CN106747670A

CN106747670A - 一种用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层及其制备方法

Info

Publication number: CN106747670A
Application number: CN201610371823.4A
Authority: CN
Inventors: 罗瑞盈
Original assignee: Beihang University
Current assignee: Beihang University
Priority date: 2016-05-30
Filing date: 2016-05-30
Publication date: 2017-05-31

Abstract

本发明涉及了一种用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层及其制备方法，其中，上述环境障涂层自基体材料向外依次包括硅粘结层、莫来石层、稀土硅酸盐层及稀土锆酸盐层。上述硅粘结层的厚度为60～70μm，莫来石层的厚度为60～80μm，稀土硅酸盐层的厚度为100～120μm，稀土锆酸盐层的厚度为100～150μm。本发明所提供的用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层及其制备方法，所获得的环境障涂层中，稀土硅酸盐层可有效阻止莫来石层与稀土锆酸盐层之间元素扩散反应，稀土锆酸盐层可显著降低SiO₂的挥发，解决稀土硅酸盐高温稳定性不足的缺陷，在使用过程中整个涂层的组分不易发生变化，可大幅延长其在航空发动机环境下的使用寿命，并提高防护效果。

Description

一种用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层及其制备方法

技术领域

本发明涉及功能涂层材料领域，尤其涉及了一种用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层及其制备方法。

背景技术

多元碳与陶瓷基复合材料相比于高温合金具有更高的高温稳定性能，能够承受更高的涡轮前进口温度，减轻结构重量，在高推重比航空发动机中具有广泛的应用前景。如碳化硅陶瓷基复合材料(SiC_f/SiC、C_f/SiC)在高温干燥环境下具有优异的抗氧化性能，表面能够生成致密的氧化物保护膜，可避免氧化环境对材料内部的进一步侵蚀，起到有效保护多元碳与陶瓷基复合材料基体的作用。然而，在航空发动机工作环境下，水蒸气和熔盐会对多元碳与陶瓷基复合材料表面生成的氧化硅保护层进行侵蚀、反应形成挥发性的氢氧化硅(Si(OH)₄)，丧失对基体材料的保护功能，最终导致材料的失效。因此，需要添加防护涂层以保护由上述材料制备的基体。

目前，常用的保护涂层为环境障涂层，其中，最具有应用前景的为第三代环境障涂层体系，即稀土硅酸盐涂层体系，该涂层最外层为稀土硅酸盐材料，其具有较低的二氧化硅(SiO₂)活度，在航空发动机环境下，具有更高的相结构稳定性。然而，即便是稀土硅酸盐的面层体系，在航空发动机的环境下，其中的SiO₂仍具有较大的挥发可能性，导致涂层的组分发生变化，直接导致涂层使用过程中产生孔洞和裂纹，严重影响环境障涂层的使用寿命及防护效果。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层及其制备方法，上述环境障涂层在使用过程中涂层的组分不易发生变化，可大幅延长其在航空发动机环境下的使用寿命，并提高防护效果。

为实现上述目的，本发明提供的技术方案为：

第一方面，本发明提供了一种用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层，上述环境障涂层自基体材料向外依次包括硅粘结层、莫来石层、稀土硅酸盐层及稀土锆酸盐层；硅粘结层的厚度为60～70μm，莫来石层的厚度为60～80μm，稀土硅酸盐层的厚度为100～120μm，稀土锆酸盐层的厚度为100～150μm。

