一种高温封严涂层及其制备方法
【专利摘要】本发明提供了一种高温封严涂层及其制备方法。该高温封严涂层包括封严涂层底层和封严涂层面层；封严涂层底层的材料为NiCoCrWMoSiB高温钎焊料合金或NiCrCoSiB高温钎焊料合金；封严涂层面层的材料由5-12wt％的聚苯酯，5-10wt％的BaF2/CaF2和余量的NiCrAlYSi合金或NiCrAlY合金或NiCoCrAlTaY合金或CoCrAlY合金组成。本发明的高温封严涂层的制备方法是通过冷气动力喷涂在基体上制备封严涂层底层；通过等离子喷涂制备封严涂层面层；将喷涂有高温封严涂层的基体在500℃下保温，得预产品；预产品在1150-1250℃下真空扩散处理15-30分钟，完成高温封严涂层的制备。本发明提供的高温封严涂层具有硬度低，自润滑，摩擦系数低，寿命长的特点，工作温度可达1150℃，可用于航空发动机及地面燃气轮机高压涡轮气路的封严。
【专利说明】一种高温封严涂层及其制备方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种高温封严涂层及其制备方法，特别涉及一种用于航空发动机及地面燃气轮机高压涡轮气路封严的高温封严涂层及其制备方法，属于表面涂层【技术领域】。
【背景技术】
[0002]高压涡轮封严是指为防止高温燃气从高压侧沿叶片尖部向低压侧泄漏而采取的密封措施。
[0003]高温封严涂层，也叫高温可磨耗封严涂层，是一种用于控制燃气涡轮发动机气路间隙的功能型涂层。发动机涡轮机匣与工作叶片叶尖之间的径向间隙直接影响涡轮的效率，从而对对发动机的性能产生很大的影响，为使燃气涡轮发动机获得优异的性能，应尽量减小工作叶片叶尖与涡轮机匣间的径向间隙。许多因素可以引起径向间隙的变化，如工作时由于离心力和热膨胀所引起的叶片和涡轮盘的伸长、机匣受热膨胀及不均匀变形、转子和静子的偏心度等。
[0004]解决这一问题的主要技术措施之一是在涡轮外环上涂覆一层可磨耗的封严涂层，当间隙改变时它能提供良好的密封而不损伤转子叶片。该封严涂层必须耐高温、可磨耗、低摩擦系数。涂层硬度应低于叶片材料，这样涂层不会磨损叶片而又能起到密封封严作用，以保持发动机的效率、推力。
[0005]现有的等离子喷涂6-8% Y203/Zr02基陶瓷封严涂层的工作温度可达1100°C，但涂层结构松散，短期工作就开始脱落，工作寿命短，修理频繁，封严效果差。且Zr02/6-8 %的Y2O3的高温硬度高，随着工作时间的延长硬度上升明显，导致发动机叶片磨损严重，致使发动机效率及推力下降。
[0006]现有的等离子喷涂镍铬铝钇高温封严涂层虽然工作温度可达1100°C，但涂层摩擦系数大、硬度高，对发动机叶片磨损严重，更为严重的是涂层与涡轮外环基体零件间界面为机械结合，涂层结合力低，工作过程中易剥落掉块，影响发动机的安全。
[0007]综上所述，提供一种安全的、硬度低的、摩擦系数小的高温封严涂层是本领域亟待解决的问题。
【发明内容】
[0008]为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种新型的高温封严涂层，该高温封严涂层可应用于航空发动机及地面燃气轮机高压涡轮气路封严，具有抗氧化、低硬度、可磨耗、低摩擦系数、自润滑、界面结合力高的特点，工作温度可达1150°C，能够大幅度地提高涂层封严的效果和使用寿命。
[0009]为了达到上述目的，本发明提供了一种高温封严涂层，其包括封严涂层底层和封严涂层面层；
[0010]其中，所述封严涂层底层的材料包括NiCoCrWMoSiB高温钎焊料合金或NiCrCoSiB高温钎焊料合金；
[0011]以NiCoCrWMoSiB高温钎焊料合金的质量为100%计，所述NiCoCrWMoSiB高温钎焊料合金包括:6.0-12.0界七％的(:0，5.0-8.0界七％的0，7.0-11.0界七％的1，1.0-3.0界七％的]?0，2.0-4.0wt%^ Si，0.15-0.45wt%^ B，余量为 Ni ；
[0012]以NiCrCoSiB高温钎焊料合金的质量为100%计，所述NiCrCoSiB高温钎焊料合金包括:17.0-21.0界七％的0，7.0-11.0界七％的(:0，3.0-5.0界七％的51，2.0-4.0% wt 的 B，余量为Ni ；
