CN115894089A - 一种用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件及其制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件及其制备方法，包括基体材料以及涂覆于基体材料表面的稀土硅酸镱涂层体系；基体材料为SiC/SiC，稀土硅酸镱涂层体系为耐热冲击结构或耐水氧腐蚀结构。本发明通过设置不同的涂层结构以适应不同的使用环境工况，制备得到的热端部件能够在1350℃的工作环境下，保证涂层和基体结合紧密，抗燃气腐蚀性能优异，并且在1350℃的燃气工作条件下可保证长时稳定性能。
Description
技术领域
本发明属于航空发动机制造技术领域，具体涉及到一种用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件及其制备方法。
背景技术
随着航空发动机向大推力、高效率、低油耗的趋势发展，航空发动机所服役的环境条件将更加苛刻。采用CMC-SiC代替传统高温合金材料制备燃气轮机和航空发动机热端部件，可显著降低发动机重量50～70％，耐热温度比传统高温合金提高200～300℃，可提高燃油效率，降低燃油消耗，减少有害废气排放，大幅提高发动机推重比。然而CMC-SiC较差的抗水氧侵蚀特性限制了其在航空发动机热结构部件方面的应用。研究发现，CMC-SiC在干燥、无杂质的高温有氧环境下展现出优异的高温抗氧化性能，其表面生成的致密SiO2层使氧的进入方式由扩散控制，SiO2的氧扩散系数低，因此CMC-SiC的氧化速率低，材料具有良好的表面稳定性。然而当CMC-SiC基体中存在一定的微裂纹和孔隙时，在燃气发动机多因素耦合环境中，空气和燃料中燃气产物及多种污染物易通过裂纹和孔隙进入CMC-SiC内部，引起热端部件的腐蚀和失效。
据此，美国NASA在热障涂层的概念基础上提出在CMC-SiC表面添加一层致密的环境屏障涂层，将基体与腐蚀性环境隔开，旨在改善基体在服役环境的表面稳定性，以保护其免受水蒸气、熔盐、火山灰及其他环境因素腐蚀，可有效解决这一难题。目前BSAS系环境屏障涂层在1250℃环境下使用24000h仍运行良好，但在1400℃，总压607.95kPa条件下考核1000h后，涂层的腐蚀厚度达到70μm，仍难以满足长期使用的要求。此外，BSAS在高温下与Si粘结层表面的SiO2层发生反应，生成的玻璃相在1300℃左右会转变为熔融态，在高速气流冲刷下易损失导致基体重新暴露。因此，研究认为BSAS作为顶层能够长期使用的最高温度为1300℃，这显然没有充分挖掘CMC-SiC的潜力。
发明内容
本发明的目的是提供一种用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件及其制备方法，可以解决现有技术中存在的1350℃的燃气环境下CMC-SiC无法长时稳定服役的短板问题。
为达上述目的，本发明提供了一种用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件，包括基体材料以及涂覆于集体材料表面的稀土硅酸镱涂层体系；
基体材料为SiC/SiC，稀土硅酸镱涂层体系为耐热冲击结构或耐水氧腐蚀结构。
优选的，耐热冲击结构包括顶层、中间层和粘结层，粘结层与基体材料结合。
优选的，耐热冲击结构的顶层材料为硅酸镱，粘结层材料为硅粉，
中间层为掺锶钡长石层与莫来石层等厚度组成的双层结构或由掺锶钡长石与莫来石混合后制成的双组分混合材料制备得到的结构。
优选的，顶层与粘结层的厚度均为90～110μm，中间层的厚度为180～220μm。
优选的，耐水氧腐蚀结构依次包括粘结层、中间过渡层和顶层，粘结层与基体材料结合。
优选的，耐水氧腐蚀结构的粘结层为硅层，中间过渡层为莫来石层，顶层为硅酸镱层。
优选的，粘结层和中间过渡层的厚度均为90～110μm，顶层的厚度为180～220μm。
优选的，基体材料采用2D、2.5D或三维四向等不同纤维预制体方法制备得到，稀土硅酸镱涂层体系采用等离子喷涂制备得到。
本发明还公开了上述用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件的制备方法，包括以下步骤：
首先制备基体材料，于基体材料上依次喷涂涂层材料，制备带有耐热冲击结构或耐水氧腐蚀结构的用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件。
优选的，涂层材料包括硅粉粉末、莫来石粉末、掺锶钡长石粉末以及硅酸镱粉末；硅粉粉末、莫来石粉末、掺锶钡长石粉末的粒径为25～75μm，硅酸镱粉末的粒径为30～60μm。
具体的，本发明公开了用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役SiC/SiC热端部件稀土硅酸镱涂层体系耐热冲击结构的制备方法，包括以下步骤：
(1)制备硅层
