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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[1]。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[1-2]。 （图片） 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[3-5]。（图片） 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。（图片） 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Cr 3C2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[6]。
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。（图片） 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。（图片） 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。采用北京时代公司生产的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[7-8]。
试验结果与讨论
1 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。
2 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33.5~50.5 HRc，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。
3 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[9]。
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。
1/22/2013
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