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航空发动机涡轮叶片热障涂层的应用

文章发布于:2018-05-23 作者:兴弘新材料 浏览次数:

作为发动机的核心零部件,涡轮叶片一直处于高温、高压、高速的燃气腐蚀工作环境中,承受着离心力、气动力、温度应力等循环交变载荷与动载荷作用,服役环境非常恶劣。热障涂层在涡轮叶片上的应用,将使高温合金能够承受更高的服役温度,显著提高叶片的可靠性和服役寿命(如图1所示),成为先进航空发动机设计不可或缺的选择,是与先进高温结构材料技术、高效冷却技术并重的涡轮叶片研制三大关键技术之一。

 

图1  不带陶瓷涂层叶片(左)和带热障陶瓷涂层叶片(右)服役后表面状态对比

 

目前国外热障涂层工程化应用研究单位主要有德国ALD公司、乌克兰巴顿焊接研究所国际电子束技术中心(ICEBT)、俄罗斯彼尔姆发动机厂(Perm Engine)、美国Praxair、Chromalloy、Pratt & Whitney Aircraft、General Electric Aircraft Engine公司、瑞士OerlikenMetco公司和法国Ceramic Coating Center公司(Snecma、Rolls-Royce和MTU合资公司)。国内热障涂层工程化应用研究单位主要有北京航空航天大学、北京理工大学、北京航空材料研究院、北京航空制造工艺研究所、中国农业机械化科学研究院、中国科学院金属研究所、中国科学院上海硅酸盐研究所、中国科学院长春应用化学研究所、广州有色金属研究院、西安航空发动机(集团)有限责任公司和沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司等。

 

涡轮叶片型面复杂、表面分布了大量小尺寸气膜冷却孔,工作环境恶劣,如何制备出高质量、高可靠性热障涂层、服役过程中涂层出现剥落问题后如何返修以满足涡轮叶片全寿命周期需求对工艺部门提出了严峻的挑战,具体如下:

 

1、涂层厚度分布

 

涂层厚度分布与涡轮叶片的服役工况息息相关。考虑到涡轮叶片气动性能、内外部换热及强度等因素,某些涡轮叶片表面需局部涂敷热障涂层(如图2所示),需设计制造专用的局部涂敷夹具。对于某些叶片其表面需全部涂敷热障涂层,需采用公转结合自转及专用涂敷夹具以实现涂层厚度的相对均匀分布(如图3所示)。

 

图2局部热障涂层导向叶片宏观形貌

 

图3  全部热障涂层叶片运动方式及专用涂敷夹具

 

2、气膜孔缩孔

 

涡轮叶片涂敷热障涂层过程中,涂层不可避免地沉积在气膜孔内表面,导致气膜孔孔径减小(如图4所示)。由于气膜孔孔径大小(横截面积)直接决定了冷却介质的流通量,影响涡轮叶片气膜冷却降温效果。统计气膜孔缩孔规律,通过放大气膜孔孔径方法会影响气膜孔形状和尺寸,可能会影响气流方向,进而影响气膜冷却效果。

 

图4  涂敷涂层前后气膜孔孔径形貌

 

英国温伯乐公司(Winbro)采用激光打孔技术对不同涂敷厚度的热障涂层进行了不同角度激光打孔试验。通过优化激光打孔和涂层涂覆工艺参数可以避免陶瓷面层分层和粘结层/高温合金基体界面裂纹的产生。图5为打孔后的热障涂层表面和截面形貌照片。该工艺采用的GUI控制软件可以让每个脉冲具有不同的激光参数。在陶瓷面层打孔时使用正确的峰值功率/脉冲能量组合以降低激光束能量对界面的热损伤,当打到基体时应采用足够高的峰值功率,以便在很短的时间内完成打孔,减少气膜孔孔径内重熔层的产生。据了解,Winbro公司对燃烧室涂层(基体2mm厚,涂层0.35mm厚)进行20°、0.52mm直径气膜孔加工时,重熔层平均厚度为20μm TBC;对涡轮叶片涂层(基体3mm厚,涂层0.65mm厚)进行30°、0.65mm直径气膜孔加工时,重熔层平均厚度为29μm 。

 

图5  Winbro公司热障涂层试样激光打孔后的表面和截面形貌

 

3、环境沉积物(CMAS)损伤

 

2010年4月中旬,冰岛火山数度喷发,火山灰蔓延至整个欧洲,火山灰对飞机具有严重的危害,致使欧洲航空数次禁飞,使多数航空企业损失惨重,数万架次航班被迫取消或延迟,造成了数百亿欧元的经济损失。大量火山灰不但会阻塞飞机的外架设备和通讯系统,还会被吸入飞机发动机内,对飞机引擎造成巨大的破坏。被飞机发动机摄入的火山灰不但会堵塞发动机的连接部件和管道,如涡轮盘,叶片冷却孔等,颗粒状的摄入物还会冲刷飞机发动机叶片,在高温下发生熔融,对叶片的高温防护涂层(热障涂层)造成严重的侵蚀腐蚀作用。

 

