氧化锆热障涂层在航空发动机上的应用和发展
相关主题
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
2 基本特性和制备方法
2.1 基本特性 TBCs 亦称热屏蔽涂层，是现
代航空发动机的关键技术之一， 一般由金属黏结层和陶瓷面层组 成。作为热障涂层的陶瓷材料具 有高熔点、低热导率、低辐射率和 高反射率等特点，采用电子束物 理气相沉积 EB- PVD 技术和等离 子喷涂技术制备，喷涂在发动机 热端部件 （如火焰筒、加力燃烧 室、涡轮叶片）的表面，将部件与 高温燃气隔绝开来，以降低部件 的工作温度，并保证部件免受燃 气的高温腐蚀与冲蚀。
（3）涂层致密、硬度高。涂层 硬度提高，耐磨性比等离子喷涂
2010 年 第 36 卷 第 6 期 Vo l.36 No .6 De c. 2010
的高 2 倍。
图 3 热障陶瓷涂层柱状晶结构
（4）涂层表面光洁。经 EBPVD 沉积的 TBCs，表面粗糙度 低，Ra≈2.1μm，不需要进行光饰 处理。 3.3.2 缺点
（4）产生纵向裂纹。纳米陶瓷 涂层产生微细的纵向裂纹，不存 在等离子喷涂态涂层的片层颗粒 和片层晶界，与 EB-PVD 沉积的 柱状晶结构的性能相似，具有很 高的抗高速燃气冲刷能力和由此 能力产生的抗剪切应力和弯曲应 力的能力，提高了 TBCs 沿平行于 界面的方向产生剥落的能力。
SPS 法制备纳米热障陶瓷涂 层技术是 1 项新兴技术，尚不完 善和成熟，一些理论问题还有待 探讨，是否能满足第 5 代发动机 的研制要求有待进一步研究。
（2）降低了燃油消耗。降低了 热耗，使燃油消耗降低约 1.3％。 如美国 250 架喷气式飞机的全部 高压涡轮叶片喷涂 TBCs 后，1 年 即可节约航空燃油 3.78 万 m3，即 每架飞机节约 151 m3 /(年.架)。
（3）延 长 了 使 用 寿 命 和 大 修 期。发动机热端部件喷涂 TBCs 后，使用寿命提高 3～4 倍，从而 大大延长了发动机大修期，减少 了停机和维修所带来的损失。 4.2 展望
目前，TBCs 应用最多的是氧
孙福波等：氧化锆热障涂层在航空发动机上的应用和发展
54 / 55
化钇部分稳定的氧化锆 （ZrO2）材 料。该材料的涂层具有在氧化性 介质中十分稳定，热导率和电导 率低，抗熔融金属介质侵蚀能力 强等特点，与金属或碳接触的使 用温度为 1700～2090 ℃。
TBCs 一般不使用纯 ZrO2 粉 末。因为纯 ZrO2 粉末在高温下的 晶型转变会使其发生较大的体积 变化而产生剥蚀现象。在加热过 程中，伴随着约 7%的体积收缩； 而在冷却过程中，则产生超过 7% 的体积收缩。在每次加热和冷却 过程中，ZrO2 随着晶型转变而发 生的体积收缩是不可逆的。每一 循环残存的不可逆的体积变化经 积累，形成很大的热应力，使其发 生开裂和剥落而失效。因此，ZrO2 不能用于 1000 ℃以上的抗热震 涂层，如图 1 所示[1] 。
关键词：氧化锆热障涂层；航空发动机；热端部件；高温防护
孙 福 波（1 9 6 2），男 ，工 程 师 ，从 事 航空发动机热障涂层、耐磨涂层、封严 涂层的工程应用研究。
收稿日期：2010- 04- 22
Application and Development of Zirconium Oxide Thermal Barrier Coating on Aeroengine
（1）热 导 率 高 。 涂 层 十 分 致 密，热传导性能提高，绝热屏蔽效 果降低。
（2）成 本 高 ，沉 积 速 度 慢 ，特 别是难于沉积 mm 级的厚涂层。 而对 TBCs 的要求是增大厚度，以 提高绝热和热屏蔽能力。
（3）与等离子喷涂相比，喷涂 速率较低。 3.4 溶液等离子喷涂
溶液等离子喷涂（SPS 法）降 采用锆酸盐溶液作为原料，将雾 化的微细液滴馈送入等离子焰流 中，经蒸发、破碎、胶凝、沉淀、热 解、烧结等，在基体上沉积出具有 纳米结构的 TBCs。其工艺流程如 图 4 所示。
