турбинный компонент (варианты), турбина и способ покрытия турбинного компонента

Формула изобретения

1. Турбинный компонент (1), содержащий корень (2), шейку (3), платформу (4) и аэродинамический профиль (5), имеющий наружную поверхность (6) и внутреннюю поверхность (7), задающую проходные охлаждающие каналы (8), в котором на корне (2) предусмотрено, по меньшей мере, одно первое покрытие, а на шейке (3) предусмотрено второе покрытие, при этом состав первого покрытия отличается от второго покрытия.

2. Турбинный компонент (1) по п.1, в котором третье покрытие предусмотрено на внутренней поверхности (7) аэродинамического профиля (5), при этом первое, второе и третье покрытия являются различными по своему составу.

3. Турбинный компонент (1) по п.1, в котором второе покрытие предусмотрено также на наружной поверхности (6) аэродинамического профиля (5) и, по меньшей мере, на части платформы (4).

4. Турбинный компонент (1) по п.1, в котором первое покрытие содержит Cr.

5. Турбинный компонент (1) по п.4, в котором Cr первого покрытия диффундирован в компонент (1), в частности диффундирован лишь Cr.

6. Турбинный компонент (1) по п.5, в котором Cr первого покрытия диффундирован с помощью цементации в твердом карбюризаторе или химического осаждения из паровой фазы (CVD).

7. Турбинный компонент (1) по п.4, в котором первое покрытие является слоем, который содержит 15-30 мас.% Cr и/или имеет толщину 5-25 мкм.

8. Турбинный компонент (1) по п.1, в котором второе покрытие содержит MCrAlY, где М обозначает Ni или Со или их комбинацию, в частности, второе покрытие состоит из MCrAlY.

9. Турбинный компонент (1) по п.8, в котором второе покрытие дополнительно содержит Re, Si, Hf и/или Y.

10. Турбинный компонент (1) по любому из пп.8 или 9, в котором второе покрытие имеет состав:

30-50 мас.% Ni,

30-50 мас.% Со,

15-25 мас.% Cr,

5-15 мас.% Al и

до 1 мас.% Y.

11. Турбинный компонент (1) по любому из пп.1, 2, 3 или 8, в котором второе покрытие нанесено с помощью технологий теплового распыления, таких как вакуумное плазменное распыление (VPS), плазменное распыление при низком давлении (LPPS), распыление окислителя и топлива с высокой скоростью (HVOF), холодное газовое распыление (CGS) или гальваническое покрытие.

12. Турбинный компонент (1) по п.2, в котором третье покрытие содержит Cr и Al.

13. Турбинный компонент (1) по п.12, в котором третье покрытие является модифицированным алюминием хромовым покрытием, в особенности для диффузии применяются лишь Al и Cr.

14. Турбинный компонент (1) по п.13, в котором третье покрытие образовано посредством диффузии алюминия в хромированную поверхность.

15. Турбинный компонент (1) по п.14, в котором выполняют диффузию алюминия в хромированную поверхность с помощью способа химического осаждения из паровой фазы (CVD) или поверх цементации (АТР).

16. Турбинный компонент (1) по любому из пп.12-15, в котором третье покрытие имеет состав в наружном бета-слое между 15 и 30 мас.% Al и 5 и 15 мас.% Cr.

17. Турбинный компонент (1) по п.1, в котором второе покрытие предусмотрено на внутренней (7) и наружной (6) поверхностях аэродинамического профиля (5) и, по меньшей мере, на части платформы (4).

18. Турбинный компонент (1) по п.17, в котором третье покрытие предусмотрено на шейке (3), при этом первое, второе и третье покрытия являются различными по своему составу.

19. Турбинный компонент (1) по п.17, в котором первое покрытие содержит Cr.

20. Турбинный компонент (1) по п.19, в котором Cr первого покрытия диффундирован в компонент (1), в частности диффундирован лишь Cr.

21. Турбинный компонент (1) по п.20, в котором Cr первого покрытия диффундирован с помощью цементации в твердом карбюризаторе или химического осаждения из паровой фазы (CVD).

22. Турбинный компонент (1) по любому из пп.17-21, в котором первое покрытие является слоем, который содержит 15-30 мас.% Cr и/или имеет толщину 5-25 мкм.

23. Турбинный компонент (1) по п.17, в котором второе покрытие содержит Cr и Al.

24. Турбинный компонент (1) по п.23, в котором второе покрытие является модифицированным алюминием хромовым покрытием.

25. Турбинный компонент (1) по п.24, в котором второе покрытие образовано посредством диффузии алюминия в хромированную поверхность, в частности, для диффузии применяются лишь Al и Cr.

26. Турбинный компонент (1) по п.25, в котором выполняют диффузию алюминия в хромированную поверхность с помощью способа химического осаждения из паровой фазы (CVD) или поверх цементации (АТР).

27. Турбинный компонент (1) по любому из пп.23-26, в котором второе покрытие имеет состав в наружном бета-слое между 15 и 30 мас.% Al и 5 и 15 мас.% Cr.

28. Турбинный компонент (1) по п.18, в котором третье покрытие содержит MCrAlY, где М обозначает Ni или Со или их комбинацию, в частности, третье покрытие состоит из MCrAlY.

29. Турбинный компонент (1) по п.28, в котором третье покрытие дополнительно содержит Re, Si, Hf и/или Y.

30. Турбинный компонент (1) по любому из пп.18 или 29, в котором третье покрытие имеет состав:

30-50 мас.% Ni,

30-50 мас.% Со,

15-25 мас.% Cr,

5-15 мас.% Al и

до 1 мас.% Y.

31. Турбинный компонент (1) по любому из пп.18 или 28, в котором третье покрытие нанесено с помощью технологий теплового распыления, таких как вакуумное плазменное распыление (VPS), плазменное распыление при низком давлении (LPPS), распыление окислителя и топлива с высокой скоростью (HVOF), холодное газовое распыление (CGS) или гальваническое покрытие.

32. Турбинный компонент (1) по п.3, в котором часть платформы (4), подлежащая покрытию, является верхней поверхностью и/или боковой поверхностью платформы (4).

33. Турбинный компонент (1) по п.1, в котором первое покрытие предусмотрено также на шейке (3) и на внутренней поверхности (7) аэродинамического профиля (5).

34. Турбинный компонент (1) по п.33, в котором второе покрытие предусмотрено на наружной поверхности (6) аэродинамического профиля (5) и на верхней поверхности и/или боковой поверхности платформы (4), при этом первое покрытие отличается от второго покрытия по своему составу.

