一种兼具热障及抗CMAS腐蚀附着的热障涂层及其制备工艺

摘要

本发明公开一种兼具热障及抗CMAS腐蚀附着的热障涂层及其制备工艺，所述热障涂层为双层结构，包括抗CMAS腐蚀附着层和隔热层；靠近基体的隔热层为热障涂层总厚度的30％～60％，靠近热流的抗CMAS腐蚀附着层的厚度为热障涂层总厚度的40％～70％；隔热层和抗CMAS腐蚀附着层均由片层堆叠而成；抗CMAS腐蚀附着层的片层能够进行层剥。涂层在服役过程中，大片层堆叠的片层显著增加了CMAS的渗入路径，从而延缓了CMAS沿表面缺陷渗入的速度，提升了涂层抗CMAS腐蚀能力；另一方面，温度变化产生的膜基热失配应力可引发抗CMAS附着涂层的局部层剥，从而将附着于热障涂层表面的CMAS沉积物去除，以消除CMAS在气膜孔附近的沉积而引发的气膜孔堵塞，从而大幅度提升航空发动机热端金属部件的长期服役稳定性。

权利要求

1.一种兼具热障及抗CMAS腐蚀附着的热障涂层，其特征在于：所述热障涂层为双层结构，包括抗CMAS腐蚀附着层(4)和隔热层(3)；

靠近基体的隔热层(3)为热障涂层总厚度的30％～60％，靠近热流的抗CMAS腐蚀附着层(4)的厚度为热障涂层总厚度的40％～70％；

隔热层(3)和抗CMAS腐蚀附着层(4)均由片层堆叠而成；

抗CMAS腐蚀附着层(4)的片层能够进行层剥；

隔热层(3)的片层单元的横向尺寸为8～20μm、纵向尺寸为0.8～2.5μm，沿热障涂层的厚度方向相邻片层单元的结合率为20％～30％；

抗CMAS腐蚀附着层(4)的片层单元的横向尺寸为100～300μm、纵向尺寸为0.8～2.5μm，沿热障涂层的厚度方向相邻片层单元的结合率为5％～10％。

2.根据权利要求1所述的一种兼具热障及抗CMAS腐蚀附着的热障涂层，其特征在于，隔热层(3)和抗CMAS腐蚀附着层(4)的材料均为服役高温条件下热导率低于2.5W/m·K的材料。

3.根据权利要求1所述的一种兼具热障及抗CMAS腐蚀附着的热障涂层，其特征在于，隔热层(3)选择热膨胀系数大于或等于11×10-6/K的陶瓷材料，抗CMAS腐蚀附着层(4)选择热膨胀系数小于或等于10×10-6/K的陶瓷材料。

4.根据权利要求1所述的一种兼具热障及抗CMAS腐蚀附着的热障涂层，其特征在于，隔热层(3)的材料为氧化锆、锆酸锶或钇铝石榴石，抗CMAS附着层(4)的材料为锆酸镧。

5.权利要求1至4中任一项所述的一种兼具热障及抗CMAS腐蚀附着的热障涂层的制备工艺，其特征在于，包括：在高温合金基体(1)的粘结层(2)表面，喷涂形成隔热层(3)；随后在隔热层表面喷涂形成抗CMAS腐蚀附着层(4)。

6.根据权利要求5所述的制备工艺，其特征在于，采用粒径为45μm～75μm的氧化锆、锆酸锶或钇铝石榴石中的一种粉末，通过大气等离子技术喷涂制备层状隔热层(3)。

7.根据权利要求5或6所述的制备工艺，其特征在于，在喷涂制备隔热层(3)的过程中，采用压缩空气在线冷却基体，使基体和已沉积体温度始终保持在80℃～120℃，得到层间结合率25％～30％的涂层。

8.根据权利要求5所述的制备工艺，其特征在于，采用粒径为50μm～100μm的锆酸镧粉末，通过大气等离子喷涂在隔热层上制备层状陶瓷的抗CMAS腐蚀附着层(4)。

9.根据权利要求5或8所述的制备工艺，其特征在于，在喷涂制备抗CMAS腐蚀附着层(4)的过程中，采用压缩空气在线冷却基体，使基体和已沉积体温度始终小于或等于50℃，得到层间结合率＜10％的涂层。

