TURBINE ENGINE COMPONENTS WITH ENVIRONMENTAL PROTECTION FOR INTERIOR PASSAGES

• Main Authors: WORTMAN, DAVID JOHN, BRAMMER, KATHLEEN DIANA, WUSTMAN, ROGER DALE, POLLEY, NICOLE MARIE, HAZEL, BRIAN THOMAS
• Format: Patent
• Language: English; French
• Published: 05.04.2016
• Subjects: ALLOYS; BLASTING; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; CHEMISTRY; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATIONOR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY IONIMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; COATING METALLIC MATERIAL; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; HEATING; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION INGENERAL; LIGHTING; MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; MECHANICAL ENGINEERING; METALLURGY; NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES; STEAM ENGINES; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THESURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS; WEAPONS

A gas turbine blade (10) comprises a base metal, a platform (14), an airfoil (12) extending upwardly from the platform, a shank (18) extending downwardly from the platform. The shank has an exterior wall (71) and an internal passage (84), and the airfoil (12) has a cooling flow channel (34) inside the airfoil for flowing a cooling flow therethrough. The blade has a first chromide coating (102) contacting the base metal of at least a portion of an interior surface of the shank (18) and interdiffused therewith, wherein the first chromide coating does not have an aluminide coating deposited over it. The blade has a second chromide coating (144) contacting the base metal of at least a portion of an interior surface of the airfoil (12) and interdiffused therewith. A method (200) for preparing a gas turbine blade comprises the steps of applying chromide coatings (71, 72, 73, 74), sealing the interior passages (80) of the shank and airfoil and applying (82, 84) an aluminide or platinum aluminide coating and an optional ceramic layer (86) on the airfoil. Une aube de turbine à gaz (10) comprend un métal de base, une plateforme (14), un profil aérodynamique (12) sétendant vers le haut à partir de la plateforme et une tige (18) sétendant vers le bas à partir de la plateforme. La tige comporte une paroi extérieure (71) et un passage interne (84), et le profil aérodynamique (12) comprend un canal découlement refroidissant (34) à lintérieur du profil aérodynamique pour y permettre un écoulement refroidissant. Laube a un premier revêtement de chromide (102) entrant en contact avec le métal de base dau moins une partie dune surface intérieure de la tige (18) et interdiffusé avec celui-ci, le premier revêtement de chromide nayant pas de revêtement daluminure déposé sur celui-ci. Laube présente un deuxième revêtement de chromide (144) entrant en contact avec le métal de base dau moins une partie dune surface intérieure du profil aérodynamique (12) et interdiffusé avec celui-ci. Un procédé (200) pour préparer une aube de turbine à gaz comprend les étapes dapplication des revêtements de chromide (71, 72, 73, 74), détanchéification des passages intérieurs (80) de la tige et du profil aérodynamique et dapplication (82, 84) dun revêtement daluminure ou de platine et dune couche de céramique éventuelle (86) sur le profil aérodynamique.