CN109440046B - 一种航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层及其制备方法 - Google Patents

一种航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层及其制备方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109440046B
CN109440046B CN201811449358.7A CN201811449358A CN109440046B CN 109440046 B CN109440046 B CN 109440046B CN 201811449358 A CN201811449358 A CN 201811449358A CN 109440046 B CN109440046 B CN 109440046B
Authority
CN
China
Prior art keywords
mcraly
spraying
powder
thermal barrier
layer
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201811449358.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109440046A (zh
Inventor
王博
程玉贤
芦国强
王璐
张春刚
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Liming Aero Engine Co Ltd
Original Assignee
AECC Shenyang Liming Aero Engine Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Liming Aero Engine Co Ltd filed Critical AECC Shenyang Liming Aero Engine Co Ltd
Priority to CN201811449358.7A priority Critical patent/CN109440046B/zh
Publication of CN109440046A publication Critical patent/CN109440046A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109440046B publication Critical patent/CN109440046B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/12—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the method of spraying
    • C23C4/129—Flame spraying
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/06—Metallic material
    • C23C4/073—Metallic material containing MCrAl or MCrAlY alloys, where M is nickel, cobalt or iron, with or without non-metal elements
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/10—Oxides, borides, carbides, nitrides or silicides; Mixtures thereof
    • C23C4/11—Oxides
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/12—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the method of spraying
    • C23C4/134—Plasma spraying

Abstract

本发明的一种航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层及其制备方法，属于航空发动机技术领域，热障涂层包括MCrAlY底层，MCrAlY过渡层和YSZ面层，厚度分别为0.03～0.1mm，0.03～0.1mm和0.1～0.3mm。制备方法为：超音速喷涂MCrAlY底层+等离子喷涂MCrAlY过渡层+真空热处理+等离子喷涂YSZ面层，控制相应参数，制得热障涂层。该方法制备的热障涂层，生产成本低，抗氧化性能好、结合强度高，涂层1100℃抗冷热循环性能也大幅提高，显著提高了涂层的使用寿命和可靠性，具有非常广阔的市场前景。

