CN109628929A - 一种热障涂层及其制备方法与应用、航空发动机涡轮叶片 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种热障涂层及其制备方法与应用、航空发动机涡轮叶片，属于航空发动机热端部件防护涂层领域。该热障涂层包括7YSZ陶瓷层和设置于7YSZ陶瓷层一侧的表面的氧化铝层，7YSZ陶瓷层为羽毛柱状，氧化铝层中的氧化铝为纳米晶体。该热障涂层不仅具有高隔热和高应力容限，还具有良好的抗熔盐腐蚀、抗高温氧化和粒子冲刷性能。其制备方法包括：采用等离子喷涂‑物理气相沉积方法制备7YSZ陶瓷层；采用磁控溅射技术制备氧化铝层，然后真空处理。该方法简单，能够制备均匀的热障涂层。将上述热障涂层用于设置于航空发动机热端部件，如涡轮叶片的表面，能使涡轮叶片具有良好的抗高温氧化性能、耐CMAS腐蚀性能及抗粒子冲刷性能。

Description

一种热障涂层及其制备方法与应用、航空发动机涡轮叶片
技术领域
本发明涉及航空发动机热端部件防护涂层领域，且特别涉及一种热障涂层及其制备方法与应用、航空发动机涡轮叶片。
背景技术
热障涂层是采用耐高温、低热导的陶瓷材料以涂层的方式与金属相复合、以降低高温环境下金属表面温度的一种热防护技术。在先进航空发动机中，热障涂层可以显著降低叶片合金的表面温度，大幅度延长叶片的工作寿命，提高发动机的推力和效率。
高推比是先进航空发动机的显著标志，实现高推比最直接的手段是提高涡轮进口温度，限制涡轮进口温度水平的主要因素是涡轮叶片的承受能力。在涡轮叶片燃气流道表面制备热障涂层，对提高叶片承温能力有非常直接的效果，并对短时间的超温有很好的缓解作用。热障涂层在军用航空发动机上已获得广泛应用。热障涂层可取得50-150℃的隔热效果，涡轮叶片工作温度一般都接近其材料的许用温度，此时如果涡轮叶片每降低15℃，其持久寿命可延长1倍。在结构和冷却效果不变的条件下，采用热障涂层技术可以使叶片寿命延长约3-5倍。在保持零件寿命不变的条件下，减少冷却空气用量约20-30％，可大幅度提高性能、降低油耗。因此，从可靠性增长、发动机延寿以及其发展型的研制需求来看，热障涂层是当代先进航空发动机涡轮叶片设计不可或缺的选择。
目前，美国所用的热障涂层材料结构体系容易导致热障涂层易沿陶瓷/金属界面开裂和失效。
发明内容
本发明的目的之一在于提供一种热障涂层，该热障涂层不仅具有高隔热和高应力容限，还具有良好的抗熔盐腐蚀、抗高温氧化和粒子冲刷性能。
本发明的目的之二在于提供一种上述热障涂层的制备方法，该制备方法简单，能够制备均匀的热障涂层。
本发明的目的之三在于提供一种上述热障涂层的应用，例如可将其用于设置于航空发动机热端部件的表面。
本发明的目的之四在于提供一种设置有上述热障涂层的航空发动机涡轮叶片，具有良好的抗高温氧化性能、耐CMAS腐蚀性能以及抗粒子冲刷性能。
本发明解决其技术问题是采用以下技术方案来实现的：
本发明提出一种热障涂层，其包括7YSZ陶瓷层和氧化铝层；氧化铝层设置于7YSZ陶瓷层一侧的表面。
7YSZ陶瓷层为羽毛柱状，氧化铝层中的氧化铝为纳米晶体。
优选地，7YSZ陶瓷层的厚度为90-120μm。
优选地，氧化铝层的厚度为2-10μm。
更优选地，氧化铝层的厚度大于等于2且小于5μm。
进一步地，热障涂层还包括NiCoCrAlYTa合金粘结层，7YSZ陶瓷层喷涂于NiCoCrAlYTa合金粘结层的远离用于喷涂于目标工装件的一侧的表面，氧化铝层设置于7YSZ陶瓷层的远离NiCoCrAlYTa合金粘结层的一侧的表面。
优选地，NiCoCrAlYTa合金粘结层的孔隙率小于1％。
