热障涂层对DD6单晶燃气热腐蚀及力学性能的影响

DD6单晶高温合金材料以其优异的高温服役性能,在我国多型航空发动机制造领域拥有十分广阔的应用前景。随着我国航空发动机技术的不断发展,燃烧室涡轮前服役温度不断提升,DD6单晶高温合金无法完全满足高温、高压、高转速的服役环境,急需开展DD6单晶表面热障涂层技术研究。鉴于此,本工作采用多弧离子镀技术在DD6单晶高温合金上制备了NiCoCrAlY金属粘结层(BC),然后采用电子束物理气相沉积技术制备了Y_(2)O_(3)·ZrO_(2)(YSZ)陶瓷面层,研究热障涂层对DD6单晶抗燃气热腐蚀及力学性能的影响。结果表明:在900℃条件下,燃气热腐蚀性能测试100 h后,DD6合金表面形成了厚度约100μm的腐蚀疏松结构、孔洞及横向裂纹,DD6合金抗燃气热腐蚀性能较差;BC涂层或YSZ涂层内部未出现Na、K、Ca、Cl、S等腐蚀性元素,BC涂层表面形成了均匀连续的Al_(2)O_(3)层,在其表面粘附的Na_(2)SO_(4)未出现高温分解,腐蚀介质未对BC涂层产生侵蚀;YSZ涂层柱状晶组织具有较好的应变容限,高温时柱状晶膨胀引起柱晶间隙缩小,外部的腐蚀介质无法有效渗入YSZ涂层内部,从而避免了腐蚀介质对涂层或基体的侵蚀破坏。热障涂层对DD6单晶合金980℃条件下的抗拉强度σb、屈服强度σ_(0.2)、延伸率δ和断面收缩率ψ无不良影响,断裂模式与未涂覆涂层试样一致,均呈典型的韧性断裂。在980℃、250 MPa条件下,涂覆与未涂覆涂层的DD6试样高温持久时间和延伸率δ无明显差异,呈典型的塑性变形和蠕变变形韧性断裂机制。本工作的研究结果为DD6单晶高温合金热障涂层技术的开发与工程化应用奠定了技术支撑。

预处理温度对NiCoCrAlYHf涂层氧化行为及表面粗化机制的影响

NiCoCrAlYHf涂层作为热障涂层体系中的粘结层已得到广泛应用,其服役过程中的氧化行为和表面粗化机制受预处理温度的影响较大。为明确预处理温度的影响,对预处理涂层和等温暴露涂层的特性进行了表征和分析,包括微观结构、重量变化、热生长氧化物(TGO)厚度和表面粗糙度。

EB-PVD热障涂层热循环过程中粘结层的氧化和相结构

采用磁控溅射方法在镍基单晶高温合金基体卜沉积 Ｎｉ３０Ｃｒ－１２Ａｌ－０．３１Ｙ（质量分数、％）粘结层，采用电子束物理气相沉积方法（ＥＢ－ＰＶＤ）沉积 ７％Ｙ２Ｏ３（质董分数）－ＺｒＯ２陶瓷顶层 结果表明．在热循环过程中．非平衡相 ｔ’－ＺｒＯ２中的 Ｙ２Ｏ３含量逐渐减少，ｔ’－ＺｒＯ２相逐渐分解成平衡相 ｔ－ＺｒＯ２（冷却时会转变成单斜相）和立方相 ＺｒＯ２１０５０Ｃ循环 ２００次，粘结层氧化物（Ａｌ２Ｏ３）厚度约为３ｕｍ，表明ＮｉＣｒ－Ａｌ－Ｙ适宜作粘结层 继续热循环，陶瓷层中出现单斜相，粘结层中Ａｌ贫化，氧化层中出现ＮｉＯ 及尖晶石等，引起应力集中．导致涂层失效．

抑制镍基/热障涂层粘结层元素互扩散的研究进展

航空发动机Ni基高温合金涡扇叶片在高温环境服役时,镍基合金基体将与热障涂层粘结层发生元素互扩散。系统论述了元素互扩散行为对镍基合金基体和热障涂层显微结构及性能的影响,分析了添加扩散障和改性粘结层的阻扩散机制,介绍了2种阻扩散方法的研究进展,总结了其优势及存在的问题,指出了元素阻扩散方法的研究发展方向。