Description

一种航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层及其制备方法
技术领域：
本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层及其制备方法。
背景技术：
热障涂层是将耐高温、高隔热的陶瓷材料涂覆在零件表面，降低零件表面温度、提高零件可靠性和服役寿命的热防护技术，一般由抗氧化腐蚀性能良好的金属粘结底层和导热系数较低的陶瓷面层组成。目前普遍采用的是超音速喷涂MCrAlY涂层或等离子喷涂MCrAlY涂层作为底层，等离子喷涂YSZ面层的涂层体系。超音速喷涂MCrAlY底层致密度高，抗氧化性能良好，但其表面粗糙度低，与等离子喷涂YSZ面层结合力差。等离子喷涂MCrAlY底层表面粗糙度高，与等离子喷涂YSZ面层结合力好，但底层抗氧化性能不好，与基体的结合力也差，难以满足高性能航空发动机及燃气轮机叶片热端部件对长寿命、高可靠性热障涂层的需求。
发明内容：
本发明的目的是针对现有HVOF底层/APS面层界面粗糙度低，结合强度不高；APS底层/APS面层底层致密度不高，底层与基体结合力差，难以满足热端部件对长寿命、高可靠性热障涂层的需求问题，提出一种航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层及其制备方法，即采用超音速喷涂MCrAlY底层/等离子喷涂MCrAlY过渡层/等离子喷涂YSZ面层结构，在超音速喷涂MCrAlY底层/等离子喷涂MCrAlY过渡层后进行热处理以提高界面结合强度，进而提升热障涂层的使用寿命和可靠性。
为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
一种航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层，包括MCrAlY底层，MCrAlY过渡层和YSZ面层，所述的MCrAlY底层厚度为0.03～0.1mm，所述的MCrAlY过渡层厚度为0.03～0.1mm，所述的YSZ面层厚度为0.1～0.3mm。
所述的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层中，MCrAlY底层表面粗糙度Ra为7～9μm，MCrAlY过渡层表面粗糙度Ra为11～12μm。
所述的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层经测试，在1100℃抗冷热循环达到834～1283次。
所述的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层的拉伸结合强度为38.4～40.90MPa。
所述的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层的制备方法，包括以下步骤：
步骤1，MCrAlY底层喷涂：
(1)取航空发动机或燃气轮机叶片，将其进行除油去污与干吹砂后，完成预处理；
(2)采用超音速喷涂MCrAlY粉末，形成MCrAlY底层，厚度为0.03～0.1mm；
步骤2，MCrAlY过渡层喷涂：
在MCrAlY底层表面，进行等离子喷涂MCrAlY粉末，形成MCrAlY过渡层，厚度为0.03～0.1mm；
步骤3，YSZ面层喷涂：
在MCrAlY过渡层表面，进行等离子喷涂YSZ粉末，形成YSZ面层，厚度为0.1～0.3mm，制得航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层。
所述的步骤1(1)中，喷涂前干吹砂处理是为了清洁和活化零件合金表面，从而提高MCrAlY底层与合金基体之间的结合强度。
所述的步骤1(2)中，NiCrAlY粉末粒度范围：18～45μm。
所述的步骤1(2)中，MCrAlY底层超音速喷涂参数为：采用的喷气燃料航空煤油压力为100～130psi，流量为6～8scfh，氧气压力为121～141psi，氧气流量为1690～1710scfh，喷涂距离为350～370mm，采用氩气进行送粉，送粉速率为60～65g/min。
所述的步骤1(2)和2中，MCrAlY粉末中各成分及质量百分比为Co：35～38％，Cr：20.～24％，Al：8～10％，Y：0.4～0.8％，余量为Ni及不可避免杂质。
所述的步骤2中，NiCrAlY粉末粒度范围：38～96μm。
所述的步骤2中，等离子喷涂MCrAlY过渡层的喷涂参数为：粉末加热的主气为氩气，流量为110～130scfh，次气为氢气，流量为1～3scfh，喷涂距离为120～150mm，送粉速率为35～55g/min，电流为700～800A。
所述的步骤2中，喷涂MCrAlY过渡层后，对MCrAlY涂层进行热处理，热处理温度为870～1060℃，升温速率为7℃/min，保温时间为3～5h；之后冷却至80℃后，进行步骤3的喷涂。