优选地，NiCoCrAlYTa合金粘结层的粗糙度不超过2μm。
优选地，NiCoCrAlYTa合金粘结层的厚度为20-40μm。
本发明还提出一种上述热障涂层的制备方法，包括以下步骤：采用等离子喷涂-物理气相沉积方法制备7YSZ陶瓷层；采用磁控溅射技术在7YSZ陶瓷层的表面制备氧化铝层，然后真空处理。
进一步地，当热障涂层还包括NiCoCrAlYTa合金粘结层时，采用等离子喷涂-物理气相沉积方法先制备NiCoCrAlYTa合金粘结层，随后采用等离子喷涂-物理气相沉积方法在NiCoCrAlYTa合金粘结层的一侧的表面制备7YSZ陶瓷层；再采用磁控溅射技术在7YSZ陶瓷层的远离NiCoCrAlYTa合金粘结层的一侧的表面设置氧化铝层，真空处理。
本发明还提出一种上述热障涂层的应用，例如可将其用于设置于航空发动机热端部件的表面。
航空发动机热端部件包括涡轮叶片、燃烧室、隔热屏、喷嘴、火焰筒或尾喷管。
本发明还提出一种航空发动机涡轮叶片，该航空发动机涡轮叶片的表面设置有上述热障涂层。
本申请提供的热障涂层及其制备方法与应用、航空发动机涡轮叶片的有益效果包括：
本申请提供的热障涂层不仅具有高隔热和高应力容限，还具有良好的抗熔盐腐蚀、抗高温氧化和粒子冲刷性能。其制备方法简单，能够制备均匀的热障涂层。其主要可用于设置于航空发动机热端部件的表面。设置有上述热障涂层的航空发动机涡轮叶片，具有良好的抗高温氧化性能、耐CMAS腐蚀性能以及抗粒子冲刷性能。
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为实施例1中PS-PVD喷涂态热障涂层表面的形貌图；
图2为实施例1中镀铝表面改性后涂层表面的形貌图；
图3为实施例1中镀铝表面改性后涂层断面的形貌图。
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。
下面对申请所涉及的热障涂层及其制备方法与应用、航空发动机涡轮叶片进行具体说明。
本申请提供的热障涂层包括7YSZ陶瓷层和氧化铝层；氧化铝层设置于7YSZ陶瓷层一侧的表面。
其中，7YSZ陶瓷层为羽毛柱状，能够较其它形式或结构具有较高的隔热性能和较好的应力容限性能。作为可选地，7YSZ陶瓷层的厚度可以为90-120μm，如90μm、95μm、100μm、105μm、115μm或120μm，也可以为90-120μm范围内的其它任一厚度值。
氧化铝层中的氧化铝为纳米晶体而非纳米铝纤维，该形式的氧化铝层致密程度较高，能够有效提高热障涂层的综合性能包括腐蚀性能、冲刷性能以及抗氧化性能等。
作为可选地，氧化铝层的厚度可以为2-10μm，如2μm、4μm、6μm、8μm或10μm，也可以为3μm、5μm、7μm或9μm，还可以为2-10μm范围内的其它任一厚度值。在一些实施方式中，氧化铝层的厚度大于等于2且小于5μm，如2μm、2.5μm、3μm、3.5μm、4μm或4.5μm等。
进一步地，本申请所涉及的热障涂层还包括合金粘结层，作为可选地，合金粘结层可以为NiCoCrAlYTa合金粘结层，7YSZ陶瓷层喷涂于NiCoCrAlYTa合金粘结层的远离用于喷涂于目标工装件(如航空发动机热端部件)的一侧的表面，氧化铝层设置于7YSZ陶瓷层的远离NiCoCrAlYTa合金粘结层的一侧的表面。
通过在航空发动机热端部件的表面和7YSZ陶瓷层中间设置NiCoCrAlYTa合金粘结层，能够实现由航空发动机热端部件的表面和7YSZ陶瓷层中间成分连续变化以及结构的梯度过渡，从而提升抗热震、氧化以及隔热等性能，延长热循环寿命。
