热障涂层技术在航空发动机涡轮叶片上的应用

经济和技术的快速发展有效地推动了我国航空发动机发展,新时期高推重比航空发动机已经成为航空发动机发展的主要方向,在提高航空发动机推重比的众多措施中最直接方式是提高航空发动机涡轮进口温度,以使得航空发动机在工作过程中能够更好地加热、压缩空气,从而使得航空发动机能够产生更高推重比。而航空发动机涡轮进口温度主要受航空发动机涡轮叶片承温能力影响。热障涂层应用于航空发动机涡轮叶片上将有助于提高航空发动机涡轮叶片承温能力。本文将就航空发动机涡轮叶片热障涂层的特点及技术应用进行分析阐述。     

航空发动机用热障涂层的发展

在延长航空发动机热端部件的寿命，提高效率，降低燃料消耗等方面，热障涂层已成为改善航空发动机性能的一种有效手段。随着等离子喷涂技术的不断完善，电子束蒸发物理气相沉积法，激光喷涂法等也相继问世。目前，对涂层剥落机理和寿命预测模型的研究了取得了相当大的进展，热障涂层的应用范围正不断扩大。     

航空发动机涡轮叶片热障涂层研究进展

涡轮叶片的热障涂层技术是保障和提升航空发动机性能的关键技术之一,涡轮叶片的工作环境要求热障涂层需要具备隔热性能好、热膨胀系数与基材相匹配、抗氧化性能好、抗熔盐腐蚀性能好等一系列特点,这对热障涂层的材料、结构以及制备工艺提出了巨大的挑战,是当前航空发动机领域的热点研究之一。本文对构成热障涂层的金属粘结层和陶瓷层材料,以及热障涂层体系结构的研究现状做了详细介绍,并简要介绍了常用的热障涂层制备方法,展望了金属粘结层和陶瓷层材料体系和制备技术的发展趋势,以期为未来航空发动机涡轮叶片热障涂层体系的构建提供有益参考。     

热障陶瓷涂层的最新发展

综述了现代航空发动机用热障陶瓷涂层的最新发展，着重介绍了双陶瓷层，电子束物理气相沉积（EB－PVD）和溶液等离子喷涂（SPS）纳米热障陶瓷涂层的性能和特点。     

发动机三级涡轮叶片断裂分析

某发动机三级涡轮转子叶片在飞机赶快冰爬升时断裂，通过断口ＳＥＭ观察，ＥＤＡＸ成分分析，叶片基材金相检验和硬度测试等分析了叶片的断裂原因和机制，结果表明，共振是叶片失稳断裂的直接原因，热疲劳萌生裂纹，高温腐蚀疲劳控制裂纹稳态扩展，材料冶金缺陷对叶片断裂过程有促进作用。     

激光表面重熔对等离子喷涂氧化铝陶瓷涂层耐腐蚀性的影响

通过采用激光表面重熔和在氧化铝涂层中加入稀土的工艺方法，封闭了表层中残存的孔隙，减少了微裂纹。不仅提高涂层的质量，而且使其耐蚀性得到明显提高。     

WJ5A发动机涡轮叶片折断及裂纹分析

本文分析了WJ5A发动机一次事故原因。据目视、荧光、断口和金相检验,在叶片组织中发现了明显的过烧特征。经与试验室模拟试验后的过烧组织进行对比,判断出局部超温达1290℃,这是引起事故的主要原因。文章还对发动机今后的安全使用提出了建议。     

陶瓷涂层材料及其应用

本文扼要地介绍陶瓷涂层材料及成型工艺方法。以热喷涂技术为主要成型工艺,概括性地介绍了高性能陶瓷涂层在宇航、航空及基础工业应用的部分实例,对陶瓷涂层材料的应用前景予以展望。     

长期使用过的涡轮叶片的恢复处理

航空发动机的涡轮叶片在高温和应力长期作用下,组织发生变化,导致性能下降乃至失效,因此,许多人致力于研究能否让这些叶片在工作一段时间后进行某种处理使之“恢复青春”重新上机服役的问题。这里介绍加拿大宇航研究院T.M.Maccagno等人对Inco713C合金制的某发动机一级涡轮叶片进行研究的结果。 试验选用在发动机工作过约8000h的涡轮叶片,叶身     

梯度热障涂层的发展和未来应用

综述了梯度热障涂层的发展历史及工艺方法演变，并对其基本设计原理和国内外应用现状与前景作了阐述。     

航空发动机用热障涂层陶瓷材料的发展现状及展望

热障涂层具有低热导率、高稳定性、高热膨胀系数等特点,是航空发动机高温部件热防护的重要手段,因此对热障涂层隔热性能和使用寿命的研究一直是工程应用领域的一个重要内容.国内外学者对热障涂层材料的结构、材料体系以及失效和损伤行为进行了广泛的研究.本文综述了热障涂层材料的国内外研究现状,并对其材料结构、材料体系及失效和损伤行为三个方面在不同影响因素下的差异进行了归纳和总结,同时对其今后的发展趋势进行了展望.     

水机过流面的粒子冲蚀强度分析与缓冲涂层试验

本文分析了水机过流面受粒子冲蚀过程的表面接触应力 ,讨论了表面材料特性对应力水平的影响 ,指出粒子入射速度 0 .65m/s左右时碳钢表面即发生屈服 ,采用弹性缓冲涂层可降低应力两个量级 ,文中同时介绍了这种缓冲涂层的结构和应用效果     

涡轮叶片阻尼面等离子喷涂层磨损失效分析

飞机发动机涡轮叶片的叶冠主要起减振和封严作用,以保证发动机的工作效率和飞行的安全可靠性.但是现有涡轮叶片阻尼面等离子喷涂层的使用寿命还难以满足先进飞机发动机的大修寿命要求.本工作借助扫描电镜对阻尼面等离子喷涂层进行了磨损失效分析,明确了其磨损机理和影响耐磨性的主要因素,探讨了提高阻尼面涂层耐磨性和使用寿命的途径.     

运行状态下风力机叶片涂层沙蚀磨损研究

通过对运行状态下的1.5 MW风力机叶片缩微模型进行冲蚀磨损试验,模拟真实运行状态下风力机叶片涂层的冲蚀磨损过程,研究不同叶轮转速、叶片分区、沙粒粒径对叶片涂层冲蚀磨损量的影响,分析叶尖前缘和近后缘处表面磨损的微观形貌,明确了运行状态下风力机叶片与沙粒之间的相互作用方式及冲蚀磨损机理.运行状态下,风力机叶片涂层冲蚀磨损进程特征依次为麻面、冲蚀坑、冲蚀坑合并、涂层小块剥落和涂层大面积剥落.不同叶轮转速下叶片涂层的冲蚀磨损量虽存在差异,但冲蚀磨损进程有着较高的相似性,可将整个过程分为磨损孕育期、快速磨损期和缓慢磨损期.随着冲蚀区域与叶根距离的增大,叶片涂层的冲蚀磨损量不断增大.不同粒径沙粒冲击叶片涂层,冲蚀磨损进程总体趋势相似,但粒径越小,冲蚀磨损进程的发展越缓慢.沙粒冲蚀前缘处的相对运动可近似为垂直冲击,冲蚀磨损特征主要为近圆形冲蚀坑及横向裂纹扩展下的涂层脱落;冲击近后缘处时,冲蚀磨损程度明显低于前缘处,冲蚀磨损形式主要为凹形压痕及鳞片状薄片脱落.     

挟沙风作用下风力机叶片涂层冲蚀特性研究

内蒙古中西部地区高频出现沙尘暴活动,风力机叶片涂层长期被挟沙风冲蚀磨损,导致风力机叶片涂层出现冲蚀坑和裂纹,缩短风力机叶片寿命。针对这一问题,利用自制的挟沙风试验台,采用气流挟沙喷射法对以环氧玻璃纤维板为基底的风力机叶片涂层进行低角度加速冲蚀磨损试验,用失重测量法测定冲蚀磨损量与冲蚀速度的关系,用扫描电镜(SEM)观测分析涂层表面的冲蚀形貌来确定冲蚀机理,并提出涂层冲蚀磨损程度的评价计算公式。结果表明:涂层的冲蚀磨损量随着冲蚀速度的增大而增加;低角度冲蚀以微切削冲蚀磨损作用为主,材料的硬度起着决定性作用,高角度冲蚀主要以挤压变形冲蚀磨损为主,材料的韧性起决定性因素,由于聚氨酯涂层材料是塑性材料,其韧性高而硬度低,故在低冲蚀角下冲蚀磨损量大;验证了评价计算公式用于评价涂层冲蚀磨损程度的可靠性,为运行在风沙环境下的风力机叶片涂层的改进提供理论依据。     

等离子喷涂制备钢质涂布刮刀陶瓷涂层

以涂层平面度为评价标准,通过正交试验优化等离子喷涂工艺参数,在普通蓝钢刮刀上制备Al2O3-20%TiO2涂层,并对涂层的显微形貌、结合强度和耐磨性进行了研究.结果表明:弧电流550 A,喷涂距离100 mm,走枪速度0.8 m/s时等离子喷涂制备的Al2O3-20%TiO2涂层平面度最优;涂层具有良好的结合强度和耐磨性,结合强度大于30 MPa;磨粒磨损机理为切削和脆性断裂或脱落磨损.     

凝胶注模空心叶片氧化铝基陶瓷铸型的中温强度

使用聚酰亚胺和磷酸铝作为黏结剂,基于三点抗弯强度测试、热重-差热分析、X射线衍射和扫描电镜分析,研究含黏结剂标准试样的抗弯强度、热失重行为、预烧后的物相变化以及显微结构。结果表明:500℃之前,聚酰亚胺通过熔融交联对氧化铝等陶瓷颗粒产生黏结作用,坯体300℃强度由3MPa提高到5MPa以上;升温至约500℃(升温速率为30℃/h),聚酰亚胺基本烧失,对氧化铝基陶瓷铸型增强作用消失。三种磷酸铝(正磷酸铝、偏磷酸铝、磷酸二氢铝)可分别将坯体500℃的"零强度"提高至0.2,0.2MPa和0.8MPa。通过浸渍磷酸二氢铝,成功制备无断芯和偏芯缺陷的空心涡轮叶片一体式陶瓷铸型。     

航空发动机离心叶轮叶片的振动设计

对航空发动机离心叶轮叶片的振动设计中的有关问题进行了探讨.介绍了离心叶轮的结构特点和振动破坏模式,探讨了引起共振的原因及相应的改进措施,讨论了离心叶轮叶片强度振动分析方法.     

带冠涡轮叶片的接触分析

以航空发动机动力涡轮一级带锯齿形叶冠的转子叶片为例,用有限元接触分析方法对装配和工作状态下的叶冠紧度和叶冠接触力、叶身应力进行了计算和分析,着重考察了工作载荷(温度和离心力)对叶冠接触力的影响。分析结果表明,叶冠的紧度由预扭角和工作载荷决定,离心力对紧度的变化起主要作用。     

发人深省的航空喷气发动机发祥史 --兼谈预先研究的基础作用

文章对鲜为后人详知的航空喷气发动机在世界上发祥的历史,作了简要介绍。美国、前苏联和旧中国,在40年代都买得英国喷气发动机的专利,50多年以后的今天,前两国在世界上形成两个航空大国,而我国却远不能与其相比拟。经过对比分析,事实证明狠抓发动机预先研究,是发展发动机行业的关键条件之一。文章还为我国今后如何重视预先研究提出了改进的有效措施和意见。