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热障涂层在航空发动机涡轮叶片上的应用

时间:2014-01-17 10:06:07  来源:燃气涡轮试验与研究  作者:文生琼,何爱杰,王 皓

摘 要:本文分析了热障涂层(TBCs)技术应用于发动机涡轮叶片上的必要性,介绍了热障涂层在国外发动机涡轮叶片上的应用情况及国内的发展状况,同时还比较了等离子喷涂和电子束物理气相沉积两种主要制备方法的优缺点,最后展望了热障涂层的应用前景。

关键词:热障涂层;航空发动机;涡轮叶片

1引言
        目前国外新型军用燃气涡轮发动机的燃气温度已达 1 538~1 871℃,使得涡轮叶片工作条件十分恶劣。 由于涡轮叶片前后缘较薄,热惯性较小,因而受热速度快,在涡轮叶片内产生很大的温度梯度,使前后缘产生很大热应力,反复作用就会出现热疲劳(低周疲劳)裂纹。 尤其是对于第 1 级涡轮叶片,起动-停车引起的热冲击和热疲劳现象往往成为涡轮叶片的主要故障之一。
        涡轮叶片在高温、高应力条件下工作,目前仅靠采用先进的冷却技术、 发展新型耐高温合金材料和改进涡轮叶片的制造工艺, 在较短时期内是难以满足安全可靠工作所必需的高温蠕变强度和抗高温氧化腐蚀能力的。 现役发动机的高温部件材料许用温度均在 1 100℃以下。 目前,我国高性能发动机的涡轮叶片为具有复杂内腔的空心叶片, 采用复合冷却技术对其进行气冷降温, 将材料用到了使用温度极限。对于更高性能的航空发动机,其涡轮叶片将面临更高的涡轮前进口温度, 用目前成熟的材料和工艺已难以使涡轮叶片正常工作。 涡轮叶片耐高温能力的极限,羁绊着航空发动机推重比的提升,快速、有效地提高涡轮叶片的耐高温能力就成为当务之急。当前解决这一问题的主要手段之一是在涡轮叶片表面采用热障涂层技术(TBCs)。 热障涂层技术的基本设计思想是利用陶瓷材料优越的耐高温、耐腐蚀、耐磨损和绝热等性能使其以涂层形式和基体复合,以提高结构件抵抗高温腐蚀的能力。 即研制既具有相当隔热效果又可经受长期高温氧化腐蚀的陶瓷热障涂层,通过将低导热性、耐高温的陶瓷材料以涂层的方式沉积到高温合金基体表面以达到隔热和降低工件表面工作温度的目的。 如在 1 055℃工作环境下,在涡轮叶片金属基体上喷涂 127 μm 的热障涂层,可使金属基体的温度降低 189℃[1]。 由此可见,热障涂层的应用可提高涡轮前燃气温度或减少冷却空气量,从而提高发动机性能或推力。
2国外热障涂层在涡轮叶片上的应用
        采用热障涂层系统可带来巨大的效益,发达国家的先进发动机热端部件几乎都采用这一技术。 如NASA 的实验表明,0.4 mm 陶瓷热障涂层可使叶片基体的温度降低 100~300℃[2]。 国外热障涂层系统一般是两层结构,外层为隔热陶瓷层,利用其较低的热传导性和基体自带的冷却系统,可在陶瓷中产生较大的温度降。 内层为粘结层,可以改善陶瓷层与金属基体的粘结性能,同时也具有抗氧化功能,保护叶片基体免受氧化侵害。
