用於航空渦槳發動機槳葉的耐摩擦耐衝蝕膜及其製備方法與流程
2023-07-13 19:25:06
本發明涉及航空渦槳發動機製造技術領域，具體涉及一種用於航空渦槳發動機槳葉的耐摩擦耐衝蝕膜及其製備方法。
背景技術：
航空渦輪螺旋槳發動機簡稱渦槳發動機，屬於渦輪噴氣發動機的一種，低速時的發動機效率要高於渦輪風扇發動機，因此，對中低速飛機或者低速飛機，如反潛機、巡邏機、滅火飛機等，尤其適用，並部分應用於支線客機和運輸機。渦槳發動機的螺旋槳部分位於發動機前部，暴露於外部，極易受到惡劣天氣的侵蝕，如執行任務過程中，必然會遭遇風沙、砂石天氣情況，特別是乾燥的沙漠、戈壁地區，這一危害會大量提升，會給螺旋槳槳葉的使用壽命帶來極大挑戰，嚴重影響其實用效果，這一危害集中在兩點：一是疲勞損傷，一是衝蝕損傷，疲勞損傷通過改性槳葉材料組成或其他辦法可以逐步解決。
本發明針對上述現象中較難處理的衝蝕損傷，通過提高耐摩擦能力，結合表面改性方法，在槳葉表面鍍制多層數微米厚的以提高耐摩擦性能、耐衝蝕性能為目的的多層膜系，旨在通過表面改性技術，大幅提升槳葉使用壽命，減少衝蝕現象發生。常規辦法採用通過簡單提高硬度來解決耐摩擦和耐衝蝕性能的辦法會因為氣象現象的多變，造成提高槳葉預期壽命的目的較難奏效。
一般用於渦輪螺旋槳發動機槳葉的高硬度膜在耐摩擦和耐衝蝕性能方面不能滿足實際需求，考慮到航空飛行器發動機壽命和安全嚴重影響到飛行安全問題，結合複雜環境使用情況，採用梯度變化的膜層結構、多種耐摩擦材料和工藝的有效結合，提升螺旋槳槳葉的使用壽命，使槳葉具備優秀的耐摩擦能力、耐衝蝕能力和耐腐蝕能力。目前，缺乏一種具備優秀耐摩擦耐衝蝕能力的航空渦槳發動機槳葉耐摩擦耐衝蝕膜及其製備方法。
技術實現要素：
本發明的目的是針對上述問題，提供一種具備優秀耐摩擦耐衝蝕能力的航空渦槳發動機槳葉耐摩擦耐衝蝕膜及其製備方法。
為達到上述目的，本發明採用了下列技術方案：本發明的一種用於航空渦槳發動機槳葉的耐摩擦耐衝蝕膜，所述用於航空渦槳發動機槳葉的耐摩擦耐衝蝕膜由內向外依次為槳葉基底、過渡層、高硬度膜層和耐摩擦耐衝蝕膜層；所述用於航空渦槳發動機槳葉的耐摩擦耐衝蝕膜自葉片基底由內向外依次沉積。
進一步地，所述槳葉基底為鈦合金。
進一步地，所述槳葉基底為渦槳發動機槳葉；所述過渡層為金屬鈦層或金屬鉻層，所述高硬度膜層由內向外依次為氮化鈦層、氮化鋯鋁鈦層，所述耐摩擦耐衝蝕膜層由內向外依次為氮化矽鈦層、氮化矽層。
更進一步地，所述過渡層的金屬鈦或金屬鉻層的厚度為12～30nm，提高膜層附著力，所述氮化鈦層的厚度為1～1.3μm，所述氮化鋯鋁鈦層的厚度為1.2～1.8μm，所述氮化矽鈦層的厚度為1.5～2.0μm，所述氮化矽層的厚度為0.8～1.2μm。
進一步地，所述氮化鈦層由內向外氮含量逐漸增加；氮化鋯鋁鈦層由內向外氮含量和鈦含量逐漸減少，鋯含量、鋁含量逐漸增加；氮化矽鈦層由內向外氮含量、矽含量、鈦含量逐漸增加；氮化矽層由內向外氮含量、矽含量逐漸減少。
本發明所述的用於航空渦槳發動機槳葉的耐摩擦耐衝蝕膜的製備方法，包括如下步驟：
（1）採用多弧離子鍍方法，鍍膜設備處於潔淨空間內，潔淨度十萬級以內，冷卻水溫度在15～26℃，溼度小於50%；打開鍍膜設備，抽真空至滿足本底真空要求：鍍膜室真空度1×10-1Pa；槳葉基底溫度維持在180℃～220℃之間；電源電流在20～60A，星輪式基片架公轉速度5～15r/min。
進一步地，在步驟（2）至步驟（4）中，鍍膜過程中，維持真空度為1～3×10-1Pa。
有益效果：本發明具備優秀耐摩擦耐衝蝕能力，表面硬度大於3300HV。本發明具備優秀的耐摩擦性能和高硬度性能，並有較低的摩擦係數，通過合理調整各膜層工藝參數、膜層厚度及各元素之間匹配比例，可主動調整膜層性能參數，本發明的耐摩擦耐衝蝕膜層可滿足渦槳飛機在極端天氣下頻繁使用的需求，並有效提高渦槳發動機槳葉至原來3～5倍以上壽命。
與現有技術相比，本發明具有如下優點：
（1）本發明膜系採用金屬、金屬氮化物和非金屬氮化物組成，金屬層用於過渡同時提高膜層附著力，氮化鈦、氮化鋯鋁鈦、氮化矽鈦、氮化矽等氮化物有較高的耐摩擦和耐腐蝕性能，並具備較高的硬度。