在一些实施方式中，NiCoCrAlYTa合金粘结层的孔隙率小于1％，如0.9％、0.8％、0.7％、0.6％、0.5％或0.4％等，以使NiCoCrAlYTa合金粘结层具有较高的致密程度。
在一些实施方式中，NiCoCrAlYTa合金粘结层的粗糙度不超过2μm，以使NiCoCrAlYTa合金粘结层与7YSZ陶瓷层的结合强度大于50MPa。
在一些实施方式中，NiCoCrAlYTa合金粘结层的厚度可以为20-40μm，如20μm、25μm、30μm、35μm或40μm等，也可以为20-40μm范围内的其它任一厚度值。
此外，本申请还提供一种上述热障涂层的制备方法，例如包括以下步骤：采用等离子喷涂-物理气相沉积方法制备7YSZ陶瓷层；采用磁控溅射技术在7YSZ陶瓷层的表面制备氧化铝层，然后真空处理。
当热障涂层还包括NiCoCrAlYTa合金粘结层时，采用等离子喷涂-物理气相沉积方法先制备NiCoCrAlYTa合金粘结层，随后采用等离子喷涂-物理气相沉积方法在NiCoCrAlYTa合金粘结层的一侧的表面制备7YSZ陶瓷层；再采用磁控溅射技术在7YSZ陶瓷层的远离NiCoCrAlYTa合金粘结层的一侧的表面设置氧化铝层，真空处理。
发明人发现，由大气等离子喷涂(APS)制备而得的涂层显微组织成片层状，热导率较低，不利于热量的传导，且该方法制备的涂层与基体主要为机械结合，结合力比较低，在热震过程中容易发生脱落。经EB-PVD技术制备而得的涂层中柱状结构相邻柱状晶之间的间隙为热量和氧的传递提供了有利条件，致使隔热性能下降且易于氧化。
本申请中通过采用等离子喷涂-物理气相沉积方法，也即采用大功率等离子喷枪在超低压环境下进行工作，在这种条件下PS-PVD的等离子射流发生急剧膨胀，使其长度可达到2000mm，直径可达到400mm，这种独特的等离子体射流特征使其具有制备多种不同结构涂层的能力，可针对不同的需求制备出不同结构的涂层。作为列举地，PS-PVD技术具有以下特点：(1)可用的喷涂材料广泛，许多金属材料和陶瓷材料均可被用于PS-PVD技术制备涂层；(2)在高的真空度下等离子射流会发生膨胀，使喷涂面积增大，同时沉积效率也较高；(3)通过调节不同的工艺参数可以实现不同涂层结构的调控；(4)可进行非视线沉积，这个技术特点是APS和EB-PVD不具备的，这也是PS-PVD技术的一大优势。对于异形航空发动机叶片上制备热障涂层时，传统的涂层制备方法很难做到均匀，而通过PS-PVD的非视线沉积特性可以直接在叶片表面制备均匀涂层。
在一些实施方式中，7YSZ陶瓷层的制备条件例如可以包括：喷涂净功率为50-60kW，氩气流量为30-40NLPM，氢气流量为60-70NLPM。
其中，喷涂净功率可以为50kW、52kW、55kW、58kW或60kW，也可以为50-60kW范围内的其它任一功率值。氩气流量可以为30NLPM、32NLPM、35NLPM、38NLPM或40NLPM，也可以为30-40范围内的其它任一功率值。氢气流量可以为60NLPM、62NLPM、65NLPM、68NLPM或70NLPM，也可以为60-70范围内的其它任一功率值。
较大气等离子喷涂(APS)而言，本申请中所用的PS-PVD将喷涂过程中的净功率更大(前者净功率小于30kW，后者净功率能达50-60kW)，可以使7YSZ粉末部分气化，涂层以气相沉积，形成羽毛柱状结构涂层，而大气等离子喷涂技术由于其功率低，仅能使7YSZ粉末熔融，不能气化，获得的7YSZ陶瓷层显微组织成片层状，无法获得羽毛柱状结构。并且，在PS-PVD喷涂过程中，若净功率小于50kW，同样不能使粉末气化，而高于60kW，粉末气化严重，沉积过程中阴影效应增加，涂层孔隙率增加，涂层硬度下降。