说明书

一种兼具热障及抗CMAS腐蚀附着的热障涂层及其制备工艺

技术领域

[0001] 本发明属于涂层技术领域，特别涉及一种热障涂层。

背景技术

[0002] 作为飞机的心脏，发动机的性能会直接影响飞机性能的各项指标，而最能体现发动机性能的参数之一就是推重比。现代航空发动机追求的目标就是不断提高推重比、降低服役成本。推重比的增加，必然要求发动机涡轮前温度进一步升高。目前，涡轮前温度已远远超过了热端构件金属材料。因此，在热端金属构件表面涂覆低导热的热障涂层，并设计先进的冷却系统，是确保航空发动机热端金属构件稳定运行的关键所在。

[0003] 航空发动机在飞越火山岩上空等恶劣的环境时，会从进气道吸入一定的沙粒、浮尘和飞灰。尽管地理位置和服役条件不同，但经测试，这些硅酸盐矿物颗粒的化学组分都基本相同，主要为CaO、MgO、Al2O3、SiO2以及少量的Ni和Fe的氧化物，其熔点大约在1200℃左右，统称为钙镁铝硅酸盐(Calcium-Magnesium-Alumino-Silicate,CMAS)。随着航空工业的发展，当发动机工作温度达到1200℃以上时，CMAS颗粒在发动机内部高温作用下溶化后会使发动机热端部件受到不同程度的损害。一方面，熔融CMAS会侵蚀热端构件表面的热障涂层，使其寿命和性能严重下降。据报道，CMAS沉积物对热障涂层的影响主要是通过熔融CMAS沿涂层表面缺陷渗入到陶瓷层内部，冷却过程中产生的脆性玻璃相导致陶瓷层应变容限降低，从而引发涂层分层开裂。因此，抑制CMAS腐蚀的关键就是延缓CMAS沿表面缺陷渗入的速度，从而降低CMAS渗入的深度。

[0004] 另一方面，熔融CMAS会在航空发动机热端构件冷却气膜孔附近堆积，造成冷却气膜孔堵塞，显著削弱了冷却气体对高温合金的冷却作用，引发高温合金的严重烧蚀。相比于CMAS对热障涂层的相对“缓慢”腐蚀，CMAS附着引发的冷却气膜孔堵塞会在短时间内直接损伤金属基体，无疑更为致命。

发明内容

[0005] 本发明的目的在于提供一种兼具热障及抗CMAS附着的热障涂层及其制备工艺，该涂层在保留热障涂层隔热功能的前提下，可显著延缓CMAS沿表面缺陷的渗入速度，并通过牺牲具有低结合率的表面抗CMAS层，自发去除附着于冷却气膜孔附件的CMAS沉积物，以实现高推重比航空发动机的高温热端金属部件的长时间稳定运行。

[0006] 为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

[0007] 一种兼具热障及抗CMAS腐蚀附着的热障涂层，所述热障涂层为双层结构，包括抗CMAS腐蚀附着层和隔热层；靠近基体的隔热层为热障涂层总厚度的50％～70％，靠近热流的抗CMAS腐蚀附着层的厚度为热障涂层总厚度的30％～50％；隔热层和抗CMAS腐蚀附着层均由片层堆叠而成；抗CMAS腐蚀附着层的片层能够进行层剥。

[0008] 进一步的，隔热层的片层单元的横向尺寸为8～20μm、纵向尺寸为0.8～2.5μm，沿热障涂层的厚度方向相邻片层单元的结合率为20％～30％；

[0009] 抗CMAS腐蚀附着层的片层单元的横向尺寸为100～300μm、纵向尺寸为0.8～2.5μm，沿热障涂层的厚度方向相邻片层单元的结合率为5％～10％。