35. Турбинный компонент (1) по п.34, в котором третье покрытие предусмотрено поверх второго покрытия на наружной поверхности (6) аэродинамического профиля (5) и на верхней поверхности и/или боковой поверхности платформы (4), при этом первое, второе и третье покрытия являются различными по своему составу.

36. Турбинный компонент (1) по п.33, в котором первое покрытие содержит Cr.

37. Турбинный компонент (1) по п.36, в котором Cr первого покрытия диффундирован в компонент (1), в частности, диффундирован лишь Cr.

38. Турбинный компонент (1) по п.37, в котором Cr первого покрытия диффундирован с помощью цементации в твердом карбюризаторе или химического осаждения из паровой фазы (CVD).

39. Турбинный компонент (1) по любому из пп.36-38, в котором первое покрытие является слоем, который содержит 15-30 мас.% Cr и/или имеет толщину 5-25 мкм.

40. Турбинный компонент (1) по п.33, в котором второе покрытие содержит MCrAlY, где М обозначает Ni или Со или их комбинацию, в частности, второе покрытие состоит из MCrAlY.

41. Турбинный компонент (1) по п.40, в котором второе покрытие дополнительно содержит Re, Si, Hf и/или Y.

42. Турбинный компонент (1) по любому из пп.34 или 41, в котором второе покрытие имеет состав:

30-50 мас.% Ni,

30-50 мас.% Со,

15-25 мас.% Cr,

5-15 мас.% Al и

до 1 мас.% Y.

43. Турбинный компонент (1) по любому из пп.35 или 40, в котором третье покрытие нанесено с помощью технологий теплового распыления, таких как VPS, LPPS, HVOF, CGS или гальваническое покрытие.

44. Турбинный компонент (1) по п.35, в котором третье покрытие содержит Al.

45. Турбинный компонент (1) по п.44, в котором третье покрытие имеет избыточное содержание алюминия.

46. Турбинный компонент (1) по п.45, в котором избыточное содержание алюминия в третьем покрытии получают с помощью способа цементации в твердом карбюризаторе или способа химического осаждения из паровой фазы (CVD).

47. Турбинный компонент (1) по п.46, в котором наружная поверхность второго покрытия имеет содержание Al между 15 и 30 мас.%.

48. Турбинный компонент (1) по любому из пп.1-3, 17, 18, 32, 33, 34 или 35, в котором ни одно из покрытий не содержит Pt.

49. Турбинный компонент (1) по любому из пп.1-3, 17, 18, 32, 33, 34 или 35, в котором турбинный компонент (1) состоит из супер-сплава, например MarM247, IN6203 или CMSX4.

50. Турбинный компонент (1) по п.49, в котором турбинный компонент (1) изготовлен с помощью обычных технологий литья или технологий литья с направленным затвердеванием.

51. Турбинный компонент (1) по любому из пп.1-3, 17, 18, 32, 33, 34 или 35, в котором турбинный компонент (1) является турбинной лопаткой.

52. Турбина, содержащая первую ступень рабочих и направляющих лопаток и вторую ступень рабочих и направляющих лопаток, в которой рабочие лопатки первой ступени являются турбинными компонентами по любому из пп.1-16 или 32, а рабочие лопатки второй ступени являются турбинными компонентами (1) по любому из пп.17-32.

53. Способ покрытия турбинного компонента (1), имеющего корень (2), шейку (3), платформу (4) и аэродинамический профиль (5), содержащий наружную поверхность (6) и внутреннюю поверхность (7), задающую сквозные охлаждающие каналы, при этом способ содержит стадии:

нанесения первого покрытия на все наружные и внутренние поверхности компонента (1);

нанесения второго покрытия на первую часть покрытого компонента (1);

нанесения третьего покрытия на вторую часть покрытого компонента (1), при этом первое, второе и третье покрытия имеют разные составы.

54. Способ по п.53, в котором первое покрытие диффундируют в компонент (1).

55. Способ по п.54, в котором первое покрытие диффундируют с помощью цементации в твердом карбюризаторе или химического осаждения из паровой фазы (CVD).

56. Способ по п.55, в котором первое покрытие содержит Cr.

57. Способ по п.53, в котором первое покрытие является слоем, содержащим 15-30 мас.% Cr и/или имеет толщину 5-25 мкм.

58. Способ по п.53, в котором первая часть содержит шейку (3), наружную поверхность (6) аэродинамического профиля (5) и, по меньшей мере, часть платформы (4), а вторая часть является внутренней поверхностью (7) аэродинамического профиля (5).

59. Способ по п.58, в котором второе покрытие содержит MCrAlY, где М обозначает Ni или Со или их комбинацию.

60. Способ по п.59, в котором второе покрытие дополнительно содержит Re, Si, Hf и/или Y.

61. Способ по п.60, в котором второе покрытие имеет состав 30-50 мас.% Ni, 30-50 мас.% Со, 15-25 мас.% Cr, 5-15 мас.% Al и до 1 мас.% Y.

62. Способ по п.59, в котором второе покрытие наносят с помощью технологий теплового распыления, таких как вакуумное плазменное распыление (VPS), плазменное распыление при низком давлении (LPPS), распыление с высокой скоростью окислителя и топлива (HVOF), холодное газовое распыление (CGS) или гальваническое покрытие.

63. Способ по п.53, в котором второе и/или третье покрытие наносят посредством диффузии.

64. Способ по п.63, в котором третье покрытие содержит А1.

65. Способ по п.64, в котором диффузию алюминия выполняют с помощью способа химического осаждения из паровой фазы (CVD) или поверх цементации (АТР).

66. Способ по п.53, в котором первая часть содержит внутреннюю (7) и наружную поверхности (6) аэродинамического профиля (5) и, по меньшей мере, часть платформы (4), а вторая часть содержит шейку (3).

67. Способ по п.66, в котором второе покрытие наносят посредством диффузии.

68. Способ по п.67, в котором второе покрытие содержит Al.

69. Способ по п.68, в котором второе покрытие наносят посредством диффузии с помощью способа химического осаждения из паровой фазы (CVD) или поверх цементации (АТР).

70. Способ по п.66, в котором третье покрытие содержит MCrAlY, где М обозначает Ni или Со или их комбинацию.

71. Способ по п.70, в котором третье покрытие дополнительно содержит Re, Si, Hf и/или Y.

72. Способ по п.71, в котором третье покрытие имеет состав 30-50 мас.% Ni, 30-50 мас.% Со, 15-25 мас.% Cr, 5-15 мас.% Al и до 1 мас.% Y.

73. Способ по п.71, в котором третье покрытие наносят с помощью технологий теплового распыления, таких как VPS, LPPS, HVOF, CGS или гальваническое покрытие.

