用于CMC护罩的可磨损合成物和方法与流程

本发明的实施例大体涉及用于陶瓷构件，特别是在燃气涡轮发动机中的cmc护罩上使用的热阻隔涂层和环境阻隔涂层。

背景技术：

燃气涡轮发动机的涡轮区段包含转子轴和一个或多个涡轮级，各个涡轮级具有由轴安装或者以别的方式承载的涡轮盘(或转子)，以及安装到盘的外周上且从盘的外周沿径向延伸的涡轮叶片。涡轮组件典型地通过使燃料燃烧所产生的热压缩气体膨胀来产生旋转轴功率。燃气涡轮轮叶或叶片一般具有设计成将流径气体的热能和动能转换成转子的机械旋转的翼型件形状。

在涡轮发动机内，护罩是包围旋转叶片的材料环。可通过减小旋转叶片的末梢和固定护罩之间的空间，以限制叶片的顶部上或其周围的空气流，来提高涡轮性能和效率，所述空气流本来将绕过叶片。例如，叶片可构造成使得其末梢在发动机运行期间紧密配合护罩。因而，为了实现效率目的，特别渴望产生和保持高效末梢间隙。

在发动机运行期间，叶片末梢有时可刮擦护罩，从而增大间隙和导致效率损失，或者在一些情况下，损伤或破坏叶片组。对于cmc护罩，损伤金属叶片甚至是更加有可能的，因为碳化硅材料比镍基超合金硬得多。对于cmc护罩，为了使零件实现成功的性能/寿命，还需要环境阻隔涂层，因为高温蒸汽衰退会使材料有损失。因而，如果来自叶片末梢的刮擦去掉了涂层，则cmc护罩就容易受高温蒸汽衰退的影响。

为了减小涂层损失的风险，将可磨损层淀积在ebc的顶部上，以保护它免受叶片刮擦。大体上，可磨损层是一系列陶瓷凸脊，它们在与旋转叶片末梢接触之后脱离。陶瓷材料典型地由与一个环境阻隔层相同的陶瓷材料制成，例如，稀土二硅酸盐或钡锶铝硅酸盐(bsas)。

但是，护罩的表面上的成型式的凸脊会导致发动机的效率有空气动力损失。另外，难以在无散裂的情况下生产厚的连续ebc材料层(>20密耳)。此外，连续陶瓷层典型地非常硬，而且不会磨损，而是会损伤旋转叶片。

因而，一种用于cmc构件，特别是用于护罩的改进的可磨损涂层在本领域中是合乎需要的。

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明显的，或者可通过实践本发明来学习本发明的各方面和优点。

大体在cmc构件的表面上提供一种涂层系统。在一个实施例中，涂层系统包括在cmc构件的表面上的环境阻隔涂层和在环境阻隔涂层上且限定与环境阻隔涂层相对的外表面的可磨损涂层。可磨损涂层包括具有以下分子式的化合物：ln2abo8，其中ln包括钪、钇、镧、铈、镨、钕、钷、钐、铕、钆、铽、镝、钬、铒、铥、镱、镥，或者它们的混合物；a包括si、ti、ge，或者它们的组合；并且b包括mo、w或者它们的组合。在一个实施例中，可磨损涂层在与环境阻隔涂层的接口处具有第一热膨胀系数，其在可磨损涂层的外表面处变成第二热膨胀系数。

例如，涂层系统可包括在燃气涡轮发动机中的cmc护罩的热气路径表面上。

还大体提供了一种将可磨损涂层施用到燃气涡轮发动机的cmc护罩上的方法。在一个实施例中，在cmc护罩的热气路径表面的环境阻隔涂层上施用可磨损涂层，可磨损涂层包括具有以下分子式的化合物：ln2abo8，其中ln包括钪、钇、镧、铈、镨、钕、钷、钐、铕、钆、铽、镝、钬、铒、铥、镱、镥，或者它们的混合物；a包括si、ti、ge，或者它们的组合；并且b包括mo、w或者它们的组合。在一个实施例中，可磨损涂层具有从环境阻隔涂层到外表面以梯度变化的热膨胀系数。

技术方案1.一种在cmc构件的表面上的涂层系统，包括：

在所述cmc构件的所述表面上的环境阻隔涂层；以及

在所述环境阻隔涂层上且限定与所述环境阻隔涂层相对的外表面的可磨损涂层，其中，所述可磨损涂层包括具有以下分子式的化合物：ln2abo8，其中ln包括钪、钇、镧、铈、镨、钕、钷、钐、铕、钆、铽、镝、钬、铒、铥、镱、镥，或者它们的混合物；a包括si、ti、ge，或者它们的组合；并且b包括mo、w或者它们的组合，以及其中，所述可磨损涂层在与所述环境阻隔涂层的接口处具有第一热膨胀系数，其在所述可磨损涂层的外表面处变成第二热膨胀系数。

