一种基于制造技术

本发明专利技术属于机械制造领域，本发明专利技术公开了一种基于

【技术实现步骤摘要】
一种基于CMC复材表面处理的封严涂层及制备方法


[0001]本专利技术属于机械制造
，涉及一种在封严涂层表面处理的方法，尤其涉及基于
CMC
复材的封严涂层表面微织构设计及制备方法，也就是一种基于
CMC
复材表面处理的封严涂层及制备方法，以降低航空发动机燃气泄漏量，提高推重比，降低摩擦磨损系数
。

技术介绍

[0002]随着我国航空领域的迅速发展，航空发动机的设计需要追求更高推重比
、
更高效率
、
更低耗能
、
更长寿命等，一些现有发动机的性能已经无法满足当前的需求
。
[0003]为了满足发动机大推重比
、
低油耗
、
高效率
、
长寿命的要求，需要在航空发动机基体表面通过热喷涂技术引入可磨耗封严涂层，其对转动部件基本没有损伤，能准确配合或适应对摩副的形状
。
可磨耗封严涂层是允许磨耗的软涂层，主要用在航空发动机中有对磨密封的要求处，例如风扇
、
压气机
、
涡轮增压机；其成分由保证涂层强度的粘结基相，及弥散均匀分布在基相中相对较软的“松软”相组成
。
[0004]封严涂层的存在，能进一步减小叶片与机匣之间的间隙，在叶片与涂层相对转动过程中，由于涂层较软，接触刮磨时涂层会率先被消耗，而较硬的叶片损伤程度较小
。
因此，引入封严涂层能减小发动机的泄露量，减小工作成本，并且提高推重比
。
传统封严涂层的硬度较软，直接用于与叶尖进行对磨，从而达到“牺牲”涂层，“保护”叶片的目的，但摩擦磨损情况有待进一步改善
。

技术实现思路

[0005]有鉴于此，本专利技术提供一种基于
CMC
表面处理的封严涂层及制备方法，本专利技术所述的封严涂层表面具有一定的微织结构，能够进一步改善叶片与涂层间的摩擦磨损情况，并且减小燃气泄漏量，提高航空发动机效率，从而满足当代发动机更加严格的使用要求
。
[0006]本专利技术提供一种基于
CMC
表面处理的封严涂层，所述封严涂层在基体表面涂覆形成，所述封严涂层表面具有规则均匀分布的圆形或正六边形蜂窝织构；所述封严涂层的主要成分为
BSAS。
[0007]进一步的，所述蜂窝织构的中心间距为
120
～
1200
μ
m
，蜂窝内切圆直径为
50
～
500
μ
m
，蜂窝织构深度为
50
～
500
μ
m
；所述蜂窝织构的中心间距与蜂窝内切圆直径的比例优选为2～
3。
[0008]进一步的，所述蜂窝织构的中心间距为
480
μ
m
，蜂窝内切圆直径为
200
μ
m
，蜂窝织构深度为
200
μ
m
；或者，所述蜂窝织构的中心间距为
240
μ
m
，蜂窝内切圆直径为
100
μ
m
，蜂窝织构深度为
100
μ
m。
[0009]进一步的，所述封严涂层表面洛氏硬度为
24
～
73。
[0010]本专利技术提供一种基于
CMC
表面处理的封严涂层的制备方法，包括以下步骤：
[0011]在基体材料表面喷涂涂层原料，所述涂层原料的主要成分为
BSAS
前驱体，形成涂膜；
[0012]在所述涂膜表面通过飞秒激光加工处理，得到封严涂层，其表面具有规则均匀分布的圆形或正六边形蜂窝织构
。
[0013]进一步的，所述基体材料为连续
SiC
纤维增韧
SiC
复合材料
。
[0014]进一步的，所述基体材料为航空发动机基体材料
。
[0015]进一步的，所述基体材料表面通过等离子喷涂方式形成涂膜，喷涂态表面粗糙度在
Ra7.0
μ
m
～
Ra13.0
μ
m。
[0016]进一步的，所述飞秒激光加工处理前需要将涂膜表面粗糙度打磨至
Ra2.0
μ
m
～
Ra4.0
μ
m。
[0017]进一步的，所述飞秒激光加工处理的激光器采用
1064nm
的红外飞秒激光，激光频率为
20kHz
，脉冲宽度为
10
μ
s
，加工电流大小为
1A。
[0018]与现有技术相比，本专利技术所述封严涂层表面具有规则均匀分布的圆形或正六边形蜂窝织构；所述封严涂层的主要成分为
BSAS。
本专利技术主要通过设计特定峰窝织构的封严涂层，进一步降低涂层硬度，以便进一步改善叶尖摩擦磨损情况，增长发动机的寿命
。
同时，所述封严涂层上规则均匀分布的圆形或正六边形蜂窝织构，可以“存储”密封间隙上轴向流动气流，减少燃气泄漏量，增加工作效率
。
附图说明
[0019]图1为本专利技术一些实施例封严涂层表面圆形蜂窝织构的示意图；
[0020]图2为本专利技术一些实施例封严涂层表面正六边形蜂窝织构的示意图；
[0021]图3为本专利技术一些实施例封严涂层表面蜂窝织构设计排布示意图；
[0022]图4为实施例一中激光加工织构后封严涂层显微形貌；
[0023]图5为实施例一中激光加工织构后封严涂层三维形貌；
[0024]图6为实施例二中激光加工织构后封严涂层显微形貌；
[0025]图7为实施例二中激光加工织构后封严涂层三维形貌；
[0026]图8为实施例三中激光加工织构后封严涂层显微形貌；
[0027]图9为实施例三中激光加工织构后封严涂层三维形貌；
[0028]图
10
为实施例四中激光加工织构后封严涂层显微形貌；
[0029]图
11
为实施例四中激光加工织构后封严涂层三维形貌
。
具体实施方式
[0030]下面将结合本专利技术实施例，对本专利技术公开的
技术实现思路
进行清楚
、
完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例
。
基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围
。
[0031]本专利技术提供了一种基于
CMC
表面处理的封严涂层，所述封严涂层在基体表面涂覆形成，所述封严涂层表面具有规则均匀分布的圆形或正六边形蜂窝织构；所述封本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种基于
CMC
表面处理的封严涂层，其特征在于，所述封严涂层在基体表面涂覆形成，所述封严涂层表面具有规则均匀分布的圆形或正六边形蜂窝织构；所述封严涂层的主要成分为
BSAS。2.
根据权利要求1所述的封严涂层，其特征在于，所述蜂窝织构的中心间距为
120
～
1200
μ
m
，蜂窝内切圆直径为
50
～
500
μ
m
，蜂窝织构深度为
50
～
500
μ
m
；所述蜂窝织构的中心间距与蜂窝内切圆直径的比例优选为2～
3。3.
根据权利要求2所述的封严涂层，其特征在于，所述蜂窝织构的中心间距为
480
μ
m
，蜂窝内切圆直径为
200
μ
m
，蜂窝织构深度为
200
μ
m
；或者，所述蜂窝织构的中心间距为
240
μ
m
，蜂窝内切圆直径为
100
μ
m
，蜂窝织构深度为
100
μ
m。4.
根据权利要求1‑3任一项所述的封严涂层，其特征在于，所述封严涂层表面洛氏硬度为
24
～
73。5.
...

【专利技术属性】
技术研发人员：聂梓杏，王天颖，王长亮，郭孟秋，宇波，崔永静，田浩亮，张昂，肖晨兵，杜修忻，李彰，周邦阳，房永超，任佳奇，
申请(专利权)人：中国航发北京航空材料研究院，
类型：发明
国别省市：