大气等离子喷涂Y_(3)Al_(5)O_(12)/Al_(2)O_(3)陶瓷涂层的CMAS腐蚀抗力

探索能够有效抵抗1300℃及以上温度钙镁铝硅酸盐(Calcium-Magnesium-Aluminum-Silicate,CMAS)腐蚀的新材料是近年来先进航空发动机用环境障涂层研究的重点任务。本工作围绕具有超强CMAS腐蚀抗力的YAG(Y_(3)Al_(5)O_(12))/Al_(2)O_(3)体系,采用大气等离子喷涂(Atmospheric Plasma Spraying,APS)技术制备了具有共晶成分的YAG/Al_(2)O_(3)涂层。通过在1100、1300和1500℃对制备态涂层进行热处理,获得了具有不同微观结构的YAG/Al_(2)O_(3)涂层。利用不同表征手段研究了YAG/Al_(2)O_(3)涂层抵抗1300℃CMAS腐蚀的性能及微观结构对涂层腐蚀抗性的影响。研究结果发现,经不同温度热处理的YAG/Al_(2)O_(3)涂层与CMAS的反应产物均为石榴石结构固溶体、CaAl_(2)Si_(2)O_(8)和Ca_(2)MgSi_(2)O_(7)。腐蚀机制研究发现,1100℃热处理YAG/Al_(2)O_(3)涂层与CMAS反应界面的近连续分布石榴石固溶体层可有效阻隔CMAS腐蚀元素的扩散;1500℃热处理YAG/Al_(2)O_(3)涂层晶粒尺寸的增加及晶界数量的减少可降低涂层材料在CMAS中的溶解速率,二者均可通过影响腐蚀过程中的离子传输速率而影响各生成物的竞争析出,进而提升涂层的CMAS腐蚀抗力。本工作为YAG/Al_(2)O_(3)涂层热处理工艺优化提供了借鉴,并为通过微观结构优化调控YAG/Al_(2)O_(3)涂层的CMAS腐蚀抗力提供了新思路。

RE-Si-Al-O玻璃相对高熵稀土双硅酸盐微结构及耐CMAS腐蚀性能的影响

环境障涂层是高功重比航空发动机的关键技术,其目的是阻挡燃气及环境腐蚀介质的侵蚀,为陶瓷基复合材料热端部件提供有效保护。目前,高熵稀土双硅酸盐((xRE_(1/x))_(2)Si_(2)O_(7))是最具潜力的新一代环境障涂层材料。为了进一步提升高熵稀土双硅酸盐的耐高温(1500℃)CMAS(CaO-MgO-Al_(2)O_(3)-SiO_(2))腐蚀能力,本工作设计制备了一种新型高熵(Y_(0.25)Yb_(0.25)Er_(0.25)Tm_(0.25))_(2)Si_(2)O_(7)/RE-Si-Al-O(RE=Yb、Y、La)复相陶瓷。结果表明,在复相陶瓷中,RE-Si-Al-O玻璃相不仅能够包裹陶瓷晶粒,而且能够促进稀土双硅酸盐晶粒长大,减少晶界数量,使CMAS熔体的渗入通道数量减少。同时,随着RE-Si-Al-O玻璃相中稀土离子半径增大,玻璃相更易与CMAS熔盐中的Ca^(2+)离子反应,生成磷灰石相,降低CMAS熔体的活性,抑制高温CMAS熔盐对高熵稀土双硅酸盐晶粒的侵蚀,从而提高高熵稀土双硅酸盐的耐高温CMAS腐蚀能力。在1500℃腐蚀48 h后,(Y_(0.25)Yb_(0.25)Er_(0.25)Tm_(0.25))_(2)Si_(2)O_(7)/La-Si-Al-O复相陶瓷表面仍残留CMAS熔盐层,表明该复相陶瓷具有良好的耐高温CMAS腐蚀能力。该复相陶瓷的微结构设计为增强环境障涂层材料在高温CMAS环境下的长期应用提供了一种新的思路。

