用于在航空部件上沉积牺牲涂层的方法与流程

1.本公开内容的实施方式大体涉及沉积工艺，并且具体地，涉及用于在航空部件(aerospace component)上沉积膜的气相沉积工艺。


背景技术：

2.涡轮发动机典型地具有因暴露于热气体和/或反应性化学品(例如，酸、碱或盐)而随时间腐蚀或降解的部件。此类涡轮机部件通常受热和/或化学阻挡涂层的保护。用于环境保护和用作热阻挡涂层(tbc)系统中的粘结涂层两者的用于暴露于燃气涡轮发动机中的热气体燃烧的翼型件(airfoil)上的当前涂层包括扩散铝化物和各种金属合金涂层。这些涂层施加在基板材料上方，典型地是镍基超合金，以提供抗氧化和腐蚀的保护。这些涂层以多种不同的方式形成在基板上。例如，通过简单地将基板暴露在高温下的富铝环境中，铝化镍层可生长为镍基超合金上的外涂层。铝扩散到基板中，并且与镍结合以形成镍铝合金的外表面。
3.然而，随着对发动机性能的需求增加，发动机操作温度和/或发动机寿命要求提高，需要在这些现有涂层的性能上提高在用作环境涂层或作为粘结涂层时的涂层的性能并使其超过这些现有涂层的性能。由于这些需求，期望可用于环境保护或用作能够承受更高的操作温度或在要求去除以进行修复之前操作更长的时间段或两者兼有的粘结涂层的涂层。这些已知的涂层材料和沉积技术具有若干缺点。通过低压等离子喷涂、等离子气相沉积(pvd)、电子束pvd(ebpvd)、阴极电弧或类似的溅射技术沉积的大多数金属合金涂层都是视线(line of sight)涂层，这意味着无法对部件的内部进行涂覆。外部的铂电镀典型地形成相当均匀的涂层，然而，已经证明对部件的内部进行电镀有挑战性。所得的电镀涂层通常太薄而无法起到保护作用，或者太厚而导致其他不利的机械效应，诸如重量增加过高或疲劳寿命降低(fatigue life debit)。类似地，铝化物涂层在部件的内部通路上存在不均匀性。铝化物涂层易碎，这在暴露于疲劳时会导致寿命缩短。
4.此外，这些涂层中的大多数的厚度都在大约10微米以上，这会导致部件重量增加，从而使盘和其他支撑结构的设计更有挑战性。这些涂层中的许多涂层还要求高温(例如，大于500℃)步骤来沉积或促进涂层足够地互扩散到合金中以实现粘附。许多人都期望涂层能够(1)保护金属免受氧化和腐蚀，(2)对金属有很高的粘附力，和/或(3)足够薄，而不会在裸金属的当前设计实践之外显著地增加重量或减少疲劳寿命。
5.因此，需要改善的保护涂层和沉积所述保护涂层的方法。


技术实现要素：

6.本公开内容的实施方式大体涉及在航空部件上的保护涂层和用于沉积所述保护涂层的方法。在一个或多个实施方式中，一种用于在航空部件上产生保护涂层的方法包括：在含有镍和铝(例如，镍-铝超合金)的所述航空部件上沉积金属氧化物模板层；和在热工艺和/或氧化工艺期间加热含有所述金属氧化物模板层的所述航空部件。所述热工艺和/或氧
化工艺包括：将所述航空部件内含有的铝向含有所述金属氧化物模板层的所述航空部件的表面扩散；氧化所扩散的铝以产生设置在所述航空部件与所述金属氧化物模板层之间的氧化铝层；和去除所述金属氧化物模板层的所有或一些，同时留下所述氧化铝层。所述金属氧化物模板层可部分地形成具有氧化铝层的模板元件的固溶体。
7.在一些实施方式中，一种用于在航空部件上产生保护涂层的方法包括：在含有镍和铝的所述航空部件上沉积金属氧化物模板层，其中所述金属氧化物模板层含有氧化铬、氧化钨、氧化钼、氧化钒或它们的任何组合。所述方法还包括在热工艺和/或氧化工艺期间将含有所述金属氧化物模板层的所述航空部件加热至约900℃至约1，200℃的温度。所述热工艺和/或氧化工艺包括：将所述航空部件内含有的铝向含有所述金属氧化物模板层的所述航空部件的表面扩散；氧化所扩散的铝以产生设置在所述航空部件与所述金属氧化物模板层之间的氧化铝层；和去除所述金属氧化物模板层的所有或一些，同时留下所述氧化铝层。所述金属氧化物模板层可部分地形成具有氧化铝层的模板元件的固溶体。
8.在其他实施方式中，一种航空部件含有：主体，所述主体含有镍超合金；金属氧化物模板层，所述金属氧化物模板层设置在所述主体上；和氧化铝层，所述氧化铝层设置在所述航空部件的所述主体与所述金属氧化物模板层之间。所述主体内的所述超合金含有镍、铝和选自铬、钴、钛、钼、钨或它们的合金的一种或多种金属。所述金属氧化物模板层含有铬、钨、钼、钒或它们的任何组合。在一些示例中，所述氧化铝层含有α-al2o3。所述金属氧化物模板层和所述氧化铝层具有相同的晶体结构，诸如刚玉(corundum)晶体结构。所述金属氧化物模板层和所述氧化铝层可具有晶格失配为约0.1％至约10％的晶体结构。所述金属氧化物模板层可部分地形成具有氧化铝层的模板元件的固溶体。混合金属氧化物的固溶体区的晶格失配小于模板氧化物和氧化铝的晶格失配。
附图说明
9.为了可详细地理解本公开内容的上述特征，可参考实施方式来得到以上简要地概述的本公开内容的更具体的描述，实施方式中的一些示出在附图中。然而，需注意，附图仅仅示出了示例性实施方式，并且因此不应当被视为对其范围的限制，可允许其他等效实施方式。
10.图1a至图1d是根据本文描述和讨论的一个或多个实施方式的在不同的时间间隔上形成在航空部件上的保护涂层的示意性剖视图。