技术方案2.根据技术方案1所述的涂层系统，其特征在于，所述可磨损涂层具有从所述环境阻隔涂层到所述外表面以梯度变化的热膨胀系数。

技术方案3.根据技术方案1所述的涂层系统，其特征在于，所述可磨损涂层具有的所述化合物的ln成分从所述环境阻隔涂层到所述外表面以梯度变化。

技术方案4.根据技术方案1所述的涂层系统，其特征在于，所述可磨损涂层具有的所述化合物的a成分从所述环境阻隔涂层到所述外表面以梯度变化。

技术方案5.根据技术方案1所述的涂层系统，其特征在于，所述可磨损涂层具有从所述环境阻隔涂层到所述外表面以梯度变化的孔隙率。

技术方案6.根据技术方案1所述的涂层系统，其特征在于，所述化合物具有以下分子式：ln2amoxw1-xo8，其中0≤x≤大约0.5。

技术方案7.根据技术方案6所述的涂层系统，其特征在于，0<x≤大约0.5。

技术方案8.根据技术方案1所述的涂层系统，其特征在于，所述化合物具有以下分子式：ln2siya1-ymoxw1-xo8，其中0≤x≤大约0.5；0<y≤大约0.5；以及a为ti、ge，或者它们的组合。

技术方案9.根据技术方案1所述的涂层系统，其特征在于，ln包括钇。

技术方案10.根据技术方案1所述的涂层系统，其特征在于，所述化合物具有以下分子式：y2simoxw1-xo8，其中x为0至大约0.5；sm2simoxw1-xo8，其中x为0至大约0.5；gd2simoxw1-xo8，其中x为0至大约0.5；或者它们的组合。

技术方案11.根据技术方案1所述的涂层系统，其特征在于，所述化合物在所述可磨损涂层中形成锆石晶体结构或者在所述可磨损涂层中形成白钨矿结构。

技术方案12.根据技术方案1所述的涂层系统，其特征在于，所述可磨损涂层具有的孔隙率小于大约15%孔隙率。

技术方案13.根据技术方案1所述的涂层系统，其特征在于，所述可磨损涂层包括限定在基质材料内的不连续次生相，以及其中，具有分子式ln2abo8的化合物形成所述次生相。

技术方案14.一种在燃气涡轮发动机中的cmc护罩的热气路径表面上的涂层系统，所述涂层系统包括：

在所述cmc护罩的所述热气路径表面上的环境阻隔涂层；以及

在所述环境阻隔涂层上的可磨损涂层，其中，所述可磨损涂层包括具有以下分子式的化合物：ln2abo8，其中ln包括钪、钇、镧、铈、镨、钕、钷、钐、铕、钆、铽、镝、钬、铒、铥、镱、镥，或者它们的混合物；a包括si、ti、ge，或者它们的组合；并且b包括mo、w或者它们的组合。

技术方案15.根据技术方案14所述的涂层系统，其特征在于，所述可磨损涂层是覆盖所述cmc护罩的所述热气路径表面上的所有所述环境阻隔涂层的连续涂层。

技术方案16.根据技术方案14所述的涂层系统，其特征在于，所述可磨损涂层包括限定在基质材料内的不连续次生相，以及其中，具有分子式ln2abo8的化合物形成所述次生相。

技术方案17.根据技术方案14所述的涂层系统，其特征在于，所述可磨损涂层具有从所述环境阻隔涂层到所述外表面以梯度变化的热膨胀系数。

技术方案18.根据技术方案17所述的涂层系统，其特征在于，所述基质材料包括稀土二硅酸盐、稀土单硅酸盐或者它们的组合。

技术方案19.一种将可磨损涂层施用到燃气涡轮发动机的cmc构件上的方法，所述方法包括：

在所述cmc构件的热气路径表面的环境阻隔涂层上施用可磨损涂层，其中，所述可磨损涂层包括具有以下分子式的化合物：ln2abo8，其中ln包括钪、钇、镧、铈、镨、钕、钷、钐、铕、钆、铽、镝、钬、铒、铥、镱、镥，或者它们的混合物；a包括si、ti、ge，或者它们的组合；并且b包括mo、w或者它们的组合。