74. Способ по п.58, в котором частью платформы (4) является верхняя поверхность и/или боковая поверхность платформы (4).

75. Способ по п.53, в котором ни одно из покрытий не содержит Pt.

76. Способ по п.53, в котором компонент (1) состоит из супер-сплава, например MarM247, IN6203 или CMSX4.

77. Способ по п.53, в котором турбинный компонент (1) является турбинной лопаткой.

78. Турбинный компонент (1), содержащий корень (2), шейку (3), платформу (4) и аэродинамический профиль (5), имеющий наружную поверхность (6) и внутреннюю поверхность (7), задающую проходные охлаждающие каналы (8), в котором внутренняя поверхность (7) аэродинамического профиля (5) снабжена первым покрытием, и наружная поверхность (6) аэродинамического профиля (5) снабжена вторым покрытием, при этом первое покрытие и второе покрытие имеют различные составы, причем на платформе (4) и/или на нижней стороне платформы (4) предусмотрено третье покрытие, которое, в частности, отличается от второго покрытия и которое, в частности, отличается от первого покрытия, причем на шейке (3) предусмотрено четвертое покрытие, отличающееся от третьего покрытия, а на корне (2) предусмотрено пятое покрытие, отличающееся от четвертого покрытия.

79. Турбинный компонент (1) по п.78, в котором второе покрытие является накладным покрытием MCrAlY (M обозначает комбинации Ni и/или Со).

80. Турбинный компонент (1) по п.79, в котором второе покрытие содержит 10-40 мас.% Cr, 5-35 мас.% Al, 0-2 мас.% Y, 0-7 мас.% Si, 0-2 мас.% Hf, остальное первично Ni и/или Со, при этом все другие добавляемые элементы содержат менее 20 мас.% от общей массы.

81. Турбинный компонент (1) по п.80, в котором второе покрытие содержит 20-40 мас.% Cr, 5-20 мас.% Al, 0-1 мас.% Y, 0-2 мас.% Si, 0-1 мас.% Hf, остальное первично Ni и/или Со, при этом все другие добавляемые элементы содержат менее 20 мас.% от общей массы.

82. Турбинный компонент (1) по п.81, в котором второе покрытие содержит 25-40 мас.% Cr, 5-15 мас.% Al, 0-0,8 мас.% Y, 0-0,5 мас.% Si, 0-0,4 мас.% Hf, остальное первично Ni и/или Со, при этом все другие добавляемые элементы содержат менее 20 мас.% от общей массы.

83. Турбинный компонент (1) по п.78, в котором второе покрытие является диффузионным алюминидом или накладным покрытием.

84. Турбинный компонент (1) по п.78, в котором первое покрытие является диффузионным алюминидом.

85. Турбинный компонент (1) по п.78, в котором четвертое покрытие является накладным покрытием, в частности покрытием MCrAlY, или диффузионным алюминидом, или хромированным слоем, или алюминизированным слоем, или алюминизированным и хромированным слоями.

86. Турбинный компонент (1) по п.78, в котором пятое покрытие является хромированным слоем, или алюминизированным слоем, или алюминизированным и хромированным слоем.

87. Турбинный компонент (1), содержащий корень (2), шейку (3), платформу (4) и аэродинамический профиль (5), имеющий наружную поверхность (6) и внутреннюю поверхность (7), задающую проходные охлаждающие каналы (8), в котором шейка (3) снабжена первым покрытием, и дно платформы (4) снабжено вторым покрытием, при этом первое и второе покрытия имеют различные составы, причем на внутренней поверхности (7) предусмотрено четвертое покрытие, а на корне (2) предусмотрено пятое покрытие, которое является, в частности, диффузионным алюминидом, алюминизированным слоем, хромированным слоем или алюминизированным и хромированным слоем, при этом пятое покрытие отличается от четвертого покрытия.

88. Турбинный компонент (1) по п.87, в котором на аэродинамическом профиле (5) предусмотрено третье покрытие, которое отличается от первого покрытия.

89. Турбинный компонент (1) по любому из пп.87 или 88, в котором первое, второе или третье покрытие является накладным покрытием, в частности слоем MCrAlY, алюминизированным слоем MCrAlY, алюминидом или слоями алюминида и MCrAlY.

90. Турбинный компонент (1) по п.87 или 88, в котором четвертое покрытие является диффузионным алюминидом, хромированным слоем или алюминизированным хромированным слоем.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к турбинным компонентам и к способам покрытия турбинных компонентов.

Компоненты газовой турбины работают в сильно агрессивном окружении, которое может вызывать повреждение компонента при работе. Повреждения в окружении горячего газа сгорания могут происходить в различных формах, таких как абразивная эрозия, различные типы коррозии и окисления и сложные комбинации этих видов повреждения. Степень повреждения от окружения можно уменьшать посредством использования защитных слоев.

Например, известно, что хром обеспечивает отличную защиту от так называемой горячей эрозии типа I и типа II. В этом отношении диффузионные покрытия, образованные посредством диффузии хрома и алюминия в сплав подложки, давно используются для обеспечения этой защиты. Покрывные покрытия MCrAlY (где М обозначает Ni или Со или их комбинацию) наносятся в качестве альтернативы к диффузионным покрытиям при высоких температурах для защиты от окисления. Известно, что один диффузионный хром обеспечивает превосходную защиту от относительно низкотемпературной коррозии типа II и дополнительно является стойким к напряжениям.

Последние разработки показали, что предпочтительно предусматривать различные типы покрытий на различных частях компонента. Покрытия выбираются так, чтобы они были специально приспособлены к тепловым и коррозионным условиям, имеющимся на частях во время использования компонента.

В US 6296447 B1 раскрыт компонент газовой турбины с зависящим от места расположения защитным покрытием. Компонент является турбинной лопаткой с корнем, шейкой, платформой и аэродинамическим профилем, проходящим от платформы, имеющим наружную и внутреннюю поверхность, задающую проходные охлаждающие каналы. Первое покрытие предусмотрено, по меньшей мере, на части платформы, второе покрытие предусмотрено на наружной поверхности аэродинамического профиля и третье покрытие предусмотрено на внутренней поверхности аэродинамического профиля. Первое покрытие отличается от второго покрытия своим составом, и второе покрытие отличается своим составом от третьего покрытия.

Однако все еще наблюдаются различные типы повреждения от окружения, что часто приводит к необходимости преждевременной замены или ремонта компонентов после рабочей нагрузки. В результате, имеется потребность в улучшенном подходе к защите, в частности, компонентов газовой турбины, таких как турбинные лопатки (направляющие и рабочие).