SUN Fu-bo , TU Quan (Guizhou Honghu Machinery Plant , Guizhou 561116, China) Abstract: The characteristic and manufacturing method of the zirconium oxide thermal barrier coating (TBCs) was introduced. The application of TBCs was analyzed on the aeroengine. The prospect of TBCs technology was also performed. Key words: zirconium oxide thermal barrier coating; aeroengine; hot section component; high-temperature protection
（1）结合强度高。涂层沉积在 真空状态下进行，有利于防止基 体与涂层材料被污染和氧化，沉 积的柱状晶体与基体底层结合牢 固，质量较高。
（2）具有柱状晶体结构。晶体 的生长方向和晶界方向均垂直于 基体表面，与等离子喷涂层的片 层状结构完全不同。其抗剥落寿 命比等离子喷涂的提高 7 倍，如 图 3 所示[3] 。
热温度，推重比 10 一级发动机要 求达到 100～150 ℃，推重比 15 一 级发动机要求达到 150～200 ℃， 同时，还要求 TBCs 具有抗高温腐 蚀和高温氧化的作用，抗氧化温 度达到 1250 ℃。
本文对 TBCs 的特性和不同 制备方法以及在航空发动机上的 应用情况和发展Fra Baidu bibliotek求进行了阐述。
瓷粒子细化至 nm 级，其性能大幅 提高。因此，涂层十分致密，表面 粗糙度很低，涂层与基体的结合 强度及涂层自身的力学性能大大 提高。
（2）具有均匀的 nm 级和 μm 级孔隙。这使看似非常致密的纳 米涂层成为十分微细的“蜂窝”多 孔结构，因而具有很好的绝热性 能。
（3）热稳定性好。nm 级晶粒 的氧化物陶瓷，在高温为 578 ℃ （1073 K）时显示出优异的抗晶粒 长大的能力和热稳定性，产生抗 晶界溶解的阻力，能在升高温度 时有效地抑制晶粒长大，具有奇 特的“钉扎效应”。
1 引言
对氧化锆热障涂层（TBCs）的 研究始于 20 世纪 40 年代末，于 60 年代初应用在 JT8D 发动机燃 烧室内壁。到 80 年代末，随着发 动机推重比的提高，发动机热端 部件需承受的温度大幅度提高， 而相关材料的承温能力有限，因 此，在应用先进冷却技术的同时， TBCs 作为减少冷却气体、延长部 件寿命的 1 种重要工艺手段而受 到重视。进入 21 世纪，对 TBCs 隔
电子束物理气相沉积技术 (EB- PVD)属于溅射镀，主要用于 工作叶片。
EB- PVD 是 指 在 真 空 状 态 下，利用具有高能量密度的电子 束轰击沉积材料（金属、陶瓷等）， 使之熔化、蒸发，并在基体上凝结 沉积，形成涂层—— —具有有序结 构、彼此分离的柱状晶体。该技术 具有很高的沉积速率和较好的工 艺可重复性。 3.3.1 优点
涂一切有固定熔点的材料；射流 速度大，涂层结构力比较高；被喷 涂的工件不受限制 （复杂零件除 外），温度低于 200 ℃，基体一般 不变形，也不发生组织变化。
（2）缺点。涂层与基体的黏结 仍以机械结合为主，不宜承受振 动、冲击等重负荷；操作环境较恶 劣，要求采取劳动保护和环境保 护措施；影响涂层质量的因素多， 且难以对涂层质量进行非破坏性 检查。 3.3 电子束物理气相沉积
大气等离子平台涂层的形成 过程如图 2 所示。
（a）
图 1 ZrO2 在加热和冷却过程中的 晶型转变与体积变化
研究发现，6％～8％ Y2O3 部 分稳定的 ZrO2，在温度为 1300 ℃ 时仍保持立方晶体，十分稳定，并 能在更高的使用温度（≥1350 ℃） 下使用。ZrO2 晶形转变的体积应 力最小，因而耐热震性能更好，因 此 Y2O3－ZrO2 已成为现代航空发 动机应用的先进 TBCs 材料。
