CN108754495A - 一种复合热障涂层及其制备方法与应用 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种复合热障涂层及其制备方法与应用，属于材料领域。复合热障涂层包括合金层、粘接层、ZrO2‑Y2O3陶瓷层和铝薄膜层，可阻碍氧的透过性，提高涂层的抗氧化性能，降低涂层表面孔隙率，明显减缓腐蚀物质的渗透，使热障涂层具有较高的耐腐蚀性能。制备方法包括：对表面镀有铝薄膜层的ZrO2‑Y2O3陶瓷层进行如下真空热处理：于610‑700℃的条件下保温1‑3h，以5‑10/min升温至800‑900℃，保温1‑2h，热处理过程中真空压力小于1×10‑2Pa。上述热处理后涂层表面可形成纳米铝纤维，以提高涂层的耐CMAS腐蚀性能。将其用于航空发动机，能使发动机部件适应恶劣的高温和强腐蚀工作环境。

Description

一种复合热障涂层及其制备方法与应用
技术领域
本发明涉及材料领域，且特别涉及一种复合热障涂层及其制备方法与应用。
背景技术
航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，航空史上的重要突破，如动力飞行、喷气推进、跨越音障、垂直起降和超音速巡航等无不与航空发动机技术的进步密切相关。作为飞机的心脏，航空发动机被誉为“工业之花”，是大国实力的重要标志，具有极高的经济价值、军事价值。
1953年，美国的NASA研究中心最先提出了热障涂层(Thermal Barrier Coatings，简称TBCs)的技术概念，上世纪七十年代热障涂层材料首次在燃气轮机涡轮叶片上使用，成功的降低了发动机的工作温度。经过半个多世纪的发展，最新研究表明热障涂层可以使发动机涡轮叶片的温度降低100-300℃，同时还能降低燃油消耗，降低空气流量，延长发动机的工作寿命。
鉴于此，热障涂层技术成为航空工业的关键技术之一。热障涂层材料已具备优良的隔热性能和抗氧化、腐蚀及抗热震性能，但是航空发动机的服役环境极其恶劣，热障涂层的安全运用仍受到了各类失效方式的制约。其中主要的失效方式有高温氧化失效，CMAS(CaO-MgO-Al2O3-SiO2)腐蚀失效，氧化锆相变失效等，特别是随着发动机燃气进口温度的提高，热障涂层的CMAS腐蚀失效问题变的尤为突出，它能够造成热障涂层直接剥落失效，涂层剥落后会使高温合金基底完全暴露在超过其熔点高温燃气中，可能造成灾难性的后果，因此提高热障涂层的CMAS腐蚀性能，对航空发动机的安全运用尤为重要。
热障涂层的CMAS腐蚀，这是由于航空飞机在飞行时，不可避免的会从空气中摄入粉尘、火山灰、砂粒等微粒，这些微小粒子会沉积在发动机的热端部件上，在高温下熔融并腐蚀热障涂层，导致热障涂层性能降低，甚至直接失效。对失效发动机上的沉积物研究表明，这些沉积物主要由CaO、MgO、Al2O3、SiO2四种成分组成，因此也将这种粉末沉积物腐蚀称为CMAS腐蚀。发动机进口温度的提高使得CAMS腐蚀变得尤为严重。在高温下，CMAS颗粒会发生熔融，这大大增加了它的流动性，而热障涂层的微观结构存在大量的孔洞与间隙，这些孔洞与间隙可以增加涂层的应变容限，降低热导率，对涂层性能有利，可在CMAS腐蚀过程中，这些孔洞和间隙会成为熔融CMAS渗透通道，CMAS沿着这些通道速渗入热障涂层内部，并占据这些间隙空间，与ZrO2-Y2O3(SZ)产生热化学作用导致热障涂层结构的退化，热障涂层原本结构如柱状晶结构被一些球状颗粒和板条状的物质所代替，失去原有结构的热障涂层性能会变低，产生的新物质会在涂层中产生应力，最终导致热障涂层的剥落失效，使发动机无法正常工作，甚至造成灾难性后果。