粘结层喷涂方法对铜基体与热障涂层结合强度的影响

为提高铜基体上热障涂层的工作温度和寿命,分别采用超音速火焰喷涂(HVOF)和等离子喷涂(APS)制备NiCrAlY粘结层,采用等离子喷涂制备ZrO2-8%Y2O3陶瓷面层。用拉伸试验测试了热障涂层的结合强度,利用SEM分析了拉伸断口的成分分布和微观形貌。研究表明,用HVOF制备粘结层的热障涂层的结合强度为47.9 MPa,用APS制备粘结层的热障涂层的结合强度为31.2 MPa。与等离子喷涂制备粘结层相比,采用超音速火焰喷涂制备粘结层可明显提高ZrO2陶瓷涂层的结合强度。

基于冷喷涂制备ZrC掺杂NiAl热障涂层粘结层

目的开发NiAl金属间化合物热障涂层粘结层。方法通过机械合金化技术制备了Ni/Al、Ni/Al+0.5%ZrC与Ni/Al+0.07%三种复合结构粉末。采用冷喷涂在镍基高温合金(IN738)基体上制备Ni/Al、Ni/Al+0.5%ZrC与Ni/Al+0.07%三种复合涂层,然后在保护气氛Ar气中进行热扩散制备这三种金属间化合物涂层。结果低温球磨8 h后可以获得具有亚微米层状结构的Ni/Al+ZrC复合结构粉末。喷涂态Ni/Al合金复合涂层保留了粉末的结构,经1080℃保温10 h后,形成了致密的NiAl金属间化合物涂层。结论掺杂ZrC(0.07%和0.5%)的Ni/Al粉末在球磨后比未掺杂ZrC的粉末更均匀。掺杂ZrC的粉末形成了部分NiAl金属间化合物,而没有掺杂ZrC的粉末则无NiAl金属间化合物形成。冷喷涂可以制备几乎无氧化Ni/Al粉末粘结层。热处理后原喷涂态涂层中的亚微米的层状结构已基本消失,变成了较为均匀的组织。

粘结层表面预处理对EB-PVD热障涂层循环氧化的影响

研究了在Ni3Al基高温合金基底上采用阴极电弧镀方法制备NiCoCrAlYHf粘结层、电子束物理气相沉积(EB PVD)方法制备Y2O3 ZrO2陶瓷层的热障涂层(TBCs)在1150～30℃之间的热循环氧化行为。通过对热循环过程中热障涂层界面韧性的测试和氧化行为的研究,分析了粘结层表面预处理工艺(喷丸和吹砂)对热障涂层使用寿命的影响。由于喷丸和吹砂会降低热障涂层的界面韧性,同时又促进了热生长氧化物(TGO)的生长,这些预处理工艺不利于提高热障涂层的寿命。

粘结层中Cr对热障涂层界面结合因子的影响

结合固体与分子经验电子理论(EET)和改进的TFD理论,计算了在不同粘结层Cr含量下热障涂层的陶瓷层/粘结层界面的界面结合因子,以预测Cr对该界面结合的影响。结果表明,当粘结层的取向为(111)和(100)时,加Cr可以改善该界面的界面结合。当粘结层取向为(110)、Cr含量低于10%(质量分数)时,Cr可以改善该界面的结合;Cr含量高于10%(质量分数)时,Cr将破坏该界面的结合。因此在目前工艺条件控制织构比较困难的情况下,从界面结合考虑,Ni基粘结层含Cr量应尽量降低。该结果可作为粘结层成分设计的依据。