通过采用PS-PVD方法在上述制备条件下制备7YSZ陶瓷层，能使7YSZ陶瓷层呈羽毛柱状结构，相比APS和EB-PVD制备所得的热障涂层，PS-PVD制备所得的热障涂层具有较高的隔热性能和较好的应力容限性能。
但PS-PVD制备的羽柱状结构涂层孔隙较多并且相邻的柱状晶之间也存在着较大的间隙。此外，由于YSZ材料在高温下为氧离子导体，氧容易通过涂层间隙和7YSZ涂层本身扩散与粘结层接触促使粘结层材料氧化，并且在实际服役的过程中由于高温还会加速氧化。粘结层发生氧化后会在粘结层与陶瓷层之间形成TGO层(热生长氧化物层)，TGO层的过度生长也是导致涂层失效的重要原因之一。鉴于此，本申请通过表面镀铝改性方式，在7YSZ涂层的表面镀上氧化铝膜，然后通过真空处理使Al膜和ZrO2发生原位反应形成α-Al2O3致密层。该方法一方面不影响原来7YSZ热障涂层的本征性能，旨在通过涂层表面形成一层较薄的致密α-Al2O3层，弥补7YSZ热障涂层的不足(表面多孔、耐腐蚀性差、氧离子扩散率高等)，实验证明该致密层能有效提高热障涂层的抗高温氧化性能、耐CMAS腐蚀性能以及抗粒子冲刷性能等。
在一些实施方式中，氧化铝层的制备条件包括：磁控溅射是在偏压为240-260V(如240V、245V、250V、255V或260V等)的条件下进行。进一步地，氧化铝层的制备过程中，真空热处理包括：于680-720℃的条件下保温(第一次保温)4.5-5.5h，随后于960-1000℃的条件下保温(第二次保温)1.5-2.5h，整个真空热处理过程中真空压力小于5×10-3Pa。
其中，第一次保温的温度可以为680℃、690℃、700℃、710℃或720℃，也可以为680-720℃范围内的其它任一温度值。第一次保温的时间可以为4.5h、4.8h、5h、5.2h、5.4h或5.5h，也可以为4.5-5.5h范围内的其它任一时间值。
第二次保温的温度可以为960℃、970℃、980℃、990℃或1000℃，也可以为960-1000℃范围内的其它任一温度值。第二次保温的时间可以为1.5h、1.8h、2h、2.2h、2.4h或2.5h，也可以为1.5-2.5h范围内的其它任一时间值。
真空热处理过程中真空压力可以为4.5×10-3Pa、4×10-3Pa、3.5×10-3Pa或3×10- 3Pa等，也可以为不超过5×10-3Pa的其它任一压力值。
在一优选的实施方式中，真空热处理包括：于700℃的条件下保温(第一次保温)5h，随后于980℃的条件下保温(第二次保温)2h，整个真空热处理过程中真空压力小于5×10-3Pa。
上述处理过程通过镀铝表面改性技术获得致密氧化铝层，可提高涂层的综合性能包括腐蚀性能、冲刷性能、抗氧化性能等。但值得说明的是，发明人发现，镀铝表面改性技术由于真空热处理条件的不同，所获得氧化铝层的结构也不同。本申请的热处理过程中压力较低，氧分压较低，使得铝膜蒸发后只形成纳米晶体，而不发生定向生长，形成纤维。而当热处理压力高于5×10-3Pa后，尤其是达到8×10-3Pa后，铝膜蒸发后，铝原子自由程较低，相互之间碰撞次数较多，容易定向形成铝纤维，该结构下的氧化铝层只能提高涂层的耐腐蚀性能，而对冲刷性能和抗氧化性能影响不明显。
在一些实施方式中，NiCoCrAlYTa合金粘结层的制备条件可以包括：喷涂功率为45-55kW，氩气流量为90-110NLPM，氢气流量为5-10NLPM。
其中，喷涂功率可以为45kW、48kW、50kW、52kW或55kW，也可以为45-55kW范围内的其它任一功率值。氩气流量可以为90NLPM、95NLPM、100NLPM、105NLPM或110NLPM，也可以为90-110范围内的其它任一功率值。氢气流量可以为5NLPM、6NLPM、7NLPM、8NLPM、9NLPM或10NLPM，也可以为5-10范围内的其它任一功率值。