11.为了便于理解，已经尽可能使用相同的附图标记标示各图共有的相同要素。设想的是，一个或多个实施方式的要素和特征可有益地结合在其他实施方式中。
具体实施方式
12.本公开内容的实施方式大体涉及设置在航空部件上的保护涂层和用于沉积或以其他方式形成所述保护涂层的方法。如本文所描述和讨论的航空部件可以是或包括一个或多个涡轮叶片、涡轮轮叶、肋、翅片(fin)、销翅片(pin fin)、燃烧器燃料喷嘴、燃烧器护罩或可受益于在其上沉积有保护涂层的任何其他航空部件或零件。保护涂层可沉积或以其他方式形成在航空部件的内表面和/或外表面上。
13.在一个或多个实施方式中，一种用于在航空部件上产生保护涂层的方法包括：在
含有镍和铝(例如，镍-铝超合金)的所述航空部件上沉积金属氧化物模板层；和在热工艺和/或氧化工艺期间加热含有所述金属氧化物模板层的所述航空部件。所述热工艺和/或氧化工艺包括：将所述航空部件内含有的铝向含有所述金属氧化物模板层的所述航空部件的表面扩散；氧化所扩散的铝以产生设置在所述航空部件与所述金属氧化物模板层之间的氧化铝层；和去除所述金属氧化物模板层的至少一部分，同时留下所述氧化铝层。
14.图1a至图1d是根据本文描述和讨论的一个或多个实施方式的在不同的时间间隔上设置在航空部件102上的保护涂层的示意性剖视图。图1a描绘了具有表面104的航空部件102。表面104可以是航空部件102的一个或多个内表面和/或一个或多个外表面。航空部件102可以是或包括涡轮叶片、涡轮轮叶、支撑构件、框架、肋、翅片、销翅片、燃烧器燃料喷嘴、燃烧器护罩、内部冷却通道或它们的任何组合。航空部件102含有一种或多种镍超合金。镍超合金可以是或包括镍-铝超合金，并且含有镍、铝和一种或多种选自铬、钴、钛、钼、钨、其他元素、它们的掺杂剂或它们的合金的金属。
15.镍超合金含有约20重量百分比(重量％)、约30重量％、约40重量％、约45重量％、约48重量％、约50重量％、约55重量％、约58重量％或约60重量％至约62重量％、约65重量％、约68重量％、约70重量％、约75重量％、约80重量％、约85重量％或约90重量％的镍。例如，镍超合金含有约20重量％至约90重量％、约30重量％至约80重量％、约40重量％至约90重量％、约40重量％至约80重量％、约40重量％至约75重量％、约20重量％至约70重量％、约40重量％至约65重量％、约40重量％至约62重量％、约40重量％至约60重量％、约40重量％至约58重量％、约40重量％至约55重量％、约40重量％至约50重量％、约50重量％至约90重量％、约50重量％至约80重量％、约50重量％至约75重量％、约20重量％至约70重量％、约50重量％至约65重量％、约50重量％至约62重量％、约50重量％至约60重量％、约50重量％至约58重量％、约50重量％至约55重量％、约58重量％至约90重量％、约58重量％至约80重量％、约58重量％至约75重量％、约20重量％至约70重量％、约58重量％至约65重量％、约58重量％至约62重量％或约58重量％至约60重量％的镍。
16.镍超合金含有约0.2重量％、约0.5重量％、约0.8重量％、约1重量％、约1.5重量％、约2重量％、约2.5重量％、约3重量％、约3.5重量％、约4重量％，或约4.5重量％至约5重量％、约6重量％、约7重量％、约8重量％、约9重量％、约10重量％、约12重量％、约15重量％、约18重量％或约20重量％的铝。例如，镍超合金含有约0.2重量％至约20重量％、约0.5重量％至约20重量％、约0.5重量％至约18重量％、约0.5重量％至约15重量％、约0.5重量％至约12重量％、约0.5重量％至约10重量％、约0.5重量％至约8重量％、约0.5重量％至约6重量％、约0.5重量％至约5重量％、约0.5重量％至约4重量％、约0.5重量％至约3重量％、约0.5重量％至约2重量％、约0.5重量％至约1重量％、约1重量％至约20重量％、约1重量％至约18重量％、约1重量％至约15重量％、约1重量％至约12重量％、约1重量％至约10重量％、约1重量％至约8重量％、约1重量％至约6重量％、约1重量％至约5重量％、约1重量％至约4重量％、约1重量％至约3重量％、约1重量％至约2重量％、约1重量％至约1重量％、约3重量％至约20重量％、约3重量％至约18重量％、约3重量％至约15重量％、约3重量％至约12重量％、约3重量％至约10重量％、约3重量％至约8重量％、约3重量％至约6重量％、约3重量％至约5重量％或约3重量％至约4重量％的铝。
17.在一个或多个示例中，镍超合金含有约40重量％或更多的镍和约0.5重量％至约
15重量％的铝。在一些示例中，镍超合金含有约50重量％或更多的镍和约1重量％至约10重量％的铝。在其他示例中，镍超合金含有约58重量％或更多的镍和约2重量％至约8重量％的铝。
