一种涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法
【专利摘要】本发明提供一种涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，包括以下步骤：步骤(1)：对基体表面进行打磨清洗；步骤(2)：以镍基合金为原料，采用激光金属沉积成型方法，在打磨清洗后的基体表面上沉积网状结构层；步骤(3)：用在网状结构层表面依次喷涂粘结层和陶瓷面层。本发明提供的涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，在热障涂层的基体和粘结层之间形成网状结构层，网状结构层可以有效提高热障涂层与基体间的结合强度，使热障涂层具有更好的耐高温性和耐久度，可以有效防止热障涂层中裂纹的扩展，延长热障涂层的使用寿命，减少热障涂层脱落现象。
【专利说明】一种涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法。
【背景技术】
[0002]随着对航空发动机的高性能、高效率的要求，涡轮进口温度被不断提高。近50年来，飞机发动机的涡轮进口温度已从11001(左右提高到了 20001该涡轮进口温度已经超过镍基合金材料熔点。涡轮热端部件的隔热和冷却技术是保证发动机服役性能和高可靠性的关键技术。热端部件中，很多部件需要涂覆热障涂层，用于隔热和防止氧化。热障涂层通常包含3层，陶瓷面层，粘结层及基体。陶瓷面层材料成分通常是高熔点、低导热率的掺氧化钇(?)的氧化锆(21-02)；粘结层材料是10^11(1 =附，(?或^1+00, 0是铬，八1是铝，V是钇)，起到抗氧化腐蚀、热膨胀系数匹配的作用。通常采用热喷涂、电弧离子镀、磁控溅射或电子束物理气相沉积制备。
[0003]热障涂层材料与基体的镍基合金材料物理性能差异较大，采用现有表面处理技术，在金属基体表面制备的陶瓷热障涂层，二者之间结合力弱，高温环境下，陶瓷热障涂层随着温度的变化会产生较大内应力，导致陶瓷热障涂层容易剥落。为了增强陶瓷热障涂层与镍基合金材料的结合强度，减少高温下由于材料热膨胀系数不同导致的涂层开裂、脱落等现象，在陶瓷热障涂层和镍基合金之间需要先涂覆一层金属涂层，以防止镍基合金氧化，缓解热应变。然而经过长时间热循环，金属涂层的镍基合金材料中含有铝，金属涂层会形成以氧化铝为主的氧化层，导致金属涂层的韧性变差，导致陶瓷热障涂层产生裂纹，最终会导致陶瓷热障涂层脱落。
[0004]现有技术中，采用激光技术对热端部件的基体进行表面清洗和毛化处理，并对热障涂层进行表面重融、改性，以提高陶瓷热障涂层和镍基合金之间的结合强度。但是这些方法热障涂层加工工艺复杂，加工时间长，防止脱落的作用不明显。
【发明内容】
[0005]为了提高热障涂层的韧性，避免热障涂层产生裂纹，防止热障涂层脱落，本发明提供一种涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法。
[0006]为了解决上述问题，本发明的技术方案是:一种涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，包括以下步骤:
[0007]步骤(1):对基体表面进行打磨清洗；
[0008]步骤(2):以镍基合金为原料，采用激光金属沉积成型方法，在打磨清洗后的基体表面上沉积网状结构层；
[0009]步骤(3):用在网状结构层表面依次喷涂粘结层和陶瓷面层。
[0010]作为优选，步骤(2)加工过程中，采用氩气对熔池进行保护。
[0011]作为优选，步骤(1)采用金属抛磨机对基体表面打磨。
[0012]作为优选，步骤⑵中所述激光功率为501?5001 ；激光束的扫描速度为5臟々?20111111/8 ；送粉率为匕/旧!!?108加丨！1 ；激光模式是连续式或者脉冲式；激光光斑直径的大小为0.3臟?0.8臟。
[0013]作为优选，步骤(3)中采用等离子或者电子束气相沉积方法喷涂粘结层和陶瓷面层。
[0014]作为优选，所述网状结构层由若干个连续的，均匀分布的结构单元组成。
[0015]作为优选，所述结构单元为正方形、波浪形或I形。
[0016]作为优选，通过控制激光的扫描路径控制所述结构单元的形状。
[0017]作为优选，相邻两个结构单元的中心之间的间距为1111111?10111111 ；所述结构单元的每一条边的宽度是0.1111111?1.0麵’厚度是0.05111111?1.0麵’宽高比是0.1?20。
[0018]对基体表面进行打磨清洗后还可以先在基体表面喷涂粘结层；然后在粘结层表面沉积网状结构层；然后在网状结构层表面喷涂陶瓷面层。