技术方案20.根据技术方案19所述的方法，其特征在于，所述可磨损涂层具有从所述环境阻隔涂层到所述外表面以梯度变化的热膨胀系数。

参照以下描述和所附权利要求，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。附图结合在此说明书中且构成其一部分，附图示出本发明的实施例，并且与描述一起用来解释本发明的原理。

附图说明

在说明书中对本领域普通技术人员阐述本发明的完整且能够实施的公开，包括其最佳模式，说明书参照了附图，其中：

图1是根据本公开的一个实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面图；

图2是根据本公开的一个实施例的燃气涡轮发动机的高压涡轮部分的放大横截面；

图3是根据本公开的一个实施例的护罩组件的横截面图；

图4是根据本文公开的一个实施例的示例性被涂覆衬底的示意性横截面图；

图5是根据本文公开的一个实施例的另一个示例性被涂覆衬底的示意性横截面图；

图6是根据本文公开的一个实施例的又一个示例性被涂覆衬底的示意性横截面图；

图7是根据本文公开的一个实施例的另一个示例性被涂覆衬底的示意性横截面图；以及

图8是根据本文公开的一个实施例的又一个示例性被涂覆衬底的示意性横截面图。

在本说明书和附图中重复使用参考符号是意于表示本发明的相同或相似的特征或元件。

部件列表

10涡轮风扇发动机

12轴线

14燃气涡轮发动机

16风扇区段

18外壳

20环形入口

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喷气口喷嘴区段

34高压轴或轴杆

36低压轴或轴杆

37减速装置

38风扇轴杆或轴

40风扇叶片

42机舱

44导叶

46下游区段

48空气流道

50第一级

52环形阵列

54定子导叶

56环形阵列

58涡轮转子叶片

60第二级

62环形阵列

64定子导叶

66环形阵列

68涡轮转子叶片

70热气路径

72护罩组件

74护罩组件

76叶片末梢

78叶片末梢

100护罩组件

102护罩

104吊架

110护罩本体

112前表面

114后表面

116内表面

118外表面

120前凸缘

122前表面

124后表面

126膛孔

130后凸缘

132前表面

134后表面

136膛孔

160吊架本体

162臂

164臂

172前凸缘

174后凸缘

176膛孔

178膛孔

200环境阻隔涂层

202可磨损涂层

204基质材料

206次生相

220粘合涂层

222第一稀土硅酸盐涂层

224过渡涂层

226第二稀土硅酸盐涂层

228外层

265层

270层

272层

274层

276层

278层。

具体实施方式

现在将详细参照本发明的实施例，在图中示出了实施例的一个或多个实例。以阐明本发明而非限制本发明的方式来提供各个实例。事实上，对本领域技术人员明显的是，可在本发明中作出各种修改和改变，而不偏离本发明的范围或精神。例如，被示为或描述成一个实施例的一部分的特征可用于另一个实施例，以产生又一个实施例。因而，意于的是本发明覆盖落在所附权利要求及其等效物的范围内的这样的修改和改变。

如本文所用，用语“第一”、“第二”和“第三”可互换地用来区分一个元件与另一个元件，而且不意表示单独的构件的位置或重要性。

用语“上游”和“下游”指的是相对于流体路径中的流体流的相对方向。例如，“上游”指的流体流出的方向，而“下游”指的是流体流去的方向。

在本公开中，当层被描述成在另一个层或衬底“上”或“上面”时，要理解的是，层可直接接触彼此，或者在层之间具有另一个层或结构，除非另有明确的相反陈述。因而，这些用语只是描述层与彼此的相对位置，而未必表示“在顶部上”，因为在上方或下方的相对位置取决于装置相对于观察者的方位。

本公开中使用化学元素的常用化学缩写来讨论化学元素，诸如通常在元素周期表中出现的。例如，氢由其常用化学缩写h表示；氦由其常用化学缩写he表示等等。“ln”指的是以下稀土元素：钪(sc)、钇(y)、镧(la)、铈(ce)、镨(pr)、钕(nd)、钷(pm)、钐(sm)、铕(eu)、钆(gd)、铽(tb)、镝(dy)、钬(ho)、铒(er)、铥(tm)、镱(yb)、镥(lu)，或者它们的混合物。在特定实施例中，ln选自下者：钕、钆、铒、钇和它们的混合物。

