具有保持热障涂层的专设表面特征的陶瓷基复合材料涡轮机部件

摘要

一种用于燃气涡轮发动机(20)的氧化物和非氧化物SiC‑SiC基陶瓷基复合材料(“CMC”)部件(60)具有固化的陶瓷芯(62)，陶瓷芯具有嵌入在该陶瓷中的三维陶瓷纤维预制件(62A)。芯的外表面(63)和预制件的纤维中被切入有专设的表面特征(“ESF”)(64)。热喷涂的、或汽相沉积的、或溶液/悬浮液等离子体喷涂的热障涂层(“TBC”)(66)被应用在芯外表面和ESF(64)上并联接至该芯外表面和ESF(64)。ESF提供了增大的表面面积并将TBC(66)机械地互锁，从而提高了陶瓷芯与TBC之间的附着。CMC部件(60)是通过制造预制件(62A)、用陶瓷材料浸润预制件从而形成芯(62)来制造的。ESF(64)被切入到芯(62)的外表面和预制件(62A)的纤维中。TBC(66)随后被应用。

权利要求

1.一种用于燃气涡轮发动机的陶瓷基复合材料部件，所述陶瓷基复合材料部件包括：固化的陶瓷芯，固化的所述陶瓷芯具有嵌入在其中的三维陶瓷纤维预制件以及具有芯外表面；

切入到所述芯外表面和所述预制件的纤维中的专设的表面特征；以及热障涂层，所述热障涂层包括应用并联接在所述陶瓷芯的芯外表面和所述专设的表面特征上的热障涂层内表面以及用于暴露于燃烧气体的热障涂层外表面，其中，所述陶瓷基复合材料部件包括覆盖基底表面的侧向邻接地堆叠的多个相应的所述陶瓷芯，所述热障涂层连续不间断地覆盖多个相应的所述陶瓷芯的芯外表面以及多个相应的所述陶瓷芯的芯外表面上的专设的表面特征。

2.根据权利要求1所述的陶瓷基复合材料部件，其中，所述热障涂层外表面具有专设的槽特征。

3.根据权利要求1所述的陶瓷基复合材料部件，其中，相应的堆叠的所述陶瓷芯具有不同的外表面轮廓，所述不同的外表面轮廓共同形成了所述专设的表面特征。

4.根据权利要求3所述的陶瓷基复合材料部件，其中，相应的堆叠的所述陶瓷芯限定了具有高低不同的表面高度的图案，所述高低不同的表面高度共同形成了专设的表面特征。

5.根据权利要求1所述的陶瓷基复合材料部件，其中，所述热障涂层的厚度在0.5mm与

2mm之间。

6.根据权利要求1所述的陶瓷基复合材料部件，其中，所述专设的表面特征的高度在

0.1mm至0.5mm之间并且所述专设的表面特征具有0.1mm至8mm的间隔。

7.根据权利要求1所述的陶瓷基复合材料部件，其中，所述陶瓷芯呈应用在单独的基底表面上的衬套的形式。

8.根据权利要求1所述的陶瓷基复合材料部件，所述陶瓷纤维包括碳化硅、碳氮化硅、硅聚硼硅氮烷、氧化铝、莫来石、氧化铝-氧化硼-二氧化硅、钇铝石榴石、氧化锆增韧氧化铝或氧化锆。

9.根据权利要求1所述的陶瓷基复合材料部件，所述陶瓷芯包括氧化铝、氧化铝-氧化锆、氧化铝-二氧化硅、碳化硅、氧化钇稳定的氧化锆、硅或碳化硅聚合物前体。

10.一种用于制造用于燃气涡轮发动机用的陶瓷基复合材料部件的方法，包括：用陶瓷纤维制造三维预制件；

用陶瓷材料浸润所述预制件的纤维，从而形成固化的陶瓷芯，固化的所述陶瓷芯限定了芯外表面；

形成专设的表面特征，所述专设的表面特征被切入到所述芯外表面和所述预制件的纤维中；以及将热障涂层应用并联接在所述芯外表面和所述专设的表面特征上，其中，所述方法还包括：

提供基底，所述基底具有基底表面；

制造多个所述陶瓷芯；

将多个所述陶瓷芯以侧向邻接的方式堆叠而用所述多个陶瓷芯覆盖所述基底表面，所述热障涂层连续不间断地应用以使所述热障涂层覆盖多个所述陶瓷芯的芯外表面和多个所述陶瓷芯的芯外表面上的专设的表面特征。

