航空发动机腐蚀
某型航空发动机常见T45温度异常故障分析
某型航空发动机常见 T45温度异常故障分析摘要：某型航空发动机使用中多次出现T45温度异常现象，该现象可能由发动机性能下降、燃油流量控制异常、温度指示异常等多种因素造成，排查难度较大，影响发动机使用。
本文基于航空发动机涡轮工作、T45温度测量与匹配等原理，利用故障树的方法，分析影响发动机T45温度的常见故障部位及表现形式，总结了排故的方法和流程，提高工作效率。
在控制系统故障诊断不准确、不稳定时，T45温度异常问题的排除方法和经验也可作为发动机电子控制器故障诊断的补充，对同类故障的排除有一定的参考价值。
关键词：发动机、电子控制器、T45温度、故障树1.概述燃气涡轮出口温度（T45温度）是航空发动机运行的一个关键热力学参数,用于监控发动机性能,参与发动机状态控制，某型发动机的T45温度测量与指示系统由热电偶、T45匹配盒、电缆、电子控制器构成，发动机在使用过程中多次出现T45温度异常但控制系统未报故或故障告警不及时、不稳定的现象, 后期发现是发动机燃气涡轮叶片热腐蚀或热电偶、匹配盒故障。
本文从航空发动机涡轮工作、T45温度测量与匹配等原理出发,总结排除T45温度异常故障的方法和流程，提高排故效率。
在控制系统故障诊断不准确，不稳定时，应重视T45温度数据变化，异常时查明原因，及时处理，排除故障隐患。
1.T45温度测量原理2.1 热电偶测温原理热电偶是利用两种导体的热电效应制作成的一种传感器，组成热电偶的两种导体称为热电极，测温点称为工作端（热端），另一端为自由端（冷端），利用热端和冷端之间的温度差所产生的热电势的关系可以求出被测处的温度值，如图1所示，当两节点的温度为T和T时，回路中的热电势为： (1)TB式1中的eAB (T)、eAB(T)为节点的分热电势；T、T为两点处的温度；A、B为两种电极材料。
2.2 冷端温度补偿7个打孔节点热电偶直接测量的是热端与冷端的温差,为转化为热端与0℃的实际温差，发动机电子控制器中内置冷端温度补偿装置对热电偶测量值进行实时修正。
航空发动机原理与构造
航空发动机原理与构造航空发动机作为现代飞机的核心动力装置，扮演着至关重要的角色。
本文将介绍航空发动机的原理与构造，从热力循环到关键部件，为读者全面解读航空发动机的工作原理和组成结构。
一、航空发动机的热力循环航空发动机的热力循环是指在发动机内部由空气和燃料组成的混合气体经过一系列热力学过程的循环。
常见的热力循环包括Otto循环、Diesel循环和Brayton循环。
航空发动机一般采用的是Brayton循环，也称为常压循环。
Brayton循环的基本原理是：空气经过压缩过程提高压力，然后加燃料燃烧产生高温高压气体，进一步通过膨胀过程输出功，最后经过排气过程将废气排出。
整个循环过程中，航空发动机通过压缩、燃烧和膨胀等过程将燃料的化学能转化为动力能，推动飞机前进。
二、航空发动机的构造航空发动机由许多关键部件组成，每个部件都承担着特定的功能，共同构成了一个高效、可靠的动力系统。
下面将重点介绍几个常见的航空发动机部件。
1. 压气机（Compressor）压气机是航空发动机中的核心部件之一，其主要功能是将来自进气口的气流压缩，提高气压和密度。
航空发动机一般采用多级压气机，每级都由叶轮和定子组成，并通过不断旋转的叶轮将空气压缩，使其具备足够的压力进入燃烧室。
2. 燃烧室（Combustor）燃烧室是航空发动机中完成燃烧过程的部件。
它是一个密封的空间，将压缩机提供的高压空气与燃料充分混合并点燃，产生高温高压的燃烧气体。
燃烧室内的燃烧需要考虑燃料和空气的适当比例，以及高效的燃烧稳定性。
3. 涡轮（Turbine）涡轮是将燃烧室中产生的高温高压气体释放能量的关键部件。
航空发动机中常见的涡轮有高压涡轮和低压涡轮。
高压涡轮由高压工作介质驱动，通过轴向和径向叶片将气体能量转化为轴功。