[0013]以封严涂层面层材料的质量为100%计，所述封严涂层面层的材料包括:
5-12wt%的聚苯酯，5-10被％的BaF2/CaF2，余量为NiCrAHSi合金粉末或NiCrAH合金粉末或NiCoCrAlTaY合金粉末或CoCrAH合金粉末；所述BaF2/CaF2包括68wt %的BaF2和32界七％的CaF2。
[0014]本发明还提供了上述高温封严涂层的制备方法，其包括以下步骤:
[0015]通过冷气动力喷涂方式在基体上形成高温封严涂层的底层；具体是通过冷气动力喷涂NiCoCrWMoSiB高温钎焊料合金或NiCrCoSiB高温钎焊料合金在基体上形成高温封严涂层的底层；
[0016]通过等离子喷涂方式在封严涂层底层上形成高温封严喷涂层的面层；具体是通过等离子喷涂由5-12wt%的聚苯酯、5-10wt^^^BaF2/CaF2及余量的NiCrAHSi合金粉末或NiCrAlY合金粉末或NiCoCrAlTaY合金粉末或CoCrAH合金粉末组成的混合粉末在封严涂层底层上形成高温封严涂层的面层；
[0017]将喷涂有高温封严涂层的基体在500°C保温8小时，去除聚苯酯，得到预产品；
[0018]将预产品在1150_1250°C下真空扩散处理15_30分钟，完成高温封严涂层的制备。
[0019]本发明提供的制备方法中，优选地，高温封严涂层的底层的厚度为0.2mm-0.3mm。
[0020]本发明提供的制备方法中，优选地，所述高温封严涂层的面层的厚度为
1.5mm-4.5mm。
[0021]根据本发明的【具体实施方式】，本发明中的NiCoCrWMoSiB高温钎焊料合金是以粉末的形式存在的，NiCoCrWMoSiB高温钎焊料合金粉末是将6.0-12.0wt%的Co、5.0-8.0wt%的 Cr、7.0-11.0界七％的评、1.0-3.0界七％的]?0、2.0-4.0wt%^ S1、0.15-0.45界七％的8 和余量的Ni采用真空熔化超声气体雾化的方式制备成冷气动力喷涂用的合金粉末。
[0022]根据本发明的【具体实施方式】，本发明中的NiCrCoSiB高温钎焊料合金是以粉末的形式存在的，NiCrCoSiB高温钎焊料合金粉末是将17.0-21.0被％的Cr、7.0-11.0被％的Co,3.0-5.0被％的5丨、2.0-4.0% wt的B和余量的Ni采用真空熔化超声气体雾化的方式制备成冷气动力喷涂用的合金粉末。
[0023]根据本发明的【具体实施方式】，其中封严涂层面层等离子喷涂粉末是将聚苯酯、BaF2/CaF2与NiCrAHSi合金粉末或NiCrAH合金粉末或NiCoCrAlTaY合金粉末或CoCrAH合金粉末通过机械混合而成的混合粉末。
[0024]根据本发明的【具体实施方式】，NiCoCrWMoSiB高温钎焊料合金粉末或NiCrCoSiB高温钎焊料合金粉末经冷气动力喷涂在基体上形成封严涂层底层；NiCrAHSi合金粉末、NiCrAlY合金粉末、NiCoCrAlTaY合金粉末或CoCrAH合金粉末与聚苯酯和BaF2/CaF2经离子喷涂在封严涂层底层上形成封严涂层面层。其中，NiCrAHSi合金粉末、NiCrAH合金粉末、NiCoCrAlTaY合金粉末及CoCrAH合金粉末均为球形的普通商用热喷涂粉末。
[0025]本发明提供的高温封严涂层可以用于航空发动机及地面燃气轮机高压涡轮气路等的封严。
[0026]根据本发明的【具体实施方式】，将本发明的高温封严涂层制备在高温合金基体上时，具体包括以下步骤:
[0027]清洗待喷涂高温封严涂层的高温合金基体，用清洁、干燥的棕刚玉砂对高温合金基体进行喷砂处理；
[0028]通过冷气动力喷涂方式在经过喷砂处理的高温合金基体上喷涂NiCoCrWMoSiB高温钎焊料合金粉末或NiCrCoSiB高温钎焊料合金粉末形成高温封严涂层的底层；高温封严涂层的底层的厚度为0.2mm-0.3mm ；
[0029]通过等离子喷涂方式在喷涂有封严涂层底层的基体上喷涂封严涂层面层，形成高温封严涂层的面层，高温封严涂层的面层厚度1.5mm-4.5mm ；
