一种高温陶瓷基可磨耗封严涂层结构及其制备方法

摘要

本发明提供了一种高温陶瓷基可磨耗封严涂层的结构及其制备方法，涂层结构包括依次层叠在高温合金涡轮外环零件基体表面的NiCoCrAlTaY高温抗氧化材料的底层以及Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2材料、CaF2材料、聚苯酯材料三种材料混合的面层；其中，所述面层材料中，聚苯酯为造孔材料，CaF2为高温减摩自润滑陶瓷材料。本发明的高温陶瓷基可磨耗封严涂层可应用于航空发动机及地面燃气轮机高压涡轮气路封严，工作温度可达1300℃，可满足先进航空发动机、地面燃气轮机高压涡轮气路封严的需要。

权利要求

1.一种高温陶瓷基可磨耗封严涂层结构，其特征在于，包括：

依次层叠在高温合金涡轮外环零件基体表面的NiCoCrAlTaY高温抗氧化材料的底层以及Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2陶瓷材料、CaF2材料、聚苯酯材料的面层；

其中，所述面层材料中，聚苯酯为造孔材料，CaF2为高温减摩自润滑陶瓷材料；

所述面层的等离子喷涂粉末材料是由Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2陶瓷粉末材料、5～8％CaF2、8～12％聚苯酯三种粉末材料机械混合而成，其中5～8％CaF2是指混合粉末中CaF2所占重量百分比为5～8％，8～12％聚苯酯是指混合粉末中聚苯酯所占重量百分比为8～12％，混合粉末中其余为Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2粉末，三种粉末材料粒径均处于10～150微米范围。

2.根据权利要求1所述的涂层结构，其特征在于，还包括：造孔材料聚苯酯去除后形成的孔隙。

3.根据权利要求1所述的涂层结构，其特征在于，所述底层是采用真空等离子喷涂技术在所述高温合金涡轮外环零件基体上喷涂制备，喷涂功率为45～55KW、喷涂距离为260～

300mm、所述底层厚度为0.15～0.25mm；所述面层是采用大气等离子喷涂技术在所述NiCoCrAlTaY底层上喷涂制备，喷涂功率为40～45KW、喷涂距离为60～80mm、所述面层厚度为2.0～2.5mm。

4.一种高温陶瓷基可磨耗封严涂层的制备方法，其特征在于，包括：

向陶瓷基可磨耗封严涂层喷涂粉末材料中加入造孔材料聚苯酯以及高温减摩自润滑陶瓷材料CaF2；

采用真空等离子喷涂技术在高温合金涡轮外环零件基体上制备涂层底层，其中，所述底层选用真空等离子喷涂NiCoCrAlTaY涂层；

采用大气等离子喷涂技术在底层上制备涂层面层，其中，所述面层的等离子喷涂粉末材料由Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2陶瓷粉末材料、CaF2粉末材料、聚苯酯粉末材料混合而成；

其中，所述面层的等离子喷涂粉末材料是由Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2陶瓷粉末材料、5～8％CaF2、8～12％聚苯酯三种粉末材料机械混合而成，三种粉末材料粒径均处于10～150微米范围。

5.根据权利要求4所述的涂层的制备方法，其特征在于，还包括：

将带有由所述制备方法得到的涂层的高温合金涡轮外环零件进行热处理，去除所述涂层中的聚苯酯形成孔隙；

将带有去除聚苯酯后的涂层的高温合金涡轮外环零件进行真空扩散热处理，提高涂层的底层与零件间的结合强度。

6.根据权利要求5所述的涂层的制备方法，其特征在于，所述去除聚苯酯的热处理包括：将带有所述制备方法得到的涂层的高温合金涡轮外环零件置于箱式电阻炉中于550～

600℃保温6～8小时；

所述真空扩散热处理包括：将带有去除聚苯酯后的涂层的高温合金涡轮外环零件于

1100～1200℃真空扩散热处理60～120分钟。

7.根据权利要求4所述的涂层的制备方法，其特征在于，所述采用真空等离子喷涂技术在高温合金涡轮外环基体上制备涂层底层时，喷涂功率为45～55KW、喷涂距离为260～

300mm，制备得到的所述底层厚度为0.15～0.25mm。

8.根据权利要求4所述的涂层的制备方法，其特征在于，所述采用大气等离子喷涂技术在底层上制备涂层面层时，喷涂功率为40～45KW、喷涂距离为60～80mm，制备得到的所述面层厚度为2.0～2.5mm。

