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某航空发动机热端部件真空镀膜涂层技术

发布时间:2017-11-01

  为提高航空发动机热端部件抗腐蚀、抗高温氧化、抗磨损等能力,延长机件使用寿命,通常采取在发动机热端部件喷涂具有耐蚀、高温抗氧化、耐磨损等功能的防护涂层。由于设计原因,某航空发动机在工作过程中,一级涡轮导向器隔热屏封严篦齿的外篦齿暴露在高温燃烧区,未得到有效的冷却,产生极大的热应力,引起篦齿根部背面涂层裂纹甚至掉块,如图1所示。统计分析表明:某航空发动机工作到大寿命时,一级涡轮导向器隔热屏NiCr-Cr3C2涂层裂纹故障率高达80%,因此研究热端部件NiCr-Cr3C2涂层修复技术成为目前一项急待解决的问题。要解决涂层裂纹甚至掉块的故障,就需要提高涂层的结合强度,保证涂层获得相当的耐蚀、高温抗氧化、耐磨损等能力,为此必须适当调整涂层材料的成分配比。

  调整涂层材料的成分配比

  一级涡轮导向器隔热屏原涂层是采用底层为镍钴铬铝钇,面层为20%Ni5%Cr-75%Cr3C2混合粉喷涂制成。因镍钴铬铝钇作为涂层底层能够满足结合强度要求,所以成分无需调整。NiCr-Cr3C2涂层是一种碳化物涂层,它利用碳具有很高硬度、耐高温、并有一定润滑作用等性能,使涂层具有良好的抗冲击性、韧性等;NiCr-Cr3C2复合粉中的Ni在喷涂过程中会与底层镍钴铬铝钇中的Al发生反应,增加涂层与基体的黏结性能。因此,采取适当降低Cr3C2的含量、提高NiCr中Ni含量的方法,提高涂层与基体的结合强度。

  1、面层材料及配比

  NiCr-Cr3C2涂层由NiCr合金与Cr3C2粉末组成,不同的结构形式、组成成分、颗粒度,涂层的性能也不相同,具体情况见表1。

    由表1可知,NiCr合金与Cr3C2粉末的结构形式有2 种,一种是混合式团聚粉,另一种是包覆式复合粉,如图2所示。

  混合式粉末涂层韧性好,在高温燃气中抗气蚀、腐蚀能力强,但在喷涂过程中Cr3C2于500~700℃时易氧化成Cr2O3,其硬度降低;包覆式粉末涂层结合力强,硬度高,表面光洁,在高温中耐磨抗氧化能力强,且在喷涂过程中因NiCr合金抗氧化性好,很好地保护了Cr3C2,使Cr3C2未被氧化而损失,从而使涂层保持了很高的硬度。因此,NiCr合金与Cr3C2粉末的结构形式选用包覆式。

  由表1可知,30%NiCr-70%Cr3C2复合粉体制备的涂层具有结合力强、高硬度、高温抗氧化、耐磨耗、耐磨蚀,用于830℃由硬表面引起的磨损或磨粒磨损,和其它粉末组成成分相比最适合航空发动机热端部件工作特点,因此采用包覆型的25%Ni5%Cr-70%Cr3C2复合粉代替混合型的20%Ni5%Cr-75%Cr3C2混合粉。

  2、包履型复合粉的制备工艺

  包履型NiCr-Cr3C2复合粉是采用高压氢还原技术在Cr3C2粉的表面包裹镍层,再采用包覆法在镍包Cr3C2的表面粘结超细铬粉制成。图3给出了制备的NiCr-Cr3C2复合粉体的表面形貌。由图3可见,复合粉体呈一定的菱形,尺寸分布均匀,粒度分布在50~70μm之间。检测表明复合粉体的流动速度不大于0.6s/g,松装密度大于1.6g/ml。

  试验方法与表征

  1、试验材料

  试验用基体材料为1Cr18Ni9Ti,根据不同的试验,基体尺寸分为2种,一种尺寸为25.4mm×10mm,另一种尺寸为80mm×20mm×1mm。涂层材料选用中科院过程研究所研制的NiCr和Cr3C2粉末,复合粉体粒度分布在50~70μm之间。图2为原始粉末的SEM形貌。

  2、涂层制备

  涂层制备前,先将零件置于丙酮中进行超声波清洗,去除表面氧化物及油污,再对基体表面进行喷砂粗化处理。然后,采用中航工业北京航空制造工程研究所研制的APS-2000大气等离子喷涂系统(采用氩气作为等离子气体,氢气作为辅助气体,粉末的氧化程度低,杂质含量低,纯度高。所形成的涂层致密度高达88%~90%,孔隙率为3%~8%,氧化物含量很低,结合强度为40~50MPa,硬度较高),按表2等离子喷涂工艺参数在试样表面喷涂厚度约70~150μm的镍钴铬铝钇复合粉末作为底层,喷涂厚度约200~300μm的镍铬包碳化铬粉末30%NiCr-70%Cr3C2作为面层,喷涂出表面未被氧化的银灰色致密涂层。