采用等离子喷涂方法，将硅粉粉末喷涂到基体材料上，形成硅层；
喷涂时，等离子体气体总气量为150～250lpm，其中N2占比为60～80％，H2占比为10～20％，Ar占比为10～30％，且三种气体比例总和为100％(本发明中的气体比例均为体积比)；载气流量为4～10slpm；喷涂距离为200～250mm；送粉速率为30～95g/min；
(2)制备中间层
1)双层中间层结构
采用等离子喷涂方法，将莫来石粉末喷涂到硅层上，形成莫来石层；
喷涂时，等离子体气体总气量为120～200lpm，其中N2占比为60～80％，H2占比为20～40％，且两种气体比例总和为100％；载气流量为4～10slpm；喷涂距离为90～150mm；送粉速率为90～155g/min；
采用等离子喷涂方法，将掺锶钡长石粉末喷涂到莫来石层上，形成掺锶钡长石层；
喷涂时，等离子体气体总气量为120～200lpm，其中N2占比为60～80％，H2占比为20～40％，且两种气体比例总和为100％；载气流量为4～10slpm；喷涂距离为120～180mm；送粉速率为90～155g/min。
2)双组分混合中间层结构
将质量比为1：1的莫来石与掺锶钡长石粉末进行混合并球磨，使粉末混合均匀。
采用等离子喷涂方法，将混合粉末喷涂到硅层上，形成双组分混合中间层；
喷涂时，等离子体气体总气量为120～200lpm，其中N2占比为60～80％，H2占比为20～40％，且两种气体比例总和为100％；载气流量为4～10slpm；喷涂距离为120～180mm；送粉速率为90～155g/min。
(3)制备硅酸镱层
采用等离子喷涂方法，将硅酸镱粉末喷涂到掺锶钡长石层(或双组分混合中间层)上，形成硅酸镱层；
喷涂时，等离子体气体总气量为120～200lpm，其中N2占比为60～80％，H2占比为20～30％，Ar占比为10～30％，且三种气体比例总和为100％；载气流量为4～10slpm；喷涂距离为120～180mm；送粉速率为150～200g/min。
具体的，本发明公开了用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役SiC/SiC热端部件稀土硅酸镱涂层体系耐水氧腐蚀结构的制备方法，包括以下步骤：
1)制备硅层
采用等离子喷涂方法，将硅粉粉末喷涂到基体材料上，形成硅层；
喷涂时，等离子体气体总气量为150～250lpm，其中N2占比为60～80％，H2占比为10～20％，Ar占比为10～30％，且三种气体比例总和为100％；载气流量为4～10slpm；喷涂距离为200～250mm；送粉速率为30～95g/min；
2)制备莫来石层
采用等离子喷涂方法，将莫来石粉末喷涂到硅层上，形成莫来石层；
喷涂时，等离子体气体总气量为120～200lpm，其中N2占比为60～80％，H2占比为20～40％，且两种气体比例总和为100％；载气流量为4～10slpm；喷涂距离为90～150mm；送粉速率为90～155g/min；
3)制备硅酸镱层
采用等离子喷涂方法，将硅酸镱粉末喷涂到莫来石层上，形成硅酸镱层；
喷涂时，等离子体气体总气量为120～200lpm，其中N2占比为60～80％，H2占比为20～30％，Ar占比为10～30％，且三种气体比例总和为100％；载气流量为4～10slpm；喷涂距离为120～180mm；送粉速率为150～200g/min。
综上所述，本发明具有以下优点：
1、本发明制备的用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役SiC/SiC热端部件，采用在SiC/SiC部件上制备稀土硅酸镱涂层体系的方式，基于硅酸体系设置不同的涂层结构以适应不同的使用环境工况，能够在1350℃的工作环境下，保证涂层和基体结合紧密，抗燃气腐蚀性能优异，并且在1350℃的燃气工作条件下可保证长时稳定性能。
2、本发明的稀土硅酸镱涂层体系中，耐热冲击结构选用硅层作为粘结层、莫来石、掺锶钡长石组成两种不同的过渡层、硅酸镱为面层，一方面由于硅与基体、莫来石与掺锶钡长石热膨胀系数相近，层间不易因热匹配失稳而产生开裂；同时硅酸镱层作为面层，具有稳定的抗水氧侵蚀性能，掺锶钡长石的加入避免了硅酸镱层由于热失配导致腐蚀性气氛直接对莫来石的腐蚀，以保证涂层在1350℃燃气环境下具有稳定的抗腐蚀性能。
3、本发明的稀土硅酸镱涂层体系中，耐水氧腐蚀结构选用硅层作为粘结层、莫来石层为过渡层、硅酸镱为面层，一方面由于硅与基体、莫来石热膨胀系数相近，层间不易因热匹配失稳而产生开裂；另一方面较厚的硅酸镱层作为面层，具有稳定的抗水氧侵蚀性能，可保证涂层在1350℃燃气环境下具有长时稳定的抗腐蚀性能。
附图说明
图1为本发明稀土硅酸镱涂层体系中不同种涂层结构示意图；
图2为试样考核前后表面宏观状态；
图3为试样考核前后强度对比图。
具体实施方式
