或者涡轮机轮叶)具有受上覆的热障涂层(TBC)保护的金属基底301。粘结涂层(BC)层302建立并且施加于在另外的无特征件基底301上，其包含工程表面特征件(ESF)304的平面型式。这些ESF 304通过下列方式直接形成在BC中:(i)熔融颗粒的已知热喷涂以建立表面特征件或(ii)表面特征件的已知附加层制造建立应用，诸如，通过3D打印、烧结、电子束沉积或者激光束沉积或者(iii)基底材料制造过程的已知烧蚀移除，以通过未移除的部分来限定特征件。ESF 304和TBC层302的暴露表面的其余部分可接收进一步表面处理，例如，表面粗糙化、微雕或者光蚀刻过程，以增强随后热喷涂TBC层306的粘附。从而，ESF和BC层302的其余暴露表面包括用于TBC层306的锚固层。将TBC层306的外表面暴露于燃烧气体。
[0054]在图17中，涡轮部件310具有金属基底311，工程化表面特征件(ESF)314的平面型式通过已知的直接铸造直接形成于在另外的无特征件基底311中，或者通过热喷涂、附加层建立或者基底材料制造过程的烧蚀移除来建立在基底表面上，该烧蚀移除通过未移除的基底的剩余部分来限定特征件。ESF 314和裸露基底311的暴露表面可接收进一步表面处理，例如，表面粗糙化、微雕或者光蚀刻过程，以增强随后热喷涂的TBC层316的粘附。从而，ESF314和裸露基底表面包括用于TBC层316的锚固层而不需要任何中间BC层。
[0055]在图18中，涡轮部件320具有与图17所示的部件310相似的锚固层构造，其中，在部件金属基底321中直接形成ESF 324的平面阵列，而在锚固层上施加多层TBC 326。多层TBC层326包括联接至锚固层的下热障涂层(LTBC)327层(在某些实施例中，LTBC充当锚固层的一部分)和具有用于暴露于燃烧气体的外表面的外热障涂层(OTBC)层。可在LTBC层与OTBC层之间施加额外热障涂层中间层。同样，图19的涡轮部件330也具有施加在基于粘结涂层(BC)的锚固层上的多层TBC层336 AC层332具有形成于该BC层中的ESF 334的平面阵列，这类似于图16所述的锚固层实施例。TBC层336包括LTBC层337和具有暴露于燃烧气体的外表面的OTBC层338。如下面详细描述的，多层TBC可包括具有不同材料性能(诸如，强度、延展性、热阻性或者脆性)的一系列按顺序施加的层。这些材料性能可通过施加分级TBC层来改变，其中，在涡轮部件上在不同物理位置处热喷涂不同的材料成分，或者在施加期间建立TBC 层。
[0056]在涡轮部件的设计和制造期间，可改变工程化表面特征件(ESF)横截面轮廓及其平面阵列型式和其相应尺寸，以通过抑制裂纹形成、裂纹扩展和TBC层剥落来优化热保护。在图16至图25中示出了 ESF横截面轮廓及其三维平面阵列型式和其相应尺寸的不同示例性排列。在这些附图中，示出了ESF高度Hr、ESF脊宽度W、脊间距Sr和脊之间的槽宽度Sg。在图
16、19、23和24中，相应的ESF 304、334、354和364具有矩形或者正方形横截面轮廓。在图17中ESF 314具有大体三角形的横截面轮廓，而在图18中ESF具有梯形横截面轮廓，其具有终止于平台中的一对相对的、向内倾斜的第一侧壁。在图25的涡轮部件370中，形成在BC 372中的ESF 374相对于下面金属基底371表面成角度，以便TBC层376的额外底切机械锚固。还要注意的是，通过在锚固层表面上施加粗糙粘结涂层(RBC)层(诸如图24所示的涡轮部件360的RBC层365)来实现额外锚固能力。虽然RBC 364图示为施加在BC 362及其ESF 364上，但也可在部件的金属基底361上施加这种类型的或者其它类型的粘结涂层。