11.根据权利要求10所述的方法，还包括在所述热障涂层的外表面上形成专设的槽特征。

12.根据权利要求10所述的方法，其中，所述专设的表面特征的高度在0.1mm至1.5mm之间并且所述专设的表面特征的间隔在0.1mm至8mm之间。

13.根据权利要求10所述的方法，其中，所应用的热障涂层(66、86、106)层的厚度在

0.5mm至2mm之间。

14.根据权利要求10所述的方法，其中，固化的所述陶瓷芯呈应用在单独的基底表面上的衬套的形式。

15.根据权利要求14所述的方法，还包括堆叠具有不同的外表面轮廓的衬套，所述不同的外表面轮廓共同形成了相邻衬套之间的所述专设的表面特征。

16.根据权利要求10所述的方法，还包括在形成专设的表面特征之后、应用热障涂层之前向所述陶瓷芯的外表面应用陶瓷结合涂层。

说明书

具有保持热障涂层的专设表面特征的陶瓷基复合材料涡轮机

部件

[0001] 相关申请的交叉引用

[0002] 本申请要求于2015年2月18日提交的、题目为“TURBINE  COMPONENT THERMALBARRIER COATING WITH CRACK ISOLATING ENGINEERED GROOVE FEATURES(具有裂纹隔离专设槽特征的涡轮机部件热障涂层)”的国际申请No.PCT/US15/16318以及于2015年
2月18日提交的、题目为“TURBINE COMPONENT THERMAL BARRIER COATING WITH CRACK ISOLATINGENGINEERED SURFACE FEATURES(具有裂纹隔离专设表面特征的涡轮机部件热障涂层)”的国际申请No.PCT/US15/16331的优先权。这两个优先权文件的整体内容通过参引并入本文。

技术领域

[0003] 本发明涉及用于燃气涡轮发动机的具有陶瓷基复合材料(“CMC”)结构的部件以及用于制造这些部件的方法，其中，陶瓷基复合材料(“CMC”)结构又通过热障涂层(“TBC”)被进行隔热。更特别地，本发明涉及用于燃气涡轮机的具有陶瓷基复合材料(“CMC”)结构的发动机部件，其中，陶瓷基复合材料(“CMC”)结构具有固定TBC的专设表面特征。

背景技术

[0004] CMC结构包括固化的陶瓷芯，在该陶瓷芯中嵌入有三维陶瓷纤维基底或其他阵列的陶瓷纤维。与没有结合嵌入纤维的陶瓷结构相比，CMC的陶瓷芯内所嵌入的陶瓷纤维提高了抗延伸断裂性、断裂韧性，耐热冲击性和动态载荷能力。CMC嵌入的纤维取向还有助于部件的结构特性的选择性各向异性的改变。CMC结构是通过将陶瓷纤维——也被称为“粗纱”——定向到包括三维预制件的织物、丝线缠绕物或编织物中来制造的。用于CMC的预制件制造可以比得上形成用于飞行器机翼或船体的纤维增强的聚合物结构部件。预制件通过比如气相沉积、熔体浸润、陶瓷聚合物热解、化学反应、烧结或陶瓷粉末的电泳沉积的这些技术被陶瓷材料浸润，从而形成具有嵌入的定向陶瓷纤维的实体陶瓷结构。

[0005] 陶瓷基复合材料(“CMC”)结构作为诸如绝缘衬套、叶片和涡轮叶之类的这些部件的绝缘层和/或结构元件被结合到燃气涡轮发动机部件中。这些CMC对于氧化物基陶瓷基复合材料而言在约1150摄氏度(“C”)的范围内提供了更好的抗氧化性和更高的温度能力，并且对于碳化硅纤维-碳化硅芯(“SiC-SiC“)陶瓷基复合材料而言在达约1350C的范围内提供了更好的抗氧化性和更高的温度能力，而镍或钴基超合金在发动机内的类似的运行条件下通常被限制在约950摄氏度至1000摄氏度。尽管1150C(对于SiC-SiC基CMC为1350C)的运行能力是对传统的超合金的温度极限的改进，但CMC的机械强度(例如，承载能力)还受限于晶粒生长、与基体的反应过程和/或1150C/1350C及更高的环境。在所需的燃气涡轮发动机的燃烧温度高达1600C至1700C的情况下，CMC需要在其自身与燃烧气体之间置入额外的隔热保护，以将CMC的温度保持在1150C/1350C以下。