[0030]将喷涂有高温封严涂层的高温合金基体置于箱式电阻炉中，在500°C下保温8小时，去除高温封严涂层中的聚苯酯，以在涂层中形成孔隙，降低涂层的硬度并提高涂层的抗热冲击能力；
[0031]将已经去除涂层中的聚苯酯的带涂层的高温合金基体放入真空钎焊炉，随炉升温至1150-1250°C，保温15-30分钟，然后随炉缓冷(冷却速度不大于20°C /min)至500°C后关闭加热装置，随炉冷却到室温，实现高温封严涂层的底层与高温合金基体间界面冶金结合，得到带有高温封严涂层的高温合金零件。经过上述方法制备得到的高温合金基体上的高温封严涂层的硬度处于HR45Y25-65的范围，具有优良的可磨耗性能，可应用于航空发动机及地面燃气轮机高压涡轮气路封严。
[0032]本发明提供的高温封严涂层中，通过加入造孔材料聚苯酯，降低涂层的硬度；通过加入高温自润滑材料BaF2/CaF2，降低涂层的摩擦系数。
[0033]本发明提供的高温封严涂层的制备方法中，采用冷气动力喷涂的高温钎焊料底层经真空扩散处理，实现封严涂层底层与涡轮外环基体间界面冶金结合，提高涂层的结合强度。
[0034]本发明提供的高温封严涂层的制备方法中，采用冷气动力喷涂方式形成高温封严涂层的底层，然后采用等离子喷涂方式形成高温封严涂层的面层，对高温封严涂层进行真空扩散热处理，实现高温封严涂层的底层与基体零件间界面冶金结合，有效避免了涂层脱落现象的发生，大幅度提高了高温封严涂层的结合力、工作寿命及使用可靠性。
[0035]本发明提供的高温封严涂层中，封严涂层的面层中添加聚苯酯提高了面层孔隙度，使得高温封严涂层的硬度可调，均匀分布的孔隙大大降低了涂层高温工作过程中的内应力，并降低了涂层的硬度；封严涂层的面层中添加BaF2/CaF2，大幅度降低了高温封严涂层的摩擦系数，大幅度减小了涂层对发动机叶片的磨损。
[0036]本发明的高温封严涂层可应用于航空发动机及地面燃气轮机高压涡轮气路的封严。
[0037]本发明的高温封严涂层与现有的高温封严涂层相比，硬度从HR45Y75-80降至HR45Y65以下，摩擦系数由0.8降至0.5以下，高温封严涂层与基体界面实现冶金结合，降低了高温封严涂层对叶片的磨损，提高了涂层的可磨耗性及使用寿命，可满足先进航空发动机、地面燃气轮机高压涡轮气路封严的需要。
【专利附图】
【附图说明】
[0038]图1为实施例1中的高温合金基体上制备的高温封严涂层的结构示意图。
[0039]主要附图符号说明
[0040]I高温合金基体2高温封严涂层的底层3高温封严涂层的面层4孔隙5减摩材料BaF2/CaF2
【具体实施方式】
[0041]为了对本发明的技术特征、目的和有益效果有更加清楚的理解，现参照说明书附图对本发明的技术方案进行以下详细说明，但不能理解为对本发明的可实施范围的限定。
[0042]实施例1
[0043]本实施例提供了一种高温封严涂层，其包括封严涂层底层(冷气动力喷涂NiCoCrWMoSiB高温钎焊料合金粉末制得)和封严涂层面层(等离子喷涂1wt%的聚苯酯、5被％的BaF2/CaF2和余量的NiCrAHSi合金粉末组成的混合粉末制得)。
[0044]本实施例还提供了上述高温封严涂层的制备方法，具体包括以下步骤:
[0045]用120号航空汽油清洗高温合金基体1，用清洁、干燥的棕刚玉砂对高温合金基体I喷砂；
[0046]通过冷气动力喷涂方式在经喷砂处理的高温合金基体上I喷涂NiCoCrWMoSiB高温钎焊料合金粉末，在基体上形成高温封严涂层的底层2，高温封严涂层的底层2的厚度为0.25mm ；
[0047]在封严涂层底层上通过等离子喷涂方式制备封严涂层的面层(等离子喷涂NiCrAlYSi合金粉末、聚苯酯和减摩材料BaF2/CaF25的混合粉末)，在基体上形成高温封严涂层的面层3，等离子喷涂功率为28KW，喷涂距离为80mm，控制高温封严涂层的面层3的厚度为3.5mm ；
[0048]将制备有高温封严涂层的高温合金基体I放入箱式电阻炉，在500°C下保温8小时，去除封严涂层中的聚苯酯，在高温封严涂层中形成孔隙4;
[0049]将已去除涂层中聚苯酯的零件放入真空钎焊炉，随炉升温至1200°C，保温15分钟，随炉缓冷(冷却速度为20°C /min)至500°C后关闭加热装置，随炉冷却到室温，涂层与零件基体间即实现冶金结合，得到的高温封严涂层的结构如图1所示。测试结果表明，该涂层的表面洛氏硬度低于HR45Y55，900°C下的高温摩擦系数为0.47。