（1）提高了发动机功率和热效 率。例如：涡轮叶片背涂覆 1 厚 27μm 的 TBCs，可使高温叶片的 表面温度由 1055 ℃降低到 866 ℃， 减少因采用强制空气冷却而消耗 的叶片热量。喷涂 TBCs 的涡轮叶 片，可以降低 40％的冷却气消耗， 从而提高发动机热效率；这亦相 当于降低了高温合金的受热温 度，从而可进一步提高涡轮的燃 气初温，进一步提高发动机功率。
（3）耐热震性好。TBCs 必须 能够承受从高温到低温的温度周 期性变化，以及热疲劳性和热冲 击性。温度范围变化越大，冷却速 度越高，则涂层应力越大、开裂甚 至剥落的可能性越大。
（4）化学稳定性强。TBCs 在 高温下，耐氧化，耐高速燃气的腐 蚀和冲蚀，并且不会与基体材料 发生有害的化学反应。
（5）涂层密度低。TBCs 为低 密度热障材料，含有大量微细孔 隙，不仅质轻，绝热性好，而且对 裂纹和热冲击的敏感性也较小。
（1）黏结底层材料。常用的黏结 底 层 材 料 是 MCrAlY (M=Ni,Co,
孙福波等：氧化锆热障涂层在航空发动机上的应用和发展
56 / 57
Fe)，也可在此合金材料基础上涂 加 Hf、Th 等合金元素。
（2）氧化物类陶瓷面层材料。 即高纯 Al2O3 和经稳定化处理的 ZrO2 基陶瓷材料。目前，在航空发 动机上使用最普遍的是氧化钇部 分稳定的氧化锆粉末材料。 4.1.3 应用效果
4 应用与展望
图 4 以 SPS 法制备纳米涂层的 工艺流程
其制备的 TBCs 特点如下： （1）能获得 nm 级晶体。涂层 的晶体尺寸为 10～30 nm。随着陶
4.1 应用 4.1.1 性能要求
发动机研制对 TBCs 性能的 要求如下。
（1）耐高温。发动机热效率与 涡轮机燃气进口温度 （即燃气初 温）密切相关。现代航空发动机涡
（1）新型 TBCs，如双陶瓷涂 层的 TBCs 结构。日本国家研究所 的 Kazuo UENO 等 人 在 对 ZrO2
（6）结 合 强 度 高 ，使 用 寿 命 长。TBCs 与基体金属之间必须有 高的结合强度，以保证在有效的 使用期内涂层不会剥落和失效。 TBCs 的使用寿命包含 2 层意思： 第 1，在工作温度下持续暴露的 时间，这对于发动机续航和远航 能力十分重要；第 2，涂层失效的 大修时间，即总的使用寿命，这对 于减少维修、提高经济效益颇为 重要。 4.1.2 材料要求
3 热障涂层制备方法及各 种方法的优缺点
发动机涂层制备技术主要包 括等离子喷涂、电子束物理气相 沉积和离子注入。
等离子喷涂包括大气等离子 喷涂、层流等离子喷涂、真空等离 子喷涂、轴向送粉等离子喷涂，溶 液等离子喷涂是最新发展的涂层 制备技术。 3.1 大气等离子喷涂
等离子喷涂技术主要用于导 向叶片。 3.1.1 大气等离子涂层形成[2]
轮燃气进口温度已达 1700 ℃，这 就对 TBCs 耐高温性能提出了更 高的要求。
（2）绝热性好。发动机热端部 件用高温合金（如高温镍基合金） 的工作温度已达 1100 ℃左右。提 高发动机燃气初温主要通过空气 冷却和绝热涂层 2 种途径，而空 气冷却又会降低发动机的热效 率。显然，采用具有低热导率的陶 瓷涂层对高温合金基体进行绝热 保护是十分重要的措施。
2010 年 第 36 卷 第 6 期 Vo l.36 No .6 De c. 2010
氧化锆热障涂层在航空发动机上的 应用和发展
孙福波,涂 泉 （贵州红湖机械厂，贵州 561116）
摘要：介绍了氧化锆热障涂层（TBCs）的特性、制备方法及其特点，分析了 TBCs 在航 空发动机上的应用情况，并对 TBCs 技术的发展做出了展望。
（b）
图 2 涂层原理及结构
（1）粉材进入热源高温区，被 加热、熔化，形成熔滴。
（2）熔 融 粒 子 被 等 离 子 射 流 推动，向前飞行。
（3）熔 融 粒 子 以 较 大 的 动 能 冲击基材表面，与基材碰撞，熔滴 飞溅变形。