18.在一些示例中，镍超合金可以是或包括cmsx-4超合金、cmsx-4plus超合金、pwa合金、rene合金、一种或多种inconel合金、一种或多种haynes合金，例如haynes 214、haynes 233、氧化铝形成奥氏体钢合金或它们的任何组合。表1提供了在本文描述和讨论的实施方式中有用的若干示例性超合金的元素组成。在表1中，合金(1)是cmsx-4超合金，合金(2)是cmsx-4plus超合金，并且除非另有指明，否则所有重量都以重量百分比(重量％)为单位。
[0019][0020][0021]
图1b描绘了设置在航空部件102的表面104上的金属氧化物模板层110，如在本文的一个或多个实施方式中所描述和讨论的。金属氧化物模板层110含有一种或多种金属氧化物，诸如氧化铬(例如，cro、cro2或cr2o3)、氧化钨(例如，wo3)、氧化钼(例如，moo2或moo3)、氧化钒(例如，vo、vo2或v2os)、它们的掺杂剂或它们的任何组合。在一些示例中，金属氧化物模板层110不包括氧化铝作为模板层。金属氧化物模板层110中含有的金属氧化物具有在热工艺和/或氧化工艺期间促进氧化铝的生长或以其他方式形成的晶格。金属氧化物模板层110中含有的金属氧化物可在稍后时间升华、蒸发、氧化或以其他方式从航空部件102去除。因此，在氧化铝形成期间和/或之后的热工艺和/或氧化工艺期间，通过升华或蒸发或氧化去除金属氧化物模板层。在一个或多个示例中，金属氧化物模板层110含有氧化铬，并且所述方法进一步包括在热工艺和/或氧化工艺期间将氧化铬转化为氧化铬氢氧化物(cro2(oh)2)。
[0022]
金属氧化物模板层110具有约10nm、约20nm、约30nm、约50nm、约80nm、约100nm、约150nm或约200nm至约250nm、约300nm、约350nm、约400nm、约500nm、约600nm、约700nm、约800nm、约900nm、约1,000nm、约1,200nm、约1,500nm、约1,800nm、约2,000nm、约3,500nm、约5,000nm、约7,500nm、约10,000nm或更厚的厚度。例如，金属氧化物模板层110的厚度为1,000nm至约2,000nm、约1,000nm至约5,000nm、约2,000nm至约10,000nm、约10nm至约10,000nm、约10nm至约5,000nm、约10nm至约3,500nm、约10nm至约2,000nm、约10nm至约1,500nm、约10nm至约1,000nm、约10nm至约800nm、约10nm至约600nm、约10nm至约500nm、约
10nm至约400nm、约10nm至约300nm、约10nm至约200nm、约10nm至约100nm、约10nm至约80nm、约10nm至约50nm、约10nm至约30nm、约100nm至约2,000nm、约100nm至约1,500nm、约100nm至约1,000nm、约100nm至约800nm、约100nm至约600nm、约100nm至约500nm、约100nm至约400nm、约100nm至约300nm或约100nm至约200nm。
[0023]
金属氧化物模板层110可通过一种或多种气相沉积工艺沉积在航空部件102上，所述气相沉积工艺诸如原子层沉积(ald)工艺、等离子体增强ald(pe-ald)工艺、热化学气相沉积(cvd)工艺、等离子体增强cvd(pe-cvd)工艺以及其他沉积工艺。
[0024]
图1c描绘了设置在航空部件102与金属氧化物模板层110之间的氧化铝层120，如在本文的一个或多个实施方式中所描述和讨论的。含有金属氧化物模板层110的航空部件102暴露于一种或多种热工艺和/或一种或多种氧化工艺以产生氧化铝层120。随着热工艺和/或氧化工艺进行，继续形成氧化铝层120，并且逐渐地去除金属氧化物模板层110。最终，金属氧化物模板层110被完全地消耗或以其他方式去除，并且氧化铝层120是用于航空部件102的剩余部分的保护涂层，如图1d所示。
[0025]
在一个或多个实施方式中，热工艺和/或氧化工艺包括将航空部件102内含有的铝向含有金属氧化物模板层110的表面104扩散，氧化扩散的铝以产生设置在航空部件102与金属氧化物模板层110之间的氧化铝层120，并且去除金属氧化物模板层110的至少一部分，同时留下氧化铝层120。在一些示例中，金属氧化物模板层110在热工艺和/或氧化工艺期间被实质上去除或完全地去除。
[0026]
在一些实施方式中，金属氧化物模板层110和氧化铝层120具有相同的晶体结构或实质上相同的晶体结构。在一个或多个示例中，金属氧化物模板层110和氧化铝层120具有刚玉晶体结构。金属氧化物模板层110充当模板，并且从扩散的铝成核并帮助生长氧化铝层120，并且因此它们共用共同的晶格或晶体结构。在一些示例中，氧化铝层120包含α-al2o3。金属氧化物模板层110和氧化铝层120具有晶格失配为约0.1％、约0.5％、约1％、约2％、约3％或约4％至约5％、约6％、约8％或约10％的晶体结构。例如，金属氧化物模板层110和氧化铝层120具有晶格失配为约0.1％至约10％、约0.5％至约8％或约1％至约5％的晶体结构。
[0027]