通过上述制备条件能够获得高致密的粘结层，使其孔隙率小于1％，同时能够使粘结层与金属基体的界面污染小于8％。
进一步地，在制备7YSZ陶瓷层之前，还包括对NiCoCrAlYTa合金粘结层的用于喷涂7YSZ陶瓷层的一侧的表面进行抛光、喷砂和清洗处理。
其中，抛光主要用于去除喷涂粘结层过程中表面的浮粉，也即未发生扁平化的粉末，从而以提高7YSZ陶瓷层的结合强度。
作为可选地，喷砂可采用220号沙砾进行，通过喷砂处理可将粘结层的粗糙度控制在2μm，并使NiCoCrAlYTa合金粘结层与7YSZ陶瓷层的结合强度大于50MPa。
清洗包括先(例如用毛刷)清除喷砂后残留的沙砾，随后进行高压空气和酒精清洗。其中，高压空气主要指比具有大气压更大压力的空气，例如可以为0.3MPa的空气。
此外，本申请还提供了一种上述热障涂层的应用，例如可用于设置于航空发动机热端部件的表面。航空发动机热端部件包括涡轮叶片、燃烧室、隔热屏、喷嘴、火焰筒或尾喷管。
此外，本申请还提供了一种航空发动机涡轮叶片，该航空发动机涡轮叶片的表面设置有上述热障涂层。
具体的，航空发动机涡轮叶片的表面设置上述热障涂层，其中，热障涂层的NiCoCrAlYTa合金粘结层沉积于航空发动机涡轮叶片的表面，7YSZ陶瓷层沉积于NiCoCrAlYTa合金粘结层的远离涡轮叶片的一侧的表面，氧化铝层镀于7YSZ陶瓷层的远离NiCoCrAlYTa合金粘结层的一侧的表面。
在沉积NiCoCrAlYTa合金粘结层之前，可先对涡轮叶片进行工装保护，然后用例如60号砂砾喷砂，喷砂后采用例如毛刷清除残留砂砾，随后进行高压空气和酒精清洗。
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
将涡轮叶片进行工装保护，采用60号砂砾喷砂，喷砂后采用毛刷清除残留砂砾，然后再进行高压空气和酒精清洗；对叶片进行工装喷涂保护，采用PS-PVD喷涂NiCoCrAlYTa合金粘结层，其中喷涂功率控制在47kW，氩气控制在93NLPM(标准升每分钟)，氢气控制在6NLPM。喷涂后形成的NiCoCrAlYTa合金粘结层的厚度为25μm。
喷涂完粘结层后对叶片进行抛光，抛光后再220号砂砾喷砂，喷砂后采用毛刷清除残留砂砾，然后再进行高压空气和酒精清洗，最后采用PS-PVD进行7YSZ陶瓷层喷涂，其中喷涂净功率控制在57kW，氩气控制在35NLPM，氢气控制在65NLPM。喷涂后形成的7YSZ陶瓷层的厚度为95μm。
采用磁控溅射技术在7YSZ陶瓷层表面镀铝，偏压为250V，涡轮叶片的叶背铝膜厚度控制在2μm，然后对其进行真空热处理，热处理制度为：700℃保温5小时，980℃保温2小时，真空压力小于5×10-3Pa，最终得到航空发动机涡轮叶片热障涂层。
该热障涂层1100℃保温静态氧化100小时增重率为0.062g/(m2·h)，1200℃保温24小时涂层腐蚀渗透深度为20μm，0.2MPa压力下粒子冲刷去除涂层厚度量为18μm。
实施例2
将涡轮叶片进行工装保护，采用60号砂砾喷砂，喷砂后采用毛刷清除残留砂砾，然后再进行高压空气和酒精清洗；对叶片进行工装喷涂保护，采用PS-PVD喷涂NiCrAlY合金粘结层，其中喷涂功率控制在45kW，氩气控制在90NLPM(标准升每分钟)，氢气控制在5NLPM。喷涂后形成的NiCoCrAlYTa合金粘结层的厚度为20μm。