[0057]在示例性实施例中，将ESF选择性地排列在三维平面线性或者多边形型式中。例如，图16、19、23和24所示的平行的垂直突起部的ESF平面型式也可在附图中或者之外突出的平面中正交地或者成倾斜角度地重复。在图20和21中，涡轮部件340具有金属基底341，在金属基底341中形成有ESF 354，其包括限制上槽的双槽的六边形平面，这类似于涡轮机可磨耗部件220双高度脊228A的横截面轮廓。在图22和23中，涡轮部件350具有金属基底351，在金属基底351中形成有ESF 354,ESF 354包括筒形销。为了图20至图23的可视简洁性起见，示出了不具有覆盖ESF 344或者354的TBC层的涡轮部件340和350 JSF 344或者354大体在其相应基底的表面的至少一部分上重复。三维平面型式也可针对涡轮部件表面拓扑结构而局部变化。虽然图20至图23所示的ESF直接形成于相应基底中，但是如前所述的，其可形成在施加在无特征件基底上的粘结涂层中。
[0058]如前所述，除了本文中所述的ESF提供的TBC层锚固优点之外，其也使TBC层裂纹扩展局部化。在图26的涡轮部件380中，在双层TBC 386的外TBC层388中形成了热诱发的和/或者外物诱发的裂纹389V和389H。通常具有不同于外TBC层388的材料性能的内TBC层387联接至粘结涂层层382，其中BC层继而联接至部件金属基底381。最右侧的垂直裂纹389V’穿透到夕卜TBC层388与内TBC层387的界面，并且现在正在随着裂纹389H水平扩展。裂纹389H的进一步扩展可能会引起外TBC层388从祸轮部件380的其余部分层离，并且最终会引起位于最右侧垂直裂纹389V与最左侧垂直裂纹389V’之间的所有外TBC层材料的潜在剥落。剥落最终会减少对剥落区域下方的下面金属基底381的整体隔热保护。
[0059]现在比较图27所示的涡轮部件390的抗裂纹扩展构造。金属基底391还具有附接至TBC层396的层382上的BC13TBC层396还包括下热障涂层(LTBC)层397，在该LTBC层397中形成有ESF 394以便与外热障涂层(ORBC)层398互锁。从而，具有ESF 394的LTBC层397有效地充当用于OTBC 398的锚固层。在某些实施例中，LTBC层397具有比OTBC层398更大的强度和延展性材料性能，而OTBC层398具有更大的热阻率和脆性材料性能。垂直裂纹399V已经扩展通过OTBC 398的整个厚度，但在LTBC的界面处抑制了进一步的垂直扩展。尽管垂直裂纹399V沿着0TBC/LTBC界面扩展以形成水平裂纹399H，但是在与位于水平裂纹区域侧面的ESF 394的垂直壁的相交处进一步抑制了水平裂纹扩展，这样将OTBC的潜在层离限定在ESF之间的槽宽度。如果水平裂纹399H上方的全部或者部分OTBC层从部件的其余部分剥落，则现在暴露的LTBC的相对较小的表面积会更好地抵抗对下面涡轮部件基底391的潜在热损伤。同样，在与邻接该裂纹的ESF的顶部脊表面的相交处抑制了垂直裂纹399V的垂直扩展。抑制裂纹399V的进一步垂直穿透减少了裂纹周围的OTBC剥落的可能性。
[0060]工程化槽特征件(EGF )增强TBC裂纹隔离
某些示例性涡轮部件实施例包含工程化槽特征件(EGF)的平面阵列，这些EGF在TBC层施加之后形成在TBC的外表面中。EGF槽轴线相对于TBC外表面以任意倾斜角度选择性地定向，并且延伸到TBC层中。类似于灭火器防火线，EGF隔离TBC层中的裂纹，从而使裂纹不会横穿槽空隙的边界扩展到相邻TBC材料的其它部分。通常，如果在TBC中的裂纹最终导致在裂纹上方的材料的剥落，则围绕该裂纹的EGF阵列形成剥落位置的局部化边界周边，以在边界外留下完整的TBC材料。在由EGF界定的剥落区域内，通常会将损伤限制到在EGF槽深度上方的材料损失。从而，在许多示例性实施例中，将EGF深度限制于小于所有TBC层的总体厚度，使得完整的TBC材料的体积和深度保持以为局部的下面部件金属基底提供热保护。在某些实施例中，EGF阵列与ESF阵列组合以提供除了EGF阵列或者ESF阵列可能单独提供之外的额夕卜TBC整体性。