粘结层中的Co对热障涂层界面结合因子的影响

用固体与分子经验电子理论 (EET)和改进的TFD理论的结合 ,计算了热障涂层不同粘结层Co含量下的陶瓷层 /粘结层界面的界面结合因子 ,结果表明 :含Co界面的最小电子密度差Δρmin比不含Co时小 ,Co有利于缓解界面的应力 ;加Co后使该界面电子密度保持连续的原子状态组数σ′比不加Co至少增加一个数量级 ,Co有利于使界面稳定 ,且从σequal和σsuper可知这种稳定性不会由于应力的升高受到破坏 ;当粘结层的表面为 (1 1 0 )时 ,加Co后电子密度 ρ总是提高 ,有利于提高界面的结合力 ;当粘结层的表面为 (1 0 0 )和 (1 1 1 )时 ,界面的结合力不受Co含量影响。所以 ,Ni基粘结层中的Co可改善热障涂层的陶瓷层

梯度热障涂层中粘结金属显微组织特征研究

利用电子显微分析技术研究了金属 /陶瓷梯度热障涂层中粘结金属的微观组织特征 .试验表明 ,粘结金属呈层状或颗粒状 ,有明显的塑性变形 ,其变形方式主要是位错运动、形变孪晶和生长孪晶 ;

粘结层的铝含量及热处理对航空发动机热端部件DZ40M合金上热障涂层静态氧化行为的影响

采用超音速火焰喷涂在航空发动机热端部件DZ40M合金表面制备了铝含量不同(6%、8%和12%)的Ni-Co基粘结层,再等离子喷涂YSZ(氧化钇稳定氧化锆)陶瓷面层,制得了热障涂层。通过扫描电镜、X射线衍射仪和拉曼光谱仪研究了粘结层成分及其真空热处理对热障涂层显微形貌、物相组成以及界面热生长氧化物(TGO)的影响。结果表明,3种粘结层的致密性均较高,与基材以及陶瓷层结合较好。3种喷涂态粘结层中的物相组成与原始粉末相似,随着Al含量增加,原始粉末和喷涂态粘结层中β相的含量逐渐增加。粘结层的真空热处理可以有效降低3种热障涂层在静态氧化过程中TGO的增厚速率。未经粘结层真空热处理制成的热障涂层中,TGO的增速与粘结层中Al的含量有关。粘结层真空热处理后,晶界扩散会显著影响TGO的增厚速率,TGO晶粒尺寸的增加会造成晶界数量减少,相应地会降低TGO的增厚速率。

航空发动机涡轮叶片热障涂层研究进展

涡轮叶片的热障涂层技术是保障和提升航空发动机性能的关键技术之一,涡轮叶片的工作环境要求热障涂层需要具备隔热性能好、热膨胀系数与基材相匹配、抗氧化性能好、抗熔盐腐蚀性能好等一系列特点,这对热障涂层的材料、结构以及制备工艺提出了巨大的挑战,是当前航空发动机领域的热点研究之一。本文对构成热障涂层的金属粘结层和陶瓷层材料,以及热障涂层体系结构的研究现状做了详细介绍,并简要介绍了常用的热障涂层制备方法,展望了金属粘结层和陶瓷层材料体系和制备技术的发展趋势,以期为未来航空发动机涡轮叶片热障涂层体系的构建提供有益参考。

EB-PVD工艺中粘结层较薄时热障涂层失效分析

采用EB-PVD工艺在高温合金基体上制备了粘结层厚度为12μm左右的YSZ热障涂层,分析粘结层较薄情况下涂层体系的失效模式。通过循环氧化实验发现涂层体系有一定的抗氧化性能,但是寿命较短,且无明显分布规律。采用SEM对试样不同时期微观形貌进行观察,发现试样在热处理之后形成的TGO不够致密,不能有效阻止氧朝基体方向的扩散,使粘结层内部被氧化,导致涂层体系失效。

