航空发动机叶片热障涂层技术AircraftEnginerTBCbenchmark
应用于航空发动机涡轮叶片的热障涂层材料研究
应用于航空发动机涡轮叶片的热障涂层材料研究Title: Research on Thermal Barrier Coating Materials for Turbine Blades in Aircraft EnginesIntroduction:In recent decades, the aviation industry has witnessed significant advancements in the field of aerospace engines, leading to improved efficiency and performance. One critical area of focus in engine development is the use of thermal barrier coatings (TBCs) on turbine blades. TBCs are essential in protecting turbine blades from excessive heat and harsh operating environments, ultimately enhancing the longevity and reliability of the engine. This article aims to explore the research and development of TBC materials and their application in aircraft engines.1. Significance of Thermal Barrier Coatings:Turbine blades in aircraft engines operate in extreme conditions, exposed to high temperatures, thermal cycling, and corrosive gases. The application of TBCs addresses these challenges by creating a protective layer that insulates the blade from the high-temperature combustion gases, reducing the heat transfer to the blade itself.2. Composition and Characteristics of TBC Materials: The current generation of TBCs primarily consists of a multilayered structure, typically composed of a metallic bond coat, a thermally grown oxide (TGO) layer, and a ceramic topcoat. The bond coat is usually made of materials like nickel-chromium-aluminum alloys, which provide oxidationresistance. The TGO layer is formed between the bond coat and the ceramic topcoat, comprising alumina and other oxides. The topcoat, typically yttria-stabilized zirconia (YSZ), is the primary thermal insulator.3. Thermal Resistance Mechanisms:Thermal barrier coatings exhibit thermal resistance through several mechanisms. Firstly, the low thermal conductivity of ceramic materials acts as a barrier to heat transfer. Secondly, the topcoat's strain tolerance and low thermal expansion coefficient prevent cracking caused by thermal cycling. Lastly, the TGO layer acts as a diffusion barrier, preventing the migration of harmful species from the bond coat to the topcoat.4. Challenges in TBC Development:The development of TBC materials faces several challenges. High-temperature corrosion, including hot corrosion and erosion, poses a significant threat to TBC performance. Additionally, the delamination of TBCs due to thermal stresses and interfacial defects requires further attention. Moreover, the limited understanding of TBCs' long-term behavior