喷涂完粘结层后对叶片进行抛光，抛光后220号砂砾再喷砂，喷砂后采用毛刷清除残留砂砾，然后再进行高压空气和酒精清洗，最后采用PS-PVD进行7YSZ陶瓷层喷涂，其中喷涂净功率控制在50kW，氩气控制在30NLPM，氢气控制在60NLPM。喷涂后形成的7YSZ陶瓷层的厚度为90μm。
采用磁控溅射技术在7YSZ陶瓷层表面镀铝，偏压为250V，涡轮叶片的叶背铝膜厚度控制在4μm，然后对其进行真空热处理，热处理制度为：700℃保温5小时，980℃保温2小时，真空压力小于5×10-3Pa，最终得到航空发动机涡轮叶片热障涂层。
该热障涂层1100℃保温静态氧化100小时增重率为0.064g/(m2·h)，1200℃保温24小时涂层腐蚀渗透深度为21μm，0.2MPa压力下粒子冲刷去除涂层厚度量为19μm。
实施例3
将涡轮叶片进行工装保护，采用60号砂砾喷砂，喷砂后采用毛刷清除残留砂砾，然后再进行高压空气和酒精清洗；对叶片进行工装喷涂保护，采用PS-PVD喷涂NiCoCrAlYTa合金粘结层，其中喷涂功率控制在49kW，氩气控制在95NLPM(标准升每分钟)，氢气控制在7NLPM。喷涂后形成的NiCoCrAlYTa合金粘结层的厚度为30μm。
喷涂完粘结层后对叶片进行抛光，抛光后再220号砂砾喷砂，喷砂后采用毛刷清除残留砂砾，然后再进行高压空气和酒精清洗，最后采用PS-PVD进行7YSZ陶瓷层喷涂，其中喷涂净功率控制在53kW，氩气控制在33NLPM，氢气控制在65NLPM。喷涂后形成的7YSZ陶瓷层的厚度为100μm。
采用磁控溅射技术在7YSZ陶瓷层表面镀铝，偏压为250V，涡轮叶片的叶背铝膜厚度控制在3μm，然后对其进行真空热处理，热处理制度为：700℃保温5小时，980℃保温2小时，真空压力小于5×10-3Pa，最终得到航空发动机涡轮叶片热障涂层。
该热障涂层1100℃保温静态氧化100小时增重率为0.059g/(m2·h)，1200℃保温24小时涂层腐蚀渗透深度为18μm，0.2MPa压力下粒子冲刷去除涂层厚度量为15μm。
实施例4
将涡轮叶片进行工装保护，采用60号砂砾喷砂，喷砂后采用毛刷清除残留砂砾，然后再进行高压空气和酒精清洗；对叶片进行工装喷涂保护，采用PS-PVD喷涂CoNiCrAlYSi合金粘结层，其中喷涂功率控制在48kW，氩气控制在100NLPM(标准升每分钟)，氢气控制在7NLPM。喷涂后形成的NiCoCrAlYTa合金粘结层的厚度为35μm。
喷涂完粘结层后对叶片进行抛光，抛光后再220号砂砾喷砂，喷砂后采用毛刷清除残留砂砾，然后再进行高压空气和酒精清洗，最后采用PS-PVD进行7YSZ陶瓷层喷涂，其中喷涂净功率控制在55kW，氩气控制在35NLPM，氢气控制在65NLPM。喷涂后形成的7YSZ陶瓷层的厚度为105μm。
采用磁控溅射技术在7YSZ陶瓷层表面镀铝，偏压为250V，涡轮叶片的叶背铝膜厚度控制在5μm，然后对其进行真空热处理，热处理制度为：700℃保温5小时，980℃保温2小时，真空压力小于5×10-3Pa，最终得到航空发动机涡轮叶片热障涂层。
该热障涂层1100℃保温静态氧化100小时增重率为0.058g/(m2·h)，1200℃保温24小时涂层腐蚀渗透深度为19μm，0.2MPa压力下粒子冲刷去除涂层厚度量为18μm。
实施例5
将涡轮叶片进行工装保护，采用60号砂砾喷砂，喷砂后采用毛刷清除残留砂砾，然后再进行高压空气和酒精清洗；对叶片进行工装喷涂保护，采用PS-PVD喷涂NiCoCrAlYTa合金粘结层，其中喷涂功率控制在53kW，氩气控制在105NLPM(标准升每分钟)，氢气控制在8NLPM。喷涂后形成的NiCoCrAlYTa合金粘结层的厚度为40μm。