PS-PVD制备粘结层及其对热障涂层性能的影响

目的探究真空热处理对PS-PVD制备的粘结层的影响,并研究PS-PVD制备粘结层对热障涂层性能的影响。方法采用PS-PVD技术在高温合金基体上制备不同材料体系的粘结层和陶瓷层,采用真空热处理和高温氧化试验,对粘结层与基体界面间的元素扩散过程以及不同材料粘结层对热障涂层抗氧化性能的影响进行研究,并通过X射线衍射和EDS能谱对涂层的物相及元素分布进行分析。结果通过PS-PVD制备的不同粘结层体系的热障涂层试样,在近粘结层处的陶瓷层物相组成并无明显区别。粘结层与基体的元素扩散情况受真空热处理时间和温度的影响,随着真空热处理时间的延长,基体一侧的富铝相逐渐增多。当热处理8 h后,形成的扩散区的宽度已超过20μm;随着热处理温度的提高,同样也形成了更宽的扩散区。NiCoCrAlYTa/7YSZ热障涂层氧化100 h后,TGO层的厚度达到4.0μm,氧化150 h时,涂层发生脱离。NiCrAlY/7YSZ热障涂层氧化150 h后,TGO层的厚度达到4.4μm,但未出现脱离现象。结论热处理的时间越长,温度越高,粘结层与基体的元素扩散行为越剧烈。不同的粘结层材料会影响热障涂层的氧化动力学过程。

热障涂层材料的研究进展

热障涂层技术广泛用于航空涡轮发动机等尖端领域,相关的研究涉及新型热障涂层材料的开发、粘结层成分和表面结构的优化、高温氧化后热生长氧化物(TGO)或TGO/粘结层(BC)界面处残余应力水平的检测、新型涂层制备工艺的开发等诸多方面。主要阐述了对7-8YSZ热障涂层材料的改良、烧绿石结构材料的开发、超音速微粒轰击粘结层表面细晶处理等方面取得的研究进展,展望了热障涂层材料较有潜力的研究方向。

EB-PVD热障涂层对IC10合金高温持久性能的影响

采用电弧离子镀技术在IC10合金基体上制备N iCrA lYS i粘结层,采用电子束物理气相沉积(EB-PVD)技术在粘结层上制备YSZ陶瓷面层,研究TBCs涂层对IC10合金高温持久性能的影响。结果表明,IC10合金沉积TBCs涂层后,980℃高温持久寿命高于IC10合金,持久塑性略高于基体合金,IC10合金沉积TBCs涂层后,对高温持久性能无不良影响,满足使用要求。

热障涂层的研究进展与发展趋势

热障涂层一般由金属粘结层和具有低热导率的陶瓷顶层组成,应用于涡轮发动机的热端部件可显著提高其使用温度,延长部件的使用寿命,提高发动机的效率。综述了热障涂层的成分选择、制备方法及等离子喷涂和电子束物理气相沉积2种热障涂层的典型结构,分析了热障涂层的剥落失效机理,并简单介绍了热障涂层的寿命预测模型和隔热特性的研究。

航空发动机热障涂层技术研究进展

随着高性能航空发动机的研制,热障涂层技术成为提高发动机性能的关键技术之一。对热障涂层材料体系和制备工艺进行了对比,认为电子束物理气相沉积技术在未来热障涂层的研制中具有较大潜力。并且针对1100℃条件下热循环试验中涂层失效进行了分析,表明TGO层在对涂层寿命具有很大的影响。

电子束物理气相沉积热障涂层技术研究进展

介绍了电子束物理气相沉积设备的原理、结构及其工艺特点,并在此基础上综述了EB-PVD热障涂层近年来的研究进展。

IC10合金热障涂层的界面结合强度研究

采用IC10作为基体制备双层结构热障涂层,并对有、无涂层的试样进行了氧化循环试验.采用洛氏硬度计和努氏硬度计研究其界面结合力.结果表明,随着热循环时间的增加,有涂层和没有涂层的试样均有明显的增重,对于IC10高温合金,在1373K进行热循环,经过600 h后,其氧化增重大约为0.9 mg/cm2,而有粘结层的试样,其氧化增重大约为0.46 mg/cm2;有TBCs的试样,其氧化增重大约为0.42 mg/cm2.以IC10为基体的双层结构热障涂层在1373K下的热循环寿命为810 h,基体中的元素Mo、W、Ha和Ta向粘结层中少量的扩散.采用两种硬度压痕法对界面结合强度进行检测,结果表明,以IC10为基体的双层结构热障涂层的界面结合强度较高,但结合力随热循环时间的延长而下降.