用于热隔离涡轮护罩的系统的制作方法

本主题大体涉及用于燃气涡轮发动机的涡轮护罩组件。更具体地，本主题涉及涡轮护罩组件的涡轮护罩，其具有至少一个涂层，以热隔离涡轮护罩与邻近的金属硬件构件。

背景技术：

燃气涡轮发动机大体包括处于串联流顺序的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在运行中，空气进入压缩机区段的入口，在这里，一个或多个轴向压缩机逐渐压缩空气，直到其到达燃烧区段。燃料在燃烧区段中与压缩空气混合且燃烧，以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段被引导通过限定在涡轮区段内的热气路径，且然后从涡轮区段通过排气区段排出。

在特定构造中，涡轮区段包括处于串联流顺序的高压(HP)涡轮和低压(LP)涡轮。HP涡轮和LP涡轮各自包括多个可旋转涡轮构件(诸如涡轮转子盘和涡轮转子叶片)，以及多个静态涡轮构件(诸如定子导叶或喷嘴、涡轮护罩、护罩支承件和发动机框架)。可旋转和静态涡轮构件至少部分地限定通过涡轮区段的热气路径。

在燃烧气体流过热气路径时，热能从燃烧气体传递到可旋转涡轮构件和静态涡轮构件。因此，大体需要冷却多个可旋转和静态涡轮构件，以满足热和/或机械性能需求。传统地，诸如压缩空气的冷却介质被从压缩机区段引导通过限定在多个可旋转和静态涡轮构件内或周围的多个冷却通道或通路，因而对那些构件提供冷却。在HPT中使用陶瓷基质复合护罩允许通过压缩空气对涡轮护罩进行较少后侧冷却，因为陶瓷基质复合材料具有有利的热属性。因此，减少通常被引导进入或围绕护罩组件的压缩空气的量，因而增强整体发动机性能和/或效率。

减少通往护罩组件的冷却流可导致包围或邻近护罩的静态硬件(诸如护罩组件的护罩支承件硬件)有更高温度。例如，陶瓷基质复合涡轮护罩所吸收的热能可从涡轮护罩的侧表面和后侧表面辐射和/或传导到包围、邻近或接触涡轮护罩的静态硬件。因此，在现有技术中将期望一种涡轮护罩，其使后侧表面的至少一部分涂覆有涂层，以热隔离涡轮护罩与邻近的金属构件，诸如安装硬件。

技术实现要素：

将在以下描述中部分地阐述本发明的各方面和优点，或者根据该描述，本发明的各方面和优点可为显而易见的，或者可通过实践本发明来学习本发明的各方面和优点。

在一个方面，本主题涉及一种用于热隔离涡轮护罩组件的涡轮护罩的系统。系统包括具有内表面的护罩支承件和连接到护罩支承件的涡轮护罩。涡轮护罩包括与后侧表面沿径向间隔开的热侧表面。后侧表面的至少一部分定向成朝向护罩支承件的内表面。系统进一步包括沿着后涡轮的侧表面设置的涂层。涂层调整从涡轮护罩护罩的后侧表面到支承件的热传递。

本主题的另一个方面涉及一种燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括压缩机、燃烧区段、具有包围成排的涡轮转子叶片的涡轮护罩组件的涡轮区段和用于热隔离涡轮护罩组件的涡轮护罩的系统。系统包括具有内表面的护罩支承件和连接到护罩支承件的涡轮护罩。涡轮护罩由陶瓷基质复合材料形成且包括与后侧表面沿径向间隔开的热侧表面。后侧表面的至少一部分定向成朝向护罩支承件的内表面。系统进一步包括设置在涡轮护罩的后侧表面上的涂层。涂层调整从涡轮护罩的后侧表面到护罩支承件的热传递。