（2）本發明為了進一步提高耐摩擦耐衝蝕性能，各層之間無明顯界限，採用梯度變化特點，各層膜層元素之間金屬含量、膜層結構梯度變化，且氮氣含量也呈梯度變化，進一步提高膜層耐摩擦性能，特別是耐衝蝕能力。
（3）膜層最外層為氮化矽膜層，可提高整體膜層的耐摩擦性能、耐腐蝕性能，並可進一步提高膜層在風沙、砂石天氣情況下的耐衝蝕性能。
附圖說明
圖1為本發明的示意圖；
其中，0槳葉基底，1過渡層，21氮化鈦層，22氮化鋯鋁鈦層，31氮化矽鈦層，32氮化矽層。
具體實施方式
為使本發明的目的、技術方案和優點更加清楚，以下將結合附圖對本發明的實施方式作進一步地詳細描述。
實施例1
本發明的一種用於航空渦槳發動機槳葉的耐摩擦耐衝蝕膜，所述用於航空渦槳發動機槳葉的耐摩擦耐衝蝕膜由內向外依次為槳葉基底0、過渡層1、高硬度膜層和耐摩擦耐衝蝕膜層；所述用於航空渦槳發動機槳葉的耐摩擦耐衝蝕膜自葉片基底由內向外依次沉積。
所述槳葉基底0為鈦合金。
所述槳葉基底0為渦槳發動機槳葉；所述過渡層1為金屬鈦層或金屬鉻層，所述高硬度膜層由內向外依次為氮化鈦層21、氮化鋯鋁鈦層22，所述耐摩擦耐衝蝕膜層由內向外依次為氮化矽鈦層31、氮化矽層32。
所述過渡層的金屬鈦或金屬鉻層的厚度為12nm，提高膜層附著力，所述氮化鈦層21的厚度為1.3μm，所述氮化鋯鋁鈦層22的厚度為1.2μm，所述氮化矽鈦層31的厚度為2.0μm，所述氮化矽層32的厚度為0.8μm。
所述氮化鈦層21由內向外氮含量逐漸增加；氮化鋯鋁鈦層22由內向外氮含量和鈦含量逐漸減少，鋯含量、鋁含量逐漸增加；氮化矽鈦層31由內向外氮含量、矽含量、鈦含量逐漸增加；氮化矽層32由內向外氮含量、矽含量逐漸減少。
本發明所述的用於航空渦槳發動機槳葉的耐摩擦耐衝蝕膜的製備方法，包括如下步驟：
（1）採用多弧離子鍍方法，鍍膜設備處於潔淨空間內，潔淨度十萬級以內，冷卻水溫度在15℃，溼度小於50%；打開鍍膜設備，抽真空至滿足本底真空要求：鍍膜室真空度1×10-1Pa；槳葉基底0溫度維持在180℃；電源電流在20A，星輪式基片架公轉速度10r/min。
實施例2
實施例2與實施例1的區別在於：本發明的一種用於航空渦槳發動機槳葉的耐摩擦耐衝蝕膜，所述過渡層的金屬鈦或金屬鉻層的厚度為30nm，提高膜層附著力，所述氮化鈦層21的厚度為1μm，所述氮化鋯鋁鈦層22的厚度為1.8μm，所述氮化矽鈦層31的厚度為1.5μm，所述氮化矽層32的厚度為1.2μm。
本發明所述的用於航空渦槳發動機槳葉的耐摩擦耐衝蝕膜的製備方法，包括如下步驟：
（1）採用多弧離子鍍方法，鍍膜設備處於潔淨空間內，潔淨度十萬級以內，冷卻水溫度在26℃，溼度小於50%；打開鍍膜設備，抽真空至滿足本底真空要求：鍍膜室真空度1×10-1Pa；槳葉基底0溫度維持在220℃；電源電流在40A，星輪式基片架公轉速度15r/min。
實施例3
實施例3與實施例1的區別在於：本發明的一種用於航空渦槳發動機槳葉的耐摩擦耐衝蝕膜，所述過渡層的金屬鈦或金屬鉻層的厚度為20nm，提高膜層附著力，所述氮化鈦層21的厚度為1.1μm，所述氮化鋯鋁鈦層22的厚度為1.6μm，所述氮化矽鈦層31的厚度為1.8μm，所述氮化矽層32的厚度為1.0μm。
本發明所述的用於航空渦槳發動機槳葉的耐摩擦耐衝蝕膜的製備方法，包括如下步驟：
（1）採用多弧離子鍍方法，鍍膜設備處於潔淨空間內，潔淨度十萬級以內，冷卻水溫度在20℃，溼度小於50%；打開鍍膜設備，抽真空至滿足本底真空要求：鍍膜室真空度1×10-1Pa；槳葉基底0溫度維持在200℃；電源電流在60A，星輪式基片架公轉速度5r/min；。
儘管本文較多地使用了槳葉基底0，過渡層1，氮化鈦層21，氮化鋯鋁鈦層22，氮化矽鈦層31，氮化矽層32等等術語，但並不排除使用其它術語的可能性。使用這些術語僅僅是為了更方便地描述和解釋本發明的本質；把它們解釋成任何一種附加的限制都是與本發明精神相違背的。
本文中所描述的具體實施例僅僅是對本發明精神作舉例說明。本發明所屬技術領域的技術人員可以對所描述的具體實施例做各種各樣的修改或補充或採用類似的方式替代，但並不會偏離本發明的精神或者超越所附權利要求書所定義的範圍。