氧化鋯熱障涂層在航空發動機上的應用和發展

孫福波,涂 泉

（貴州紅湖機械廠，貴州561116）

1 引言

對氧化鋯熱障涂層（TBCs）的研究始于20世紀40年代末，于60年代初應用在JT8D發動機燃燒室內壁。到80年代末，隨著發動機推重比的提高，發動機熱端部件需承受的溫度大幅度提高，而相關材料的承溫能力有限，因此，在應用先進冷卻技術的同時，TBCs作為減少冷卻氣體、延長部件壽命的1種重要工藝手段而受到重視。進入21世紀，對TBCs隔熱溫度，推重比10一級發動機要求達到100～150℃，推重比15一級發動機要求達到150～200℃，同時，還要求TBCs具有抗高溫腐蝕和高溫氧化的作用，抗氧化溫度達到1250℃。

本文對TBCs的特性和不同制備方法以及在航空發動機上的應用情況和發展需求進行了闡述。

2 基本特性和制備方法

2.1 基本特性

TBCs亦稱熱屏蔽涂層，是現代航空發動機的關鍵技術之一，一般由金屬黏結層和陶瓷面層組成。作為熱障涂層的陶瓷材料具有高熔點、低熱導率、低輻射率和高反射率等特點，采用電子束物理氣相沉積EB-PVD技術和等離子噴涂技術制備，噴涂在發動機熱端部件（如火焰筒、加力燃燒室、渦輪葉片）的表面，將部件與高溫燃氣隔絕開來，以降低部件的工作溫度，并保證部件免受燃氣的高溫腐蝕與沖蝕。

目前，TBCs應用最多的是氧化釔部分穩定的氧化鋯（ZrO2）材料。該材料的涂層具有在氧化性介質中十分穩定，熱導率和電導率低，抗熔融金屬介質侵蝕能力強等特點，與金屬或碳接觸的使用溫度為1700～2090℃。

TBCs一般不使用純ZrO2粉末。因為純ZrO2粉末在高溫下的晶型轉變會使其發生較大的體積變化而產生剝蝕現象。在加熱過程中，伴隨著約7%的體積收縮；而在冷卻過程中，則產生超過7%的體積收縮。在每次加熱和冷卻過程中，ZrO2隨著晶型轉變而發生的體積收縮是不可逆的。每一循環殘存的不可逆的體積變化經積累，形成很大的熱應力，使其發生開裂和剝落而失效。因此，ZrO2不能用于1000℃以上的抗熱震涂層，如圖1所示[1]。

圖1 ZrO2在加熱和冷卻過程中的晶型轉變與體積變化

研究發現，6%～8%Y2O3部分穩定的ZrO2，在溫度為1300℃時仍保持立方晶體，十分穩定，并能在更高的使用溫度（≥1350℃）下使用。ZrO2晶形轉變的體積應力最小，因而耐熱震性能更好，因此Y2O3－ZrO2已成為現代航空發動機應用的先進TBCs材料。

3 熱障涂層制備方法及各種方法的優缺點

發動機涂層制備技術主要包括等離子噴涂、電子束物理氣相沉積和離子注入。

等離子噴涂包括大氣等離子噴涂、層流等離子噴涂、真空等離子噴涂、軸向送粉等離子噴涂，溶液等離子噴涂是最新發展的涂層制備技術。

3.1 大氣等離子噴涂

等離子噴涂技術主要用于導向葉片。

3.1.1 大氣等離子涂層形成[2]

大氣等離子平臺涂層的形成過程如圖2所示。

圖2 涂層原理及結構

（1）粉材進入熱源高溫區，被加熱、熔化，形成熔滴。

（2）熔融粒子被等離子射流推動，向前飛行。

（3）熔融粒子以較大的動能沖擊基材表面，與基材碰撞，熔滴飛濺變形。

（4）熔滴冷凝收縮，交錯黏結。

3.2 等離子噴涂特點

（1）優點。射流溫度高，能噴涂一切有固定熔點的材料；射流速度大，涂層結構力比較高；被噴涂的工件不受限制（復雜零件除外），溫度低于200℃，基體一般不變形，也不發生組織變化。

（2）缺點。涂層與基體的黏結仍以機械結合為主，不宜承受振動、沖擊等重負荷；操作環境較惡劣，要求采取勞動保護和環境保護措施；影響涂層質量的因素多，且難以對涂層質量進行非破壞性檢查。

3.3 電子束物理氣相沉積

電子束物理氣相沉積技術(EB-PVD)屬于濺射鍍，主要用于工作葉片。

EB-PVD是指在真空狀態下，利用具有高能量密度的電子束轟擊沉積材料（金屬、陶瓷等），使之熔化、蒸發，并在基體上凝結沉積，形成涂層——具有有序結構、彼此分離的柱狀晶體。該技術具有很高的沉積速率和較好的工藝可重復性。