在过去几十年里就发生多起飞机飞越火山云层失事的案例，造成了巨大的经济损失。如1980年的美国Trans America Lockheed L-82航班、1989年的一架KLM波音747飞机失事等。事故之后的研究与调查发现沉积物严重影响了发动机的正常工作。可见CMAS腐蚀问题有非常严重的危害，我们必须提高热障涂层的CMAS腐蚀性能。
发明内容
本发明的目的之一在于提供一种复合热障涂层，该复合热障涂层的表面形成有一层致密的α-氧化铝，可阻碍氧的透过性，明显提高热障涂层的抗氧化性能；该复合热障涂层在近涂层表面具有较低的孔隙率，可明显减缓腐蚀物质的渗透，使热障涂层具有较高的耐腐蚀性能。
本发明的目的之二在于提供一种上述复合热障涂层的制备方法，该制备方法通过热处理，可在涂层表面形成纳米铝纤维，该纤维的形成可提高热障涂层的耐CMAS腐蚀性能。
本发明的目的之三在于提供一种上述复合热障涂层的应用，例如可将其用于航空发动机，以使发动机部件适应更加恶劣的高温和强腐蚀工作环境。
本发明解决其技术问题是采用以下技术方案来实现的：
本发明提出一种复合热障涂层，其包括合金层、粘接层、ZrO2-Y2O3陶瓷层和铝薄膜层。
粘接层设置于合金层的表面，ZrO2-Y2O3陶瓷层设置于粘接层的表面，铝薄膜层设置于ZrO2-Y2O3陶瓷层的表面。
优选地，粘接层为NiCoCrAlYTa粘结层或NiCrAlY粘结层。
优选地，铝薄膜层为α-氧化铝层。
本发明还提出一种上述复合热障涂层的制备方法，包括以下步骤：对表面镀有铝薄膜的ZrO2-Y2O3陶瓷层进行真空热处理，真空热处理制度包括：于610-700℃的条件下保温1-3h，然后以升温速率为5-10℃/min升温至800-900℃，保温1-2h，热处理过程中真空压力小于1×10-2Pa。
本发明还提出一种上述复合热障涂层的应用，例如可将其用于航空发动机。
本发明较佳实施例提供的复合热障涂层及其制备方法与应用的有益效果包括：
本发明较佳实施例提供的复合热障涂层的表面形成有一层致密的α-氧化铝，可阻碍氧的透过性，明显提高热障涂层的抗氧化性能；该复合热障涂层在近涂层表面具有较低的孔隙率，可明显减缓腐蚀物质的渗透，使热障涂层具有较高的耐腐蚀性能。其制备方法中通过热处理，可在涂层表面形成纳米铝纤维，该纤维的形成可提高热障涂层的耐CMAS腐蚀性能。将上述复合热障涂层用于航空发动机，可使发动机部件适应更加恶劣的高温和强腐蚀工作环境。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，以下将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。
图1为试验例中复合热障涂层经过镀铝真空热处理后的表面形貌图；
图2为试验例中复合热障涂层经过镀铝真空热处理后的断面形貌图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。实施例中未注明具体条件者，按照常规条件或制造商建议的条件进行。所用试剂或仪器未注明生产厂商者，均为可以通过市售购买获得的常规产品。
下面对本发明实施例的复合热障涂层及其制备方法与应用进行具体说明。
本发明实施例提供的复合热障涂层包括合金层、粘接层、ZrO2-Y2O3陶瓷层和铝薄膜层。
