专利名称：用于具有改善的总隔热特性的热障涂层的方法和装置的制作方法
技术领域：
本发明通常涉及用于保护金属基板的涂层系统。更具体地说，本发明涉及具有改善的总隔热特性的热障涂层。
背景技术：
热障涂层(TBC)可使用在燃气轮机部件上，例如叶片，喷嘴，遮板。典型的TBC期望来保护基板材料，以防止在燃气轮机中存在的不利的侵蚀和氧化环境。至少一些已知的陶瓷TBC的热传导性能的量级低于典型的镍基和钴基超耐热合金。TBC的厚度适合于达到所需的热阻率水平，即通过TBC系统的所需温降。因此，TBC形成对于热流的热障，减小对基板的冷却要求并且增加热效率。另外，TBC通过降低工作温度可用于提高基板的耐久性，这可减小在涂层部件中对蠕变的敏感性以及低循环疲劳(LCF)失效。
在现代的燃气轮机部件上TBC的应用包括预定厚度的涂层，以达到所需的隔热性。隔热性是TBC厚度和TBC传导率的函数。热导率越低，规定厚度的TBC的隔热性能越高。因此，通过减小传统的TBC的传导率，有可能实现燃气轮机部件的更高的隔热性。通过减小TBC传导率导致的涂层厚度的减小量可造成制造成本降低。
发明内容
在一个实施例中，(TBC)包括粘合涂层，包括具有第一值的热导率kA的第一TBC，和包括具有第二值的热导率kB的第二TBC，其中第二值不同于第一值。
在另一个实施例中，一种保护基板表面的方法包括涂覆粘合涂层到基板表面上，涂覆包括具有第一值的热导率kA的第一TBC到粘合涂层的至少一部分上，和涂覆包括具有第二值的热导率kB的第二TBC到第一TBC的至少一部分上，其中第一值不同于第二值。
在又一个实施例中，涡轮发动机部件包括金属基板和多个TBC，每个涂层包括相应的热导率值，其中每个相应的热导率值相互不同。
图1是燃气轮机系统的侧面剖视图；图2是与燃气轮机(如图1所示)一起使用的转子叶片的透视示意图；图3是根据本发明的一个实施例的示例的多层热障涂层(TBC)系统的示意的剖视图；图4是示出了相应于图3中示出的TBC系统的示例的热导率曲线踪迹的曲线图；图5是TBC系统厚度减小的示例的踪迹的曲线图；和图6是保护基板表面的示例的方法的流程图。
具体实施例方式
图1是包括燃气轮机20的燃气轮机系统10的侧面剖视图。燃气轮机20包括压缩机部分22，包括多个燃烧室26的燃烧器部分24，和使用轴29连接到压缩机部分22上的涡轮部分28。多个涡轮叶片30连接到涡轮轴29上。在涡轮叶片30之间设置多个不旋转的涡轮喷嘴级31，它们包括多个涡轮喷嘴32。涡轮喷嘴32连接到包围涡轮叶片30和喷嘴32的外壳或者壳体34上。热气被引导通过喷嘴32来撞击叶片30，导致叶片随着涡轮轴29旋转。
在运转中，环境空气引导到压缩机部分22，在其中环境空气压缩到大于大气压力的压力值。然后压缩空气引导到燃烧器部分24中，在其中压缩空气和燃料结合以产生相对高压，高速的气体。涡轮部分28被构造以从燃烧器部分24流出的高压、高速气体中提取能量。燃气轮机系统10通常借助于许多的控制参数，由固定到燃气轮机系统10上的自动和/或电子控制系统(未示出)进行控制。
图2是可以与燃气轮机20一起使用的转子叶片40的透视示意图。在示例的实施例中，多个转子叶片40形成燃气轮机20的高压涡轮转子叶片级(未示出)。每个转子叶片40包括中空的翼片42，和用来以已知的方式安装翼片42到叶轮(未示出)的整体楔形榫43。
翼片42包括第一侧壁44和第二侧壁46。第一侧壁44是凸形的并且限定翼片42的吸入侧，并且第二侧壁46是凹形的并且限定翼片42的压力侧。侧壁44和46在前缘48以及前缘48下游的翼片42的轴向间隔的后缘50处相连接。
第一和第二侧壁44和46分别纵向或者径向向外延伸，从设置邻近楔形榫43的叶片根部52跨越到顶板54，其中顶板54限定内部冷却通路或者室56的径向环境面。