本发明公开了一种用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役SiC/SiC热端部件，其以2D、2.5D或三维四向等不同纤维预制体方法制备的SiC/SiC复合材料为基底，然后于基底上依次喷涂稀土硅酸镱涂层体系中的相应的涂料，即可制得。
本发明中，稀土硅酸镱涂层体系为耐热冲击结构或耐水氧腐蚀结构。耐热冲击结构涂层顶层为硅酸镱，中间层为掺锶钡长石、莫来石组成的双层中间层结构或双组分混合中间层两种结构，粘结层为硅层。耐水氧腐蚀结构涂层包括硅酸镱层、莫来石层以及硅层；耐水氧腐蚀结构以硅层为粘接层，莫来石层为中间过渡层，硅酸镱为顶层。
以下结合实施例对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。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。
实施例1
本实施例提供了一种用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役SiC/SiC热端部件的制备方法，以耐热冲击结构为稀土硅酸镱涂层体系。
包括以下步骤：
1)制备硅层
采用等离子喷涂方法，将硅粉粉末喷涂到采用2D纤维预制体方法制得的SiC/SiC基体材料上(实施例2-3同)，形成硅层；
喷涂时，等离子体气体总气量为200lpm，其中N2占比为80％，H2占比为10％，Ar占比为10％；载气流量为10slpm；喷涂距离为250mm；送粉速率为95g/min；待涂层厚度达100μm停止喷涂。
2)制备莫来石层
采用等离子喷涂方法，将莫来石粉末喷涂到硅层上，形成莫来石层；
喷涂时，等离子体气体总气量为200lpm，其中N2占比为80％，H2占比为20％；载气流量为10slpm；喷涂距离为150mm；送粉速率为155g/min；待涂层厚度达100μm停止喷涂。
3)制备掺锶钡长石层
采用等离子喷涂方法，将掺锶钡长石粉末喷涂到莫来石层上，形成掺锶钡长石层；
喷涂时，等离子体气体总气量为200lpm，其中N2占比为80％，H2占比为20％；载气流量为10slpm；喷涂距离为180mm；送粉速率为155g/min。待涂层厚度达100μm停止喷涂。
4)制备硅酸镱层
采用等离子喷涂方法，将硅酸镱粉末喷涂到掺锶钡长石层上，形成硅酸镱层；
喷涂时，等离子体气体总气量为200lpm，其中N2占比为60％，H2占比为20％，Ar占比为20％；载气流量为10slpm；喷涂距离为180mm；送粉速率为200g/min，待涂层厚度达100μm停止喷涂。
实施例2
本实施例提供了一种用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役SiC/SiC热端部件的制备方法，以耐热冲击结构为稀土硅酸镱涂层体系。
包括以下步骤：
1)制备硅层
采用等离子喷涂方法，将硅粉粉末喷涂到基体材料上，形成硅层；
喷涂时，等离子体气体总气量为150lpm，其中N2占比为70％，H2占比为15％，Ar占比为15％；载气流量为4slpm；喷涂距离为200mm；送粉速率为30g/min，待涂层厚度达100μm停止喷涂。
2)制备双组分混合中间层结构
采用等离子喷涂方法，将莫来石粉末与掺锶钡长石粉末按照质量比1:1进行混合并球磨，使粉末混合均匀。将混合后的粉末喷涂到硅层上，形成双组分混合中间层。
喷涂时，等离子体气体总气量为120lpm，其中N2占比为60％，H2占比为40％；载气流量为4slpm；喷涂距离为90mm；送粉速率为90g/min；待涂层厚度达100μm停止喷涂。
3)制备硅酸镱层
采用等离子喷涂方法，将硅酸镱粉末喷涂到双组分混合中间层，形成硅酸镱层；
喷涂时，等离子体气体总气量为120lpm，其中N2占比为80％，H2占比为10％，Ar占比为10％；载气流量为10slpm；喷涂距离为120mm；送粉速率为200g/min，待涂层厚度达100μm停止喷涂。
实施例3
本实施例提供了一种用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役SiC/SiC热端部件的制备方法，以耐水氧腐蚀结构为稀土硅酸镱涂层体系。
包括以下步骤：
1)制备硅层
采用等离子喷涂方法，将硅粉粉末喷涂到基体材料上，形成硅层；
喷涂时，等离子体气体总气量为200lpm，其中N2占比为80％，H2占比为10％，Ar占比为10％；载气流量为6slpm；喷涂距离为200mm；送粉速率为60g/min，待涂层厚度达100μm停止喷涂。
2)制备莫来石层
采用等离子喷涂方法，将莫来石粉末喷涂到硅层上，形成莫来石层；
喷涂时，等离子体气体总气量为200lpm，其中N2占比为80％，H2占比为20％；载气流量为6slpm；喷涂距离为90mm；送粉速率为120g/min；待涂层厚度达100μm停止喷涂。
3)制备硅酸镱层
采用等离子喷涂方法，将硅酸镱粉末喷涂到莫来石层上，形成硅酸镱层；