В соответствии с этим задачей данного изобретения является создание турбинного компонента с улучшенной тепловой и коррозионной стойкостью и создание способа покрытия турбинного компонента.

Согласно первому аспекту данного изобретения предлагается турбинный компонент, содержащий корень, шейку, платформу и аэродинамический профиль, имеющий наружную поверхность и внутреннюю поверхность, задающую проходные охлаждающие каналы, в котором, по меньшей мере, одно первое покрытие предусмотрено на корне.

Согласно одному варианту выполнения второе покрытие может быть предусмотрено на шейке. В этом случае состав первого покрытия должен отличаться от состава второго покрытия.

Кроме того, возможно предусмотрение второго покрытия также на наружной поверхности аэродинамического профиля и, по меньшей мере, на части платформы и предусмотрение дополнительно третьего покрытия на внутренней поверхности аэродинамического профиля. В этом случае первое, второе и третье покрытия имеют разные составы.

Первое покрытие, которое может содержать Cr, можно наносить посредством диффузии в компонент с применением известных способов, таких как цементация в твердом карбюризаторе или химическое осаждение из паровой фазы (CVD).

Эксперименты показали, что можно получать хорошие защитные свойства, если первое покрытие является слоем, который имеет толщину 5-25 мкм и/или содержит 15-30 мас.% Cr.

Второе покрытие может содержать MCrAlY, где М обозначает Ni или Со, или их комбинацию. В покрытие могут быть включены дополнительные элементы, такие как Re, Si, Hf и/или Y.

Предпочтительный состав покрытия включает 30-70 мас.% Ni, 30-50 мас.% Со, 15-25 мас.% Cr, 5-15 мас.% Al и до 1 мас.% Y.

Можно применять различные технологии теплового распыления, такие как вакуумное плазменное распыление (VPS), плазменное распыление при низком давлении (LPPS), распыление окислителя и топлива с высокой скоростью (HVOF), холодное газовое распыление (CGS) или гальваническое покрытие.

Кроме того, второе покрытие может иметь один из следующих составов:

30 мас.% Ni, 28 мас.% Cr, 8 мас.% Al, 0,6 мас.% Y, 0,7 мас.% Si, остальное Со;

28 мас.% Ni, 24 мас.% Cr, 10 мас.% Al, 0,6 мас.% Y, остальное Со;

23 мас.% Cr, 10 мас.% Co, 12 мас.% Al, 0,6 мас.% Y, 3,0 мас.% Re, остальное Ni;

21 мас.% Cr, 12 мас.% Co, 11 мас.% Al, 0,4 мас.% Y, 2,0 мас.% Re, остальное Ni;

17 мас.% Cr, 25 мас.% Co, 10 мас.% Al, 0,4 мас.% Y, 1,5 мас.% Re, остальное Ni.

Третье покрытие может содержать Cr и Al. Предпочтительно, покрытие является модифицированным алюминием хромовым покрытием, которое можно создавать посредством диффузии алюминия в хромированную поверхность с применением известных способов, таких как CVD и АТР. Было установлено, что состав третьего покрытия в наружном бета-слое с 15-30 мас.% Al и 5-15 мас.% Cr имеет превосходные защитные свойства.

В качестве альтернативного решения второе покрытие может быть предусмотрено на внутренней и на наружной поверхности аэродинамического профиля и, по меньшей мере, на части платформы, а третье покрытие может быть предусмотрено на шейке. В этом случае второе и третье покрытия являются разными по своим составам.

Первое покрытие, которое может содержать Cr, можно наносить посредством диффузии в компонент с применением известных способов, таких как цементация в твердом карбюризаторе или химическое осаждение из паровой фазы (CVD). Эксперименты показали, что можно получать хорошие защитные свойства, если первое покрытие является слоем, который имеет толщину 5-25 мкм и/или содержит 15-30 мас.% Cr.

Согласно одному варианту выполнения второе покрытие может содержать Cr и Al. Предпочтительно, покрытие является модифицированным алюминием хромовым покрытием, которое можно создавать посредством диффузии алюминия в хромированную поверхность с применением известных способов, таких как CVD и АТР. Было установлено, что состав третьего покрытия в наружном бета-слое с 15-30 мас.% Al и 5-15 мас.% Cr имеет превосходные защитные свойства.

Третье покрытие может содержать MCrAlY, где М обозначает Ni или Со, или их комбинацию. В покрытие могут быть включены дополнительные элементы, такие как Re, Si, Hf и/или Y. Предпочтительный состав покрытия включает 30-70 мас.% Ni, 30-50 мас.% Со, 15-25 мас.% Cr, 5-15 мас.% Al и до 1 мас.% Y. Можно применять различные технологии теплового распыления, такие как вакуумное плазменное распыление (VPS), плазменное распыление при низком давлении (LPPS), распыление окислителя и топлива с высокой скоростью (HVOF), холодное газовое распыление (CGS) или гальваническое покрытие.

Кроме того, третье покрытие может иметь один из следующих составов:

30 мас.% Ni, 28 мас.% Cr, 8 мас.% Al, 0,6 мас.% Y, 0,7 мас.% Si, остальное Co;

28 мас.% Ni, 24 мас.% Cr, 10 мас.% Al, 0,6 мас.% Y, остальное Со;

23 мас.% Cr, 10 мас.% Co, 12 мас.% Al, 0,6 мас.% Y, 3,0 мас.% Re, остальное Ni;

21 мас.% Cr, 12 мас.% Co, 11 мас.% Al, 0,4 мас.% Y, 2,0 мас.% Re, остальное Ni;

17 мас.% Cr, 25 мас.% Co, 10 мас.% Al, 0,4 мас.% Y, 1,5 мас.% Re, остальное Ni.

Предпочтительно, подлежащая покрытию часть платформы является верхней поверхностью и/или боковой поверхностью.

Согласно другому варианту выполнения первого аспекта изобретения, покрытие может быть также предусмотрено на шейке и на внутренней поверхности аэродинамического профиля.

Второе покрытие может быть предусмотрено на наружной поверхности аэродинамического профиля и на верхней поверхности и/или на боковой поверхности платформы, при этом первое и второе покрытие являются разными по своему составу.

Кроме того, может быть предусмотрено третье покрытие поверх второго покрытия на наружной поверхности аэродинамического профиля и на верхней поверхности, и/или на боковой поверхности платформы. В этом случае первое, второе и третье покрытие являются разными по своему составу.

Первое покрытие, которое может содержать Cr, можно наносить посредством диффузии в компонент с применением известных способов, таких как цементация в твердом карбюризаторе или химическое осаждение из паровой фазы (CVD). Эксперименты показали, что можно получать хорошие защитные свойства, если первое покрытие является слоем, который имеет толщину 5-25 мкм и/или содержит 15-30 мас.% Cr.