本发明所提供的用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层，自基体材料向外依次包括硅粘结层、莫来石层、稀土硅酸盐层及稀土锆酸盐层，作为外层的稀土锆酸盐本身不含有硅成分，解决了传统稀土硅酸盐体系的涂层在使用过程中，SiO₂与水蒸气反应后生成Si(OH)₄气体，导致涂层结构破坏、涂层失效的问题，从而大幅延长上述环境障涂层在航空发动机环境下的使用寿命；且稀土锆酸盐材料具有很强的高温相结构稳定性，对航空发动机环境中的高温水蒸气具有很好的阻隔作用，可较大程度地避免高温水蒸气向内涂层及基体材料的扩散，对基体材料起到有效的防护作用；而稀土锆酸盐层与莫来石层之间设置的稀土硅酸盐层，可有效地阻止莫来石层中的Al元素向稀土锆酸盐层中扩散生成热膨胀系数高的铝酸盐，造成涂层之间残余应力的产生，从而导致涂层结构破坏、涂层失效的问题，且稀土硅酸盐材料具有适中的热膨胀系数，可有效地缓解莫来石层与稀土锆酸盐层热膨胀系数不匹配问题，使得上述环境障涂层的结构更加致密、使用寿命大幅延长、防护效果更好。此外，上述环境障涂层中各层之间存在的界面剪切应力与各层的厚度的平方存在正相关关系(例如硅粘结层与基体材料之间的界面剪切应力与硅粘结层的厚度的平方呈正相关关系)，即各层厚度越大，界面剪切应力也就越大，当涂层的厚度过大时，涂层的稳定性就会变差，出现涂层开裂或剥落的现象，但若各层的厚度过薄，在航空发动机的环境下也难以起到有效防护的作用。经过大量的实验研究，上述各层的厚度优选为：硅粘结层的厚度为60～70μm，莫来石层的厚度为60～80μm，稀土硅酸盐层的厚度为100～120μm，稀土锆酸盐层的厚度为100～150μm，当上述各层的厚度在上述范围时，本发明所提供的用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层的使用寿命更长、防护效果更佳。

进一步地，上述稀土硅酸盐层所用材料为单硅酸镱或焦硅酸镱，上述稀土锆酸盐层所用材料为锆酸镧。较之其他稀土硅酸盐材料(如硅酸钇等)，单硅酸镱或焦硅酸镱具有更好的相稳定性，而锆酸镧具有熔点高、相结构稳定及导热系数低等特点，与上述两种稀土硅酸盐搭配使用时，所获得的环境障涂层的具有更好的防护效果。

第二方面，本发明提供了一种上述环境障涂层的制备方法，包括：步骤S1，在基体材料的表面设置硅粘结层；步骤S2，在硅粘结层的表面设置莫来石层；步骤S3，在莫来石层的表面设置稀土硅酸盐层；步骤S4，在稀土硅酸盐层的表面设置稀土锆酸盐层。

进一步地，上述硅粘结层的厚度为60～70μm，莫来石层的厚度为60～80μm，稀土硅酸盐层的厚度为100～120μm，稀土锆酸盐层的厚度为100～150μm。

进一步地，在上述步骤S1之前，还包括：将基体材料切削至所需尺寸，并对其进行表面处理，以增加涂层与基体材料之间的机械粘结强度；用去离子水对上述基体材料的表面进行清洗，并将清洗过的基体材料放入烘箱中进行干燥。

进一步地，上述基体材料为SiC_f/SiC、C_f/SiC。

进一步地，上述步骤S1具体包括：利用等离子喷涂工艺、电子束物理气相沉积工艺或化学气相沉积工艺在基体材料的表面制备硅粘结层；制备硅粘结层所用硅粉的目数为200目。

进一步地，上述步骤S2具体包括：利用等离子喷涂工艺、电子束物理气相沉积工艺或化学气相沉积工艺在硅粘结层的表面制备莫来石层；制备莫来石层所用的莫来石粉体的粒度为30～50μm。

进一步地，所述步骤S3具体包括：利用等离子喷涂工艺或电子束物理气相沉积工艺在莫来石层的表面制备稀土硅酸盐层；制备稀土硅酸盐层所用稀土硅酸盐包括单硅酸镱(Yb₂SiO₅)、焦硅酸镱(Yb₂Si₂O₇)或硅酸钇(Y₂SiO₅)，上述稀土硅酸盐的粉体的粒度为40～80μm。

