热障涂层

摘要： 航空发动机涡轮叶片试车后存在热障涂层剥落现象,通过对涂层剥落叶片及对比件进行宏观及微观观察、显微硬度、化学分析等测试,结合生产工艺全流程的调查分析及验证试验,找到叶片涂层剥落的根本原因。结果表明:叶片热障涂层剥落系物理气相沉积过程中设备抽气速率下降,造成炉内真空度下降,从而导致陶瓷层柱状晶组织与正常组织存在明显差异,且陶瓷层与金属粘接层存在一定厚度的TGO层,使得结合力下降。试验发现,通过改变真空度的高低,可得到两种不同的柱状晶组织;真空度高时,柱状晶呈羽毛状或麦穗状生长,硬度值高;真空度低时,柱状晶根部疏松,呈层状分布,硬度值低。这表明真空度对陶瓷层的组织和性能有一定的影响。

摘要： 众所周知,航空发动机作为飞机的心脏其具有极为重要的作用。航空发动机的主要作用便是为飞机提供足够的推力,从而促使其可以摆脱一定的重力约束,进而实现在空中的飞行。但由于飞机在飞行过程中,航空发动机中的涡轮叶片将会进行高速运转。因此,许多飞机的航空发动机均会出现发动机温度过高的现象。这一现象的出现不仅仅会严重影响到发动机的性能输出,同时更会对发动机的硬件组成造成极为严重的损害。因此,为有效避免此类问题的出现,工程师研发出了相应的热障涂层材料。通过将热障涂层材料均匀地涂抹在航空发动机的表面,不仅仅可以有效提升发动机的散热效率,同时更可以提升发动机硬件的耐热效率,使其可以在温度较高的环境中释放更多的性能。下面本文将就航空发动机热障涂层材料体系进行简要论述。

摘要： 热障涂层是一种降低航空发动机热端部件表面温度、提高发动机推力和效率的热防护技术,但其服役于高温、高压、高交变应力等恶劣环境而易脱落失效.对热障涂层的后处理技术进行了阐述,论述了真空热处理、热等静压处理、激光重熔、激光上釉、激光熔覆等后处理技术的方法和原理,并对比了不同工艺的优缺点.最后,展望了激光表面改性技术的应用前景和未来发展趋势.

摘要： 热障涂层可在航机/燃机热端部件表面起到隔热、保护基体的作用,在服役过程中除隔热性能外,服役寿命也是评价热障涂层性能的一个重要特征,影响热障涂层寿命的因素多且复杂.论文综述了导致热障涂层失效、影响涂层寿命的主要因素,包括粘结层表面热生长氧化物生长、陶瓷层高温热暴露后相变和烧结等,并进一步介绍了提高热障涂层寿命的涂层设计研究进展.从粘结层抗氧化、抗烧结陶瓷层、柱状结构陶瓷层、双陶瓷层四个方面,介绍了基于结构设计提高热障涂层寿命的方法.采用粘结层预氧化处理的方法提高粘结层的抗氧化性能,通过等隔热功能层级结构设计双陶瓷层结构涂层实现长寿命减厚设计,均有效地提高涂层的热循环寿命.

摘要： 为了预测含缺陷热障涂层微裂纹的扩展方向,研究了裂纹所处位置与裂纹本身长度等多重因素下,裂纹周围的应力分布以及断裂情况。基于断裂力学理论对复合结构界面为正弦波界面的热障涂层层内裂纹以及界面裂纹通过有限元分析软件ANSYS进行模拟计算,并根据J积分数值判定材料界面曲线裂纹扩展方向。结果表明:小裂纹容易沿着近水平方向扩展,而随着裂纹长度的增加,易沿着与水平方向夹角为30°~60°方向扩展。揭示了材料细观结构特征对其宏观破坏机理的影响规律。

摘要： 对于多台份某型发动机在试车后出现的带热障涂层涡轮叶片表面附着较多环境沉积物 CMAS 进而导致热障涂层脱落失效的故障,通过宏观形貌观察、化学成分分析、微观结构分析等方法对 CMAS分布规律、成分特征和失效模式进行了分析。结果表明:CMAS 沉积物在叶盆面较厚、叶背面较薄,靠近缘板处较厚、叶身中部位置较薄,进气边较厚、排气边较薄;厚度较薄处的附着物颗粒细小、分布均匀,较厚处的附着物结构较疏松,大多呈块状不均匀分布;涡轮叶片热障涂层表面沉积物及气膜孔堵塞物的成分以 CMAS为主,同时还有中低温部件碰摩磨屑生成的 Fe_(2)O_(3)、TiO_(2)和 NiO;由 CMAS腐蚀引发的热障涂层失效模式主要有气膜孔堵塞引发周围涂层烧结失效、涂层表面和内部应力失配、陶瓷层柱状晶被冲击撞断以及8YSZ热障涂层被溶解。