粘接层设置于合金层的表面，ZrO2-Y2O3陶瓷层设置于粘接层的表面，铝薄膜层设置于ZrO2-Y2O3陶瓷层的表面。
优选地，粘接层为NiCoCrAlYTa粘结层或NiCrAlY粘结层。
优选地，铝薄膜层为α-氧化铝层。
本发明实施例还提供了一种上述复合热障涂层的制备方法，例如可以包括以下步骤：对表面镀有铝薄膜层的ZrO2-Y2O3陶瓷层进行真空热处理，真空热处理制度可以包括：于610-700℃的条件下保温1-3h，然后以升温速率为5-10℃/min升温至800-900℃，保温1-2h，热处理过程中真空压力小于1×10-2Pa。
本申请中，采用热处理方法在多孔结构的热障涂层中的陶瓷面层镀铝，一方面，热处理过程中熔融铝往涂层内部渗透，对近表面的涂层孔隙进行封孔处理；另一方面，铝与氧化锆涂层反应，使得在陶瓷层表面原位生成一层致密的氧化铝(α-氧化铝)，且在近涂层表面孔隙率得到明显降低，致密的α-氧化铝层可阻碍氧的透过性，明显提高热障涂层的抗氧化性能，近涂层表面较低的孔隙率可以明显减缓腐蚀物质的渗透，提高热障涂层的耐腐蚀性能。上述热处理温度结合大量热力学计算以及热分析测量DSC/TG等综合得出。
热处理过程中保持真空氧分压较低以使热处理后涂层中的氧化铝为α-氧化铝，α-氧化铝具有比氧化锆更优异的防氧透过和耐腐蚀性能。值得说明的是，除了铝薄膜在高温下熔融、渗透与疏松氧化锆涂层发生原位反应外，在低压下部分铝薄膜会发生蒸发，蒸发后的铝原子会在热障涂层表面形成铝纳米纤维，纳米铝纤维在服役过程中会形成纳米氧化铝纤维，由于在纳米尺度下，氧化铝纤维具有较高的活性，高温下能快速与熔盐腐蚀物反应析出耐腐蚀的长石相，从而提高热障涂层的耐腐蚀性能。
此外，由于真空热处理过程中铝和氧化锆反应，原位形成α-氧化铝，所以热处理后，不影响原热障涂层的结合强度。另外，表面沉积的纳米氧化铝纤维能抑制熔融CMAS的流动，进而减缓熔融CMAS向涂层内部渗透。
可参考地，上述铝薄膜层例如可经磁控溅射方法镀于ZrO2-Y2O3陶瓷层的表面，磁控溅射的条件包括：磁控靶电流为3-7A，偏压为200-600V，磁控溅射过程中气压小于8×10- 3Pa。在上述条件下，镀得的铝膜致密，结合强度好。
优选地，本申请中，铝薄膜层的厚度为5-10μm。在高温低压条件下，铝膜会发生蒸发，蒸发的铝原子在冷凝过程中会在基体表面形核长大形成铝纳米纤维，当铝薄膜层厚度低于5μm时，铝原子溶度达不到过饱和，铝纳米线形核较难形成；铝薄膜层厚度大于10μm时，铝原子溶度过高，铝纳米线较难形成而直接形成了微纳米晶粒。
可选地，本申请中ZrO2-Y2O3陶瓷层例如可经大气等离子喷涂方法或等离子喷涂-物理气相沉积方法或电子束-物理气相沉积方法制备于粘结层的表面。
较佳地，ZrO2-Y2O3陶瓷层的厚度例如可以为140-160μm。该厚度可使热障涂层具有较佳的隔热温度同时不易剥落。涂层越厚，涂层的应力越大，涂层在服役过程中容易剥落；涂层厚度过低会使其达不到隔热温度。
在一些实施方式中，ZrO2-Y2O3陶瓷层可经大气等离子喷涂方法制备于粘结层表面。大气等离子喷涂方法的条件可以包括：电流660-700A，氩气45-55SLPM，氢气10-14SLPM，喷涂距离100-120mm。
在一些实施方式中，ZrO2-Y2O3陶瓷层可经等离子喷涂-物理气相沉积方法制备于粘结层表面。离子喷涂-物理气相沉积方法的条件可包括：氩气100-140SLPM，氢气25-35SLPM，喷涂距离880-920mm。