说明书

一种高温陶瓷基可磨耗封严涂层结构及其制备方法

技术领域

[0001] 本发明涉及航空发动机及地面燃气轮机高温涂层制备技术领域，特别是指一种高温可磨耗封严涂层结构及其制备方法。

背景技术

[0002] 高压涡轮可磨耗封严是指为防止高温燃气从高压侧沿叶片尖部向低压侧泄漏而采取的气路密封封严手段。高温可磨耗封严涂层，是一种用于控制燃气涡轮发动机气路间隙的功能涂层。发动机涡轮外环与转子叶片叶尖之间的径向间隙直接影响涡轮的效率，从而对发动机的性能产生很大的影响，为使燃气涡轮发动机获得优异的性能，应尽量减小转子叶片叶尖与涡轮外环间的径向间隙。许多因素可以引起径向间隙的变化，如工作时由离心力、热膨胀、高温蠕变所引起的叶片和涡轮盘的伸长、机匣受热膨胀及不均匀变形、转子和静子的偏心度、部件震动等。解决这一问题的主要技术措施之一是在涡轮外环上涂覆一层可磨耗封严涂层，当间隙改变时它能提供良好的密封而不损伤转子叶片。该封严涂层必须耐高温、可磨耗、低摩擦系数。涂层硬度应低于转子叶片材料，这样涂层对转子叶片磨损小而又能起到密封封严作用，从而保持发动机的效率和推力。

[0003] 现有的等离子喷涂6～8％Y2O3·ZrO2陶瓷基封严涂层高温烧结硬化明显，对转子叶片磨损严重。且6～8％Y2O3·ZrO2材料在1200℃以上工作后冷却过程中会发生四方相向立方相和单斜相转变，单斜相的产生会使涂层体积反常膨胀(4％左右)而开裂剥落，涂层需要频繁修理，因此6～8％Y2O3·ZrO2陶瓷基封严涂层工作温度不能超过1200℃。现在使用的等离子喷涂镍铬铝钇基、钴镍铬铝钇基及钴铬铝钇基高温封严涂层虽然工作温度可达1100℃，但涂层摩擦系数大、硬度高，对发动机叶片磨损严重，高温工作过程中涂层氧化明显，涂层常发生剥落掉块，影响发动机工作安全。

发明内容

[0004] 有鉴于此，本发明要解决的技术问题是提供一种新型高温陶瓷基可磨耗封严涂层的结构及其制备方法，该涂层具有抗氧化、无有害相变、低硬度、可磨耗、低摩擦系数、自润滑、涂层与高温合金涡轮外环结合力高的特点，涂层具有封严和隔热复合功能，工作温度可达1300℃，大幅度提高涂层工作温度、封严效果、可靠性及使用寿命，可应用于先进航空发动机及地面燃气轮机高压涡轮气路封严。

[0005] 为解决上述技术问题，本发明的实施例提供技术方案如下：

[0006] 一方面，提供一种高温陶瓷基可磨耗封严涂层结构，包括：

[0007] 依次层叠在高温合金涡轮外环基体表面的NiCoCrAlTaY高温抗氧化材料的底层以及Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2、CaF2、聚苯酯混合材料的面层；

[0008] 其中，所述高温陶瓷基可磨耗封严材料中聚苯酯是造孔材料、CaF2是高温减摩自润滑陶瓷材料，造孔材料聚苯酯经热处理去除后形成的孔隙。

[0009] 优选地，所述底层是采用真空等离子喷涂技术在所述高温合金涡轮外环基体上喷涂制备，喷涂功率为45～55KW、喷涂距离为260～300mm、所述底层厚度为0.15～0.25mm；所述面层是采用大气等离子喷涂技术在所述底层上喷涂制备，喷涂功率为40～45KW、喷涂距离为60～80mm、所述面层厚度为2.0～2.5mm

[0010] 优选地，所述面层等离子喷涂粉末材料由Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2陶瓷粉末材料、5～8％CaF2、8～12％聚苯酯三种粉末材料机械混合而成，三种粉末材料粒径均处于10～150微米范围。

[0011] 另一方面，还提供了一种涂层的制备方法，包括：

[0012] 向陶瓷基可磨耗封严涂层喷涂粉末材料中加入造孔材料聚苯酯以及高温减摩自润滑陶瓷材料CaF2；

[0013] 采用真空等离子喷涂技术在高温合金涡轮外环基体上制备涂层底层，其中，所述底层选用真空NiCoCrAlTaY合金材料；

[0014] 采用大气等离子喷涂技术在底层上制备涂层面层，其中，所述面层等离子喷涂粉末材料由Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2陶瓷粉末材料、CaF2粉末材料、聚苯酯粉末材料混合而成。

