抗剥落金属基可磨耗封严涂层结构匹配制备研究

新一代航空发动机对推重比提出更高的要求,而发动机叶尖与机匣的间隙是影响发动机效率的关键因素之一。在机匣内壁制备可磨耗封严涂层能有效减小气流泄漏、避免叶尖与机匣碰磨,从而使发动机高效、安全地运行。可磨耗封严涂层通常具有高孔隙率,然而高孔隙率易降低可磨耗面层/陶瓷隔热层界面强度,引发可磨耗涂层整体剥落。为此,开展可磨耗封严面层/陶瓷隔热层界面结构匹配设计,在保证涂层可磨耗封严功能的基础上,增强二者界面抗剥落能力。首先,通过数值分析方法发现,可磨耗层/陶瓷层界面处孔隙特征尺寸和孔隙率增加均会加剧可磨耗层沿界面剥落的风险。进一步,提出可磨耗封严涂层的结构匹配设计,即在靠近界面处增加抗剥落过渡层。最后,通过模拟和试验相结合,优化抗剥落过渡层厚度,证实过渡层可显著延长体系的服役寿命。

航空发动机封严涂层腐蚀研究取得新进展

可磨耗封严涂层作为飞机发动机中的关键技术,可在保护叶片的前提下同时提高航空发动机的整体气密性,是提高发动机整机效率、保障其安全运行的有效手段。随着我国海上航空大力发展,在高湿、高盐、高热的海洋大气环境下,可磨耗封严涂层的腐蚀问题成为困扰发动机运行稳定性和安全性的关键问题,开发新一代耐常温海洋大气腐蚀的可磨耗封严涂层势在必行。

等离子喷涂镍基可磨耗封严涂层抗腐蚀及耐磨性能分析

采用高效能超音速等离子喷涂沉积Ni-C及Ni Cr Al-BN可磨耗封严涂层,对比研究两种涂层的抗冲蚀磨损、耐腐蚀及摩擦磨损性能。结果表明:两种涂层中的润滑相均匀分布在金属连续相之中,但与Ni-C涂层相比,Ni Cr Al-BN涂层中的润滑相尺寸较为细小,表面硬度较高。当冲蚀角度由30°增加到90°后,两种涂层冲蚀磨损失重量明显提高。Ni Cr Al-BN涂层的相对冲蚀速率约为Ni-C涂层的50%,表明Ni Cr Al-BN涂层具有较为优良的抗冲蚀性能。Ni-C涂层在稀盐酸中(1vol%)发生了明显的电化学腐蚀,在石墨片周围容易形成腐蚀产物;酸液会沿Ni Cr Al-BN涂层中的孔隙渗入,从而造成金属的局部腐蚀,但腐蚀程度明显较Ni-C轻。随着环境温度的升高,以BN为主的第二相润滑组元的塑性和流动性增强,使摩擦表面原本较小的、不连续的润滑型保护膜逐渐铺展开来,形成面积较大且呈连续分布的鳞片状自润滑保护膜。原来在较低温度下润滑膜中存在的裂纹、疏松或剥离等缺陷明显减少,导致Ni Cr Al-BN涂层摩擦系数大幅度降低,从而显示出优异的高温自润滑性能。

可磨耗封严涂层的冲蚀磨损特性及模型

抗冲蚀性是可磨耗封严涂层最重要的性能。在自制的真空自由落砂试样旋转式冲蚀磨损试验机上对几种中温封严涂层的冲蚀磨损特性及机理进行了研究。实验结果表明，冲蚀失重与冲蚀时间具有良好的线性关系；在６０°时冲蚀率最大；冲蚀率与冲蚀速度有幂函数关系，速度指数随冲蚀角度增大而增大；９０°冲蚀时，涂层的冲蚀机理为冲击粒子在涂层表面冲击挤压，产生凹坑和凹坑边缘凸起的唇片，随后的冲蚀使唇片流失；粒子的不断冲击使表层金属相松动，导致呈颗粒状剥落。３０°冲蚀时涂层的冲蚀机理为切削、犁削并有孔洞、非金属相贯通效应。在此基础上提出了封严涂层的冲蚀磨损模型。