低压涡轮则从废气中提取能量，驱动压气机。
4. 推力增加装置（Thrust Reverser）推力增加装置用于改变航空发动机排出气流的方向，将气流向后推进，产生反向推力。
双氧水 哈氏合金
双氧水哈氏合金一、哈氏合金简介哈氏合金（Hastelloy），又称哈氏合金C，是一种镍基合金，以其优异的耐腐蚀性能闻名于世。
自20世纪40年代由美国哈氏公司研发成功后，哈氏合金在全球范围内得到了广泛的应用。
其命名来源于发明者亨利·哈斯利（Henry Hasted），他以研发出这种合金来解决当时航空发动机零件的腐蚀问题而著称。
二、哈氏合金的特性与应用领域1.耐腐蚀性能：哈氏合金具有优异的耐腐蚀性能，尤其在高温、高压、高氧化性介质等苛刻条件下，仍能保持良好的稳定性。
这使得哈氏合金在化工、航空航天、核工业等领域具有重要应用价值。
2.高温强度：哈氏合金具有较高的高温强度，可在高达1100℃的温度下使用。
这使得它在高温环境下的部件制造具有竞争力。
3.耐磨损性能：哈氏合金的硬度高，耐磨损性能良好，可在磨损环境下长期使用。
4.加工性能：哈氏合金具有良好的加工性能，可锻、可焊、可切削，为各类零件的制造提供了便利。
三、双氧水在哈氏合金中的应用双氧水（H2O2）作为一种强氧化剂，在某些条件下，对哈氏合金具有一定的腐蚀性。
然而，在控制好的条件下，双氧水可用于哈氏合金的表面处理，以提高其抗腐蚀性能。
例如，在航空航天领域，双氧水可用于清洗哈氏合金零件，去除表面氧化物和油污，从而提高零件的耐腐蚀性能。
四、我国哈氏合金产业的发展现状与展望1.发展现状：近年来，我国哈氏合金产业取得了长足的发展。
在研发、生产、应用等方面，我国已具备一定的国际竞争力。
然而，与欧美发达国家相比，我国在高端哈氏合金领域的研发和生产仍有一定差距。
2.展望：随着国家对新材料产业的重视，我国哈氏合金产业将迎来新的发展机遇。
未来，我国应加大高端哈氏合金的研发力度，提高产品质量，拓宽应用领域，以满足国家重大工程和战略新兴产业的需求。
总之，哈氏合金作为一种具有优异耐腐蚀性能的镍基合金，在我国得到了广泛的应用。
双氧水在哈氏合金的表面处理方面具有一定的作用。
《航空发动机适航规定》(CCAR-33R2
中国民用航空局令第207号《航空发动机适航规定》（CCAR-33R2）已经2011年1月30日中国民用航空局局务会议通过，现予公布，自2012年1月1日起施行。
局长李家祥二〇一一年三月十五日航空发动机适航规定A章总则第33.1条 适用范围（a）本规定规定颁发和更改航空发动机型号合格证用的适航标准。
（b）按照中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21）的规定申请航空发动机型号合格证或申请对该合格证进行更改的法人，必须表明符合本规定中适用的要求，并且必须表明符合中国民用航空规章《涡轮发动机飞机燃油排泄和排气排出物规定》（CCAR-34）。
［2002年4月19日第一次修订］第33.3条 概述每一个申请人必须表明该型航空发动机符合本规定中适用的要求。
第33.4条 持续适航文件申请人必须根据本规定附件A编制中国民用航空局可接受的持续适航文件。
如果有计划保证在交付第一架装有该发动机的航空器之前或者在为装有该发动机的航空器颁发适航证之前完成这— 1 —CCAR33—R2些文件，则这些文件在型号合格审定时可以是不完备的。
第33.5条 发动机安装和使用说明手册每一个申请人必须备有在型号合格证颁发之前可供中国民用航空局应用，在发动机交付时可供用户使用的经批准的发动机安装和使用说明手册。