进一步地，上述步骤S4具体包括：利用等离子喷涂工艺或电子束物理气相沉积工艺在稀土硅酸盐层的表面制备稀土锆酸盐层；制备稀土锆酸盐层所用稀土锆酸盐为锆酸镧(La₂Zr₂O₇)、锆酸钐(Sm₂Zr₂O)或锆酸钆(Gd₂Zr₂O₇)，上述稀土锆酸盐的粉体的粒度为50～70μm。

本发明所提供的用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层的制备方法，在传统的稀土硅酸盐体系的环境障涂层的表面又添加了一层稀土锆酸盐层，稀土锆酸盐本身不含有硅成分，解决了传统稀土硅酸盐体系的涂层在使用过程中，SiO₂与水蒸气反应后生成Si(OH)₄气体，导致涂层结构破坏、涂层失效的问题，从而大幅延长上述环境障涂层在航空发动机环境下的使用寿命；且稀土锆酸盐材料具有很强的高温相结构稳定性，对航空发动机环境中的高温水蒸气具有很好的阻隔作用，可较大程度地避免高温水蒸气向内涂层及基体材料的扩散，对基体材料起到有效的防护作用；而稀土锆酸盐层与莫来石层之间设置的稀土硅酸盐层，可有效地阻止莫来石层中的Al元素向稀土锆酸盐层中扩散生成热膨胀系数高的铝酸盐，造成涂层之间残余应力的产生，从而导致涂层结构破坏、涂层失效的问题，且稀土硅酸盐材料具有适中的热膨胀系数，可有效地缓解莫来石层与稀土锆酸盐层热膨胀系数不匹配的问题，使得上述环境障涂层的结构更加致密、使用寿命大幅延长、防护效果更好。此外，上述方法所制备的环境障涂层中各层之间存在的界面剪切应力与各层的厚度的平方存在正相关关系(例如硅粘结层与基体材料之间的界面剪切应力与硅粘结层的厚度的平方呈正相关关系)，即各层厚度越大，界面剪切应力也就越大，当涂层的厚度过大时，涂层的稳定性就会变差，出现涂层开裂或剥落的现象，但若各层的厚度过薄，在航空发动机的环境下也难以起到有效防护的作用。经过大量的实验研究，上述各层的厚度优选为：硅粘结层的厚度为60～70μm，莫来石层的厚度为60～80μm，稀土硅酸盐层的厚度为100～120μm，稀土锆酸盐层的厚度为100～150μm，当上述各层的厚度在上述范围时，本发明所提供的用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层使用寿命更长、防护效果更佳。

附图说明

以下附图仅旨在对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。

图1为本发明实施例提供的用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层的制备方法的流程图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例一

如图1所示，本发明实施例提供了一种用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层，自基体材料1向外依次包括硅粘结层2、莫来石层3、稀土硅酸盐层4及稀土锆酸盐层5，其中，上述硅粘结层2的厚度为60μm，莫来石层3的厚度为70μm，稀土硅酸盐层4的厚度为120μm，稀土锆酸盐层5的厚度为120μm。上述稀土硅酸盐层4所用材料为单硅酸镱，上述稀土锆酸盐层5所用材料为锆酸镧。

本发明实施例所提供的用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层，自基体材料1向外依次包括硅粘结层2、莫来石层3、稀土硅酸盐层4及稀土锆酸盐层5，作为外层的稀土锆酸盐本身不含有硅成分，解决了传统稀土硅酸盐体系的涂层在使用过程中，SiO₂与水蒸气反应后生成Si(OH)₄气体，导致涂层结构破坏、涂层失效的问题，从而大幅延长上述环境障涂层在航空发动机环境下的使用寿命；且稀土锆酸盐材料具有很强的高温相结构稳定性，对航空发动机环境中的高温水蒸气具有很好的阻隔作用，可较大程度地避免高温水蒸气向内涂层及基体材料1的扩散，对基体材料1起到有效的防护作用；而稀土锆酸盐层5与莫来石层3之间设置的稀土硅酸盐层4，可有效地阻止莫来石层3中的Al元素向稀土锆酸盐层5中扩散生成热膨胀系数高的铝酸盐，造成涂层之间残余应力的产生，从而导致涂层结构破坏、涂层失效的问题，且稀土硅酸盐材料具有适中的热膨胀系数，可有效地缓解莫来石层3与稀土锆酸盐层5热膨胀系数不匹配问题，使得上述环境障涂层的结构更加致密、使用寿命大幅延长、防护效果更好。