氧化铝层120具有约10nm、约20nm、约30nm、约50nm、约80nm、约100nm、约150nm或约200nm至约250nm、约300nm、约350nm、约400nm、约500nm、约600nm、约700nm、约800nm、约900nm、约1,000nm、约1,200nm、约1,500nm、约2,000nm、约2,500nm、约3,000nm、约5,000nm、约6,000nm、约10,000nm或更厚的厚度。例如，氧化铝层120具有约1,000nm至约2,000nm、约1,000nm至约5,000nm、或约2,000nm至约10,000nm、约10nm至约10,000nm、约10nm至约8,000nm、约10nm至约5,000nm、约10nm至约3,500nm、约10nm至约2,000nm、约10nm至约1,500nm、约10nm至约1,200nm、约10nm至约1,000nm、约10nm至约800nm、约10nm至约600nm、约10nm至约500nm、约10nm至约400nm、约10nm至约300nm、约10nm至约200nm、约10nm至约100nm、约10nm至约80nm、约10nm至约50nm、约10nm至约30nm、约20nm至约1,000nm、约20nm至约800nm、约20nm至约600nm、约20nm至约500nm、约20nm至约400nm、约20nm至约300nm、约20nm至约200nm、约20nm至约100nm、约20nm至约80nm、约20nm至约50nm、约100nm至约1,200nm、约100nm至约1,000nm、约100nm至约800nm、约100nm至约600nm、约100nm至约500nm、约100nm至约400nm、约100nm至约300nm或约100nm至约200nm的厚度。
[0028]
在一个或多个实施方式中，在热工艺和/或氧化工艺期间，航空部件被加热至约800℃、约850℃、约900℃、约950℃、约980℃或约1,000℃至约1,050℃、约1,100℃、约1,150℃、约1,200℃、约1,300℃、约1,400℃或约1,500℃的温度。例如，航空部件在热工艺和/或氧化工艺期间被加热至约800℃至约1,500℃、约800℃至约1,300℃、约800℃至约1,150℃、约800℃至约1,100℃、约800℃至约1,050℃、约800℃至约1,000℃、约800℃至约950℃、约800℃至约900℃、约850℃至约1,500℃、约850℃至约1,300℃、约850℃至约1,150℃、约850℃至约1,100℃、约850℃至约1,050℃、约850℃至约1,000℃、约850℃至约950℃、约850℃至约900℃、约950℃至约1,500℃、约950℃至约1,300℃、约950℃至约1,150℃、约950℃至约1,100℃、约950℃至约1,050℃或约950℃至约1,000℃的温度。
[0029]
在一些实施方式中，在热工艺和/或氧化工艺期间，航空部件被加热约20分钟、约30分钟、约40分钟、约50分钟、约1小时、约1.5小时或约2小时至约3小时、约5小时、约8小时、约10小时、约20小时、约24小时、约30小时、约50小时、约80小时、约100小时、约1,000小时、约10,000小时、约25,000小时、约35,000小时、约50,000小时、约100,000小时、约200,000小时或更长。例如，在热工艺和/或氧化工艺期间，航空部件被加热约20分钟至约100小时、约20分钟至约50小时、约20分钟至约24小时、约20分钟至约10小时、约20分钟至约5小时、约20分钟至约2小时、约20分钟至约1小时、约20分钟至约45分钟、约20分钟至约40分钟或约20分钟至约30分钟。
[0030]
在一些实施方式中，航空部件在运行或以其他方式在涡轮机、发动机、泵或其他机械中使用航空部件时进行热循环。例如，航空部件在运行含有航空部件的喷射器或泵时被加热，然后在停止使用时冷却。该加热和冷却是单个热循环，并且可作为热工艺和/或氧化工艺重复多次。因此，在热工艺和/或氧化工艺期间，航空部件可从约-50℃的环境温度热循环至约35℃，然后被加热至约35℃至约100℃的更高的温度，然后被加热至约100℃至约1,200℃的工艺温度。此后，航空部件可被冷却至更高的温度和/或环境温度以完成一个热循环。这些加热和冷却子循环形成可重复2次、3次、约50次、约100次、约500次或约1,000次至约2,000次、约4,000次、约10,000次、约15,000次、约25,000次或更多次的单个热循环。
[0031]
在一个或多个示例中，航空部件在热工艺期间被加热至约800℃至约1,500℃的温度约20分钟至约100小时。在其他示例中，航空部件在热工艺期间被加热至约900℃至约1,200℃的温度。在一些示例中，航空部件在热工艺期间被加热至约1,000℃至约1,100℃的温度。
[0032]
在一个或多个实施方式中，在热工艺和/或氧化工艺期间，氧在与铝反应以产生氧化铝层之前扩散通过金属氧化物模板层。氧可来自一种或多种氧源。示例性氧源或氧化剂可以是或包括氧气(o2)、环境空气(含有o2)、水或蒸汽、臭氧、原子氧、一氧化二氮、过氧化氢、一种或多种有机过氧化物或它们的任何组合。在一个或多个示例中，在热工艺和/或氧化工艺期间，航空部件和金属氧化物模板层暴露于含有氧的空气。在热工艺和/或氧化工艺期间，该环境氧(o2)是氧化剂。