in service conditions necessitates ongoing research.5. Research on New TBC Materials:Various research efforts have been focused on exploring alternative materials for TBCs. Novel ceramic materials like rare-earth zirconates and hafnia-based oxides show improved thermal and chemical stability compared to YSZ. The use of bond coat modifications, such as diffusion barrier layers and protective overlays, has also been investigated to enhance TBC performance.6. Advanced TBC Manufacturing Techniques:Advancements in manufacturing techniques play a crucial rolein improving TBC performance and reliability. Techniques like electron beam physical vapor deposition (EBPVD) and advanced thermal spray methods offer enhanced coating quality, reduced spallation, and improved strain tolerance. Advanced manufacturing processes are continuously being developed to meet the increasing demands of TBC applications.7. Future Directions and Conclusion:The research and development of TBC materials for aircraft engine turbine blades are essential for the continued advancement of aviation technology. Further research is needed to improve TBC performance under extreme operating conditions, such as high-temperature corrosion and strain tolerance. Exploring emerging materials and manufacturing techniques will undoubtedly contribute to the development of more durable and efficient TBCs.In conclusion, thermal barrier coatings play a crucial role in protecting turbine blades in aircraft engines. Ongoing research efforts are focused on developing new TBC materials and advanced manufacturing techniques to enhance their performance and reliability. Overcoming challenges such as high-temperature corrosion and delamination will ensure continued progress in the aviation industry, leading to higher efficiency, reliability, and safety of aircraft engines.。
航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状
第52卷第11期表面技术2023年11月SURFACE TECHNOLOGY·139·航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状贾宜委，王鹤峰*，王宇迪，赵帅，昂康（太原理工大学 机械与运载工程学院，太原 030024）摘要：热障涂层是一种可以有效保障航空发动机涡轮叶片正常工作，同时显著提高其工作效率和服役时间的表面防护技术。
热障涂层的性能在很大程度上影响叶片的承温和抗腐蚀能力，进而间接影响航空发动机的服役性能。
涂层性能主要受其结构和材料2个方面的影响。
介绍了涂层结构的优缺点和研究进展，当前常见的结构形式有双层结构、多层结构和梯度结构；介绍了粘结层材料的研究进展；对陶瓷层材料的研究进展进行了详述，如YSZ的掺杂改性、A2B2O7型化合物、钙钛矿结构材料以及近年来兴起的几种高熵陶瓷材料，其中高熵陶瓷材料包括：高熵稀土钽酸盐、铝酸盐、锆/铪酸盐、磷酸盐、硅酸盐以及高熵稀土氧化物，分别从热导率、热膨胀系数、断裂韧性、热循环寿命和抗腐蚀能力等方面对其进行介绍；概述了热障涂层常见的几种失效形式如：TGO失效、CMAS腐蚀以及高温烧结，并且对其发生机理进行简要的介绍；展望了热障涂层未来的发展趋势和方向。
