飞行器发动机部件的保护涂层制造技术

飞行器发动机部件(100)可包括壁(200)和覆盖壁(200)的保护涂层(108)，壁(200)包含铝合金和/或镁合金。保护涂层(108)可包括底涂层(206)、硅酮弹性体层(208)和耐磨层(210)。底涂层(206)可以至少部分地覆盖壁(200)的表面(202)。底涂层(206)可包含硅烷偶联剂和有机钛酸酯。硅酮弹性体层(208)可以至少部分地覆盖底涂层(206)。硅酮弹性体层(208)可以包含分散在交联的硅酮聚合物基体中的一种以上填充材料。耐磨层(210)可以至少部分地覆盖硅酮弹性体层(208)。耐磨层(210)可以包含纤维增强的弹性材料。性材料。性材料。

【技术实现步骤摘要】
飞行器发动机部件的保护涂层
相关申请的交叉引用
[0001]本申请要求于2021年9月29号提交的第102021000024893号意大利申请的优先权。


[0002]一般而言，本申请涉及飞行器发动机部件的保护涂层、涂覆保护涂层的方法以及具有保护涂层的飞行器发动机部件。

技术介绍

[0003]飞行器发动机部件，例如齿轮箱、油箱等，可以利用各种形式的保护来减轻各种潜在的热、腐蚀、微动磨损(fretting)、操纵等的来源。希望对这些飞行器发动机部件进行保护，例如以延长运行寿命。相应地，需要改进的飞行器发动机部件的保护涂层，以及改进的涂覆保护涂层的方法和具有改进的保护涂层的飞行器发动机部件。
附图说明
[0004]说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的完整和可行的公开内容(包括其最佳模式)，参考了以下附图：
[0005]图1示意性地描绘了一个示例性飞行器发动机部件的透视图；
[0006]图2示意性地描绘了图1的飞行器发动机部件的壁的截面图，该飞行器发动机部件的壁上涂有示例性保护涂层；以及
[0007]图3显示了将保护涂层涂覆至飞行器发动机部件的方法的流程图。
[0008]在本说明书和附图中，重复的附图标记表示本申请中相同或类似的特征或要素。
具体实施方式
[0009]现在将对本申请公开的主题事项的示例性实施方式进行详细描述，其一个以上示例在附图中示出。各个示例通过阐释的方式提供，不应解释为对本申请的限制。事实上，在不偏离本申请范围的情况下对本申请进行各种修改和变型对本领域技术人员而言是显而易见的。例如，作为一个实施方式的一部分所说明或描述的特征可以与另一个实施方式一起使用以产生又一个实施方式。因此，本申请旨在涵盖所附权利要求及其等同物范围内的此类修改和变型。
[0010]应当理解，诸如“顶部”、“底部”、“向外”、“向内”等术语是为了方便起见而采用的措辞，不应被理解为限制性术语。如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以将一个部件和另一个部件区分开，并非旨在表示各个部件的位置或重要性。术语“一个”和“一种”并非表示数量的限制，而是表示至少一个引用项目的存在。
[0011]此处以及整个说明书和权利要求中使用的近似性语言可用于修饰任何可允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生变化的定量表示。相应地，由诸如“约”、“基本上”和“近似”等术语修饰的数值并不局限于所指定的精确数值。至少在某些情况下，近似性语言
可以对应于用于测量数值的仪器的精度，或用于构建或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似性语言可以指在10％差值的范围内。
[0012]此处以及整个说明书和权利要求中，范围限定是可以组合和互换的，此类范围是确定的且包括其中包含的所有子范围，除非上下文或语言另有说明。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立组合。
[0013]一般而言，本申请涉及飞行器发动机部件的保护涂层，以及涂覆保护涂层的方法和具有保护涂层的飞行器发动机部件。本申请公开的保护涂层可以提供针对热、火、腐蚀、微动磨损、操纵等各种来源的保护。示例性保护涂层在热和/或火的存在下可以表现出良好的热性能，同时也表现出良好的表面韧性和对腐蚀性材料的耐受性。示例性保护涂层的热性能可包括良好的绝缘性和/或良好的烧蚀性。良好的绝缘性可包括低热导率。良好的烧蚀性可包括高的烧蚀温度、高的烧蚀热和/或高的连续使用温度。