[0050]实施例2
[0051]本实施例提供了一种高温封严涂层，其包括封严涂层底层(冷气动力喷涂NiCrCoSiB高温钎焊料合金粉末制得)和封严涂层面层(等离子喷涂7wt%的聚苯酯、5被％的BaF2/CaF2和余量的NiCoCrAlTaY合金粉末组成的混合粉末制得)。
[0052]本实施例还提供了上述高温封严涂层的制备方法，具体包括以下步骤:
[0053]用120号航空汽油清洗高温合金基体，用清洁、干燥的棕刚玉砂对高温合金基体喷砂；
[0054]通过冷气动力喷涂方式在经喷砂处理的高温合金基体上喷涂NiCrCoSiB高温钎焊料合金粉末，在基体上形成高温封严涂层的底层，高温封严涂层的底层的厚度为0.3mm ；
[0055]在封严涂层底层上通过等离子喷涂方式制备封严涂层的面层(等离子喷涂NiCoCrAlTaY合金粉末、聚苯酯和减摩材料BaF2/CaF2组成的混合粉末)，等离子喷涂功率为28KW，喷涂距离为80mm，控制高温封严涂层的面层的厚度为3.0mm ；
[0056]将制备有高温封严涂层的高温合金基体放入箱式电阻炉，在500°C下保温8小时，去除封严涂层中的聚苯酯；
[0057]将已去除涂层中聚苯脂的零件放入真空钎焊炉，随炉升温至1150°C，保温20分钟，随炉缓冷(冷却速度为20°C /min)至500°C后关闭加热装置，随炉冷却到室温，涂层与零件基体间即实现冶金结合，得到带有上述高温封严涂层的高温合金零件。测试结果表明该涂层的表面洛氏硬度低于HR45Y60，900°C下的高温摩擦系数为0.45。
[0058]以上实施例说明，本发明的高温封严涂层是一种硬度低、摩擦系数低、使用寿命长，工作温度可达1150°C的封严涂层。
【权利要求】
1.一种高温封严涂层，其包括封严涂层底层和封严涂层面层； 其中，所述封严涂层底层的材料为NiCoCrWMoSiB高温钎焊料合金或NiCrCoSiB高温钎焊料合金； 以NiCoCrWMoSiB高温钎焊料合金的质量为100%计，所述NiCoCrWMoSiB高温钎焊料合金包括:6.0-12.0wt % 的 Co，5.0-8.0wt % 的 Cr, 7.0-11.0wt % 的 W, 1.0-3.0wt % 的 Mo，2.0-4.0wt%^ Si,0.15-0.45wt%^ B，余量为 Ni ； 以NiCrCoSiB高温钎焊料合金的质量为100%计，所述NiCrCoSiB高温钎焊料合金包括:17.0-21.0wt%的 Cr，7.0-11.0wt%的 Co，3.0-5.0wt%的 Si，2.0-4.0% wt 的 B，余量为Ni ； 以封严涂层面层材料的质量为100%计，所述封严涂层面层的材料包括:5-12wt%的聚苯酯，5-10wt %的BaF2/CaF2，余量为NiCrAHSi合金粉末或NiCrAH合金粉末或NiCoCrAlTaY合金粉末或CoCrAH合金粉末；所述BaF2/CaF2包括68wt%的BaF2和32wt%的 CaF2。
2.—种权利要求1所述的高温封严涂层的制备方法，其包括以下步骤: 通过冷气动力喷涂方式在基体上形成高温封严涂层的底层； 通过等离子喷涂方式在高温封严涂层的底层上形成高温封严涂层的面层； 将喷涂有高温封严涂层的基体在500°C下保温8小时，去除聚苯酯，得到预产品； 将预产品在1150-1250°C下真空扩散处理15-30分钟，完成高温封严涂层的制备。
3.根据权利要求2所述的制备方法，其中，所述高温封严涂层的底层的厚度为0.2mm-0.3mm。
4.根据权利要求2所述的制备方法，其中，所述高温封严涂层的面层的厚度为.1.5mm-4.5mm。
【文档编号】C23C24/04GK104404514SQ201410616508
【公开日】2015年3月11日 申请日期:2014年11月5日 优先权日:2014年11月5日
【发明者】李其连, 王纯, 杨伟华, 李淑青 申请人:中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所