[0010] 进一步的，隔热层和抗CMAS腐蚀附着层的材料均为服役高温条件下热导率低于2.5W/m·K的材料。

[0011] 进一步的，隔热层选择热膨胀系数大于或等于11×10-6/K的陶瓷材料，抗CMAS腐蚀附着层选择热膨胀系数小于或等于10×10-6/K的陶瓷材料。

[0012] 进一步的，隔热层的材料为氧化锆、锆酸锶或钇铝石榴石，抗CMAS附着层的材料为锆酸镧。

[0013] 一种兼具热障及抗CMAS附着的热障涂层的制备工艺，包括：在高温合金基体的粘结层表面，喷涂形成隔热层；随后在隔热层表面喷涂形成抗CMAS腐蚀附着层。

[0014] 进一步的，采用粒径为45μm～75μm的氧化锆、锆酸锶或钇铝石榴石中的一种喷涂粉末，通过大气等离子技术喷涂制备层状隔热层。

[0015] 进一步的，在喷涂制备隔热层的过程中，采用压缩空气在线冷却基体，使基体和已沉积体温度始终保持在80℃～120℃，得到层间结合率25％～30％的涂层。

[0016] 进一步的，采用粒径为50μm～100μm的锆酸镧粉末，通过大气等离子喷涂在隔热层上制备层状陶瓷的抗CMAS腐蚀附着层。

[0017] 进一步的，在喷涂制备抗CMAS腐蚀附着层(4)的过程中，采用压缩空气在线冷却基体，使基体和已沉积体温度始终小于或等于50℃，得到层间结合率＜10％的涂层。

[0018] 相对于现有技术，本发明具有以下有益效果：

[0019] 本发明公开一种兼具热障及抗CMAS腐蚀附着的热障涂层，在传统的具有热障功能的隔热层外额外喷涂新的具有较低结合率、较大片层的抗CMAS腐蚀附着层。一方面通过片层尺度的增加延缓CMAS的渗入速率；另一方面，基于陶瓷材料和金属基体材料在温度变化时产生的热失配应力，通过抗CMAS涂层的层剥，自发去除附着于冷却气膜孔附件的CMAS沉积物。本发明效法电化学防腐蚀中牺牲阳极保护阴极的思路，通过简单易行的双陶瓷层制备，将热失配应力作用下易发生层剥的超低结合率涂层与传统具有热障功能的等离子喷涂涂层进行有机结合，显著降低CMAS在航空发动机热端构件气膜孔附近的附着沉积，对新一代高推重比航空发动机的高温热端金属部件的长时间稳定运行具有重要影响。

[0020] 与现有技术相比，本发明在保留传统热障涂层隔热功能的同时，引入了额外的具有低结合率的大片层堆叠的抗CMAS腐蚀附着层，以有效去除附着于气膜孔附件的CMAS沉积物，实现热端构件的长期稳定运行。新型双层结构以低成本成熟的等离子喷涂工艺为基础，具有可行性强、可快速实现工程化应用的特征。

[0021] 本发明在传统的具有热障功能的陶瓷隔热层表面额外制备新的具有较低结合率、且片层横向尺寸较大的层状涂层。一方面，较大的片层横向尺寸延长了CMAS沿横向的流动距离，从而起到了降低纵向渗入深度和速度的效果；另一方面，可以利用航空发动机在升降温过程中产生的应力，以牺牲低结合率表层的形式，自发去除附着于气膜孔的CMAS沉积物，形成兼具热障及抗CMAS腐蚀附着的热障涂层新结构。另外，基于等离子喷涂技术的成熟工艺开展结构设计，也有望将新型热障涂层尽快实现工程化应用。

附图说明

[0022] 图1为兼具热障及抗CMAS附着的热障涂层的断面形貌示意图；

[0023] 图2为采用等离子喷涂技术沉积制备的双层热障涂层的初始态断面形貌视图；

[0024] 图3为多次热循环引发的抗CMAS附着涂层发生层剥后的断面形貌视图；

[0025] 图4为单次热循环引发的抗CMAS附着涂层局部即将发生层剥的断面形貌视图。

具体实施方式

[0026] 以下是发明人给出的具体实施例，需要说明的是，这些实施例是本发明较优的例子，用于本领域的技术人员理解本发明，但本发明并不局限于这些实施例。

[0027] 本发明提供一种兼具热障及抗CMAS附着的热障涂层的制备工艺，包括：在高温合金基体1的粘结层2表面，喷涂形成隔热层3；随后在隔热层表面喷涂形成抗CMAS腐蚀附着层4。在喷涂隔热层3的过程中，采用0.8MPa的压缩空气在线冷却基体，压缩空气喷嘴的出口直径为10mm，且保持喷嘴出口与基体的距离为200mm，通过压缩空气使基体和已沉积体温度始终保持在100℃左右，得到层间结合率25％～30％的涂层；随后，在喷涂制备抗CMAS腐蚀附着层4的过程中，采用0.8MPa的压缩空气在线冷却基体，压缩空气喷嘴的出口直径为10mm，且保持喷嘴出口与基体的距离为100mm，通过压缩空气使基体和已沉积体温度始终保持在
50℃以下，得到层间结合率＜10％的隔热层。

