The invention belongs to the thermal barrier coating coating technology of an aero - engine gas - cooled turbine blade, in particular to a method of solving the plugging in the process of applying the thermal barrier coating to the air cooled turbine blade. By grinding the inner surface of the air film on the surface of the coating with a diamond wear-resistant coating on the surface, the superfluous barrier coating in the gas film hole is removed effectively, the inner wall of the gas film hole is smooth and the remelting layer introduced by the electric spark hole is worn. The surface coating with diamond wear-resistant coating can effectively solve the problem of plugging the hole of the thermal barrier coating of the air cooled turbine blade, which has short time and does not destroy the original shape of the gas film hole.
【技术实现步骤摘要】
一种解决气冷涡轮叶片热障涂层堵孔的方法
本专利技术属于航空发动机气冷涡轮叶片热障涂层涂敷技术,特别是涉及一种解决气冷涡轮叶片涂敷热障涂层过程中堵孔的方法。
技术介绍
涡轮叶片是航空发动机的核心零部件,长期经受高温高压高速燃气的冲击和侵蚀,服役环境非常恶劣。为了解决单独使用高温合金材料无法满足先进航空发动机的使用需求,涡轮叶片表面无一例外地采用气膜冷却技术和热障涂层技术。这两种技术的结合应用可以使叶片表面降低温度500℃左右,有效保证了涡轮叶片可以在超过基体材料熔点的工作环境下安全可靠工作。由于热障涂层的导电性较弱,且其厚度在0.1~0.2mm左右,目前涡轮叶片一般先进行气膜孔加工工序、后进行热障涂层涂敷工序。涂敷涂层过程中,涂层不可避免地沉积在气膜孔内表面,导致气膜孔孔径减小,同时改变气膜孔形状,影响冷却气流方向,进而影响涡轮叶片气膜冷却降温效果。目前,主要采用预先放大气膜孔孔径以弥补热障涂层导致的气冷涡轮叶片气膜孔层缩孔问题。但是该法需统计涂敷热障涂层前后气膜孔孔径变化规律,且不同排气膜孔的缩孔规律也不一致、不同生产单位的涂敷工艺也会带来缩孔值的差异,虽可强行统一标准,但需要严格控制涂层厚度,这对涂敷涂层工艺保证涂层厚度难度很大,可控性差。同时,对电火花打孔的精度要求也相应提高,即缩小了公差值,对电火花打孔加工过程的控制要求更严格,工序上易出现超差件。同时,还需要研究涂层厚度、气膜孔位置及原始气膜孔孔径大小对缩孔规律的影响,探讨其工艺可行性,放大后的气膜孔形状和尺寸对气流方向和冷却效果影响亦需要进一步验证。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种经济有效 ...
【技术保护点】
一种解决气冷涡轮叶片热障涂层堵孔的方法,其特征在于,通过采用表面涂敷有金刚石耐磨涂层的打磨针对涂敷完热障涂层的气膜孔内表面打磨,有效去除气膜孔内的多余热障涂层,同时使气膜孔内壁更加光滑,并打磨电火花打孔时引入的重熔层。
【技术特征摘要】
1.一种解决气冷涡轮叶片热障涂层堵孔的方法,其特征在于,通过采用表面涂敷有金刚石耐磨涂层的打磨针对涂敷完热障涂层的气膜孔内表面打磨,有效去除气膜孔内的多余热障涂层,同时使气膜孔内壁更加光滑,并打磨电火花打孔时引入的重熔层。2.按照权利要求1所述的解决气冷涡轮叶片热障涂层堵孔...
【专利技术属性】
技术研发人员:程玉贤,王璐,王博,张艺馨,宋佳,
申请(专利权)人:沈阳黎明航空发动机集团有限责任公司,
类型:发明
国别省市:辽宁,21
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