本文大体提供用于cmc护罩的涂层，及其形成方法。cmc护罩的涂层较厚、稠密且在机械上能够抵抗涡轮发动机环境中的散裂和刮擦。大体与多个其它较薄的层结合起来提供厚的牺牲涂层，以在cmc衬底上形成ebc。当施用到护罩表面上时，牺牲涂层提供在叶片末梢接触护罩之后可被刮擦掉的厚度。因而，这个牺牲涂层在刮擦事件期间的牺牲可用来保护ebc的下面的层，诸如粘合涂层的较薄的衬层(它进而保护cmc免受氧化)，以及/或者保护由稀土二硅酸盐形成的较薄的衬层(它进而保护cmc免受高温蒸汽渗透)。还应当注意的是，牺牲涂层本身也可提供一些抗高温蒸汽渗透保护。

现在参照附图，图1是可结合本公开的各种实施例的示例性高旁通涡轮风扇类型发动机10(本文称为“涡轮风扇10”)的示意性横截面图。如图1中显示的那样，涡轮风扇10具有延伸通过其中的纵向或轴向中心轴线12，其用于参照目的。大体上，涡轮风扇10可包括设置在风扇区段16下游的核心涡轮或燃气涡轮发动机14。

燃气涡轮发动机14可大体包括基本管状外壳18，其限定环形入口20。外壳18可由多个壳形成。外壳18按连续流关系封闭：压缩机区段，其具有增压器或低压(lp)压缩机22、高压(hp)压缩机24；燃烧区段26；涡轮区段，其包括高压(hp)涡轮28、低压(lp)涡轮30；以及喷气口喷嘴区段32。高压(hp)轴或轴杆34传动地将hp涡轮28连接到hp压缩机24上。低压(lp)轴或轴杆36传动地将lp涡轮30连接到lp压缩机22上。(lp)轴杆36还可连接到风扇区段16的风扇轴杆或轴38上。在特定实施例中，(lp)轴杆36可直接连接到风扇轴杆38上，诸如在直驱构造中。在备选构造中，(lp)轴杆36可在间接驱动式或齿轮驱动式构造中通过诸如减速齿轮齿轮箱的减速装置37连接到风扇轴杆38上。这样的减速装置可按期望或按需要包括在发动机10内的任何适当的轴/轴杆之间。

如图1中显示的那样，风扇区段16包括多个风扇叶片40，它们联接到风扇轴杆38上，并且从风扇轴杆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(导叶44的下游)可在燃气涡轮发动机14的外部部分上面延伸，以在它们之间限定旁通空气流道48。

图2提供可结合本发明的各种实施例的图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中显示的那样，hp涡轮28按连续流关系包括：第一级50，其包括成环形阵列52的定子导叶54(仅显示了一个)，其沿轴向与成环形阵列56的涡轮转子叶片58(仅显示了一个)间隔开。hp涡轮28进一步包括第二级60，第二级60包括成环形阵列62的定子导叶64(仅显示了一个)，其沿轴向与成环形阵列66的涡轮转子叶片68(仅显示了一个)间隔开。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中显示的那样，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)发送通过hp涡轮28。

如图2中进一步显示的那样，hp涡轮可包括一个或多个护罩组件，它们中的各个围绕成环形阵列的转子叶片形成环形环。例如，护罩组件72可围绕第一级50的成环形阵列56的转子叶片58形成环形环，并且护罩组件74可围绕第二级60的成环形阵列66的涡轮转子叶片68形成环形环。大体上，护罩组件72、74的护罩与各个转子叶片68的叶片末梢76、78沿径向间隔开。在叶片末梢76、78和护罩之间限定径向间隙或隙距cl。护罩和护罩组件大体减少来自热气路径70的泄漏。

应当注意，可另外类似地在低压压缩机22、高压压缩机24和/或低压涡轮30中使用护罩和护罩组件。因此，本文公开的护罩和护罩组件不局限于在hp涡轮中使用，而是可在燃气涡轮发动机的任何适当的区段中使用。

现在参照图3，公开了护罩组件100和其护罩102。本文公开的护罩组件100可用来代替上面论述的护罩组件72、74，或者发动机10中的任何其它适当的护罩组件。类似地，本文公开的护罩102可用来代替上面论述的护罩76、78，或者发动机10中的任何其它适当的护罩。

根据本公开的护罩102和护罩组件100提供多个优点。特别地，根据本公开的护罩102为“开放”式护罩，其具有改进的结构刚性。当护罩由陶瓷基质复合物(“cmc”)材料形成时，根据本公开的护罩设计是特别有利的。

图3示出根据本公开的护罩组件100，其包括护罩102和吊架104。根据本公开的护罩102可包括例如护罩本体110、前凸缘120和后凸缘130。在示例性实施例中，护罩本体110和凸缘120、130(以及大体上护罩102)可由cmc材料形成，但在备选实施例中，护罩本体110和凸缘120、130(以及大体上护罩102)可由诸如金属等的另一种适当的材料形成。特别地，在示例性实施例中，护罩本体110和凸缘120、130可为一体的，并且因而大体形成为单个构件。