技术方案1. 一种用于热隔离涡轮护罩组件的涡轮护罩的系统，所述系统包括：

具有内表面的护罩支承件；

连接到所述护罩支承件的涡轮护罩，所述涡轮护罩具有与后侧表面沿径向间隔开的热侧表面，其中所述后侧表面定向成朝向所述护罩支承件的所述内表面；以及

沿着所述涡轮护罩的所述后侧表面设置的涂层，其中所述涂层调整从所述涡轮护罩的所述后侧表面到所述护罩支承件通过传导或辐射进行的热传递。

技术方案2. 根据技术方案1所述的系统，其特征在于，所述涡轮护罩由陶瓷基质复合材料形成。

技术方案3. 根据技术方案1所述的系统，其特征在于，所述涂层的至少一部分具有的辐射率值小于所述涡轮护罩的辐射率值。

技术方案4. 根据技术方案1所述的系统，其特征在于，所述涂层的至少一部分具有的辐射率值大于0.0且小于0.7。

技术方案5. 根据技术方案1所述的系统，其特征在于，所述涂层的至少一部分具有的辐射率值介于大约0.3到大约0.7之间。

技术方案6. 根据技术方案1所述的系统，其特征在于，所述涡轮护罩由具有大约0.8的辐射率值的陶瓷基质复合材料形成。

技术方案7. 根据技术方案1所述的系统，其特征在于，所述涂层包括：第一涂层，其沿着所述后侧表面的不紧密邻近或接触所述涡轮护罩支承件的所述内表面的部分设置；以及第二涂层，其沿着所述后侧表面的紧密邻近或接触所述涡轮护罩支承件的所述内表面的部分设置。

技术方案8. 根据技术方案1所述的系统，其特征在于，进一步包括密封件，其接合所述涂层的一部分和所述护罩支承件的所述内表面，其中所述涂层的接合所述密封件的部分调整从所述涡轮护罩的所述后侧表面到所述密封件的传导性热传递。

技术方案9. 根据技术方案1所述的系统，其特征在于，所述后侧表面的一部分通过所述涂层的一部分而接触所述涡轮护罩支承件的所述内表面。

技术方案10. 根据技术方案1所述的系统，其特征在于，所述涂层的至少一部分包括多层环境阻隔涂层，其中所述环境阻隔涂层的至少一个层为多孔的。

技术方案11. 根据技术方案1所述的系统，其特征在于，所述涡轮护罩进一步包括前缘部分和后缘部分，其中所述涂层的至少一部分沿着所述前缘部分或所述后缘部分中的至少一个设置。

技术方案12. 一种燃气涡轮发动机，包括：

压缩机；

燃烧区段；

涡轮区段，其具有包围成排的涡轮转子叶片的涡轮护罩组件；以及

用于热隔离所述涡轮护罩组件的涡轮护罩的系统，所述系统包括：

具有内表面的护罩支承件；

连接到所述护罩支承件的涡轮护罩，所述涡轮护罩由陶瓷基质复合材料形成，所述涡轮护罩具有与后侧表面沿径向间隔开的热侧表面，其中所述后侧表面的至少一部分定向成朝向所述护罩支承件的所述内表面；以及

设置在所述涡轮护罩的所述后侧表面上的涂层，其中所述涂层调整从所述涡轮护罩的所述后侧表面到所述护罩支承件通过传导或辐射进行的热传递。

技术方案13. 根据技术方案11所述的系统，其特征在于，所述护罩支承件由金属合金形成。

技术方案14. 根据技术方案11所述的系统，其特征在于，所述涂层的至少一部分具有的辐射率值小于所述涡轮护罩的辐射率值。

技术方案15. 根据技术方案11所述的系统，其特征在于，所述涂层的至少一部分具有的辐射率值大于0.0且小于0.7。

技术方案16. 根据技术方案11所述的系统，其特征在于，所述涡轮护罩由陶瓷基质复合材料形成。

技术方案17. 根据技术方案15所述的系统，其特征在于，所述陶瓷基质复合材料具有的辐射率值介于大约0.6和0.8之间。

技术方案18. 根据技术方案11所述的系统，其特征在于，所述涂层包括：第一涂层，其沿着所述后侧表面的不紧密邻近或接触所述涡轮护罩支承件的所述内表面的一部分设置；以及第二涂层，其沿着所述后侧表面的紧密邻近或接触所述涡轮护罩支承件的所述内表面的部分设置。