[0006] 如以往的超合金部件所做的那样，CMC通过应用热障涂层或涂覆层(“TBC”)的上覆层来接受额外的隔热保护。然而，TBC在CMC或超合金基底上的应用带来了新的和不同的热膨胀失配及附着的挑战。在燃气涡轮发动机运行期间，超合金、CMC和TBC材料都具有不同的热膨胀性能。在超合金基底上应用TBC的情况下，超合金材料比覆于超合金材料上的TBC材料膨胀的程度更大，这在极端情况下会导致在TBC层中形成裂纹，从而导致TBC层与超合金表面的分层。除了热失配的挑战之外，还存在金属基板/TBC接合面附着的挑战。尽管TBC材料通常很好地附着至最初的金属超合金基底上，或者很好地附着在覆于该超合金基底上的金属结合涂层(“BC”)基底中，但是金属会产生氧化物表面层，该氧化表面层随后在相应的层接合面处会使至TBC附着劣化。

[0007] TBC/金属基底接合面的一体性是通过使用借助于参引所并入本文的如下申请来保持的：题目为“TURBINE COMPONENT THERMAL BARRIER COATING WITH CRACK ISOLATING ENGINEERED GROOVE FEATURES(具有裂纹隔离专设槽特征的涡轮机部件热障涂层)”的优先权国际申请No.PCT/US15/16318以及题目为“TURBINE COMPONENT THERMAL BARRIER COATING WITH CRACK ISOLATING ENGINEERED SURFACE FEATURES(具有裂纹隔离专设表面特征的涡轮机部件热障涂层)”的优先权国际申请No.PCT/US15/16331。在优先权申请中描述的一些实施方式在金属超合金基底的基底表面上或在位于该基底表面上的金属结合涂层(“BC”)或这两个金属表面的组合中都结合有专设的表面特征(“ESF”)。金属表面/TBC层接合面的ESF机械地固定TBC材料，以抑制分层或至少限制对由相邻的ESF限定的边界的分层损害。优先权申请中的其他实施方式在TBC层外表面上结合有专设的槽特征(“EGF”)，以控制表面裂纹扩展。这些申请中的另外的实施方式结合有ESF和EGF两者。因此，在金属材料于发动机运行期间变热(形成表面氧化物)并膨胀时，尽管层间结合性降低，但更少地膨胀的TBC材料与金属机械互锁。

[0008] 回到CMC/TBC热膨胀失配和通常的层间结合挑战，相对层的膨胀与超合金/TBC部件所经历的相反。TBC材料往往比位于TBC层下方的CMC材料膨胀的程度更大。随着TBC变热，其倾向于失去与CMC表面的附着并与CMC表面分层。许多CMC材料在固化的陶瓷芯和CMC材料所嵌入的陶瓷纤维中已经包含有氧化物，这对CMC/TBC接合面处层间附着有不利的影响。在SiC-SiC复合材料的情况下，热障涂层可以与位于热障涂层下方的硅基基体反应形成比基体或涂层更脆的新化合物。因此，TBC应用在部件的CMC表面上而不随后在发动机运行期间分层是比较困难的。根据预制件中嵌入的陶瓷纤维的局部宏观粗糙度以及将预制件嵌入固化的陶瓷芯中的陶瓷材料的浸润特性，TBC涂层的附着性通常比TBC涂层在金属基底上的附着性差。TBC/CMC的附着在嵌入纤维的预制件被定向成平行于部件表面时会特别差。TBC层的厚度被限制至下述厚度：尽管TBC具有较高的热膨胀率，但所述厚度的TBC仍能保持与CMC表面结合。换句话说，TBC层的厚度在已经相对受限的TBC/CMC材料附着能力界限内被保持在使TBC/CMC热膨胀分层加速的阈值以下。不幸的是，限制TBC层的厚度不利地限制了TBC的隔热特性。通常，与较薄的层相比，较厚的TBC层会向位于TBC层下方的CMC基底/层提供较大程度的隔热保护。

发明内容

[0009] 文中所描述的示例性实施方式通过在CMC陶瓷芯的表面和所嵌入的陶瓷纤维内切割出专设的表面特征(“ESF”)而增强了TBC在燃气涡轮发动机中的CMC部件上的保持。ESF将CMC结构、并且特别是纤维束机械地互锁至TBC，并且提供了增大的表面积和用于层间附着的附加互锁。热喷涂的或汽相沉积的或溶液/悬浮液等离子体喷涂的TBC被施加在陶瓷芯外表面和ESF上并联接至陶瓷芯外表面和ESF。ESF提供的增强的附着能力有助于向部件应用较厚的TBC层，从而增强了对位于TBC下方的CMC结构/层的隔热保护。相应材料的增大的附着表面面积和增添的机械互锁促使在没有TBC分层的风险的情况下将更大厚度的TBC层应用于CMC基底。更大厚度的TBC层又为CMC结构提供了更大程度的隔热性，以实现更大的可能的发动机运行温度和效率。在一些实施方式中，CMC部件覆盖下层基底，比如超合金金属基底。在其他实施方式中，CMC部件是金属基底上的衬套。在其他实施方式中，CMC部件不具有下层的金属基底，而是提供了其自身的内部结构支撑。在另外的实施方式中，多个CMC部件结合在一起以形成较大的复合CMC部件，比如层压的涡轮叶片或机叶。