在一些实施方式中，ZrO2-Y2O3陶瓷层可经电子束-物理气相沉积方法制备于粘结层表面。电子束-物理气相沉积方法的条件可包括：功率160-200kW，舱压0.008-0.012Pa，基体预热温度780-820℃。
上述三种制备ZrO2-Y2O3陶瓷层的方式具有以下好处，大气等离子喷涂方法具有隔热性能好，成本低，但是涂层寿命短；电子束-物理气相沉积方法具有寿命长，但是成本高，隔热性能低；等离子喷涂-物理气相沉积方法能兼顾涂层的寿命和隔热性能，其成本介于大气等离子喷涂和电子束-物理气相沉积之间。
值得说明的是，ZrO2-Y2O3陶瓷层还可以采用低压等离子喷涂方式，但由于等离子喷涂-物理气相沉积与低压等离子喷涂属于同类技术，且涂层性能要比低压等离子喷涂好，故优选采用等离子喷涂-物理气相沉积技术。但该涂层不能采用超音速火焰喷涂方法，该方法焰流温度较低，粉末无法熔融，涂层无法沉积。
可选地，本申请中粘结层例如可以经超音速火焰喷涂方法或大气等离子喷涂方法或等离子喷涂-物理气相沉积方法或电子束-物理气相沉积方法为制备于合金表面。该合金为高温合金，如镍基高温合金。
优选地，粘结层的厚度可以为95-105μm。粘结层在复合热障涂层中位于陶瓷面层(ZrO2-Y2O3陶瓷层)和金属层(合金基体层)之间，一方面可降低陶瓷与金属的热不匹配性，另一方面可提高金属基体的高温氧化性能。粘结层的厚度低于95-105μm，会导致金属基体的高温氧化性能偏低，高于95-105μm会导致粘结层应力过大，容易导致陶瓷层在服役过程中剥落。
在一些实施方式中，粘结层可采用超音速火焰喷涂方法制备于合金表面。超音速火焰喷涂方法的条件可以包括：汽油流量12-14L/h，氧气流量780-820L/min，喷涂距离380-420mm。
在一些实施方式中，粘结层可采用大气等离子喷涂方法制备于合金表面。大气等离子喷涂方法的条件可以包括：电流640-660A，氩气43-47SLPM，氢气8-12SLPM，喷涂距离105-115mm。
在一些实施方式中，粘结层可采用等离子喷涂-物理气相沉积方法制备于合金表面。等离子喷涂-物理气相沉积方法可以包括：氩气95-105SLPM，氢气5-7SLPM，喷涂距离340-360mm。
在一些实施方式中，粘结层还可采用电子束-物理气相沉积方法制备于合金表面。电子束-物理气相沉积方法可以包括：功率110-130kW，舱压0.008-0.012Pa，基体预热温度780-820℃。
上述四种制备粘结层的方式具有以下优势，例如超音速火焰喷涂可用于制备性能要求一般的航空发动机NiCoCrAlYTa和NiCrAlY粘结层，制备出的涂层性能中等，其成本大于大气等离子喷涂。大气等离子喷涂可用于制备燃气轮机NiCoCrAlYTa和NiCrAlY粘结层，制备出的涂层性能较低，但制备成本是最低的。电子束-物理气相沉积可用于制备高性能航空发动机NiCoCrAlYTa和NiCrAlY粘结层，该制备成本最高，但制备出的涂层性能也是最好的。等离子喷涂-物理气相沉积能兼顾涂层的制备成本和性能要求。
较佳地，制备粘结层之前，还可包括将合金进行超声清洗，然后再于0.4-0.5MPa的条件下喷砂处理。其中，超声清洗例如可以依次用汽油和酒精进行。喷砂处理可以是用刚玉在上述压力条件下处理。
经上述制备方法制备而得的复合热障涂层表面具有一层致密的α-氧化铝层，可阻碍氧的透过性，明显提高涂层的抗氧化性能，涂层表面孔隙率较低，可明显减缓腐蚀物质的渗透，使热障涂层具有较高的耐腐蚀性能。