技术方案19. 根据技术方案11所述的系统，其特征在于，进一步包括密封件，其接合所述涂层的一部分和所述护罩支承件的所述内表面，其中所述涂层的接合所述密封件的部分调整从所述涡轮护罩的所述后侧表面到所述密封件的传导性热传递。

技术方案20. 根据技术方案11所述的系统，其特征在于，所述后侧表面的一部分通过所述涂层的一部分而接触所述涡轮护罩支承件的所述内表面，其中所述涂层的接合所述内表面的部分包括多层环境阻隔涂层，其中所述环境阻隔涂层的至少一个层为多孔的。

参照以下描述和所附权利要求，本发明的这些和其它特征、方面与优点将变得更好理解。结合在本说明书中且构成说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，并且与描述一起用来阐明本发明的原理。

附图说明

针对本领域普通技术人员，在说明书中阐述了本发明的完整和能够实施的公开，包括其最佳模式，说明书参照了附图，其中：

图1为可结合本发明的多个实施例的示例性高旁通涡扇喷气发动机的示意性横截面图；

图2为可结合本发明的多个实施例的图1中显示的燃气涡轮发动机的高压涡轮部分的放大横截面侧视图；以及

图3为可结合本发明的多个实施例的示例性涡轮护罩组件的一部分的放大侧视图。

部件列表

10涡扇喷气发动机

12纵向或轴向中心线

14风扇区段

16核心/燃气涡轮发动机

18外壳

20入口

22低压压缩机

24高压压缩机

26燃烧区段

28高压涡轮

30低压涡轮

32喷气排气区段

34高压轴/轴杆

36低压轴/轴杆

38风扇轴杆/轴

40风扇叶片

42风扇壳或机舱

44出口导叶

46下游区段

48旁通空气流通道

50第一级

52排

54定子导叶

56排

58涡轮转子叶片

60第二级

62排

64定子导叶

66排

68涡轮转子叶片

70热气路径

72涡轮护罩组件

72(a)第一涡轮护罩组件

72(b)第二涡轮护罩组件

74(a)护罩密封件

74(b)护罩密封件

76叶片末梢

78叶片末梢

100系统

102涡轮护罩

104涡轮护罩组件

106护罩支承件

108内表面

110壁

112固持部件

114热侧表面

116后侧表面

118叶片末梢

120涡轮转子叶片

122槽口/通道

124密封件

126涂层

128前缘部分

130后缘部分

132第一涂层材料

134第二涂层材料

136外带部分

138静态导叶

200空气

202入口部分

204第一部分空气

206第二部分空气

208压缩空气

210燃烧气体

212LP涡轮导叶

214HP涡轮导叶。

具体实施方式

现在将详细参照本发明的本实施例，其一个或多个示例示出在附图中。详细描述使用数字和字母标号来表示图中的特征。图中和描述中的相同或类似标号用来表示本发明的相同或类似部件。如本文使用，用语“第一”，“第二”，和“第三”可互换地用来将一个构件与另一个区别开且不意图表示单独构件的位置或重要性。用语“上游”和“下游”表示相对于流体路径中的流体流的相对流向。例如，“上游”表示流体流出的流向，而“下游”表示流体流向的流向。

各个示例提供来阐述本发明，而不是限制本发明。实际上，对于本领域技术人员将显而易见的是，可在本发明中进行修改和变化，而不脱离其范围或精神。例如，示出或描述为一个实施例的一部分的特征可用于另一个实施例上，以产生又一个实施例。因而，意图的是，本发明覆盖这种修改和变化，因为其落在所附权利要求和其等效方案的范围内。虽然为了说明，将大体在结合到涡扇喷气发动机中的涡轮护罩的背景下描述本发明的示例性实施例，但是本领域普通技术人员将容易理解，本发明的实施例可应用于结合到任何涡轮机中的任何涡轮而不限于气体涡扇喷气发动机，除非在权利要求中特别阐述。

