基于赫兹接触模型的发动机封严涂层碰磨力计算与优化

目的提高航空发动机的推进效率,在压气机机匣上喷涂可以减少叶尖径向间隙的封严涂层。叶尖与涂层之间的碰磨力会导致涂层脱落,且会击伤叶片,需要对碰磨力进行分析。方法采用大气等离子喷涂技术制备4种不同硬度的AlSi-PHB(聚苯酯)封严涂层,通过表面硬度测试、弹性模量测试和高速碰磨试验,分别评价封严涂层的硬度、弹性模量,以及在高速碰磨过程中不同工况下涂层受到的碰磨力;基于赫兹接触模型对叶尖与涂层之间的碰磨力进行计算,通过激光共聚焦显微镜和扫描电子显微镜对碰磨后的涂层和叶尖进行分析,同时根据接触面形态特征和温度特征对赫兹模型进行优化。结果碰磨力与涂层的硬度、叶尖转速、叶尖切入速率有关,复杂的接触表面形貌和摩擦升温会导致理论计算值与实验值之间出现偏差。结论通过优化叶尖和涂层的接触系数,同时考虑摩擦升温对涂层弹性模量的影响,可将不同工况下碰磨力计算值与测量值之间的偏差控制在1%~11%,这项研究对于指导航空发动机封严涂层的设计具有重要意义。

酸性盐雾腐蚀对铝硅聚苯酯可磨耗封严涂层组织结构与力学性能影响

为研究铝硅聚苯酯(AlSi-PHB)可磨耗封严涂层在海洋环境下的腐蚀行为及腐蚀对涂层性能的影响,在TC4基体上利用等离子喷涂技术制备AlSi-PHB涂层可磨耗封严涂层,利用扫描电子显微镜(SEM)、X射线衍射(XRD)等测试方法,开展192 h酸性盐雾试验、硬度试验、结合强度试验,对涂层腐蚀前后的腐蚀形貌及腐蚀机理、涂层结合强度和硬度的变化进行研究。结果表明,经酸性盐雾试验后,涂层表面结构被完全破坏,涂层内部出现了较大的横向裂纹及腐蚀区域,主要腐蚀产物为Al(OH)_(3)。涂层内部孔隙的存在为腐蚀行为发生提供了场所,腐蚀介质Cl-通过孔隙侵入到涂层的内部,在“闭塞电池”的作用下,涂层内部发生更加剧烈的腐蚀。腐蚀前后,涂层的平均硬度从(65.2±10.7)HR15Y下降到(59.6±8.5)HR15Y,平均结合强度从(11.3±1.1)MPa下降到(1.7±0.6)MPa,对涂层服役可靠性产生了影响。

NiCrAl-NiC封严涂层在硫氯酸盐中的热腐蚀行为

为探究NiCrAl-NiC封严涂层在高温熔盐环境下的腐蚀行为,使用大气等离子喷涂技术制备NiCrAl-NiC封严涂层。通过测量NiCrAl-NiC封严涂层的失重情况研究涂层的动力学变化,通过扫描电子显微镜(SEM)、X射线衍射(XRD)、激光共聚焦显微镜等方法,探讨NiCrAl-NiC封严涂层在650℃下混合硫氯酸盐(75%Na_(2)SO_(4)+25%NaCl)中的热腐蚀行为。结果表明:在进行10 h的热腐蚀实验后,NiCrAl-NiC封严涂层呈现出快速增重状态,增重速率为32.041 mg^(2)·cm^(-4)·h^(-1)。在进行20 h的热腐蚀实验后,涂层由于表面氧化膜的脱落而发生减重现象。在热腐蚀进行了30 h后,涂层表面膜的生长覆盖了整个涂层,涂层表面形貌均匀,表面孔隙减少,可以对基体起到很好的保护作用。在完整的氧化膜的保护作用下,进行了40 h热腐蚀实验的NiCrAl-NiC封严涂层的质量变化速率为0.064 mg^(2)·cm^(-4)·h^(-1);通过XRD测试探究涂层热腐蚀后氧化膜的组成,发现热腐蚀后涂层表面的氧化膜以NiO和NiCr_(2)O_(4)为主。在热腐蚀过程中,尖晶石结构的NiCr_(2)O_(4)对涂层的热腐蚀起到了阻碍作用,是涂层腐蚀进程缓慢的主要原因。