护罩本体110可包括前表面112和后表面114。后表面114沿轴向与前表面112间隔开，诸如当在发动机10中时，大体沿着中心12间隔开。内表面116和外表面118可各自在前表面112和后表面114之间延伸。外表面118沿径向与内表面116间隔开。当护罩102在发动机10中时，内表面116可暴露于热气路径70，同时外表面118因而沿径向与热气路径70间隔开。

前凸缘120和后凸缘130可各自从护罩本体110延伸，诸如从其外表面118延伸。后凸缘130可沿轴向与前凸缘120间隔开。另外，前凸缘120可大体定位在本体110的前表面112附近，而后凸缘130则大体定位在本体110的后表面114附近。各个凸缘120、130可分别包括前表面122、132(分别)和后表面124、134。如所显示的那样，凸缘120、130可各自大体沿周向沿着它们的长度延伸，并且因而沿周向定向。

另外，一个或多个膛孔126、136可分别限定在各个凸缘120、130中。各个膛孔126、136例如可大体沿轴向延伸通过在相关联的前表面122、132和相关联的后表面124、134之间的相关联的凸缘120、130。膛孔126、136大体用来将护罩102联接到吊架104上。例如，销可插入到膛孔126、136和吊架104的相关联膛孔中，以将护罩102联接到吊架104上。

简要地参照图3，示出了示例性吊架104。吊架104大体联接到发动机10中的护罩102上且支承它，而且吊架104本身由发动机10中的各种其它构件支承。吊架104可包括吊架本体160，以及前吊架臂162和后吊架臂164，前吊架臂162和后吊架臂164从吊架本体160延伸，诸如从吊架本体160沿径向向外延伸(远离热气路径70)。因而吊架本体160可在臂162、164之间延伸。后臂164可沿轴向与前臂162间隔开，如所显示的那样。

吊架104可进一步包括一个或多个凸缘，其从吊架本体1650延伸，诸如沿径向向内(朝向热气路径70)从吊架本体160延伸。例如，前凸缘172和后凸缘174可从吊架本体160延伸。后凸缘174可沿轴向与前凸缘172间隔开。前凸缘172可接近前吊架臂162，而后凸缘174则可接近后吊架臂164。一个或多个膛孔176、178可分别限定在凸缘172、174中。

当组装好时，护罩凸缘120、130的膛孔126、136可大体与相关联的吊架膛孔176、178对齐。例如，膛孔126可与膛孔176对齐，并且膛孔136可与膛孔178对齐。一个或多个销180可穿过相关联的膛孔，并且因而延伸通过相关联的膛孔，将吊架104和护罩102联接到一起。在显示的一些实施例中，销180可延伸通过对齐的膛孔126、176、136和178。备选地，可对对齐的膛孔126、176和对齐的膛孔136、178使用单独的销。

图4、5和6显示其上具有环境阻隔涂层(ebc)200和可磨损涂层202的护罩本体110的内表面116的实施例的特写横截面图。如所显示的那样，ebc200定位在内表面116的表面111和可磨损涂层202之间。可磨损涂层202较厚、稠密，而且在机械上能抵抗涡轮发动机环境中的削擦和刮擦，以便用作保护下面的ebc200和cmc衬底110的厚牺牲涂层。

在一个实施例中，ebc200大体包括多个层，诸如粘合涂层层、一个或多个密封层、一个或多个过渡层、外部涂层层等。参照图4，显示了示例性ebc200在cmc护罩110和可磨损涂层202之间。在显示的示例性实施例中，粘合涂层220定位在cmc护罩110的表面111上(例如，具有大约1µm至大约2600µm的厚度)。粘合涂层220可为直接定位在cmc护罩110的表面111上的硅层。第一稀土硅酸盐涂层222在粘合涂层220上(例如，具有大约1µm至大约2600µm的厚度)，并且可由至少一个稀土硅酸盐层形成(例如，稀土二硅酸盐)。在ebc200内显示了可选的过渡涂层224(例如，包括钡-锶-铝硅酸盐(bsas))(例如，具有大约1µm至大约2600µm的厚度)，以及可选的第二密封层226(例如，具有大约1µm至大约2600µm的厚度，并且/或者包括稀土二硅酸盐)。还在ebc200内显示了可选的外部涂层226(例如，包括稀土单硅酸盐)(例如，具有大约1µm至大约130µm的厚度)。