[0015] 优选地，还包括：

[0016] 将带有所述制备方法得到的涂层的高温合金涡轮外环零件进行热处理，去除所述涂层中的聚苯酯形成孔隙；

[0017] 将带有去除聚苯酯后的涂层的高温合金涡轮外环零件进行真空扩散热处理，提高涂层的底层与零件间的结合强度。

[0018] 优选地，所述去除聚苯酯的热处理包括：将带有所述制备方法得到的涂层的高温合金涡轮外环零件置于箱式电阻炉中550～600℃保温6～8小时；

[0019] 所述真空扩散热处理包括：将带有去除聚苯酯后的涂层的高温合金涡轮外环零件于1100～1200℃真空扩散处热理60～120分钟。

[0020] 优选地，所述采用真空等离子喷涂技术在高温合金涡轮外环基体上制备涂层底层时，喷涂功率为45～55KW、喷涂距离为260～300mm，制备得到的所述底层厚度为0.15～0.25mm。

[0021] 优选地，所述采用大气等离子喷涂技术在底层上制备涂层面层时，喷涂功率为40～45KW、喷涂距离为60～80mm，制备得到的所述面层厚度为2.0～2.5mm。

[0022] 优选地，所述面层的等离子喷涂粉末材料由Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2陶瓷粉末材料、5～8％CaF2、8～12％聚苯酯三种粉末材料机械混合而成，三种粉末材料粒径均处于10～150微米范围。

[0023] 本发明的实施例具有以下有益效果：

[0024] 上述方案中，本发明的可磨耗封严涂层具有封严和隔热复合功能，且陶瓷基可磨耗封严涂层面层基体材料Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2在1300℃高温长期工作及冷却过程均无相变，涂层中添加聚苯酯提高了可磨耗涂层面层孔隙度，使得封严涂层硬度可调,均匀分布的孔隙大大降低了涂层高温工作过程中的内应力，并降低了涂层硬度；面层中添加CaF2，大幅度降低了高温可磨耗封严涂层摩擦系数,减小了涂层对发动机转子叶片的磨损。本发明的高温陶瓷基可磨耗封严涂层可应用于航空发动机及地面燃气轮机高压涡轮气路封严，工作温度可达1300℃。

[0025] 本发明的陶瓷基可磨耗封严涂层与目前应用的高温封严涂层相比，本发明的封严涂层硬度从HR45Y75～80降至HR45Y65以下，摩擦系数由0.8降至0.5以下，工作温度可达1300℃，抗烧结硬化。且Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2材料1300℃高温长期工作及冷却过程均无相变，通过真空扩散热处理增强底层与高温合金涡轮外环基体界面结合强度，大幅度提高了涂层使用寿命，可满足先进航空发动机、地面燃气轮机高压涡轮气路封严的需要。

附图说明

[0026] 图1为本发明实施例提供的一种高温陶瓷基可磨耗封严涂层结构的示意图；

[0027] 图2为本发明实施例提供的一种高温陶瓷基可磨耗封严涂层制备方法的步骤流程图。

具体实施方式

[0028] 为使本发明的实施例要解决的技术问题、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图及具体实施例进行详细描述。

[0029] 本发明的实施例针对现有技术中现有的等离子喷涂6～8％Y2O3·ZrO2陶瓷基封严涂层工作温度不能超过1200℃，现在使用的等离子喷涂镍铬铝钇基、钴镍铬铝钇基及钴铬铝钇基高温封严涂层虽然工作温度可达1100℃，但涂层摩擦系数大、硬度高，对发动机叶片磨损严重，高温工作过程中涂层氧化明显，涂层常发生剥落掉块，影响发动机工作安全的问题。本发明提供了一种高温陶瓷基可磨耗封严涂层结构及其制备方法。高温陶瓷基可磨耗封严涂层结构包括：

[0030] 依次层叠在高温合金涡轮外环零件基体表面的NiCoCrAlTaY高温抗氧化材料的底层以及Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2陶瓷材料、CaF2材料、聚苯酯混合材料的面层；其中，所述高温陶瓷基可磨耗封严中聚苯酯为造孔材料、CaF2为高温减摩自润滑陶瓷材料。
具体地，如图1为本发明实施例提供的一种高温陶瓷基可磨耗封严涂层的结构示意图，涂层结构由高温合金涡轮外环零件基体1、真空等离子喷涂的NiCoCrAlTaY底层2、大气等离子喷涂的陶瓷基可磨耗封严涂层面层3、造孔材料聚苯酯去除后形成的孔隙4以及高温减摩自润滑陶瓷材料CaF2构成。