[0010] 在一些实施方式中，TBC外表面被应用有专设的槽特征(“EGF”)。在一些实施方式中，多个层叠的侧向邻接的相应的CMC芯覆盖基底表面，其中，每个相应的芯具有嵌入的陶瓷预制件并且在芯表面上具有ESF；在此之后，在所有芯外表面和ESF上被施加有连续不间断的TBC。在其他实施方式中，CMC陶瓷芯或多个邻接的堆叠的陶瓷芯是被应用在诸如金属基底之类的基底表面上的独立的衬套。在一些实施方式中，相应地堆叠的陶瓷芯具有不同的表面轮廓，这些不同的表面轮廓共同形成ESF。在其他实施方式中，相应地堆叠的芯限定了具有高低不同的表面高度的图案，这些高低不同的表面高度共同形成了ESF。

[0011] CMC部件是通过用陶瓷纤维制造三维预制件并用陶瓷材料浸润预置纤维来制造的，从而形成固化的陶瓷芯。在芯外表面和预制件的纤维中被切入有ESF。TBC随后被应用于芯外表面和ESF。

[0012] 本发明的示例性实施方式的特征在于用于燃气涡轮发动机的陶瓷基复合材料(“CMC”)部件具有嵌入在该部件中的固化的陶瓷芯，该陶瓷芯具有三维陶瓷纤维预制件。专设表面特征(“ESF”)被切入到芯的外表面和预制件的纤维中。热喷涂的或汽相沉积的或溶液/悬浮液等离子体喷涂的热障涂层(“TBC”)被应用在芯外表面和ESF上并联接至芯外表面和ESF。ESF提供了增大的表面面积并且与TBC机械地互锁，从而提高了陶瓷芯与TBC之间的附着。

[0013] 本发明的其他示例性实施方式的特征在于用于燃气涡轮发动机的部件，该部件包括基底，该基底具有限定表面轮廓的基底表面。陶瓷基复合材料(“CMC”)层覆盖该基底。在一些实施方式中，CMC层还用作基底。CMC层包括固化的陶瓷芯，该陶瓷芯具有被成形为符合基底表面轮廓并抵接该基底表面轮廓的陶瓷芯内表面。陶瓷纤维形成为定形状成符合基底表面轮廓的三维预制件。预制件被嵌入在固化的陶瓷芯内。陶瓷芯外表面和预制件的纤维中被切入有专设的表面特征(“ESF”)。包括TBC内表面的热喷涂的或汽相沉积的或溶液/悬浮液等离子体喷涂的热障涂层(“TBC”)被应用在芯外表面和ESF上并联接至芯外表面和ESF。TBC外表面在发动机运行期间暴露于燃烧气体。TBC对位于TBC下方的CMC层和基底进行隔热。

[0014] 本发明的其他示例性实施方式的特征在于用于制造燃气涡轮机部件的方法。三维预制件是用陶瓷纤维制造的。预制件的纤维用陶瓷材料进行浸润，从而形成固化的陶瓷芯，这进而限定了芯外表面。通过切入到芯外表面和预制件的纤维中而形成了专设的表面特征(“ESF”)。热喷涂的或汽相沉积的或溶液/悬浮液等离子体喷涂的热障涂层(“TBC”)被应用在芯外表面和ESF上并联接至芯外表面和ESF。在一些实施方式中，提供了一种下述基底：所述基底具有限定表面轮廓的基底表面。该基底表面被覆盖有陶瓷基复合材料(“CMC”)层。