关键词：航空发动机；热障涂层；涂层结构；涂层材料；涂层失效形式中图分类号：TG174 文献标识码：A 文章编号：1001-3660(2023)11-0139-16DOI：10.16490/ki.issn.1001-3660.2023.11.011Research Status on Thermal Barrier Coating ofAircraft Engine Turbine BladeJIA Yi-wei, WANG He-feng*, WANG Yu-di, ZHAO Shuai, ANG Kang(College of Mechanical and vehicle Engineering, Taiyuan University of Technology, Taiyuan 030024, China)ABSTRACT: With the continuous development of the aviation industry, people are putting forward higher requirements for the performance of aircraft engines. Thermal barrier coating is a surface protection technology and depositing it on the engine turbine blade surface can significantly isolate high temperature and reduce thermal shock and thermal corrosion impact, to ensure the normal operation of aircraft engine turbine blade in harsh and complex environment, and can also significantly improve engine efficiency and service time. The performance of the thermal barrier coating largely affects the bearing and corrosion resistance of the blade, which in turn has an impact on the service capabilities of the aircraft engine. The performance of the coatings is mainly affected by their structure and material system. Firstly, several structural systems of thermal barrier coatings are briefly described in terms of their advantages, disadvantages and research advances. Currently common structural收稿日期：2022-08-13；修订日期：2023-03-01Received：2022-08-13；Revised：2023-03-01基金项目：山西省回国留学人员科研项目“动态压剪条件下南极固定冰屈服行为的研究”（2020-030）；中国—白俄罗斯电磁环境效应“一带一路”联合实验室（ZBKF2022031101）Fund：Research Project of Returned Overseas Students in Shanxi Province, "Study of Antarctic Fixed Ice Yielding Behavior under Dynamic Compressive Shear" (2020-030); China-Belarus Electromagnetic Environmental Effects "One Belt, One Road" Joint Laboratory (ZBKF2022031101)引文格式：贾宜委, 王鹤峰, 王宇迪, 等. 航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状[J]. 表面技术, 2023, 52(11): 139-154.JIA Yi-wei, WANG He-feng, WANG Yu-di, et al. Research Status on Thermal Barrier Coating of Aircraft Engine Turbine Blade[J]. Surface Technology, 2023, 52(11): 139-154.*通信作者（Corresponding author）·140·表面技术 2023年11月forms include: double-layer structures, multi-layer structures and gradient structures. The classical double-layer structure is still most widely used. The preparation process of multi-layer and gradient structures is more complex and both multi-layer and dual ceramic layer structures are prone to interfacial bonding problems in use, which limits their widespread application. Secondly, the current research status of binder layer materials for thermal barrier coatings is