表面涂层技术在航空发动机上的应用

介绍了保护、封严、密封、热障等涂层产品及其在航空发动机上的应用。这些涂层的应用提高了发动机可靠性 ,延长了发动机使用寿命     

三种热障涂层制备技术对比

热障涂层(TBC)的制备技术不断更新,从等离子喷涂到电子束物理气相沉积,使TBC的质量得到了明显的提高,而化学气相沉积法则在设备成本的降低和对复杂部件的适用性方面显示出巨大的潜力。本文分析比较了3种制备TBC的方法。     

热障涂层杨氏模量和泊松比的测试

为了降低航空发动机热端部件的温度,空气等离子喷涂已被广泛地应用。为确定热障涂层的残余应力、结合力、断裂韧性、疲劳裂纹扩展速率等性能和特性,需要知道其杨氏模量和泊松比。因为涂层厚度非常薄且使用时是结合在基体上的,所以需要一个能够在原处测量涂层的杨氏模量和泊松比的方法。采用等离子喷涂工艺在GH150高温合金上喷涂了MCrAIY和陶瓷层,利用一种改进的悬臂梁方法测量了热障涂层的杨氏模量和泊松比。这种无损测试方法为测定其他薄膜材料的杨氏模量和泊松比提供了借鉴。     

SiC内层厚度对SiC/Si-MoSi2涂层抗氧化性能影响的研究

为了提高石墨材料的抗氧化性,在石墨表面制备SiC/Si-MoSi2抗氧化涂层.首先采用液硅渗透在石墨材料表面制备SiC内涂层,然后采用料浆刷涂法制备Si-MoSi2外层.详细研究了SiC内层厚度对所制备的SiC/Si-MoSi2涂层抗氧化性能的影响.结果表明,SiC内层厚度对涂层的氧化防护能力有很大影响;在本实验条件下,当SiC内层厚度为240μm左右时,所制备的涂层在1 400℃的高温下对碳基体具有长时间的氧化防护性能.并从微观结构上分析和解释SiC内层厚度对所制备涂层的抗氧化性能的影响.     

热处理对大气等离子喷涂纳米结构YSZ热障涂层晶粒长大的影响

采用大气等离子喷涂制备了纳米结构氧化钇稳定的氧化锆热障涂层。运用SEM ,TEM和XRD等方法研究了涂层和原料粉末的微观结构和相组成。结果表明 ,喷涂过程中平均晶粒大小由4 0nm变为 6 7nm ,涂层主要由亚稳四方相组成。涂层热处理结果显示 ,90 0℃以下晶粒长大速度缓慢 ,然而 1 0 0 0℃以上晶粒长大速度迅速增加 ,而且出现较多的单斜相     

C/C复合材料1 800℃抗氧化涂层探索研究

提出并制备了可以应用于1 800℃的抗氧化涂层体系,固渗法制备SiC内层,料浆涂刷法制备高温氧化物釉层和硼硅化物釉层.经扫描电镜分析涂层形貌及电子能谱分析其组成,发现C/C复合材料基材结构完整,没有发生次表面氧化.试验结果表明氧乙炔焰烧蚀20 s后,失重为0.06%;1 800℃自然对流氧化试验条件下,氧化物釉层30 min的平均失重速率为0.06g/(m2·s);硼硅化物釉层60min的平均失重速率为0.2g/(m2·s).说明涂层体系在1 800℃具有良好的抗氧化能力.     

小推力姿/轨控液体火箭发动机材料的研究进展

概述了国内外小推力姿／轨控液体火箭发动机新材料的研究和应用进展。姿／轨控液体火箭发动机推力室已从高性能铌／硅化物材料体系向复合材料推力室技术发展，研制出耐高温性能更好的新型材料体系和高温抗氧化涂层，以及将它们应用于发动机推力室的制造是提高姿／轨控发动机技术水平的有效途径。     

电子束物理气相沉积热障涂层陶瓷层微裂纹形成机理的研究

采用电子束物理气相沉积方法制备热障涂层，对其在热循环过程中陶瓷层产生的裂纹进行了观察。结果表明，陶瓷层中的裂纹起源于陶瓷层与金属粘结层的界面处，该处存在着不同于界面其他处的氧化物。应力计算结果表明，陶瓷层中产生的微裂纹不仅仅是陶瓷／金属界面间的热应力所致，还与产生的氧化物的种类有着密切的关系。     

航空航天用碳硅复合材料抗氧化涂层的研究现状

介绍了航空航天用碳碳复合材料（Ｃ／Ｃ）抗氧化涂层研究的发展和现状，指出提高ＳｉＣ涂层系统抗氧化能力的根本途径在于选择合适的玻璃密封剂来覆盖和封闭ＳｉＣ上的微裂纹。最新研究结果表明，使用射频磁控溅射工艺能够在Ｃ／Ｃ上得到均匀的铱涂覆层，且在高温环境中仍能保持稳定。此外发现，铱和Ｃ／Ｃ复合材料间不发生界面反应。     

航空航天用碳碳复合材料抗氧化涂层的研究现状

介绍了航空航天用碳碳复合材料（Ｃ／Ｃ）抗氧化涂层研究的发展和现状，指出提高ＳｉＣ涂层系统抗氧化能力的根本途径在于选择合适的玻璃密封剂来覆盖和封闭剂ＳｉＣ上的微裂纹。最新研究结果表明，使用射频磁控溅射工艺能够在Ｃ／Ｃ上得到均匀的铱涂覆盖层，且在高温环境中仍能保持稳定。此外发现，铱和Ｃ／Ｃ复合材料间不发生界面反应。