新型高温隔热可磨耗封严涂层研究及展望

介绍了可磨耗封严涂层和热障涂层的研究现状,通过对二者发展共性的探讨,提出了开发一种广泛应用于燃气轮机及航空发动机部件上,既具有高温隔热性能又具有高温可磨耗性能的新型涂层。该新型涂层通过热障涂层的工作方式,能有效提高发动机部件的使用温度,并能以可磨耗封严的工作方式改善发动机的密封性能,最终大幅度提高发动机的燃气效率及使用寿命。通过对该新型涂层的概念、结构特点、实现方法以及优异性能的系统分析,指出了新型高温隔热可磨耗封严涂层的应用潜力及研究发展方向。

可磨耗封严涂层粉料、喷涂工艺及基本性能的研究

分析了几种中温可磨耗封严涂层粉料的特性，并改变喷涂工艺制得不同硬度的涂层，分析了涂层的组织和相结构，探讨了粉料和喷涂工艺对组织结构和基本性能的影响。研究结果表明，国产307涂层粉料颗粒较粗，包覆不理想，涂层组织疏松，硬度偏低。国产310粉料细小，使硬度高出Metco所要求的硬度范围；从硬度方面考核，国产313、601涂层粉料尚可。对试验的几种封严涂层，火焰喷涂通过改变工艺参数容易调整涂层硬度，等离子喷涂则难以调整硬度；火焰喷涂时涂层中有氧化物，而检测不到等离子喷涂有氧化现象。封严涂层的结合强度不宜用粘结拉伸法评价。

喷涂工艺参数对可磨耗封严涂层的组织与性能的影响研究

研究了某可磨耗封严涂层在火焰喷涂过程中,送粉载气N_2的变化对涂层组织和性能的影响规律。研究发现:随着送粉载气N_2流量增大,喷涂粒子的运动速度加快,涂层中的孔隙细小弥散,孔隙率降低,涂层的硬度和结合强度升高,涂层中有氧化现象。

可磨耗封严涂层性能评价技术研究进展

介绍了热喷涂可磨耗封严涂层的特点,阐述了可磨耗性、热稳定性、结合性能等评价技术的国内外研究现状与发展趋势,提出了我国在可磨耗封严涂层性能评价技术领域今后需要重点开展的研究方向。

飞机发动机用AlSi-ployester可磨耗封严涂层的热稳定性

采用等离子弧喷涂技术制备了AlSi-ployester涂层并在不同热处理温度和时间内进行热处理,利用扫描电镜、CMT5605型电子万能实验机、TH320表面硬度仪等研究分析了热处理前后涂层的组织结构、结合强度、硬度等性能。通过对试验结果的归纳、分析,探讨了涂层结合强度和硬度与热处理温度和时间之间的关系。结果表明,随着热处理温度和时间的提高,涂层硬度和结合强度有所降低。当涂层经300℃×300h热处理后结合强度为4.79MPa,硬度为HRC32.5,满足使用要求。

可磨耗封严涂层研究现状及发展趋势

介绍了航空发动机可磨耗封严涂层的应用特点,论述了可磨耗封严涂层材料体系的国内外研究发展现状,并重点分析了我国在可磨耗封严涂层制备及应用领域今后需要重点开展的研究方向。

可磨耗封严涂层的摩擦磨损和抗冲蚀性能

可磨耗封严涂层在航空发动机中应用广泛,本文对Ni/石墨、AlSi/石墨、Ni/h-BN和AlSi/h-BN涂层的摩擦磨损性能和抗冲蚀性能进行了研究。结果表明:非金属相对涂层的摩擦磨损性能起决定性作用,以石墨为造孔填充相的涂层具有低的摩擦系数和优良的摩擦磨损性能。涂层的抗冲蚀性能取决于涂层的金属相,在冲蚀试验中,AlSi/石墨和AlSi/h-BN涂层在比Ni/石墨和Ni/h-BN涂层表现优异。

进给速率对AlSi/hBN封严涂层可磨耗性的影响

采用模拟工况的试验方法,利用高温超高速可磨耗试验机,研究了进给速率变化对AlSi/hBN封严涂层—TC4模拟叶片的磨耗行为及刮削性的影响,利用体视显微镜、扫描电子显微镜(SEM)分析了涂层和叶片的宏微观形貌;利用能谱仪(EDS)、X射线衍射分析涂层的相成分,结果表明:在温度为450℃,线速度为300m/s,进给深度500μm情况下,进给速率的改变对AlSi/hBN封严涂层—TC4模拟叶片的宏微观形貌和磨耗机制影响显著,低进给速率时,磨损严重,主要表现为切槽、叶片粘附转移和过热等机制;在中高进给速率时,可磨耗性较好,主要表现为切削和涂层材料向叶片的转移机制。