3.3.1 優點

（1）結合強度高。涂層沉積在真空狀態下進行，有利于防止基體與涂層材料被污染和氧化，沉積的柱狀晶體與基體底層結合牢固，質量較高。

（2）具有柱狀晶體結構。晶體的生長方向和晶界方向均垂直于基體表面，與等離子噴涂層的片層狀結構完全不同。其抗剝落壽命比等離子噴涂的提高7倍，如圖3所示[3]。

（3）涂層致密、硬度高。涂層硬度提高，耐磨性比等離子噴涂的高2倍。

圖3 熱障陶瓷涂層柱狀晶結構

（4）涂層表面光潔。經EBPVD沉積的TBCs，表面粗糙度低，Ra≈2.1μm，不需要進行光飾處理。

3.3.2 缺點

（1）熱導率高。涂層十分致密，熱傳導性能提高，絕熱屏蔽效果降低。

（2）成本高，沉積速度慢，特別是難于沉積mm級的厚涂層。而對TBCs的要求是增大厚度，以提高絕熱和熱屏蔽能力。

（3）與等離子噴涂相比，噴涂速率較低。

3.4 溶液等離子噴涂

溶液等離子噴涂（SPS法）降采用鋯酸鹽溶液作為原料，將霧化的微細液滴饋送入等離子焰流中，經蒸發、破碎、膠凝、沉淀、熱解、燒結等，在基體上沉積出具有納米結構的TBCs。其工藝流程如圖4所示。

圖4 以SPS法制備納米涂層的工藝流程

其制備的TBCs特點如下：

（1）能獲得nm級晶體。涂層的晶體尺寸為10～30 nm。隨著陶瓷粒子細化至nm級，其性能大幅提高。因此，涂層十分致密，表面粗糙度很低，涂層與基體的結合強度及涂層自身的力學性能大大提高。

（2）具有均勻的nm級和μm級孔隙。這使看似非常致密的納米涂層成為十分微細的“蜂窩”多孔結構，因而具有很好的絕熱性能。

（3）熱穩定性好。nm級晶粒的氧化物陶瓷，在高溫為578℃（1073 K）時顯示出優異的抗晶粒長大的能力和熱穩定性，產生抗晶界溶解的阻力，能在升高溫度時有效地抑制晶粒長大，具有奇特的“釘扎效應”。

（4）產生縱向裂紋。納米陶瓷涂層產生微細的縱向裂紋，不存在等離子噴涂態涂層的片層顆粒和片層晶界，與EB-PVD沉積的柱狀晶結構的性能相似，具有很高的抗高速燃氣沖刷能力和由此能力產生的抗剪切應力和彎曲應力的能力，提高了TBCs沿平行于界面的方向產生剝落的能力。

SPS法制備納米熱障陶瓷涂層技術是1項新興技術，尚不完善和成熟，一些理論問題還有待探討，是否能滿足第5代發動機的研制要求有待進一步研究。

4 應用與展望

4.1 應用

4.1.1 性能要求

發動機研制對TBCs性能的要求如下。

（1）耐高溫。發動機熱效率與渦輪機燃氣進口溫度（即燃氣初溫）密切相關?，F代航空發動機渦輪燃氣進口溫度已達1700℃，這就對TBCs耐高溫性能提出了更高的要求。

（2）絕熱性好。發動機熱端部件用高溫合金（如高溫鎳基合金）的工作溫度已達1100℃左右。提高發動機燃氣初溫主要通過空氣冷卻和絕熱涂層2種途徑，而空氣冷卻又會降低發動機的熱效率。顯然，采用具有低熱導率的陶瓷涂層對高溫合金基體進行絕熱保護是十分重要的措施。

（3）耐熱震性好。TBCs必須能夠承受從高溫到低溫的溫度周期性變化，以及熱疲勞性和熱沖擊性。溫度范圍變化越大，冷卻速度越高，則涂層應力越大、開裂甚至剝落的可能性越大。

（4）化學穩定性強。TBCs在高溫下，耐氧化，耐高速燃氣的腐蝕和沖蝕，并且不會與基體材料發生有害的化學反應。

（5）涂層密度低。TBCs為低密度熱障材料，含有大量微細孔隙，不僅質輕，絕熱性好，而且對裂紋和熱沖擊的敏感性也較小。

（6）結合強度高，使用壽命長。TBCs與基體金屬之間必須有高的結合強度，以保證在有效的使用期內涂層不會剝落和失效。TBCs的使用壽命包含2層意思：第1，在工作溫度下持續暴露的時間，這對于發動機續航和遠航能力十分重要；第2，涂層失效的大修時間，即總的使用壽命，這對于減少維修、提高經濟效益頗為重要。