不同钇含量氧化锆基热障涂层材料CMAS腐蚀行为研究

系统研究了不同YO1.5含量掺杂氧化锆基材料(8YSZ、20YSZ、38YSZ、55YSZ)以及纯氧化钇材料(Y_(2)O_(3))在1300℃下的CaO-MgO-Al_(2)O_(3)-SiO_(2)(CMAS)腐蚀行为。结果表明,不同钇含量氧化锆基材料表现出具有显著差异的CMAS腐蚀行为。对于YO1.5含量较低的8YSZ与20YSZ而言,腐蚀行为由溶解-再析出及晶界腐蚀所主导,前者析出小球颗粒ZrO_(2),后者的析出物则是直接沉积在原始ZrO_(2)表面形成核壳结构;随着YO1.5含量的增加,腐蚀行为逐渐转变成反应腐蚀,38YSZ以及55YSZ与CMAS熔盐快速反应结晶,形成一层连续致密、含磷灰石相的保护层,能够有效阻挡CMAS熔盐的进一步侵蚀,并且55YSZ所形成的保护层中磷灰石相的体积分数更多,抗CMAS腐蚀能力更佳;纯Y_(2)O_(3)样品也能与CMAS熔盐快速反应,从而形成一层致密的纯磷灰石层,抗CMAS腐蚀能力良好。因此,可以通过调控氧化锆基材料中的钇含量,从而调控热障涂层抗CMAS腐蚀能力。

PS-PVD制备YSZ热障涂层的CMAS腐蚀行为研究

热障涂层(TBCs)广泛应用于先进航空发动机热端部件,有效延长了发动机热端部件的服役寿命,成为先进航空发动机必不可少的热防护材料。但在服役过程中一些大气沉积物CMAS加热后变为熔融体吸附在热障涂层表面,并沿着孔隙和裂纹等缺陷渗透至涂层内部,诱导涂层过早失效。采用等离子-物理气相沉积技术(PS-PVD)制备YSZ热障涂层,利用XRD、SEM等表征手段,对不同腐蚀时间的涂层物相成分、微观结构进行了表征。研究结果表明,YSZ涂层在1250℃下经过CMAS腐蚀后发生了相变;随着腐蚀时间的增加,CMAS沉积物会沿着热障涂层类柱状晶间隙渗透至内部,导致涂层结构出现疏松,并且在陶瓷层上部区域出现了类柱状晶断裂现象,涂层宏观表现为部分陶瓷层剥落;腐蚀8 h后陶瓷层部分区域出现了类柱状晶从粘结层上整体剥离;CMAS渗透深度随腐蚀时间的增加不断加大,在腐蚀3 h内其渗透速度相对较快,腐蚀3 h以后其渗透速度会相对变得缓慢。

热障涂层的抗CMAS腐蚀研究进展

随着航空发动机和燃气轮机核心部件的推重比和服役温度的不断提高,人们对热障涂层的服役环境提出了更加苛刻的要求。尤其在高温下CaO-MgO-Al_(2)O_(3)-SiO_(2)(CMAS)腐蚀环境中工作时,传统Y_(2)O_(3)稳定ZrO_(2)(YSZ)热障涂层已经无法满足要求。因此,提高热障涂层的抗CMAS腐蚀性能、延长涂层的使用寿命成为现阶段的研究重点。本文简述了热障涂层的CMAS腐蚀机理、CMAS腐蚀影响因素及CMAS腐蚀的防护技术。重点介绍了稀土对热障涂层的抗CMAS腐蚀研究现状,包括稀土共掺杂YSZ热障涂层和含稀土锆酸盐的双层结构热障涂层的抗CMAS腐蚀研究结果。本文旨在为抗CMAS腐蚀的热障涂层防护方法提供基础研究数据。