现在参照附图，其中相同标号在图中指示相同元件，图1为可结合本发明的多个实施例的示例性高旁通涡扇类型燃气涡轮发动机10的示意性横截面图，其在本文称为“涡扇10”。如图1中显示，涡扇10具有延伸通过其中的纵向或轴向中心线轴线12，其用于参照目的。大体上，涡扇10可包括核心涡轮或燃气涡轮发动机14，其设置在风扇区段16下游。

燃气涡轮发动机14可大体包括基本管状的外壳18，其限定环形入口20。外壳18可由多个壳形成。外壳18包围处于串行流关系的具有增压机或低压(LP)压缩机22、高压(HP)压缩机24、燃烧区段26的压缩机区段、包括高压(HP)涡轮28、低压(LP)涡轮30的涡轮区段和喷气排气喷嘴区段32。高压(HP)轴或轴杆34驱动地将HP涡轮28连接到HP压缩机24。低压(LP)轴或轴杆36驱动地将LP涡轮30连接到LP压缩机22。(LP)轴杆36可还连接到风扇区段16的风扇轴杆或轴38。在特定实施例中，如图1中显示，诸如在直接驱动构造中，(LP)轴杆36可直接连接到风扇轴杆38。在备选构造中，诸如在间接驱动或齿轮传动构造中，(LP)轴杆36可通过减速齿轮39连接到风扇轴杆38。

如图1中显示，风扇区段16包括多个风扇叶片40，其联接到风扇轴杆38上且从风扇轴杆38沿径向向外延伸。环形风扇壳或机舱42沿周向包围风扇区段16和/或燃气涡轮发动机14的至少一部分。本领域普通技术人员应当理解，机舱42可构造成相对于燃气涡轮发动机14由多个沿周向间隔开的出口导叶44支承。此外，机舱42的下游区段46可延伸在燃气涡轮发动机14的外部部分上，以便在其之间限定旁通空气流通道48。

图2提供可结合本发明的多个实施例的图1中显示的燃气涡轮发动机14的HP涡轮28部分的放大横截面图。如图2中显示，HP涡轮28包括处于串行流关系的第一级50，其包括与成排56的涡轮转子叶片58(仅显示了一个)沿轴向间隔开的成排52的定子导叶54(仅显示了一个)。HP涡轮28进一步包括第二级60，其包括与成排66的涡轮转子叶片68(仅显示了一个)沿轴向间隔开的成排62的定子导叶64(仅显示了一个)。

涡轮转子叶片58、68从HP轴杆34沿径向向外延伸且联接到HP轴杆34上(图1)。如图2中显示，定子导叶54、64和涡轮转子叶片58、68至少部分地限定热气路径70，以将燃烧气体从燃烧区段26(图1)引导通过HP涡轮28。如图1中显示，成排52、62的定子导叶54、64围绕HP轴杆34环形地布置，并且成排56、66的涡轮转子叶片58、68围绕HP轴杆34沿周向间隔开。

在图2中显示的多个实施例中，HP涡轮28包括至少一个涡轮护罩组件72。例如，如图2中显示，HP涡轮28可包括第一涡轮护罩组件72(a)和第二涡轮护罩组件72(b)。各个涡轮护罩组件72(a)、72(b)大体围绕对应的排56、66的涡轮转子叶片58、68形成环或护罩。

涡轮护罩组件72(a)、72(b)包括涡轮护罩或护罩密封件74(a)、74(b)。涡轮护罩74(a)、74(b)与涡轮转子叶片58、68的叶片末梢76、78沿径向间隔开，以便在叶片末梢76、78和对应的涡轮护罩74(a)、74(b)的密封表面或热侧表面80(a)、80(b)之间形成间隙。大体合乎需要的是最大程度地减小叶片末梢76、78和涡轮护罩74(a)、74(b)之间的间隙，特别是在涡扇10的巡航操作期间，以便减少从热气路径70经过叶片末梢76、78和通过间隙的泄漏。