        热障涂层研究始于 20 世纪 40 年代末[3],到 60年代就已应用于 X-15 火箭喷嘴和燃气轮机燃烧室部件。70 年代中期,由于双层涂层系统开发成功和热障涂层研究获得突破性进展, 使之应用于燃气轮机涡轮叶片、导向叶片、翼面和涡轮桨等。 进入 80 年代, 逐渐在一些机型的发动机叶片上开始进行试飞或实际使用。 在此期间所采用的制备方法主要为等离子喷涂(PS)。 由于等离子喷涂工艺特性所致,涂层表面粗糙,影响空气动力特性,而且一部分相互连通的气孔成为外部腐蚀气体和杂质进入涂层内部的通道,降低了粘结底层抗氧化及热腐蚀性能,使得下面的金属结合层易氧化导致开裂, 抗剥落寿命得不到保障。 为了获得更高抗剥落寿命的热障涂层,研究者将先进的电子束物理气相沉积(EB-PVD)技术引入到热障涂层制备中。 EB-PVD 热障涂层的研究始于 20世纪 70 年代,美国普惠公司于 80 年代取得突破,随后该技术在德国等国也获得了成功应用[4]。 图 1 给出了德国宇航研究院(DLR)在高压涡轮上采用 EB-PVD制备的热障涂层[5]。 到 80 年代中期,西方几家大的航空发动机公司所研制的航空涡轮发动机均采用了或准备采用 EB-PVD 热障涂层来保护工作叶片及导向叶片,有些公司已通过实际飞行试验并投入使用。 目前,普惠公司的 PW2000 及 PW4000,GE 公司的 CF-80C2、CFM56-5a 系列、F414 以及 JT-9D 的涡轮叶片都已采用了热障涂层。 其中 1994 年 3 月交付使用的PW2000“降温型”发动机,其第 1 级高压涡轮工作叶片和导向叶片寿命比原型机提高 2 倍, 第 2 级高压涡轮工作叶片寿命比原型机提高 1.5 倍[6],热障涂层的使用便是使其寿命提高的关键技术之一。 前苏联(目前主要是俄罗斯和乌克兰)也用 EB-PVD 法成功地在涡轮工作叶片上制备了热障涂层, 并已用在军机上;罗•罗公司的 RB211-535E4 发动机在叶片上、下缘板与燃气接触的表面上也喷涂有热障涂层。
        国外实际使用及实验验证表明, 在涡轮叶片表面喷涂热障涂层可收到显著的技术经济效益: ①有效提高航空发动机涡轮进口温度, 从而提高发动机的性能;②提高零件工作表面的耐蚀性,将叶片基体与燃气流隔开可以避免燃气流对零件基体的侵蚀;③降低叶片温度,延长叶片的使用寿命,使叶片的可靠性更好;④减少来自压气机的冷却空气流量;⑤简化冷却通道设计,从而降低涡轮叶片加工工艺难度,减少制造成本。
3国内热障涂层的发展
        我国在热障涂层研究方面起步较晚。在 20 世纪60~70 年代曾利用等离子喷涂为燃烧室火焰筒等制备热障涂层, 随后逐步开始在航空发动机其他部分部件上应用。为适应我国航空发动机发展的需要,在90 年代中期,一些科研单位和院校开展了电子束物理气相沉积技术制备热障涂层的研究, 并从国外引进大功率多电子束物理气相沉积设备。 随着航空航天技术的发展, 目前我国的热障涂层技术也有了较大的进步, 热障涂层已经应用于发动机燃烧室、喷口、涡轮叶片等处。 21 世纪初,用电子束物理气相沉积技术成功地将热障涂层制备在某机 I 级涡轮叶片上;经装机试车考核,该热障涂层的性能达到国外同类产品的技术水平[7]。
        热障涂层结构有多种,我国目前性能较好的、工艺较成熟的热障涂层是双层结构。 双层结构热障涂层主要包含一层较薄的低导热率陶瓷顶层(典型的部分稳定氧化锆)和一层金属粘结层。氧化锆的熔点高,具有良好的高温稳定性、高温耐腐蚀性和耐磨损性,热导率低,热膨胀系数大,有良好的抗热循环性能,可以降低金属温度并缓和涡轮叶片工作中的瞬态温度峰值。粘结层可以防止下面的超合金发生氧化,把陶瓷的优良粘合力传给底层。
        与国外相比, 我国热障涂层在航空发动机涡轮叶片上的实际应用还处于初级阶段, 电子束物理气相沉积技术还较落后。 如:工艺上,电子束物理气相沉积技术还未达到工程实用,尚处于试验阶段;热障涂层的性能强度寿命研究刚起步; 涂层系统性能参数的测试方法及测试手段还未建立; 涂层主要的实验考核设备还很缺乏, 更缺乏与此相应的带涂层叶片设计理论等。 要在工作于更高温度的涡轮叶片上使用热障涂层,尚需进行更深入的攻关性研究。