[0033]
在一个或多个实施方式中，所述方法包括在执行热工艺和/或氧化工艺时为含有航空部件的喷气发动机或涡轮机提供动力。例如，源自喷气发动机或涡轮机中的燃料燃烧的热能用于在热工艺和/或氧化工艺期间加热航空部件和金属氧化物模板层。在一些示例中，含有航空部件的喷气发动机附接到在目的地之间飞行的飞行器。在其他示例中，涡轮机
是陆基涡轮机(例如，泵)，其含有在热工艺和/或氧化工艺期间运行的航空部件。
[0034]
在其他实施方式中，航空部件和金属氧化物模板层在热工艺和/或氧化工艺期间在含有一种或多种氧源或氧化剂的处理腔室或炉中加热。示例性氧源或氧化剂可以是或包括氧气(o2)、环境空气(含有o2)、水或蒸汽、臭氧、原子氧、一氧化二氮、过氧化氢、一种或多种有机过氧化物或它们的任何组合。
[0035]
在一个或多个实施方式中，在热工艺的一个热循环期间将航空部件和金属氧化物模板层在第一时段内预热、在第二时段内维持在预定温度下并且在第三时段内冷却。预定温度为约900℃至约1,200℃或约1,000℃至约1,100℃。热循环可重复2次、3次、5次、8次、10次、12次、15次或20次至约30次、约40次、约50次、约80次、约100次、约120次、约150次、约200次、约250次、约300次、约1,000次、约2,000次、约3,500次、约5,000次、约10,000次、约20,000次、约30,000次或更多次。在一些示例中，热循环可重复2次至约300次、10次至约150次、20次至约100次或2,000次至约10,000次。
[0036]
在一个或多个示例中，第一时段为约1分钟至约30分钟，第二时段为约15分钟至约120分钟，并且第三时段为约0.5分钟至约15分钟。在一些示例中，第一时段为约5分钟至约25分钟，第二时段为约20分钟至约90分钟，并且第三时段为约1分钟至约10分钟。在其他示例中，第一时段为约10分钟至约20分钟，第二时段为约30分钟至约60分钟，并且第三时段为约3分钟至约8分钟。
[0037]
在一个或多个实施方式中，航空部件含有：主体，所述主体含有镍超合金；金属氧化物模板层，所述金属氧化物模板层设置在主体上；和氧化铝层，所述氧化铝层设置在航空部件的主体与金属氧化物模板层之间。主体内的超合金含有镍、铝和选自铬、钴、钛、钼、钨或它们的合金的一种或多种金属。金属氧化物模板层含有铬、钨、钼、钒或它们的任何组合。在一些示例中，氧化铝层含有α-al2o3。金属氧化物模板层和氧化铝层具有相同的晶体结构，诸如刚玉晶体结构。金属氧化物模板层和氧化铝层可具有晶格失配为约0.1％、约0.5％、约1％、约2％、约3％或约4％至约5％、约6％、约7％、约8％、约9％或约10％的晶体结构。例如，金属氧化物模板层和氧化铝层可具有晶格失配为约0.1％至约10％、约2％至约6％、约3％至约5％或约3.5％至约4.5的晶体结构。
[0038]
航空部件的任选的预清洁
[0039]
在航空部件上沉积或以其他方式形成金属氧化物模板层之前，航空部件可任选地暴露于一种或多种预清洁工艺。在航空部件上产生金属氧化物模板层(例如，保护涂层)之前，航空部件的表面可含有氧化物、有机物、油、垢、颗粒、碎片和/或其他污染物。预清洁工艺可以是或包括一种或多种喷丸加工或纹理化工艺、真空净化、溶剂清洁、酸清洁、湿清洁、等离子体清洁、超声处理或它们的任何组合。一旦清洁和/或纹理化，随后沉积的金属氧化物模板层与未暴露于预清洁工艺的情况相比，对航空部件的表面具有更强的粘附力。
[0040]
在一个或多个示例中，航空部件的表面可用珠、沙、碳酸盐或其他颗粒进行喷丸处理或以其他方式暴露于珠、沙、碳酸盐或其他颗粒，以从中去除氧化物和其他污染物和/或使航空部件的表面纹理化。在一些示例中，可将航空部件放置到脉冲推拉系统内的腔室中并且暴露于净化气体(例如，n2、ar、he或它们的任何组合)和真空净化的循环，以从在航空部件上的小孔去除碎片。在其他示例中，可将航空部件的表面暴露于可在等离子体腔室中或由远程等离子体系统产生的氢等离子体、氧或臭氧等离子体和/或氮等离子体。
[0041]
在一个或多个示例中，诸如为了去除有机物或去除氧化物，可将航空部件的表面暴露于氢等离子体，然后进行脱气，然后暴露于臭氧处理。在其他示例中，诸如为了去除有机物，可将航空部件的表面暴露于湿清洁，包括：浸泡在碱性脱脂溶液中、冲洗、将表面暴露于酸清洁剂(例如，硫酸、磷酸或盐酸)、冲洗，并且将表面暴露于去离子水超声浴。在一些示例中，诸如为了去除氧化物，可将航空部件的表面暴露于湿清洁，包括：将表面暴露于稀酸溶液(例如，乙酸或盐酸)、冲洗，并且将表面暴露于去离子水超声浴。在一个或多个示例中，诸如为了去除颗粒，可将航空部件的表面暴露于超声处理(例如，兆频超声处理(megasonication))和/或超临界二氧化碳清洗，接着暴露于净化气体(例如，n2、ar、he或它们的任何组合)和真空净化的循环，以从表面去除颗粒并且干燥表面。在一些示例中，可将航空部件暴露于加热或干燥工艺，诸如将航空部件加热至约50℃、约65℃或约80℃至约100℃、约120℃或约150℃的温度，并且将表面暴露于净化气体。可将航空部件在烘箱中加热或暴露于灯来进行加热或干燥工艺。
[0042]
金属氧化物模板层的气相沉积
[0043]
可将航空部件暴露于第一前驱物和第一反应物，以通过气相沉积工艺在航空部件上形成沉积的氧化物层。气相沉积工艺可以是ald工艺、等离子体增强ald(pe-ald)工艺、热化学气相沉积(cvd)工艺、等离子体增强cvd(pe-cvd)工艺或它们的任何组合。
[0044]
在一个或多个实施方式中，气相沉积工艺是ald工艺，并且所述方法包括将航空部件的表面顺序地暴露于第一前驱物和第一反应物，以形成沉积的氧化物层。ald工艺的每个循环包括将航空部件的表面暴露于第一前驱物、进行抽气净化、将航空部件暴露于第一反应物以及进行抽气净化，以形成沉积的氧化物层。第一前驱物和第一反应物的次序可颠倒，使得ald循环包括将航空部件的表面暴露于第一反应物、进行抽气净化、将航空部件暴露于第一前驱物以及进行抽气净化，以形成沉积的氧化物层。
[0045]
在一些示例中，在每个ald循环期间，将航空部件暴露于第一前驱物约0.1秒至约10秒、暴露于第一反应物约0.1秒至约10秒和暴露于抽气净化约0.5秒至约30秒。在其他示例中，在每个ald循环期间，将航空部件暴露于第一前驱物约0.5秒至约3秒、暴露于第一反应物约0.5秒至约3秒和暴露于抽气净化约1秒至约10秒。
[0046]
每个ald循环重复2次、3次、4次、5次、6次、8次、约10次、约12次或约15次至约18次、约20次、约25次、约30次、约40次、约50次、约65次、约80次、约100次、约120次、约150次、约200次、约250次、约300次、约350次、约400次、约500次、约800次、约1,000次或更多次，以形成第一沉积层。例如，每个ald循环重复2次至约1,000次、2次至约800次、2次至约500次、2次至约300次、2次至约250次、2次至约200次、2次至约150次、2次至约120次、2次至约100次、2次至约80次、2次至约50次、2次至约30次、2次至约20次、2次至约15次、2次至约10次、2次至5次、约8次至约1,000次、约8次至约800次、约8次至约500次、约8次至约300次、约8次至约250次、约8次至约200次、约8次至约150次、约8次至约120次、约8次至约100次、约8次至约80次、约8次至约50次、约8次至约30次、约8次至约20次、约8次至约15次、约8次至约10次、约20次约1,000次、约20次至约800次、约20次至约500次、约20次至约300次、约20次至约250次、约20次至约200次、约20次至约150次、约20次至约120次、约20次至约100次、约20次至约80次、约20次至约50次、约20次至约30次、约50次至约1,000次、约50次至约500次、约50次至约350次、约50次至约300次、约50次至约250次、约50次至约150次或约50次至约100次，以形成沉
积的氧化物层。
[0047]
在其他实施方式中，气相沉积工艺是cvd工艺，并且所述方法包括同时地将航空部件暴露于第一前驱物和第一反应物，以形成沉积的氧化物层。在ald工艺或cvd工艺期间，第一前驱物和第一反应物的每一者可独立地包括一种或多种载气。在对第一前驱物和第一反应物的暴露之间，一种或多种净化气体可流过航空部件和/或流过整个处理腔室。在一些示例中，相同气体可用作载气和净化气体。示例性载气和净化气体可独立地是或包括氮(n2)、氩、氦、氖、氢(h2)或它们的任何组合中的一种或多种。
[0048]
沉积的氧化物层可具有约0.1nm、约0.2nm、约0.3nm、约0.4nm、约0.5nm、约0.8nm、约1nm、约2nm、约3nm、约5nm、约8nm、约10nm、约12nm或约15nm至约18nm、约20nm、约25nm、约30nm、约40nm、约50nm、约60nm、约80nm、约100nm、约120nm或约150nm的厚度。例如，沉积的氧化物层可具有约0.1nm至约150nm、约0.2nm至约150nm、约0.2nm至约120nm、约0.2nm至约100nm、约0.2nm至约80nm、约0.2nm至约50nm、约0.2nm至约40nm、约0.2nm至约30nm、约0.2nm至约20nm、约0.2nm至约10nm、约0.2nm至约5nm、约0.2nm至约1nm、约0.2nm至约0.5nm、约0.5nm至约150nm、约0.5nm至约120nm、约0.5nm至约100nm、约0.5nm至约80nm、约0.5nm至约50nm、约0.5nm至约40nm、约0.5nm至约30nm、约0.5nm至约20nm、约0.5nm至约10nm、约0.5nm至约5nm、约0.5nm至约1nm、约2nm至约150nm、约2nm至约120nm、约2nm至约100nm、约2nm至约80nm、约2nm至约50nm、约2nm至约40nm、约2nm至约30nm、约2nm至约20nm、约2nm至约10nm、约2nm至约5nm、约2nm至约3nm、约10nm至约150nm、约10nm至约120nm、约10nm至约100nm、约10nm至约80nm、约10nm至约50nm、约10nm至约40nm、约10nm至约30nm、约10nm至约20nm或约10nm至约15nm的厚度。