喷涂时，等离子体气体总气量为150lpm，其中N2占比为60％，H2占比为30％，Ar占比为10％；载气流量为6slpm；喷涂距离为120mm；送粉速率为150g/min。耐热冲击结构待涂层厚度达100μm停止喷涂，耐水氧腐蚀结构待涂层厚度达200μm停止喷涂。
本发明实施例中的三种结构如图1所示，图1左边的结构为实施例3制备得到，图1中间的结构为实施例1制备得到，图1右边的结构为实施例2制备得到。实施例1-3中，硅粉粉末、莫来石粉末、掺锶钡长石粉末的粒径为50μm，硅酸镱粉末的粒径为45μm。
试验例
对实施例1和3制备得到的用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件进行静态水氧耦合环境模拟考核测试，将试样放入模拟考核设备，随炉升温至1350℃，指定时间间隔对试样重量进行监测，记录试样出现剥落时的时间，如此考核直至考核时间达300h时停止试验。
测试结果为：如图2所示，1350℃静态水氧耦合环境模拟考核300h，两种涂层结构均保持完整，未发生剥落现象。如图3所示，带涂层试考核后强度保持率达到90％以上，不带涂层试样强度保持率仅为63％，两种涂层结构在1350℃水氧耦合环境下均可有效保护SiC/SiC复合材料。
虽然对本发明的具体实施方式进行了详细地描述，但不应理解为对本专利的保护范围的限定。在权利要求书所描述的范围内，本领域技术人员不经创造性劳动即可作出的各种修改和变形仍属本专利的保护范围。
Claims (10)
1.一种用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件，其特征在于，包括基体材料以及涂覆于所述集体材料表面的稀土硅酸镱涂层体系；
所述基体材料为SiC/SiC，所述稀土硅酸镱涂层体系为耐热冲击结构或耐水氧腐蚀结构。
2.如权利要求1所述的用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件，其特征在于，所述耐热冲击结构包括顶层、中间层和粘结层，所述粘结层与所述基体材料结合。
3.如权利要求2所述的用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件，其特征在于，所述耐热冲击结构的顶层材料为硅酸镱，所述粘结层材料为硅粉，
所述中间层为掺锶钡长石层与莫来石层等厚度组成的双层结构或由掺锶钡长石与莫来石混合后制成的双组分混合材料制备得到的结构。
4.如权利要求2或3所述的用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件，其特征在于，所述顶层与粘结层的厚度均为90～110μm，所述中间层的厚度为180～220μm。
5.如权利要求1所述的用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件，其特征在于，所述耐水氧腐蚀结构依次包括粘结层、中间过渡层和顶层，所述粘结层与所述基体材料结合。
6.如权利要求5所述的用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件，其特征在于，所述耐水氧腐蚀结构的粘结层为硅层，中间过渡层为莫来石层，顶层为硅酸镱层。
7.如权利要求5或6所述的用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件，其特征在于，所述粘结层和中间过渡层的厚度均为90～110μm，所述顶层的厚度为180～220μm。
8.如权利要求1所述的用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件，其特征在于，所述基体材料采用2D、2.5D或三维四向的纤维预制体方法制备得到，所述稀土硅酸镱涂层体系采用等离子喷涂制备得到。
9.如权利要求1-8任一项所述的用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
首先制备基体材料，于所述基体材料上依次喷涂涂层材料，制备带有耐热冲击结构或耐水氧腐蚀结构的用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件。
10.如权利要求9所述的用于高推比航空发动机1350℃长寿命服役热端部件的制备方法，其特征在于，所述涂层材料包括硅粉粉末、莫来石粉末、掺锶钡长石粉末以及硅酸镱粉末；
所述硅粉粉末、莫来石粉末、掺锶钡长石粉末的粒径为25～75μm，所述硅酸镱粉末的粒径为30～60μm。
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| CN109336647A (zh) * | 2018-11-06 | 2019-02-15 | 航天特种材料及工艺技术研究所 | 一种用于陶瓷基复合材料的热/环境障涂层及其制备方法 |
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