4.1.2 材料要求

（1）黏結底層材料。常用的黏結底層材料是MCrAlY(M=Ni,Co,Fe)，也可在此合金材料基礎上涂加Hf、Th等合金元素。

（2）氧化物類陶瓷面層材料。即高純Al2O3和經穩定化處理的ZrO2基陶瓷材料。目前，在航空發動機上使用最普遍的是氧化釔部分穩定的氧化鋯粉末材料。

4.1.3 應用效果

（1）提高了發動機功率和熱效率。例如：渦輪葉片背涂覆1厚27μm的TBCs，可使高溫葉片的表面溫度由1055℃降低到866℃，減少因采用強制空氣冷卻而消耗的葉片熱量。噴涂TBCs的渦輪葉片，可以降低40%的冷卻氣消耗，從而提高發動機熱效率；這亦相當于降低了高溫合金的受熱溫度，從而可進一步提高渦輪的燃氣初溫，進一步提高發動機功率。

（2）降低了燃油消耗。降低了熱耗，使燃油消耗降低約1.3%。如美國250架噴氣式飛機的全部高壓渦輪葉片噴涂TBCs后，1年即可節約航空燃油3.78萬m3，即每架飛機節約 151 m3/(年.架)。

（3）延長了使用壽命和大修期。發動機熱端部件噴涂TBCs后，使用壽命提高3～4倍，從而大大延長了發動機大修期，減少了停機和維修所帶來的損失。

4.2 展望

（1）新型 TBCs，如雙陶瓷涂層的TBCs結構。日本國家研究所的Kazuo UENO等人在對ZrO2基TBCs研究時發現，稀土氧化物CeO2是ZrO2陶瓷的改性穩定劑，能顯著降低ZrO2陶瓷的熱導率，提高TBCs的絕熱屏蔽效果，還能提高ZrO2陶瓷材料的熱膨脹系數，使CeO2～ZrO2熱障陶瓷涂層與高溫合金基體黏結涂層之間的熱膨脹系數的差別減小。當CeO2的含量為20%～30%時，其熱導率降低4～5倍；當CeO2的含量達30%時，其熱膨脹系數約為12×10-6/K，非常接近高溫合金的熱膨脹系數，從而顯著降低TBCs的熱應力，提高其耐熱震性能和使用壽命。

在此基礎上，通過涂層應力計算，設計出具有雙陶瓷層的新型熱障陶瓷涂層系統，即在基體上首先噴涂MCrAlY黏結底層，然后噴涂氧化釔穩定的氧化鋯（YSZ）熱障陶瓷涂層，最后噴涂添加CeO2的YSZ（CeYSZ-CeO2/Y2O3/ZrO2）三元復合氧化鋯涂層。YSZ涂層硬度較低，韌性好，主要起承受熱震引起的強熱沖擊的作用；而CeYSZ涂層的熱導率極低，是性能優異的絕熱屏蔽涂層。當TBCs厚度比為 50：50時（2C2Y試樣），其熱循環試驗壽命超過3000次，比只有YSZ單層TBCs的試樣（OC4Y）的熱循環壽命提高上百倍。

（2）納米 ZrO2基 TBCs。采用液體等離子噴涂技術制備納米ZrO2基TBCs是未來的發展方向，用SPS法沉積的ZrO2基納米熱障陶瓷涂層，綜合了EB-PVD法和APS法的優點，克服了各自的缺點，有可能成為第4代和第5代航空發動機用的TBCs。

5 結束語

TBCs是航空發動機技術發展的必然要求，目前的研究已經取得了很大進展，在燃燒室火焰筒、燃油總管、加力筒體隔熱屏及渦輪葉片上均得到成功的應用。

作為發動機熱端部件重要的高溫防護技術，國內部分型號發動機的工作葉片、導向葉片、加力筒體隔熱屏和燃油總管等已涂覆了TBCs，但還不能滿足發動機發展的需求。對此，應借鑒國外的經驗，加快TBCs材料制造技術和涂層制備技術的研究和驗證工作。

[1]鄧世均.高性能陶瓷涂層[M].北京：化學工業出版社，2004.

[2]關橋，劉方軍.高能束流加工技術在航空發動機上的應用[M].北京：北京航空制造工程研究所,2005.

[3]劉方軍.電子束物理氣相沉積技術[M].北京：北京航空制造工程研究所,2006.

[4]趙振業，周莉珊，陳亞莉，等.航空材料發展研究報告 [R].北京航空制造工程研究所，2007.