[发明专利]一种抗CMAS粘结仿生热障涂层及其制备方法

说明书

本发明公开了一种抗CMAS粘结仿生热障涂层及其制备方法，包括以下步骤：陶瓷基体表面喷砂处理；制备氧化钇稳定氧化锆靶材与粉末，其中Ysubgt;2/subgt;Osubgt;3/subgt;为8wt.％；采用电子束物理气相沉积(EB‑PVD)在基体表面制备柱状晶结构的氧化钇稳定氧化锆涂层；利用飞秒激光扫描所述氧化钇稳定氧化锆涂层表面；利用碳蒸发镀膜仪对所述飞秒激光处理后的氧化钇稳定氧化锆涂层进行喷碳处理。该方法通过激光改性使陶瓷涂层表面结构变为类似荷叶状的微纳组织，并喷涂碳层，减小在CMAS在陶瓷涂层上的粘结性与润湿性，使其不同粒径CMAS粒子均无法润湿涂层并渗入其表面，具有良好的抗CMAS腐蚀性。

背景技术

大气中的粉尘(包括沙石、灰尘和火山灰等，其主要组成为CaO-MgO-Al₂O₃-SiO₂，简称CMAS)给航空安全带来的最大挑战在于对航空发动机的破坏性影响。由于CMAS粒子熔点在～1100℃左右，远低于航空发动机中燃烧室的火焰温度(～2000℃)。因此，当这些外来物颗粒随压缩空气进入航空发动机燃烧室时会在炽热的发动机内部快速熔化并粘附在热端部件表面，从而堵塞表面气膜冷却孔，影响冷却，降低涂层的热力学性能和机械性能，甚至引起热障涂层(Thermal Barrier Coatings，TBCs)早期剥离失效，严重威胁航空发动机的服役安全和使用寿命。随着涡轮发动机的推重比越来越高，涡轮前进口温度也越来越高，CMAS问题变得愈加严重。

应用在航空发动机热端部件的热障涂层(TBCs)是将陶瓷材料以涂层的形式与金属基体相复合的一种表面防护技术，用于阻隔热量保护底部的高温合金。其结构通常由提供隔热的陶瓷面涂层、抗氧化的金属粘结层和由于氧化作用在粘结层上形成的热生长氧化物层组成。其中陶瓷层材料通常选用YSZ(6-8wt.％Y₂O₃部分稳定化的ZrO₂)。目前制备热障涂层的技术主要有电子束-气相沉积(简称EB-PVD)和大气等离子喷涂(简称APS)技术。

TBCs在CMAS作用下的失效主要体现在两个方面，其一是TBCs与CMAS之间的热化学反应导致其高温稳定性降低，过早发生相变失稳，如CMAS中SiO₂会溶解YSZ中的Y₂O₃以及CaO会取代Y₂O₃作为ZrO₂的稳定剂。其二是TBCs与CMAS之间物理热应力不匹配，如CMAS粒子渗入与热应力引起TBCs陶瓷层分层及CMAS粒子在涂层表面密实作用产生收缩应力，导致陶瓷层在热循环过程中内部热应力增大，最终致使涂层分层开裂，逐层剥离失效。

在明确相关失效机理的基础上，国内外学者也在尝试研发不同TBCs涂层针对CMAS进行防护。目前，CMAS的腐蚀防护措施主要有三种方式：

(1)物理隔绝防CMAS熔体渗透法：通过添加与CMAS不反应的惰性、致密的非渗透性涂层，通过材料的物理特性直接将CMAS熔体与热障涂层隔离开来，从而阻挡CMAS熔体渗透。包括：惰性封阻层设计(金属Pd-Ag防护涂层)、涂层表层致密化，即表面制备a-Al₂O₃致密防护层对CMAS粒子附着和渗入起到物理性阻挡作用。存在的技术问题是体系的热膨胀系数不匹配，致使涂层微裂纹和孔隙扩大，在服役过程中由于热应力大，容易导致开裂和剥落，防护效果不佳；