Estudio de esfuerzos residuales en recubrimientos de barrera térmica para turbinas de gas

• Pedro Yáñez-Contreras ^[2] ; José Dolores Oscar Barceinas-Sánchez ^[1] ; Carlos Agustín Poblano-Salas ^[3] ; José Martín Medina-Flores ^[4] ; José Alfredo Jiménez García ^[4] ; Miguel León-Rodríguez ^[2]
  1. [1] Instituto Politécnico Nacional

     Instituto Politécnico Nacional

     México

     
  2. [2] Universidad Politécnica de Guanajuato
  3. [3] Centro de Tecnología Avanzada A.C.(CIATEQ)
  4. [4] Instituto Tecnológico de Celaya

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• Localización: DYNA new technologies, ISSN-e 2386-8406, Vol. 5, Nº. 1, 2018
• Idioma: español
• Títulos paralelos:
  • Study of residual stresses in thermal barrier coating for gas turbin
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• Resumen
  • español

    Este trabajo es parte de un proyecto Interinstitucional cuyo objetivo es entender el fenómeno de degradación de recubrimientos tipo barrera térmica (TBC – Thermal Barrier Coating), depositados sobre álabes de turbinas de gas. Un TBC consiste de dos capas, una metálica de una aleación CoNiCrAlY, denominada capa de enlace (BC – Bond Coat), y otra cerámica de zirconia estabilizada con itria (YSZ), denominada capa superior (TC – Top Coat); ambas depositadas sobre sustratos de acero inoxidable AISI 304. EN este caso, el BC se depositó mediante rociado a alta velocidad por combustión de oxígeno (HVOF - High Velocity Oxygen Fuel), mientras que el TC mediante rociado por plasma atmosférico (APS - Atmospheric Plasma Spray). Los TBCs se trataron térmicamente a 1200 °C colocando sobre de éstos una mezcla de alumino-silicatos de calcio, magnesio, aluminio y silicio (CMAS) en forma de polvo, a una concentración de 35 mg/cm2, durante 8 y 16 horas de exposición, con el fin de evaluar el efecto de estos óxidos sobre el perfil de esfuerzos residuales. Los perfiles se determinaron mediante el método de remoción de capa modificada para recubrimientos bicapa (MLRMDC – Modified Layer Removal Method for Duplex Coatings) y aplicando una adaptación de la ecuación de esfuerzo debida a la diferencia de coeficientes de expansión térmica. Se encontró que ambos métodos proporcionan resultados coincidentes; además, se encontró que para tiempos de exposición más largos se observa un incremento de los esfuerzos residuales de compresión en el TC debido al efecto del ataque por CMAS. Los resultados de este trabajo pueden ser de gran utilidad para fabricar nuevos TBCs que provean una mejor y más duradera protección de los álabes de turbinas de gas. Éstos también pueden considerarse como un punto de referencia para calibrar y utilizar otras técnicas para determinar esfuerzos residuales, como lo es la técnica de interferometría electrónica de patrones de moteado (ESPI – Electronic Speckle Pattern Interferometry) y la correlación de imágenes.

  • English

    This work is part of an Inter-Institutional project to understand the problem of degradation suffered by thermal barrier coatings of gas turbines. Thermal barrier coatings (TBC) were manufactured by deposition of two layers of different chemical composition, namely CoNiCrAlY and yttria-stabilized zirconia (YSZ) on an AISI 304 stainless steel substrate. Both layers were deposited by employing thermal spraying processes, the bonding metallic layer (BC) was deposited by employing an HVOF gun, whereas the ceramic component (TC) by atmospheric plasma spray (APS). The TBCs were heat treated at 1200 °C, with CMAS attack with a concentration of 35 mg/cm2 for different soaking times in order to evaluate the effect of CMAS attack on the magnitude of the state of residual stresses in the coating at high temperature, as a function of exposure time. The coatings´ stress state was determined by employing the Modified Layer Removal Method for Duplex Coatings (MLRMDC) and an adaptation of the stress equation due to the difference of thermal expansion coefficients.. The residual stress profile of a TBC was successfully determined by employing both methods; it was found that longer exposure times at high temperature resulted in an increased compressive residual stress state on the TC by the CMAS effect. The result of this work may be of great interest in the determination of new TBCs for better and more durable protection of aircraft turbine blades. They are also a reference point for the use and calibration of new techniques to determine residual stresses such as the Electronic Speckle Pattern Interferometry (ESPI).