（4）熔滴冷凝收缩，交错黏结。
3.2 等离子喷涂特点 （1）优点。射流温度高，能喷
2.1 基本特性 TBCs 亦称热屏蔽涂层，是现
代航空发动机的关键技术之一， 一般由金属黏结层和陶瓷面层组 成。作为热障涂层的陶瓷材料具 有高熔点、低热导率、低辐射率和 高反射率等特点，采用电子束物 理气相沉积 EB- PVD 技术和等离 子喷涂技术制备，喷涂在发动机 热端部件 （如火焰筒、加力燃烧 室、涡轮叶片）的表面，将部件与 高温燃气隔绝开来，以降低部件 的工作温度，并保证部件免受燃 气的高温腐蚀与冲蚀。
（3）涂层致密、硬度高。涂层 硬度提高，耐磨性比等离子喷涂
2010 年 第 36 卷 第 6 期 Vo l.36 No .6 De c. 2010
的高 2 倍。
图 3 热障陶瓷涂层柱状晶结构
（4）涂层表面光洁。经 EBPVD 沉积的 TBCs，表面粗糙度 低，Ra≈2.1μm，不需要进行光饰 处理。 3.3.2 缺点
（4）产生纵向裂纹。纳米陶瓷 涂层产生微细的纵向裂纹，不存 在等离子喷涂态涂层的片层颗粒 和片层晶界，与 EB-PVD 沉积的 柱状晶结构的性能相似，具有很 高的抗高速燃气冲刷能力和由此 能力产生的抗剪切应力和弯曲应 力的能力，提高了 TBCs 沿平行于 界面的方向产生剥落的能力。
SPS 法制备纳米热障陶瓷涂 层技术是 1 项新兴技术，尚不完 善和成熟，一些理论问题还有待 探讨，是否能满足第 5 代发动机 的研制要求有待进一步研究。
（2）降低了燃油消耗。降低了 热耗，使燃油消耗降低约 1.3％。 如美国 250 架喷气式飞机的全部 高压涡轮叶片喷涂 TBCs 后，1 年 即可节约航空燃油 3.78 万 m3，即 每架飞机节约 151 m3 /(年.架)。
（3）延 长 了 使 用 寿 命 和 大 修 期。发动机热端部件喷涂 TBCs 后，使用寿命提高 3～4 倍，从而 大大延长了发动机大修期，减少 了停机和维修所带来的损失。 4.2 展望
目前，TBCs 应用最多的是氧
孙福波等：氧化锆热障涂层在航空发动机上的应用和发展
54 / 55
化钇部分稳定的氧化锆 （ZrO2）材 料。该材料的涂层具有在氧化性 介质中十分稳定，热导率和电导 率低，抗熔融金属介质侵蚀能力 强等特点，与金属或碳接触的使 用温度为 1700～2090 ℃。
TBCs 一般不使用纯 ZrO2 粉 末。因为纯 ZrO2 粉末在高温下的 晶型转变会使其发生较大的体积 变化而产生剥蚀现象。在加热过 程中，伴随着约 7%的体积收缩； 而在冷却过程中，则产生超过 7% 的体积收缩。在每次加热和冷却 过程中，ZrO2 随着晶型转变而发 生的体积收缩是不可逆的。每一 循环残存的不可逆的体积变化经 积累，形成很大的热应力，使其发 生开裂和剥落而失效。因此，ZrO2 不能用于 1000 ℃以上的抗热震 涂层，如图 1 所示[1] 。
关键词：氧化锆热障涂层；航空发动机；热端部件；高温防护
孙 福 波（1 9 6 2），男 ，工 程 师 ，从 事 航空发动机热障涂层、耐磨涂层、封严 涂层的工程应用研究。
收稿日期：2010- 04- 22
Application and Development of Zirconium Oxide Thermal Barrier Coating on Aeroengine
（1）热 导 率 高 。 涂 层 十 分 致 密，热传导性能提高，绝热屏蔽效 果降低。
（2）成 本 高 ，沉 积 速 度 慢 ，特 别是难于沉积 mm 级的厚涂层。 而对 TBCs 的要求是增大厚度，以 提高绝热和热屏蔽能力。
（3）与等离子喷涂相比，喷涂 速率较低。 3.4 溶液等离子喷涂
溶液等离子喷涂（SPS 法）降 采用锆酸盐溶液作为原料，将雾 化的微细液滴馈送入等离子焰流 中，经蒸发、破碎、胶凝、沉淀、热 解、烧结等，在基体上沉积出具有 纳米结构的 TBCs。其工艺流程如 图 4 所示。