所述的步骤2中，热处理操作在真空炉中进行，真空压强＜6.65×10-2Pa。
所述的步骤2中，具体的冷却过程为：保温后，首先随炉冷却至800℃后，充入氩气冷却至80℃以下。
所述的步骤3中，YSZ粉末中各成分及质量百分比为Y2O3：7～8％，余量为ZrO2。
所述的步骤3中，YSZ粉末粒度范围：11～125μm。
所述的步骤3中，YSZ面层喷涂参数为：粉末加热的主气体为氩气，流量为70～90scfh，次气体为氢气，流量为3～5scfh，送粉速率为28～40g/min，喷涂距离为85～115mm，喷涂电流为775～825A。
所述的步骤3中，航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层制备完成后，在使用过程中，由于真空热处理的原因，在MCrAlY过渡层表面能够形成一层完整连续的TGO组织，有效阻止了外部氧原子的进入。
本发明的有益效果：
(1)本发明的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层及其制备方法，要点在于，设计一套既能提高底层和基体的结合强度，又能提高底层和面层的结合强度的热障涂层体系。
(2)通过超音速喷涂MCrAlY底层+等离子喷涂MCrAlY过渡层+热处理+等离子喷涂YSZ面层形成涂层体系，超音速喷涂MCrAlY底层致密，抗氧化性能好、结合强度高；等离子喷涂MCrAlY过渡层由于表面粗糙度大，与YSZ面层的结合力好；热处理不仅提高了基体K488与超音速喷涂MCrAlY底层，超音速喷涂MCrAlY底层与等离子喷涂MCrAlY过渡层的结合强度，还在MCrAlY过渡层表面形成一层连续生长的TGO组织，有利于提高MCrAlY过渡层与面层YSZ的结合强度。
(3)本发明的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层制备方法，生产成本低，显著提高了涂层的使用寿命和可靠性，已成功应用于我国航空发动机及燃气轮机热端部件的生产，本涂层体系还可以用于航空发动机及相关行业其它各种合金零部件热障涂层的生产，具有非常广阔的市场前景。
附图说明
图1为本发明实施例3制备的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层的弯曲性能图；
图2为本发明实施例与对比例制备的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层的抗热循环试验温度载荷谱示意图；
图3为实施例与对比例制备的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层在不同抗冷热循环次数下与原始试样表面状态对比示意图，其中，图3(a)为原始试样，图3(b)为实施例3制备的热障涂层在1100℃抗冷热循环1200次表面状态示意图，图3(c)为对比例4制备的热障涂层在1100℃抗冷热循环751次表面状态示意图；
图4为本发明实施例3叶片表面喷涂航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层过程状态变化实物图。
具体实施方式：
下面结合实施例对本发明作进一步的详细说明。
以下实施例中：
MCrAlY粉末中各成分及质量百分比为Co：35～38％，Cr：20.～24％，Al：8～10％，Y：0.4～0.8％，余量为Ni及不可避免杂质；
超音速喷涂的NiCrAlY粉末粒度范围：18～45μm，等离子喷涂的NiCrAlY粉末粒度范围：38～96μm；
YSZ粉末中各成分及质量百分比为Y2O3：7～8％，余量为ZrO2，粉末粒度范围：11～125μm。
实施例1
一种航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层，包括：MCrAlY底层，厚度为0.06mm，表面粗糙度Ra为7μm；MCrAlY过渡层，厚度为0.06mm，表面粗糙度Ra为11μm；和YSZ面层，厚度为0.2mm。
所述的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层的制备方法，包括以下步骤：
步骤1，MCrAlY底层喷涂：
(1)取航空发动机或燃气轮机叶片，对航空发动机及燃气轮机叶片使用的K488基体材料进行丙酮除油污→外观检查→干吹砂，以清洁和活化零件合金表面，从而提高MCrAlY底层与合金基体之间的结合强度→清理→夹具保护→装夹→预热；
(2)采用超音速喷涂MCrAlY底层，采用的是JP5000设备，采用的喷气燃料航空煤油压力为113psi，流量为7scfh，氧气压力为131psi，氧气流量为1700scfh，喷涂距离为350～370mm，采用氩气进行送粉，送粉速率为60～65g/min，喷涂厚度为0.06mm；