summarized. The current research on MCrAlY alloy and NiAl alloy mainly focuses on the modification of doping elements and MCrAlY alloy still needs to be improved in terms of interfacial bonding and high temperature oxidation resistance, while the advantage of NiAl alloy mainly lies in its creep resistance and oxidation resistance, which can be used as a more ideal binder layer material after modification. At the same time, the research progress of several ceramic layer materials is introduced, such as the doping modification of YSZ, A2B2O7-type compounds, chalcogenide structural materials and several high-entropy ceramic materials that have emerged in recent years. The high-entropy ceramic materials mainly include: high-entropy rare-earth tantalates, high-entropy rare-earth aluminates, high-entropy rare-earth zirconates/hafniumates, high-entropy rare-earth phosphates, high-entropy rare-earth silicates and high-entropy rare-earth oxides, in terms of thermophysical attributes such as thermal cycle life and CTE. Currently, among the doping modifications of YSZ, multi-oxide doping provides more comprehensive performance enhancement. Doping modifications of A2B2O7-type compounds have also yielded good results, but the strength and fracture toughness of the materials need further improvement. Among the high-entropy ceramic materials, high-entropy rare-earth zirconates and high-entropy rare-earth oxides are highly promising materials for ceramic layers. In order to meet the increasing requirements for engine performance, the improvement of the performance of thermal barrier coatings still needs to be continuously explored.Common forms of failure of thermal barrier coatings, such as TGO failure, CMAS corrosion, salt spray corrosion and high temperature sintering, are reviewed and the mechanisms by which they occur are briefly described. Finally, future trends and directions for thermal barrier coatings are presented. In future research, attention should be paid to improving the mechanical properties of coatings, as well as to investigating the mechanisms behind changes in coating performance, and to achieving more accurate predictions of coating life based on current research.KEY WORDS: aircraft engines; thermal barrier coatings; coating structures; coating materials; coating failure forms随着我国航空工业的不断进步，人们对飞行器服役性能等方面的要求在逐渐提高。
航空发动机涡轮叶片热障涂层应用的关键技术和问题
为多孔或柱状晶结构，这些结构会成 能良好，它会沿陶瓷层的微裂纹、孔 渗入（在表层的粘附往往有渗透的现
为腐蚀介质的快速扩散通道，加剧高 洞等逐渐渗入涂层内部，填充陶瓷层 象，可以形成致密层，阻止 CMAS 的
温合金基体的腐蚀）。粘结层的成分 中的空隙，降低陶瓷层的断裂韧性， 渗入）；二是阻止渗入后引起的氧化
面，并在高温环境下熔融、渗入涂层 内部，成为影响先进航空发动机热障 涂层寿命的关键因素 。 [23-25]
突然下降时，热障涂层内部的 CMAS 迅速凝固，降低了热障涂层的应变容 限，从而导致涂层发生剥落。对于涡
金属粘结层作为陶瓷面层和高
CMAS 是由于大气中的灰尘、砂 轮叶片热障涂层来说，CMAS 的侵入
匹配所引起的热应力；二是提高整 机循环的峰值温度（如起飞或降落）
国内外针对 CMAS 的防护进行
个热障涂层体系的抗氧化腐蚀性能 时，这些物质形成玻璃态熔融沉积 了大量的研究 [26-29]，主要有以下几
（YSZ 陶瓷面层是氧离子导体，且多 物。CMAS 熔体与涂层材料润湿性 个方面：一是阻止 CMAS 熔化后的
程玉贤 博士，现为中国航发沈阳黎明航空
发动机有限责任公司高级工程师，研究 方向为航空发动机功能涂层的工程化 应用等，先后承担多项上级课题和公司 级课题攻关，发表论文多篇，授权专利 5 项。
28 航空制造技术·2017 年第 15 期
涡轮叶片是航空发动机核心零部 件，它一直处于高温、高压、高速的燃 气腐蚀工作环境中，承受着离心力、气 动力、温度应力等循环交变载荷与动 载荷作用，服役环境非常恶劣 [1]。为 了满足涡轮叶片长寿命和高可靠性 需求，高性能航空发动机涡轮叶片表 面无一例外地施加热障涂层 [2-5]。热 障涂层一般由抗氧化腐蚀性能良好 的金属粘结底层和导热系数较低的 陶瓷面层组成，具有降低叶片表面温 度、提高叶片抗高温氧化腐蚀能力、 延长服役寿命、降低发动机油耗等优 点，是与先进高温结构材料技术、高 效冷却技术并重的涡轮叶片 3 大关 键技术之一 。 [6-8]
航空发动机叶片用热障涂层的现状
高能离子束还可以用来在涂覆之前对真空室进 行清理, 从而提高涂层与基体间的结合强度。
(2) 延长了叶片的寿命 在其他条件不变的情 况 下, 厚 200Λm 的 热 障 涂 层 可 以 使 金 属 温 度 降 低 50℃, 使高压转子叶片前缘的蠕变疲劳寿命延长3倍 以上, 同时由于削去了局部的或瞬态的温度峰值, 从 而消除了大的热机械疲劳损伤。
(3) 减少了来自压气机的冷却气流量 200Λm 的热障涂层, 可以减少15% 的冷却气流, 从而节省 0. 4% 的耗油率。
电子束蒸发沉积法是70年代末由普 惠公司开 发的, 已在美国获广泛应用。独联体的巴顿焊接研究 所也是这种技术的一个重要开发中心, 生产了实验
— 10 —
室用、试生产用及生产用的设施。在西欧, 国际涡轮2 巴 顿 公 司 ( 荷 兰) 从 独 联 体 引 进 了 此 项 工 艺, 英 国 Ch rom a lloy 公司有一台沉积陶瓷用的设备。
需要指出的是, 热障涂层系统会在高温使用过 程中因氧化、扩散以及陶瓷层结构变化而变化。因此 各组成部分的性能也会产生变化。
由于陶瓷层与中间层的界面是最薄弱的环节, 为此采用了多种方法来改善其结合强度, 如使中间 层的铝浓度沿涂层厚度方向具有梯度变化, 从而提 高抗氧化性, 铬的浓度也可以这样处理。另外, 还可 以在陶瓷层与中间层之间通过表面处理 A l2O 3 层或 在叶片合金基体上形成多种成分沿厚度作梯度性质 的变化, 而使最终形成的热障涂层系统中不存在金 属与陶瓷或金属与金属的界面。电子束物理气相沉 积通过沉积参数的变化以及成分的选择具有广泛的 潜力。巴顿焊接研究所的电子束技术国际中心的工 作表明, 该工艺可显著提高热障涂层的耐久性。这种 梯度热障涂层几年后可能会广泛应用。
航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状
航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状【1】航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状【2】概述航空发动机是现代航空运输的核心组件，而涡轮叶片则是发动机中最重要的零部件之一。
涡轮叶片承受着高温高压的工作环境，需要具备优异的耐热性和耐腐蚀性能。
为了提高涡轮叶片的寿命和性能，热障涂层技术应运而生。
本文将对航空发动机涡轮叶片热障涂层的研究现状进行探讨。
【3】热障涂层的作用热障涂层技术是通过在涡轮叶片表面涂覆一层耐高温材料，形成热障层，以减少叶片表面的工作温度，提高叶片的耐热性能和抗氧化能力。
热障涂层能够有效减少涡轮叶片的热应力和热疲劳损伤，延长叶片的使用寿命，并提高发动机的工作效率和可靠性。
【4】热障涂层研究的发展历程热障涂层技术在航空领域的发展可以追溯到上世纪50年代，最初采用的是金属涂层。
然而，金属涂层存在着氧化、粘结力差等问题，限制了其应用。
随着陶瓷涂层材料的研究和发展，陶瓷涂层逐渐取代金属涂层成为主流。
目前，热障涂层的研究重点主要集中在材料性能的优化、工艺改进以及涂层与基底材料之间的耦合问题等方面。
【5】热障涂层材料的选择航空发动机涡轮叶片的热障涂层材料需要具备优异的耐高温性能、热膨胀系数匹配性和抗氧化能力。
目前常用的涂层材料主要有氧化铝、氧化锆和复合材料等。
不同的涂层材料具有各自的特点和优势，在应用中需要根据具体的工作环境和性能要求来选择合适的材料。
【6】研究热障涂层的关键技术热障涂层的研究涉及到材料制备、涂层工艺、热处理和性能评价等多个方面。
其中，材料制备的关键技术包括热喷涂和物理气相沉积等方法，涂层工艺的关键技术包括预处理、喷涂参数控制和后处理等。
涂层与基底材料之间的耦合问题也是热障涂层研究中的一个重要方向。
【7】热障涂层的性能评价热障涂层的性能评价主要包括热稳定性、热膨胀性、抗氧化性和机械性能等指标。
常用的测试方法有热循环试验、热膨胀系数测试、高温氧化试验和机械性能测试等。
通过对涂层性能的评价，可以为进一步改进和优化涂层设计提供参考和依据。
航空发动机热障涂层的主要失效模式