铜铝聚苯酯封严涂层耐蚀性能和可磨耗性能研究

采用等离子喷涂工艺制备了铜铝聚苯酯封严涂层,完成了96 h中性盐雾试验、72 h酸性大气试验、24 d周期浸润试验以及450℃、线速度300 m/s、进给速率5~480μm/s的高温高速可磨耗试验,研究了涂层的耐蚀性能和可磨耗性能。结果表明:铜铝聚苯酯封严涂层在72h酸性大气腐蚀后,涂层表面光滑平整,未观察到腐蚀产物和点蚀坑;24 d周期的浸润腐蚀后,涂层颜色未发生明显改变,涂层表面结构完整,未观察到腐蚀产物和点蚀坑;96 h中性盐雾腐蚀后,涂层表面未观察到腐蚀坑,但涂层表面出现大片褐色斑块;不同进给速率下,叶片进给深度比IDR值不大于9.79%;检测及分析结果表明,涂层拥有优异的耐腐蚀性能和可磨耗性能。

飞机发动机封严涂层的研究

采用正交设计实验方法对 BH封严涂层的组成进行了优选 ,并对涂层的固化工艺进行了优选 ,确定了 BH封严涂层的最佳组成和固化工艺。BH封严涂层的外观均匀细致、气孔数量少 ,且孔径小。涂层的耐冷热循环性能比目前使用的封严涂层提高了 4倍以上 ,可耐 3 8次冷热循环 ,且涂层的固化工艺比较简便。研究发现 :BH封严涂层满足了 3 0 0℃条件下热稳定性的要求 ;石墨填料有利于改善涂层的附着性能 ;涂层的硬度主要取决于石棉、ZL填料的含量 ;

航空发动机可磨耗封严涂层技术研究及性能评价

综述了国内外封严涂层的研究现状,介绍了航空发动机封严涂层的结构和应用特点,重点讨论了可磨耗封严涂层性能评价和技术研究现状。比较了各种涂层材料、评价方法的优势与不足,指出了可磨耗封严涂层的应用潜力及研究发展方向。提出了我国在可磨耗封严涂层技术研究及性能评价方面今后的发展方向,即涂层制备方法、结构研究、高温涂层研究和仿真技术等。

Ni/石墨封严涂层的盐雾腐蚀研究

采用热喷涂技术制备了Ni/Al-Ni/石墨系统封严涂层,研究了涂层在盐雾环境中的腐蚀性能。结果表明:Ni/石墨涂层在5%NaCl饱和氧溶液中(质量分数,下同)的腐蚀电位为-382.3 mV,在去氧溶液中的腐蚀电位为-848.2mV。Ni/石墨面层经盐雾腐蚀后,腐蚀产物主要为无定形Ni(OH)2.xH2O,腐蚀导致涂层表面石墨掉落,涂层腐蚀失重与腐蚀时间遵循幂指数函数。在腐蚀初始阶段,涂层的结合强度变化不大,但是经过480h的腐蚀后,涂层的结合强度明显下降,960h时结合强度与初始值相比下降30%左右。腐蚀机理研究表明,由于Ni/石墨涂层内部存在孔隙,腐蚀介质沿着孔隙通道向内渗透。孔隙中充满腐蚀介质后涂层内外溶液交换困难,在涂层的表面和内部形成宏观腐蚀电池,加速了涂层内部金属相的腐蚀。

冲击刮削法评价封严涂层的可磨耗性

利用研制成功的新型电子冲击刮削试验机可较好地模拟航空发动机叶片刮削封严涂层的工况，测试涂层冲击刮削载荷—位移曲线及刮削功等。用刮削单位体积涂层所消耗的功评价涂层的可磨耗性。对某类涂层随涂层硬度增加，刮削功上升并有一阈值，以此值可确定生产中检验硬度范围的上限。对于相近硬度的涂层在相同条件下，３１３类涂层的刮削功小，可磨耗性较好，６０１类次之，３０７类较差。３００℃试验时，刮削功下降，但不同类型的涂层下降幅度不同。