氧化钇含量对YSZ热障涂层抗CMAS腐蚀性能的影响

系统研究大气等离子喷涂不同含量YO1.5掺杂氧化锆涂层(8YSZ、38YSZ和55YSZ)在1300℃下的环境沉积物(CMAS熔盐)腐蚀行为和机制。结果表明:8YSZ涂层会发生严重的CMAS熔盐腐蚀,在基体与CMAS界面处,通过溶解-再析出,生成非保护性、含Ca和较低Y含量的C-ZrO_(2),并有明显的晶界腐蚀现象;对于较高含量YO1.5掺杂的38YSZ和55YSZ涂层,随着反应的进行,除球状C-ZrO_(2)外,还生成保护性的磷灰石(apatite)和石榴石(garnet)产物,能够有效阻止CMAS熔盐的进一步侵蚀;并且,55YSZ涂层表现出优于38YSZ的抗CMAS熔盐腐蚀能力。从光学碱度而言,YO1.5含量越高,涂层与CMAS熔盐的反应活性越高,越容易生成在CMAS熔盐中稳定存在的产物;从反应进程来分析,高YO1.5含量的涂层材料能够促使Y3+在CMAS熔盐中的饱和,进而生成更为稳定、连续的物相(如磷灰石、石榴石),避免基体材料进一步与CMAS熔盐接触、反应,从而提高了抗CMAS腐蚀能力。

等离子喷涂–物理气相沉积7YSZ热障涂层沉积机理及其CMAS腐蚀失效机制

采用等离子喷涂–物理气相沉积(PS-PVD)以团聚烧结的ZrO2-7wt%Y2O3(7YSZ)为原料,在850℃基体温度下制备了具有柱状结构的热障涂层,并通过场发射–扫描电镜(FE-SEM)分析了柱状涂层的显微结构。此外,基于原子聚集理论研究了PS-PVD中7YSZ气相分子在基体上的形核与生长过程,并分析了高温基体下7YSZ柱状涂层的沉积机理。另外,在1200℃下考察了7YSZ柱状涂层的CaO-MgO-Al2O3-SiO2(CMAS)腐蚀性能并探讨了其失效机制。结果表明,在高温下7YSZ气相分子首先吸附在基体上,通过扩散迁移形成分子团并吸附在基体表面上,然后分子团再与其它吸附分子碰撞结合形成临界晶核,临界晶核捕获其它吸附分子进一步长大形成晶核小岛,此后依次经过岛状、联并、沟道、连续这四个阶段最终形成柱状涂层。高温下CMAS熔融并在毛细管力的作用下沿着柱状涂层孔隙往深度方向渗透并与涂层发生热化学反应使涂层热物性能发生变化,最终在热化学与热机械的相互作用下使涂层内产生平行于表面的横向裂纹,并层离失效。

防CMAS腐蚀热障涂层开裂的研究现状

针对热障涂层在服役过程中受CMAS(Ca O-Mg O-Al2O3-Si O2)腐蚀而造成的表层剥落及层间易开裂问题,探讨总结了CMAS对于热障涂层的腐蚀机理,指出目前所用方法存在的不足,因此急需研究抗CMAS腐蚀的新材料系统和相关工艺。开裂失效是热障涂层主要的失效形式,通过降低氧化层的氧化速度和增加陶瓷层的韧性,能有效延长涂层的使用寿命。基于对涂层结构复杂性的分析,可知涂层需从宏观、细观、微观三个角度进行表述,因此合理运用跨尺度理论对于分析涂层结构等问题有着较为重要的意义。为此提出开发防CMAS渗入的细观增韧的热障涂层,并进一步从跨尺度角度进行开裂分析。研究结果对于丰富涂层增韧途径、增强抗腐蚀性能,保障热障涂层乃至航空发动机的安全平稳运行具有重要的理论意义和工程应用价值。