[0015] 文中描述的本发明的示例性实施方式的各个特征可以以任意组合或子组合的方式结合地或分开地应用。

附图说明

[0016] 在以下结合附图的详细描述中进一步描述了本发明的示例性实施方式，在附图中：

[0017] 图1是燃气或燃气涡轮发动机的局部轴向剖视图，其中，该涡轮发动机包括根据本发明的示例性实施方式构造的一个或更多个CMC部件；

[0018] 图2是根据本发明的示例性实施方式的用于燃气涡轮发动机的CMC部件的横截面示意图；

[0019] 图3是根据本发明的实施方式的CMC部件的固化陶瓷芯在应用TBC之前的照片，其中，芯外表面和所嵌入的预制件的陶瓷纤维中被切入有凸起的凹陷形专设表面特征(“ESF”)；

[0020] 图4是根据本发明的实施方式的图3的陶瓷芯在将TBC应用在芯外表面和ESF上之后的照片；

[0021] 图5是根据本发明的另一示例性实施方式的用于燃气涡轮发动机的CMC部件的横截面示意图，该CMC部件具有形成ESF的多个不同高度的堆叠的侧向邻接的相应的陶瓷芯；

[0022] 图6是根据本发明的另一实施方式的衬套式CMC部件的环状固化陶瓷芯在应用TBC之前的照片，其中，芯外周表面和所嵌入的预制件的陶瓷纤维中被切入有凸起的肋状专设表面特征(“ESF”)；

[0023] 图7是根据本发明的实施方式的三个陶瓷芯衬套在应用TBC之前的照片，其中，每个衬套分别由多个图6的五个堆叠的横向邻接的相应的环形陶瓷芯形成；

[0024] 图8是根据本发明的实施方式的图7的衬套中的一个衬套在应用TBC之后的照片；以及

[0025] 图9是图8的衬套在于TBC的外表面上形成专设槽特征(“EGF”)之后的照片。

[0026] 为了便于理解，如果可以，已经使用相同的附图标记来表示对这些附图来说通用的相同元件。附图没有按比例绘制。

具体实施方式

[0027] 本发明的示例性实施方式被应用在燃气涡轮发动机中。在一些实施方式中，本发明的陶瓷基复合材料(“CMC”)部件被用作用于其他结构部件的隔热覆盖件或者衬套，所述其他结构部件比如是金属超合金部件。在其他实施方式中，CMC部件在结构上是自支撑的。本发明的CMC部件的各实施方式被组合以形成复合结构，比如涡轮叶或者叶片，这些复合结构在结构上是自支撑的或者这些复合结构覆盖其他的结构元件。本发明的CMC部件的实施方式具有嵌入在CMC部件中的具有三维陶瓷纤维预制件的固化的陶瓷芯。芯的外表面和预制件纤维中被切入有专设的(engineered)表面特征(“ESF”)。热喷涂的、或者汽相沉积的、或者溶液/悬浮液等离子体喷涂的热障涂层(“TBC”)被应用在芯外表面和ESF上并联接至芯外表面和ESF。在一些实施方式中，专设的槽特征(“EGF”)被切入到TBC的外表面中。

[0028] 本发明的ESF提供了增大的表面面积并且与TBC机械地互锁，从而加强了陶瓷芯与TBC之间的附着。由ESF提供的机械互锁和加强的附着促使从0.5mm至2.0mm的相对厚的TBC层的应用。由于较厚TBC的应用，本发明的CMC部件的实施方式能够在达1950摄氏度的燃烧环境下运行，其中，较厚的TBC将CMC陶瓷芯的温度限制在1150/1350摄氏度以下。

[0029] 根据本发明的方法实施方式，CMC部件是通过这样制成的：用陶瓷纤维制造三维预制件以及用陶瓷材料浸润预制件从而形成固化的陶瓷芯。ESF被切入到芯外表面和预制件的纤维中。TBC随后被应用至芯外表面和ESF。如果CMC部件在结构上是自支撑的，则层叠有TBC的芯通过机加工或者其他制造方法而构造成其最终的尺寸。如果CMC部件是用于另一结构部件——比如超合金基底——的隔热覆盖件，则部件被定尺寸成覆盖该基底。在一些应用中，CMC部件、或者多个CMC部件构造为隔热衬套来覆盖基底部件。在一些实施方式中，在TBC应用之前，多个这样的衬套被堆叠起来并且侧向接合在基底上。

