1、本文采用電弧離子鍍技術(shù)在飛機(jī)壓氣機(jī)葉片材料1Cr11Ni2W2MoV不銹鋼上沉積了耐磨且抗氧化腐蝕性能良好的(梯度)(Ti，Al)N涂層，研究了室溫以及高溫氧化環(huán)境中(梯度)(Ti，Al)N涂層的結(jié)構(gòu)、應(yīng)力等對(duì)涂層-不銹鋼基材系統(tǒng)的高周疲勞行為的影響規(guī)律及影響機(jī)理。 SEM觀察(梯度)(Ti，Al)N涂層的結(jié)構(gòu)平整致密，XRD相分析表明(梯度)(Ti，Al)N涂層為BlNaCl結(jié)構(gòu)。涂層應(yīng)力分布的測(cè)量采用薄膜剝層基片變形法(單面

2、彎曲與化學(xué)剝層相結(jié)合的方法)。結(jié)果表明：(梯度)(Ti，Al)N涂層內(nèi)殘余應(yīng)力為壓應(yīng)力，涂層應(yīng)力從涂層/基材界面起隨膜厚增加而逐漸增大，在涂層中部出現(xiàn)壓應(yīng)力的最大值，然后向涂層表面方向逐漸減小。界面附近梯度(Ti，Al)N涂層的殘余應(yīng)力值較低，與TiN涂層的應(yīng)力相近，小于Ti50Al50N涂層的殘余應(yīng)力。TiN涂層的平均殘余應(yīng)力最小，(梯度)(Ti，Al)N涂層的平均應(yīng)力隨著涂層厚度的增加而增大。 高周疲勞實(shí)驗(yàn)在旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞實(shí)驗(yàn)

3、機(jī)上進(jìn)行，做出(梯度)(Ti，Al)N涂層樣品以及基材樣品的S-N曲線，計(jì)算出疲勞極限并觀察疲勞斷口形貌。室溫時(shí)，施加了Ti70Al30N涂層與梯度(Ti，Al)N涂層樣品的條件疲勞極限分別為571.0MPa和575.0MPa，較不銹鋼基材的條件疲勞極限533.0MPa有約7％及8％的提高。500℃時(shí)，不銹鋼基材，Ti70Al30N涂層樣品及梯度(Ti，Al)N涂層樣品的條件疲勞極限分別為450MPa，494MPa，450MPa。在同一