[发明专利]一种铌钨合金超高温抗氧化涂层结构及其制备方法

说明书

本发明公开了一种铌钨合金超高温抗氧化涂层结构及其制备方法，属于超高温热防护领域。包括：铌钨合金基体，所述铌钨合金基体表面经过激光粗化处理；铌钨合金抗氧化涂层，附着在所述激光粗化后的铌钨合金基体的表面。本发明通过对铌钨合金表面进行激光粗化处理，刻蚀出纵向条纹增大了基体表面的粗糙度，再于表面制备过渡层及氧阻挡层，使其与基体附着更加牢固。通过等静压工艺对过渡层及氧阻挡层进行致密化处理，可以直接将该抗氧化涂层的厚度减小20％～40％，大大增加了抗氧化涂层的致密化程度，再结合热处理，退火工艺在一定程度上消除抗氧化涂层中的残余应力，烧结工艺增大抗氧化涂层中晶粒尺寸，使得耐氧烧蚀能力、稳定性、以及抗热震性能得到增强。

技术领域

本发明属于超高温热防护领域，更具体地，涉及一种铌钨合金超高温抗氧化涂层结构及其制备方法。

背景技术

航天器发动机主要应用于运载火箭、卫星和飞船，是一种高度复杂和精密的热力机械，为航天器提供飞行动力，可直接影响航天器的性能、可靠性及经济性。为保证航天器发动机部件具有一定的使用寿命，要求材料必须同时满足充分的高低温力学性能、良好的热腐蚀性能、抗高温氧化性能及抗热震性能。随着空间探测技术的高速发展，发动机的推重比越来越高，工作温度也显著提高，因此研制具有优良高温力学性能、热强度及抗高温氧化性能的超高温合金材料势在必行。

航天器在空间进行姿态控制、轨道控制、航天器的对接和交会等主要用的是小推力液体火箭发动机。它的特点是在空间环境多次起动脉冲工作，推力较小，一般为0.001～4500N，最小脉冲宽度为毫秒，总工作时间(工作时间和间隙时间的总和)可达5～10年，故对材料的抗热震性能提出了更高的要求。随着航天器的发展，需要轻质、高性能的小推力双组元液体火箭发动机，以增加卫星有效载荷；适应动能拦截器不断向快速响应、轻质、低成本和安全化转化的要求，深空探测器推进系统需要高性能、长寿命、多次起动、无羽流污染，对小推力姿/轨控发动机的结构质量和性能提出了更高的要求。通过新材料、新工艺提高推进系统性能，可增大有效载荷，延长航天器工作寿命，保证发动机长期可靠工作。

铌(Nb)属VB族难熔金属，熔点2648℃，为bcc结构，热膨胀系数为7.2×10^-6K^-1，密度与钢相似，为8.56g·cm^-3，强度能保持到1649℃，并能承受一定的机械变形。纯金属铌对许多强化元素如W、Mo、Zr等都具有很高的固溶度。基于其本身优越的物理化学特性，铌及其合金可作为轨姿控液体发动机超高温合金材料的主要选择，但是铌及其合金在600℃～800℃就发生粉化瘟疫氧化现象，随着氧化层的增厚，氧化物与金属界面上产生的内应力可使氧化层开裂，随后发生灾难性氧化，严重限制了其在高温有氧环境下的应用。同时目前铌合金研究主要集中在合金化改性和涂覆涂层，合金化在一定程度上改善了合金的抗氧化性能，但会严重影响其高温力学性能，而表面涂层则可不影响铌合金良好高温力学性能，并有效保护基材在高温有氧环境下工作。所以表面涂层抗高温氧化性能直接决定了航天飞行器发动机用铌钨合金的工作温度，间接影响了航天飞行器发动机的质量和性能，故必须使用与铌基合金匹配的涂层以提高其高温抗氧化性能。

发明内容

针对现有技术氧阻挡层抗热震性能不足的问题，本发明提供了一种铌钨合金超高温抗氧化涂层结构及其制备方法，其目的在于通过激光粗化铌钨合金表面，刻蚀出凹槽形成一定的粗糙度后，于外部制备过渡层及氧阻挡层，再对样品进行等静压和热处理，来增强涂层的致密性，减小微裂纹、降低孔隙率、释放热应力，同时该涂层的抗热震性能显著增强。

为实现上述目的，按照本发明的第一方面，提供了一种铌钨合金超高温抗氧化涂层结构，该结构包括：

铌钨合金基体，所述铌钨合金基体表面经过激光粗化处理；

铌钨合金抗氧化涂层，附着在所述激光粗化后的铌钨合金基体的表面。

优选地，激光粗化处理得到深度为10～50μm，间隔为50～200μm的横向/纵向条纹。