该说明手册必须至少包括下列内容： （a）安装说明（1）发动机安装构件的位置，将发动机装接到航空器上的方法及安装构件和相关结构的最大允许载荷；（2）发动机与附件、管件、导线和电缆、钢索、导管及整流罩连接的位置和说明；（3）包括总体尺寸的发动机轮廓图；（4）定义发动机与航空器和航空器设备，包括螺旋桨（如适用）的物理和功能界面;（5）如果发动机系统所依靠的部件不是发动机型号设计的组成部分，而发动机型号合格审定又要基于这些部件，则其界面条件和可靠性要求必须在发动机安装说明手册中直接规定，或者规定参考适当的文件;（6）必须给出发动机控制所需的仪表清单，包括控制发动机工作的仪表精度和瞬态响应的所有限制值，以评估在装机条件下该仪表的适用性。
航空发动机鉴定流程
航空发动机鉴定流程
航空发动机的鉴定流程可能包括以下步骤：
1. 收集信息：收集有关发动机的各种信息，包括设计、制造、使用和维护记录等。
2. 检查外观：对发动机的外观进行检查，包括检查其结构完整性、有无损伤和腐蚀等。
3. 拆卸和检查零部件：对发动机的零部件进行拆卸和检查，包括检查其尺寸、形状、材料和制造质量等。
4. 性能测试：对发动机进行性能测试，包括测试其功率、耗油量、排放等参数。
5. 综合分析：根据收集到的信息和测试结果，对发动机的性能、可靠性和经济性等进行综合分析。
6. 编写报告：将分析结果编写成报告，包括对发动机的性能、可靠性和经济性等进行评估，并提出改进意见和建议。
7. 审核和批准：对报告进行审核和批准，确保其准确性和完整性。
8. 归档和保存：将报告归档并保存，以便将来参考和使用。
需要注意的是，具体的鉴定流程可能因发动机型号、使用情况和鉴定目的等因素而有所不同。
《航空发动机适航规定》(CCAR-33R2
中国民用航空局令第207号《航空发动机适航规定》（CCAR-33R2）已经2011年1月30日中国民用航空局局务会议通过，现予公布，自2012年1月1日起施行。
局长李家祥二〇一一年三月十五日航空发动机适航规定A章总则第33.1条 适用范围（a）本规定规定颁发和更改航空发动机型号合格证用的适航标准。
（b）按照中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21）的规定申请航空发动机型号合格证或申请对该合格证进行更改的法人，必须表明符合本规定中适用的要求，并且必须表明符合中国民用航空规章《涡轮发动机飞机燃油排泄和排气排出物规定》（CCAR-34）。
［2002年4月19日第一次修订］第33.3条 概述每一个申请人必须表明该型航空发动机符合本规定中适用的要求。
第33.4条 持续适航文件申请人必须根据本规定附件A编制中国民用航空局可接受的持续适航文件。
如果有计划保证在交付第一架装有该发动机的航空器之前或者在为装有该发动机的航空器颁发适航证之前完成这— 1 —CCAR33—R2些文件，则这些文件在型号合格审定时可以是不完备的。
第33.5条 发动机安装和使用说明手册每一个申请人必须备有在型号合格证颁发之前可供中国民用航空局应用，在发动机交付时可供用户使用的经批准的发动机安装和使用说明手册。
该说明手册必须至少包括下列内容： （a）安装说明（1）发动机安装构件的位置，将发动机装接到航空器上的方法及安装构件和相关结构的最大允许载荷；（2）发动机与附件、管件、导线和电缆、钢索、导管及整流罩连接的位置和说明；（3）包括总体尺寸的发动机轮廓图；（4）定义发动机与航空器和航空器设备，包括螺旋桨（如适用）的物理和功能界面;（5）如果发动机系统所依靠的部件不是发动机型号设计的组成部分，而发动机型号合格审定又要基于这些部件，则其界面条件和可靠性要求必须在发动机安装说明手册中直接规定，或者规定参考适当的文件;（6）必须给出发动机控制所需的仪表清单，包括控制发动机工作的仪表精度和瞬态响应的所有限制值，以评估在装机条件下该仪表的适用性。
航空发动机热端部件的服役环境
航空发动机热端部件的服役环境1. 简介航空发动机是飞机上最为关键的部件之一，它负责提供动力，推动飞机飞行。
而发动机的热端部件则承担着将燃烧产生的高温和高压气体转化为机械能的重要任务。