摘要： 采用激光对大气等离子喷涂7YSZ热障涂层进行表面重熔处理,探讨基体预热和Al_(2)O_(3)溶胶涂敷对激光重熔层裂纹愈合的影响,研究处理后热障涂层的耐CMAS熔盐腐蚀性能。结果表明:涂层经过激光重熔和基体预热后的激光重熔处理后,与未经重熔处理涂层的CMAS腐蚀厚度基本相同;而采用表面Al_(2)O_(3)溶胶涂敷加激光重熔的热障涂层的CMAS腐蚀厚度明显减小,表明Al_(2)O_(3)溶胶涂敷加激光重熔工艺可以有效地减轻CMAS熔盐侵蚀,其机理是表面形成的Al_(2)O_(3)薄膜溶于CMAS后生成了难熔晶体钙长石,降低了熔盐的流动性和腐蚀性。

摘要： 超音速火焰喷涂制作的金属黏结层加料浆喷涂制作的柱状晶结构陶瓷隔热层被视作新一代航空发动机和燃气轮机用热喷涂热障涂层,其中采用的MCrAlY金属黏结层正朝着长寿命、低成本、适用于新燃料的方向发展。本文综述近年来航空发动机和燃气轮机热端部件热障涂层用MCrAlY金属黏结层研究进展,并对涂层的结构设计与成分设计进行探讨。

摘要： 降低摩擦损失是提高整机经济性并降低碳排放的有效途径。包括活塞环和活塞在内的活塞组件,工作条件恶劣,活塞组件-缸套系统的摩擦损失可占整机近50%。活塞组件往复运动过程中,在冲程的不同位置其速度不同,活塞组件-缸套的润滑模式也不同。在靠近上下止点处,较高的润滑油黏度对改善润滑和降低接触摩擦有利;在冲程中间处,更低的润滑油黏度对降低黏性摩擦有利。润滑油的黏度受温度影响很大。为了考察温度分布对活塞组件-缸套摩擦学性能的影响,本研究首先考虑润滑油温黏效应建立了活塞组件-缸套系统的润滑模型,用数值方法分析了不同的热障涂层方案对缸套温度分布和对活塞组件-缸套摩擦学性能的影响。分析结果表明,热障涂层在改善缸套温度分布和降低系统摩擦损失方面具有显著的效果。

摘要： 涂覆于高温合金热端部件表面的热障涂层,具有隔热防护作用,属新一代燃气轮机的关键核心技术。等离子喷涂制备的热障涂层隔热性能好,但长时间高温服役后存在开裂剥落问题,引发基体烧蚀、造成巨大经济损失。因此,发展长寿命热障涂层是该技术领域的重大难题。本文从等离子喷涂热障涂层的独特层状结构特征入手,阐述涂层在高温服役中结构和性能的演变规律,揭示涂层剥落失效机理,总结长寿命热障涂层设计方法。研究表明,等离子喷涂热障涂层呈现以连通2D孔隙为主的层状多孔结构,具有优异的隔热功能和协调应变能力。然而,涂层在高温服役中发生烧结,2D孔隙大量消失,涂层显著刚化,使热障涂层开裂驱动力急剧增加,引发微观裂纹扩展并贯通形成大尺度裂纹,导致涂层最终剥落失效。据此,分别从降低开裂驱动力和增加开裂阻力两方面着手,总结抗开裂新结构涂层设计方法,为研发长寿命热障涂层指明了发展方向。在未来研究中,如何保证涂层高隔热和长寿命并同时兼顾经济性,是发展新一代高性能热障涂层的重点方向。

摘要： 随着工业的发展,航空发动机的工作温度不断提高,这给燃烧室、叶片等热端部件带来了更严苛的服役环境,普通高温合金已经很难满足使用要求.近来来,热障涂层由于是可以大幅提高发动机服役温度的最切实可行的方法,因此得到了广泛的应用.世界各航空强国均把热障涂层作为重点研究对象,但是目前热障涂层普遍存在高温相稳定性差、氧化腐蚀、熔盐腐蚀等诸多问题.本文系统总结了航空发动机用热障涂层的材料结构、材料体系、材料的失效和损伤等方面取得的进展.在此基础上,指出了热障涂层材料未来研究与发展方向.