步骤2，MCrAlY过渡层喷涂：
在MCrAlY底层表面，等离子喷涂MCrAlY粉末，形成MCrAlY过渡层，采用的是7700设备，粉末加热的主气为氩气，流量为120scfh，次气为氢气，流量为2scfh，喷涂距离为135mm，送粉速率为45g/min，电流为750A，喷涂厚度为0.06mm；
步骤3，YSZ面层喷涂：
在MCrAlY过渡层表面，采用等离子喷涂YSZ粉末，形成YSZ面层，采用的是7700设备，粉末加热的主气体为氩气，流量为80scfh，次气体为氢气，流量为4scfh，送粉速率为34g/min，喷涂距离为100mm，喷涂电流为800A，喷涂厚度为0.2mm，并进行抛光处理，制得航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层，经测试，在1100℃抗冷热循环达到834次，拉伸结合强度为38.4MPa。
实施例2
一种航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层，包括：MCrAlY底层，厚度为0.06mm，表面粗糙度Ra为8μm；MCrAlY过渡层，厚度为0.06mm，表面粗糙度Ra为11.6μm；和YSZ面层，厚度为0.2mm。
所述的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层的制备方法，包括以下步骤：
步骤1，MCrAlY底层喷涂：
(1)取航空发动机或燃气轮机叶片，对航空发动机及燃气轮机叶片使用的K488基体材料进行丙酮除油污→外观检查→干吹砂，以清洁和活化零件合金表面，从而提高MCrAlY底层与合金基体之间的结合强度→清理→夹具保护→装夹→预热；
(2)采用超音速喷涂MCrAlY底层，采用的是JP5000设备，采用的喷气燃料航空煤油压力为113psi，流量为7scfh，氧气压力为131psi，氧气流量为1700scfh，喷涂距离为350～370mm，采用氩气进行送粉，送粉速率为60～65g/min，喷涂厚度为0.06mm；
步骤2，MCrAlY过渡层喷涂与热处理：
(1)在MCrAlY底层表面等离子喷涂MCrAlY粉末，形成MCrAlY过渡层，采用的是7700设备，粉末加热的主气为氩气，流量为120scfh，次气为氢气，流量为2scfh，喷涂距离为135mm，送粉速率为45g/min，电流为750A，喷涂厚度为0.06mm；
(2)喷涂MCrAlY过渡层后，对MCrAlY涂层在真空炉中进行热处理，真空压强＜6.65×10-2Pa，热处理温度为870℃，升温速率为7℃/min，保温时间为4h；之后首先随炉冷却至800℃后，充入氩气冷却至80℃以下，通过热处理后，MCrAlY过渡层形成一层连续的TGO组织；
步骤3，YSZ面层喷涂：
在MCrAlY过渡层表面，采用等离子喷涂YSZ粉末，形成YSZ面层，采用的是7700设备，粉末加热的主气体为氩气，流量为80scfh，次气体为氢气，流量为4scfh，送粉速率为34g/min，喷涂距离为100mm，喷涂电流为800A，喷涂厚度为0.2mm，并进行抛光处理，制得航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层，经测试，在1100℃抗冷热循环达到986次，拉伸结合强度为38.8MPa。
实施例3
一种航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层，包括：MCrAlY底层，厚度为0.06mm，表面粗糙度Ra为9μm；MCrAlY过渡层，厚度为0.06mm，表面粗糙度Ra为12μm；和YSZ面层，厚度为0.2mm。
所述的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层的制备方法，包括以下步骤：
步骤1，MCrAlY底层喷涂：
(1)取航空发动机或燃气轮机叶片，对航空发动机及燃气轮机叶片使用的K488基体材料进行丙酮除油污→外观检查→干吹砂，以清洁和活化零件合金表面，从而提高MCrAlY底层与合金基体之间的结合强度→清理→夹具保护→装夹→预热；
(2)采用超音速喷涂MCrAlY底层，具体工艺参数如表2所示，采用的是JP5000设备，采用的喷气燃料航空煤油压力为113psi，流量为7scfh，氧气压力为131psi，氧气流量为1700scfh，喷涂距离为350～370mm，采用氩气进行送粉，送粉速率为60～65g/min，喷涂厚度为0.06mm；
步骤2，MCrAlY过渡层喷涂与热处理：
(1)在MCrAlY底层表面等离子喷涂MCrAlY粉末，形成MCrAlY过渡层，具体工艺参数如表3所示，采用的是7700设备，粉末加热的主气为氩气，流量为120scfh，次气为氢气，流量为2scfh，喷涂距离为135mm，送粉速率为45g/min，电流为750A，喷涂厚度为0.06mm；