此外，上述环境障涂层中各层之间存在的界面剪切应力与各层的厚度的平方存在正相关关系(例如硅粘结层2与基体材料1之间的界面剪切应力与硅粘结层2的厚度的平方呈正相关关系)，即各层厚度越大，界面剪切应力也就越大，当涂层的厚度过大时，涂层的稳定性就会变差，出现涂层开裂或剥落的现象，但若各层的厚度过薄，在航空发动机的环境下也难以起到有效防护的作用。经过大量的实验研究，本发明实施例中，上述各层的厚度优选为：硅粘结层2的厚度为60μm，莫来石层3的厚度为70μm，稀土硅酸盐层4的厚度为120μm，稀土锆酸盐层5的厚度为120μm，此时，上述环境障涂层的使用寿命更长、防护效果更佳。

需要说明的是，上述各层的厚度设置仅为本发明实施例的一种优选方案，不能作为对本发明所提供的用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层实施范围的限定，上述各层的厚度设置只要在下述范围内，硅粘结层2：60～70μm，莫来石层3：60～80μm，稀土硅酸盐层4：100～120μm，稀土锆酸盐层5：100～150μm，所得环境障涂层的均具有较好的性能。

以下本发明实施例将针对不同厚度设置的各层材料所组合的环境障涂层的性能进行考核，上述性能考核主要包括：抗氧化性能的考核、抗热冲击性能的考核及在模拟航空发动机燃气环境中对其进行性能考核。

其中，抗氧化性能的考核方法为：将不同方法所制备的环境障涂层在1500℃空气静态环境下氧化，每隔20h将其从炉中取出冷却至室温称重，氧化周期为400h，测其失重率(X)。

抗热冲击性能考核方法为：在1500℃的空气环境中进行，将上述环境障涂层在管式炉中保温50min，然后空气中强冷10min，重复上述操作，直至涂层开始出现裂纹，定义为涂层失效，测其失效前所能承受的抗热冲击循环次数(Y)。

在模拟航空发动机燃气环境中的性能考核方法如下所述，上述燃气环境为水/氧/硫酸钠：水蒸气环境为90％H₂O-10％O₂，气体流速为10cm³/s，压力为1atm，将饱和硫酸钠通过毛刷均匀的涂覆在上述环境障涂层的表面，在1500℃的环境下进行腐蚀考核。每隔10h对试样进行冷却、称重，整个考核时间为400h，测其失重率(X)。

此处，为了便于表述，本发明将厚度设置在上述优选范围内的各层定义为P，厚度设置小于上述优选范围的各层定义为P₁，厚度设置大于上述优选范围的各层定义为P₂。对于本发明实施例而言，上述硅粘结层2的厚度分别设置为45μm(记为P₁)，60μm(记为P)，85μm(记为P₂)；上述莫来石层3的厚度分别设置为45μm(记为P₁)，70μm(记为P)，95μm(记为P₂)；上述稀土硅酸盐层4的厚度分别设置为85μm(记为P₁)，120μm(记为P)，135μm(记为P₂)；上述稀土锆酸盐层5的厚度分别设置为85μm(记为P₁)，120μm(记为P)，165μm(记为P₂)。则若只有硅粘结层2的厚度设置小于优选范围，其他各层的厚度设置均在优选范围内时，上述环境障涂层可以表述为P₁PPP。

表1中显示的为本发明实施例所设计的九种方案的抗氧化性能测试结果，表2中显示的为本发明实施例所设计的九种方案的抗热冲击性能考核结果，表3中显示的为本发明实施例所设计的九种方案在模拟航空发动机燃气环境中的性能考核结果。