激光重熔改性热障涂层抗CMAS腐蚀特性

采用激光对大气等离子喷涂7YSZ热障涂层进行表面重熔处理,探讨基体预热和Al_(2)O_(3)溶胶涂敷对激光重熔层裂纹愈合的影响,研究处理后热障涂层的耐CMAS熔盐腐蚀性能。结果表明:涂层经过激光重熔和基体预热后的激光重熔处理后,与未经重熔处理涂层的CMAS腐蚀厚度基本相同;而采用表面Al_(2)O_(3)溶胶涂敷加激光重熔的热障涂层的CMAS腐蚀厚度明显减小,表明Al_(2)O_(3)溶胶涂敷加激光重熔工艺可以有效地减轻CMAS熔盐侵蚀,其机理是表面形成的Al_(2)O_(3)薄膜溶于CMAS后生成了难熔晶体钙长石,降低了熔盐的流动性和腐蚀性。

镀铝改性对PS-PVD 7YSZ热障涂层抗CMAS腐蚀影响机制

采用等离子喷涂-物理气相沉积(PS-PVD)方法制备了羽毛柱状结构7YSZ(氧化钇稳定氧化锆,简称YSZ)热障涂层,并对涂层进行了表面镀铝改性研究。在1050℃保温5 min、空冷5 min为一个热循环的条件下,测试了改性前后热障涂层的热循环性能。此外,在1200℃高温下对涂层进行了CMAS (CaO、MgO、Al2O3、SiO2等硅酸铝盐物质的简称)腐蚀实验。采用扫描电子显微镜(SEM)、能谱仪(EDS)和X射线衍射仪(XRD)对涂层显微组织、元素分布及物相组成进行了表征。通过研究喷涂态涂层与镀铝改性涂层的CMAS腐蚀行为,分析了涂层腐蚀机制,并阐述了镀铝改性对涂层耐腐蚀的作用机理。结果表明:镀铝改性后的涂层保持较好的热稳定性,经过5200次热循环后未见涂层剥落。喷涂态涂层受CMAS腐蚀后,产生了"波浪"状形变, CMAS完全渗透了7YSZ涂层;而镀铝改性涂层,由于通过Al与ZrO2原位反应,在涂层表面形成有耐腐蚀的α-Al2O3致密层,涂层腐蚀情况得到了显著改善。研究发现,α-Al2O3致密层不仅对涂层形成机械保护,还影响CMAS在涂层上的热化学反应,使得CaO、Al2O3、SiO2三种氧化物在涂层上的渗入受到抑制,但MgO在涂层中的渗透未受到明显影响。此外,本文还建立了以菲克第二定律为核心的数学模型,以评估镀铝改性技术对涂层耐CMAS腐蚀能力的影响。

La2Ce2O7/YSZ热障涂层抗CMAS腐蚀及机制研究

热障涂层以其耐高温、高隔热的优异性能,成为航空发动机热端部件不可或缺的材料.然而,在其服役过程中,涂层不可避免地会受到大气中以钙、镁、铝、硅氧化物为主要成分(CMAS)的熔体腐蚀,最终导致其剥落失效.该文以大气等离子喷涂方法制备的La2Ce2O7(LCO)/YSZ双陶瓷涂层为研究对象,利用扫描电子显微镜(SEM)、X射线衍射(XRD)等表征手段,对经CMAS及火山灰腐蚀前后涂层的微观组织结构及物相组成进行表征与鉴定,并分析其抗腐蚀机制.研究表明经高温腐蚀后,YSZ涂层会生成m-ZrO2及ZrSiO4,而LCO粉末在1250℃下与CMAS反应5 h后,其中的CeO2依然保持稳定,证明其不与CMAS反应.CMAS及火山灰与LCO反应后会生成钙长石、尖晶石及La2Si2O7等高熔点物质,从而能有效地延缓CMAS对涂层的侵蚀.该研究的开展将为新型抗CMAS涂层的成分设计提供指导.