在特定实施例中，涡轮护罩74(a)、74(b)中的至少一个可形成为连续、一体或无缝环，其由陶瓷材料形成，特别地由陶瓷基质复合(CMC)材料形成。各个涡轮护罩组件72(a)、72(b)可通过对应的护罩环或其它静态或静态硬件构件84(a)、84(b)连接到燃气涡轮发动机14的静态结构，诸如骨干或壳82。

在涡扇10的运行期间，如图1中示出，空气200进入涡扇10的入口部分202。如箭头204指示，第一部分空气200被引导到旁通流通道48中，而如箭头206指示，第二部分空气200进入LP压缩机22的入口20。在从LP压缩机22被引导到HP压缩机24中时，第二部分空气206逐渐被压缩。在被引导通过HP压缩机24时，第二部分空气206进一步压缩，因而如箭头208所指示，将压缩空气提供给燃烧区段26，在那里，其与燃料混合和燃烧，以如箭头210所指示提供燃烧气体。

燃烧气体210被引导通过HP涡轮28，在那里，来自燃烧气体210的部分动能和/或热能分别通过第一和第二级50、60的定子导叶54、64和涡轮转子叶片58、68而抽取，因而使HP轴或轴杆34旋转，从而支持HP压缩机24的运行。燃烧气体210然后被引导通过LP涡轮30，在那里，第二部分热和动能从燃烧气体210通过后续级的LP涡轮定子导叶212和LP涡轮转子叶片214来抽取，后续级的LP涡轮定子导叶212和LP涡轮转子叶片214联接到LP轴或轴杆36上，因而使LP轴或轴杆36旋转，从而支承LP压缩机22的运行和/或风扇轴杆或轴38的旋转。燃烧气体210然后被引导通过燃气涡轮发动机14的喷气排气喷嘴区段32。

与涡扇发动机10一起，核心涡轮14用于类似目的且在基于陆地的燃气涡轮、涡轮喷气发动机和无涵道风扇发动机中遇到类似环境，在涡轮喷气发动机中，第一部分空气204与第二部分空气206的比率小于涡扇，在无涵道风扇发动机中，机舱42没有风扇区段16。在涡扇发动机、涡轮喷气发动机和无涵道发动机中的各个中，例如，减速齿轮箱39的减速装置可设置在任何轴和轴杆之间，例如，(LP)轴或轴杆36和风扇区段16 的风扇轴杆或轴38之间。

流过HP和LP涡轮区段28、30，特别流过HP涡轮28的燃烧气体210的温度可极高。例如，流过HP涡轮28限定或在HP涡轮28内限定的热气路径70的燃烧气体210可超过2000℉。因此，大体必须和/或有益的是，通过被引导来自压缩机22、24的冷却空气，以冷却构件HP涡轮28和/或LP涡轮30的多个涡轮硬件，诸如但不限于涡轮护罩组件72(a)、72(b)，以满足热和/或机械性能需求。

使用陶瓷或陶瓷基质复合材料来形成涡轮护罩74(a)、74(b)可减少冷却由非陶瓷或非陶瓷基质复合材料制成的护罩密封件通常所需要的冷却空气的量。虽然减少冷却流来冷却涡轮护罩74(a)、74(b)可增强总发动机效率，但是减少冷却空气流可对涡轮护罩组件72(a)、72(b)的可由其它材料诸如金属合金或与可形成涡轮护罩74(a)、74(b)的陶瓷或陶瓷基质复合材料相比具有不那么适于用在这种升高温度的热属性的其它复合材料形成的部分具有不合乎需要的作用。

例如，涡轮护罩74(a)、74(b)的陶瓷或陶瓷基质复合材料沿着热侧80(a)、80(b)吸收的热能可从涡轮护罩74(a)、74(b)的多个后侧表面辐射且由邻近的静态硬件吸收。另外或在备选方案中，涡轮护罩74(a)、74(b)的陶瓷或陶瓷基质复合材料吸收的热能可通过传导和/或辐射而热传递传导离开涡轮护罩74(a)、74(b)的多个表面且由接触和/或紧密邻近涡轮护罩74(a)、74(b)的多个静态构件吸收。因此，辐射或传导的热能可不利地影响静态或静态硬件构件的机械功能和/或寿命。