SUN Fu-bo , TU Quan (Guizhou Honghu Machinery Plant , Guizhou 561116, China) Abstract: The characteristic and manufacturing method of the zirconium oxide thermal barrier coating (TBCs) was introduced. The application of TBCs was analyzed on the aeroengine. The prospect of TBCs technology was also performed. Key words: zirconium oxide thermal barrier coating; aeroengine; hot section component; high-temperature protection
（1）结合强度高。涂层沉积在 真空状态下进行，有利于防止基 体与涂层材料被污染和氧化，沉 积的柱状晶体与基体底层结合牢 固，质量较高。
（2）具有柱状晶体结构。晶体 的生长方向和晶界方向均垂直于 基体表面，与等离子喷涂层的片 层状结构完全不同。其抗剥落寿 命比等离子喷涂的提高 7 倍，如 图 3 所示[3] 。
热温度，推重比 10 一级发动机要 求达到 100～150 ℃，推重比 15 一 级发动机要求达到 150～200 ℃， 同时，还要求 TBCs 具有抗高温腐 蚀和高温氧化的作用，抗氧化温 度达到 1250 ℃。
本文对 TBCs 的特性和不同 制备方法以及在航空发动机上的 应用情况和发展Fra Baidu bibliotek求进行了阐述。
瓷粒子细化至 nm 级，其性能大幅 提高。因此，涂层十分致密，表面 粗糙度很低，涂层与基体的结合 强度及涂层自身的力学性能大大 提高。
（2）具有均匀的 nm 级和 μm 级孔隙。这使看似非常致密的纳 米涂层成为十分微细的“蜂窝”多 孔结构，因而具有很好的绝热性 能。
（3）热稳定性好。nm 级晶粒 的氧化物陶瓷，在高温为 578 ℃ （1073 K）时显示出优异的抗晶粒 长大的能力和热稳定性，产生抗 晶界溶解的阻力，能在升高温度 时有效地抑制晶粒长大，具有奇 特的“钉扎效应”。
1 引言
对氧化锆热障涂层（TBCs）的 研究始于 20 世纪 40 年代末，于 60 年代初应用在 JT8D 发动机燃 烧室内壁。到 80 年代末，随着发 动机推重比的提高，发动机热端 部件需承受的温度大幅度提高， 而相关材料的承温能力有限，因 此，在应用先进冷却技术的同时， TBCs 作为减少冷却气体、延长部 件寿命的 1 种重要工艺手段而受 到重视。进入 21 世纪，对 TBCs 隔
电子束物理气相沉积技术 (EB- PVD)属于溅射镀，主要用于 工作叶片。
EB- PVD 是 指 在 真 空 状 态 下，利用具有高能量密度的电子 束轰击沉积材料（金属、陶瓷等）， 使之熔化、蒸发，并在基体上凝结 沉积，形成涂层—— —具有有序结 构、彼此分离的柱状晶体。该技术 具有很高的沉积速率和较好的工 艺可重复性。 3.3.1 优点
涂一切有固定熔点的材料；射流 速度大，涂层结构力比较高；被喷 涂的工件不受限制 （复杂零件除 外），温度低于 200 ℃，基体一般 不变形，也不发生组织变化。
（2）缺点。涂层与基体的黏结 仍以机械结合为主，不宜承受振 动、冲击等重负荷；操作环境较恶 劣，要求采取劳动保护和环境保 护措施；影响涂层质量的因素多， 且难以对涂层质量进行非破坏性 检查。 3.3 电子束物理气相沉积
大气等离子平台涂层的形成 过程如图 2 所示。
（a）
图 1 ZrO2 在加热和冷却过程中的 晶型转变与体积变化
研究发现，6％～8％ Y2O3 部 分稳定的 ZrO2，在温度为 1300 ℃ 时仍保持立方晶体，十分稳定，并 能在更高的使用温度（≥1350 ℃） 下使用。ZrO2 晶形转变的体积应 力最小，因而耐热震性能更好，因 此 Y2O3－ZrO2 已成为现代航空发 动机应用的先进 TBCs 材料。