Второе покрытие может содержать MCrAlY, где М обозначает Ni или Со, или их комбинацию. В покрытие могут быть включены дополнительные элементы, такие как Re, Si, Hf и/или Y. Предпочтительный состав покрытия включает 30-70 мас.% Ni, 30-50 мас.% Со, 15-25 мас.% Cr, 5-15 мас.% Al и до 1 мас.% Y. Можно применять различные технологии теплового распыления, такие как вакуумное плазменное распыление (VPS), плазменное распыление при низком давлении (LPPS), распыление окислителя и топлива с высокой скоростью (HVOF), холодное газовое распыление (CGS) или гальваническое покрытие.

Кроме того, второе покрытие может иметь один из следующих составов:

30 мас.% Ni, 28 мас.% Cr, 8 мас.% Al, 0,6 мас.% Y, 0,7 мас.% Si, остальное Со;

28 мас.% Ni, 24 мас.% Cr, 10 мас.% Al, 0,6 мас.% Y, остальное Со;

23 мас.% Cr, 10 мас.% Со, 12 мас.% Al, 0,6 мас.% У, 3,0 мас.% Re, остальное Ni;

21 мас.% Cr, 12 мас.% Co, 11 мас.% Al, 0,4 мас.% Y, 2,0 мас.% Re, остальное Ni;

17 мас.% Cr, 25 мас.% Co, 10 мас.% Al, 0,4 мас.% Y, 1,5 мас.% Re, остальное Ni.

Кроме того, третье покрытие может содержать Al.

Предпочтительно, покрытие содержит избыток алюминия с применением известных способов, таких как CVD и АТР. Были установлены хорошие защитные свойства, если наружная поверхность второго покрытия имеет содержания Al между 15 и 30 мас.%.

Эксперименты показали, что хорошие защитные свойства достигаются, если ни одно из покрытий не содержит Pt.

Турбинный компонент может состоять из супер-сплава, например MarM247, IN 6203 или CMSX4, и может быть изготовлен с применением обычной технологии литья или технологии литья с направленным затвердеванием.

Согласно одному предпочтительному варианту выполнения турбинный компонент является турбинной лопаткой.

Согласно второму аспекту данного изобретения задача решена также с помощью турбинного компонента, содержащего корень, шейку, платформу и аэродинамический профиль, имеющий наружную поверхность и внутреннюю поверхность, задающую проходные охлаждающие каналы, при этом внутренняя поверхность аэродинамического профиля снабжена первым покрытием, и наружная поверхность аэродинамического профиля снабжена вторым покрытием, при этом первое и второе покрытие имеют разные составы, причем на платформе (4) и/или на нижней стороне платформы (4) предусмотрено третье покрытие, которое, в частности, отличается от второго покрытия и которое, в частности, отличается от первого покрытия, причем на шейке (3) предусмотрено четвертое покрытие, отличающееся от третьего покрытия, а на корне (2) предусмотрено пятое покрытие, отличающееся от четвертого покрытия.

Согласно одному варианту выполнения второго аспекта изобретения второе покрытие является накладным покрытием MCrAlY, где М обозначает комбинации Ni, Co и/или Fe.

Второе покрытие может содержать 10-40 мас.% Cr, 5-35 мас.% Al, 0-2 мас.% Y, 0-7 мас.% Si, 0-2 мас.% Hf, остальное первично Ni и/или Со, при этом все другие добавляемые элементы содержат менее 20 мас.% от общей массы. Возможен также состав второго покрытия, содержащий 20-40 мас.% Cr, 5-20 мас.% Al, 0-1 мас.% Y, 0-2 мас.% Si, 0-1 мас.% Hf, остальное первично Ni и/или Со, при этом все другие добавляемые элементы содержат менее 20 мас.% от общей массы. Предпочтительно, второе покрытие содержит 25-40 мас.% Cr, 5-15 мас.% Al, 0-0,8 мас.% Y, 0-0,5 мас.% Si, 0-0,4 мас.% Hf, остальное первично Ni и/или Со, при этом все другие добавляемые элементы содержат менее 20 мас.% от общей массы.

В предпочтительном варианте выполнения турбинного компонента согласно второму аспекту изобретения второе покрытие является диффузионным алюминидом или накладным покрытием. При этом первое покрытие может быть диффузионным алюминидом.

Предпочтительно четвертое покрытие является накладным покрытием, в частности покрытием MCrAlY, или диффузионным алюминидом, или хромированным слоем, или алюминизированным слоем, или алюминизированным и хромированным слоем.

В другом предпочтительном варианте пятое покрытие является хромированным слоем или алюминизированным слоем, или алюминизированным и хромированным слоем.

Согласно третьему аспекту данного изобретения указанная выше задача решена также с помощью турбинного компонента, содержащего корень, шейку, платформу и аэродинамический профиль, имеющий наружную поверхность и внутреннюю поверхность, задающую проходные охлаждающие каналы, при этом шейка снабжена первым покрытием.

Кроме того, согласно четвертому аспекту данного изобретения указанная выше задача решена также с помощью турбинного компонента, содержащего корень, шейку, платформу и аэродинамический профиль, имеющий наружную поверхность и внутреннюю поверхность, задающую проходные охлаждающие каналы, при этом шейка снабжена первым покрытием, и дно платформы снабжено вторым покрытием, причем первое и второе покрытие имеют разные составы, причем на корне предусмотрено пятое покрытие, которое является, в частности, диффузионным алюминидом, алюминизированным слоем, хромированным слоем или алюминизированным и хромированным слоем, при этом пятое покрытие отличается от четвертого покрытия.

В предпочтительно варианте выполнения турбинного компонента согласно четвертому аспекту изобретения на аэродинамическом профиле предусмотрено третье покрытие, которое отличается от первого покрытия, в частности, третье покрытие отличается от первого покрытия.

Предпочтительно первое, второе или третье покрытие является накладным покрытием, в частности слоем MCrAlY, алюминизированным слоем MCrAlY, алюминидом или слоями алюминида и MCrAlY.

Более предпочтительно на внутренней поверхности предусмотрено четвертое покрытие, в частности, четвертое покрытие является диффузионным алюнинидом, хромированным слоем или алюминизированным хромированным слоем.

Дополнительно к этому согласно пятому аспекту данного изобретения указанная выше задача решена с помощью турбины, содержащей первую ступень рабочих и направляющих лопаток и вторую ступень рабочих и направляющих лопаток, при этом рабочие лопатки первой ступени являются турбинными компонентами по любому из п.п.1-16 или 32 формулы изобретения, а рабочие лопатки второй ступени являются турбинными компонентами по любому из п.п.17-32 формулы изобретения.