摘要： 在两种不同环境洁净度下采用大气等离子喷涂技术制备了YSZ热障涂层,涂层的腐蚀性能采用电化学进行评价,运用XRD和SEM分析手段对涂层的显微结构、物相组成进行了分析,探讨了底层状态对热障涂层电化学性能的影响作用.

摘要： 本文研究了真空热处理后的APS-CoNiCrAlY+APS-YSZ和HVOF-CoNiCrAlY+APS-YSZ热障涂层系统在室温-1050°C环境中的100-h热循环行为,发现真空热处理后的APS-CoNiCrAlY+APS-YSZ中热障涂层中TGO的生长由3个阶段组成:初始生长阶段,稳态生长阶段和加速生长阶段.这3个阶段似乎可以由δ∝tn分段表示:在TGO生长的初始阶段,n＜1/2,而当TGO生长进入加速阶段,n＞1/2.真空热处理后的HVOF-CoNiCrAlY+APS-YSZ中热障涂层中TGO的生长仅有初始生长阶段和稳态生长阶段.在热循环过程中,这两种热障涂层的失效主要是由于靠近CoNiCrAlY/YSZ界面的YSZ颗粒之间的界面开裂形成裂纹并扩展,辅以TGO生长引起的裂纹形成与生长而造成的.金属粘结层的喷涂工艺对热障涂层中裂纹扩展行为似乎也有一定的影响.

摘要： 重型发电燃气轮机低排放、高效率的发展目标,要求燃气轮机透平的进气温度不断提高.热障涂层作为保护金属热端部件的重要手段,是实现这一目标的关键技术之一.目前世界上最先进的J级燃气轮机的透平进口温度已经达到1600°C,热端部件表面温度超过1250°C,传统的YSZ热障涂层已经不能满足这一发展需求,因此迫切需要发展使用温度更高、热导率更低的新型热障涂层.本文对La2(Zr0.7Ce0.3)2O7(LZ7C3)热障涂层在重型发电燃气轮机中的应用进行了初步验证.结果表明,LZ7C3涂层具有比常规YSZ热障涂层更低的热导率(0.79～0.48Wm-1K-1,相对传统YSZ涂层下降30％以上),且在1250°C的高温火焰台架试验中表现出优良的热循环寿命(＞7370次),具有良好的应用前景.

摘要： 热障涂层的三维结构对其性能有非常重要的影响.以电子束物理气相沉积热障涂层为研究对象,进行了1050°C高温氧化实验,采用微米CT和聚焦离子束-扫描电镜进行三维成像,获得了EB-PVD热障涂层三维结构.通过三维分割得到了TGO、相互扩散区的三维分布、孔隙分布和微裂纹的三维分布,定量分析了TGO和微裂纹厚度.结果表明,微米CT、FIB-SEM对TGO厚度分析结果与扫描电镜分析结果基本一致,微裂纹平均厚度为0.14μm,需要更高分辨率的微米CT观察微裂纹.

摘要： 基于超声特征扫描成像检测技术,提取铝硅热障涂层与基体粘接面的超声反射波参数,利用相位特征和幅值特征判断缺陷,判断热障涂层与基体结合面是否脱粘.实验样品是涂层厚度0.5mm,基体厚度为1.5mm.通过人工方法在粘接面处制作人工脱粘缺陷.成像结果表明:结合面脱粘处的回波与正常位置的回波相比,不仅回波幅值增大,相位也发生明显变化.通过相位特征和幅值特征能够准确判断出缺陷并进行成像.最后,通过金相实验验证了超声特征成像技术检测热障涂层粘接准确性与直观性.

摘要： 本报告包括主要包括地面燃气轮机热障涂层的设计原理与材料选择，地面燃气轮机热障涂层的失效方式与机理，高性能热障涂层设计，地面燃气轮机热障涂层无损检测技术。

摘要： 本文研究了YSZ涂层中的Fe2O3含量从小于0.01％连续变化至1％时涂层的抗热震性能变化,并采用SEM对涂层热震前后的微观组织形貌及孔隙率进行了分析,对其高温热膨胀性能进行了测试.结果表明,随着YSZ涂层中Fe2O3含量的升高,涂层抗热震性能明显下降,涂层断裂面存在Fe2O3富集,同时喷涂态涂层的孔隙率也存在明显地下降趋势,涂层沿厚度方向收缩明显.

摘要： 涂层制备技术是航空制造技术的重要组成部分,涂层材料与热喷涂涂层技术创新对提高航空零部件产品性能、降低能源消耗、提升产品可靠性及服役寿命具有重要意义.本文主要涉及航空工业领域热障涂层、封严涂层、耐磨涂层及热喷涂新技术新设备的应用现状与研究进展.