[0028] 本发明所制备的兼具热障及抗CMAS腐蚀附着的热障涂层为双层结构，包括抗CMAS腐蚀附着层和隔热层；靠近基体的隔热层为热障涂层总厚度的30％～60％，靠近热流的抗CMAS腐蚀附着层的厚度为热障涂层总厚度的40％～70％；隔热层和抗CMAS腐蚀附着层均由片层堆叠而成；抗CMAS腐蚀附着层的片层能够进行层剥。

[0029] 隔热层的片层单元的横向尺寸为8～20μm、纵向尺寸为0.8～2.5μm，沿热障涂层的厚度方向相邻片层单元的结合率为20％～30％；抗CMAS腐蚀附着层的片层单元的横向尺寸为100～300μm、纵向尺寸为0.8～2.5μm，沿热障涂层的厚度方向相邻片层单元的结合率为5％～10％。

[0030] 本发明中，隔热层和抗CMAS腐蚀附着层的材料均为服役高温条件下热导率低于2.5W/m·K的材料。

[0031] 本发明中，隔热层选择热膨胀系数大于或等于11×10-6/K的陶瓷材料，抗CMAS腐蚀附着层选择热膨胀系数小于或等于10×10-6/K的陶瓷材料。

[0032] 本发明中，隔热层的材料为氧化锆、锆酸锶或钇铝石榴石，抗CMAS附着层的材料为锆酸镧。

[0033] 实施例1：

[0034] 一种兼具热障及抗CMAS腐蚀附着的热障涂层的制备工艺，包含以下步骤：

[0035] 在高温合金基体及其粘结层表面，采用粒径为45μm～75μm的8YSZ喷涂粉末，通过大气等离子技术喷涂制备出结合率25％～30％、厚度100μm的层状陶瓷隔热层；隔热层的片层单元的横向尺寸为8～20μm、纵向尺寸为0.8～2.5μm。随后采用粒径为50μm～100μm的锆酸镧粉末(LZO)，通过大气等离子喷涂制备层状陶瓷抗CMAS腐蚀附着层；抗CMAS腐蚀附着层的片层单元的横向尺寸为100～300μm、纵向尺寸为0.8～2.5μm，沿热障涂层的厚度方向相邻片层单元的结合率为5％～10％。在喷涂制备抗CMAS腐蚀附着层的过程中，采用压缩空气在线冷却基体，使其温度始终不超过50℃，得到层间结合率＜10％、厚度200μm的抗CMAS腐蚀附着层。

[0036] 初始沉积态双层热障涂层断面形貌图如图2所示。随后对制备的双层热障涂层开展梯度热循环测试。具体为：热障涂层隔热层表面采用O2-C3H8火焰进行加热，同时热障涂层基体的背面采用压缩空气冷却，从而使涂层内形成一定的温度梯度。TBC表面和基体的温度分别设为1250℃和1050℃。一次热循环包括：将试样在50s内从室温加热到高温，保温250s，然后在120s内冷却至室温。图3为10次热循环后热障涂层表层低结合率涂层发生层剥后的断面形貌视图。由图可知，在热失配应力的作用下，已有100μm厚的抗CMAS附着涂层自发去除。图4为12次热循环后热障涂层表层抗CMAS附着涂层局部即将发生层剥的断面形貌视图。由图可知，平均单次热循环可引发热障涂层表层约10μm厚的涂层的层剥。按照单个片层1～
2μm算的话，单次层剥约包含5～10层片层。基于以上工艺，可形成兼具热障及抗CMAS腐蚀附着功能的双层热障涂层，且可通过表层局部层剥自发实现去除CMAS附着物的目的。