[0061 ]图28和图29示出具有下面金属基底401的涡轮部件400，在下面金属基底401上附接有TBC基底402，TBC基底402具有在TBC层施加之后形成的正交地相交的工程化槽特征件EGF 403、404的示例性三维平面阵列。槽403和404构造有一个或者多个槽深度Dg、槽宽度WG、槽间距Sg和/或者多边形平面阵列型式。多个任意不同的槽深度、间距、宽度和多边形平面型式可在涡轮部件表面周围局部地变化。例如，三维平面多边形型式可横穿全部或者部分部件表面重复并且槽深度可横穿该表面变化。虽然TBC层402示出为直接联接至基底401，但在其它示例性实施例中先前所述的中间锚固层构造可被替代，包括一个或者多个粘结涂层或者下热障涂层层。
[0062]在图30和31中示出了示例性工程化槽特征件裂纹隔离能力，其中，涡轮部件(诸如，燃烧段过渡件85、涡轮机叶片92或者涡轮机轮叶104/106)遭受到外物FO冲击损坏，从而导致在其TBC 402外表面405内的垂直和水平裂纹408H和408V。在冲击损坏侧面上的EGF404阻止了横穿槽空隙的进一步裂纹扩展，以使槽边界外侧的TBC材料免受进一步的级联(cascading)裂纹扩展。如果在冲击区域中TBC材料从TBC外表面405剥落，则由裂纹和有坑洞的地面406界定的剩余的完整且未损坏的“坑洼” TBC层402材料保护下面金属基底401免受进一步损坏。
[0063]不像诸如通过改变层施加定向或者材料孔隙性来在施加的热喷涂的或者气相沉积的TBC层内产生空隙或者间断的现有技术已知的TBC应力裂纹解除机制，本文中的工程化槽特征件(EGF)实施例形成通过先前形成的TBC层外表面到达期望深度的切割的或者烧蚀的槽或者其它空隙。如图32和33所示，涡轮部件410具有锚固层412，锚固层412包括梯形横截面轮廓工程化表面特征件414。图32中的箭头指示在TBC层416中用于在涡轮发动运行期间在ESF 414的相交边缘或者顶点处的实际的或者潜在的热应力或者机械应力集中区域的可能位置。相应地，在倾斜槽轴线角度处沿着应力线σ以一角度将EGF 418切割足够深度到TBC外表面中以与ESF 414顶点相交。在EGF 414的任意一侧上的TBC层中诱发的应力不会从一侧扩展到另一侧。在EGF 418的任意一侧上的TBC层416沿着槽空隙自由扩展或者收缩，从而进一步减少平行于槽的裂纹生成的可能性。
[0064]图33至图35的涡轮部件实施例示出通过结合工程化槽特征件(EGF)和工程化表面特征件(ESF)而提供的额外TBC裂纹抑制和隔离优点。在图33中，通过使EGF 418形成为一直贯穿TBC 416深度直到其与锚固层的ESF 414相交，来实现缓解实际的或者潜在的应力线σ的优点。在图34和35的实施例中，涡轮部件420(例如，涡轮机叶片或者轮叶或者过渡件)金属基底421具有粘结涂层(BC)422锚固层，其限定在三维平面型式中定向的工程化表面特征件(ESF)424。在锚固层上施加TBC层426，并且在此之后，使EGF 428的另一平面三维型式穿过暴露于燃烧气体的TBC层外表面427 JGF 428平面型式可不同于ESF 424平面型式。如果将相同的平面型式用于ESF和EGF，则相应型式不必必须在(多个)TBC层内垂直对齐。换句话说，EGF和ESF可限定横穿部件的分立的三维、独立对齐平面型式。在某些实施例中，ESF和EGF分别具有重复的三维平面型式。这些型式可在部件表面周围局部变化。
[0065]在图34中，EGF 428平面型式不具有与ESF 424型式重复对应的任何特定对齐。EGF428中的一些切割到ESF 424脊平台中，并且其它EGF 428仅切割到TBC 426层中。在图35中，外物FO冲击TBC上表面427，以产生由ESF 424A、424B和EGF 428A和428B抑制的裂纹，ESF424A、424B和EGF 428A和428B界定或者以其他方式限制FO冲击区域。如果在裂纹上方的TBC材料426B从涡轮部件420 TBC层的其他部分分离，则在“坑洼””的基部处保持附接至的BC锚固层422的其余未损坏的TBC材料426A向其下面金属基底421提供热保护。
[0066]工程化槽特征件(EGF)
抑制TBC围绕冷却孔层离
有利地，工程化槽特征件可围绕涡轮部件冷却孔的部分或者全部周边或者其它表面间断处形成在TBC层中，以便限制在沿着冷却孔或者部件基底中的其它间断边缘的层上的TBC的层离。在冷却孔的极端边缘处的TBC层可引发与金属基底的分离，该分离可在TBC层内远离该孔侧向地/水平地扩展。在离冷却孔边缘一侧向间隔距离处(诸如，在接触锚固层或者金属基底的深度处)的EGF的产生限制在槽之外的进一步层离。
[0067]在图36至图43中示出了各种冷却孔周边EGF实施例。在图36至图37中，涡轮部件430(例如，涡轮机叶片或者涡轮机轮叶)具有完全受泪滴状平面EGF 432限制的多个相应冷却孔99/105。在限制EGF 432的相交处，抑制沿着冷却孔周边边缘的一个或者多个的TBC层离。为了简洁起见，对孔周边EGF的进一步描述限制于槽形状和定向。根据先前所述的现有技术描述来构造下面基底、锚固层、ESF和任何其它EGF。
[0068]在图38中，涡轮部件440具有限制多个冷却孔99/105的EGF 442，这类似于围绕孔群的沟渠或者壕沟。将在由EGF 442围绕的冷却孔99/105的群内的任何表面层离的扩展限制在EGF 442内。在图39至图41的实施例中，EGF没有完全围绕任何一个冷却孔，但可通过邻近一个或者多个孔的一个或者多个部分限制的EGS来抑制层离扩展。在图39中，在涡轮部件450 TBC外层表面中的一个或者多个水平定向的EGF 452或者垂直定向的EGF 454部分地或者完全围绕各个冷却孔99/105。在图40中，涡轮部件460的冷却孔99/105被波状的带状EGF462或者464完全地或者部分地限制。在图41的涡轮部件实施例470中，线性EGF 474和半圆形或者弧形EGF 476的组合至少部分地限制冷却孔99/105。图42的涡轮部件480具有将成排的冷却孔99/105相互隔离的重叠的线性EGF 482和484以及分段的线性EGF 486。在图42中，涡轮部件490的线性EGF段494和496完全地或者部分地将冷却孔99/105彼此限制开。
[0069]材料不同的多层且分级的TBC构造
如前所述，本文中描述的任何涡轮部件实施例的整个热喷涂的TBC层均可具有横向地横穿部件表面或者在TBC层厚度尺寸内的不同局部材料性能。作为一个示例，离锚固层最近的一个或者多个单独施加的TBC层可比离部件外表面较近的层具有更大的强度、延展性、韧性和弹性模量材料性能，但较高水平的层可具有更大的热阻性和脆性材料性能。在图44和45中示出多层TBC实施例。替代地，在连续的热喷涂过程期间，可通过选择性地改变用于形成TBC层的成分材料来形成分级的TBC层构造，如图46和47所示。在某些实施例中，在TBC夕卜表面上施加钙镁铝硅(CMAS)阻挡层，以防止污染沉积物附着到TBC外表面。不利的污染沉积物可改变TBC层的材料性能并且减少沿着部件表面的空气动力学边界情况。在CMAS阻挡层施加在形成在TBC外表面层中的EGF槽上并且渗入EGF槽的实施例中，其通过形成相对平滑的TBC外表面增强了空气动力学边界情况并且抑制了槽内的碎片积聚。
[0070]用于热障涂层(TBC)层的示例性材料成分包括氧化钇稳定的氧化锆、具有烧绿石结构的稀土稳定的氧化锆、稀土稳定的完全稳定的立方结构、或者复杂的氧化物晶体结构，诸如磁铁铅矿或者钙钛矿或者缺陷晶体结构。其它示例性TBC材料成分包括具有高缺陷浓度的多元素掺杂氧化物。CMAS阻滞剂成分的示例包括矾土、氧化铝钇石榴石、浆料沉积的/渗透的高孔隙度TBC材料(相同的材料用于OTBC或者LTBC成分)、和被氧化以形成多孔氧化招的多孔招。
[0071]在图44中，涡轮部件500具有金属基底501，其由包括工程化表面特征件(ESF)504的粘结涂层(BC)层502覆盖。该BC层继而由粗糙的粘结涂层(RBC)层505覆盖。在RBC层505上施加包括下热障涂层(LTBO507和随后施加的外热障涂层(0TBO508的多层TBC层506。虽然在该实施例中示出两层，但在LTBC 507与OTBC 508层之间可以施加额外层。随后，将工程化槽特征件(EGF)519切割到TBC层的外表面中:在该实施例中，足够深到接触RBC层505。