[0031] 优选地，NiCoCrAlTaY底层是采用真空等离子喷涂技术在高温合金涡轮外环零件基体上喷涂制备，喷涂功率为45～55KW、喷涂距离为260～300mm、NiCoCrAlTaY底层厚度为0.15～0.25mm。陶瓷基可磨耗封严涂层面层是采用大气等离子喷涂技术在NiCoCrAlTaY底层上喷涂制备，喷涂功率为40～45KW、喷涂距离为60～80mm、陶瓷基可磨耗封严涂层面层厚度为2.0～2.5mm。

[0032] 优选地，陶瓷基可磨耗封严涂层面层等离子喷涂粉末材料由Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2陶瓷粉末材料、5～8％减摩材料CaF2、8～12％聚苯酯三种粉末材料机械混合而成，三种粉末材料粒径均处于10～150微米范围。

[0033] 另一方面，如图2所示为本发明实施例提供的一种高温陶瓷基可磨耗封严涂层制备方法，具体包括：

[0034] S101：向陶瓷基可磨耗封严涂层面层等离子喷涂粉末材料加入造孔材料聚苯酯以及高温减摩自润滑陶瓷材料CaF2；

[0035] S102：采用真空等离子喷涂技术在高温合金涡轮外环零件基体上制备涂层底层，其中，所述底层喷涂粉末材料选用NiCoCrAlTaY合金粉末材料；

[0036] S103：采用大气等离子喷涂技术在底层上制备涂层面层，其中，所述面层喷涂粉末材料由Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2陶瓷粉末材料、CaF2粉末材料、聚苯酯粉末材料混合而成。

[0037] 具体地，还包括步骤

[0038] 将带有所述制备方法得到的涂层的高温合金涡轮外环零件进行热处理，去除所述涂层中的聚苯酯形成孔隙；

[0039] 将带有去除聚苯酯后的涂层的高温合金涡轮外环零件进行真空扩散热处理，提高涂层的底层与零件间的结合强度。

[0040] 其中，去除所述涂层中的聚苯酯的热处理的步骤具体包括：将带有所述制备方法得到的涂层的高温合金涡轮外环零件置于箱式电阻炉中550～600℃保温6～8小时；真空扩散热处理具体包括：将带有去除聚苯酯后的涂层的高温合金涡轮外环零件于1100～1200℃真空扩散热处理60～120分钟。

[0041] 优选地，采用真空等离子喷涂技术在高温合金涡轮外环基体上制备涂层底层时，喷涂功率为45～55KW、喷涂距离为260～300mm，制备得到的所述底层厚度为0.15～0.25mm。采用大气等离子喷涂技术在底层上制备涂层面层时，喷涂功率为40～45KW、喷涂距离为60～80mm，制备得到的所述面层厚度为2.0～2.5mm。

[0042] 优选地，所述面层等离子喷涂粉末材料由Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2陶瓷粉末材料、5～8％CaF2、8～12％聚苯酯三种粉末材料机械混合而成，三种粉末材料粒径均处于10～150微米范围。

[0043] 本发明的技术解决方案是，(一)选用普通商用高温抗氧化、抗腐蚀的NiCoCrAlTaY合金粉末作为可磨耗封严涂层底层材料。(二)采用真空等离子喷涂技术，在高温合金涡轮外环零件表面制备可磨耗封严涂层底层，喷涂功率45～55KW，喷涂距离260～300mm，底层厚度0.15～0.25mm。(三)高温陶瓷基可磨耗封严涂层面层喷涂粉末材料由Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2陶瓷粉末材料、5～8％CaF2、8～12％聚苯酯三种粉末材料机械混合而成，三种粉末材料粒径均处于10～150μm范围。(四)Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2陶瓷粉末材料为单一四方相固溶体材料，其中Sc2O3摩尔分数为5.0～7.5％、Y2O3质量分数为0.5～2.0％，其余为ZrO2。(五)采用大气等离子喷涂工艺在真空等离子喷涂的可磨耗封严涂层NiCoCrAlTaY底层上制备可磨耗封严涂层面层，大气等离子喷涂功率40～45KW，喷涂距离60～80mm，面层厚度2.0～2.5mm。(六)将带可磨耗封严涂层的零件于箱式电阻炉中550～
600℃保温6～8小时，去除封严涂层中的聚苯酯，在涂层中形成孔隙。(七)带可磨耗涂层的涡轮外环零件于1100℃～1200℃真空扩散热处理60～120分钟，提高陶瓷基可磨耗封严涂层NiCoCrAlTaY底层与高温合金涡轮外环零件间结合强度。

