稀土氧化物改性氧化锆/铂铝热障涂层的制备及其高温性能

针对我国某型航空发动机涡轮叶片用DZ125与DZ406高温合金,开展了稀土氧化物改性氧化锆/铂铝热障涂层体系的制备工艺及涂层高温性能研究。采用电镀Pt和气相渗铝的工艺制备了PtAl金属粘结层,研究了镀Pt前处理、不同镀Pt层厚度以及渗铝温度等关键工艺参数对涂层的微观结构和抗高温氧化性能的影响规律。采用优化后的涂层工艺制备的PtAl粘结层在1150℃时的抗氧化性能优异。采用电子束物理气相沉积（EB–PVD）在PtAl粘结层表面制备了稀土氧化物改性的氧化锆（GYb–YSZ）陶瓷涂层。由GYb–YSZ和Pt Al组成的热障涂层在1050℃热循环4320次（1050℃保温时间720 h）后,涂层表面状态完好,未发现明显剥落现象,表明该热障涂层体系具备良好的热循环性能。     

柱状晶结构热障涂层的沉积生长和织构研究

等离子体–物理气相沉积(PS–PVD)技术融合了等离子体喷涂(PS)和电子束–物理气相沉积(EB–PVD)的优点,沉积效率高、成本相对较低和可制备柱状晶结构涂层。因此,PS–PVD在制备先进发动机热障涂层(TBCs)上备受关注。利用PS–PVD工艺制备了多种结构的氧化钇部分稳定氧化锆(YSZ)TBCs,采用场发射扫描电镜(FE–SEM)和电子背散射衍射(EBSD)观察和分析涂层微结构与晶体织构特征。试验表明:制备的YSZ涂层为柱状晶结构,在同一喷涂距离处,沿喷涂斑点中心向外围过渡区域,柱状晶端面由四棱锥结构向菜花状结构转变,单柱状晶具有一定的晶体取向,但不同的柱状晶具有不同的结晶取向,制备态陶瓷层整体未呈现明显的择优取向和应力集中。     

航空发动机用热障涂层的发展

介绍了航空发动机用热障涂层的组成和性能，讨论了热障涂层的等离子喷涂和电子束蒸发物理气相沉积工艺、寿命预测模型及不断扩大的应用范围。     

PS–PVD制备YSZ热障涂层的CMAS腐蚀行为研究

热障涂层（TBCs）广泛应用于先进航空发动机热端部件,有效延长了发动机热端部件的服役寿命,成为先进航空发动机必不可少的热防护材料。但在服役过程中一些大气沉积物CMAS加热后变为熔融体吸附在热障涂层表面,并沿着孔隙和裂纹等缺陷渗透至涂层内部,诱导涂层过早失效。采用等离子–物理气相沉积技术（PS–PVD）制备YSZ热障涂层,利用XRD、SEM等表征手段,对不同腐蚀时间的涂层物相成分、微观结构进行了表征。研究结果表明,YSZ涂层在1250℃下经过CMAS腐蚀后发生了相变;随着腐蚀时间的增加,CMAS沉积物会沿着热障涂层类柱状晶间隙渗透至内部,导致涂层结构出现疏松,并且在陶瓷层上部区域出现了类柱状晶断裂现象,涂层宏观表现为部分陶瓷层剥落;腐蚀8 h后陶瓷层部分区域出现了类柱状晶从粘结层上整体剥离;CMAS渗透深度随腐蚀时间的增加不断加大,在腐蚀3 h内其渗透速度相对较快,腐蚀3 h以后其渗透速度会相对变得缓慢。     

“热障涂层”主题征稿

选题背景现代航空发动机提高涡轮前进气温度,除了采用单晶高温合金,双层壁冷却技术、气膜冷却等冷却技术之外,还有一个重要技术就是热障涂层。热障涂层可以显著降低涡轮叶片的表面温度,大幅度延长叶片的工作寿命,提高发动机的推力和效率,因此热障涂层与叶片冷却设计技术、单晶高温合金材料技术并列,是先进航空发动机叶片的三大核心技术之一。     

航空发动机涡轮叶片热障涂层应用的关键技术和问题

热障涂层是提高涡轮叶片可靠性和服役寿命的关键技术。从热障涂层的粘结层与涡轮叶片高温合金基体的匹配性、CMAS(一种基于CaO、MgO、Al2O3和Si O2等多种氧化物构成的环境沉积物)形成及其对热障涂层的损伤和相应的防护、叶片热障涂层厚度分布的过程控制、热障涂层制备过程中气膜孔缩孔、热障涂层的在线无损检测及涂层返修以满足涡轮叶片全寿命周期需求等方面论述了航空发动机涡轮叶片热障涂层工程应用技术和需要解决的实际问题。     