(2)喷涂MCrAlY过渡层后，对MCrAlY涂层在真空炉中进行热处理，真空压强＜6.65×10-2Pa，热处理温度为1050℃，升温速率为7℃/min，保温时间为4h；之后首先随炉冷却至800℃后，充入氩气冷却至80℃以下，通过热处理后，MCrAlY过渡层形成一层连续的TGO组织。
步骤3，YSZ面层喷涂：
在MCrAlY过渡层表面，采用等离子喷涂YSZ粉末，形成YSZ面层，具体工艺参数如表4所示，采用的是7700设备，粉末加热的主气体为氩气，流量为80scfh，次气体为氢气，流量为4scfh，送粉速率为34g/min，喷涂距离为100mm，喷涂电流为800A，喷涂厚度为0.2mm，并进行抛光处理，制得航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层，叶片表面喷涂航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层过程状态变化实物图如图4所示，由左向右依次为叶片原始图、超音速喷涂MCrAlY底层+等离子喷涂MCrAlY过渡层+热处理后的叶片实物图，以及YSZ面层喷涂后的叶片实物图；经测试，制备的热障涂层在1100℃抗冷热循环达到1283次，拉伸结合强度为40.9MPa。
该实验进行三次，获得其弯曲性能图，如图1所示，从图1可以看出，制备的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层具有良好的结合强度和弯曲性能。
经试验发现，实施例1～3制备的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层主要是YSZ面层内部断裂，因此本发明的热障涂层解决了现有技术中基体和底层、底层和面层之间的结合强度低的难题，且实施例2和3中，增加热处理后，在NiCrAlY过渡层表面形成了一层连续生长的TGO，明显提高了热障涂层1100℃抗冷热循环性能，由原来的800次左右提高到1200次以上。
对比例1
作为对比，K488基体材料处理后，超音速喷涂MCrAlY底层，对相同步骤采用对应实施例相同参数，形成MCrAlY涂层，经测得，拉伸结合强度为39.7MPa。
对比例2
作为对比，K488基体材料处理后，等离子喷涂MCrAlY底层，对相同步骤采用对应实施例相同参数，形成MCrAlY涂层，经测得，拉伸结合强度为25.3MPa。
对比例3
作为对比，K488基体材料处理后，等离子喷涂MCrAlY底层后，等离子喷涂YSZ面层，对相同步骤采用对应实施例相同参数，形成热障涂层，经测得，在1100℃抗冷热循环623次，拉伸结合强度为25.4MPa，主要是基体和底层之间断裂，这说明基体和底层之间是薄弱环节；
对比例4
作为对比，K488基体材料处理后，超音速喷涂MCrAlY底层后，等离子喷涂YSZ面层，对相同步骤采用对应实施例相同参数，形成热障涂层，经测得，在1100℃抗冷热循环751次，拉伸结合强度为30.2MPa，主要是底层和面层之间断裂，这说明底层和面层之间是薄弱环节；
实施例1～3和对比例3、4中，制备的热障涂层在1100℃的抗冷热循环性能测试，采用空冷法，试片冷却时间不允许超过5min，试片升温时间不允许超过2min，涂层抗热循环试验温度载荷谱示意图如图2所示；
实施例3与对比例4制备的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层在不同抗冷热循环次数下与原始试样表面状态对比示意图如图3所示，其中，图3(a)为原始试样，图3(b)为实施例3制备的热障涂层在1100℃抗冷热循环1200次表面状态示意图，图3(c)为对比例4制备的热障涂层在1100℃抗冷热循环751次表面状态示意图；
上述实施例1～3，和对比例1～4采用的不同工艺方法获得涂层的结合强度和1100℃抗冷热循环次数如表1所示。
表1实施例与对比例制备的热障涂层的结合强度和1100℃抗冷热循环次数：
Figure BDA0001886321290000071
Figure BDA0001886321290000081
表2超音速喷涂MCrAlY底层的工艺参数：
Figure BDA0001886321290000082
表3等离子喷涂MCrAlY过渡层的工艺参数：
Figure BDA0001886321290000083
Figure BDA0001886321290000091
表4等离子喷涂ZrO2.Y2O3面层的工艺参数：
设备型号 7700
喷枪 F4MB90-XL
喷嘴 Φ6mm
送粉器型号 1264WL
主气类型 氩气(Ar)
主气流量SCFH 80
次气类型 氢气(H2)
次气流量SCFH 4
送粉气 氩气(Ar)
载气流量SCFH 7
送粉计数RPM 4
送粉速率g/min 34
电流A 800
电压(参考值)V 42
功率(参考值)KW 33
喷涂距离mm 100
喷涂角度° 60～90
粉末入射角° 75