Наконец, согласно шестому аспекту данного изобретения указанная выше цель достигается с помощью способа покрытия турбинного компонента, содержащего корень, шейку, платформу и аэродинамический профиль, имеющий наружную поверхность и внутреннюю поверхность, задающую проходные охлаждающие каналы, при этом способ содержит следующие стадии. Первое покрытие наносят на все наружные и внутренние поверхности компонента. Затем наносят второе покрытие на первую часть компонента, уже покрытую первым покрытием. Наконец, наносят третье покрытие на вторую часть покрытого компонента. Первое, второе и третье покрытие имеют разные составы.

Другими словами, основным принципом данного способа является покрытие компонента как единого целого первым покрытием, а затем нанесение на выбранные части компонента других покрытий с целью улучшения тепловой стойкости, коррозионной стойкости и т.д. в соответствующих частях компонента. Таким образом, можно выполнять компонент, который за счет предусмотрения различных покрытий имеет свойства, отвечающие требованиям при использовании.

Можно также маскировать определенные части компонента, в частности части, которые подлежат последующему покрытию покрытием MCrAlY, перед нанесением первого покрытия с использованием маскирующих элементов и технологий, известных из уровня техники. В этом случае маскированные части компонента не покрываются первым покрытием.

Согласно одному варианту выполнения первое покрытие диффундируется в компонент. Эта диффузия может достигаться любым подходящим способом, таким как цементация в твердом карбюризаторе или химическое осаждение из паровой фазы (CVD). В частности, можно обеспечивать диффузию хрома в соединение, что приводит, как известно, к превосходной защите от коррозии. Эксперименты показали, что можно получать хорошие защитные свойства, если первое покрытие является слоем, который имеет толщину 5-25 мкм и/или содержит 15-30 мас.% Cr.

Предпочтительно, выбранные зоны являются зонами, которые не подвергаются большим физическим напряжениям при последующем использовании компонента. Это ограничение обеспечивает покрытие тех зон компонента, которые подвергаются большим физическим напряжениям, лишь покрытием за счет диффузии хрома, который выдерживает напряжения, и при этом стойкость к напряжениям этого покрытия не ухудшается нанесением других покрытий.

В предпочтительном варианте выполнения шестого аспекта данного изобретения первая часть содержит шейку, наружную поверхность аэродинамического профиля и, по меньшей мере, часть платформы, а вторая часть является внутренней поверхностью аэродинамического профиля.

Второе покрытие может быть накладным покрытием, которое может содержать MCrAlY, где М обозначает Ni или Со, или их комбинацию. В покрытие могут быть включены дополнительные элементы, такие как Re, Si, Hf и/или Y. Предпочтительный состав покрытия включает 30-70 мас.% Ni, 30-50 мас.% Со, 15-25 мас.% Cr, 5-15 мас.% Al и до 1 мас.% Y. Можно применять различные технологии теплового распыления, такие как вакуумное плазменное распыление (VPS), плазменное распыление при низком давлении (LPPS), распыление окислителя и топлива с высокой скоростью (HVOF), холодное газовое распыление (CGS) или гальваническое покрытие.

Кроме того, второе покрытие может иметь один из следующих составов:

30 мас.% Ni, 28 мас.% Cr, 8 мас.% Al, 0,6 мас.% Y, 0,7 мас.% Si, остальное Со;

28 мас.% Ni, 24 мас.% Cr, 10 мас.% Al, 0,6 мас.% Y, остальное Со;

23 мас.% Cr, 10 мас.% Co, 12 мас.% Al, 0,6 мас.% Y, 3,0 мас.% Re, остальное Ni;

21 мас.% Cr, 12 мас.% Co, 11 мас.% Al, 0,4 мас.% Y, 2,0 мас.% Re, остальное Ni;

17 мас.% Cr, 25 мас.% Co, 10 мас.% Al, 0,4 мас.% Y, 1,5 мас.% Re, остальное Ni.

Согласно другому варианту выполнения можно наносить второе и/или третье покрытие, которое может содержать Al, посредством диффузии, например, с помощью способов CVD или АТР (поверх цементации).

В еще одном предпочтительном варианте выполнения шестого аспекта изобретения первая часть содержит внутреннюю и наружную поверхности аэродинамического профиля и, по меньшей мере, часть платформы, а вторая часть содержит шейку компонента.

Так же, как в первом варианте выполнения, можно наносить второе покрытие, которое может содержать Al, посредством диффузии, например, с помощью способов CVD или АТР (поверх цементации).

Третье покрытие может содержать MCrAlY, где М обозначает Ni или Со, или их комбинацию. В покрытие могут быть включены дополнительные элементы, такие как Re, Si, Hf и/или Y. Предпочтительный состав покрытия включает 30-70 мас.% Ni, 30-50 мас.% Со, 15-25 мас.% Cr, 5-15 мас.% Al и до 1 мас.% Y. Можно применять различные технологии теплового распыления, такие как вакуумное плазменное распыление (VPS), плазменное распыление при низком давлении (LPPS), распыление окислителя и топлива с высокой скоростью (HVOF), холодное газовое распыление (CGS) или гальваническое покрытие.

Кроме того, второе покрытие может иметь один из следующих составов:

30 мас.% Ni, 28 мас.% Cr, 8 мас.% Al, 0,6 мас.% Y, 0,7 мас.% Si, остальное Со;

28 мас.% Ni, 24 мас.% Cr, 10 мас.% Al, 0,6 мас.% Y, остальное Со;

23 мас.% Cr, 10 мас.% Со, 12 мас.% Al, 0,6 мас.% Y, 3,0 мас.% Re, остальное Ni;

21 мас.% Cr, 12 мас.% Co, 11 мас.% Al, 0,4 мас.% Y, 2,0 мас.% Re, остальное Ni;

17 мас.% Cr, 25 мас.% Co, 10 мас.% Al, 0,4 мас.% Y, 1,5 мас.% Re, остальное Ni.

Предпочтительными частями платформы, подлежащими покрытию, являются верхняя поверхность и/или боковая поверхность.

Испытания показали, что хорошие результаты защиты можно получать, если покрытия не содержат Pt.

Способ согласно изобретению можно использовать для покрытия турбинных лопаток, которые могут состоять из суперсплава, например, MarM247, IN6203 или CMSX4.

Предпочтительно, турбинный компонент является турбинной лопаткой.