4涡轮叶片上热障涂层的制备
         热障涂层的制备方法主要有等离子喷涂法、激光-等离子复合法、 激光熔覆法及电子束物理气相沉积法, 目前主要采用等离子喷涂法和电子束物理气相沉积法。
等离子喷涂热障涂层的工作原理是通过电离形成等离子气流,温度可达 2 000℃,能在很短时间内迅速将涂层材料熔化或软化,然后以很高的速度(可达 200 m/s)喷在预热的基体或已喷的涂层上,涂层与基体的结合方式主要是机械锁定。 这种方法的优点是喷涂速度快,生产效率高,零件尺寸不受真空容器的体积限制,可以很大;缺点是不易用来喷涂形状复杂的零件,喷涂厚度不均匀,表面较粗糙,结合不牢,涂层寿命较低,因此不适于在对表面粗糙度和寿命都有很高要求的航空发动机涡轮叶片上应用。
         电子束物理气相沉积法是将零件放在一真空容器中, 电子枪产生的高能电子束将涂层材料加热熔化蒸发后,涂层材料以原子、分子的形态覆盖到零件表面。涂层系统的组织结构具有明显的柱状特征,近似于一种无应力状态, 涂层与基体间及涂层内部都是以化学键形式结合,强度较高。 优点是:①该涂层是由许多柱状晶体排列而成, 柱状晶体之间相互靠在一起但彼此分离,每个晶体牢牢地粘到底层(粘结层)上,这种结构使其应变容限大大提高,有关对比实验表明其寿命是等离子涂层的 8 倍; ②该喷涂的表面光洁度高、 耐磨性好, 可以喷涂形状复杂的零件,而且此类热障涂层表面光滑,可复现原底层粗糙度,无需再加工,可减少燃气阻力,提高涂层使用寿命;③工艺参数比等离子喷涂易于控制。 缺点是:①涂料中各组成元素的蒸发压力有区别, 因此涂料成分越复杂(如粘结层 MCrAlY),工艺也就越复杂;②喷涂速度慢、效率低,成本较高。
         电子束物理气相沉积与等离子喷涂制备涂层特点见表 1[9]。目前,电子束物理气相沉积法已被成功用于各种耐磨涂层、防腐涂层、微叠层材料和航空用新型叶片的制备。 电子束物理气相沉积法制备的陶瓷涂层的抗热冲击、 抗剥落性能远优于等离子喷涂法制备的陶瓷涂层,并且涂层的表面粗糙度低,处理后陶瓷表面粗糙度 可达到 0.7 μm,远小于等离子喷涂涂层的 2 μm 左右,具有良好的耐磨性。 普惠公司对 JT90第 1 级涡轮叶片的飞行试验证实: 由等离子喷涂制备的热障涂层经过 1 500 h 飞行后就已破坏, 但是电子束物理气相沉积制备的热障涂层经过 5 000 h后仍处于良好状态[8]。 所以用电子束物理气相沉积制备的热障涂层是未来发展的重点, 也是用于航空发动机涡轮叶片喷涂热障涂层的通用做法。
        热喷涂的实际操作过程中, 通常在基体材料和工作层之间不能形成良好的结合。 为了增强结合强度和保护基体, 还需要在工件表面喷涂一层形成微冶金结合的、 材料的膨胀系数与工件和表面涂层材料相近的打底涂层(过渡层)。 打底涂层具有比基体材料更好的抗氧化能力和耐腐蚀性能。
4结论
        本文采用自动优化设计方法对某燃气涡轮静叶栅进行了周向积叠规律优化设计,可得出如下结论:(1) 优化后得到一个根部具有明显反弯特征的叶栅,在流量基本不变的条件下,总损失相对原型减少了 6%以上,性能更优。(2) 损失减少的主要原因是积叠线反弯使吸力面的径向流动减弱, 叶根处的低能流体向叶展中部的流动减弱,叶展中部的性能明显得到改善。
参考文献略

 

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