COMPONENTES DE MOTOR DE TURBINA CON REVESTIMIENTOS PROTECTORES SIN ALUMINURO QUE CONTIENEN SILICIO Y CROMO Y MÉTODOS PARA FORMAR DICHOS REVESTIMIENTOS PROTECTORES SIN ALUMINURO.

Componentes de motor de turbina con revestimientos protectores sin aluminuro que contienen silicio y cromo y métodos para formar dichos revestimiento protectores sin aluminuro. Campo del invento El invento presente se refiere a componentes de material revestido y, más particularmente, a componentes de motor de turbina con un revestimiento protector sin aluminuro, que contiene silicio y cromo y a métodos para formar dichos revestimientos protectores en componentes de motor de turbina. Antecedentes del invento Con frecuencia se forman capas intermetálicas y revestimientos en una superficie de un componente de metal para proteger el sustrato metálico subyacente del componente y para extender su vida útil durante la operación. Por ejemplo, muchos componentes de superaleación de motores de turbina de gas, como álabes de turbina, álabes de guía, zunchos de refuerzo, guías de tobera, incluyen un revestimiento de aluminuro en las superficies bañadas por el flujo del aire o del gas que protegen el metal de base de la superaleación subyacente contra la oxidación y corrosión a altas temperaturas. Entre otras aplicaciones, los motores de turbina de gas son usados como motores de avión o de reacción (por ejemplo, los turbofanes), como motores de turbina de gas industriales para generación de energía, como parte de unidades de accionamiento motor para dispositivos tales como En general, los motores de turbina de gas incluyen un compresor para comprimir aire, una(s) cámara(s) de combustión para mezclar el aire comprimido con combustible, tal como, pero no limitado a, combustible de motores de reacción, gas natural, diesel, gases de residuos de biomasa, gasolina y gases de carbón gasificado, la mezcla es quemada posteriormente. El motor incluye también un conjunto de álabes de turbina para producir energía. En particular, los motores de turbina de gas operan absorbiendo aire por delante del motor. El aire es comprimido a continuación, mezclado con combustible y quemado. Los gases calientes de la salida de la mezcla quemada pasan a través de una turbina, lo que hace que la turbina gire y que de esa manera accione el compresor. Los motores de turbina de gas de avión, a los que se llama aquí motores de reacción, impulsan hacia delante el avión sobre el que están montados en respuesta al empuje proporcionado por el flujo de los gases de salida calientes del motor de turbina de gas. El giro de la turbina en los motores de turbina de gas industriales genera energía eléctrica. Los gases de salida calientes entran en contacto directo con las superficies que reciben flujo de aire de ciertos componentes de motor de turbina. Los gases de salida calientes calientan estos componentes a temperaturas elevadas y los exponen a elementos con impurezas como azufre procedentes del combustible quemado. Las superaleaciones, en particular, son susceptibles a oxidaciones y corrosión importantes en dichos ambientes duros, particularmente cuando los componentes de superaleaciones del motor de turbina de gas son calentados por el chorro de gas caliente de salida creado en un motor de reacción. Los componentes de motor de turbina de superaleación experimentan sulfuración cuando se exponen a bajas temperaturas al azufre que se origina en los gases de salida calientes y en otras fuentes ambientales. En general, la sulfuración aumenta la velocidad de corrosión de las superaleaciones y, en particular, la velocidad de corrosión en caliente de superaleaciones basadas en el níquel. Se observa con más frecuencia la sulfuración en porciones de componentes de superaleaciones de turbina de gas que son calentadas a temperaturas por debajo de unos 815° C durante el servicio. Con frecuencia, los componentes de turbina de gas de superaleación son enfriados por un chorro de aire a temperatura inferior dirigido a través de una región interior hueca. La sulfuración puede ocurrir en porciones de componentes de turbina de gas de superaleación que están protegidas contra la exposición directa al chorro de gas de salida, pero sin embargo operan a temperaturas inferiores a unos 815° C y están expuestos al azufre procedente de los gases de salida calientes que escapan de las superficies de las juntas. Por ejemplo, ciertos álabes de turbina de gas incluyen un segmento de perfil aerodinámico que es calentado a una temperatura superior a 815° C cuando es expuesto a un chorro de gas de salida caliente, una raíz usada para asegurar el álabe de turbina de gas a un disco de turbina del motor de turbina de gas, y una plataforma que separa el segmento de perfil aerodinámico de la raíz. En dichos álabes de turbina de gas, la raíz, que no está expuesta directamente al chorro de gas de salida, es calentada por conducción desde el segmento de perfil aerodinámico y también enfriada a menos de 815ºC por transferencia de gas al más masivo disco de turbina. La zona del álabe de la turbina de gas por debajo de la plataforma es particularmente susceptible al ataque de la sulfuración. No se prefieren los revestimientos