由于极端的工作条件和高温环境，热端部件的服役环境对其性能和寿命有着极大的影响。
2. 热端部件的功能航空发动机的热端部件主要包括燃烧室、高压涡轮、喷管等。
它们的功能如下：2.1 燃烧室燃烧室是燃烧燃料和空气的区域，在此地点，燃料和压缩空气混合燃烧，产生高温高压气体。
燃烧室需要具备耐高温、防漏风、耐腐蚀等特性，以确保燃烧过程的稳定性和安全性。
2.2 高压涡轮高压涡轮是将高温高压气体的能量转化为机械能的关键部件。
它通过叶片的转动，带动涡轮轴，进而推动其他部件的运动。
由于高压涡轮处于高温高压环境中，因此需要具备耐高温、高强度、高热传导等特性。
2.3 喷管喷管是航空发动机中的排气系统，它将高温高速的排气气流引导出发动机外部。
喷管需要具备良好的耐高温、耐磨损、抗腐蚀等特性，以确保其在高温高速的气流中能够正常工作。
3. 热端部件的服役环境航空发动机热端部件的服役环境可以概括为以下几个方面：3.1 高温航空发动机热端部件在工作过程中会受到高温气流的影响。
例如，燃烧室中的燃烧气体温度可达到2000摄氏度以上，高压涡轮叶片表面的温度也可以达到高温级别。
这种高温环境对航空发动机热端部件的材料和结构提出了严格的要求。
3.2 高压航空发动机热端部件不仅要承受高温，还要承受高压气体的作用。
燃烧室中的压力可达到数十个大气压，而高压涡轮叶片则需要承受高达数百个大气压的气体压力。
因此，航空发动机热端部件需要具备高强度和高耐压的特性。
3.3 高速航空发动机热端部件在工作过程中，气流的速度也非常高。
例如，喷管中的排气气流速度可达到数百米每秒。
这种高速气流对热端部件的材料、结构和表面涂层提出了极高的要求，需要具备良好的耐磨损和抗腐蚀能力。
3.4 剧烈的气流变化航空发动机的热端部件在工作过程中，会面临剧烈的气流变化。
预测腐蚀疲劳寿命的概率方法
1 引言
铝合金材料在现役航空发动机结构部件 ( 特别是 压气机叶片) 中采用较多 , 在长期的使用中 , 特别是在 海洋环境中使用的航空发动机 , 由于长期处于海洋大 气环境中 ,其压气机叶片的铝合金壁面在拉应力或化 学物质的作用下 ,表面保护层容易遭到破坏 ,使金属直 接暴露在腐蚀环境中 ,形成局部腐蚀小孔 ,并向深度发 展 。这就是铝合金的点状腐蚀 、 腐蚀疲劳裂纹形成和 扩展 ,它已成为影响海军用航空发动机寿命和结构可 靠性 、 耐久性与完整性的重要因素之一 ,如何确保腐蚀 条件下的结构安全和飞行安全是目前迫切需要研究解 决的课题 。因此 ,预测点蚀及腐蚀疲劳裂纹的形成和 扩展寿命 ,对于研究航空发动机的可靠性或耐久性具 有重要意义 。然而 , 精确的可靠性或耐久性预计往往 需要材料对载荷和环境条件响应的精确统计估计 , 而 且仅当其失效机理被完全认识和建模时才能作这些估 计 。这在有些情况下是很不现实的 , 因为航空发动机 铝合金叶片的腐蚀及腐蚀疲劳会受到诸如温度 、 应力
c
n
aci
2- n
c
2- n
c
上式右边的积分给出 πnF ρ 3 ΔH 2 ( aci - a3 t ci = 0 ) exp 3 MIp0 RT 坑半径 。
( 2)
联合式 ( 7) 和式 ( 6) , 并将其代入式 ( 5) , 计算由贯穿裂 纹转变到最后断裂失效裂纹尺寸之间的时间 t cg 为
230
机 械 强 度
2003 年
由此 , 依 据 概 率 理 论 找 出 tf 的 累 积 分 布 函 数
( CDF) ,即可对腐蚀疲劳寿命 tf 进行预测 , 其具体途
径是寻找 t ci 、 t tc 和 t cg 的解析表述 。
特种工艺在航空发动机制造中的应用
特种工艺在航空发动机制造中的应用
随着航空工业的不断发展，航空发动机的制造也在不断地提高其技术水平。
特种工艺作为一种重要的技术手段，被广泛应用于航空发动机制造的各个环节中。
特种工艺主要包括热处理、表面处理、成形、焊接等多种工艺。