Claims (3)

1.一种航 空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层的制备方法，其特征在于，所述的热障涂层包括MCrAlY底层，MCrAlY过渡层和YSZ面层，所述的MCrAlY底层厚度为0.03~0.1mm，所述的MCrAlY过渡层厚度为0.03~0.1mm，所述的YSZ面层厚度为0.1~0.3mm；
所述的方法包括以下步骤：
步骤1，MCrAlY底层喷涂：
(1)取航空发动机或燃气轮机叶片，将其进行除油去污与干吹砂后，完成预处理；
(2)采用超音速喷涂MCrAlY粉末，形成MCrAlY底层，厚度为0.03~0.1mm，表面粗糙度Ra为7~9μm，其中：
所述的MCrAlY粉末中各成分及质量百分比为 Co：35~38%，Cr：20.~24%，Al：8~10%，Y：0.4~0.8%，余量为Ni及不可避免杂质，NiCrAlY粉末粒度范围：18~45μm；
所述的MCrAlY底层超音速喷涂参数为：采用的喷气燃料航空煤油压力为100~130 psi，流量为6~8scfh，氧气压力为121~141 psi，氧气流量为1690~1710 scfh，喷涂距离为350~370mm，采用氩气进行送粉，送粉速率为60~65g/min；
步骤2，MCrAlY过渡层喷涂：
(1)在MCrAlY底层表面，进行等离子喷涂MCrAlY粉末，形成MCrAlY过渡层，厚度为0.03~0.1mm，表面粗糙度Ra为11~12μm，其中：
所述的NiCrAlY粉末粒度范围：38~96μm，等离子喷涂MCrAlY过渡层的喷涂参数为：粉末加热的主气为氩气，流量为110~130scfh，次气为氢气，流量为1~3scfh，喷涂距离为120~150mm，送粉速率为35~55g/min，电流为700~800A；
(2)喷涂MCrAlY过渡层后，对MCrAlY涂层进行真空热处理，真空压强＜6.65×10-2Pa，热处理温度为870~1060℃，升温速率为7℃/min，保温时间为3~5h；之后冷却至80℃；
步骤3，YSZ面层喷涂：
在冷却后的MCrAlY过渡层表面，进行等离子喷涂YSZ粉末，形成YSZ面层，厚度为0.1~0.3mm，制得航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层，其中：
所述的YSZ面层喷涂参数为：粉末加热的主气体为氩气，流量为70~90 scfh，次气体为氢气，流量为3~5scfh，送粉速率为28~40g/min，喷涂距离为85~115mm，喷涂电流为775~825A。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层的制备方法，其特征在于，所述的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层经测试，拉伸结合强度为38.4~40.90MPa，在1100℃抗冷热循环达到834~1283次。
3.根据权利要求1所述的航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层的制备方法，其特征在于，所述的步骤3中，YSZ粉末中各成分及质量百分比为 Y2O3：7~8%，余量为ZrO2，YSZ粉末粒度范围：11~125μm。
CN201811449358.7A 2018-11-30 2018-11-30 一种航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层及其制备方法 Active CN109440046B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811449358.7A CN109440046B (zh) 2018-11-30 2018-11-30 一种航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层及其制备方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811449358.7A CN109440046B (zh) 2018-11-30 2018-11-30 一种航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层及其制备方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109440046A CN109440046A (zh) 2019-03-08
CN109440046B true CN109440046B (zh) 2020-11-06