de aluminuro en ciertas superficies de componentes de motores de turbina. La mayoría de los revestimientos de aluminuro hacen frágil la superficie del material de superaleación usado para fabricar componentes de motor de turbina, lo que puede causar una perdida de ductilidad superficial debido a que el revestimiento de aluminuro no es dúctil Los revestimientos de aluminuro pueden alterar de manera no deseada las estrechas tolerancias dimensionales requeridas en ciertos componentes. Por ejemplo, las zonas por debajo de la plataforma, incluyendo la raíz de los 2   álabes de turbina de gas, deben mantener tolerancias dimensionales estrechas para acoplar apropiadamente el perfil aerodinámico al disco de la turbina. En consecuencia, se hacen mediciones rutinarias para evitar que se formen capas de aluminuro en caras de presión mecanizadas o superficies de fijación de la raíz por debajo de la plataforma cuando se forma aluminuro en las superficies del segmento de perfil aerodinámico. Sin embargo, las zonas por debajo de la plataforma continúan siendo susceptibles a la corrosión favorecida por mecanismos como la sulfuración. Se han propuesto aluminuros de platino como una solución para evitar el ataque por sulfuración de regiones del motor de turbina de superaleación, componentes por debajo de la plataforma. Sin embargo, los revestimientos de aluminuro de platino bajo ciertas condiciones de operación pueden ser susceptibles a la formación de grietas, lo que proporciona un camino para la migración de azufre y otros elementos corrosivos a la superficie de la superaleación desprotegida. Como una consecuencia de la sulfuración que sigue, el revestimiento de aluminuro de platino puede romperse y deslaminarse, algo que no es aceptable durante la operación del motor de turbina de gas. De acuerdo con esto, existe una necesidad de un revestimiento eficiente para proteger superficies a baja temperatura de los componentes de motor de turbina contra los daños de la corrosión. El documento EP1111192 describe un componente de motor de turbina para ser usado en un motor de turbina de gas, que comprende un sustrato que tiene una primera sección con una superficie que recibe flujo de aire y una segunda sección usada para asegurar la primera sección al motor de turbina de gas y un revestimiento protector al menos en una porción de la segunda sección. El documento US 2002/0179191 A1 describe un proceso para aplicar un compuesto fluido que contiene silicio en la superficie que recibe flujo de aire de un componente metálico de un motor de reacción. La composición fluida que contiene silicio, por ejemplo, silano, es curada y calentada después de la deposición. Sumario del invento El invento presente proporciona un componente y un proceso como se reivindica en las reivindicaciones 1 y 3. El invento presente proporciona, en un aspecto, un revestimiento protector sin aluminuro para un componente de motor de turbina que tenga un sustrato de superaleación basado en el níquel, en el que una capa de composición fluida que contiene silicio y otros elementos, tales como cromo, es aplicada a la superficie y calentada a una temperatura suficiente para formar el revestimiento protector que incluye cromo que se difunde desde el sustrato. La capa de composición fluida puede ser una capa de composición líquida o una composición de lodo. El revestimiento protector puede ser efectivo para reducir el riesgo de corrosión y sulfuración del material de la superaleación subyacente. El componente de motor de turbina puede ser un álabe de turbina, tal como un álabe de turbina de motor de reacción o de turbina de gas industrial, que tenga un segmento de perfil aerodinámico y una raíz de fijación enteriza con el segmento de perfil aerodinámico para acoplar el segmento de perfil aerodinámico al motor de turbina de gas. El componente... [Seguir leyendo]

1. Un componente de motor de turbina (10) para usar en un motor de turbina de gas, que comprende: un sustrato de superaleación basado en el níquel (12) que tiene una primera sección (28) con una superficie que recibe flujo de aire (34) y una segunda sección (32) usada para asegurar la primera sección (28) al motor de turbina de gas; y un revestimiento protector sin aluminuro (14) al menos en una porción de la segunda sección (32), incluyendo cromo el revestimiento protector sin aluminuro (14) que se difunde desde el sustrato de superaleación basado en el níquel (12) y silicio de tal manera que el revestimiento protector sin aluminuro (14) contiene un siliciuro de cromo, un óxido de cromo modificado con silicio, o un silicato que contiene cromo. 2. El componente de motor de turbina (10) de la reivindicación 1, en el que el revestimiento protector (14) incluye además un dopante seleccionado entre el grupo que consiste de itrio, hafnio, y combinaciones de éstos. 