其中，热处理是航空发动机制造中不可或缺的重要工艺。
通过热处理，可以改善材料的物理和化学性质，提高材料的强度和耐腐蚀性，从而提高发动机的可靠性和使用寿命。
表面处理则主要是对零部件表面进行处理，以提高其表面的硬度、耐腐蚀性和耐久性。
常见的表面处理方法包括金属喷涂、化学镀、电镀、涂装等。
成形工艺则主要是通过金属加工、冷成型、热成型等方式对零部件进行形状的加工。
成形工艺的应用可以大大提高零部件的精度和机械性能，从而提高发动机的整体性能。
另外，焊接技术也是航空发动机制造中不可或缺的重要技术。
通过焊接，可以将不同材料的零部件连接在一起，并且保证连接处的牢固性和密封性。
焊接技术的应用可以大大提高发动机的可靠性和使用寿命。
总的来说，特种工艺在航空发动机制造中的应用是非常广泛的。
各种特种工艺的应用可以大大提高发动机的性能和可靠性，从而满足不断变化的航空发动机制造需求。
- 1 -。
《航空发动机原理》课件
润滑系统故障
润滑油压力低、油温过高或过低、漏油等。
冷却系统问题
冷却水流量不足、水温过高、散热器堵塞等 。
故障诊断方法
振动分析
通过测量和分析发动机的振动 信号，判断是否存在异常。
性能参数监测
定期检查发动机的性能参数， 如功率、油耗、排气温度等， 以便及时发现异常。
油液分析
通过对润滑油和冷却水的成分 和状态进行检测，判断是否存 在故障。
指航空发动机将吸入的空气进行压缩的过 程。
压缩方式
航空发动机的压缩方式主要有两种，即等 熵压缩和等压压缩。不同的压缩方式会对
发动机的性能和效率产生影响。
压缩比
压缩比是指航空发动机压缩后的空气压力 与压缩前的空气压力的比值。压缩比的大 小会影响发动机的性能和效率。
压缩热
在空气被压缩的过程中，会产生大量的热 量，这些热量需要得到及时的散发和冷却 ，否则会影响发动机的性能和寿命。
随着环保意识的日益增强，航空发动机 的绿色环保发展趋势愈发重要。
VS
详细描述
为了降低航空发动机对环境的影响，未来 的发展将更加注重节能减排、降低噪音和 减少废弃物等方面。新型燃烧室设计、排 放控制技术和先进冷却技术等将有助于实 现这一目标。同时，生物燃料和电力驱动 等替代能源的研究和应用也将为航空发动 机的绿色发展提供更多可能性。
预防性维护
根据实际情况制定合理的维护计划，确保发 动机始终处于良好状态。
05
CATALOGUE
航空发动机的发展趋势与未来展望
高性能与高效率的发展趋势
总结词
随着科技的不断进步，航空发动机的高性能与高效率发展趋 势日益明显。
详细描述
为了满足现代航空工业对飞行器性能的更高要求，航空发动 机在设计和制造过程中不断追求更高的推力、更轻的重量、 更低的油耗和更高的可靠性。
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航空发动机腐蚀
腐蚀是飞机发动机压气机和涡轮转子及静子叶片主要的表面失效形式。
表面腐蚀的发生会使叶片的形状尺寸产生变化, 如出现蚀点、蚀沟、掉块等, 从而降低发动机性能和使用寿命。
海航飞机因为长期在盐雾腐蚀介质下飞行和停放, 发动机叶片的腐蚀十分严重, 己成为影响发动机性能、寿命、成本和安全的主要问题之一。
海上飞机发动机叶片的腐蚀失效具有多发性和严重性, 这和海上飞机发动机的工作及停放环境为海洋大气紧密相关。
对于压气机叶片, 因为长时间处于空气湿度大、温度高、盐雾重的环境里, 海洋大气中的含盐粒子沉积在压气机叶片表面, 产生吸湿潮解作用, 使金属表面液膜的电导增大, 加上氯离子本身具有很强的侵蚀性, 因而加剧压气机叶片的电化学腐蚀。
同时一些工业发达的沿海地区, 大气中还含有SO2、Cl2、CO2、CO 和氮氧化物等污染物。
这些污染物的存在进一步加剧金属的电化学腐蚀, 其中以SO2 的影响为最大。
而NH4+、NO2 含量高则容易使铝合金叶片产生剥蚀。