[0072]在图45的实施例中，涡轮部件510具有大体与图44的实施例相似的整体构造，其中在TBC外表面上施加了额外的钙镁铝硅(CMAS)阻挡层520。部件510包括金属基底511、包括工程化表面特征件(ESF)514的粘结涂层(BC)层512、以及粗糙的粘结涂层(RBC)层515。在RBC层515上施加包括下热障涂层(LTBC)517和随后施加的外热障涂层(0TBO518的多层TBC层516。随后，将工程化槽特征件(EGF)519切割至IjTBC层的外表面518中，以便TBC中的应力释放和潜在裂纹隔离。在TBC层的外表面上施加CMAS阻挡层520，在该TBC的外表面处将CMAS阻挡层520渗入并且锚固在EGF 519内XMAS阻挡层520抑制了碎片在EGF 519内的累积，并且其相对平滑的表面提高了沿着燃烧气体接触表面的边界层空气动力学性。示例性CMAS阻滞层厚度范围在20-200微米之间。
[0073]图46的连续施加的热喷涂的和分级的TBC层构造涡轮部件530具有与图44的构造相似的总体构造。图46的实施例用分级TBC层536代替分级TBC层536的分层TBC 506。涡轮部件530包括由粘结涂层(BC)层532覆盖的金属基底531 AC层532包括工程化表面特征件(ESF)534，并且继而由粗糙的粘结涂层(RBC)层535覆盖。在RBC层535上施加分级TBC层536，其中该层的下部分536A具有不同于该层的上部分536B的材料性能。随后，将工程化槽特征件(EGF)切割到TBC外表面中以便TBC中的应力释放和潜在裂纹隔离。
[0074]在图47的实施例中，涡轮部件540具有与图46的实施例大体相似的整体构造，其中在TBC外表面上施加额外的CMAS阻挡层550。部件540包括金属基底541、包括工程化表面特征件(ESF)544的粘结涂层(BC)层542、和粗糙的粘结涂层(RBC)层545。在RBC层535上施加分级的TBC层546，其中该层的下部分546A具有不同于该层的上部分546B的材料性能。随后，将工程化槽特征件(EGF)549切割到TBC层的外表面中，以便TBC中的应力释放和潜在裂纹隔离。在TBC层的外表面上施加CMAS阻挡层550，在该TBC的外表面处将CMAS阻挡层550渗入并且锚固在EGF 549内。参照图45的实施例先前所述了CMAS阻挡层的优点。
[0075]分段TBC构造
分段TBC构造实施例在概念上类似于谷穗或者玉米穗，组合了工程化表面特征件(ESF)和工程化槽特征件(EG1实施例以及多层的或者分级的不同材料的热障涂层和CMAS阻挡表面涂层的可选组合。分段TBC构造适合于涡轮发动机部件(诸如燃烧段过渡件、叶片和轮叶)的弯曲表面和平坦表面。在图48和49中示出了示例性的分段TBC保护的弯曲表面涡轮部件。这些示例性实施例具有相似的构造EGF和ESF以及双层TBC层的特征，但是不同之处在于是否施加暴露于燃烧气体的CMAS阻挡的外层。CMAS阻挡层厚度通常在20-200毫米的范围内。
[0076]在图48中，涡轮部件实施例560诸如在涡轮机叶片或者轮叶的前缘上具有弯曲表面基底561。粘结涂层BC 562施加于该基底，并且包括网格型式状的ESF 564的三维平面阵列，其限定用于锚固双层热障涂层566的井或者孔。TBC 566包括下热障涂层(LTBC)567和外热障涂层(0TBO568。将EGF 569切割到网格状三维平面阵列中的OTBC 568的外表面中，该网格状三维平面阵列不必必须与TBC层566内的ESF 564阵列型式同中心地对齐。如果这样对齐，则在ESF 564内形成的相似槽中捕捉到的每个双层三维段类似于嵌入到其穗轴(cob)内的核、谷物或者玉米。