图3是根据本发明的一个实施例的示例的多层热障涂层(TBC)系统300的示意的剖视图。TBC系统300包括覆盖在金属基板304的至少一部分上的粘合涂层。在示例的实施例中，第一TBC306覆盖粘合涂层302的至少一部分。TBC306包括具有热导率值kA和厚度LA的陶瓷混合物。第二TBC308覆盖TBC306的至少一部分。TBC308包括具有热导率值kB和厚度LA的陶瓷混合物。虽然仅仅两个不同的TBC涂层在图3中示出，应该清楚的理解到可以构想出具有各自的不同热导率的超过两个的涂层。总的TBC系统厚度L包括使用在TBC系统300中的全部热障涂层的厚度。
多层TBC系统300的总的热导率使用下面公式计算k≈(LA+LB)(LAkA+LBkB)...(1)]]>其中，LA是具有热导率kA的TBC的厚度，以及LB是具有热导率kB的TBC的厚度。虽然，有时需要产生具有基本上相等的单个涂层厚度(也就是LA＝LB)的TBC系统300，但TBC系统300的总厚度的减小可通过控制LB/LA的比率来实现。
图4是示出了相应于TBC系统300(图3中示出)的示例热导率曲线的踪迹402的曲线图400。曲线图400包括标有相应于TBC厚度的距离单位，例如单位英寸，的x轴402。曲线图400包括标有沿着每个TBC厚度的每个点处的温度单位，例如华氏度数，的y轴404。点406表示在粘合涂层302和第一TBC306之间的分界面处的温度。点408表示在第一TBC306和第TBC308的分界面处的温度。点410表示在TBC308的表面处的温度。在点406和408之间直线412的斜率表示TBC306的热导率，在点408和410之间的线414的斜率表示TBC308的热导率。
图5是相对于多个第一和第二涂层的厚度比率以及每个相应的涂层的热导率比率的TBC系统厚度减小的示例踪迹的曲线图500。曲线图500包括标有LB/LA比率的单位的x轴502。曲线图500还包括标有TBC系统厚度减小的百分比的单位的y轴504。踪迹506示出当涂层具有kB/kA的热导率的比率(其中使用kB/kA＝0.75)时，所产生的TBC系统厚度下降百分比。踪迹508示出当使用具有kB/kA＝0.5的涂层时，产生的TBC系统厚度下降百分比，和踪迹510示出当使用具有kB/kA＝0.25的涂层时，产生的TBC系统厚度下降百分比。
踪迹506，508和510能够对涂层厚度和涂层热导率的任何组合使用公式2进行计算。
图6是保护基板表面的示例的方法600的流程图。该方法包括涂覆602粘合涂层到基板表面上。在示例的实施例中，粘合涂层包括MCrAIY，其中M包括镍，钴和铁中的至少一种。粘合涂层可使用空气等离子体喷涂(APS)，低压等离子体喷涂(LPPS)，高速氧燃气火焰喷涂(HVOF)过程，电子束物理气相沉积(EB-PVD)，另一个过程或者它们的结合进行涂覆。方法600还包括涂覆604包括具有第一值的热导率kA的第一TBC到粘合涂层的至少一部分上。在示例的实施例中，第一TBC包括小于大约5.0％的孔隙率和具有柱状显微结构。方法600还包括涂覆606包括具有第二值的热导率kB的第二TBC到第一TBC的至少一部分上。在示例的实施例中，第二TBC包括在大约5.0％和大约30％之间的孔隙率以及其热导率kB小于热导率kA。
TBC系统的热导率使用下面公式确定k=(LA+LB)(LAkA+LBkB),]]>其中，LA是第一TBC的厚度，kA是第一TBC的热导率，LB是第二TBC的厚度，以及kB是第二TBC的热导率。
虽然LA≈LB的TBC系统是合乎需要的，但更薄的TBC系统总厚度一般是有利于节约成本的。TBC系统厚度的减小百分比使用下面公式确定 其中，LA是第一TBC的厚度，kA是第一TBC的热导率，LB是第二TBC的厚度，以及kB是第二TBC的热导率。
上述TBC系统是节约成本并且是用于减小热障系统的总厚度的非常可靠的方法，并且对于给定厚度的热障系统提供更大的总隔热性。多层的涂层产生总传导率减小的显微结构以及对于剥落更高的抵抗性。而且，多层TBC便于减小制造成本并且由于工作应力的减小(例如由于涂层厚度的减小，涂层的重量的减小将减小离心应力)，增加了涂层部件的耐久性。因此，多层TBC系统便于以节约成本和可靠的方式运行燃气轮机部件。