表1

序号

1

2

3

4

5

6

7

8

9

方案

PPPP

P₁PPP

P₂PPP

PP₁PP

PP₂PP

PPP₁P

PPP₂P

PPPP₁

PPPP₂

X

0.33％

1.48％

1.59％

2.32％

2.43％

3.04％

3.22％

4.55％

4.43％

表2

序号	1	2	3	4	5	6	7	8	9
										方案	PPPP	P₁PPP	P₂PPP	PP₁PP	PP₂PP	PPP₁P	PPP₂P	PPPP₁	PPPP₂
Y	332	260	256	255	247	233	230	215	220

表3

序号

1

2

3

4

5

6

7

8

9

方案

PPPP

P₁PPP

P₂PPP

PP₁PP

PP₂PP

PPP₁P

PPP₂P

PPPP₁

PPPP₂

X

0.67％

1.89％

1.90％

2.58％

2.69％

3.44％

3.56％

5.66％

5.78％

从表1、表2和表3中可以看出，无论是哪一层，若其厚度设置不在优选范围之内，均会对环境障涂层的性能产生影响。而从最内层的硅粘结层2到最外层的稀土锆酸盐层5，当稀土锆酸盐层5的厚度不在优选范围内时，对环境障涂层的性能影响最大，这是最外层材料为最先接触使用环境的材料，其性能的优劣将对环境障涂层性能的好坏带来直接影响。即只有当各层的厚度设置均在优选范围内时，上述环境障涂层的抗氧化性能、抗热冲击性能及在模拟航空发动机燃气环境中的性能才会表现出最优值。

另外需要说明是，上述环境障涂层中稀土硅酸盐层4及稀土锆酸盐层5分别选用的是单硅酸镱和锆酸镧的材料，这种选择方式仅为本发明实施例的一种优选方案，不能作为对发明所提供用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层实施范围的限定，上述稀土硅酸盐层4及稀土锆酸盐层5所用材料亦可为其他形式的稀土硅酸盐及稀土锆酸盐。

以下本发明实施例将针对稀土硅酸盐层4及稀土锆酸盐层5不同材料的选择所获得环境障涂层的性能进行考核，上述性能考核主要包括：抗氧化性能的考核、抗热冲击性能的考核及在模拟航空发动机燃气环境中对其进行性能考核。

此处，为了便于表述，本发明实施例将Yb₂Si₂O₇定义为N1，将Yb₂SiO₅定义为N2，将Y₂SiO₅定义为N3；将La₂Zr₂O₇定义为W1，将Sm₂Zr₂O₇定义为W2，将Gd₂Zr₂O₇定义为W3，则上述实施例中的环境障涂层可简记为N2W1。表4中显示的为本发明实施例所设计的六种方案的抗氧化性能测试结果，表5中显示的为本发明实施例所设计的六种方案的抗热冲击性能考核结果，表6中显示的为本发明实施例所设计的六种方案在模拟航空发动机燃气环境中的性能考核结果。

表4

序号

1

2

3

4

5

6

方案

N1W1

N2W1

N3W1

N2W2

N1W3

N2W3

X

0.31％

0.33％

0.48％

0.59％

0.88％

0.86％

表5

序号	1	2	3	4	5	6
							方案	N1W1	N2W1	N3W1	N2W2	N1W3	N2W3
Y	322	318	303	288	274	270

表6

序号

1

2

3

4

5

6

方案

N1W1

N2W1

N3W1

N2W2

N1W3

N2W3

X

0.63％

0.60％

0.73％

0.82％

0.96％

0.97％

如表4、表5和表6所示，三表中序号为1、2、3的方案仅改变了稀土硅酸盐层4的种类，而稀土锆酸盐层5均采用的为La₂Zr₂O₇，所得环境障涂层的性能存在一定的差异。从表中可以看出，当稀土锆酸盐层5采用的为La₂Zr₂O₇时，稀土硅酸盐层4采用的是Yb₂SiO₅或Yb₂Si₂O₇时，所获得环境障涂层的综合性能较好，而当稀土硅酸盐层4采用的是Y₂SiO₅，所得环境障涂层的综合性能较差，即就稀土硅酸盐层4而言，其优选为Yb₂SiO₅或Yb₂Si₂O₇。