[0019]与现有技术相比，本发明提供的涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，通过高能量激光束将基体的材料和网状结构层的材料同时融化，在基体表面形成一个液态熔池，激光束扫过的区域由于温度降低，基体的材料和网状结构层的材料重新形核，形成新的晶体结构，在热障涂层的基体和粘结层之间形成网状结构层，网状结构层增加了热障涂层的基体和粘结层界面的粗糙度，从而网状结构层可以有效提高热障涂层与基体间的机械结合强度。同时高于平面的、突起的网格能有效阻碍导致层间分离的横向裂纹的扩展，或者是改变裂纹的扩展方向。在热服役过程中，网状结构层应力较为集中，出现于网状结构层位置相对应的纵向裂纹，有利于应力的均匀释放，从而使热障涂层具有更好的耐高温性和耐久度，可以有效防止热障涂层中裂纹的扩展，延长热障涂层的使用寿命，减少热障涂层脱落现象。
【专利附图】
【附图说明】
[0020]图匕是本发明提供的一具体实施例的涡轮热端部件热障涂层的结构示意图；
[0021]图化是本发明提供的一具体实施例的涡轮热端部件热障涂层的截面图；
[0022]图23是网状结构层的波浪形结构单元的结构图；
[0023]图26是网状结构层的正方形结构单元的结构图；
[0024]图2。是网状结构层的I形结构单元的结构图；
[0025]图3网状薄壁结构宽高比对残余应力影响的曲线图；
[0026]图如本发明提供的一具体实施例的涡轮热端部件热障涂层经过热疲劳实验后的表面结构图；
[0027]图仙不含有网状结构层的热障涂层经过热疲劳实验后的表面结构图。
[0028]图中所示:1、基体，2、网状结构层，3、粘结层，4、陶瓷面层。
【具体实施方式】
[0029]下面结合具体实施例对本发明作进一步详述。
[0030]实施例1
[0031]请参考图匕和图一种涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，包括以下步骤:
[0032]步骤(1):对基体1表面进行打磨清洗；所述基体1材料为镲基合金；
[0033]步骤(2):以镍基合金为原料，采用激光金属沉积成型方法，在打磨清洗后的基体I表面上沉积网状结构层2 ；
[0034]步骤(3):在网状结构层2表面依次喷涂粘结层3和陶瓷面层4。
[0035]其中，步骤(I)采用金属抛磨机对基体I表面打磨。
[0036]步骤(2)加工过程中，采用氩气对熔池进行保护，能够有效避免金属重新结晶过程中被氧化。
[0037]激光功率在沉积成型工艺中是一个关键参数。
[0038]激光功率小于50W时，网状结构层2较难沉积，网状结构层2与基体I结合强度较弱；当激光功率大于500W时，网状结构层2被严重氧化，沉积得到的网状结构层2机械性能较差，不利于粘结层3与网状结构层2的结合；激光功率为50W?500W时，网状结构层2与基体I结合强度较强。在50W?500W范围内，增加激光的功率，会使得熔池变深，得到的网状结构层2和基体I的结合强度增强。
[0039]步骤(3)中采用等离子或者电子束气相沉积方法喷涂粘结层3和陶瓷面层4。
[0040]请参考图2a至图2c，所述网状结构层2由若干个连续的，均匀分布的结构单元组成。所述结构单元可以为波浪形(图2a)、正方形(图2b)、T形(图2c)或者其他不规则形状。所述网状结构层2材料的送粉率，激光的扫描速度以及激光光斑的大小都是可控的工艺参数，通过调节这四个主要参数可以控制所述结构单元的每一条边的宽度和厚度。
[0041]其中，正方形的结构单元易于沉积，沉积所用时间短。
[0042]T形的结构单元每一条边互相不接触，有效避免每一条边接触部位产生凸起，避免导致应力集中，有效防止裂纹产生。
[0043]波浪形的结构单元结构连贯，沉积过程中不会有凸起产生，避免导致应力集中，有效防止裂纹产生。
[0044]通过控制激光的扫描路径，可以控制所述结构单元的形状。本发明中提供的热障涂层的激光加工方法步骤(2)中激光束的扫描速度优选为5mm/s?20mm/s ;送粉率优选为lg/min?10g/min ;激光模式可以是连续式或者脉冲式；激光光斑直径的大小优选为
0.3mm ?0.8mmο
[0045]相邻两个结构单元的中心之间的间距为Imm?10mm。
[0046]请参考图2a至图2c，所述结构单元的每一条边的宽度是0.1mm?1.0mm，厚度是
0.05mm?1.0mm,宽高比是0.1?20。此宽高比是在激光沉积成形所述网状结构层2技术覆盖范围内；宽高比在0.1?20范围内，可以保证网状结构层2有效的防止热障涂层的裂纹扩展。
[0047]请参考图3，X轴是结构单元边长的宽高比，Y轴是涂层内最大残余应力(MPa)。随着宽高比增大，残余应力减小。这是因为随着宽高比的增大，网状结构的横截面变得更为平缓，喷涂粘结层3和陶瓷面层4的过程中引起的应力集中程度减小，形成的热障涂层的残余应力变小。
[0048]请参考图4a，经过1150°C热疲劳实验后，含有网状结构层2的热障涂层经过热疲劳实验后的表面有纵向裂纹，热障涂层依然存在。请参考图4b，经过1150°C热疲劳实验后，不含有网状结构层2的热障涂层经过热疲劳实验后，热障涂层已经脱落。说明热服役过程中，网状结构层2应力较为集中，出现于网状结构层2位置相对应的纵向裂纹，有利于应力的均匀释放，从而使热障涂层具有更好的耐高温性和耐久度，可以有效防止热障涂层中裂纹的扩展，延长热障涂层的使用寿命，减少热障涂层脱落现象。