Gd-Sc(Yb)-YSZ陶瓷涂层的隔热性能及抗CMAS热腐蚀性能研究

采用两步水热法制备了组成分别为Zr_(0.87)Y_(0.07)Gd_(0.02)Sc_(0.04)O_(1.94)(Gd-Sc-YSZ)和Zr_(0.87)Y_(0.08)Gd_(0.03)Yb_(0.02)O_(1.94)(Gd-Yb-YSZ)的两种含有半空心球的陶瓷粉末。将上述陶瓷粉末造粒并通过大气等离子喷涂在渗铝涂层表面分别制备两种陶瓷层,组成了陶瓷层/渗铝层/NiCrAlY/DZ40M热障涂层,并分别测试了这两种热障涂层和传统YSZ涂层在热源温度1050℃和1400℃下的隔热温度及在1250℃下的抗CMAS热腐蚀性能。结果表明:Gd-Yb-YSZ和Gd-Sc-YSZ两种涂层在1400℃保温6h后其表面完好且没有脱落,两种涂层主要由亚稳四方相(t'-ZrO_(2))组成,这说明这两种涂层均有望在1400℃长期使用,在此高温条件下渗铝层对陶瓷层在NiCrAlY合金表面的黏结稳定性具有关键作用。在1050℃和1400℃热源条件下,相比于YSZ涂层,Gd-Yb-YSZ、Gd-Sc-YSZ涂层的隔热温度更高,且其热导率仅为YSZ涂层的0.35~0.5倍,即通过掺杂Gd、Yb、Sc,YSZ涂层的隔热效果显著提升。YSZ涂层经历1250℃的CMAS热腐蚀1h后发生边缘脱落,Gd-Yb-YSZ涂层在6h后仅中央变粗糙,而Gd-Sc-YSZ涂层6h后仍完好无损。Gd-Sc-YSZ和Gd-Yb-YSZ涂层的抗CMAS热腐蚀性能远优于YSZ涂层,特别是Gd-Sc-YSZ涂层。

高温预曝露对多元稀土氧化物YSZ热障涂层的CMAS腐蚀抗性的影响

针对预曝露对多元稀土氧化物掺杂改性YSZ热障涂层Gd_(2)O_(3)-Yb_(2)O_(3)-Y_(2)O_(3)(GYb-YSZ)CMAS腐蚀行为的影响,通过制备标准件试样,开展三类实验:高温预曝露实验、CMAS腐蚀实验以及高温预曝露后CMAS腐蚀实验。采用扫描电子显微镜(SEM)以及纳米压痕等方法对比研究了涂层在进行上述三类实验前后微观形貌组织与基本力学特性的变化,从而讨论高温预曝露对CMAS腐蚀的影响。实验结果表明,短时预曝露处理会引起多通道渗透,长时预曝露处理会导致纵向贯穿裂纹发生。对于980℃或1050℃预曝露处理125 h会降低CMAS渗透效果。当温度达到1150℃时,CMAS以熔融态渗入陶瓷层中,在冷却过程中,CMAS重新凝固导致柱状晶间隙膨胀形成垂直裂纹,直至贯穿陶瓷层,加速涂层剥落;同时,CMAS腐蚀后样品涂层的杨氏模量约增加48%,硬度约增加50%。因此,经过980℃或1050℃预曝露处理125 h的试样具有明显的抗CMAS腐蚀的效果。

