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CN113785104B - 用于对飞机涡轮机械部件进行涂覆的方法 - Google Patents

用于对飞机涡轮机械部件进行涂覆的方法 Download PDF

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CN113785104B CN202080032609.0A CN202080032609A CN113785104B CN 113785104 B CN113785104 B CN 113785104B CN 202080032609 A CN202080032609 A CN 202080032609A CN 113785104 B CN113785104 B CN 113785104B
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Abstract

本发明涉及一种用耐腐蚀涂层涂覆飞机涡轮机械部件(1)的方法，所述方法包括：‑通过热粉涂覆使耐腐蚀涂层沉积在由有机基质复合材料或金属材料制成的飞机涡轮机械部件上，所述耐腐蚀涂层包含聚氨酯或硅酮聚合物，所述聚合物的玻璃化转变温度小于或等于‑30℃。

Description

用于对飞机涡轮机械部件进行涂覆的方法
技术领域
本发明涉及使用热粉涂覆技术，用耐腐蚀涂层涂覆飞机涡轮机械部件的方法。
背景技术
某些飞机引擎部件(例如风扇叶片)在运行过程中会经受高度腐蚀。该侵蚀通常是由于与引擎吸入的气流所携带的颗粒撞击造成的。理想的是具有一种使用实施起来相对简单的耐腐蚀涂层涂覆涡轮机械部件的方法。
US 2018/044771公开了一种涡轮叶片，其包括通过热喷涂和激光烧蚀产生的磨头。
发明内容
本发明涉及一种用耐腐蚀涂料涂覆飞机涡轮机械部件的方法，所述方法包括：
-通过热粉涂覆使耐腐蚀涂层沉积在由有机基质复合材料或金属材料制成的飞机涡轮机械部件上，所述耐腐蚀涂层包含聚氨酯或硅酮聚合物，所述聚合物的玻璃化转变温度小于或等于-30℃。
玻璃化转变温度(下文中表示为“Tg”)可通过差示扫描量热法(DSC)测定。
除非另有说明，“耐腐蚀涂层”在下文中将被称为“涂层”。表述“聚氨酯或硅酮聚合物”将被称为“聚合物”。表述“有机基质复合材料”将被称为“OMC材料”。
本发明采用热粉涂覆技术(hot powder-coating)形成聚合物耐腐蚀涂层。这提供了特别简单和可自动化的方法。具体来说，其不需要进行粘合操作来固定耐腐蚀薄膜或使用耐腐蚀油漆。这些技术拉长了生产周期，并且可能掌握起来相对复杂。如上文所述选择具有低Tg的聚合物即使在非常低温的环境下使用引擎时也能保证涂层的弹性特性，并且因此减少颗粒撞击期间的损坏。
在示例性实施方式中，所述聚合物的玻璃化转变温度小于或等于-55℃。
这样的特征有利地进一步降低颗粒撞击时对涂层的损害。
在示例性实施方式中，耐腐蚀涂层还包含陶瓷和/或碳颗粒。
该颗粒的存在有利地进一步改进了由涂层赋予的耐腐蚀性。
在示例性实施方式中，耐腐蚀涂层还包含着色剂。
当耐腐蚀涂层的损坏太严重并且需要修理或更换新的时，着色剂有利地构成警告指示器。
在示例性实施方式中，耐腐蚀涂层的厚度为100μm至400μm。
在部件由OMC材料制成时，涂层的厚度可以通过超声进行测量，或者当部件由金属材料制成时，涂层的厚度可以通过涡电流(eddy current)进行测量。
这些厚度值优化了涂层的防腐蚀保护和附着力之间的折衷。限制涂层厚度的事实也限制了由该涂层引起的空气动力学扰动。
在示例性实施方式中，所述部件由有机基质复合材料制成，并且部件在热粉涂覆期间保持低于或等于120℃的温度。
在热涂覆期间限制温度的事实有利地限制了任何改变部件有机基质的风险。此外，该特征在风扇叶片的特定情况下是特别有利的，已经通过粘合在该风扇叶片上添加前缘以便不影响该粘合。
在示例性实施方式中，涡轮机械部件是飞机引擎的风扇部件。例如，该部件是风扇叶片。该部件也可以是风扇整流器叶片(fan rectifier blade)或隔音板。
附图说明
[图1]图1示意性显示了根据本发明示例性实施方式，通过热粉涂覆在风扇叶片上沉积涂层。
[图2]图2显示了可在本发明上下文中使用的风扇叶片。
[图3]图3显示了在热粉涂覆后用耐腐蚀涂层涂覆的风扇叶片。
具体实施方式
在图示示例中，部件1为风扇叶片。图1中，其以相对于其高度的横截面显示。图2提供了完整高度的风扇叶片。风扇叶片(blade)1包括在根部14和尖部16之间延伸的桨叶(vane)12。桨叶1具有前缘BA和后缘BF。如前所述，本发明不受限于风扇叶片的涂层。更一般地说，该部件可以是涡轮机械风扇的部件。该部件可放置在绕过涡轮机械燃烧室的二次气流中。涡轮机械部件可以是涡轮机械冷部件的部件，也就是说，在运行期间，拟承受低于或等于300℃、如低于或等于150℃的温度。
该部件可以由OMC材料制成。在该情况下，其包括通过有机基质(例如环氧树脂基质)致密化的纤维增强部。纤维增强部例如可以通过编织、例如通过三维编织获得。或者，纤维增强部可以通过挂接纤维层(draping fibrous strata)形成。纤维增强部可以包括碳纤维、玻璃纤维或这些纤维的混合物。根据另一示例，部件可以由金属材料制成，例如铝、钛或它们的合金。
在涂层的初始沉积之前，首先对部件1进行加热。在部件1上可以施加高于或等于50℃、例如80℃的温度。
部件1进行加热后，就通过热粉涂覆开始进行沉积。在该沉积期间，将粉末3喷涂在保持温度的部件1上。粉末3通过喷嘴5进行喷涂。热粉涂覆期间，部件1上所施加的温度可以小于或等于120℃，例如为50℃至120℃，例如80℃至120℃。
所喷涂的粉末3可以包括待形成聚合物的单体和交联剂的混合物。一旦与加热的部件1接触，单体进行交联以获得耐腐蚀涂层10。例如，可以使用多元醇和异氰酸酯交联剂的混合物，其能够在耐腐蚀涂层10中获得聚氨酯聚合物。或者，可以使用例如由福利斯特技术涂料公司(FORREST Technical Coatings)销售的产品“630系列粉末涂料”来形成包含硅酮聚合物的涂层。所得耐腐蚀涂层10的玻璃化转变温度取决于交联密度。选择待喷涂的混合物的组分和其相对比例以调节交联密度并获得涂层10所需的Tg是本领域技术人员的部分常规知识。
涂层10的聚合物可以是热固性或热塑性的。在热固性聚合物的情况下，可在热涂覆后对涂覆的部件进行额外热处理以进一步交联。或者，聚合物可以是热塑性的。在该情况下，形成涂层10的聚合物可以直接喷涂到部件1上，而不是单体和交联剂的混合物喷涂到部件1上。例如，可以使用3MTM公司销售的热塑性聚合物“聚氨酯保护带8672(PolyurethaneProtective Tape 8672)”。该聚合物的玻璃化转变温度为-30℃。通常，当聚合物是热塑性的时，应注意使聚合物具有足够的熔融温度以防止涂层10在运行时熔化。举例来说，热塑性聚合物的熔融温度可以大于或等于100℃，或者甚至150℃。
可以直接在OMC或金属材料部件上喷涂粉末，从而形成涂层10。然而，或者，热涂粉部件可具有意图在其上形成涂层的粘附底漆。粘附底漆可以包含硅烷。合适的粘附底漆的示例是NuSil公司销售的产品SP-121。当将部件1安装在涡轮机械中时，其可以仅涂覆有涂层10，任选地涂覆有粘附底漆。具体来说，部件1可以不用耐腐蚀油漆涂覆。
根据一个示例，喷涂的粉末3还可包含陶瓷和/或碳颗粒，例如，氧化铝颗粒、二氧化硅颗粒、或碳化硅颗粒。在该情况下，所获得的涂层10可以填充有陶瓷和/或碳颗粒。作为说明，涂层10中陶瓷和/或碳颗粒的质量含量可为0.1％至30％。
涂层10可以一层或多层沉积。涂层10的厚度e可以为100μm至400μm。根据一个示例，涂层的厚度可以沿部件1的表面变化，以局部增强保护。或者，涂层10的厚度e在部件1的整个表面上是均匀的，如图3所示。
术语“……至……”应理解为包括界限。