[0030] 图1示出了燃气涡轮发动机20，该燃气涡轮发动机20具有燃气涡轮壳体22、多级压缩机部段24、燃烧部段26、多级涡轮部段28和转子30。多个火焰筒型燃烧室32中的一个燃烧室32联接至将来自燃烧室的燃烧气体引导至涡轮部段28的下游过渡部段34。大气压力下的进气大致沿着涡轮发动机20的轴向长度的流动箭头F的方向被吸入到压缩机部段24中。进气在压缩机部段24中由成排的旋转压缩机叶片50被逐渐加压，并且通过相匹配的压缩机机叶52被引导至燃烧部段26，在燃烧部段26内进气与燃料混合并被点燃。此时相比最初的进气处于更高的压力和速度的点燃的燃料/气体混合物被引导穿过过渡部段34进入涡轮部段28中的成排的相继的机叶56和叶片50。发动机的转子30和轴保持多排的翼型截面形涡轮叶片54。本文描述的CMC部件的实施方式被设计成能够在达1950摄氏度的发动机温度环境下运行。在一些实施方式中，CMC部件是用于金属基底结构部件的隔热衬套或者覆盖件，金属基底结构部件比如是燃烧室32内的子部件、过渡部段34、叶片54或者机叶56。在其他实施方式中，本发明的CMC部件在结构上是自支撑的，从而不需要金属基底。示例性的自支撑部件CMC部件包括压缩机叶片50或者机叶52(该部件不需要对TBC、压缩机32的内部子部件或者过渡部段34进行隔热)。在一些实施方式中，整个涡轮部段28的叶片54或者机叶56的翼型均为CMC结构；其中，CMC结构的嵌入陶瓷芯的纤维预制件具有与0.5mm至2mm的相对厚的TBC层机械互锁的ESF。

[0031] 图2中示出了示例性发动机部件60的示意性横截面。发动机部件60包括由CMC陶瓷芯62覆盖的金属芯基底61，该CMC陶瓷芯62具有嵌入在CMC陶瓷芯62中的预制陶瓷纤维基底62A。芯62的外表面63具有从该外表面突出的成阵列的多个专设的表面特征(“ESF”)64，专设的表面特征64被切入到芯外表面63和预制件62A的陶瓷纤维中，从而限定了ESF之间的间隙65。尽管示出的是矩形横截面的ESF 64，但是任何其他形状均可以来替代，例如柱形、三角形、梯形或者交叉网格形式。示例性ESF 64具有在0.1mm与1.5mm之间的高度，并且具有
0.1mm与8mm之间的中线至中线间距间隔密度。

[0032] 热喷涂的或者汽相沉积的、或者溶液/悬浮液等离子体喷涂的热障涂层(“TBC”)66被应用在芯外表面和ESF上并联接至该芯外表面和ESF。TBC 66结合至陶瓷芯62，其中，相比平坦的结合区域，ESF 64增大了沿着结合区域的表面面积。ESF 64还提供了陶瓷芯62与TBC 66的机械互锁。经验表明TBC趋向于从平坦的CMC外表面分层并脱离，尤其是在预制件62A的纤维定向成平行于陶瓷芯外表面的情况下，更是如此。在本发明的实施方式中，切出的ESF64也会切到预制件62A内的纤维。在ESF区域内，预制件62A的纤维在间隙65内沿着ESF的侧边与TBC层偏斜或垂直，从而产生与像在没有ESF的情况下形成的平坦表面那样的平行接合面不同的抵接接合面。TBC 66至CMC陶瓷芯62的附着通过TBC材料与切出的纤维端部之间的结合而被加强。在预制件62A的不用于承受结构载荷的外周区域中切割陶瓷纤维对CMC部件的结构整体性不构成影响。外周区域主要用于TBC的附着。

[0033] TBC外表面中被切入有可选的专设槽特征(“EGF”)67，如通过参引所并入本文的题目为“TURBINE COMPONENT THERMAL BARRIER COATING WITH CRACKISOLATING ENGINEERED GROOVE FEATURES(具有裂纹隔离专设槽特征的涡轮机部件热障涂层)”的优先权国际申请No.PCT/US15/16318和题目为“TURBINE COMPONENT THERMALBARRIER COATING WITH CRACKISOLATING ENGINEERED SURFACE FEATURES(具有裂纹隔离专设表面特征的涡轮部件热障涂层)”的国际申请No.PCT/US15/16331中所描述的。在一些实施方式中，如在优先权文件中所描述的，EGF 67以图案阵列的方式被切割，所述图案阵列包括与CMC陶瓷芯62的ESF 64相互交错以加强脱离隔离的图案阵列。

[0034] 图3是一对横向对齐的CMC部件70的照片，所述一对横向对齐的CMC部件70各自的芯72的外表面和所嵌入的预制陶瓷纤维被铣削出成阵列的凹陷的或者柱形状的ESF 74。图4示出了在将TBC 66应用在部件70的陶瓷芯72和ESF 74上之后部件70中的一个部件。