[0049]
在一个或多个实施方式中，第一前驱物包含一种或多种铬前驱物、一种或多种钨前驱物或一种或多种钼前驱物、一种或多种钒前驱物。第一反应物包含一种或多种氧化剂。在一些示例中，沉积的氧化物层是氧化铬(例如，cro、cro2或cr2o3)、氧化钨(例如，wo3)、氧化钼(例如，moo2或moo3)、氧化钒(例如，vo、vo2或v2o5)、它们的掺杂剂或它们的任何组合。
[0050]
铬前驱物可以是或包括环戊二烯铬化合物、羰基铬化合物、乙酰丙酮铬化合物、二氮杂二烯基铬化合物、它们的取代物、它们的络合物、它们的外延物(abduct)、它们的盐或它们的任何组合中的一种或多种。示例性铬前驱物可以是或包括双(环戊二烯)铬(cp2cr)、双(五甲基环戊二烯)铬((me5cp)2cr)、双(异丙基环戊二烯)铬((iprcp)2cr)、双(乙苯)铬((etbz)2cr)、六羰基铬(cr(co)6)、乙酰丙酮铬(cr(acac)3(又称三(2，4-戊二酮)铬))、六氟乙酰丙酮铬(cr(hfac)3)、三(2，2，6，6-四甲基-3，5-庚二酸)铬(iii){cr(tmhd)3}、双(1，4-二叔丁基二氮杂二烯基)铬(iii)、它们的异构体、它们的络合物、它们的外延物、它们的盐或它们的任何组合。示例性二氮杂二烯基铬化合物可具有以下化学式：
[0051][0052]
其中每个r和r
′
独立地选自h、c1-c6烷基、芳基、酰基、烷基酰胺基、酰肼基、甲硅烷基、醛基、酮基、c2-c4烯基、炔基或它们的取代物。在一些示例中，每个r独立地是选自甲基、乙基、丙基、丁基或它们的异构体的c1-c6烷基，并且r
′
为h。例如，r是甲基且r
′
是h，r是乙基且r
′
是h，r是异丙基且r
′
是h，或者r是叔丁基且r
′
是h。
[0053]
示例性氧化剂可以是或包括水(例如蒸汽)、氧(o2)、原子氧、臭氧、一氧化二氮、一种或多种过氧化物、一种或多种醇、它们的等离子体或它们的任何组合。
[0054]
本公开内容的实施方式进一步涉及以下段落1-35中的任一者或多者：
[0055]
1.一种用于在航空部件上产生保护涂层的方法，包括：在包括镍和铝的所述航空部件上沉积金属氧化物模板层；和在热工艺期间加热含有所述金属氧化物模板层的所述航空部件，包括：将所述航空部件内含有的铝向含有所述金属氧化物模板层的所述航空部件的表面扩散；氧化所扩散的铝以产生设置在所述航空部件与所述金属氧化物模板层之间的氧化铝层；和去除所述金属氧化物模板层的至少一部分，同时留下所述氧化铝层。
[0056]
2.一种用于在航空部件上产生保护涂层的方法，包括：在包括镍和铝的所述航空部件上沉积金属氧化物模板层，其中所述金属氧化物模板层包括氧化铬、氧化钨、氧化钼、氧化钒或它们的任何组合；和在热工艺期间将含有所述金属氧化物模板层的所述航空部件加热至约900℃至约1,200℃的温度，包括：将所述航空部件内含有的铝向含有所述金属氧化物模板层的所述航空部件的表面扩散；氧化所扩散的铝以产生设置在所述航空部件与所述金属氧化物模板层之间的氧化铝层；和去除所述金属氧化物模板层的至少一部分，同时留下所述氧化铝层。
[0057]
3.一种航空部件，包括：主体，所述主体包括镍超合金，所述超合金包括镍、铝和选自铬、钴、钛、钼、钨或它们的合金的一种或多种金属；金属氧化物模板层，所述金属氧化物模板层设置在所述主体上，其中所述金属氧化物模板层包括铬、钨、钼、钒或它们的任何组合；和氧化铝层，所述氧化铝层设置在所述航空部件的所述主体与所述金属氧化物模板层之间。
[0058]
4.根据段落1-3中任一项所述的方法或航空部件，其中所述金属氧化物模板层包括氧化铬、氧化钨、氧化钼、氧化钒或它们的任何组合。
[0059]
5.根据段落1-4中任一项所述的方法或航空部件，其中所述金属氧化物模板层包括氧化铬，并且所述方法进一步包括在所述热工艺期间将所述氧化铬转化为氧化铬氢氧化物。
[0060]
6.根据段落1-5中任一项所述的方法或航空部件，其中所述金属氧化物模板层具有约10nm至约2,000nm的厚度。
[0061]
7.根据段落1-6中任一项所述的方法或航空部件，其中所述金属氧化物模板层具有约100nm至约1,000nm的厚度。
[0062]
8.根据段落1-7中任一项所述的方法或航空部件，其中所述氧化铝层具有约10nm至约1,000nm的厚度。
[0063]
9.根据段落1-8中任一项所述的方法或航空部件，其中所述氧化铝层具有约20nm至约500nm的厚度。
[0064]
10.根据段落1-9中任一项所述的方法或航空部件，其中所述氧化铝层包括α-al2o3。
[0065]
11.根据段落10所述的方法或航空部件，其中所述金属氧化物模板层和所述氧化铝层具有刚玉晶体结构。
[0066]
12.根据段落10所述的方法或航空部件，其中所述金属氧化物模板层和所述氧化铝层具有晶格失配为约0.1％至约10％的晶体结构。