镍铬铁铝氮化硼可磨耗封严涂层与Ti_2AlNb基材及叶片的匹配性研究

本文采用氧-乙炔火焰喷涂技术在Ti_2AlNb表面制备了镍铬铁铝氮化硼(NiCrFeAl/BN)涂层,对涂层的表面硬度、结合强度、高温热稳定性、与Ti_2AlNb基材的热循环匹配性、与Ti_2AlNb叶片的对磨匹配性进行了表征和研究。研究表明:镍铬铁铝氮化硼涂层在650℃下保温500h后涂层组织与性能稳定性良好,在室温~650℃冷热循环实验40次后涂层依然与Ti_2AlNb基材结合完好,在650℃、线速度300m/s、进给速率5~480μm/s下涂层与Ti_2AlNb叶片对磨的可磨耗性优异,可以满足发动机Ti_2AlNb材质的高压压气机对最高工作温度650℃的封严涂层的使用要求。

NiAl/BN可磨耗封严涂层摩擦磨损性能研究

利用大气等离子喷涂技术制备NiAl/BN可磨耗封严涂层,采用可模拟可磨耗封严涂层工况的高速∕高温摩擦磨损试验机研究了涂层在650℃下的摩擦磨损性能,探究了涂层磨损机理。结果表明,涂层硬度对NiAl/BN封严涂层与K24镍基高温合金叶片间的摩擦系数、涂层磨损量和磨损机理均有明显影响。摩擦系数随涂层硬度增大而增大;涂层磨损量随硬度增大而减小;当硬度为35HR15y和45HR15y时,涂层磨损机理为切削、涂抹、摩擦氧化,当硬度为55HR15y时,涂层磨损机理为涂抹和摩擦氧化。

发动机用AlSi/BN、CuAl/NiCg封严涂层可磨耗性研究

利用高温高速可磨耗试验机,模拟发动机典型工况,进行了AlSi/BN、CuAl/NiCg封严涂层与TC4模拟叶片配副的可磨耗性验,分析了刮削磨耗试验后涂层和叶片的宏观形貌、涂层刮削深度、叶片磨损高度和总磨耗深度。结果表明：AlSi/BN涂层在不同进给速率下的刮削深度均远大于TC4叶片的磨损高度,涂层和叶片磨耗表面有凹槽,磨耗时有＂积屑瘤＂产生。CuAl/NiCg涂层在不同进给速率下的TC4叶片磨损高度为涂层刮削深度的2～4倍,涂层磨耗表面整体平整,局部有轻微剥落,磨耗时未产生＂积屑瘤＂。

酸性盐雾腐蚀后镍硅氮化硼涂层的可磨耗性能转变研究

采用大气等离子喷涂制备镍硅氮化硼(NiSi-BN)可磨耗封严涂层并进行酸性盐雾192 h腐蚀处理。对腐蚀前后涂层的组织结构、硬度、结合强度进行分析。采用高温超高速可磨耗试验机研究腐蚀前后的涂层在650℃下与GH4169叶片的可磨耗刮削行为的差异性。研究结果表明:酸性盐雾腐蚀后NiSi-BN涂层的平均硬度由(11.9±0.40)HBW升高为(18.2±1.7)HBW,平均结合强度为变化不大,为(6.7±1.5)MPa,IDR值由腐蚀前10.77%±0.74%升高至26.70%±4.60%,酸性盐雾腐蚀192 h后NiSi-BN涂层的可磨耗性能出现明显下降。这主要是由于腐蚀区域涂层的硬度较高,造成叶片的磨损高度由腐蚀前的(0.05±0.01)mm增加至腐蚀后的(0.12±0.03)mm,对偶叶片与涂层间的摩擦作用更为剧烈,进而腐蚀态涂层的IDR值出现升高,涂层的可磨耗性能降低。