本发明实施例还提供了一种上述复合热障涂层的应用，例如可以将其用于航空发动机的涡轮叶片或燃气轮机涡轮叶片，能够使发动机部件适应恶劣的高温和强腐蚀工作环境。
以下结合实施例对本发明的特征和性能作进一步的详细描述。
实施例1
以镍基高温合金为基体层，依次用汽油和酒精进行超声清洗，再用刚玉在0.45MPa压力下喷砂处理。
抛光后，采用电子束-物理气相沉积方法在基体层表面制备厚度约100μm的NiCoCrAlYTa粘结层。其中，电子束-物理气相沉积的功率为120kW，舱压为0.01Pa，基体预热温度为800℃。
然后再采用电子束-物理气相沉积方法在粘结层表面制备厚度约150μm的ZrO2-Y2O3陶瓷层。其中，电子束-物理气相沉积方法的功率为180kW，舱压为0.01Pa，基体预热温度为800℃。
采用磁控溅射技术在陶瓷层表面制备厚度约5μm的铝薄膜层，其中磁控靶的电流为3A，偏压为200V，压力小于8×10-3Pa。
最后对镀铝样品进行真空热处理，得复合热障涂层。其中热处理制度为：于700℃的条件下保温2h，然后以升温速率为10℃/min升温至800℃，保温1h，热处理过程中真空压力小于1×10-2Pa。
实施例2
以镍基高温合金为基体层，依次用汽油和酒精进行超声清洗，再用刚玉在0.45MPa压力下喷砂处理。
采用超音速火焰喷涂技术在基体层表面制备厚度约100μm的NiCrAlY粘结层。其中，超音速火焰喷涂方法的汽油流量为13L/h，氧气流量为800L/min，喷涂距离为400mm。
然后再采用大气等离子喷涂方法在粘结层表面制备厚度约150μm的ZrO2-Y2O3陶瓷层。其中，大气等离子喷涂方法的电流为680A，氩气为50SLPM，氢气为12SLPM，喷涂距离为110mm。
采用磁控溅射技术在陶瓷层表面制备厚度约6μm的铝薄膜层，其中磁控靶电流为4A，偏压为300V，压力小于8×10-3Pa。
最后对镀铝样品进行真空热处理，得复合热障涂层。其中热处理制度为：于650℃的条件下保温1h，然后以升温速率为5℃/min升温至820℃，保温1h，热处理过程中真空压力小于1×10-2Pa。
实施例3
以镍基高温合金层为基体，依次用汽油和酒精进行超声清洗，再用刚玉在0.45MPa压力下喷砂处理。
采用大气等离子喷涂方法在基体层表面制备厚度约100μm的NiCoCrAlYTa粘结层。大气等离子喷涂的电流为650A，氩气为45SLPM，氢气为10SLPM，喷涂距离为110mm。
然后再采用等离子喷涂-物理气相沉积方法在粘结层表面制备厚度约150μm的ZrO2-Y2O3陶瓷层。其中，等离子喷涂-物理气相沉积的氩气为120SLPM，氢气为30SLPM，喷涂距离为900mm。
采用磁控溅射技术在陶瓷层表面制备厚度约7μm的铝薄膜层，其中磁控靶电流为5A，偏压为500V，压力小于8×10-3Pa。
最后对镀铝样品进行真空热处理，得复合热障涂层。其中热处理制度为：于650℃的条件下保温3h，然后以升温速率为7℃/min升温至900℃，保温2h，热处理过程中真空压力小于1×10-2Pa。
实施例4
以镍基高温合金为基体层，依次用汽油和酒精进行超声清洗，再用刚玉在0.45MPa压力下喷砂处理。
抛光后，采用等离子喷涂-物理气相沉积方法在基体层表面制备厚度约100μm的NiCrAlY粘结层。其中，等离子喷涂-物理气相沉积中氩气为100SLPM，氢气为6SLPM，喷涂距离为350mm。