以抗CMAS腐蚀为目标的稀土硅酸盐环境障涂层高熵化设计与性能提升

环境障涂层是大推力和高推重比航空发动机的关键材料,能够为碳化硅纤维增强碳化硅(SiCf/SiC)陶瓷基复合材料热端部件提供有效防护,阻挡燃气及环境腐蚀介质的侵蚀。稀土硅酸盐具有与SiC基复合材料匹配的热膨胀系数以及良好的化学相容性,是目前国际公认的优选环境障涂层体系。然而,目前已知稀土硅酸盐材料耐典型低熔点氧化物CaO-MgO-Al_(2)O_(3)-SiO_(2)(CMAS)腐蚀性能不足,难以满足新一代航空发动机1300℃及以上温度的工程应用需求。本文总结了近年来稀土硅酸盐耐CMAS腐蚀相关研究进展,重点介绍了本团队关于单一稀土主元单/双硅酸盐CMAS腐蚀机理的研究成果,以此为基础提出高熵化设计思路,旨在充分利用不同稀土元素在与CMAS反应过程中呈现的特性差异,通过合理设计多稀土主元搭配实现稀土硅酸盐材料耐CMAS腐蚀性能提升。最后对高熵稀土硅酸盐环境障涂层的发展方向进行了展望。

富铝CMAS对稀土硅酸盐环境障涂层的腐蚀行为与机制研究

稀土硅酸盐环境障涂层(EBCs)有望应用于新一代高推重比航空发动机热端部件,但是服役条件下的熔盐腐蚀成为限制其应用的瓶颈。CMAS组分和稀土硅酸盐的晶体结构等因素对其腐蚀行为产生显著影响。本工作以不同晶型的稀土硅酸盐涂层材料为研究对象,采用大气等离子喷涂技术制备X1-Gd_(2)SiO_(5)、X^(2)-RE_(2)SiO_(5)(RE=Y,Er)涂层,并研究其在富Al_(2)O_(3)的CMAS熔盐环境(1400℃)的腐蚀行为与机制。结果表明,X^(2)-RE_(2)SiO_(5)(RE=Y,Er)涂层耐蚀性能优于X1-Gd_(2)SiO_(5)涂层,这与涂层材料的物相组成和晶体结构的稳定性等因素有关。经CMAS腐蚀25 h后,X1-Gd_(2)SiO_(5)涂层表面仅生成磷灰石相;X^(2)-RE_(2)SiO_(5)涂层不仅生成磷灰石相,涂层中的RE_(2)O_(3)还与CMAS中的Al_(2)O_(3)反应生成石榴石相。生成石榴石相可提高涂层表面CMAS中CaO、SiO_(2)的相对含量,促进磷灰石致密层的生成,从而改善其耐蚀性能。

航空发动机热障涂层的CMAS腐蚀行为与防护方法

热障涂层(thermal barrier coatings,TBCs)是航空发动机涡轮叶片的关键核心技术之一,可显著提高发动机工作温度,提升发动机推力和工作效率;但另一方面,更高的发动机工作温度使得叶片及其表面TBCs遭受严重的环境沉积物(主要成分为CaO、MgO、Al_(2)O_(3)和SiO2,简称CMAS)腐蚀,造成过早失效。CMAS腐蚀已成为限制TBCs工作温度和服役寿命的难题,抗腐蚀防护是目前TBCs领域研究的重点。本文首先综述了学者们对TBCs CMAS腐蚀问题的认识历程以及CMAS本身特性,再简述了TBCs的CMAS腐蚀机理,重点从TBCs的表面防护层设计、涂层成分改性、新型抗腐蚀涂层材料开发以及涂层结构设计等方面阐述了国际上目前TBCs的抗CMAS腐蚀防护方法,最后对TBCs的超高温环境应用及腐蚀防护发展方向进行了展望。

热障涂层微-纳分级微观结构制备及其抗CMAS润湿性能

通过悬浮液等离子喷涂技术(SPS)在常规大气等离子(APS)热障涂层表面构建了具有微-纳双尺度的表面微观结构,比较了高温下熔融CMAS(Calcium-Magnesium-Alumina-Silicate)在两种涂层表面上的润湿行为差异,从实验和理论角度分析了表面微观结构差异对涂层抗CMAS润湿性能的影响。研究结果显示,得益于涂层表面微-纳分级微观结构,SPS涂层的抗CMAS润湿性能较常规APS涂层的抗CMAS润湿性能得到了显著提升。在1300℃下热处理5 min后,熔滴在SPS涂层上的润湿角为115.1°,而熔融CMAS在常规APS涂层的润湿角为52.1°;热处理10 min后,熔融CMAS在SPS涂层上的润湿角为68.2°,是常规APS涂层上润湿角的3.2倍。此外,SPS涂层疏松多孔的微观结构特征有利于空气的储存,在熔体润湿涂层表面过程中可起到支撑液滴的作用。