图3为根据本发明的多个实施例的用于热隔离涡轮护罩组件104(诸如但不限于涡轮护罩组件72(a)和/或72(b))的涡轮护罩102(诸如涡轮护罩74(a)和/或74(b))与邻近的静态硬件构件的系统100的放大侧视图。意图的是，图3中显示和描述的系统100可修改，以结合到燃气涡轮发动机14中，代替图2中显示的第一或第二涡轮护罩组件72(a)、72(b)中的任一个或两者，或定位成围绕燃气涡轮发动机14内的任何排涡轮转子叶片。

在一个实施例中，如图3中显示，系统100包括护罩支承件106，其具有多个内表面108。护罩支承件106可包括一个或多个壁110，其至少部分地包围涡轮护罩102的至少一部分。壁110可至少部分地限定涡轮护罩组件104的内表面108。涡轮护罩102可通过固持部件112诸如固持销连接或联接到一个或多个壁110中的至少一个壁110。

涡轮护罩102包括热侧表面114，其相对于中心线12与涡轮护罩102的后侧表面116沿径向间隔开。在特定实施例中，涡轮护罩102至少部分地由陶瓷材料形成。在特定实施例中，涡轮护罩102由陶瓷基质复合材料形成。在多个实施例中，涡轮护罩102可形成为由陶瓷材料或陶瓷基质复合材料制成的连续、一体或无缝环。

热侧表面114与涡轮转子叶片120(诸如涡轮转子叶片58、68(图2))的叶片末梢118(诸如叶片末梢76、78(图2))沿径向间隔开。在多个实施例中，如图3中显示，后侧表面116的部分大体定向成朝向或面向护罩支承件106的内表面108。后侧表面116的部分可为基本平坦的，而后侧表面116的其它部分可弯曲、成阶梯形和/或成角度。在特定实施例中，可沿着后侧表面116限定槽口或通道122。槽口122可形成为接收固持部件112。在特定实施例中，密封件124可延伸在后侧表面116的一部分和护罩支承件106的内壁108之间。

在多个实施例中，系统100包括涂层126。涂层126沿着涡轮护罩102的后侧表面116的至少一部分设置。在特定实施例中，涂层126的一部分沿着涡轮护罩102的前缘部分128或后缘部分130中的至少一个设置。涂层126可包括能够限制或阻止从涡轮护罩102到包围护罩支承件106和/或固持部件112和/或其它周围硬件的热传递的任何涂层。换句话说，涂层126可包括具有的热辐射率值和/或热传导率值小于涡轮护罩102的辐射率值和/或热传导率值并且适于用在涡轮护罩102上且适于在燃气涡轮发动机14运行环境中使用较长时间的任何涂层，热辐射率值和/或热传导率值沿着后侧表面116测量。

涂层126或涂层126的部分可通过任何已知和适当的方法应用。例如但不作为限制，涂层126可通过喷枪、电子束物理汽相淀积(EBPVD)、空气等离子喷涂(APS)、高速氧燃料(HVOF)、静电喷涂协助的汽相淀积(ESAVD)或直接汽相淀积(DVD)来应用。涂层126可以基本恒定厚度应用在后侧表面116上或以变化的厚度和/或密度应用在涡轮护罩102的后侧表面116上。

涂层126可为单层或多层涂层。涂层126可包括应用在涡轮护罩102的后侧表面116的至少一部分上的单种涂层材料，或可包括沿着后侧表面116的多个部分或区设置的不止一种涂层材料。例如，在特定实施例中，涂层126可包括沿着后侧表面116的一部分设置的第一涂层材料132，以及沿着后侧表面116的不同的部分设置的第二涂层材料134。