摘要： Gd2Zr2O7粉末有理想的热物理性能,是目前热障涂层材料的研究热点.Gd2Zr2O7材料具有有序化的烧绿石结构(P相)和无序化的缺陷型萤石结构(F相)两种相结构,为得到性能更加优越的Gd2Zr2O7涂层,本试验采用化学合成Gd2Zr2O7粉末作为原料,经过球磨造粒处理,利用SEM方法观察粉末形貌,利用XRD、Raman测试方法,研究热处理工艺对Gd2Zr2O7相结构的影响,以及经过喷涂,以及高温相稳定性测试后试样的相结构变化情况.结果表明:球磨造粒后的Gd2Zr2O7喷涂粉末物相结构一般为F相,经过适当的热处理后可以转换为P相;经过热处理之后的喷涂Gd2Zr2O7粉末的物相结构,如果是P相,喷涂后,涂层的物相结构仍表现为P相,F相经过喷涂之后仍保持F相;F相的涂层经过高温退火,一段时间以后发生相结构转变,从F相转变为P相.控制Gd2Zr2O7的相结构,使其保持为烧绿石结构P相,最终得到性能更加优越的Gd2Zr2O7涂层的设想,可以得到实现.

摘要： 一种用于确定涡轮机(1)的至少一个叶片(4)的TBC涂层(12)厚度的方法。其中将至少一个电磁波发射到所述至少一个工作叶片(4)的表面上；所述至少一个电磁波至少在局部被该至少一个工作叶片反射；以及对所述至少一个电磁波的被反射的部分进行接收和进一步处理。另外，以与所述TBC涂层厚度相匹配的频率发射所述至少一个电磁波；将该发射的至少一个电磁波的相位与所述至少一个接收到的电磁波的相位进行比较，其中所述至少一个发射的电磁波在反射时经历相位变化；以及通过所述相位比较确定TBC涂层的层厚。另外，本发明还涉及一种用于实施该方法的TBC涂层厚度测量装置和所述方法和TBC涂层厚度测量装置的应用。

摘要： 一种用于确定涡轮机(1)的至少一个叶片(4)的TBC涂层(12)厚度的方法。其中将至少一个电磁波发射到所述至少一个工作叶片(4)的表面上；所述至少一个电磁波至少在局部被该至少一个工作叶片反射；以及对所述至少一个电磁波的被反射的部分进行接收和进一步处理。另外，以与所述TBC涂层厚度相匹配的频率发射所述至少一个电磁波；将该发射的至少一个电磁波的相位与所述至少一个接收到的电磁波的相位进行比较，其中所述至少一个发射的电磁波在反射时经历相位变化；以及通过所述相位比较确定TBC涂层的层厚。另外，本发明还涉及一种用于实施该方法的TBC涂层厚度测量装置和所述方法和TBC涂层厚度测量装置的应用。

摘要： 本发明公开了一种超高温长寿命热障涂层材料及超高温长寿命热障涂层的制备方法，该热障涂层材料的化学组成为Zr0.84‑xYxCe0.16O2‑0.5x，其中x＝0～0.02。该热障涂层材料在室温至1600°C温度区间无相变。该热障涂层材料的断裂韧性为55～690J/m2。该热障涂层材料的制备方法包括：以纯度为99.99％的Zr(NO3)4·3H2O、Y(NO3)3·6H2O、Ce(NO3)3·6H2O为原料，然后采用溶胶‑喷雾热解法制备热障涂层材料；所述的超高温长寿命热障涂层是由超高温长寿命热障涂层材料通过球磨得到纳米团聚体，将该纳米团聚体经大气等离子喷涂工艺喷涂在粘结层上形成陶瓷层制备而成。本发明的材料具有更高的高温相稳定性、具有超高的断裂韧性；采用该材料制备的涂层具有更长的寿命，并且该材料制备方法简单，纯度高，便于应用。

摘要： 本发明公开了一种长寿命热障涂层材料及其制备工艺、以及一种热障涂层系统及其制备工艺。所述长寿命热障涂层材料为二元稀土共掺杂氧化锆，其化学组成为xYb2O3‑yY2O3‑ZrO2，其中x+y≤6mol.％,x≥3mol.％，所述长寿命热障涂层材料呈现单一四方相氧化锆。根据本发明提供的二元稀土共掺杂氧化锆热障涂层材料有着出色的高温相稳定性和高热膨胀系数，由此材料制备得到的热障涂层系统具有较长热震和热循环寿命，相比传统YSZ热障涂层材料分别提高了10％和20％以上，根据本发明提供的长寿命热障涂层材料以及热障涂层系统可应用于燃气轮机或航空发动机高温金属热端部件的防护。