[0067]
13.根据段落1-12中任一项所述的方法或航空部件，其中在所述热工艺期间通过升华或蒸发或氧化来去除所述金属氧化物模板层。
[0068]
14.根据段落1-13中任一项所述的方法或航空部件，其中在所述热工艺期间将所述航空部件加热至约800℃至约1,500℃的温度约20分钟至约100小时。
[0069]
15.根据段落14所述的方法或航空部件，其中在所述热工艺期间将所述航空部件加热至约900℃至约1,200℃的温度。
[0070]
16.根据段落15所述的方法或航空部件，其中在所述热工艺期间将所述航空部件加热至约1,000℃至约1,100℃的温度。
[0071]
17.根据段落1-16中任一项所述的方法或航空部件，其中在与所述铝反应以产生所述氧化铝层之前，将氧扩散通过所述金属氧化物模板层。
[0072]
18.根据段落17所述的方法或航空部件，其中在所述热工艺期间将所述航空部件和所述金属氧化物模板层暴露于含有所述氧的空气。
[0073]
19.根据段落1-18中任一项所述的方法或航空部件，进一步包括在执行所述热工艺时为含有所述航空部件的喷气发动机或涡轮机提供动力。
[0074]
20.根据段落19所述的方法或航空部件，其中来自所述喷气发动机或所述涡轮机的热能用于在所述热工艺期间加热所述航空部件和所述金属氧化物模板层。
[0075]
21.根据段落1-20中任一项所述的方法或航空部件，其中在所述热工艺期间将所述航空部件和所述金属氧化物模板层在处理腔室或炉中加热。
[0076]
22.根据段落21所述的方法或航空部件，其中在所述热工艺的一个热循环期间将所述航空部件和所述金属氧化物模板层在第一时段内预热、在第二时段内维持在预定温度下并且在第三时段内冷却。
[0077]
23.根据段落22所述的方法或航空部件，其中所述第一时段为约1分钟至约30分钟，所述第二时段为约15分钟至约120分钟，并且所述第三时段为约0.5分钟至约15分钟。
[0078]
24.根据段落22所述的方法或航空部件，其中所述第一时段为约5分钟至约25分钟，所述第二时段为约20分钟至约90分钟，并且所述第三时段为约1分钟至约10分钟。
[0079]
25.根据段落22所述的方法或航空部件，其中所述第一时段为约10分钟至约20分钟，所述第二时段为约30分钟至约60分钟，并且所述第三时段为约3分钟至约8分钟。
[0080]
26.根据段落22所述的方法或航空部件，其中重复所述热循环2次至约300次。
[0081]
27.根据段落22所述的方法或航空部件，其中重复所述热循环10次至约150次。
[0082]
28.根据段落22所述的方法或航空部件，其中所述预定温度为约900℃至约1,200℃。
[0083]
29.根据段落22所述的方法或航空部件，其中所述预定温度为约1,000℃至约1,100℃。
[0084]
30.根据段落1-29中任一项所述的方法或航空部件，其中所述金属氧化物模板层通过原ald工艺或cvd工艺沉积在所述航空部件上。
[0085]
31.根据段落1-30中任一项所述的方法或航空部件，其中所述航空部件是涡轮叶片、涡轮轮叶、支撑构件、框架、肋、翅片、销翅片、燃烧器燃料喷嘴、燃烧器护罩、内部冷却通道或它们的任何组合。
[0086]
32.根据段落1-31中任一项所述的方法或航空部件，其中所述航空部件包括镍超合金，并且其中所述镍超合金包括镍、铝和选自铬、钴、钛、钼、钨或它们的合金的一种或多种金属。
[0087]
33.根据段落32所述的方法或航空部件，其中所述镍超合金包括约40重量％或更多的镍和约0.5重量％至约15重量％的铝。
[0088]
34.根据段落32所述的方法或航空部件，其中所述镍超合金包括约50重量％或更多的镍和约1重量％至约10重量％的铝。
[0089]
35.根据段落32所述的方法或航空部件，其中所述镍超合金包括约58重量％或更多的镍和约1重量％至约8重量％的铝。
[0090]
虽然前述内容针对的是本公开内容的实施方式，但是在不脱离本公开内容的基本范围的情况下可设想其他和进一步的实施方式，并且本公开内容的范围由所附权利要求书的范围确定。本文描述的所有文件以引用方式并入本文，包括与本文本不矛盾的任何优先权文件和/或测试程序。从前述一般描述和具体实施方式中显而易见的是，虽然已经示出和描述了本公开内容的形式，但是在不脱离本公开内容的精神和范围的情况下可作出各种修改。因此，不意图由此限制本公开内容。同样地，出于美国法律的目的，术语“包含”被认为与术语“包括”同义。同样地，每当在组成、元素或一组元素前面加上过渡短语“包含”时，应当理解，也设想了在同一组成或同一组元素前面加上过渡短语“基本上由
……
组成”、“由
……
组成”、“选自由
……
组成的组”或“是”来陈述组成、一种元素或多种元素，反之亦然。
[0091]
某些实施方式和特征已经使用一组数值上限和一组数值下限进行描述。应当理解，除非另外指明，否则设想包括任何两个值的组合的范围，例如任何下限值与任何上限值的组合、任何两个下限值的组合和/或任何两个上限值的组合。某些下限、上限和范围出现在一项或多项所附权利要求中。