而结合表4、表5和表6中的其他数据与方案1、2、3中的数据进行对比，发现无论稀土硅酸盐层4选用什么样的材料，只要稀土锆酸盐层5选用La₂Zr₂O₇，所得环境障涂层的综合性能均优于稀土锆酸盐层5选用其他材料时。这是因为稀土锆酸盐层5作为最外层，是直接接触使用环境的材料，其性能的优劣对环境障涂层的影响最为显著。因此，对于上述稀土锆酸盐层5，其优选为La₂Zr₂O₇。

实施例二

如图1和图2所示，本发明实施例提供了一种用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层的制备方法，包括：步骤S1，在基体材料1的表面设置硅粘结层2；步骤S2，在硅粘结层2的表面设置莫来石层3；步骤S3，在莫来石层3的表面设置稀土硅酸盐层4；步骤S4，在稀土硅酸盐层4的表面设置稀土锆酸盐层5。

本发明实施例所提供的用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层的制备方法，在传统的稀土硅酸盐体系的环境障涂层的表面又添加了一层稀土锆酸盐层5，稀土锆酸盐本身不含有硅成分，解决了传统稀土硅酸盐体系的涂层在使用过程中，SiO₂与水蒸气反应后生成Si(OH)₄气体，导致涂层结构破坏、涂层失效的问题，从而大幅延长上述环境障涂层在航空发动机环境下的使用寿命；且稀土锆酸盐材料具有很强的高温相结构稳定性，对航空发动机环境中的高温水蒸气具有很好的阻隔作用，可较大程度地避免高温水蒸气向内涂层及基体材料1的扩散，对基体材料1起到有效的防护作用；而稀土锆酸盐层5与莫来石层3之间设置的稀土硅酸盐层4，可有效地阻止莫来石层3中的Al元素向稀土锆酸盐层5中扩散生成热膨胀系数高的铝酸盐，造成涂层之间残余应力的产生，从而导致涂层结构破坏、涂层失效的问题，此外，稀土硅酸盐材料具有适中的热膨胀系数，也可有效地缓解莫来石层3与稀土锆酸盐层5热膨胀系数不匹配的问题，使得上述环境障涂层的结构更加致密、使用寿命大幅延长、防护效果更好。

优选地，在上述步骤S1之前，还包括：将基体材料1切削至如下尺寸：30mm×10mm×1.5mm；对基体材料1进行有机溶剂清洗，用脱脂棉蘸取丙酮溶剂擦拭基体材料1表面，除去其表面的油污和灰尘；采用机械打磨，增加基体材料1表面的粗糙度；用去离子水对上述基体材料1的表面进行清洗，并将清洗过的基体材料1放入烘箱中进行干燥。采用上述方法处理过的基体材料1，其与涂层材料之间具备更高的结合强度，有利于提高上述环境障涂层的防护效果。

优选地，上述步骤S1为：利用EB-PVD1100型电子束物理气相沉积设备在基体材料1表面制备硅粘结层2，上述硅粘结层2的厚度为60μm，制备上述硅粘结层2所用的材料为200目的硅粉。

优选地，上述步骤S2为：采用等离子喷涂工艺在上述硅粘结层2的表面制备莫来石层3，上述莫来石层3的厚度为70μm，制备上述莫来石层3所用的莫来石粉体的粒度为40μm。

优选地，上述步骤S3为：采用等离子喷涂工艺在上述莫来石层3的表面制备稀土硅酸盐层4，上述稀土硅酸盐层4的厚度为120μm，制备上述稀土硅酸盐层4所用的材料为粒度为60μm的单硅酸镱粉体。