[0014]保护涂层可以通过绝缘的方式提供热防护，例如在保护涂层的温度低于烧蚀温度时。此外，或者在替代方案中，保护涂层可以通过烧蚀的方式提供热防护，例如在保护涂层的温度超过烧蚀温度时。如本文所用，术语“烧蚀”或“烧蚀性”指在暴露于足够高的对流热或辐射热时，固体材料的基于物理化学转化的热防护。保护涂层通过烧蚀进行的热防护可以至少部分地通过保护涂层的相变和化学转化的热和/或归因于热解、炭化、熔化、升华、蒸发、剥落、膨胀等中的一种以上的热流的减少来量化。在一些实施方式中，通过烧蚀提供热防护的保护涂层可包含膨胀材料。如本文所用，“膨胀材料”指由于热暴露而膨胀导致体积增加和密度降低的材料。膨胀材料可以制备炭，例如轻炭或硬炭。此种炭可以表现出相对低的热导率。如本文所用，“膨胀特性”指由于热暴露而膨胀和/或产生炭。
[0015]在一些实施方式中，表现出烧蚀性的保护涂层和/或膨胀材料在加热时可以发生化学反应，以形成膨胀的热绝缘层。此外，或者在替代方案中，当暴露于热时，保护涂层中的一种以上组分可形成炭或熔体，其可膨胀形成多孔的或海绵状的层，为基材提供物理保护和热绝缘，以避免进一步热暴露。
[0016]除良好的热性能之外，示例性保护涂层可具有表面韧性和整体柔软性的组合，使得保护涂层可以提供良好的针对磨损与撕裂的保护。进一步，示例性保护涂层可以提供针对腐蚀的保护，例如在暴露于腐蚀性材料(例如油、燃料、液压液体、碱性液体、清洗液、溶剂或盐水，以及其他通常与飞行器、飞行器发动机和相关系统的操作有关的液体)的情况下。
[0017]本申请公开的保护涂层的这些和其他优点可以通过提供协同效应的层的组合来实现。示例性保护涂层可包含硅烷偶联剂和有机钛酸酯，它们共同提供了飞行器部件表面和构成保护涂层大部分厚度的硅酮聚合物之间更强的结合。硅烷偶联剂和有机钛酸酯可以分散在几乎不留下残留物的有机溶剂中。示例性保护涂层可包括由硅酮聚合物制剂形成的硅酮弹性体层，该硅酮聚合物制剂包含一种以上硅酮聚合物和一种以上填充材料。固化后，一种以上硅酮聚合物和一种以上填充材料可形成硅酮弹性体层，该硅酮弹性体层包含分散在交联的硅酮聚合物基体中的一种以上填充材料。此外，一种以上硅酮聚合物可与底涂层(prime layer)中的硅烷偶联剂和/或有机钛酸酯结合。在一些实施方式中，硅酮聚合物制剂可包含硅烷化剂，硅烷化剂可以增强硅酮聚合物制剂中的硅酮聚合物与底涂层中的硅烷偶联剂和/或有机钛酸酯的结合。此外，或者在替代方案中，硅烷化剂可以增强硅酮聚合物制剂内的结合，包括填充材料和硅酮聚合物之间的结合。保护涂层的向内部分可具有低至
中的密度，以及软至中软的肖氏A级硬度，而保护涂层的向外部分可具有中至高的密度，以及稍高的肖氏A级硬度，从而提供良好的对磨损以及冲击的耐受性的组合等。
[0018]这些和其他性能至少部分地通过本申请公开的保护涂层的各个部分的组成来实现。例如，通过配制本申请的保护涂层，可以将厚得多的保护涂层涂覆于飞行器部件，同时保持与飞行器部件表面以及保护涂层本身内部的良好结合。保护涂层表面和内部的良好结合的组合提供了良好的弹性，同时减少了出现裂缝、缺口或分层等影响保护涂层寿命的可能性。例如，本申请公开的保护涂层可以为数毫米厚，例如厚达10毫米以上。此种增强的厚度可以提供改进的针对热源的防护，包括改进的绝缘性和/或烧蚀性，以及改进的针对磨损与撕裂、腐蚀性材料的防护等。有利地，本申请公开的保护涂层优选包含硅酮聚合物和填充材料，这些材料在固化后提供保护涂层，该保护涂本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.飞行器发动机部件，其具有：壁，所述壁包含铝合金和/或镁合金；以及保护涂层，所述保护涂层至少部分地覆盖所述壁的表面；其中，所述保护涂层包括：底涂层，所述底涂层至少部分地覆盖所述壁的表面，所述底涂层包含硅烷偶联剂和有机钛酸酯；硅酮弹性体层，所述硅酮弹性体层至少部分地覆盖所述底涂层，所述硅酮弹性体层包含分散在交联的硅酮聚合物基体中的一种以上填充材料；以及耐磨层，所述耐磨层至少部分地覆盖所述硅酮弹性体层，所述耐磨层包含纤维增强的弹性材料。2.根据权利要求1所述的飞行器发动机部件，其中，所述底涂层的厚度为25微米至50微米。3.根据权利要求1所述的飞行器发动机部件，其中，所述硅酮弹性体层的厚度为1,000微米至10,000微米。4.根据权利要求1所述的飞行器发动机部件，其中，所述耐磨层的厚度为150微米至500微米。5.根据权利要求1所述的飞行器发动机部件，其中，所述硅酮弹性体层包含一种以上填充材料，所述填充材料的平均截面宽度为10纳米...

【专利技术属性】
技术研发人员：西莫内，
申请(专利权)人：通用电气阿维奥有限责任公司，
类型：发明
国别省市：