  3、试验表征

  采用装配EDS附件的JLSM5910扫描电子显微镜对喷涂试样的显微结构进行分析;采用日本津岛生产的AG-IS100KN的电子拉力试验机测试涂层的结合强度和弯曲强度。将试样切成尺寸为φ25.4mm的圆片,用E-7胶将其与对偶件粘接后放入烘箱内100℃固化3h。取出后在室温下静置24h后用拉力机测试涂层的结合强度,试验3组,取三者的算术平均值。将试样通过电子拉力试验机(AGIS100KN)围绕R=12.5mm的芯棒型面上慢慢弯曲成90°(涂层朝外),试验3组,用肉眼或5倍放大镜检查涂层情况。采用北京时代生产的TH320全洛氏硬度计测试涂层硬度,载荷为15N,硬度测试5~10个点,取算术平均值。采用热振试验检测涂层经受冷热循环应力的能力,热振试验在马弗炉(RJM-2.8-10A)内进行,首先将试样加热到850℃,保温5~10min,然后迅速水淬至室温作为一个热冲击循环,共经过5~10个热循环,试验3组。试验结果与讨论

  a、涂层的显微结构分析

  从扫描电子显微镜下涂层的显微结构可知,大气等离子喷涂涂层呈明显的扁片层状结构,层与层之间结合紧密,除个别存在大孔外,大部分孔隙比较小(μm级)。对涂层内部不同区域的元素成分进行能谱分析,分析结果表明:浅灰色区域富含Ni、Fe、O元素,而深灰色区域主要以Cr的碳化物为主,结合区域主要以Al、Ni、Fe为主,同时伴随有少量Si、Mo的化合物。此外,涂层显微结构存在一些黑点即气孔,这可能是在喷涂过程中,镍铬包碳化铬粉末在等离子焰流中不能获得较好的熔融效果,未充分熔融的粉末沉积在基体上不能完全铺开,使得后续喷涂粒子撞击到涂层上时与其产生间隙;加之在喷涂环境中存在大量的空气,熔融颗粒容易吸附这些气体,冷却凝固时无法及时彻底地排除,于是在组织中留下缺陷,从而形成气孔。

  b、涂层的基本性能分析

  技术文件要求涂层的硬度标准≥32HRc,结合强度标准≥34MPa,热振试验涂层不应出现剥落、裂纹、起皮,弯曲试验涂层R处不允许有连贯的裂纹和剥落。测试结果表明:涂层硬度33.5~50.5HRc,结合强度平均值为49MPa;在热振循环中涂层试样表面无剥落、裂纹、起皮现象;涂层试样弯曲后R处涂层无连贯的裂纹和剥落。

  c、分析讨论

  镍铬包碳化铬中Ni具有细化晶粒、增强韧性的作用,Cr的硬度高,生成的Cr3C2氧化膜能阻止气体对涂层的进一步氧化,同时还可以增强涂层的耐磨性。NiCr-Cr3C2复合粉中的Ni在喷涂过程中会与底层镍钴铬铝钇中的Al发生反应,增加涂层与基体的黏结性能。Al是强脱氧剂,生成的Al2O3可以抑制外部介质对母材金属的进一步腐蚀。因此镍钴铬铝钇底层不但能与基体,也能与涂层形成微冶金结合,提高涂层结合力,增加涂层结合强度。

  结论

  (1)涂层的材料及其配比选用包覆式的30%NiCr-70%Cr3C2复合粉。采用高压氢还原及粘结法制备的NiCr-Cr3C2复合粉粒度分布均匀、流动速度快、松装密度合适,具有很好的热喷涂送粉性能。
  (2)采用大气等离子喷涂系统制备的涂层表面光洁,在高温中耐磨抗氧化能力强,能获得表面未被氧化的银灰色致密涂层。
  (3)硬度、拉伸、热震、弯曲试验表明:制备的涂层其显微硬度、结合强度、抗热震性、抗弯曲性等性能优异,能满足航空发动机热端部件涂层的防护要求。
  (4)通过对航空发动机热端部件涂层防护技术的研究,通过选用合适的涂层的材料及其配比,完善了制备NiCr-Cr3C2涂层的工艺方法,进一步掌握了航空发动机热端部件防护涂层的修理技术,成功地对磨损、磨蚀、高温易氧化的航空产品进行了修复,保证了航空产品质量。

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