喷涂完粘结层后对叶片进行抛光，抛光后再220号砂砾喷砂，喷砂后采用毛刷清除残留砂砾，然后再进行高压空气和酒精清洗，最后采用PS-PVD进行7YSZ陶瓷层喷涂，其中喷涂净功率控制在58kW，氩气控制在38NLPM，氢气控制在68NLPM。喷涂后形成的7YSZ陶瓷层的厚度为110μm。
采用磁控溅射技术在7YSZ陶瓷层表面镀铝，偏压为250V，涡轮叶片的叶背铝膜厚度控制在7μm，然后对其进行真空热处理，热处理制度为：700℃保温5小时，980℃保温2小时，真空压力小于5×10-3Pa，最终得到航空发动机涡轮叶片热障涂层。
该热障涂层1100℃保温静态氧化100小时增重率为0.065g/(m2·h)，1200℃保温24小时涂层腐蚀渗透深度为22μm，0.2MPa压力下粒子冲刷去除涂层厚度量为21μm。
实施例6
将涡轮叶片进行工装保护，采用60号砂砾喷砂，喷砂后采用毛刷清除残留砂砾，然后再进行高压空气和酒精清洗；对叶片进行工装喷涂保护，采用PS-PVD喷涂CoNiCrAlYSi合金粘结层，其中喷涂功率控制在55kW，氩气控制在110NLPM(标准升每分钟)，氢气控制在10NLPM。喷涂后形成的NiCoCrAlYTa合金粘结层的厚度为40μm。
喷涂完粘结层后对叶片进行抛光，抛光后再220号砂砾喷砂，喷砂后采用毛刷清除残留砂砾，然后再进行高压空气和酒精清洗，最后采用PS-PVD进行7YSZ陶瓷层喷涂，其中喷涂净功率控制在60kW，氩气控制在40NLPM，氢气控制在70NLPM。喷涂后形成的7YSZ陶瓷层的厚度为120μm。
采用磁控溅射技术在7YSZ陶瓷层表面镀铝，偏压为250V，涡轮叶片的叶背铝膜厚度控制在10μm，然后对其进行真空热处理，热处理制度为：700℃保温5小时，980℃保温2小时，真空压力小于5×10-3Pa，最终得到航空发动机涡轮叶片热障涂层。
该热障涂层1100℃保温静态氧化100小时增重率为0.057g/(m2·h)，1200℃保温24小时涂层腐蚀渗透深度为17μm，0.2MPa压力下粒子冲刷去除涂层厚度量为17μm。
实施例7
本实施例与实施例6的区别在于：
采用磁控溅射技术在7YSZ陶瓷层表面镀铝，偏压为240V，涡轮叶片的叶背铝膜厚度控制在3.5μm，然后对其进行真空热处理，热处理制度为：680℃保温5.5小时，960℃保温2.5小时，真空压力小于5×10-3Pa，最终得到航空发动机涡轮叶片热障涂层。
实施例8
本实施例与实施例6的区别在于：
采用磁控溅射技术在7YSZ陶瓷层表面镀铝，偏压为260V，涡轮叶片的叶背铝膜厚度控制在4.5μm，然后对其进行真空热处理，热处理制度为：720℃保温4.5小时，1000℃保温1.5小时，真空压力小于5×10-3Pa，最终得到航空发动机涡轮叶片热障涂层。
通过测试，上述实施例1-8所制得的热障涂层中，NiCoCrAlYTa合金粘结层的孔隙率均小于1％且NiCoCrAlYTa合金粘结层的粗糙度均不超过2μm。
试验例
重复实施上述实施例1-8，得到足够多的热障涂层。
以实施例1为例，对实施例1中PS-PVD喷涂态热障涂层表面进行观察，其结果如图1所示。此外，对实施例1中镀铝表面改性后涂层表面和断面的形貌进行观察，其结果如图2和图3所示。
通过对比图1与图2及图3可以看出，在原来疏松的表面，通过镀铝表面改性方法后，存在一层致密层，这层致密层来源于铝膜和ZrO2的原位反应。由图3可以看出，7YSZ陶瓷层为羽毛柱状。
综上所述，本申请提供的热障涂层不仅具有高隔热和高应力容限，还具有良好的抗熔盐腐蚀、抗高温氧化和粒子冲刷性能。其制备方法简单，能够制备均匀的热障涂层。其主要可用于设置于航空发动机热端部件的表面。设置有上述热障涂层的航空发动机涡轮叶片，具有良好的抗高温氧化性能、耐CMAS腐蚀性能以及抗粒子冲刷性能。