Ниже приводится подробное описание изобретения в качестве примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображено:

фиг.1 - турбинная лопатка согласно первому варианту выполнения данного изобретения, в изометрической проекции;

фиг.2 - турбинная лопатка согласно фиг.1, на виде сбоку;

фиг.3 - продольный разрез турбинной лопатки, показанной на фиг.2;

фиг.4 - разрез по линии IV-IV на фиг.2;

фиг.5 - схема турбинной лопатки, показанной на фиг.1;

фиг.6 - турбинная лопатка согласно второму варианту выполнения данного изобретения, в изометрической проекции;

фиг.7 - турбинная лопатка согласно фиг.6, на виде сбоку;

фиг.8 - продольный разрез турбинной лопатки, показанной на фиг.7;

фиг.9 - разрез по линии IX-IX на фиг.7;

фиг.10 - схема турбинной лопатки, показанной на фиг.6;

фиг.11 - турбинная лопатка согласно третьему варианту выполнения данного изобретения, в изометрической проекции;

фиг.12 - турбинная лопатка согласно фиг.11, на виде сбоку;

фиг.13 - продольный разрез турбинной лопатки, показанной на фиг.12;

фиг.14 - разрез по линии XIV-XIV на фиг.12;

фиг.15 - схема турбинной лопатки, показанной на фиг.11.

На фиг.1-5 показана турбинная лопатка 1, согласно изобретению содержащая корень 2, шейку 3, платформу 4 и аэродинамический профиль 5 с наружной поверхностью 6 и внутренней поверхностью 7. В этом случае турбинная лопатка 1 состоит из супер-сплава МагМ247 и изготовлена с помощью технологии литья с направленным затвердеванием.

Корень 2 соединен с шейкой 3, которая несет платформу 4.

Аэродинамический профиль 5 проходит от платформы 4.

Внутри аэродинамического профиля 5 внутренняя поверхность 7 задает, по меньшей мере, один охлаждающий канал 8, который показан на фиг.4.

Первое покрытие за счет диффузии Cr присутствует на всех наружных и внутренних поверхностях лопатки 1. Оно имеет толщину 5-25 мкм и содержит 15-30 мас.% Cr.

Второе покрытие MCrAlY предусмотрено поверх первого покрытия лишь в ограниченных частях лопатки 1, а именно на шейке 3, наружной поверхности аэродинамического профиля 5 и на всей платформе 4.

Покрытие имеет состав 30-70 мас.% Ni, 30-50 мас.% Co, 15-25 мас.% Cr, 5-15 мас.% Al и до 1 мас.% Y.

Второе покрытие MCrAlY может иметь также следующий состав:

10-40 мас.% Cr, 5-35 мас.% Al, 0-2 мас.% У, 0-7 мас.% Si, 0-2 мас.% Hf, остальное первично Ni и/или Со, при этом все другие добавляемые элементы содержат менее 20 мас.% от общей массы, предпочтительно 20-40 мас.% Cr, 5-20 мас.% Al, 0-1 мас.% Y, 0-2 мас.% Si, 0-1 мас.% Hf, остальное первично Ni и/или Со, при этом все другие добавляемые элементы содержат менее 20 мас.% от общей массы, более предпочтительно 25-40 мас.% Cr, 5-15 мас.% Al, 0-0,8 мас.% Y, 0-0,5 мас.% Si, 0-0,4 мас.% Hf, остальное первично Ni и/или Со, при этом все другие добавляемые элементы содержат менее 20 мас.% от общей массы.

Граница между частью лопатки 1, которая снабжена вторым покрытием, и корнем 2, который не несет покрытия, обозначена штрихпунктирной линией А.

Третье покрытие покрывает первое покрытие на внутренней поверхности 7. Третье покрытие является модифицированным алюминием хромовым покрытием, которое имеет в наружном бета-слое состав из 15-30 мас.% Al и 5-15 мас.% Cr.

Распределение трех различных покрытий на лопатке 1 показано также на фиг.5. Точечная линия представляет первое покрытие, штриховая линия с короткими штрихами - второе покрытие и штриховая линиями с длинными штрихами - третье покрытие.

Для создания покрытой турбинной лопатки 1 на первой стадии все наружные и внутренние поверхности лопатки покрывают хромом посредством диффузии с помощью способа химического осаждения из паровой фазы.

Можно также маскировать определенные части компонента, в частности части, которые подлежат последующему покрытию покрытием MCrAlY, перед нанесением первого покрытия с использованием маскирующих элементов и технологий, известных из уровня техники. В этом случае маскированные части компонента не покрываются первым покрытием.

Во второй стадии наносят MCrAlY в качестве второго покрытия на шейку 3, наружную поверхность 6 аэродинамического профиля 5 и на всю платформу 4 для покрывания первого покрытия с помощью распыления окислителя и топлива с высокой скоростью. Можно применять также другие технологии теплового распыления. Важно использовать подходящие маскирующие элементы для предотвращения случайного осаждения на частях лопатки 1, которые не подлежат покрыванию вторым покрытием.

Наконец, наносят модифицированное алюминием хромовое покрытие. С этой целью алюминий диффундируют с помощью химического осаждения из паровой фазы на уже хромированную (первое покрытие) внутреннюю поверхность 7 аэродинамического профиля 5. Это приводит к созданию наружного бета-слоя желаемого состава.

На фиг.6-10 показана турбинная лопатка 1, согласно изобретению содержащая корень 2, шейку 3, платформу 4 и аэродинамический профиль 5 с наружной поверхностью 6 и внутренней поверхностью 7. В этом случае турбинная лопатка 1 состоит из супер-сплава IN6203 и изготовлена с помощью обычной технологии литья.

Первое покрытие за счет диффузии Cr присутствует на всех наружных и внутренних поверхностях лопатки 1. Оно имеет толщину 5-25 мкм и содержит 15-30 мас.% Cr.

Второе покрытие предусмотрено поверх первого покрытия в выбранных зонах, а именно на наружной и внутренней поверхности 6, 7 аэродинамического профиля 5 и на всей платформе 4. Второе покрытие является модифицированным алюминием хромовым покрытием, которое имеет в наружном бета-слое состав из 15-30 мас.% Al и 5-15 мас.% Cr. Граница между частью лопатки 1, которая снабжена вторым покрытием, и шейкой 3, которая не имеет второго покрытия, обозначена штрихпунктирной линией В.

Третье покрытие, содержащее MCrAlY, покрывает первое покрытие на шейке 3 между линией В и корнем 2, при этом граница обозначена штрихпунктирной линией С. Третье покрытие имеет состав 30-70 мас.% Ni, 30-50 мас.% Со, 15-25 мас.% Cr, 5-15 мас.% Al и до 1 мас.% Y.