[0035] 在图5的实施方式中，CMC部件80包括由多个堆叠的侧向邻接的相应的陶瓷芯83和陶瓷芯84覆盖的金属芯81，其中，每个芯中均具有其自身嵌入的陶瓷纤维预制件。若干个嵌入预制件由图5中的附图标记84结合地或共同地表示。预制件的纤维在抵接连续不间断的TBC 86的所有表面上都是暴露的。在该实施方式中，陶瓷芯83的抵接TBC 86的朝外的面比陶瓷芯84短。交替高度的芯83和芯84的图案共同形成了限定间隙85的ESF，ESF用于与TBC 86机械互锁从而用于在芯与TBC之间形成更大程度附着的表面区域。其他轮廓的ESF可选地是通过选择性地以对称的方式或非对称的方式改变陶瓷芯的外部轮廓而形成的。陶瓷芯83和芯84的暴露表面上可选地形成有额外的ESF，比如图6的CMC芯92的ESF 94。TBC包括EGF 
87。在CMC部件80中，多个交替的陶瓷芯83和84共同形成为围绕金属芯81的衬套。在一些实施方式中，在陶瓷芯83和84被应用在金属芯81上之后，TBC 86作为连续不间断的层被应用在陶瓷芯83和84上。在其他实施方式中，TBC 86被应用在芯83和芯84上，随后所完成的衬套作为整体结构被应用在金属芯81上。

[0036] 图6为CMC部件90的陶瓷芯92在应用TBC之前的照片。陶瓷芯92为具有内周92A的环形形状，该陶瓷芯92作为隔热衬套结构的一部分与其他类似的环形部件90一起滑到金属芯上。陶瓷芯92具有外周边缘93，在该外周边缘93中形成有轴向对齐的ESF 94，ESF 94被切入到固化的陶瓷材料及其预制件的嵌入纤维中。

[0037] 示出了三个独立的、堆叠的CMC衬套100。每个衬套100包括五个独立的、轴向对齐的、环形形状的陶瓷芯102，每个芯具有嵌入的陶瓷纤维预制件。与图6的陶瓷芯92的结构类似，CMC衬套100的陶瓷芯周缘被切入有凹陷形的ESF 104。

[0038] 在图8中，示出了应用了连续不间断的TBC 106之后的CMC衬套100中的一个CMC衬套，其中，TBC 106覆盖了相应的、等高度的陶瓷芯102及其相关联的ESF 104中的每一者。在图9中，TBC的外表面中被切入有EGF 107。所完成的CMC衬套100限定了内周表面102A，该内周表面102A以滑动的方式配合在基底(未示出)上，从而将基底与涡轮发动机部件内的热燃烧气体隔绝。

[0039] 现在描述用于制造用于燃气涡轮发动机的陶瓷基复合材料(“CMC”)部件的示例性方法，陶瓷基复合材料(“CMC”)部件比如是图3、图4和图6至图9中氧化纤维-氧化陶瓷芯CMC部件70、90和100。使用任何已知的技术用陶瓷纤维制造三维预制件。示例性预制件是通过将陶瓷纤维编织成对称的或者非对称的预制件基体而形成的。在一些实施方式中，例如在最终的CMC部件要用作自支撑结构元件或者部分自支撑结构元件的情况下，编织图案选择性地被改变以提供各向异性的结构特性，这与非结构隔热罩覆于金属基底或者其他基底的情况相反。预制件的三维表面纹理在编织过程中可以比如通过制造分级编织物/纤维基体来选择性地改变，以改变纤维的取向和各向异性结构强度，从而用于在之后与所应用的TBC结合。例如，预制件编织轮廓可以被改变成适应之后在预制件中的纤维束之间或向外突出的突出部之间切入的ESF的取向。用以形成预制件的示例性纤维材料包括：碳化硅、(商标SYLRAMIC、HINICALON、TYRANO在商业上可用)、碳硅氮化物、硅多硼硅氮烷、氧化铝、莫来石、氧化铝-氧化硼-二氧化硅(商标NEXTEL312、NEXTEL 610、NEXTEL720在商业上可用)、钇铝石榴石(“YAG”)、氧化锆增韧的氧化铝(“ZTA”)或者氧化锆(“ZrO2”)。CMC部件70、90和100具有由氧化铝或者碳化硅纤维构成的方平编织图案的预制件。

