等离子物理气相沉积热障涂层研究进展

等离子物理气相沉积(plasma spray-physical vapor deposition,PS-PVD)是一种最近发展的功能薄膜与涂层制备技术。该技术结合了等离子喷涂(PS)和物理气相沉积(PVD)两种技术的特点,可以实现气、液、固多相的快速共沉积,进行涂层/薄膜微结构的高度柔性加工,并可实现复杂工件遮蔽区域的非视线均匀沉积,在热障涂层、环境障涂层、超硬耐磨涂层、透氧膜和电极膜等领域具有广阔的应用前景,被认为代表了高性能热/环境障涂层制备技术的发展方向。本文综述了PS-PVD的工作原理、技术特点以及近年来国内外在PS-PVD热障涂层制备科学和沉积机理等方面的研究进展,展望了新型高性能热障涂层制备技术的研究热点及未来的发展方向。     

梯度热障涂层的设计

 采用电子束物理气相沉积方法 (EB PVD)制备了梯度热障涂层,其结构设计为NiCoCrAlY粘结层 /Al₂O₃ YSZ过渡层 /YSZ陶瓷层。YSZ陶瓷层的结构为柱状晶结构,Al₂O₃ YSZ梯度过渡层为梯度微孔结构。采用有限元方法对梯度热障涂层进行热应力分析,优化了Al₂O₃ YSZ梯度过渡层的组成。计算结果表明,梯度涂层的内应力显著降低,而且界面及其附近应力和应变变化较平缓。过渡层厚度的增加有利于降低涂层内应力和缓和涂层界面处的应力集中。     

电子束物理气相沉积Nd2O3和Yb2O3共掺杂的YSZ热障涂层研究

采用固相烧结的方法制备了10 mol% Nd2O3和Yb2O3共掺杂的YSZ(3.5 mol% Y2O3部分稳定的ZrO2)材料.掺杂材料为t/t'相,而8YSZ则为t/t'与m的混合相.测试结果表明:1 100 ℃时掺杂材料的热扩散系数为4.10×10-7 m2/s,而8YSZ(8 wt.% Y2O3部分稳定的ZrO2)的则为6.41×10-7 m2/s.在200～1 300 ℃温度范围内,掺杂材料的比热容均大大低于8YSZ.电子束物理气相沉积的掺杂材料的热障涂层陶瓷层为树枝晶结构.1 100 ℃下,掺杂材料的热障涂层热循环寿命为350～500 h,而同等条件下8YSZ涂层仅为160～200 h.     

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.     

六自由度Stewart平台动力学模型的特性分析

根据六自由度Stewart平台的动力学模型,利用矩阵分析的方法详细分析和证明了动力学模型的一些物理特性:动力学模型系数矩阵的有界性,矩阵函数的斜对称性以及动力学模型的线性参数化. 这些工作为基于六自由度Stewart平台动力学模型的非线性控制器设计、系统稳定性的证明以及系统物理参数的辨识奠定了理论基础.      

新型高温/超高温热障涂层及制备技术研究进展

简单介绍了先进航空发动机高温/超高温热障涂层(TBCs)的研究背景、意义和现状;简述了近年来国际上在新一代超高温TBCs方面的研究进展。重点介绍了近年来北京航空航天大学在新型高温/超高温TBCs方面的研究成果,包括新型超高温、高隔热陶瓷隔热层材料,1 150℃以上新型抗高温氧化金属粘结层材料,以及电子束物理气相沉积(EB-PVD)、等离子体激活EB-PVD(PA EB-PVD)和等离子物理气相沉积(PS-PVD)等新型制备工艺。最后对TBCs在未来高性能航空发动机上的应用及发展趋势进行了展望。     

NiCrAlYSi涂层/DD6单晶高温合金界面再结晶和互扩散行为

采用电子束物理气相沉积(EB-PVD)在单晶高温合金DD6基体上沉积NiCrAlYSi涂层.利用X射线衍射(XRD)、扫描电镜(SEM)、能谱仪(EDS)以及透射电镜(TEM)等研究了高温扩散过程中NiCrAlYSi/DD6的界面再结晶和互扩散行为.研究结果表明合金表面喷砂处理后的涂层试样经1 323 K真空热处理4 ...     

Ru过渡层对NiCoCrAlY涂层与DD6单晶高温合金界面扩散行为的影响

针对第二代单晶高温合金DD6开展了一种具有阻扩散功能的金属防护涂层的探索性研究.采用电镀和电子束物理气相沉积(EB-PVD)方法在DD6单晶高温合金上制备了NiCoCrAlY/Ru双层结构涂层,同时采用EB-PVD在单晶合金上沉积了单层NiCoCrAlY涂层.研究结果表明,在1 050℃大气环境中扩散处理300 h后,...     

基体曲率对热障涂层结合强度影响的无损检测研究

 针对复杂型面航空发动机涡轮叶片表面热障涂层(TBCs)的失效问题,采用交流阻抗谱(IS)法和洛氏硬度(RH)压痕法对比研究了制备在平板基体和曲率基体上,热障涂层在热循环过程中微观结构和界面结合强度的演变规律。交流阻抗谱法的结果表明:两种涂层试样的热生长氧化(TGO)层厚度及陶瓷层内裂纹数量均随着热循环时间增加而增长,但曲率试样的微观结构恶化速度更快;洛氏硬度压痕法的结果验证了经热循环后,曲率基体上热障涂层界面结合强度低于平板样品。     

等离子喷涂LaTi2Al9O19热障涂层的微观组织结构及热物理性能

 第一代热障涂层(TBCs)由氧化钇部分稳定的氧化锆(YSZ)陶瓷隔热层和金属粘结层组成,该涂层长期使用温度低于1 200℃。随着先进航空发动机向着高推重比发展,迫切要求发展新一代超高温、高隔热热障涂层材料。LaTi₂Al₉O₁₉(LTA)在1 500℃长期保持相稳定,是一种非常有前景的超高温热障涂层候选材料。本文采用大气等离子喷涂(APS)制备了LTA涂层,研究了喷涂工艺对涂层微观组织结构和热物理性能的影响。结果表明沉积态涂层中含少量的非晶态,在860℃和1 130℃出现晶化峰。等离子喷涂过程中La₂O₃挥发量较多,导致沉积态涂层中La元素与原始粉末相比含量偏低,而其他组分的化学成分随喷涂功率变化不大。LTA涂层的热扩散系数在1 400℃下为0.3~0.4 mm²·s^-1,热导率为1.1~1.6 W·m^-1·K^-1。1 050℃经过20小时热处理后,得到晶化的涂层在晶化温度范围内的热扩散系数和热导率值均增大。随着喷涂功率减小,涂层孔隙率增加,热导率减小。