CMAS是由于大气中的灰尘、砂石、火山灰及飞机跑道磨屑等颗粒被吸入航空发动机高温燃气流道内(如燃烧室、涡轮叶片等零部件),在发动机循环的峰值温度(如起飞或降落)时,这些物质形成玻璃态熔融沉积物。CMAS熔体与涂层材料润湿性能良好,它会沿陶瓷层的微裂纹、孔洞等逐渐渗入涂层内部,填充陶瓷层中的空隙,降低了陶瓷层的断裂韧性,并且诱发循环氧化过程中的裂纹萌生。尤其是对于电子束物理气相沉积制备的热障涂层,由于CMAS的渗入,破坏了热障涂层原有的柱状晶结构,降低了涂层的应变容限。

 

一般认为,CMAS的熔点(TCMAS M)在1240℃左右,其他氧化物如TiO2等会使熔点有所变化。当热障涂层表面超过CMAS的熔点TCMAS M时,由于CMAS的良好浸润性能,它迅速渗透到热障涂层中TTBCs= TCMAS M处。渗透深度取决于发动机工作时涂层内的温度梯度及熔体的粘度。当温度突然下降时,热障涂层内部的CMAS迅速凝固,降低了热障涂层的应变容限,从而导致涂层发生剥落。对于等离子喷涂热障涂层和EB-PVD热障涂层来说,CMAS的侵入均会导致热障涂层的剥落(如图6所示)。

 

图6 CMAS腐蚀后叶片和外环块表面热障涂层形貌

 

国内外针对CMAS的防护进行了大量的研究,主要有以下几个方面,一是阻止CMAS熔化后的渗入(在表层的粘附往往有渗透的现象,可以形成致密层,阻止CMAS的渗入),二是阻止渗入后引起的氧化锆晶型转变(一些促进形核的物质,或者使CMAS产生结晶,如产生氧化铝晶体和尖晶石相,不再渗透等),三是阻止在陶瓷层的上部(渗入区域)产生压缩、致密层效果(极易产生很大的应力和热不匹配,是引起失效剥落的主要因素之一)等。美国Pratt & Whitney Aircraft公司通过对比传统YSZ热障涂层与新型PWA 36309GdxZr1-xO2-x/2热障涂层在X47的试车结果表明(如图7所示),新型GdxZr1-xO2-x/2热障涂层具有良好的抗CMAS腐蚀性能。

 

图6 CMAS腐蚀后叶片和外环块表面热障涂层形貌

 

 

4、热障涂层返修

 

涡轮叶片热障涂层服役环境恶劣,在高温高速燃气、高应力、高腐蚀性、交变载荷、冷热循环冲击等作用很容易产生剥落现象,导致涂层失效。作为航空发动机的关键部件,涡轮叶片结构复杂、采用精密铸造技术,制造周期长,工艺复杂困难、零件合格率低。采用更换新件的方法对发动机进行维修势必造成成本过高,加大现场批产零件的生产压力。若对涂层失效的叶片进行涂层去除后重新涂敷涂层,从而使其能够再次使用,可以缩短生产周期和降低制造成本,技术附加值极大。因此,发动机叶片热障涂层修理是一项重要维修技术,应用前景广、附加值高。

 

目前热障涂层陶瓷面层的去除方法主要有干吹砂法、熔融碱法和高压水法。干吹砂法去除涂层厚度不易控制,造成涡轮叶片壁厚不足、且容易对高温合金基体和金属粘结底层造成损伤。熔融碱法利用热障涂层在涂覆制备及服役过程中金属粘结底层和YSZ陶瓷面层界面所形成的热氧化生长层(α-Al2O3)与熔融KOH碱液发生反应:2KOH+ Al2O3=2KAlO2 +H2O,使得YSZ陶瓷面层松动,再通过湿吹砂后处理工艺,即可达到去除涡轮叶片表面热障涂层的目的(如图8所示)。

 

图8  熔融碱法去除热障涂层设备宏观照片

 

高压水法采用压力高达4000bar(400MPa)的纯水(去离子水,杂质颗粒小于1μm)通过旋转喷枪喷射到零件表面,通过类似于铣削的“软铣削”方法去除零部件表面涂层的方法(如图9所示)。

 

图9  高压水法去除热障涂层设备宏观照片

 

对于金属粘结底层主要采用化学法和高能粒子轰击法去除。涂层的去除程度可以通过热着色方法判断。先用120~250目沿叶型方向以较小的压力在叶片表面吹砂,然后将清洁的叶片置入空气循环炉内加热到510~590℃保温1h,空冷,目视检验叶片颜色。蓝色表示涂层已完全去除,稻草色或金黄色表示涂层未完全去除(如图10所示)。

 


图10 热着色方法判断涂层去除程度示意图

 

从上述讨论可以看出,作为航空发动机涡轮叶片的棉大衣,热障涂层的应用可以显著提升涡轮叶片的可靠性和服役寿命。热障涂层是迄今为止最复杂的涂层体系之一,设计时应将高温合金基体、金属粘结底层、陶瓷面层及零件结构特点和服役工况作为一个整体来考虑,选择合适的涂层材料和涂层工艺,以提高界面匹配性和环境适应性,提升热障涂层综合性能。此外,还需要加强抗CMAS损伤热障涂层技术、热障涂层去除技术和无损检测技术和新型涂层制备关键技术研究,为航空发动机的安全可靠飞行保驾护航。

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