航空发动机高温涂层腐蚀失效研究进展

航空发动机中高温涂层部件在不同的工况下会发生差异化的腐蚀现象。简要介绍了YSZ热障涂层、MCrAlY涂层的主要失效模式,重点梳理了这两类涂层的典型腐蚀失效形式,包括酸性腐蚀、熔盐腐蚀、CMAS腐蚀等。酸性腐蚀是涂层在潮湿环境且一般含有氯、硫条件下发生的弱酸性腐蚀,腐蚀温度为常温。熔盐腐蚀主要针对航空发动机在海洋环境下YSZ热障涂层及MCrAlY涂层面临熔融态盐(如NaCl、Na_(2)SO_(4))发生的腐蚀,腐蚀温度一般为500~1000℃。CMAS腐蚀主要是由沙漠、尘土环境下的复合氧化物引起陶瓷涂层失效,腐蚀温度一般高于1200℃。最后对YSZ热障涂层及MCrAlY涂层的腐蚀失效机理及未来研究方向进行总结和展望。

LZO/8YSZ双陶瓷热障涂层CMAS的腐蚀性能

为探究La2Zr2O7(LZO)涂层服役于CMAS环境中其微观结构、力学性能的变化及封阻渗透的原因,采用大气等离子制备了以Al2O3为基体的LZO/8YSZ双陶瓷热障涂层(TBCs),并辅以8YSZ单陶瓷TBCs作对比。利用XRD、SEM和EDS研究了8YSZ和LZO/8YSZ单双陶瓷TBCs的相结构和微观组织;利用维式硬度计和Image Pro plus软件研究了腐蚀后的涂层硬度及渗透深度。结果表明:1250℃CMAS腐蚀12 h后,LZO/8YSZ双陶瓷TBCs中LZO反应厚度约为57μm;反应层物相以球状ZrO2和棒状Ca2La8(SiO4)6O2为主,并伴有少量Ca Al2Si2O8和Mg Al2O4。而8YSZ单陶瓷TBCs腐蚀深度约为300μm(整个8YSZ层厚),截面变为以球状m-ZrO2为主的疏松结构。腐蚀后8YSZ、LZO反应层硬度均有所增加,但提高的面内刚度未引发反应/未反应层间开裂。LZO陶瓷层作为双陶瓷TBCs牺牲防护层,依靠La同CMAS反应生成致密磷灰石(Ca2La8(SiO4)6O2)的封阻作用,有效减少CMAS渗入,抑制了内部8YSZ的不稳定性。

CMAS对钇稳定氧化锆热障涂层的微观结构变化及元素损失影响

钙镁铝硅酸盐(CMAS)对TBCs材料的耐久性能有很大的影响,因此CMAS的腐蚀越来越受到人们的关注.该文研究了空气等离子喷涂(APS)7%Y2O3稳定ZrO2(7YSZ)热障涂层(TBCs)在CMAS腐蚀下的微观结构变化,并且定量分析了在CMAS腐蚀情况下Y元素损失对涂层性能的影响.CMAS腐蚀涂层的显微形貌表明,CMAS在YSZ中的渗透深度随温度的升高而增大,孔隙率随温度的升高而减小.拉曼光谱仪的实验结果表明,CMAS腐蚀后的YSZ可以发生四方(t)相到单斜(m)相转变,X射线衍射测量也证实了这一点.电子探针微观分析结果表明,腐蚀后YSZ中的Y含量降低并转移到CMAS中.此外,研究还表明了CMAS中Y含量在不同加热温度和加热次数下的平均浓度变化.