用耐热合金制成的涡轮叶片不会发生电化学腐蚀, 但在发动机工作时会产生热腐蚀以及高温氧化。
海洋大气环境对涡轮叶片腐蚀的影响主要表现在热腐蚀上, 即高温下NaCl 等海盐粒子与含硫的气态介质作用, 生成熔盐, 附着在叶片表面, 破坏叶片表面氧化层, 使内层金属的氧化速度加快。
发动机叶片在海洋大气环境中的腐蚀特点：
2.1 点蚀
点蚀具有很大的破坏性和隐患性, 它使叶片更容易发生晶间腐蚀、剥蚀、应力腐蚀和腐蚀疲劳, 点蚀会成为这些局部腐蚀的起源。
铝合金和不锈钢在海洋大气中都会发生点蚀。
2.2 晶间腐蚀
晶间腐蚀一般从表面开始, 沿着晶界向内部发展直至成为溃疡性腐蚀, 最后使整个构件的金属强度几乎全部丧失, 对结构的安全危害很大。
不锈钢和铝合金叶片在海洋大气中都会发生晶间腐蚀。
2.3 剥蚀
剥蚀是形变铝合金的一种特殊腐蚀类型。
硬铝和防锈铝对剥蚀都很敏感, 这是因为这两种合金在海洋大气中都有较大的晶间腐蚀倾向。
2.4 应力腐蚀
应力腐蚀是由拉伸应力和腐蚀共同作用引起的破坏铝合金、不锈钢在海洋环境中都有较大的应力腐蚀敏感性。
2.5 腐蚀疲劳
腐蚀疲劳可以使叶片在很低的应力条件下发生破断, 因此对发动机工作叶片的危害极大, 尤其是铝合金和不锈钢转子叶片。
2.6 热腐蚀和高温氧化
热腐蚀是金属表面由于氧化以及与硫化物或其它污染物( 氯化物等) 反应的复合效应形成Na2SO4 熔盐, 沉积在叶片表面, 使金属表面正常的保护性氧化物熔解、离散和破坏, 造成高温下叶片的氧化加速。
引起发动机涡轮叶片热腐蚀的因素是发动机含硫的气态工作成分和海盐粒子。
要从根本上解决航空发动机的腐蚀问题, 关键在于应以海军特殊的使用环境为依据, 设计、制造海军专用的发动机。
但实际上, 海军由于存在着机种多、机群小的特点, 单独制造某型发动机并不可行,故在可预计的时间内, 空海军通用的航空发动机依旧是不可避免的现实。
海军用飞机发动机的腐蚀措施：
3.1 铝合金叶片的表面防护
目前铝合金表面障碍性防护涂层有很多种类, 应用最普遍的是化学氧化或阳极氧化后涂漆。
化学氧化是金属表层原子通过化学反应, 与溶液介质中的阴离子或原子结合, 在铝合金表面生成与铝基材附着良好的耐蚀薄膜。
阳极氧化是用铝合金作阳极, 用铅、碳、不锈钢作阴极, 在草酸、硫酸、铬酸等溶液中电解, 生成以无水γ—Al2O3 为主要成分的膜层。
在铝合金表面生成陶瓷膜的防护系统的耐蚀性更好。
3.2 不锈钢叶片的防护层
表面转化膜包括表面磷化膜和表面氧化膜, 工艺简单, 应用很普遍。
但两种转化膜的使用温度都有限制( 磷化膜低于150℃, 氧化膜温度低于200℃) , 因此不适宜发动机叶片的防腐。
低Mo 的Ti—Mo 合金涂层在氯离子含量大的海洋环境中抗蚀能力非常强, 完全适应海上工作的需要, 并且耐冲刷能力强, 可应用在压气机整流器的叶片上。
陶瓷涂层有氧化铝- 氧化钛、氧化铬以及搪瓷等, 涂层具有结构致
密、防护效果好、表面硬度高、耐冲刷等优点。
金属—非金属复合涂层是金属涂层覆盖在钢叶片表面作为牺牲型阳极, 非金属涂层在金属涂层上面, 起到隔离作用。
这种体系克服了金属涂层存在微孔的缺点, 增强了涂层的耐蚀性。
4.涡轮叶片的热腐蚀防护层
在涡轮叶片表面施加热障陶瓷涂层是隔绝燃气、防止热腐蚀发生的有效方法。
其底层为MCrAlY 粘接层, 表层为ZrO2 陶瓷层。
陶瓷层可显著提高涡轮的工作温度, 并且涂层有较高的表面光洁度, 具有较好的抗热循环氧化性和优异的抗高温燃气冲蚀性及抗热震性能, 即使在1650℃高温下长期使用, 其热稳定性和化学稳定性都很好, 使用寿命也更长。
陶瓷热障涂层主要问题是热应力引起涂层提早剥落。
在涂层材料中加稀土或其它材料、采用多层和连续梯度结构、优化涂层工艺是改善涂层质量的方法。
其中连续梯度涂层能实现基体与陶瓷层成分、性能的连续过渡, 能够避免产生热应力。