考虑封严涂层的航空发动机叶片碰摩过程

为了分析封严涂层对航空发动机压气机叶片碰摩过程的影响,进行叶片-涂层/机匣碰摩过程的仿真模拟和实验研究.建立叶片-涂层/机匣碰摩动力学仿真模型,通过仿真分析获取一定转速下叶片-机匣碰摩和不同侵入深度下叶片-涂层碰摩时的叶尖应力和碰摩力;搭建叶片-涂层/机匣碰摩实验台,通过碰摩实验获取一定转速下叶片-机匣碰摩和不同侵入深度下叶片-涂层碰摩时的碰摩力和机匣上的加速度,分别进行对比分析.分析结果表明:封严涂层的存在有效降低了叶尖的应力和碰摩力以及峰值频率下的机匣振动加速度幅值;碰摩力具有周期性的脉冲特征,碰摩力随着侵入深度的增加而非线性增大;机匣振动加速度峰值频率为叶片通过频率及其倍频,峰值频率下的加速度幅值会随着侵入深度的增加而增大且高频下的增幅较大.

封严涂层可磨耗性测试用高温超高速可磨耗试验装置

为评价航空发动机气路密封中封严涂层材料在极端工况下的可磨耗性能,自主研制了一套模拟涂层与转子部件之间摩擦磨损行为的高温超高速可磨耗试验装置。采用大功率交流电机经由增速设备驱动主轴和试验轮盘-叶片结构高速稳定运转;采用高精密XY双向进给平台带动涂层试样进行径向和轴向进给,实现与高速旋转叶片的碰磨;通过超音速火焰加热涂层试样模拟其高温工况;高速碰磨产生的碰磨力、冲击加速度、摩擦热分别通过三向测力仪、加速度传感器、红外测温仪进行测量,并由高速数据采集系统进行高频采集、存储和分析。试验装置可实现叶尖线速度20~450 m/s、径向和轴向进给速率2~2 000μm/s、最高加热温度1 200℃的磨耗试验,试验过程稳定、结果可靠。

封严涂层材料及其可刮削性的评价

概述了涡轮发动机气路密封中几种常用的封严涂层;讨论了将"可刮削性"作为重要评价指标的意义;综述了美欧等国通过研制高速刮擦设备,进行模拟工况下的摩擦磨损试验,建立评价封严涂层的有效判据或磨损机制图的研究工作。指出我国开展封严涂层的研究方向是研制高速/高温的摩擦磨损试验设备,进行模拟工况下的摩擦磨损试验,探索评价封严涂层"可刮削性"的有效判据,从而指导封严涂层的成分优选和制备工艺的优化,以及预测封严涂层的可刮削性和服役条件。

模拟封严涂层工况的刮擦式摩擦磨损试验机

自主研发了模拟高速高温工况专用于评价封严涂层/对偶件服役性能的刮擦式摩擦磨损试验机。通过电主轴直接驱动负载主轴的方式保证高速刮擦过程中,转动样品能够平稳的运转;采用精密进给系统使得试验过程中平动样品能够精确的向转动样品移动;通过辐照聚光加热设备可将样品加热到需要的温度,进而完成所需的高温试验;采用高频响、石英压电三向传感器能够准确的采集到试验过程中的刮擦力信息;通过自行开发的快速数据采集系统现实了对海量试验数据的准确的采集、存储和输出功能。经实车测试,该试验机的刮擦速度最高可达160m/s,最高加热温度可达1 200℃,刮擦力的测量范围为10～1 000N,可同时记录刮擦力、刮擦温度、扭矩和转速等所需信息。

单摆冲击划痕法对封严涂层耐磨性的评价

涡轮机中封严涂层在减小转子与静子间隙,提高性能和效率上起着至关重要的作用,而抗冲击耐磨性决定封严涂层的服役寿命.单摆冲击划痕法模拟磨粒磨损且具有动态加载特性,可从力和能量两方面获得表层材料破坏过程的信息.通过单摆冲击划痕试验,研究了Al-Si-聚酯、Ni-石墨和Al-BN-水玻璃3种封严涂层的冲击划痕行为和比能耗曲线.结果表明:采用的拟合函数法可以较为方便、准确地计算出痕槽体积,随痕槽体积的增大,痕槽的实际最大深度与名义入侵深度的比值有逐渐增大的趋势,且痕槽形成的机制不同.刮削过程中3种封严涂层均有致密化倾向,痕槽形成过程中的塑性变形影响致密化.3种涂层中比能耗最大的为Al-Si-聚酯,耐磨性也最好;比能耗最小的为Ni-石墨,耐磨性最差;Al-BN-水玻璃的耐磨性介于二者之间.