虽然本发明已经在许多的具体的实施例方面得到描述，本领域技术人员将认识到本发明可在权利要求的精神和范围之内进行修改。
部件目录10 燃气轮机系统20 燃气轮机22 压缩机部分24 燃烧器部分26 燃烧室28 涡轮部分29 涡轮轴30 涡轮叶片31 涡轮喷嘴级32 涡轮喷嘴34 外壳或者壳体40 转子叶片42 翼片43 楔形榫44 第一侧壁46 第二侧壁48 前缘50 后缘52 叶片根部54 顶板56 冷却通路或者室300热障涂层(TBC)系统302粘合涂层304金属基板306第一TBC308第TBC400曲线图402X轴404Y轴406点
408点410点414线500曲线图504X轴506Y轴508踪迹510踪迹600方法602涂覆粘合涂层到基板表面上604涂覆包括具有第一值的热导率kA的第一TBC到粘合涂层的至少一部分上606涂覆包括具有第二值的热导率kB的第二TBC到第一TBC的至少一部分上，其中第二值不同于第一值
权利要求
1.一种热障涂层(TBC)系统(300)，包括粘合涂层(302)；第一TBC(306)，其包括具有第一热导率值的热导率kA且覆盖粘合涂层的至少一部分；和第二TBC(308)，其包括具有第二热导率值的热导率kB并且覆盖第一TBC的至少一部分，其中第二热导率值不同于第一热导率值。
2.如权利要求1所述的TBC系统(308)，其中所述粘合涂层(302)包括MCrAlY，其中M包括镍，钴和铁中的至少一种。
3.如权利要求1所述的TBC系统(300)，其中所述第二值小于所述第一值。
4.如权利要求1所述的TBC系统(300)，其中所述第一TBC(306)包括小于大约5.0％的孔隙率。
5.如权利要求1所述的TBC系统(300)，其中所述第一TBC(306)包括柱状的显微结构。
6.如权利要求1所述的TBC系统(300)，其中所述第二TBC(308)包括在大约5.0％和大约30％之间的孔隙率。
7.如权利要求1所述的TBC系统(300)，其中TBC系统的热导率使用下面公式确定k≈(LA+LB)(LAkA+LBkB),]]>其中，LA是第一TBC(306)的厚度，kA是第一TBC的热导率，LB是第二TBC(308)的厚度，和kB是第二TBC的热导率。
8.如权利要求1所述的TBC系统(300)，其中当LA≈LB时的TBC系统厚度包括第一热导率值，并且当LA≠LB时的TBC系统厚度包括第二热导率值，并且其中当第二热导率值基本上等于第一热导率值时，TBC系统厚度的减小使用下面公式确定 其中，LA是第一TBC(306)的厚度，kA是第一TBC的热导率，LB是第二TBC(308)的厚度，和kB是第二TBC的热导率。
9.一种涡轮发动机部件，包括金属基板；和热障涂层(TBC)系统(300)，其包括涂覆到基板的多个TBC层，每个TBC层至少部分覆盖相邻的先前涂覆的TBC层，每个涂层包括相应的热导率值，其中每个相应的热导率值不同于相邻层的热导率值。
10.如权利要求9所述的涡轮发动机部件，还包括粘合涂层(302)，其包括MCrAlY，其中M包括镍、钴和铁中的至少一种，其中所述多个TBC包括第一TBC(306)和第二TBC(308)，第一TBC具有小于大约5.0％的孔隙率和柱状的显微结构，第二TBC包括在大约5.0％和大约30％之间的孔隙率。
全文摘要
提供了用于热障涂层的方法和装置。该热障涂层系统(300)包括粘合涂层(302)、第一热障涂层(306)和第二热障涂层(308)，第一热障涂层包括具有第一值的热导率k
文档编号C23C4/04GK101067382SQ200710102378
公开日2007年11月7日 申请日期2007年4月30日 优先权日2006年5月1日
发明者R·安尼格里, D·V·布奇 申请人:通用电气公司