高温合金界面韧性下降两方面原因。 稳定的氧化锆（YSZ）材料的热障涂 增加（如图 3 所示）。
其中，面内压缩应力主要是由热障 层为例，当表面超过 1240℃时，沉
由于烧结程度的差异，微观应
涂层系统中各层材料热膨胀失配以 积会熔融并部分侵入“陶瓷毯”的 力和弹性模量沿着热障涂层厚度方
及 TGO 氧化生长引起的，而界面韧 微结构中，当表面上有足够的熔融 向存在变化。上述变化同样会改变
CMAS 沉积现象时有发生。对于 CMAS 玻璃和沉淀晶体充满“陶瓷毯”
损伤过程 ：起初，TGO 受到黏结层 固定翼飞机，CMAS 只是在特定的产 微结构中柱状晶之间的间隙，热障
和陶瓷层的约束 ；在保持与黏结层 生极高灰尘吞咽的航路中对发动机 涂层会失去压缩柔量。
和陶瓷层完全结合的同时，TGO 生 的寿命产生影响，而对于旋翼机发
生长的约束消失，其结果是后续的 更高的涂层热梯度），CMAS 损伤也 及随后的再沉淀，导致柱状晶微结
TGO 屈曲（皱化）进入蠕变强度较 须重点考虑。在低高度巡航的海军 构的损耗（如图 2 所示），还会增加
低的黏结层或者 TGO 断裂并侵入黏 型飞机发动机中，熔融硫酸盐沉积 热障涂层的腐蚀速率。
结层。
上，减少冷却空气用量，显著改善 另一失效模式为颗粒冲击引起的侵 的以 Al2O3 为主的 TGO 是影响热障涂 发动机性能。由于热障涂层对提高 蚀、挤压或外物损伤（FOD），主要 层寿命的主要损伤模式。TGO 引起
涡轮叶片综合服役性能有着得天独 出现在高压涡轮叶片的前缘部位 ； 的 EB-PVD 热 障 涂 层 失 效 机 理 分 为
性下降则是与热激活氧化铝区生长 CMAS 和硫酸盐时，将会一直侵入热 热障涂层的应变能释放率，从而影
热障涂层技术在航空发动机涡轮叶片上的应用
- 18 -高 新 技 术０ 前言当前，我国的航空产业高速发展，对于各种大型、新型飞机的需求不断增加。
高推重比航空发动机具有较大的推重比、良好的燃油利用性成为现今航空发动机产业重要的发展方向，为提高航空发动机的推重比提高航空发动机涡轮叶片的承温能力以使得温度更高的压缩空气能够进入到航空发动机中是航空发动机推重比提高的重要方式之一。
通过热障涂层应用将能够使得航空发动机涡轮叶片具有更高的承温能力。
１ 热障涂层简述热障涂层指的是通过使用陶瓷等材料在物体表面通过喷涂等的工艺方式使其沉积在高温合金或是耐高温金属表面，通过陶瓷等耐高温材料所形成的热障涂层来隔离外部热量，降低基底的温度，据研究表明，通过应用热障涂层将能够有效提高被涂覆物体约60%的热效率。
热障涂层技术实施关键是要通过喷涂等技术将陶瓷等耐热材料以涂层形式与基体进行复合，从而使得基体具有耐高温、耐腐蚀、耐磨损性能。
热障涂层技术的发展和应用关键是要做好耐高温材料等的研究和耐高温材料喷涂和涂层的沉积用以在高温合金基体表面形成隔热障层。
热障涂层是一种表面涂覆技术，其在零部件表面所喷涂材料属于具有低导热系数的材料，在工作的过程中利用材料低热传导特性在材料内外表面形成降温，用以完成对于喷涂零部件的热屏障保护。
一般来说热障涂层所使用材料主要为陶瓷类材料，由陶瓷面层和金属黏结层沟通构成零部件表面陶瓷热障涂层。
热障涂层技术发展至今经过了多次演变，且制备设备也在不断地更新用以满足越来越高的性能指标要求。
总体来说现今应用较多也较为广泛的热障涂层制备法主要有等离子喷涂法和电子束物理气相沉积法。
等离子喷涂法具有喷涂速度快、生产效率高以及可以对多种类型和规格的零部件进行喷涂加工。
但是等离子喷涂法也存在着一定的不足，其对于复杂零部件表面的热障涂层喷涂无法取得良好的喷涂效果，且在喷涂作业中对于热障涂层喷涂的厚度和均匀度也无法进行较为良好的控制，从而导致等离子喷涂法在完成零部件表面的喷涂作业后容易出现厚度不均、表面粗糙等的缺陷。
航空发动机涡轮叶片热障涂层研究进展
参考内容
热障涂层技术是近年来广泛应用于航空发动机和燃气轮机涡轮叶片的关键技 术之一。本次演示将详细探讨该技术的原理、应用场景以及发展趋势。
一、技术原理
热障涂层技术主要利用了热交换机理和温度控制原理。在航空发动机和燃气 轮机中，涡轮叶片是关键的高温部件，容易受到高温燃气流的冲刷和腐蚀。热障 涂层通过在涡轮叶片表面涂覆一层耐高温、抗腐蚀的材料，有效降低叶片表面温 度，减少高温燃气流的侵蚀，提高叶片的可靠性和使用寿命。
2、气动外形的设计
涡轮叶片作为航空发动机和燃气轮机中的关键部分，其气动外形设计对于整 个动力系统的性能有着重要影响。热障涂层技术在涡轮叶片表面涂覆一层耐高温、 抗腐蚀的材料，不仅可以提高叶片的可靠性和使用寿命，还可以通过优化气动外 形设计，减小气流在叶片表面的阻力，提高整机的性能。
三、发展趋势
二、应用场景
1、发动机高温部件的温度控制
航空发动机和燃气轮机的高温部件，如涡轮叶片、燃烧室等，是整个动力系 统的关键部分。这些部件在高温、高压、高转速的极端环境下工作，对温度控制 的要求非常高。热障涂层技术通过在高温部件表面涂覆一层隔热性能优异的材料， 有效降低部件表面温度，提高发动机和燃气轮机的可靠性和性能。
感谢观看
关键技术
热障涂层的制备技术包括物理气相沉积（PVD）、化学气相沉积（CVD）、溶 胶-凝胶法等。其中，PVD和CVD技术能够制备出致密、均匀的涂层，但工艺温度 较高，容易导致基体热损伤；溶胶-凝胶法可以在较低的温度下制备出高纯度、 高致密度的涂层，但涂层的厚度和均匀性较差。因此，研究者们需要探索新的制 备方法，以获得具有优异性能的热障涂层。
2、涂层制备工艺的优化
热障涂层的制备工艺对于其性能和使用寿命有着重要影响。随着航空发动机 和燃气轮机性能的提高，对于热障涂层制备工艺的要求也更加严格。未来，需要 进一步优化涂层层的快速制备和大面积应用。
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•Customer
MQTD, Avaiation
•Project Objective: process