NiCrAlYSi/h-BN高温可磨耗封严涂层摩擦磨损性能研究

目的加入h-BN和团聚聚苯酯分别作为固体润滑剂和造孔剂,以提高NiCrAlYSi基封严涂层的高温摩擦磨损性能。方法采用真空熔炼雾化造粒和料浆喷雾造粒技术制备NiCrAlYSi/h-BN聚苯酯复合粉体,再利用大气等离子喷涂技术制备高温可磨耗封严涂层,通过扫描电子显微镜(SEM)、能谱仪(EDS)、CSM摩擦磨损试验机和三维轮廓仪等手段,研究NiCrAlYSi/h-BN封严涂层显微结构、元素组成以及室温和800℃下的摩擦磨损性能,探究涂层在室温和800℃下的磨损机理。结果等离子喷涂NiCrAlYSi/h-BN封严涂层组织比较均匀,涂层结合强度可达15MPa,孔隙率约为32%。室温下封严涂层与DD6镍基单晶高温合金球间的平均摩擦因数为0.897,涂层磨损体积为2.09×10~8μm^3;800℃高温下平均摩擦因数为0.425,涂层磨损体积为3.22×10~8μm^3;封严涂层800℃下有良好的可磨耗性,相应对偶件的磨损较轻;高温下,封严涂层金属基相软化、h-BN的润滑作用和部分金属基相高温下生成自润滑性氧化物,是摩擦因数降低和对偶件磨损较轻的主要原因。NiCrAlYSi/h-BN封严涂层室温的主要磨损机理为涂抹、磨粒磨损和轻微氧化,高温下的主要磨损机理为切削、塑性变形、氧化和粘着磨损。结论等离子喷涂NiCrAlYSi/h-BN高温封严涂层在高温下的可磨耗性能较好。

润滑相尺寸对镍-石墨可磨耗封严涂层性能的影响

采用普通大气等离子喷涂(atmospheric plasma spraying,APS)和高能效超音速等离子喷涂(supersonic atmospheric plasma spraying,SAPS)分别沉积制备镍石墨可磨耗封严涂层,对比研究润滑相尺寸对涂层的力学性能、抗腐蚀性能以及抗冲蚀磨损性能的影响。结果表明:相较于APS涂层,SAPS沉积制备的涂层中石墨润滑相尺寸较小;SAPS涂层的结合强度(22.3±1.4)MPa和表面洛氏硬度(87±0.8)HR15Y比APS涂层分别高出22.5%和20.8%;APS涂层在30°攻角和90°攻角的相对冲蚀速率分别比SAPS涂层高出7%和13%,表明SAPS涂层抗冲蚀性能优于APS涂层;APS涂层和SAPS涂层在250℃的高温醋酸环境中均发生了明显的电化学腐蚀现象,但SAPS涂层的抗腐蚀性能优于APS涂层。

石墨相尺寸与分布对镍-石墨可磨耗封严涂层摩擦学性能影响

本文采用普通等离子喷涂(APS)与高效能超音速等离子喷涂(SAPS)两种工艺在2Cr13基体上制备75wt.%Ni+25wt.%石墨(Ni-C)可磨耗封严涂层,对涂层的摩擦学性能进行评价。结果表明:APS Ni-C涂层中石墨相的平均长度与宽度分别为11.4μm和5.4μm,而SAPS Ni-C涂层则分别为10.1μm和4.6μm,且分布更为均匀。石墨相尺寸对涂层性能具有显著的影响作用,表现为细小的石墨相更利于在涂层表面形成石墨润滑膜,使得SAPS涂层在60N载荷下与1Cr18Ni9Ti对磨90min过程中平均摩擦因数与APS涂层相比下降约28%,对磨材料1Cr18Ni9Ti单位时间磨损率降低了57%。

航空发动机压气机防钛火可磨耗封严涂层的研究进展

钛合金在航空发动机工业中的应用十分广泛,但钛合金存在持续燃烧敏感问题,钛火故障不仅造成巨大经济损失,还严重影响着飞机的飞行安全。防钛火可磨耗封严涂层能有效防止钛火发生。从功能需求、结构设计、材料设计与合成、制备方法与性能调控4个方面阐述了防钛火可磨耗封严涂层的研究进展,并面向高效可靠航空发动机研制,提出了防钛火可磨耗封严涂层需重点强化的发展方向,可为新型防钛火阻燃涂层的创新设计和制备调控提供参考。