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)

1.一种热障涂层，其特征在于，所述热障涂层包括7YSZ陶瓷层和氧化铝层；所述氧化铝层设置于所述7YSZ陶瓷层一侧的表面；
所述7YSZ陶瓷层为羽毛柱状，所述氧化铝层中的氧化铝为纳米晶体；
优选地，所述7YSZ陶瓷层的厚度为90-120μm；
优选地，所述氧化铝层的厚度为2-10μm；
更优选地，所述氧化铝层的厚度大于等于2且小于5μm。
2.根据权利要求1所述的热障涂层，其特征在于，所述热障涂层还包括NiCoCrAlYTa合金粘结层，所述7YSZ陶瓷层喷涂于所述NiCoCrAlYTa合金粘结层的远离用于喷涂于目标工装件的一侧的表面，所述氧化铝层设置于所述7YSZ陶瓷层的远离所述NiCoCrAlYTa合金粘结层的一侧的表面；
优选地，所述NiCoCrAlYTa合金粘结层的孔隙率小于1％；
优选地，所述NiCoCrAlYTa合金粘结层的粗糙度不超过2μm；
优选地，所述NiCoCrAlYTa合金粘结层的厚度为20-40μm。
3.一种如权利要求1或2所述的热障涂层的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
采用等离子喷涂-物理气相沉积方法制备所述7YSZ陶瓷层；采用磁控溅射技术在所述7YSZ陶瓷层的表面制备氧化铝层，然后真空处理。
4.根据权利要求3所述的制备方法，其特征在于，当所述热障涂层还包括NiCoCrAlYTa合金粘结层时，采用等离子喷涂-物理气相沉积方法先制备所述NiCoCrAlYTa合金粘结层，随后采用等离子喷涂-物理气相沉积方法在所述NiCoCrAlYTa合金粘结层的一侧的表面制备所述7YSZ陶瓷层；再采用磁控溅射技术在所述7YSZ陶瓷层的远离所述NiCoCrAlYTa合金粘结层的一侧的表面设置所述氧化铝层，真空处理。
5.根据权利要求3或4所述的制备方法，其特征在于，所述7YSZ陶瓷层的制备条件包括：喷涂净功率为50-60kW，氩气流量为30-40NLPM，氢气流量为60-70NLPM。
6.根据权利要求3或4所述的制备方法，其特征在于，所述氧化铝层的制备条件包括：磁控溅射是在偏压为240-260V的条件下进行；
和/或所述氧化铝层的制备过程中，真空热处理包括：于680-720℃的条件下保温4.5-5.5h，随后于960-1000℃的条件下保温1.5-2.5h，整个真空热处理过程中真空压力小于5×10-3Pa。
7.根据权利要求4所述的制备方法，其特征在于，所述NiCoCrAlYTa合金粘结层的制备条件包括：喷涂功率为45-55kW，氩气流量为90-110NLPM，氢气流量为5-10NLPM。
8.根据权利要求4所述的制备方法，其特征在于，在制备所述7YSZ陶瓷层之前，还包括对所述NiCoCrAlYTa合金粘结层的用于喷涂所述7YSZ陶瓷层的一侧的表面进行抛光、喷砂和清洗处理；
优选地，喷砂采用220号沙砾进行；
优选地，清洗包括先清除喷砂后残留的沙砾，随后进行高压空气和酒精清洗。
9.一种如权利要求1或2所述的热障涂层的应用，其特征在于，所述热障涂层用于设置于航空发动机热端部件的表面；
所述航空发动机热端部件包括涡轮叶片、燃烧室、隔热屏、喷嘴、火焰筒或尾喷管。
10.一种航空发动机涡轮叶片，其特征在于，所述航空发动机涡轮叶片的表面设置有如权利要求1或2所述的热障涂层。
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