High quality & cost effective coating
•Operating condition:
Stage 1 Turbine Blades (HPT)
•Substrate:
Ni-base Superalloy/SX (N5)
EB-PVD
Advantages •Strong adherence, wear resistance •Dense, atom/ion evaporation •Columnar grain
Drawbacks •High temp •Vacuum •High cost
Applications •Topcoat/MCrAlY •Tool coating •Functional film
•Centrifugal force, airflow impact and vibration
•Oxidation and erosion
•Thermal Mechanical Cycling
HPT blade lifetime: •Currently: 16,000 hours (2~3years) •Expected: 30,000+ hours
homogeneity, Cost estimation
5/ Confidentialmperature vs. Lifetime
6/ Confidential/
8/19/2020
TBC Structure & Failure
Layer
TBC top coat
Technologies Applications • Key Players • Our Approaches • Appendix
4/ Confidential/
8/19/2020
Project Background
Develop cost-effective aluminide and TBC coating on Ni based alloys
Applications •Topcoat APS •Bond coat LPPS •Corrosion/Wear resistance
9/ Confidential/
8/19/2020
Front Runners
Academic
USA USA USA Germany Ukraine USA
Tech Benchmark Turbine Blades Coating
High Temp Protective Coating tech for SX Turbine Blades
1/ Confidential/
8/19/2020
Operating Condition of Turbine Blades
-
Bond Coat
Aluminide, Solid
adhesion, transition
Gradient layer, Phase stability
<50100
NiAl PtAl MCrAlY
CVD,PackCem Plating, CVD VPS,HVOF,EB
• Rupture: CTE mismatch, sharp thermal gradient, thermomechanical cycling
TGO
Function
Thermally insulating
Oxidation resistance
Requirement
Low k, high CTE, porous morphology
t/µm
100~ 400
Dense alumina <1-10
Material YSZ Al2O3
Technique APS, EBPVD
8/ Confidential/
8/19/2020
Plasma Spraying
Advantages •Lamellar strip •Low k •Composition control •Thickness capability
Drawbacks •Partially melted particle •Cracks •Porosities
• Delamination: TGO, degradation of bond coating,
• Incipient crack nucleate&grow: thermomechanical fatigue
• Inclusion: Processing method derived
• FOD(foreign object damage), CMAS(Calcia, Magnesia, Alumina and Silica) 7/ Confidential/ 8/19/2020
Rough estimate of cost: •A set of blades for HPT: 1.5M gbp •Refurbishment: 0.3M to 1M gbp
3/ Confidential/
8/19/2020
Outline
• Project Charter (N Blocker) • TBC System • Current Tech
•Coating: (Al2O3)
Bond Coat (NiAl, MCrAlY, PtAl) & TGO TBC (8YSZ)
•Evaluation Criteria:
Thermal cycling test
Microstructure
* Adhesive strength, Oxidation resistance, Phase stability, Thickness
Fan LPC HPC HPT LPT
Journey through a jet engine
2/ Confidential/
8/19/2020
Data for Turbine Blades
•High Temperature: ~1400oC
•High Pressure: ~40atm
•High Rotating Speed: ~11,000rpm