[0077]图49的涡轮部件实施例570将CMAS阻挡层580添加到穿入EGF 579的OTBC层578的表面。另外，基底571、BC 572以及ESF 574、TBC层576、LTBC层577和OTBC层578的构造大体与图48的实施例560相似。已经参照图45对额外的CMAS阻挡层的优点进行了论述。
[0078]虽然在本文中已经示出并且描述了包含本发明的教导的各个实施例，但本领域技术人员可容易构思仍然包含这些教导的许多其它不同的实施例。本发明在其应用上并不限于本说明书中提出的或者附图中图示的部件的构造和布置的示例性实施例细节。本发明能够有其它实施例，并且能够以各种方式来实践或者实施。例如，各种脊和槽轮廓可包含在不同的平面阵列中，这些不同的平面阵列也可围绕特定发动机应用的周围而局部变化。此外，应理解，本文中使用的措辞和术语用于说明目的，而不应该视为限制性的。“包含”、“包括”或者“具有”及其变型的使用意指包含其后列举的项和其等同物以及额外项。除非相反详细说明或者限制，术语“安装”、“连接”、“支撑”、和“联接”及其变型广义使用，并且包含直接的和间接的安装、连接、支撑和联接。另外，“连接”和“联接”并不限制于物理的或者机械的连接或者联接。
【主权项】
1.一种具有用于暴露到燃烧气体的隔热外表面的燃气涡轮部件，其包括: 金属基底，所述金属基底具有基底表面； 锚固层，所述锚固层建立在所述基底表面上； 热喷涂的或者气相沉积的或者溶液/悬浮液等离子喷涂的热障涂层(TBC)，所述热障涂层(TBC)包括至少外热障涂层(OTBC)层，所述OTBC层具有施加在所述锚固层上并且联接至所述锚固层的OTBC内表面和用于暴露到燃烧气体的OTBC外表面； 从所述锚固层突出的工程化表面特征件(ESF)的平面型式，其具有TBC层整体总厚度的大约2%至75%之间的突出高度；以及 形成到先前施加的OTBC层中并且穿过所述OTBC外表面刺入所述先前施加的OTBC层的工程化槽特征件(EGF)的平面型式，其具有槽深度。2.如权利要求1所述的部件，所述锚固层还包括: 粘结涂层(BC)层，所述BC层联接至无特征件基底表面； 形成在所述BC层中的ESF;以及 限定比等同平坦表面大至少20%的整体表面积的ESF。3.如权利要求1所述的部件，所述锚固层还包括: 粘结涂层(BC)层，所述BC层联接至所述基底表面； 形成在所述基底中的ESF;以及 限定比等同平坦表面大至少20%的整体表面积的ESF。4.如权利要求1所述的部件，所述锚固层还包括: 粘结涂层(BC)层，所述BC层联接至所述基底表面； 热喷涂的或者气相沉积的或者溶液/悬浮液等离子喷涂的下热障涂层(LTBC)层部分，所述LTBC层部分与所述OTBC层部分接触，其中所述EGF刺入到所述LTBC层中；以及形成在所述LTBC层部分中的ESF。5.如权利要求4所述的部件，其还包括LTBC热喷涂的层部分，所述LTBC热喷涂的层部分具有比所述OTBC热喷涂的层部分更高的热导率和更高断裂韧性。6.如权利要求1所述的部件，其还包括横穿所述部件在分别限定的分开三维的、独立对齐的平面型式中的ESF和EGF。7.如权利要求1所述的部件，其还包括分别具有重复的三维平面型式的ESF和EGF。8.如权利要求1所述的部件，其还包括具有梯形横截面的ESF，所述梯形横截面具有一对相对的、向内倾斜的第一侧壁，所述第一侧壁终止于平台中。9.如权利要求1所述的部件，所述锚固层还包括: 粘结涂层(BC)层，所述BC层联接至所述基底表面； 形成在所述基底或者所述BC层中的ESF; 限定比等同平坦表面大至少20%的整体表面积的ESF;以及 施加在所述BC层上的粗糙粘结涂层层。10.—种燃气涡轮发动机，其包括根据权利要求1所述的部件，所述OTBC外表面与所述发动机的燃烧路径连通以暴露于燃烧气体。11.如权利要求10所述的发动机，所述部件包括涡轮机叶片、涡轮机轮叶、或者燃烧段过渡件或者环形段。12.如权利要求1所述的部件，所述ESF额外地用作所述锚固层的部分。13.—种制造具有暴露于燃烧气体的隔热外表面的燃气涡轮部件的方法，其包括: 提供具有基底表面的金属基底； 在所述基底表面上建立锚固层； 在所述锚固层中形成从所述锚固层突出的工程化表面特征件(ESF)的平面型式； 形成联接至所述锚固层的热喷涂的或者气相沉积的或者溶液/悬浮液等离子喷涂的热障涂层(TBC)层，所述TBC层包括至少外热障涂层(OTBC)层，所述OTBC层具有施加于所述锚固层上并且联接至所述锚固层的OTBC内表面和用于暴露于燃烧气体的OTBC外表面；以及形成到先前施加的OTBC层中并且穿过所述OTBC外表面刺入所述先前施加的OTBC层的工程化槽特征件(EGF)的平面型式，所述EGF具有槽深度； 所述形成的ESF具有在TBC层整体总厚度的大约2%至75%之间的突出高度。14.如权利要求13所述的方法，所述锚固层成形还包括: 在所述基底表面上形成热喷涂的粘结涂层(BC)层；以及 在LTBC层部分的顶部上形成所述OTBC层之前，在所述BC层上形成热喷涂的或者气相沉积的或者悬浮液/溶液等离子喷涂的下热障涂层(LTBC)层； 所述LTBC和OTBC层构成所述TBC层整体总厚度的至少一部分。15.如权利要求13所述的方法，其还包括形成额外用作所述锚固层的部分的ESF。16.—种用于控制在燃气涡轮发动机部件的热障涂层(TBC)外层中的裂纹扩展的方法，其包括: 提供燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括具有用于暴露于燃烧气体的隔热外表面的部件，所述部件包括: 金属基底，所述金属基底具有基底表面； 锚固层，所述锚固层建立在所述基底表面上； 从所述锚固层突出的工程化表面特征件(ESF)的平面型式； 热喷涂的或者气相沉积的或者溶液/悬浮液等离子喷涂的外热障涂层(OTBC)，所述外热障涂层具有施加在所述锚固层上并且联接至所述锚固层的OTBC内表面和暴露于燃烧气体的OTBC外表面； 形成到先前施加的OTBC层中并且穿过所述OTBC外表面刺入所述先前施加的OTBC层的工程化槽特征件(EGF)的平面型式，所述EGF具有槽深度； 所有TBC层都具有在大约300-2000微米之间的整体厚度，并且所述形成的ESF具有在TBC层整体总厚度的大约2%至75%之间的突出高度； 使所述发动机运行，在发动机热循环期间在所述OTBC中诱发热应力或者机械应力或者通过异物冲击在所述OTBC中诱发机械应力，所诱发的应力中的任意种在所述OTBC中产生裂纹；以及 在与所述EGF或者ESF中的一个或者多个相交时在所述OTBC中抑制所述裂纹的扩展。17.如权利要求16所述的方法，所述设置的锚固层还包括: 粘结涂层(BC)层，所述BC层联接至无特征件基底表面； 形成在所述BC中的ESF;以及 限定比等同平坦表面大至少20%的整体表面积的ESF。18.如权利要求16所述的方法，所述设置的锚固层还包括: 粘结涂层层(BC)，所述粘结涂层层联接至所述基底表面； 热喷涂的或者气相沉积的或者溶液/悬浮液等离子喷涂的下热障涂层(LTBC)层部分，所述LTBC层部分与所述OTBC层部分接触，其中所述EGF刺入到所述LTBC层中；以及形成在所述LTBC层部分中的ESF。19.如权利要求18所述的方法，所述设置的LTBC热喷涂的层部分具有比所述OTBC热喷涂的层部分更高的热导率和断裂韧性。20.如权利要求16所述的方法，其还包括横穿所述部件在分别限定的分开的三维的、独立对齐的平面型式中设置的ESF和EGF。21.如权利要求16所述的部件，其还包括分别具有重复三维平面型式的设置的ESF和EGF022.如权利要求16所述的方法，所述设置的锚固层还包括: 粘结涂层(BC)层，所述BC层联接至所述基底表面； 形成在所述BC层或者所述基底中的ESF; 限定比等同平坦表面大至少20%的整体表面积的ESF;以及 施加在所述BC层上的粗糙粘结涂层。
【文档编号】F01D11/08GK106030043SQ201580010527
【公开日】2016年10月12日
【申请日】2015年2月18日
【发明人】R.苏布拉马尼安, S.兰彭谢尔夫, C.施利希, N.希奇曼, D.措伊斯
【申请人】西门子公司