优选地，上述步骤S4为：采用电子束物理气相沉积工艺在上述稀土硅酸盐层4的表面制备稀土锆酸盐层5，上述稀土锆酸盐层5的厚度为120μm，制备上述稀土锆酸盐层5所用的材料为粒度为60μm的锆酸镧粉体。

需要说明的是，上述本发明实施例所提供的用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层的制备方法中各层的制备方法仅为本发明实施例的一种优选方案，并不能作为对本发明实施范围的限定。

以下本发明实施例将针对采用不同种类方法制得的各层材料所组合的环境障涂层的性能进行考核，上述性能考核主要包括：抗氧化性能的考核、抗热冲击性能的考核及在模拟航空发动机燃气环境中对其进行性能考核。

此处，为便于表述，本发明将等离子喷涂工艺定义为A，电子束物理气相沉积工艺定义为B，化学气相沉积工艺定义为C，则上述优选的环境障涂层的制备方法可以简述为BAAB。表7中显示的为本发明实施例所设计的七种方案的抗氧化性能测试结果，表8中显示的为本发明实施例所设计的七种方案的抗热冲击性能考核结果，表9中显示的为本发明实施例所设计的七种方案在模拟航空发动机燃气环境中的性能考核结果。

表7

序号

1

2

3

4

5

6

7

方案

BAAB

AAAB

CAAB

BBAB

BCAB

BABB

BAAA

X

0.31％

0.67％

0.71％

0.44％

0.77％

0.33％

0.34％

表8

序号	1	2	3	4	5	6	7
								方案	BAAB	AAAB	CAAB	BBAB	BCAB	BABB	BAAA
Y	322	270	282	311	278	318	316

表9

序号

1

2

3

4

5

6

7

方案

BAAB

AAAB

CAAB

BBAB

BCAB

BABB

BAAA

X

0.63％

0.85％

0.79％

0.68％

0.90％

0.66％

0.67％

如表7、表8和表9所示，三表中序号为1、2和3的方案仅改变了制备方法中硅粘结层2所用的方法，所得环境障涂层的性能即存在了一定差异，从表中可以看出，采用B方法(即电子束物理气相沉积法)制备硅粘结层2时，所获得的环境障涂层性能最好。这是因为在采用等离子喷涂工艺(A)过程中，喷涂火焰的温度一般在3000℃以上，硅粘结层2中的Si极易与空气中的O₂反应生成SiO₂，导致硅粘结层2性能的变差；而采用化学气相沉积工艺(C)，在工艺上很难保证Si的纯度，极易在硅粘结层2产生杂质，导致其性能变差，从而影响整个涂层材料的使用寿命。因此，本发明实施例所提供的制备方法在硅粘结层2的制备时，优选为电子束物理气相沉积工艺。从表中也可看出，硅粘结层2无论采用上述哪种方法所制备，所获得环境障涂层在抗氧化、抗燃气侵蚀的性能测试中，失重率均小于1％，表现出较强的抗氧化及抗燃气侵蚀的性能。

如表7、表8和表9所示，三表中序号为1、4和5的方案仅改变了制备方法中莫来石层3所用的方法，所得环境障涂层的性能即存在了一定差异，从表中可以看出，采用A(即等离子喷涂工艺)或B(即电子束物理气相沉积法)方法制备莫来石层3时，所获得的环境障涂层性能最好。这是因为在使用化学气相沉积工艺制备莫来石层3时，由于制备的过程直接处于水蒸汽环境中，莫来石层3中容易残留孔洞，结构不致密，从而影响整个涂层材料的使用寿命。因此，本发明实施例所提供的制备方法在莫来石层3的制备时，优选为等离子喷涂工艺或者电子束物理气相沉积工艺。从表中也可看出，莫来石层3无论采用上述哪种方法所制备，所获得环境障涂层在抗氧化、抗燃气侵蚀的性能测试中，失重率均小于1％，表现出较强的抗氧化及抗燃气侵蚀的性能。