第一涂层材料132可应用或设置在后侧表面116的定向成朝向或面向护罩支承件106的内表面108的一个或多个部分上。在特定实施例中，第一涂层132可包括热漆。例如，热漆可为或可具有其与“CJKN13”相同或基本相同的热传递属性，特别是热辐射率值，CJKN13为可从加利福尼亚州的圣地亚哥的Thermal Paint Services有限公司商购获得的热漆。在至少一个实施例中，与处于未涂覆状况的涡轮护罩102的后侧表面116的热辐射率值相比，热漆具有相对低的辐射率值，因而限制或阻止从后侧表面116到周围安装硬件的辐射热传递。

在一个实施例中，涡轮护罩102由陶瓷基质复合材料形成，处于未涂覆状况的涡轮护罩102具有的辐射率值介于大约0.7和0.85之间。在一个实施例中，诸如第一涂层132的涂层126的至少一部分具有的辐射率值大于0.0但是小于0.7。在一个实施例中，涂层126的至少一部分具有的辐射率值介于大约0.3和大约0.7之间。

第二涂层材料134可应用或设置在后侧表面116的接触和/或紧密邻近内表面108、固持部件112、密封件124和/或其它静态硬件构件(诸如邻近的静态导叶138的外带部分136)的一部分的一个或多个部分上。在一个实施例中，与涡轮护罩102的热传导率值相比，诸如第二涂层134的涂层126的至少一部分具有相对低的热传导率值。

在多个实施例中，诸如第二涂层134的涂层126可包括或包含与涡轮护罩102的后侧表面116的传导率值或额定值相比具有相对低的传导率值或额定值的环境阻隔涂层(EBC)和/或热阻隔涂层(TBC)。例如，在一个实施例中，诸如第二涂层134的涂层126可包括或包含诸如可从俄亥俄州的梅森的Ellison Surface Technologies有限公司商购获得的多层或5层 EBC涂层系统。EBC涂层系统可包括用作粘结涂层的内涂层(例如，包括硅或硅石)和外涂层。外涂层可包括由一种或多种稀土硅酸盐形成的多个层。例如，外涂层能包括下者中的一个或多个：莫来石层、莫来石-碱土金属铝矽酸盐混合物层、钇单硅酸盐(YMS)层、镱掺杂的钇二硅酸盐(YbYDS)层、钡锶铝硅酸盐(BSAS)层等。

在特定实施例中，EBC涂层系统的一个或多个外涂层层可设计为多孔的(不那么稠密)，而非具有100%密度。引入设计的孔隙率对涂层126的热传导率具有直接作用。更具体而言，设计的孔隙率可用来限制或调整通过层的热传导。特定外涂层层的密度可至少部分地基于沿着后侧表面116的一个或多个局部温度、密封件124的热传导率值、涡轮护罩102或接触或紧密邻近后侧表面116的其它构件或硬件的热传导率针对沿着后侧表面116的特别位置进行选择。一个或多个外涂层层的密度可为小于100%的任何密度。在特定实施例中，一个或多个外涂层层的密度可为至少50%，但是小于90%。在特定实施例中，一个或多个外涂层层的密度可介于大约65%和大约80%之间。在特定实施例中，一个或多个外涂层层的密度可为大约75%。

在一个实施例中，密封件124的一部分接合涂层126的一部分，而密封件124的不同的部分接合在内表面108上，从而限定传导性路径，以便热能在后侧表面116和内表面108之间行进。在这个实施例中，涂层126或第二涂层134限制或调整后侧表面116和密封件124的与后侧表面116接触的部分之间的传导性热传递。在其中后侧表面116的一部分通过涂层126的一部分而接触涡轮护罩支承件106的内表面108的特定实施例中，涂层126的接触内表面108的部分限制或调整后侧表面116和内表面108之间的传导性热传递。

在实施例中，涡轮护罩102由陶瓷基质复合材料形成，涡轮护罩102能够成功地运行在远超过邻近的金属硬件的耐热能力的温度下。这个静态硬件面对在暴露于升高的温度下时满足机械功能需求和使用寿命能力目的的挑战。因此，应用涂层126、132、134来热隔离涡轮护罩102的后侧表面116与静态硬件会降低邻近的金属硬件实现的最高温度，并且允许陶瓷基质复合涡轮护罩成功地在系统级上结合到高压涡轮构架中。

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