然后再采用电子束-物理气相沉积方法在粘结层表面制备厚度约150μm的ZrO2-Y2O3陶瓷层。其中，电子束-物理气相沉积方法的功率为180kW，舱压为0.01Pa，基体预热温度为800℃。
采用磁控溅射技术在陶瓷层表面制备厚度约5μm的铝薄膜层，其中磁控靶电流为7A，偏压为600V，压力小于8×10-3Pa。
最后对镀铝样品进行真空热处理，得复合热障涂层。其中热处理制度为：于680℃的条件下保温3h，然后以升温速率为8℃/min升温至880℃，保温2h，热处理过程中真空压力小于1×10-2Pa。
实施例5
以镍基高温合金为基体层，依次用汽油和酒精进行超声清洗，再用刚玉在0.45MPa压力下喷砂处理。
采用电子束-物理气相沉积方法在基体层表面制备厚度约100μm的NiCoCrAlYTa粘结层。电子束-物理气相沉积的功率为120kW，舱压为0.01Pa，基体预热温度为800℃。
然后再采用电子束-物理气相沉积方法在粘结层表面制备厚度约150μm的ZrO2-Y2O3陶瓷层。电子束-物理气相沉积方法的功率为180kW，舱压为0.01Pa，基体预热温度为800℃。
采用磁控溅射技术在陶瓷层表面制备厚度约5μm的铝薄膜层，其中磁控靶电流为6A，偏压为400V，压力小于8×10-3Pa。
最后对镀铝样品进行真空热处理，得复合热障涂层。其中热处理制度为：于690℃的条件下保温1h，然后以升温速率为7℃/min升温至900℃，保温1h，热处理过程中真空压力小于1×10-2Pa。
实施例6
以镍基高温合金为基体层，依次用汽油和酒精进行超声清洗，再用刚玉在0.45MPa压力下喷砂处理。
抛光后，采用电子束-物理气相沉积方法在基体层表面制备厚度约100μm的NiCrAlY粘结层。电子束-物理气相沉积的功率为120kW，舱压为0.01Pa，基体预热温度为800℃。
然后再采用电子束-物理气相沉积方法在粘结层表面制备厚度约150μm的ZrO2-Y2O3陶瓷层。电子束-物理气相沉积方法的功率180kW，舱压为0.01Pa，基体预热温度为800℃。
采用磁控溅射技术在陶瓷层表面制备厚度约10μm的铝薄膜层，其中磁控靶电流为7A，偏压为400V，压力小于8×10-3Pa。
最后对镀铝样品进行真空热处理，得复合热障涂层。其中热处理制度为：于670℃的条件下保温2h，然后以升温速率为9℃/min升温至800℃，保温1h，热处理过程中真空压力小于1×10-2Pa。
实施例7
以镍基高温合金为基体层，依次用汽油和酒精进行超声清洗，再用刚玉在0.4MPa压力下喷砂处理。
抛光后，采用超音速火焰喷涂方法在基体层表面制备厚度约95μm的NiCoCrAlYTa粘结层。其中，超音速火焰喷涂的汽油流量为12L/h，氧气流量为780L/min，喷涂距离为380mm。
然后再采用大气等离子喷涂方法在粘结层表面制备厚度约140μm的ZrO2-Y2O3陶瓷层。其中，大气等离子喷涂的电流为660A，氩气为45SLPM，氢气为10SLPM，喷涂距离为100mm。
采用磁控溅射技术在陶瓷层表面制备厚度约5μm的铝薄膜层，其中磁控靶的电流为7A，偏压为600V，压力小于8×10-3Pa。
最后对镀铝样品进行真空热处理，得复合热障涂层。其中热处理制度为：于610℃的条件下保温2h，然后以升温速率为6℃/min升温至850℃，保温1.5h，热处理过程中真空压力小于1×10-2Pa。
实施例8
以镍基高温合金为基体层，依次用汽油和酒精进行超声清洗，再用刚玉在0.5MPa压力下喷砂处理。
