用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜制造技术

本实用新型专利技术公开了一种用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜，本实用新型专利技术的一种用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜由内向外依次为叶片基底、过渡层、高硬度梯度膜层和润滑梯度膜层。所述叶片基底为钛合金。本实用新型专利技术具备优秀防冲蚀耐摩擦能力，具有高的表面硬度，表面硬度大于3000HV。所述过渡层为金属钛层或金属铬层，所述高硬度梯度膜层由内向外依次为氮化钛层、氮化锆钛层，所述润滑梯度膜层由内向外依次为氮化铬锆钛层、氮化铬锆铝钛层。本实用新型专利技术实现膜层各元素的梯度连续化分布，提高航空涡喷发动机压气机叶片使用寿命。

Anti erosion gradient film for compressor blades of an aircraft turbojet engine

The utility model discloses an anti erosion gradient film jet engine compressor blade for air vortex, the utility for anti erosion gradient film jet engine compressor blade air vortex model from inside to outside leaf base, transition layer and high hardness gradient films and gradient film lubrication. The blade base is made of titanium alloy. The utility model has the advantages of excellent erosion resistance and friction resistance, high surface hardness and surface hardness greater than 3000HV. The transition layer is a metal layer of titanium or chromium metal layer, the high hardness gradient layer from inside to outside for a layer of titanium nitride, zirconium titanium nitride layer, wherein the lubricating film gradient from inside to outside for the chromium nitride titanium zirconium layer, chromium nitride aluminum zirconium titanium layer. The utility model realizes the gradient continuous distribution of the elements of the film layer, and improves the service life of the air compressor turbojet blade.