[0044] 下面为本发明实施例提供的高温陶瓷基可磨耗封严涂层的具体制备方法，[0045] 实施例一：

[0046] 用120号航空汽油清洗高温合金涡轮外环零件，然后用清洁、干燥的46目棕刚玉砂对零件喷砂。采用真空等离子喷涂工艺在经喷砂处理的涡轮外环零件上喷涂NiCoCrAlTaY底层，喷涂功率54KW，喷涂距离280mm，底层厚度0.20mm。

[0047] 在真空等离子喷涂NiCoCrAlTaY底层上采用大气等离子喷涂工艺制备可磨耗封严涂层面层，面层等离子喷涂粉末材料由Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2陶瓷粉末+6％CaF2+8％聚苯酯机械混合而成，大气等离子喷涂功率42KW，喷涂距离70mm，面层厚度2.2mm。

[0048] 将带可磨耗封严涂层的零件于箱式电阻炉中550℃保温8小时，去除封严涂层中的聚苯酯，在涂层中形成孔隙。

[0049] 将已经去除涂层中的聚苯脂的零件放入真空炉中，随炉升温至1150℃，保温90分钟，延后随炉缓冷至室温，可磨耗封严涂层底层与零件基体间即实现扩散冶金结合，可磨耗封严涂层面层硬度低于HR45Y65。

[0050] 实施例二：

[0051] 用120号航空汽油清洗高温合金涡轮外环零件，然后用清洁、干燥的46目棕刚玉砂对零件喷砂。采用真空等离子喷涂工艺在经喷砂处理的涡轮外环零件上喷涂NiCoCrAlTaY底层，喷涂功率50KW，喷涂距离270mm，底层厚度0.15mm。

[0052] 在真空等离子喷涂NiCoCrAlTaY底层上采用大气等离子喷涂工艺制备可磨耗封严涂层面层，面层等离子喷涂粉末材料由Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2陶瓷粉末+8％CaF2+12％聚苯酯机械混合而成，大气等离子喷涂功率42KW，喷涂距离70mm，面层厚度2.5mm。

[0053] 将带可磨耗封严涂层的零件于箱式电阻炉中600℃保温6小时，去除封严涂层中的聚苯酯，在涂层中形成孔隙。

[0054] 将已经去除涂层中的聚苯脂的零件放入真空炉中，随炉升温至1200℃，保温60分钟，延后随炉缓冷至室温，涂层与零件基体间即实现扩散冶金结合，可磨耗封严涂层面层硬度低于HR45Y60。

[0055] 上述方案中，本发明提供的可磨耗封严涂层具有封严和隔热复合功能，且陶瓷基可磨耗封严涂层面层基体材料Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2在1300℃高温长期工作及冷却过程均无相变，涂层中添加聚苯酯提高了可磨耗涂层面层孔隙度，使得封严涂层硬度可调,均匀分布的孔隙大大降低了涂层高温工作过程中的内应力，并降低了涂层硬度；面层中添加CaF2，大幅度降低了高温可磨耗封严涂层摩擦系数,减小了涂层对发动机转子叶片的磨损。本发明的高温陶瓷基可磨耗封严涂层可应用于航空发动机及地面燃气轮机高压涡轮气路封严，工作温度可达1300℃。

[0056] 本发明提供的陶瓷基可磨耗封严涂层与目前应用的高温封严涂层相比，本发明的封严涂层硬度从HR45Y75～80降至HR45Y65以下，摩擦系数由0.8降至0.5以下，工作温度可达1300℃，抗烧结硬化。且Sc2O3、Y2O3二元稀土氧化物共掺杂ZrO2材料1300℃高温长期工作及冷却过程均无相变，通过真空扩散处理增强底层与基体界面结合强度，大幅度提高了涂层使用寿命，可满足先进航空发动机、地面燃气轮机高压涡轮气路封严的需要。

[0057] 在本发明各方法实施例中，所述各步骤的序号并不能用于限定各步骤的先后顺序，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，对各步骤的先后变化也在本发明的保护范围之内。

[0058] 以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。