一种陶瓷基复材涡轮外环高温封严涂层及其制备工艺制造技术

本发明专利技术涉及航空发动机技术领域，特别涉及一种陶瓷基复材涡轮外环高温封严涂层及其制备工艺。由内至外依次包括粘结层、过渡层和可磨耗层涂层；所述粘结层采用SiC，所述过渡层采用Yb2SiO5，所述可磨耗层涂层ZrO2.Y2O3Polyester。本发明专利技术的涂层是能够与SiC/SiC陶瓷基复合材料相匹配的耐1200℃可磨耗封严、隔热兼具的复合型涂层，可以解决SiC/SiC陶瓷基复合材料涡轮部件相互摩擦造成的机械损伤并避免陶瓷基复材高温氧化及结构退化等损伤问题。等离子喷涂技术具有高能量密度、高生产效率、低成本和设备投资小等优点，是耐高温陶瓷涂层材料制备的最佳工艺方法。

【技术实现步骤摘要】
一种陶瓷基复材涡轮外环高温封严涂层及其制备工艺
本专利技术涉及航空发动机
，特别涉及一种陶瓷基复材涡轮外环高温封严涂层及其制备工艺。
技术介绍
发动机在工作过程中，在离心力、气动力以及受热膨胀的共同作用下，转子的各类零件与机匣都会发生形变。因此，在设计、制造和修理过程中，在涡轮外环表面需要施加可磨耗封严涂层来控制构造上的间隙，防止在工作状态下旋转的涡轮叶片叶尖与涡轮外环相互摩擦造成机械损伤。常用的高温封严涂层材料一般由金属材料和非金属材料复合而成，但是以金属材料为基相的封严涂层体系易受到高温氧化而失效，使用温度通常小于1000℃。随着航空发动机的发展，对高温部件的耐高温能力提出了更高的要求。在新型发动机设计中，涡轮外环零件选用了SiC/SiC陶瓷基复合材料，原有金属基高温封严涂层结构体系在使用过程中出现裂纹、剥落现象，已无法满足高温环境要求。开发能够与SiC/SiC陶瓷基复合材料相匹配的耐1200℃可磨耗封严、隔热兼具的复合型涂层及制备技术，可以解决SiC/SiC陶瓷基复合材料涡轮部件相互摩擦造成的机械损伤并避免陶瓷基复材高温氧化及结构退化等损伤问题。等离子喷涂技术具有高能量密度、高生产效率、低成本和设备投资小等优点，是耐高温陶瓷涂层材料制备的最佳工艺方法。发动机在工作过程中，在离心力、气动力以及受热膨胀的共同作用下，转子的各类零件与机匣都会发生形变。因此，在设计、制造和修理过程中，在涡轮外环表面需要施加可磨耗封严涂层来控制构造上的间隙，防止在工作状态下旋转的涡轮叶片叶尖与涡轮外环相互摩擦造成机械损伤。常用的高温封严涂层材料一般由金属材料和非金属材料复合而成，但是以金属材料为基相的封严涂层体系易受到高温氧化而失效，使用温度通常小于1000℃。随着航空发动机的发展，对高温部件的耐高温能力提出了更高的要求。在新型发动机设计中，涡轮外环零件选用了SiC/SiC陶瓷基复合材料，原有金属基高温封严涂层结构体系在使用过程中出现裂纹、剥落现象，已无法满足高温环境要求。
技术实现思路
为解决上述技术问题，本专利技术提供了一种陶瓷基复材涡轮外环高温封严涂层及其制备工艺，该涂层是能够与SiC/SiC陶瓷基复合材料相匹配的耐1200℃可磨耗封严、隔热兼具的复合型涂层，可以解决SiC/SiC陶瓷基复合材料涡轮部件相互摩擦造成的机械损伤并避免陶瓷基复材高温氧化及结构退化等损伤问题。等离子喷涂技术具有高能量密度、高生产效率、低成本和设备投资小等优点，是耐高温陶瓷涂层材料制备的最佳工艺方法。具体技术方案如下：一种陶瓷基复材涡轮外环高温封严涂层，由内至外依次包括粘结层、过渡层和可磨耗层涂层；所述粘结层采用SiC，所述过渡层采用Yb2SiO5，所述可磨耗层涂层为氧化钇稳定的氧化锆-聚酯涂层。一种陶瓷基复材涡轮外环高温封严涂层的制备工艺，三种涂层均采用等离子喷涂工艺制备，具体包括如下步骤：(1)去除油污采用酒精浸洗，去除油污；(2)喷涂前保护采用保护胶带或者夹具对零件非喷涂区域进行保护；(3)等离子喷涂SiC涂层参数为：电流750A-850A，氩气流量为50L/min-60L/min，氢气流量为5L/min-6L/min，送粉速率为20-30g/min，喷涂距离为100-110mm，喷涂角度为75°-90°；(4)等离子喷涂Yb2SiO5涂层参数为：电流650A-750A，氩气流量为50L/min-60L/min，氢气流量为9L/min-10L/min，送粉速率为30-40g/min，喷涂距离为100-110mm，喷涂角度为75°-90°；(5)等离子喷氧化钇稳定的氧化锆-聚酯涂层参数为：电流550A-650A，氩气流量为40L/min-50L/min，氢气流量为6L/min-9L/min，送粉速率为30-40g/min，喷涂距离为100-120mm，喷涂角度为75°-90°；(6)清理喷涂结束后，去除保护胶带或者拆卸保护夹具。所述氧化钇稳定的氧化锆-聚酯涂层为氧化钇稳定的氧化锆-聚苯酯。