【技术实现步骤摘要】
用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜
本技术涉及航空涡喷发动机制造
，具体涉及一种用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜。
技术介绍
航空涡轮喷气发动机简称涡喷发动机，是现代航空发动机重要的组成部分，压气机作为涡喷发动机的增压部分，为发动机燃烧室提供充足的氧气。航空飞行器执行任务过程中，经常会遭遇较为恶劣的气象情况，尤其是沙尘天气、湿盐天气等环境下频繁起降飞行，会大幅降低发动机寿命，而沙尘、盐雾液滴对涡喷发动机压气机叶片的冲蚀是影响其寿命的重要原因，不同大小沙尘颗粒，不同温度、不同湿度对叶片的冲蚀损伤也有区别。通过在叶片表面沉积镀制一层或多层数微米厚的高硬度耐摩擦防冲蚀梯度膜，但常规的高硬度膜对冲蚀的防护作用有一定局限性，仅用于特定环境下使用，如沙尘颗粒大小、组成、角度限定。一般用于压气机叶片的高硬度耐摩擦膜在耐冲蚀性能方面有一定缺陷，考虑到航空飞行器飞行状态、飞行环境实用性，有必要全面考虑各种工作环境、气象情况，有效提高航空涡喷发动机压气机叶片防冲蚀能力，同时，具备优秀的耐摩擦、耐腐蚀能力。目前，缺乏一种具备优秀防冲蚀能力的航空涡喷发动机压气机叶片梯度膜。
技术实现思路
本技术的目的是针对上述问题，提供一种防冲蚀性能好的用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜。为达到上述目的，本技术采用了下列技术方案：本技术的一种用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜，所述用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜由内向外依次为叶片基底、过渡层、高硬度梯度膜层和润滑梯度膜层。进一步地，所述叶片基底为钛合金。进一步地，所述过渡层为金属钛层或金属铬层，所述高硬度梯度膜层由内向外依次为氮化钛层、氮化锆钛层，所述润滑梯度膜层由内向外依次为氮化铬锆钛层、氮化铬锆铝钛层。更进一步地，所述过渡层的金属钛或金属铬层厚度为15～35nm，提高膜层附着力，所述氮化钛层的厚度为1～1.5μm，所述氮化锆钛层的厚度1.5～2.0μm；所述氮化铬锆钛层的厚度为1.5～2.0μm，所述氮化铬锆铝钛层的厚度为1～1.5μm。有益效果：本技术具备优秀防冲蚀耐摩擦能力，具有高的表面硬度，表面硬度大于3000HV。具备优秀的耐摩擦性能和高硬度性能，可明显提高在风沙、沙尘特殊气候下的涡喷发动机使用寿命，提高使用寿命3倍以上，合理调整各层材料元素比例、工艺参数、厚度等，可自主调整膜层的整体性能。与现有技术相比，本技术具有如下优点：(1)本技术膜系采用金属和金属氮化物组成，金属层用于过渡并提高膜层结合力，金属氮化物具备较高的硬度、耐摩擦和耐腐蚀性能。(2)本技术为了进一步提高防冲蚀性能，各层之间无明显界限，采用梯度变化特点，各层膜层元素之间金属含量、膜层结构梯度变化，且氮气含量也呈梯度变化，进一步提高膜层防冲蚀、耐摩擦性能。(3)膜层最外层为氮化铬锆铝钛膜，可在提高整体膜层的防冲蚀性能、耐摩擦性能的同时，具备低的摩擦系数，膜层摩擦系数小于0.4，进一步提高膜层防冲蚀能力，并具备优秀的耐腐蚀性能。附图说明图1为本技术的示意图；其中，0叶片基底，1过渡层，21氮化钛层，22氮化锆钛层，31氮化铬锆钛层，32氮化铬锆铝钛层。具体实施方式为使本技术的目的、技术方案和优点更加清楚，以下将结合附图对本技术的实施方式作进一步地详细描述。实施例1本技术的一种用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜，所述用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜由内向外依次为叶片基底0、过渡层1、高硬度梯度膜层和润滑梯度膜层。所述叶片基底0为钛合金。所述过渡层1为金属钛层或金属铬层，所述高硬度梯度膜层由内向外依次为氮化钛层21、氮化锆钛层22，所述润滑梯度膜层由内向外依次为氮化铬锆钛层31、氮化铬锆铝钛层32。所述过渡层的金属钛或金属铬层厚度为15nm，提高膜层附着力，所述氮化钛层21的厚度为1.5μm，所述氮化锆钛层22的厚度2.0μm；所述氮化铬锆钛层31的厚度为1.8μm，所述氮化铬锆铝钛层32的厚度为1μm。实施例2实施例2与实施例1的区别在于：本技术的一种用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜，所述过渡层的金属钛或金属铬层厚度为35nm，提高膜层附着力，所述氮化钛层21的厚度为1μm，所述氮化锆钛层22的厚度1.5μm；所述氮化铬锆钛层31的厚度为1.5μm，所述氮化铬锆铝钛层32的厚度为1.5μm。实施例3实施例3与实施例1的区别在于：本技术的一种用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜，所述过渡层的金属钛或金属铬层厚度为25nm，提高膜层附着力，所述氮化钛层21的厚度为1.2μm，所述氮化锆钛层22的厚度1.8μm；所述氮化铬锆钛层31的厚度为2.0μm，所述氮化铬锆铝钛层32的厚度为1.2μm。尽管本文较多地使用了叶片基底0，过渡层1，氮化钛层21，氮化锆钛层22，氮化铬锆钛层31，氮化铬锆铝钛层32等等术语，但并不排除使用其它术语的可能性。使用这些术语仅仅是为了更方便地描述和解释本技术的本质；把它们解释成任何一种附加的限制都是与本技术精神相违背的。本文中所描述的具体实施例仅仅是对本技术精神作举例说明。本技术所属
的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，但并不会偏离本技术的精神或者超越所附权利要求书所定义的范围。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜，其特征在于：所述用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜由内向外依次为叶片基底(0)、过渡层(1)、高硬度梯度膜层和润滑梯度膜层。

【技术特征摘要】
1.一种用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜，其特征在于：所述用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜由内向外依次为叶片基底(0)、过渡层(1)、高硬度梯度膜层和润滑梯度膜层。2.根据权利要求1所述的用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜，其特征在于：所述叶片基底(0)为钛合金。3.根据权利要求1或2所述的用于航空涡喷发动机压气机叶片的防冲蚀梯度膜，其特征在于：所述过渡层(1)为金属钛层或金属铬层，所述高硬度梯度膜层由内向外依...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘战合，赵辉，田秋丽，
申请(专利权)人：郑州航空工业管理学院，
类型：新型
国别省市：河南,41