抛光后，采用超音速火焰喷涂方法在基体层表面制备厚度约105μm的NiCoCrAlYTa粘结层。其中，超音速火焰喷涂的汽油流量为14L/h，氧气流量为820L/min，喷涂距离为420mm。
然后再采用大气等离子喷涂方法在粘结层表面制备厚度约160μm的ZrO2-Y2O3陶瓷层。其中，大气等离子喷涂的电流为700A，氩气为55SLPM，氢气为14SLPM，喷涂距离为120mm。
采用磁控溅射技术在陶瓷层表面制备厚度约5μm的铝薄膜层，其中磁控靶的电流为5A，偏压为400V，压力小于8×10-3Pa。
最后对镀铝样品进行真空热处理，得复合热障涂层。其中热处理制度为：于650℃的条件下保温2h，然后以升温速率为5℃/min升温至800℃，保温1.5h，热处理过程中真空压力小于1×10-2Pa。
实施例9
本实施例与实施例1的区别在于：
采用大气等离子喷涂方法在基体表面制备粘结层。其中，大气等离子喷涂的电流为640A，氩气为43SLPM，氢气为8SLPM，喷涂距离为105mm。
采用等离子喷涂-物理气相沉积方法在粘结层表面制备ZrO2-Y2O3陶瓷层。其中，等离子喷涂-物理气相沉积的氩气为100SLPM，氢气为25SLPM，喷涂距离为880mm。
实施例10
本实施例与实施例1的区别在于：
采用大气等离子喷涂方法在基体表面制备粘结层。其中，大气等离子喷涂的电流为660A，氩气为47SLPM，氢气为12SLPM，喷涂距离为115mm。
采用等离子喷涂-物理气相沉积方法在粘结层表面制备ZrO2-Y2O3陶瓷层。其中，等离子喷涂-物理气相沉积的氩气为140SLPM，氢气为35SLPM，喷涂距离为920mm。
实施例11
本实施例与实施例1的区别在于：
采用等离子喷涂-物理气相沉积方法在基体表面制备粘结层。其中，等离子喷涂-物理气相沉积的氩气为95SLPM，氢气为5SLPM，喷涂距离为340mm。
采用电子束-物理气相沉积方法在粘结层表面制备ZrO2-Y2O3陶瓷层。其中，电子束-物理气相沉积的功率为160kW，舱压为0.008Pa，基体预热温度为780℃。
实施例12
本实施例与实施例1的区别在于：
采用等离子喷涂-物理气相沉积方法在基体表面制备粘结层。其中，等离子喷涂-物理气相沉积的氩气为105SLPM，氢气为7SLPM，喷涂距离为360mm。
采用电子束-物理气相沉积方法在粘结层表面制备ZrO2-Y2O3陶瓷层。其中，电子束-物理气相沉积的功率为200kW，舱压为0.012Pa，基体预热温度为820℃。
实施例13
本实施例与实施例2的区别在于：
采用电子束-物理气相沉积方法在基体表面制备粘结层。其中，电子束-物理气相沉积的功率为110kW，舱压为0.008Pa，基体预热温度为780℃。
实施例14
本实施例与实施例2的区别在于：
采用电子束-物理气相沉积方法在基体表面制备粘结层。其中，电子束-物理气相沉积的功率为130kW，舱压为0.012Pa，基体预热温度为820℃。
实施例15
本发明实施例提供一种复合热障涂层的应用，即将其用于航空发动机，复合热障涂层可采用由上述实施例1-14任一实施例制备所得的复合热障涂层。
试验例
重复实施上述实施例1-14，得到足够多的复合热障涂层。
对热障涂层经过镀铝真空热处理后表面以及断面的形貌进行观察，其结果分别如图1及图2所示。
由图1可以看出，热障涂层表面存在大量的纳米铝纤维。由图2可以看出，柱状热障涂层表面存在致密层。
