0 引 言
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美国、欧洲以及我国的航空发动机建设计划中，均把热障涂层技术与高温结构材料、高效叶片冷却技术并列为高性能航空发动机高压涡轮叶片三大关键技术，其中热障涂层材料及其制备技术成为了未来航空发动机发展的关键技术之一[1]。热障涂层（Thermal Barrier Coating，TBC）是指涂覆在合金基体表面上，并具有耐高温、抗腐蚀、高隔热特性的陶瓷材料；该涂层可大幅提高基体合金抗高温氧化腐蚀能力、降低合金表面工作温度，从而增加航空发动机的推力和稳定性[2]。因而该项工作已成为航空、航天发动机生产和修理的核心技术，但国外对我国实行技术封锁。由于近年来我国航空发动机已从简单仿制过渡至自主研发阶段，各种核心技术也运用至航空发动机研制中，热障涂层的应用属于其中一项[3]。
等离子喷涂喷是等离子喷涂设备中关键的但又是极易损坏的零部件之一，其中主要由于喷中的阴极和阳极（喷嘴）的损坏率最高，而工艺技术的开发创新常常是从新喷的研发开始的。目前有关等离子喷设计相关报道如：高阳团队设计了具有变径阳极喷嘴结构的等离 成人博客子喷，该喷采用单一阴极和单一阳极结构，其中阳极内径为6 mm，长度10 mm，喷嘴为直筒喇叭形，喷涂粉体通过3个φ1.5 mm 小孔注入喷嘴内部，在30 kW功率下，实现了较低功率下喷涂难熔 YSZ 材料的目的；Sulzer Metco公司生产的超低压等离子喷涂设备，该设备采用了O3CP 大功率等离子喷，最高电流达到2500 A。而其它目前商业上广泛采用的F4-VB喷，在100 Pa 低压条件下很难使氧化锆粉末达到气化状态制备出柱状晶涂层；而李春旭等设计出了最大功率可达120 kW，焰流速度为3600 m/s的等离子喷涂；李常锋等[9]利用二次喷嘴设计出功率可达100 kW以上的等离子喷涂。
由于制备热障涂层的相关工艺和设备受国外公司长期垄断，国内的相关研究和报道甚少，为打破国外技术垄断，推进我国航空事业发展，本文将根据DVM-TBC热障涂层制备特点，根据现有理论知识，对等离子喷的易损件（阴极、阳极（喷嘴）、电极柱和绝缘体）进行设计和制造，期望为高端等离子喷涂设备的国产化提供理论和实践支持。
1 等离子喷重要零部件的设计与制造
1.1 阳极（喷嘴）结构的设计与制造
1）喷嘴结构的选型。目前常用的阳极（喷嘴）有4种形式[10]，如图1所示。分别为：圆柱形喷嘴（a）、收敛-扩张型喷嘴（b）、Laval喷嘴（c）和阶梯喷嘴（d）。首先圆柱形喷嘴无法满足此次制备DVM-TBC热障涂层的要求；而Laval喷嘴喷涂效果较好，但是加工比较困难；阶梯型结构设计加工简易而且弧根前移，弧压升高、加热效果良好，但是相关应用较少，不稳定；收敛-扩张型喷嘴易于加工，同时其具有Laval喷嘴和阶梯型喷嘴的出口气体动力学特性，虽然其会存在一定的飞粉率，但是仍能满足此次要求，故选用该结构设计。
图1 四种典型阳极（喷嘴）示意图
2）喷嘴通道直径dupiea。喷嘴通道直径直接影响了等离子射流的压缩效果的强弱。通常，孔道直径d按照以下公式进行计算：d=I/K；公式中，d为喷嘴通道直径，运动粘度I为喷涂时最大电流，K为系数，一般取80～100之间。现已知制备DVM-TBC热障涂层时的额定工作电流为500 A，
推算通道直径东海县海陵路小学d=5～6.25 mm[11]；同时，根据热喷涂（焊接）技术要求，在额定工作电流500 A时要求通道直径φ5～7 mm之间。因此，分别选择制作3种（dJS19831=5 mm、d2=5.5 mm、d3=6 mm）喷嘴。
3）喷嘴通道长度L。一般等离子喷设计时，选区的压缩比大于2[12]。但是在此次的课题中，若选用过高的压缩比，在总的系统功率不变的情况下，会导致射流流速增加，不利于粉末颗粒的加热和熔化，进而影响制备涂层的质量。故本次选择压缩孔道比为2～3。
4）喷嘴压缩角α1。压缩角的选择与电弧压缩性能、阴极的尺寸形状等因素有关，在等离子喷设计过程中，一般选择压缩角在30～60°之间[10]。综合考虑，本次设计的喷压缩角为45°。
5）扩张锥角α2。扩张锥角的选择与沉积效率有关。根据相关研究[13]，当扩张锥角较小时，圆柱形喷嘴类似喷涂沉积效果不明显；当扩张锥角较大时，会存在等离子射流在喷管内壁摩擦，流体在内壁分流产生回流和循环流动，导致喷涂粉末飞粉严重或者粉末粘贴于孔道内壁，同样使其喷涂沉积效果不明显。因此本次选用扩张锥角为10°。
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