如表7、表8和表9所示，三表中序号为1和6的方案仅改变了制备方法中稀土硅酸盐层4所用的方法，所得环境障涂层的性能差异不大，在抗氧化的性能测试中，失重率均小于0.4％，在抗燃气侵蚀的性能测试中，失重率均小于0.7％，在抗热冲击的性能测试中，抗热冲击的次数均超过300次，表现出极佳的性能。

如表7、表8和表9所示，三表中序号为1和7的方案仅改变了制备方法中稀土锆酸盐层5所用的方法，所得环境障涂层的性能差异不大，在抗氧化的性能测试中，失重率均小于0.4％，在抗燃气侵蚀的性能测试中，失重率均小于0.7％，在抗热冲击的性能测试中，抗热冲击的次数均超过300次，表现出极佳的性能。

以上对本发明的一个或几个实施例进行了详细说明，但所述内容仅为本发明的较佳实施例，不能被认为用于限定本发明的实施范围。凡依本发明申请范围所作的均等变化与改进，均应归属于本发明的专利涵盖范围之内。

Claims

1.一种用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层，其特征在于，

自基体材料向外依次包括硅粘结层、莫来石层、稀土硅酸盐层及稀土锆酸盐层；

所述硅粘结层的厚度为60～70μm，所述莫来石层的厚度为60～80μm，所述稀土硅酸盐层的厚度为100～120μm，所述稀土锆酸盐层的厚度为100～150μm。

2.根据权利要求1所述的用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层，其特征在于，所述稀土硅酸盐层所用材料为单硅酸镱或焦硅酸镱，所述稀土锆酸盐层所用材料为锆酸镧。

3.一种用于多元碳与陶瓷基复合材料的环境障涂层的制备方法，其特征在于，所述制备方法包括以下步骤：

步骤S1，在基体材料的表面设置硅粘结层；

步骤S2，在所述硅粘结层的表面设置莫来石层；

步骤S3，在所述莫来石层的表面设置稀土硅酸盐层；

步骤S4，在所述稀土硅酸盐层的表面设置稀土锆酸盐层。

4.根据权利要求3所述制备方法，其特征在于，

5.根据权利要求3所述制备方法，其特征在于，在所述步骤S1之前，还包括：

将所述基体材料切削至所需尺寸，并对其进行表面处理，以增加涂层与所述基体材料之间的机械粘结强度；

用去离子水对所述基体材料的表面进行清洗，并将清洗过的基体材料放入烘箱中进行干燥。

6.根据权利要求3所述制备方法，其特征在于，所述基体材料为多元碳与陶瓷基复合材料。

7.根据权利要求3所述制备方法，其特征在于，所述步骤S1具体包括：

利用等离子喷涂工艺、电子束物理气相沉积工艺或化学气相沉积工艺在所述基体材料的表面制备硅粘结层；

制备所述硅粘结层所用硅粉的目数为200目。

8.根据权利要求3所述制备方法，其特征在于，所述步骤S2具体包括：

利用等离子喷涂工艺、电子束物理气相沉积工艺或化学气相沉积工艺在所述硅粘结层的表面制备莫来石层；

制备所述莫来石层所用的莫来石粉体的粒度为30～50μm。

9.根据权利要求3所述制备方法，其特征在于，所述步骤S3具体包括：

利用等离子喷涂工艺或电子束物理气相沉积工艺在所述莫来石层的表面制备稀土硅酸盐层；

制备所述稀土硅酸盐层所用稀土硅酸盐包括单硅酸镱、焦硅酸镱或硅酸钇，所述稀土硅酸盐的粉体的粒度为40～80μm。

10.根据权利要求3所述制备方法，其特征在于，所述步骤S4具体包括：

利用等离子喷涂工艺或电子束物理气相沉积工艺在所述稀土硅酸盐层的表面制备稀土锆酸盐层；

制备所述稀土锆酸盐层所用稀土锆酸盐为锆酸镧、锆酸钐或锆酸钆，所述稀土锆酸盐的粉体的粒度为50～70μm。