热障涂层技术在航空发动机涡轮叶片上的应用

热障涂层是提高航空发动机涡轮叶片工作温度的有效途径之一。根据某型发动机高压涡轮工作叶片、导向器叶片的结构特点和各种涂层制备技术的优缺点,制定了工作叶片和导向叶片表面底层、面层和内腔的涂层制备方案。对工作叶片、导向器叶片材料试样表面涂层的性能开展一系列测试试验。结果表明:涂层性能满足要求,涂层制备方案合理可行;对工作叶片、导向器叶片内表面涂层的厚度,气膜孔径的影响以及质量增加情况进行测量分析,结果均满足设计要求,表明涂层制备工艺合理可行。     

粘结层表面预处理对EB-PVD热障涂层循环氧化的影响

研究了在Ni3Al基高温合金基底上采用阴极电弧镀方法制备NiCoCrAlYHf粘结层、电子束物理气相沉积(EB PVD)方法制备Y2O3 ZrO2陶瓷层的热障涂层(TBCs)在1150～30℃之间的热循环氧化行为。通过对热循环过程中热障涂层界面韧性的测试和氧化行为的研究,分析了粘结层表面预处理工艺(喷丸和吹砂)对热障涂层使用寿命的影响。由于喷丸和吹砂会降低热障涂层的界面韧性,同时又促进了热生长氧化物(TGO)的生长,这些预处理工艺不利于提高热障涂层的寿命。     

电子束物理气相沉积热障涂层的研究

７０年代以来，陶瓷热障涂层技术被广泛用于保护航空发动机的热端部件。热障涂层具有减少热流、降低热端部件工作温度（或提高发动机工作温度）、防止腐蚀和磨损、提高效率、节约燃料、延长零件工作寿命的功能。采用电子束物理气相沉积制备的热障涂层具有更高的抗氧化腐蚀剥落能力、界面结合力及热循环寿命。     

航空发动机及燃气轮机涡轮叶片热障涂层技术研究及应用

介绍了航空发动机及燃气轮机涡轮叶片热障涂层技术的研究和应用情况,对热障涂层黏结层和陶瓷层的材料、制备、应 用及主要失效原因等4个方面的现状和发展趋势进行了综述。详细介绍了应用广泛的黏结层材料MCrAlY以及近几年新兴的 PtAl;包括多元稀土氧化物掺杂ZrO2、萤石结构化合物、稀土锆酸盐等的陶瓷层材料;目前广泛用于生产的等离子喷涂、电子束物 理气相沉积等制备技术;着重介绍了热障涂层在中国的应用情况。主要从TGO和CMAS 2方面对热障涂层的失效原因分别进行 了分析。简要论述了涡轮叶片热障涂层研究未来将向着1300 ℃以上超高温陶瓷层、1200 ℃以上抗氧化并与先进单晶高温合金界 面匹配良好的金属黏结层、长寿命且抗CMAS性能良好的方向发展。     

“热障涂层”专题序言

正热障涂层,简称TBCs,是将耐高温、低导热、抗腐蚀的陶瓷材料以涂层的方式涂覆在合金表面、以降低高温服役环境下合金表面温度的一种热防护技术。热障涂层应用于燃气发动机涡轮叶片,可以显著提高发动机的工作效率和推力,同时可降低叶片合金的工作温度,从而大幅度提高发动机的寿命和可靠性,是先进航空发动机不可缺少的一项关键技术。有关热障涂层材料、制备科学以及表征等方面的研究一直是国际上表面与界面科学领域的研究热点,受到材料、物理、化学、力学、传热学等多领域科学家的高度关注。自20世纪90年代开始,美     

热障涂层失效行为与寿命预测研究进展

热障涂层是航空发动机热端部件的重要功能材料,其强度与寿命分析技术是热障涂层应用基础研究的重点。涂层的提前失效将使金属基体暴露在高温燃气环境中,加速材料性能的退化,严重影响飞行安全。合理的强度评判标准以及寿命预测模型可以有效减小服役过程中热障涂层失效,提高发动机可靠性。介绍了热障涂层的损伤机理、寿命分析技术的发展现状,展望了航空发动机热障涂层寿命分析技术的发展趋势。     

航空发动机新型热障涂层研究进展

随着航空发动机使用环境要求不断提升,现有热障涂层技术在热物理性能和热稳定方面难以满足现 代航空发动机的发展需求。本文介绍了热障涂层制备工艺,热障涂层材料的设计和选择,以及热障涂层的失效 机理;归纳了热障涂层新型材料在材料热物理性能及材料稳定性方面的研究进展。指出了后续航空发动机新 型热障涂层的发展趋势,为后续研究提供了方向。     