航空发动机常用封严涂层的金相制备与显微组织检测技术

目前对航空发动机封严涂层的检测技术研究十分欠缺,尤其是对封严涂层金相制样及显微检测评定技术的研究处于空白。通过对航空发动机常用的几种可磨耗封严涂层金相样品制备技术及截面显微组织评价技术的研究,确定了可磨耗封严涂层金相样品合适的制备技术及工艺参数以及可磨耗涂层组织中的各相形貌及相含量。试验结果表明:采用自动化制样系统和最佳制样参数才能够得到反映涂层真实显微组织结构的金相试样,研究的封严涂层相分析技术及典型图片,可以达到准确分析和评定热喷涂涂层质量的目的。

可磨耗封严涂层发展及应用

论述了可磨耗封严涂层的应用特点、国内外现阶段涂层的发展,以及涂层的性能测试方法。其中重点列举了几种可磨耗封严涂层的使用条件及应用部位。

高速刮擦条件下两种铝基封严涂层的可刮削性

目前少有从涂层机械性能角度(如硬度、结合强度等)研究大量应用于我国航空发动机上的Al-BN涂层的材料性能及其在高滑动速度条件下的摩擦学行为。为此,以AlSi-PHb涂层为参比对象,对比了两者的材料性能,并通过自制的高速刮擦试验机对两者与对偶钛合金叶片在高速工况下的摩擦磨损行为进行了研究。结果表明:AlSi-PHb涂层的组织均匀性更好、机械性能更高;Al-BN涂层粘着叶片,AlSi-PHb涂层粘着叶片的同时还强烈地磨损叶片,两种铝基涂层的可刮削性均存在不足;涂层的机械性能对于叶片的损伤形式具有直接影响,机械性能高,则刮擦时摩擦热效应显著,涂层易损伤叶片;反之,则易于粘着叶片。适度的机械性能,是封严涂层获得良好可刮削性的关键所在。

纳米ZrO_2-Al_2O_3基高温封严涂层的结构与性能研究

研制了3种不同Al2O3含量(质量分数分别为5%,10%,15%)的纳米ZrO2-Al2O3基高温可磨耗封严涂层粉末材料,采用大气等离子喷涂(APS)工艺,制备了3种涂层材料的双层结构封严涂层和Al2O3含量逐层递增的多层结构封严涂层。对涂层材料的沉积效率,涂层的微观结构、硬度和结合强度等进行了测试与分析。结果表明:封严涂层材料的沉积效率随Al2O3含量的增加而升高;由于熔融条件的不同,涂层内ZrO2的形态不唯一;封严涂层的硬度和结合强度与厚度和Al2O3含量有紧密的关系;与双层结构封严涂层相比,多层结构封严涂层的综合性能良好,基本可以满足封严涂层对厚度、硬度和结合强度的要求。

封严涂层性能评定的新方法

利用研制成功的新型电子冲击刮削试验机，可测试航空发动机封严涂层的冲击载荷－位移曲线，由此得出的屈服载荷点、最大载荷点、冲击刮削韧性等参数可用于定量综合评估封严涂层的可磨耗性、抗冲蚀性以及涂层与基体结合强度。

用冲击刮削法测量封严涂层的力学性能

利用自制的电子冲击刮削试验机，测试封严涂层的冲击刮削载荷-位移曲线.曲线上的屈服点和最大点综合表征了封严涂层的可磨耗性和涂层与基体的结合强度曲线所包围的面积为冲击刮削韧性，用它可表征涂层的抗冲蚀性.通过一次测量即可获得涂层的上述力学性能指标.

封严涂层材料及应用

介绍了封严涂层的特点、测试方法、分类以及国内外可磨耗和耐磨封严涂层的应用情况,对部分封严涂层材料的发展过程及涂层的特殊制备工艺进行了阐述。评述了封严涂层的研究现状及在航空工业的发展前景。