Третье покрытие MCrAlY может иметь также следующий состав:

10-40 мас.% Cr, 5-35 мас.% Al, 0-2 мас.% Y, 0-7 мас.% Si, 0-2 мас.% Hf, остальное первично Ni и/или Со, при этом все другие добавляемые элементы содержат менее 20 мас.% от общей массы, предпочтительно 20-40 мас.% Cr, 5-20 мас.% Al, 0-1 мас.% Y, 0-2 мас.% Si, 0-1 мас.% Hf, остальное первично Ni и/или Со, при этом все другие добавляемые элементы содержат менее 20 мас.% от общей массы, более предпочтительно 25-40 мас.% Cr, 5-15 мас.% Al, 0-0,8 мас.% Y, 0-0,5 мас.% Si, 0-0,4 мас.% Hf, остальное первично Ni и/или Со, при этом все другие добавляемые элементы содержат менее 20 мас.% от общей массы.

Распределение трех различных покрытий на лопатке 1 показано также на фиг.10. Точечная линия представляет первое покрытие, штриховая линия с короткими штрихами - второе покрытие и штриховая линиями с длинными штрихами - третье покрытие.

Для создания покрытой турбинной лопатки 1 на первой стадии все наружные и внутренние поверхности лопатки покрывают хромом посредством диффузии с помощью способа цементации в твердом карбюризаторе.

Можно также маскировать определенные части компонента, в частности части, которые подлежат последующему покрытию покрытием MCrAlY, перед нанесением первого покрытия с использованием маскирующих элементов и технологий, известных из уровня техники. В этом случае маскированные части компонента не покрываются первым покрытием.

Во второй стадии наносят модифицированное алюминием хромовое покрытие посредством диффузии алюминия в уже хромированные (первое покрытие) наружную и внутреннюю поверхности 6, 7 аэродинамического профиля 5 и всю платформу 4. Это приводит к созданию наружного бета-слоя желаемого состава.

Наконец, наносят MCrAlY в качестве третьего покрытия на шейку 3 с помощью вакуумного плазменного распыления. Важно использовать подходящие маскирующие элементы для предотвращения случайного осаждения на частях лопатки 1, которые не подлежат покрыванию третьим покрытием.

На фиг.11-15 показана турбинная лопатка 1, согласно изобретению содержащая корень 2, шейку 3, платформу 4 и аэродинамический профиль 5 с наружной поверхностью 6 и внутренней поверхностью 7. В этом случае турбинная лопатка 1 состоит из супер-сплава CMSX4 и изготовлена с помощью технологии литья с направленным затвердеванием. Корень 2 соединен с шейкой 3, которая несет платформу 4. Аэродинамический профиль 5 проходит от платформы 4. Внутри аэродинамического профиля 5 внутренняя поверхность 7 задает, по меньшей мере, один охлаждающий канал 8, который показан на фиг.4.

Первое покрытие за счет диффузии Cr присутствует на корне 2, шейке 3 и на внутренней поверхности 7 аэродинамического профиля 5. Оно имеет толщину 5-25 мкм и содержит 15-30 мас.% Cr.

Второе покрытие MCrAlY предусмотрено лишь в ограниченных частях лопатки 1, а именно на наружной поверхности 6 аэродинамического профиля 5 и на верхней поверхности, и боковой поверхности платформы 4. Покрытие имеет состав 30-70 мас.% Ni, 30-50 мас.% Со, 15-25 мас.% Cr, 5-15 мас.% Al и до 1 мас.% Y.

Второе покрытие MCrAlY может иметь также следующий состав:

10-40 мас.% Cr, 5-35 мас.% Al, 0-2 мас.% Y, 0-7 мас.% Si, 0-2 мас.% Hf, остальное первично Ni и/или Со, при этом все другие добавляемые элементы содержат менее 20 мас.% от общей массы, предпочтительно 20-40 мас.% Cr, 5-20 мас.% Al, 0-1 мас.% Y, 0-2 мас.% Si, 0-1 мас.% Hf, остальное первично Ni и/или Со, при этом все другие добавляемые элементы содержат менее 20 мас.% от общей массы, более предпочтительно 25-40 мас.% Cr, 5-15 мас.% Al, 0-0,8 мас.% Y, 0-0,5 мас.% Si, 0-0,4 мас.% Hf, остальное первично Ni и/или Со, при этом все другие добавляемые элементы содержат менее 20 мас.% от общей массы.

Граница между частью лопатки 1, которая снабжена вторым покрытием, и частями платформы 4, которые не несут покрытия, обозначена штрихпунктирной линией D.

Третье покрытие покрывает полностью второе покрытие. Оно предусмотрено на наружной поверхности 6 аэродинамического профиля 5 и на верхней поверхности и боковой поверхности платформы 4. Третье покрытие содержит алюминий в избыточном количестве. Второе покрытие имеет в своей наружной поверхности содержание Al между 15 и 30 мас.%.

Распределение трех различных покрытий на лопатке 1 показано также на фиг.15. Точечная линия представляет первое покрытие, штриховая линия с короткими штрихами - второе покрытие и штриховая линиями с длинными штрихами - третье покрытие.

Для создания покрытой турбинной лопатки 1 на первой стадии внутреннюю поверхность 7 аэродинамического профиля 5, шейку 3 и корень 2 лопатки 1 покрывают хромом посредством диффузии с помощью способа химического осаждения из паровой фазы. Другие части лопатки 1 защищают от покрывания с помощью подходящих маскирующих элементов.

Во второй стадии наносят MCrAlY в качестве второго покрытия на наружную поверхность 6 аэродинамического профиля 5 и на верхнюю поверхность и/или боковую поверхность платформы 4 с помощью распыления окислителя и топлива с высокой скоростью. Можно применять также другие технологии теплового распыления. Важно использовать подходящие маскирующие элементы для предотвращения случайного осаждения на частях лопатки 1, которые не подлежат покрыванию вторым покрытием.

Наконец, наносят третье покрытие поверх второго покрытия. С этой целью увеличивают количество алюминия с помощью химического осаждения из паровой фазы на наружную поверхность 7 аэродинамического профиля 5 и на верхнюю поверхность и/или боковую поверхность платформы 4. Это приводит к получению наружной поверхности второго покрытия с содержанием алюминия между 15 и 30 мас.%.

Следует отметить, что в двух указанных вариантах выполнения турбинная лопатка 1 снабжена вторым и третьим покрытиями лишь в выбранных зонах, в то время как остальная лопатка 1 покрыта лишь полученным посредством диффузии хрома покрытием, которое выдерживает напряжения, и что стойкость к напряжениям не уменьшается за счет нанесения второго и третьего покрытий.