[0049]网状结构层2的材料必须要耐高温，能够在2000K的高温环境中保持良好的机械性能。激光沉积成型网状结构层2的材料所用的材料可以是镍基合金，如MCrAH(M = Ni，Co或Ni+Co，Cr是络，Al是销，Y是钇)。或者单晶合金材料，例如我国第二代镍基合金单晶材料DD6或国外牌号CMSX-4的单晶材料。镍基合金和单晶材料均具有良好的耐高温性能，均可以用作网状结构层2的材料。
[0050]实施例2
[0051]实施例2与实施例1的区别是:
[0052]一种涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，包括以下步骤:
[0053]步骤⑴:对基体表面进行打磨清洗；
[0054]步骤(2):在基体表面喷涂粘结层；
[0055]步骤(3):在粘结层表面沉积网状结构层；
[0056]步骤(4):在网状结构层表面喷涂陶瓷面层。
[0057]实施例2制备的热障涂层进行热疲劳实验与不含有网状结构层的热障涂层对比，经过1150°C热疲劳实验后，含有网状结构层2的热障涂层经过热疲劳实验后的表面有纵向裂纹，热障涂层依然存在。经过1150°C热疲劳实验后，不含有网状结构层2的热障涂层经过热疲劳实验后，热障涂层已经脱落。说明网状结构层有效延长热障涂层的使用寿命，可以减少热障涂层脱落现象。
[0058]本发明提供的涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，原理是通过高能量激光束将基体I的材料和网状结构层2的材料同时融化，在基体I表面形成一个液态熔池，激光束扫过的区域由于温度降低，基体I的材料和网状结构层2的材料重新形核，形成新的晶体结构，在热障涂层的基体I和粘结层3之间形成网状结构层2，网状结构层2可以有效提高热障涂层与基体I间的结合强度，使热障涂层具有更好的耐高温性和耐久度，可以有效防止热障涂层中裂纹的扩展，延长热障涂层的使用寿命，减少热障涂层脱落现象。
[0059]本领域的技术人员可以对发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。
【权利要求】
1.一种涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，其特征在于，包括以下步骤: 步骤(I):对基体表面进行打磨清洗； 步骤(2):采用激光金属沉积成型方法，在打磨清洗后的基体表面上沉积网状结构层； 步骤(3):用在网状结构层表面依次喷涂粘结层和陶瓷面层。
2.根据权利要求1所述的涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，其特征在于，步骤(2)加工过程中，采用氩气对熔池进行保护。
3.根据权利要求1所述的涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，其特征在于，步骤(1)采用金属抛磨机对基体表面打磨。
4.根据权利要求1所述的涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，其特征在于，步骤(2)中所述激光功率为50W?500W;激光束的扫描速度为5mm/s?20mm/s ;送粉率为Ig/min?10g/min ;激光模式是连续式或者脉冲式；激光光斑直径的大小为0.3mm?0.8mm。
5.根据权利要求1所述的涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，其特征在于，步骤(3)中采用等离子或者电子束气相沉积方法喷涂粘结层和陶瓷面层。
6.根据权利要求1所述的涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，其特征在于，所述网状结构层由若干个连续的，均匀分布的结构单元组成。
7.根据权利要求6所述的涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，其特征在于，所述结构单元为正方形、波浪形或T形。
8.根据权利要求6所述的涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，其特征在于，通过控制激光的扫描路径控制所述结构单元的形状。
9.根据权利要求6或7所述的涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，其特征在于，相邻两个结构单元的中心之间的间距为Imm?1mm ;所述结构单元的每一条边的宽度是0.1臟?1.0mm,厚度是0.05mm?1.0mm,宽高比是0.1?20。
10.一种涡轮热端部件热障涂层的激光加工方法，其特征在于，包括以下步骤: 步骤(I):对基体表面进行打磨清洗； 步骤(2):在基体表面喷涂粘结层； 步骤(3):在粘结层表面沉积网状结构层； 步骤(4):在网状结构层表面喷涂陶瓷面层。
【文档编号】C23C4/12GK104451671SQ201410795564
【公开日】2015年3月25日 申请日期:2014年12月18日 优先权日:2014年12月18日
【发明者】任翔, 罗丽荣, 齐欢, 赵晓峰, 张骁丽 申请人:上海交通大学