Claims (8)

1.一种用耐腐蚀涂层涂覆飞机涡轮机械部件的方法，所述方法包括：
-将飞机涡轮机械部件加热到一定温度，然后
-一旦飞机涡轮机械部件被加热到所述温度，开始沉积耐腐蚀涂层，并在保持所述飞机涡轮机械部件的加热的同时沉积耐腐蚀涂层，所述耐腐蚀涂层通过热粉涂覆包含聚合物单体的混合物的粉末来沉积，在经过加热的由有机基质复合材料或金属材料制成的所述飞机涡轮机械部件上形成所述耐腐蚀涂层和交联剂，所述聚合物是聚氨酯或硅酮聚合物，所述聚合物的玻璃化转变温度小于或等于-30℃，并且其中单体在与经过加热的飞机涡轮机械部件接触时交联。
2.如权利要求1所述的方法，其中，所述聚合物的玻璃化转变温度小于或等于-55℃。
3.如权利要求1所述的方法，其中，耐腐蚀涂层(10)还包含陶瓷和/或碳颗粒。
4.如权利要求1所述的方法，其中，耐腐蚀涂层(10)还包含着色剂。
5.如权利要求1所述的方法，其中，耐腐蚀涂层的厚度为100μm至400μm。
6.如权利要求1所述的方法，其中，所述部件由有机基质复合材料制成，并且部件在热粉涂覆期间保持在低于或等于120℃的温度。
7.如权利要求1所述的方法，其中，涡轮机械部件是飞机引擎的风扇部件。
8.如权利要求7所述的方法，其中，所述部件是风扇叶片。
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