如所陈述的那样，粘合涂层220定位在cmc护罩110中，而且在大多数实施例中，粘合涂层220直接接触表面111。粘合涂层大体对下面的cmc护罩110提供氧化保护。在一个特定实施例中，粘合涂层26是硅粘合涂层。粘合涂层将在使用期间中氧化(在使用之后)而形成氧化硅层，其定位在粘合涂层和第一稀土硅酸盐涂层之间。

第一稀土硅酸盐涂层222大体提供密封，而不受高温蒸汽影响。在一个实施例中，第一稀土硅酸盐涂层222由至少一层浆料淀积的钇镱二硅酸盐(ybyds)层形成，并且可如期望的那样掺有杂质。在另一个实施例中，第一稀土硅酸盐涂层222由至少一层空气等离子体喷涂的钇镱二硅酸盐(ybyds)形成。在第一稀土硅酸盐涂层220中可存在其它硅酸盐层，以便提供密封，而不受高温蒸汽影响，诸如ybds、luds、tmds、luyds、tmyds等。(其中lu=镥且tm=铥)，但可使用任何稀土二硅酸盐。

过渡层224是可选的，而且可包括诸如具有一系列bao、sro、al2o3和/或sio2成分的钡锶铝硅酸盐(bsas)材料。

第二稀土硅酸盐涂层226还提供密封，而不受高温蒸汽影响。在一个实施例中，第二稀土硅酸盐涂层226由至少一层浆料淀积的钇镱二硅酸盐(ybyds)层形成，并且可如期望的那样掺有杂质。在另一个实施例中，第二稀土硅酸盐涂层226由至少一层空气等离子体喷涂的钇镱二硅酸盐(ybyds)形成。在第二稀土硅酸盐涂层226中可存在其它硅酸盐层，类似于上面关于第一稀土硅酸盐涂层222所描述的那些，以便提供密封，而不受高温蒸汽影响。在一个特定实施例中，第一稀土硅酸盐涂层222和第二稀土硅酸盐涂层226在成分方面是基本相同的。

第一稀土硅酸盐涂层222和第二稀土硅酸盐涂层226两者可通过浆料淀积形成。在另一个实施例中，第一稀土硅酸盐涂层222和第二稀土硅酸盐涂层226两者可通过空气等离子体喷涂处理形成。

最后，外层228定位在第二稀土硅酸盐涂层226上。在一个实施例中，外层228包括至少一个浆料淀积的钇单硅酸盐(yms)层，并且可如期望的那样掺有杂质。在另一个实施例中，外层228由至少一层空气等离子体喷涂的钇单硅酸盐(yms)形成。外层228提供针对蒸汽衰退和熔融灰尘的保护。可在外部涂层内使用除了稀土硅酸盐之外的材料，诸如稀土铪酸盐、稀土锆酸盐、稀土镓酸盐(例如，单斜型，诸如ln4ga2o9)、稀土单钛酸盐(例如，ln2tio5)、稀土铈酸盐(例如，ln2ceo5)、稀土锗酸铋(例如，ln2geo5)或者它们的混合物。但是，与稀土硅酸盐相比，所有这些材料都具有较高的热膨胀系数(cte)。因而，稀土单硅酸盐是优选的。提供二氧化铪、稀土稳定化二氧化铪和稀土稳定化氧化锆来针对蒸汽衰退进行保护，但不是cmas，而且它们比稀土单硅酸盐具有更高的cte。

如图4、5和6中显示的那样，可磨损涂层202定位在ebc200的外表面201上，以便保护下面的ebc200免受刮擦事件的影响。可磨损涂层202的厚度可取决于构件的特定用途而改变。在一个实施例中，可磨损涂层202淀积成1微米至2540微米(100密耳)的厚度。在一个实施例中，可磨损涂层典型地淀积得比各个下面的ebc层更厚得多。如果想要的话，可磨损涂层可淀积超过2540微米厚，因为不是热膨胀失配产生该厚度。

可磨损涂层202包括具有以下分子式的化合物：ln2abo8，其中ln包括稀土元素或者稀土元素的组合；a包括si、ti、ge，或者它们的组合；并且b包括mo、w或者它们的组合。如上面陈述的那样，“ln”指的是以下稀土元素：钪(sc)、钇(y)、镧(la)、铈(ce)、镨(pr)、钕(nd)、钷(pm)、钐(sm)、铕(eu)、钆(gd)、铽(tb)、镝(dy)、钬(ho)、铒(er)、铥(tm)，镱(yb)、镥(lu)，或者它们的混合物。在特定实施例中，ln选自下者：钕、钆、铒、钇和它们的混合物。