[0040] 在预制件制造完成后，该预制件的陶瓷纤维被浸润有陶瓷材料，以形成固化的陶瓷芯。用来浸渍预制件的示例性陶瓷材料包括硅酸铝、氧化铝氧化锆、氧化铝、氧化钇稳定的氧化锆、硅或碳化硅聚合物前体。浸润是通过任何已知的技术执行的，从而产生具有嵌入的定向的陶瓷纤维的实体陶瓷结构，这些已知技术包括气相沉积、熔体浸润、化学蒸气浸润、浆料浸润、预制陶瓷聚合物热分解、化学反应、烧结或陶瓷粉末的电泳沉积。在氧化陶瓷基复合材料的情况下，固化的陶瓷芯结合预制件。图3、图4和图6至图9的固化陶瓷芯72、92、102被浸渍有硅酸铝或氧化铝氧化锆陶瓷氧化物材料的浆料。浆料浸渍的预制件随后使用已知的陶瓷生产技术进行烘烤以使浆料硬化从而形成固化的陶瓷芯。在一些实施方式中，使用柔性陶瓷预浸渍来形成固化的陶瓷芯。

[0041] 专设表面特征(ESF)是通过任何已知的切割技术而被切入到芯外表面和预制件的纤维中的，这些已知的切割技术包括机械加工、激光烧蚀或者放电加工、网格喷砂或者高压流体。尽管一般的CMC制造通常不太希望在预制件内切割纤维，因为会担心结构变弱，但是比如在图3、图4和图6至图9的CMC部件中切割靠近陶瓷芯表面的纤维并没有在结构上弱化这些部件。图3和图4的ESF 74是通过铣削陶瓷芯72来进行机械切割的，而图6至图9的ESF是通过激光烧蚀进行切割的。

[0042] 如已知的复合材料那样，热喷涂的、或者汽相沉积的、或者溶液/悬浮液等离子体喷涂的热障涂层(“TBC”)被应用在陶瓷芯上。示例性TBC复合物包括单层的重量百分比为8的氧化钇稳定氧化锆(“8YSZ”)或者单层的重量百分比为20的氧化钇稳定氧化锆(“20YSZ”)。对于含有热障涂层的烧绿石，需要底层的8YSZ来形成双层的8YSL/重量百分比为59的钆稳定氧化锆(8YSZ/59GZO)涂层或者双层的8YSZ/质量百分比为30至50的氧化钇稳定氧化锆(“30-50YSZ”)涂层或者其组合。TBC附着至包括ESF的陶瓷芯外表面。ESF增大了用于TBC与陶瓷芯附着的表面面积，并且提供了材料的机械互锁。被切割的陶瓷纤维端部沿着ESF的侧部附着至并抵靠TBC材料，从而进一步增加了附着强度。可选地，通过已知的沉积过程在ESF上应用有粗糙表面的陶瓷结合涂层，从而进一步增强了TBC层至陶瓷芯的附着。在示例性实施方式中，结合涂层材料是氧化铝或者YAG以能够在整个TBC脱离的情况下进行氧化保护。

[0043] 归因于增大的附着表面面积、机械互锁以及暴露的陶瓷纤维/TBC的附着所导致的增强的陶瓷芯/TBC附着促使0.5mm至2.0mm范围内的更厚的TBC层的应用，而0.5mm至2.0mm范围内的更厚的TBC层原本可能会从相比较的平坦表面TBC/陶瓷芯接合面分层。更厚的TBC提高了对位于TBC下方的CMC陶瓷芯和纤维的隔热保护。根据本文描述的实施方式制造的示例性模拟涡轮部件结构使TBC外层暴露于1950摄氏度的燃烧温度，而将TBC下方的CMC陶瓷芯和纤维的温度保持在1150摄氏度/1350摄氏度以下。如先前指出的，CMC芯和纤维暴露在1150C/1350C以上会使这些结构热降解。

[0044] 尽管本文已经详细地示出并描述了包括本发明的多种实施方式，但是其他人可以容易地设想出许多仍然包括所要求保护的本发明的其他被改变的实施方式。本发明就其应用而言不限于在说明书中陈述的或在附图中示出的部件的示例性实施方式的构造细节和布置细节。本发明能够具有其他实施方式并且能够以各种方式实践或执行。另外，应当理解到，本文使用的措辞和术语是为了描述的目的，而不应被视为限制。“包括”、“包含”或“具有”及其变体在本文中的使用意在包括其后所列出的项、这些项的等同替代以及附加的项。除非另有指定或限制，否则术语“安装”、“连接”、“支撑”和“联接”及其变体以广义使用，并且包括直接和间接地安装，连接、支撑和联接。此外，“连接”和“联接”不限于物理、机械或者电的连接或联接。