[发明专利]制备高温封严涂层的大气等离子喷涂方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种适用于高温封严涂层的制备方法，更特别地说，是指一种采用大气等离子喷涂工艺制备出BaLn₂Ti_3+XO_10+Y(Ln＝Pr、La、Nd或Sm，X的取值为0.1～1，Y的取值为0.1～2)高温封严涂层。

背景技术

随着航空涡轮发动机向高流量比、高推重比和高进口温度的方向发展，对高温部件的耐高温能力也提出了更高的要求。发动机的热端部件需要在较高的温度下运转，从而提高航空发动机的效率，降低油耗，提高其推重比。如新一代高性能航空发动机，其涡轮进口设计温度已达到1800℃以上，经过先进的气膜冷却，到达高温热端部件的表面工作温度将在1400℃以上，远远高于热端部件高温合金的承温能力，在高温合金基体表面涂覆耐高温且具有良好隔热性能的热障涂层，可以降低合金表面的工作温度，延长热端部件的使用寿命，提高发动机的工作效率。涡轮外环是航空发动机的关键构件，它的作用是与发动机涡轮叶片形成动密封，提高燃气的燃烧效率。涡轮外环的工作环境非常恶劣，一方面要求涡轮外环耐高温燃气烧蚀，另一方面，要求外环表面具备一定的硬度和可磨耗性能。为了满足以上要求，通常在涡轮外环表面涂覆高温封严涂层(一种特殊的热障涂层)。对于新一代航空发动机，其涡轮外环工作温度将在1200℃以上。

目前航空发动机的封严涂层材料大多选用复合材料。由金属相、自润滑非金属和许多小孔组成。如镍/石墨复合封严涂层。其制备方法一般为等离子喷涂粘结层和火焰喷涂复合材料封严涂层，形成多孔、疏松的涂层微观结构，使得其同时具有低热导，较高的可磨耗性、抗冲刷等性能。然而目前大多喷涂制备的封严涂层的使用温度低于900℃，显然这与发动机的高温发展趋势不相符。因此非常需要探索新的可耐受更高工作温度的封严涂层材料，以及与之相适应的涂层化制备方法。

目前制备高温封严涂层的方法主要为大气等离子喷涂。此种方法功率高，火焰温度高，可以融化所有金属和氧化物，喷涂过程中，融化粒子温度高、速度快，可以得到典型的层状结构涂层。然而，对于熔点低的热障涂层材料，如采用常规的喷涂工艺，将在喷涂过程中发生分解，难以控制涂层的成分，影响涂层性能。

发明内容

本发明的目的在于提供一种采用大气等离子喷涂制备BaLn₂Ti_3+XO_10+Y(Ln＝Pr、La、Nd或Sm，X的取值为0.1～1，Y的取值为0.1～2)封严涂层的工艺方法，是针对BaLn₂Ti_3+XO_10+Y化合物的熔点较低(1820℃)，难以采用传统喷涂工艺进行封严涂层化制备的技术难题而提出的。本发明人提出：(A)降低等离子喷枪的功率，使得材料熔化并且材料保持其结构而不分解；(B)增大喷枪的送粉口与等离子喷嘴的距离，减小送粉口与基板的距离，从而提高了基板温度；(C)本发明的制备方法在组合(A)与(B)后防止了因出现等离子火焰温度过高或者在基板冷却速度过快时而导致的封严涂层材料分解和涂层界面结合强度低的问题。

本发明提供的制备BaLn₂Ti_3+XO_10+Y(Ln＝Pr、La、Nd或Sm，X的取值为0.1～1，Y的取值为0.1～2)高温封严涂层的等离子喷涂工艺，使得喷涂后的BaLn₂Ti_3+XO_10+Y保持原有块体材料的层状钙钛矿结构，保持了低硬度，高的热膨胀系数(1500℃，10.5～13.5×10^-6K^-1)、低热导率(1500℃，0.51～0.91Wm^-1K^-1)、低硬度(200～400MPa)等材料特性，同时涂层具有多孔疏松的结构，与基体可以形成优异的界面结合(机械拉伸下的测试结合力为25～35MPa)，使得BaLn₂Ti_3+XO_10+Y封严涂层具有了更好的耐高温(1500℃)、可磨耗性能、抗热冲击、长寿命等优异特性。

附图说明

图1是采用大气等离喷涂的BaLa₂Ti₃O₁₀的扫描电子显微镜(SEM)图像。基体为镍基高温合金，粘结层为NiCrAlY。