在一个实施例中，b包括mo。在某些实施例中，b包括mo和w的组合。例如，化合物可具有分子式ln2amoxw1-xo8，其中0≤x≤大约0.5(例如，大约0.1≤x≤大约0.5)。

化合物分子式ln2abo8在诸如在燃气涡轮的热气路径中出现的高温蒸汽中展现最高稳定性，化合物中最不稳定的元素在b位点处(即，mo和/或w)。但是，即使一些mo或w挥发，在表面上的结果也可为ln2ao5化合物，它也很耐受高温蒸汽衰退。因而，在一个实施例中，可选择ln位点处的材料，使得氧基磷石灰(oxyapatite)相和ln2ao5相的混合物在涂层的表面上形成。这个反应会密封材料，使得熔融铝硅酸盐无法深度渗透到ebc系统中。而且，ln2abo8熔融铝硅酸盐反应层中的ln2ao5组分的存在会提高粘合性，因为ln2ao5比氧基磷石灰具有更低的热膨胀；从而使得净热膨胀接近衬底的热膨胀。此外，ln2ao5和由于熔融铝硅酸盐和层之间的反应而产生的氧基磷石灰相(包括ln2abo8)能够耐受高温蒸汽衰退。

虽然a可为si、ti、ge中的任一个，或者它们的组合，但在一个特定实施例中，a包括单独的si或者si与ti和/或ge。例如，化合物可具有以下分子式：ln2siya1-ymoxw1-xo8，其中0≤x≤大约0.5；0<y≤大约0.5；并且a是ti、ge，或者它们的组合。

在图4中显示的实施例中，可磨损涂层202可具有单相结构(例如，锆石晶体结构或白钨矿晶体结构)，具有小于大约10体积%的次生晶体相。在这个实施例中，大体将可磨损涂层202描述成连续稠密层，它形成衬底上的任何类型的tbc或ebc系统的暴露的外表面，孔隙率小于大约15%。在其它实施例中，可磨损层26可包括连续多孔层(例如，大于大约15%孔隙率)和/或一定型式的稠密(例如，小于大约15%孔隙率)可磨损凸脊。可磨损涂层可由单个层或多个层形成。

可大体选择在涂层中使用的化合物中的组分，以确保有单相晶体结构(例如，锆石结构或白钨矿结构)，以及密切地匹配ebc的外层228和/或下面的cmc表面111的热膨胀系数(“cte”)。cte匹配(或接近匹配)可使得能够在ebc的表面201上形成和运行稠密的无裂纹的涂层层。例如，如果衬底是包括碳化硅的cmc，则包括具有分子式y2simoxw1-xo8(其中x为0至大约0.5，诸如y2simoo8)的化合物的涂层可能是特别合适的，因为sic和y2simoo8有接近的cte。因而，化合物的优选实施例可具有以下分子式：ln2siya1-ymoxw1-xo8，其中0≤x≤大约0.5；0≤y≤大约0.5；并且a是ti、ge、sn、ce、hf、zr，或者它们的组合，尤其是当化合物具有锆石晶体结构时。在某些实施例中，当b包括钨(w)时，具有特别合适的热膨胀系数的化合物包括sm2simoxw1-xo8(其中x为0至大约0.5，诸如sm2siwo8)、gd2simoxw1-xo8(其中x为0至大约0.5，诸如gd2siwo8)，以及它们的组合。

ln2abo8的许多其它化合物具有白钨矿结构，白钨矿结构可具有几乎等于siccmc的热膨胀或者高于siccmc的热膨胀。但是，如果高于sic，则包括由这些材料形成的白钨矿的沿竖向裂开的层仍然可提供一些可磨损性。另外，分子式ln2abo8的化合物(具有锆石或白钨矿结构)可额外地提供针对熔融铝硅酸盐，特别是包括污垢或砂子的那些的保护。也就是说，涂层抵抗熔融铝硅酸盐本身，使得尽管与熔融铝硅酸盐反应，涂层层仍然是密封的。

不想受任何特定理论的约束，相信可通过改变由分子式中的“a”表示的元素(一个或多个)的大小来控制ln2abo8化合物的cte。也就是说，通过故意在ln2abo8化合物中使用si、ti、ge或者它们的组合，可控制产生的涂层的cte。更特别地，增大由分子式中的“a”表示的位置处的元素(一个或多个)的离子大小可导致涂层中的cte增大。