（1）提高了发动机功率和热效 率。例如：涡轮叶片背涂覆 1 厚 27μm 的 TBCs，可使高温叶片的 表面温度由 1055 ℃降低到 866 ℃， 减少因采用强制空气冷却而消耗 的叶片热量。喷涂 TBCs 的涡轮叶 片，可以降低 40％的冷却气消耗， 从而提高发动机热效率；这亦相 当于降低了高温合金的受热温 度，从而可进一步提高涡轮的燃 气初温，进一步提高发动机功率。
（3）耐热震性好。TBCs 必须 能够承受从高温到低温的温度周 期性变化，以及热疲劳性和热冲 击性。温度范围变化越大，冷却速 度越高，则涂层应力越大、开裂甚 至剥落的可能性越大。
（4）化学稳定性强。TBCs 在 高温下，耐氧化，耐高速燃气的腐 蚀和冲蚀，并且不会与基体材料 发生有害的化学反应。
（5）涂层密度低。TBCs 为低 密度热障材料，含有大量微细孔 隙，不仅质轻，绝热性好，而且对 裂纹和热冲击的敏感性也较小。
（1）黏结底层材料。常用的黏结 底 层 材 料 是 MCrAlY (M=Ni,Co,
孙福波等：氧化锆热障涂层在航空发动机上的应用和发展
56 / 57
Fe)，也可在此合金材料基础上涂 加 Hf、Th 等合金元素。
（2）氧化物类陶瓷面层材料。 即高纯 Al2O3 和经稳定化处理的 ZrO2 基陶瓷材料。目前，在航空发 动机上使用最普遍的是氧化钇部 分稳定的氧化锆粉末材料。 4.1.3 应用效果
4 应用与展望
图 4 以 SPS 法制备纳米涂层的 工艺流程
其制备的 TBCs 特点如下： （1）能获得 nm 级晶体。涂层 的晶体尺寸为 10～30 nm。随着陶
4.1 应用 4.1.1 性能要求
发动机研制对 TBCs 性能的 要求如下。
（1）耐高温。发动机热效率与 涡轮机燃气进口温度 （即燃气初 温）密切相关。现代航空发动机涡
（1）新型 TBCs，如双陶瓷涂 层的 TBCs 结构。日本国家研究所 的 Kazuo UENO 等 人 在 对 ZrO2
（6）结 合 强 度 高 ，使 用 寿 命 长。TBCs 与基体金属之间必须有 高的结合强度，以保证在有效的 使用期内涂层不会剥落和失效。 TBCs 的使用寿命包含 2 层意思： 第 1，在工作温度下持续暴露的 时间，这对于发动机续航和远航 能力十分重要；第 2，涂层失效的 大修时间，即总的使用寿命，这对 于减少维修、提高经济效益颇为 重要。 4.1.2 材料要求
3 热障涂层制备方法及各 种方法的优缺点
发动机涂层制备技术主要包 括等离子喷涂、电子束物理气相 沉积和离子注入。
等离子喷涂包括大气等离子 喷涂、层流等离子喷涂、真空等离 子喷涂、轴向送粉等离子喷涂，溶 液等离子喷涂是最新发展的涂层 制备技术。 3.1 大气等离子喷涂
等离子喷涂技术主要用于导 向叶片。 3.1.1 大气等离子涂层形成[2]
轮燃气进口温度已达 1700 ℃，这 就对 TBCs 耐高温性能提出了更 高的要求。
（2）绝热性好。发动机热端部 件用高温合金（如高温镍基合金） 的工作温度已达 1100 ℃左右。提 高发动机燃气初温主要通过空气 冷却和绝热涂层 2 种途径，而空 气冷却又会降低发动机的热效 率。显然，采用具有低热导率的陶 瓷涂层对高温合金基体进行绝热 保护是十分重要的措施。
2010 年 第 36 卷 第 6 期 Vo l.36 No .6 De c. 2010
氧化锆热障涂层在航空发动机上的 应用和发展
孙福波,涂 泉 （贵州红湖机械厂，贵州 561116）
摘要：介绍了氧化锆热障涂层（TBCs）的特性、制备方法及其特点，分析了 TBCs 在航 空发动机上的应用情况，并对 TBCs 技术的发展做出了展望。
（b）
图 2 涂层原理及结构
（1）粉材进入热源高温区，被 加热、熔化，形成熔滴。
（2）熔 融 粒 子 被 等 离 子 射 流 推动，向前飞行。
（3）熔 融 粒 子 以 较 大 的 动 能 冲击基材表面，与基材碰撞，熔滴 飞溅变形。
（4）熔滴冷凝收缩，交错黏结。
3.2 等离子喷涂特点 （1）优点。射流温度高，能喷