Family

ID=65556568

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811449358.7A Active CN109440046B (zh) 2018-11-30 2018-11-30 一种航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层及其制备方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109440046B (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110735145A (zh) * 2019-11-28 2020-01-31 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种高压涡轮叶片NiCrAlYSi/YSZ热障涂层去除方法
CN110791734A (zh) * 2019-11-29 2020-02-14 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种涡轮工作叶片热障涂层制备方法
CN112048696B (zh) * 2020-09-10 2022-09-23 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种双层抗氧化粘结底层高温封严涂层及其制备方法
CN112144003A (zh) * 2020-10-20 2020-12-29 华瑞（江苏）燃机服务有限公司 一种燃机叶片的喷涂工艺
CN113721233B (zh) * 2021-08-30 2023-09-19 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种多联体涡轮导向叶片热障涂层厚度三维光学测量方法
CN114150256B (zh) * 2021-12-14 2023-11-03 中国航发南方工业有限公司 航空发动机小尺寸涡轮工作叶片的耐高温热腐蚀涂层

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1327702A1 (en) * 2002-01-10 2003-07-16 ALSTOM (Switzerland) Ltd Mcraiy bond coating and method of depositing said mcraiy bond coating
US9850778B2 (en) * 2013-11-18 2017-12-26 Siemens Energy, Inc. Thermal barrier coating with controlled defect architecture
CN108060384B (zh) * 2017-12-12 2020-04-28 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种双陶瓷层热障涂层体系及其复合制备工艺

Also Published As

Publication number Publication date
CN109440046A (zh) 2019-03-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109440046B (zh) 一种航空发动机及燃气轮机叶片用热障涂层及其制备方法
CN108060384B (zh) 一种双陶瓷层热障涂层体系及其复合制备工艺
CN105132908A (zh) 燃气轮机叶片热障涂层粘结层及其制备方法
CN108118190B (zh) 一种抗环境沉积物腐蚀热障涂层及其制备方法
CN109266997B (zh) 一种适用于高温环境的金属工件双层涂层及其制作方法
CN111004990B (zh) 用于热障涂层抗熔融cmas腐蚀的max相涂层及热喷涂制备方法
CN103465549A (zh) 一种含有抗热腐蚀过渡底层的热障涂层及制备方法
CN112176275B (zh) 一种热障涂层及其制备方法和应用
CN106893965B (zh) Yag/8ysz双陶瓷层结构耐热涂层及等离子制备方法
CN113151768B (zh) 一种喷气式发动机叶片用热障涂层及其制备方法
CN107805775A (zh) 一种高温可磨耗封严涂层及其制备方法
CN103590002A (zh) 一种镍基高温合金Al-Cr涂层的制备方法
CN113105115B (zh) 一种具有自修复功能的耐高温搪瓷基复合涂层及其制备方法
CN109554657B (zh) 一种组织渐变防钛火可磨耗封严涂层及其制备方法
CN108677064A (zh) 一种高寿命高温合金航空发动机叶片及制造方法
CN108715987B (zh) 一种提高热障涂层结合强度的方法
CN111962028A (zh) 一种eb-pvd/aps复合结构双陶瓷层热障涂层及其制备方法
CN107604299B (zh) 一种隔热涂层用的复合材料及其涂层制备方法
CN112063962A (zh) 利用ps-pvd在复杂型面表面制备均匀涂层的方法
CN108660407A (zh) 一种具有预制微观纵向裂纹结构的热障涂层及其制备方法
CN108642435B (zh) 一种涡轮外环内壁大厚度高温防护涂层及其制备方法
CN109457208A (zh) 一种燃气轮机透平叶片热障涂层及其制备方法
CN113529065B (zh) 一种基于冷喷涂高速沉积增材制造技术制备金属铱涂层的方法及装置
CN113088967A (zh) 一种具有sn/aps复合结构双粘结层的热障涂层及其制备方法
CN102925871A (zh) 一种复合热障涂层及其制备方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant