[发明专利]一种耐腐蚀环境障涂层及其制备方法与应用、发动机

说明书

本发明涉及一种耐腐蚀环境障涂层及其制备方法与应用、发动机，属于材料领域。制备方法包括：采用等离子喷涂‑物理气相沉积方法，依次于基体的表面制备Si涂层、莫来石涂层以及Yb₂SiO₅涂层，得环境障涂层；于环境障涂层的表面制备铝薄膜层，得镀铝样品；真空热处理镀铝样品，得耐腐蚀环境障涂层。上述制备方法简单，易操作，耗时短。制备而得的耐腐蚀环境障涂层具有良好的抗氧化性以及耐腐蚀性，如耐CMAS腐蚀性能。将其用于制备发动机，能够满足发动机热端部件的使用要求。含有上述耐腐蚀环境障涂层的发动机，不仅能够保证热端结构部件在使用过程中的可靠性及稳定性，而且还能延长发动机的可靠性及整体使用寿命。

技术领域

本发明涉及材料领域，且特别涉及一种耐腐蚀环境障涂层及其制备方法与应用、发动机。

背景技术

为满足我国新一代战机发展需求，必须研制大推重比航空发动机。推重比10的推力矢量发动机，并可为超短起降、垂直起降等新一代战机提供更可靠的动力。先进发动机的研制标志着我国在自主研制航空发动机的道路上实现了历史性的跨越，大幅度缩小了与美国、欧洲和俄罗斯在现代化喷气发动机领域的差距，对于提高我国军事实力具有重要的战略意义。

为满足我国第四代战机要求，新一代航空发动机推重比需要到10以上。航空发动机提升推重比的方法包括降低结构重量和提高使用温度，陶瓷基复合材料(CMC)密度为高温合金的1/3-1/4，服役温度在1000-1500℃，比高温合金提高了200-240℃，因此成为大推重比发动机的首选热端部件材料。

航空发动机的热端部件，如尾喷管调节片、密封片、内锥体等部位就设计采用更耐高温的低密度纤维增韧CMC，以提高进口温度、降低整体结构重量，但由于航空发动机服役期间需要不断重复启动、飞行、停车的热循环过程，CMC热端部件需多次经历低、中、高温反复热震，并且在室温至高温的全温度段暴露于空气气氛中，服役环境恶劣，高温氧化、水氧及熔盐腐蚀等问题突出，以SiC/SiC为代表的CMC部件如直接使用将直接威胁发动机及飞行器的安全。

这些安全隐患依靠单纯的CMC性能优化难以消除，因此急需开展一类高性能CMC热防护涂层研究即环境障涂层(EBC)，为航空发动机采用的CMC热端部件提供有效热防护，以保证热端结构部件在飞行过程的可靠性及稳定性，确保发动机及飞行器可靠性及整体使用寿命。EBC涂层的研究对于推动我国航空发动机的研制及CMC在新一代航空发动机系统中的应用具有非常重要的意义。

目前，在CFCC-SiC的诸多应用领域中都必须面对苛刻的使用环境，包括高温、高压、氧化气氛与腐蚀气氛等。这些严苛条件在航空发动机环境中表现尤为突出，主要包括水氧耦合腐蚀和熔盐杂质腐蚀等。水氧耦合腐蚀硅基材料(包括CFCC-SiC)在干氧环境中会在其表面氧化形成一层致密SiO₂保护膜，可阻止环境中氧对材料的进一步氧化。因此在干氧环境中，硅基材料具有良好的抗氧化性能。但是，在航空发动机燃气环境中，由于碳氢燃料的燃烧使燃气中必然产生一定量水蒸气(约10％)。而CFCC-SiC表面的SiO₂保护膜会与环境中的水蒸气反应形成具有挥发性的Si(OH)_x，主要是Si(OH)₄，导致CFCC-SiC材料的涂层退化。特别对于C/SiC复合材料，由于水蒸气腐蚀掉SiC涂层表面的SiO₂保护膜，削弱了SiC涂层对SiC基体和碳纤维的保护能力，甚至会使热解碳界面相和碳纤维氧化，导致复合材料性能急剧下降。