参照图6，显示了可磨损涂层202具有限定在基质材料204内的不连续次生相206。在一个实施例中，不连续次生相由具有上面描述的分子式ln2abo8的化合物形成。基质材料可由可磨损材料、稀土硅酸盐(例如，稀土二硅酸盐、稀土单硅酸盐或者它们的组合)等，或者它们的组合形成。在一个特定实施例中，由稀土二硅酸盐形成的基质材料204是连续基质，有或没有在连续相内混合的稀土单硅酸盐。

图4-6的实施例显示了可磨损涂层202限定护罩构件的外表面。因而，可磨损涂层202可接收任何叶片撞击的冲击，同时保护下面的ebc层。

可使用任何适当的方法来将可磨损涂层202施用到ebc上，包括浆料工艺、喷涂淀积工艺、添加制造(即，一层一层建造的3d打印)等，接着是热处理，以将淀积层合并成单个层。在一个实施例中，可磨损涂层202形成为使得在可磨损涂层202内形成分级的成分、可磨损性和/或孔隙率。例如，可磨损涂层202在下面的ebc附近可具有较低的cte，但分级成在暴露表面附近具有较高的cte。另外或备选地，可磨损涂层202在下面的ebc附近可具有较低的可磨损性，但分级成在暴露表面附近具有较高的可磨损性。因而，可磨损涂层202在暴露的表面处有刮擦事件时可更屈服，但在下面的ebc附近则更结实。

在一个实施例中，可磨损涂层202在成分上分级，以与具有分级的密度/孔隙率相反，或者作为具有分级的密度/孔隙率的补充而控制厚度中的特定深度处的层属性。例如，包括在化合物ln2abo8中的特定元素可在成分上分级，以调节cte和/或可磨损性。在一个实施例中，可使用具有最接近下面的表面的材料的cte的成分，并且在其延伸远离下面的材料时使其变成不同的cte(例如，较高的cte)。

在一个实施例中，ln组分的成分在可磨损涂层202内的特定厚度处可为不同的(例如，分级)。例如，sm可包括在ln组分中，它可过渡成具有较小离子半径的另一个元素(例如，沿着周期表到右边，诸如gd)，以产生较高的cte。成分变化可为在厚度上的局部变化(例如，ln包括gd，变成包括sm和gd两者，随着远离下面的层的距离增加，gd的深度相对于sm提高)或完全变化(例如，从起始组分变成不同的第二组分，诸如随着远离下面的层的距离增加，从sm变成sm和gd，然后变成gd)。

a组分在成分上在可磨损涂层202内的特定厚度处也可能是不同的(例如，分级)。例如，si可包括在a组分中，它可过渡成具有较大的离子半径的另一个元素(例如，过渡成gm，过渡成ti等)，以产生较高的cte。成分变化可为在厚度上的局部变化或者完全变化。

b组分在可磨损涂层202内的特定厚度处在成分上也为不同的(例如，分级)。例如，w可包括在b组分中，它可过渡成具有较大的离子半径的另一个元素(例如，过渡成mo)，以降低cte和提高可磨损性。成分变化可为在厚度上的局部变化或者完全变化。

参照图7，可通过将多个265层270、272、274、276、278淀积在ebc200的表面201上来形成成分梯度，诸如通过喷涂淀积、浆料淀积、添加制造等。在某些实施例中，各个层可形成有不同的成分和/或孔隙率。在一个实施例中，例如，ln、a和/或b中的至少一个针对各个层265改变。例如，多个265层可包括在相邻层270、272、274、276、278之间的逐步成分变化，以在热处理之后产生分级可磨损涂层202，如图8中显示的那样。产生的分级可磨损涂层202可在分级可磨损涂层202的厚度中具有线性变化(即，基本恒定的变化变化)。备选地，成分变化可在整个分级可磨损涂层202中改变，例如第一半厚度可具有特定变化速度，而第二半厚度则可具有第二变化速率。例如，成分变化速率在第一半厚度中可较快，而成分变化速率在第二半厚度中较慢。

虽然已经按照一个或多个特定实施例来描述了本发明，但明显的是本领域技术人员可采用其它形式。要理解的是，与本文描述的涂层成分结合起来使用“包括”特别地公开和包括其中涂层成分“基本包括”所指定的组分(即，包含所指定的组分且不包含显著地不利地影响公开的基本和新颖特征的其它组分)的实施例，以及其中涂层成分“包括”所指定的组分(即，仅包括所指定的组分，除了天然地且不可避免地存在于各个所指定的组分中的污染物之外)的实施例。

本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统，以及实行任何结合的方法。本发明的可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例包括不异于权利要求的字面语言的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质性差异的等效结构要素，则它们意于处在权利要求的范围之内。