与现有技术相比，本专利技术具有如下有益技术效果：本专利技术针对航空发动机陶瓷基复合材料涡轮外环部件，进行高温可磨耗封严涂层的结构设计、成分设计、复合制备工艺研究，研制出与外环基体材料相匹配的高温可磨耗封严涂层，满足先进航空发动机的研制需求。新型可磨耗封严涂层满足具有高温稳定性，能够满足1200℃的工作温度需求，在高温作用下不发生相变分解，不会失效。在转子叶片的叶尖和封严材料相互作用时，封严涂层本身被磨损和刮削，在叶片损伤程度最低的前提下，获得发动机实际工作状态相下的最小间隙，提升发动机的推力，并降低燃油消耗。具有良好的结合强度、与陶瓷基复合材料基体匹配性及抗热冲击性，保证涂层在服役过程中具有优异的抗开裂及剥落性能。SiC陶瓷基复合材料在高温服役环境下，与燃气中的氧气、水蒸气发生反应生成易于挥发的物质，导致材料失重并最终失效。所以，本专利制备的高温封严涂层结构体系对基体形成有效的防护，避免基体的高温氧化及结构退化等损伤，解决燃气腐蚀问题，实现在航空发动机中的长寿命和高可靠性应用。本修复工艺还可以用于航空发动机及其它行业陶瓷基复合材料的高温防护，具有非常广阔的市场前景。附图说明图1为本专利技术陶瓷基复材涡轮外环高温封严涂层的结构示意图。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术进行详细说明，但本专利技术的保护范围不受附图和实施例所限。实施例1步骤1：对零部进行除油除污处理，采用酒精擦拭零件喷涂区域，去除油污和杂物；步骤2：对零件不需要喷涂的部位进行保护，采用金属工装遮蔽的方式进行保护；步骤3：对零件需要喷涂区域进行等离子喷涂碳化硅涂层，具体参数为电流750A，氩气流量为50L/min，氢气流量为5L/Min，送粉速率为20g/min，喷涂距离为110mm，喷涂角度为90°；步骤4：对零件需要喷涂区域进行等离子喷涂硅酸镱涂层，具体参数为电流650A，氩气流量为50L/min，氢气流量为9L/Min，送粉速率为30g/min，喷涂距离为110mm，喷涂角度为85°；步骤5：对零件需要喷涂区域进行等离子喷涂氧化钇稳定的氧化锆+聚酯涂层，具体参数为电流550A，氩气流量为40L/min，氢气流量为6L/Min，送粉速率为30g/min，喷涂距离为110mm，喷涂角度为90°；步骤6：喷涂结束后，去除非喷涂区域的保护工装。实施例1制备的陶瓷基复材涡轮外环高温封严涂层硬度为HR15Y80-90，强度满足工艺要求。实施例2步骤1：对零部进行除油除污处理，采用酒精擦拭零件喷涂区域，去除油污和杂物；步骤2：对零件不需要喷涂的部位进行保护，采用金属工装遮蔽的方式进行保护；步骤3：对零件需要喷涂区域进行等离子喷涂碳化硅涂层，具体参数为电流850A，氩气流量为60L/min，氢气流量为6L/Min，送粉速率为30g/min，喷涂距离为100mm，喷涂角度为75°；步骤4：对零件需要喷涂区域进行等离子喷涂硅酸镱涂层，具体参数为电流750A，氩气流量为60L/min，氢气流量为10L/Min，送粉速率为40g/min，喷涂距离为100mm，喷涂角度为90°；步骤5：对零件需要喷涂区域进行等离子喷涂氧化钇稳定的氧化锆+聚酯涂层，具体参数为电流650A，氩气流量为50L/min，氢气流量为9L本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种陶瓷基复材涡轮外环高温封严涂层，其特征在于：由内至外依次包括粘结层、过渡层和可磨耗层涂层；所述粘结层采用SiC，所述过渡层采用Yb2SiO5，所述可磨耗层涂层为氧化钇稳定的氧化锆‑聚酯涂层。

【技术特征摘要】
1.一种陶瓷基复材涡轮外环高温封严涂层，其特征在于：由内至外依次包括粘结层、过渡层和可磨耗层涂层；所述粘结层采用SiC，所述过渡层采用Yb2SiO5，所述可磨耗层涂层为氧化钇稳定的氧化锆-聚酯涂层。2.一种陶瓷基复材涡轮外环高温封严涂层的制备工艺，其特征在于，三种涂层均采用等离子喷涂工艺制备，具体包括如下步骤：(1)去除油污：采用酒精浸洗，去除油污；(2)喷涂前保护：采用保护胶带或者夹具对零件非喷涂区域进行保护；(3)等离子喷涂SiC涂层：技术参数为：电流750A-850A，氩气流量为50L/min-60L/min，氢气流量为5L/min-6L/min，送粉速率为20-30g/min，喷涂距离为100-110mm，喷涂角度为75°-90°；(4)等离子...

【专利技术属性】
技术研发人员：张佳平，芦国强，张艺馨，王璐，李浩宇，
申请(专利权)人：中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司，
类型：发明
国别省市：辽宁,21