摘要： 本申请提供一种用于热障涂层的颗粒物及其制备方法、热障涂层和发动机，涉及新材料领域。用于热障涂层的颗粒物，包括壳体和内核；所述壳体的表面的孔隙率小于等于5%；所述内核具有孔径为1‑5μm的第一闭孔，所述第一闭孔之间为第一骨架微颗粒，所述第一骨架微颗粒的粒径为0.1‑2μm。热障涂层，使用用于热障涂层的颗粒物通过等离子焰流喷射沉积得到。发动机，包括热障涂层。本申请提供的用于热障涂层的颗粒物及热障涂层，耐高温热循环性能好。

摘要： 本发明提供了一种热障涂层的制备方法、热障涂层和涡轮转子叶片，制备方法包括如下步骤：在基体上制备金属粘结层；采用等离子物理气相沉积法在金属粘结层背离基体的表面制备陶瓷粘结层，陶瓷粘结层为致密等轴晶结构或致密柱状晶结构；采用大气等离子喷涂法在陶瓷粘结层背离金属粘结层的表面制备第一陶瓷主体层；采用等离子物理气相沉积法在第一陶瓷主体层背离陶瓷粘结层的表面制备陶瓷表层，陶瓷表层的致密度大于第一陶瓷主体层的致密度。该热障涂层的制备方法生产成本低，并且能够得到结合强度高、抗剥落能力好、热循环寿命长、抗CMAS腐蚀和空气动力性能良好的热障涂层。

摘要： 本发明公开了一种钪铈共掺杂锆酸钆热障涂层材料及其制备方法、以及一种热障涂层及其制备工艺。本发明通过在单一锆酸钆材料中分别由Sc对Gd位、Ce对Zr位共同掺杂得到一种钪铈共掺杂锆酸钆热障涂层材料，其化学组成为(Gd

摘要： 本发明提供了一种高熵超高温氧化锆基热障涂层材料及其制备方法和应用、氧化锆基热障涂层，属于高温涂层材料技术领域。本发明所述氧化锆基热障涂层材料具有无相变、热导率低、热膨胀系数高、断裂韧性高、烧结速率低和抗CMAS腐蚀性能好的优点，将其用于热障涂层，采用双层陶瓷层结构，以YSZ作为底层，氧化锆基热障涂层材料作为表面热障陶瓷层，可以有效缓解高熵热障陶瓷顶层与金属粘接层的热膨胀不匹配，以及与热生长氧化层TGO层的高温化学稳定性兼容性问题，从而实现热障涂层在1300～1600°C范围内的长寿命服役，抗热冲击循环寿命长，抗CMAS渗透腐蚀性能好。因此，可用于航空发动机或燃气轮机高温热端部件。

摘要： 本发明涉及一种抗CMAS腐蚀热障涂层的制备方法，其包括在基体上制备金属粘结层；在金属粘结层上制备陶瓷主体层；在陶瓷主体层上采用溶液前驱体等离子喷涂制备抗腐蚀陶瓷顶层，其中，直径为0.2～1.5μm的微纳米颗粒在陶瓷主体层的表面堆叠成直径为10～50μm的半球状或直径为1～10μm的团簇状凸起，半球状或团簇状凸起与其表面的小颗粒共同构成微纳双尺度结构。本发明还涉及一种由此得到的热障涂层，其包括金属粘结层、陶瓷主体层和抗腐蚀陶瓷顶层。根据本发明的抗CMAS腐蚀热障涂层，通过抗腐蚀陶瓷顶层阻碍熔融CMAS在热障涂层表面润湿与附着，使热障涂层与CMAS熔体之间的接触面积达到最小化。

摘要： 本发明公开了一种热障涂层的液相喷涂制备方法及热障涂层，其采用YbSZ粉末与去离子水混合并球磨而成的悬浊液作为喷涂原料，将所述悬浊液通过二流式雾化喷嘴送入等离子射流，并沉积在基体上形成热障涂层。该热障涂层为具有垂直裂纹结构、孔隙均匀分布且高结晶度的纳米结构热障涂层。本发明采用YbSZ粉末与去离子水混合并球磨而成的悬浊液作为喷涂原料，替代现有的微米级团聚粉末及液相前驱体溶液，所制得的热障涂层具有垂直裂纹的纳米结构涂层，该涂层结晶度及纳米程度高，强度高，生产工艺简单，生产效率高。