综上所述，本发明实施例提供的复合热障涂层的制备方法，通过热处理，可在涂层表面形成纳米铝纤维，该纤维的形成可提高热障涂层的耐CMAS腐蚀性能。制得的复合热障涂层的表面形成有一层致密的α-氧化铝层，可阻碍氧的透过性，明显提高热障涂层的抗氧化性能；该复合热障涂层在近涂层表面具有较低的孔隙率，可明显减缓腐蚀物质的渗透，使热障涂层具有较高的耐腐蚀性能。将其用于航空发动机，可使发动机部件适应更加恶劣的高温和强腐蚀工作环境。
以上所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。

Claims (10)

1.一种复合热障涂层，其特征在于，所述复合热障涂层包括合金层、粘接层、ZrO2-Y2O3陶瓷层和铝薄膜层；
所述粘接层设置于所述合金层的表面，所述ZrO2-Y2O3陶瓷层设置于所述粘接层的表面，所述铝薄膜层设置于所述ZrO2-Y2O3陶瓷层的表面；
优选地，所述粘接层为NiCoCrAlYTa粘结层或NiCrAlY粘结层；
优选地，所述铝薄膜层为α-氧化铝层。
2.根据权利要求1所述的复合热障涂层，其特征在于，所述粘接层的厚度为95-105μm和/或所述ZrO2-Y2O3陶瓷层的厚度为140-160μm和/或所述铝薄膜层的厚度为5-10μm。
3.一种如权利要求1或2所述的复合热障涂层的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：对表面镀有所述铝薄膜层的ZrO2-Y2O3陶瓷层进行真空热处理，真空热处理制度包括：于610-700℃的条件下保温1-3h，然后以升温速率为5-10℃/min升温至800-900℃，保温1-2h，热处理过程中真空压力小于1×10-2Pa。
4.根据权利要求3所述的制备方法，其特征在于，所述铝薄膜层经磁控溅射方法镀于所述ZrO2-Y2O3陶瓷层的表面，磁控溅射的条件包括：磁控靶电流为3-7A，偏压为200-600V，磁控溅射过程中气压小于8×10-3Pa。
5.根据权利要求3所述的制备方法，其特征在于，所述ZrO2-Y2O3陶瓷层经大气等离子喷涂方法或等离子喷涂-物理气相沉积方法或电子束-物理气相沉积方法制备于粘结层的表面。
6.根据权利要求5所述的制备方法，其特征在于，所述ZrO2-Y2O3陶瓷层经大气等离子喷涂方法制备于所述粘结层表面，大气等离子喷涂方法的条件包括：电流660-700A，氩气45-55SLPM，氢气10-14SLPM，喷涂距离100-120mm。
7.根据权利要求5所述的制备方法，其特征在于，所述ZrO2-Y2O3陶瓷层经离子喷涂-物理气相沉积方法制备于所述粘结层表面，离子喷涂-物理气相沉积方法的条件包括：氩气100-140SLPM，氢气25-35SLPM，喷涂距离880-920mm。
8.根据权利要求5所述的制备方法，其特征在于，所述ZrO2-Y2O3陶瓷层经电子束-物理气相沉积方法制备于所述粘结层表面，电子束-物理气相沉积方法的条件包括：功率160-200kW，舱压0.008-0.012Pa，基体预热温度780-820℃。
9.根据权利要求5所述的制备方法，其特征在于，所述粘结层经超音速火焰喷涂方法或大气等离子喷涂方法或等离子喷涂-物理气相沉积方法或电子束-物理气相沉积方法为制备于所述合金表面。
10.一种如权利要求1或2所述的复合热障涂层的应用，其特征在于，所述复合热障涂层用于航空发动机。
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