EB-PVD热障涂层对IC10合金力学性能的影响

采用电弧离子镀技术在IC20合金基体上制备NiCrAlYSi粘结层,利用电子束物理气相沉积（EB—PVD）技术在粘结层上制备YSZ陶瓷面层。研究了YSZ热障涂层对IC10合金拉伸、持久、疲劳性能的影响。结果表明：IC10合金沉积YSZ热障涂层后,980℃／200MPa高温持久寿命与IC10合金相当;900℃高温抗拉强度σb、屈服强度σ0.2、伸长率占和断面收缩率砂与基体相比,基本保持不变;室温抗拉强度σb。屈服强度σ0.2：与基体相比稍有下降;800℃／447MPa疲劳寿命与基体合金相当。因此,IC10合金沉积TBCs涂层后,对IC10合金力学性能无明显影响,不影响合金的实际使用。     

热障涂层在航空发动机涡轮叶片上的应用

本文分析了热障涂层(TBCs)技术应用于发动机涡轮叶片上的必要性,介绍了热障涂层在国外发动机涡轮叶片上的应用情况及国内的发展状况,同时还比较了等离子喷涂和电子束物理气相沉积两种主要制备方法的优缺点,最后展望了热障涂层的应用前景.     

航空发动机陶瓷热障涂层技术

介绍了西方及俄罗斯采用陶瓷热障涂层来保护航空发动机的热端部件。电子束物理气相沉积(EB-PVD)方法制备热障涂层(TBC)技术的出现,可望解决发动机转子件热保护这一难题。     

TC11钛合金棒材和锻件的室温设计许用值计算

针对中-长寿命阶段热障涂层寿命预测精度与TGO(热生长氧化层)厚度测量方法分散性大和可执行性差的特点,基于数字图像处理(DIP)技术开发了一款用图形用户界面(GUI)程序,可以批量以及数字化地处理TGO层的形貌特征并且计算其厚度,满足航空发动机涂层结构件,如涡轮叶片热障涂层结构的更高精度和合理化的分析要求。通过和直接测量方法的结果对比表明:所发展的DIP方法避免了直接测量过程中的人为因素引进的分析误差因此更加合理。通过敏感性分析发现,热障涂层寿命对中-长寿命阶段时TGO厚度的变化敏感性极大,因此引进合理的TGO厚度量化技术可以提高该寿命阶段的涂层寿命预测精度,采用DIP技术得到的TGO厚度演化方程中的强化指数稳定在0.3,优于直接测量的数值(0.25~0.35)。     

超快激光加工斜孔对热障涂层热循环剥落失效的影响

采用超快激光在电子束物理气相沉积(EB–PVD)方法制备的带热障涂层高温合金上加工45°斜孔,然后对制孔试样进行热循环试验,研究热循环前后孔的变化及孔对热障涂层热循环剥落失效的影响。初步试验结果表明,超快激光在带热障涂层的高温合金上制孔时,孔边缘涂层和高温合金位置处均不存在开裂和再铸层,高温合金孔壁边缘组织没有明显变化,仍为典型的γ和γ'组织。热循环前后小孔孔径无明显变化,斜孔高温合金内壁由较为光洁表面变为具有明显氧化物的表面,且随着热循环次数的增加,高温合金孔内壁表面氧化物逐渐脱落。热障涂层在热循环500次后出现局部剥落现象,超快激光加工45°斜孔未对热障涂层热循环剥落失效产生影响。     

新一代超高温热障涂层研究

介绍先进燃气涡轮发动机热障涂层的研究背景、意义和现状;综述近年来国内外在新一代超高温热障涂层方面的研究进展,包括新型超高温、高隔热陶瓷隔热层材料,1150℃以上抗高温氧化、与先进单晶高温合金化学匹配的新型金属黏结层材料,长寿命、高可靠性热障涂层结构设计以及先进热障涂层制备技术;分析发动机环境下CMAS沉积物对热障涂层的损伤机理以及相关的CMAS防护方法;最后展望新一代超高温热障涂层的发展动向及研究热点.     

航空发动机叶片用热障涂层的现状

航空发动机性能的要求对叶片的涂层提出了技术及经济上的挑战。本文对发动机涡轮叶片热障涂层的发展作了综合叙述，重点对美、法及独联体国家不同涂层工艺及所用的涂层材料技术作了说明。最后指出了今后的研究及发展方向。