3. Un proceso de revestimiento para proteger un componente de motor de turbina (10) que tiene una primera sección (28) con una superficie que recibe flujo de aire (34) y una segunda sección (32) usada para asegurar la primera sección (28) al motor de turbina de gas, comprendiendo el proceso de revestimiento: aplicar una capa (20) de una composición fluida que contiene silicio que comprende un líquido de silano al menos a una porción de la segunda sección (32) del componente de motor de turbina (10); curar la composición fluida que contiene silicio después de que la capa (20) haya sido aplicada a la segunda sección (32) del componente de motor de turbina (10); y calentar la composición fluida curada que contiene silicio a una temperatura efectiva para formar un revestimiento protector sin aluminuro (14) en la segunda sección (32) del componente de motor de turbina (10) que incluye silicio procedente de la composición fluida curada que contiene silicio y que incluye además cromo difundido desde el componente de motor de turbina (10). 4. El proceso de revestimiento de la reivindicación 3, en el que el componente de motor de turbina (10) comprende un material de superaleación basado en el níquel. 5. El proceso de revestimiento de la reivindicación 3 ó de la reivindicación 4, que comprende además aplicar una sustancia que contiene cromo al menos a la porción de la segunda sección (32) del componente de motor de turbina (10). 6. El proceso de revestimiento de la reivindicación 5, en el que la aplicación de la sustancia que contiene cromo comprende además aplicar la sustancia que contiene cromo al menos a la porción de la segunda sección (32) como un constituyente de la composición fluida que contiene silicio en la capa (20). 7. El proceso de revestimiento de la reivindicación 6, en el que la aplicación de la sustancia que contiene cromo comprende además aplicar un activador de haluro, un polvo diluyente inerte, y un ligante inorgánico opcional al menos a la porción de la segunda sección (32) como constituyentes de la composición fluida que contiene silicio en la capa (20). 8. El proceso de revestimiento de la reivindicación 6 ó de la reivindicación 7, en el que calentar la composición fluida curada que contiene silicio comprende además calentar la composición fluida que contiene silicio a una temperatura y durante un tiempo suficiente para combinar la sustancia que contiene cromo con silicio procedente de la composición fluida curada que contiene silicio de tal manera que la sustancia que contiene cromo y silicio participe en la formación del revestimiento protector sin aluminuro (14). 9. El proceso de revestimiento de cualquiera de las reivindicaciones de la 5 a la 8, en el que la sustancia que contiene cromo comprende un revestimiento de cromo , y aplicar la sustancia que contiene cromo comprende además aplicar el revestimiento de cromo al menos a la porción del componente de motor de turbina (10) antes de aplicar la capa (20). 10. El proceso de revestimiento de la reivindicación 9, en el que calentar la composición fluida que contiene silicio comprende además calentar la composición fluida curada que contiene silicio y el revestimiento de cromo a una temperatura y durante un tiempo suficiente para fundir el revestimiento de cromo y combinar silicio procedente de la composición fluida que contiene silicio curado con el cromo fundido para participar en la formación del revestimiento protector sin aluminuro (14). 11. El proceso de revestimiento de la reivindicación 3, en el que la porción del componente de motor de turbina (10) está cubierta por un revestimiento existente, y aplicar la capa (20) de la composición fluida que contiene silicio comprende además aplicar la composición fluida que contiene silicio como una capa aditiva (20) al revestimiento existente para que el recubrimiento protector sin aluminuro (14) se forme en el revestimiento existente. 12. El proceso de recubrimiento de cualquier reivindicación precedente, en el que la segunda sección (32) del   componente de motor de turbina (10) incluye un paso interno, y aplicar la capa (20) de la composición fluida que contiene silicio comprende además introducir la composición fluida que contiene silicio en el paso interno. 13. El proceso de revestimiento de cualquier reivindicación precedente, que comprende además situar la composición fluida que contiene silicio en una atmósfera oxidante antes de calentar la composición fluida curada que contiene silicio. 14. El proceso de revestimiento de cualquiera de las reivindicaciones de la 3 a la 13, que comprende además situar la composición fluida que contiene silicio en una atmósfera no oxidante antes de calentar la composición fluida curada que contiene silicio. 15. El proceso de revestimiento de cualquiera de las reivindicaciones de la 3 a la 14, en el que calentar la composición fluida curada que contiene silicio comprende además elevar la temperatura de la composición fluida curada que contiene silicio en exceso de una temperatura de curación. 16. El proceso de revestimiento de cualquiera de las reivindicaciones de la 3 a la 14, en el que calentar la composición fluida curada que contiene silicio comprende además elevar la temperatura de la composición fluida curada que contiene silicio en exceso de unos 205ºC. 17. El proceso de revestimiento de cualquiera de las reivindicaciones de la 3 a la 16, que comprende además añadir un dopante seleccionado entre el grupo que consiste de itrio, hafnio y combinaciones de éstos al líquido de silano. 11   12   13